[發明專利]一種基于UKF的飛機疲勞結構剩余壽命預測方法

有效

• 申請號: 201710995498.3
• 申請日: 2017-10-23
• 公開（公告）號: CN107577902B
• 公開（公告）日: 2020-11-13
• 發明（設計）人: 林琳;羅斌;郭豐;王晨;鐘詩勝
• 申請（專利權）人: 哈爾濱工業大學
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20;G06F119/04;G06F119/02
• 代理公司: 哈爾濱華夏松花江知識產權代理有限公司 23213
• 代理人: 岳昕

1.一種基于UKF的飛機疲勞結構剩余壽命預測方法，其特征在于：所述基于UKF的飛機疲勞結構剩余壽命預測方法的具體過程為：

步驟一：基于Paris疲勞裂紋擴展公式，建立狀態空間評估模型：

(1)系統狀態參數轉移模型為：

其中x_k為狀態參數向量，a_k為結構裂紋，C_k和m_k為結構的材料性能參數，g(·)為裂紋擴展方程，w_a,k-1、w_C,k-1、w_m,k-1分別為a_k、C_k、m_k的系統過程噪聲，f(·)非線性系統狀態轉移方程，W_k-1為系統噪聲向量，k為時間或載荷周期；

(2)系統狀態參數觀測方程為：

其中z_k為觀測向量，z_a,k為結構裂紋的觀測值，z_{grow_a,k}為結構裂紋增量的觀測值，v_k為結構裂紋的觀測噪聲，h'(x_k)為觀測方程，V_k為系統的觀測噪聲向量；

步驟二：對步驟一建立的狀態空間評估模型利用無跡卡爾曼濾波算法進行濾波，得到準確的狀態參數向量x_k；具體過程為：

步驟二一：進行初始化：k＝0；對狀態參數向量進行初始化，設置狀態參數均值和方差分別為：和P₀；

步驟二二：計算Sigma點集和對應的權重，得到Sigma點集{χ_0,k-1,χ_1,k-1,...,χ_6,k-1}及對應的權重{ω_0,k-1,ω_1,k-1,...,ω_6,k-1}；

步驟二三：進行時間預測；

步驟二三一：利用非線性系統轉移狀態方程傳遞Sigma點：根據系統狀態參數轉移模型，得到轉移后的點集為：χ′_i,k-1＝f(χ_i,k-1)(i＝0,...,6)；

步驟二三二：進行狀態參數的預測：x_k|k-1為預測的狀態參數；所述狀態參數為a_k、C_k和m_k；

步驟二三三：進行狀態參數方差矩陣計算：

步驟二三四：進行sigma采樣點觀測值計算：γ_i,k-1＝h(χ′_i,k-1)(i＝0,...,6)；

步驟二三五：進行測量值預測：

步驟二三六：進行測量值方差計算：

步驟二四：進行測量更新；

步驟二四一：系統狀態參數與測量值的協方差計算：

步驟二四二：進行卡爾曼增益矩陣計算：

步驟二四三：進行狀態參數向量和方差更新：x_k＝x_k|k-1+K(z_k-z_k|k-1)，其中z_k為在第k步對應時刻由傳感器獲得的裂紋長度；P_x,k＝P_x,k|k-1-K_kP_z,kK_k^T；K_k^T是卡爾曼增益矩陣K_k的轉置；

步驟二五：取k＝1，重新執行步驟二二至步驟二四，直至k的取值達到設定閾值為止，得到準確的狀態參數向量x_k；

步驟三：利用步驟二得到的準確的狀態參數向量x_k，進行結構的裂紋擴展剩余壽命預測。