[發(fā)明專利]一種機械產(chǎn)品長周期疲勞試驗數(shù)據(jù)處理與趨勢預(yù)判方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202010123456.2
• 申請日: 2020-02-27
• 公開（公告）號: CN111307483B
• 公開（公告）日: 2021-09-07
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 陳鍇;吳世芳;周俊
• 申請（專利權(quán)）人: 成都飛機工業(yè)（集團）有限責(zé)任公司
• 主分類號: G01M99/00
• 分類號: G01M99/00;B64F5/60
• 代理公司: 成都天嘉專利事務(wù)所(普通合伙) 51211
• 代理人: 蘇丹

本發(fā)明涉及一種機械產(chǎn)品長周期疲勞試驗數(shù)據(jù)處理與趨勢預(yù)判的方法，屬于航空制造領(lǐng)域。該方法以三層映射數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)為基礎(chǔ)，對初始試驗數(shù)據(jù)進行分類排序，基于統(tǒng)計學(xué)的趨勢判斷算法進行預(yù)判疲勞裂紋的產(chǎn)生。由于飛機全機疲勞試驗數(shù)據(jù)存在海量、亂序等特點，無法直接針對試驗數(shù)據(jù)進行統(tǒng)計分析，必須先根據(jù)試驗數(shù)據(jù)特點進行分類排序，然后才能進行疲勞試驗數(shù)據(jù)趨勢預(yù)判。本發(fā)明通過采用試驗數(shù)據(jù)整合、分類及趨勢判斷等方法，能夠有效、快速地針對飛機全機長周期疲勞試驗海量數(shù)據(jù)進行快速排序分類，并根據(jù)整合后數(shù)據(jù)進行趨勢預(yù)判，預(yù)估結(jié)構(gòu)中是否出現(xiàn)疲勞裂紋，為試驗人員提供參考。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及航空制造領(lǐng)域，具體涉及一種機械產(chǎn)品長周期疲勞試驗數(shù)據(jù)處理與趨勢預(yù)判方法。

背景技術(shù)

全機疲勞試驗是飛機研制過程中一項重要的驗證性試驗，其目的在于驗證機體結(jié)構(gòu)是否滿足設(shè)計使用壽命要求，以及驗證飛機疲勞關(guān)鍵件的耐久性、損傷容限分析結(jié)果，暴露結(jié)構(gòu)疲勞薄弱部位，挖掘飛機設(shè)計使用壽命潛力，為制定合理的使用維護和修理方案及開展單機壽命監(jiān)控提供可靠的試驗數(shù)據(jù)。

全機疲勞試驗的內(nèi)容按照時間順序分為疲勞試驗、裂紋擴展試驗和剩余強度試驗。首先開展疲勞試驗，按照試驗載荷和載荷譜要求進行“飛—續(xù)—飛”循環(huán)疲勞加載，試驗周期為3倍設(shè)計壽命。其次，開展裂紋擴展試驗，當(dāng)機體結(jié)構(gòu)疲勞試驗達到了試驗?zāi)繕藟勖抑饕Y(jié)構(gòu)部位(PSE)也出現(xiàn)了明顯可檢裂紋時，試驗應(yīng)轉(zhuǎn)入裂紋擴展試驗階段。裂紋擴展試驗壽命取決于主要結(jié)構(gòu)部位的裂紋擴展情況，該飛機的裂紋擴展試驗壽命為1倍設(shè)計壽命。最后，開展剩余強度試驗，根據(jù)機體結(jié)構(gòu)裂紋擴展試驗的結(jié)果，針對主要裂紋產(chǎn)生的部位和結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位，確定出相應(yīng)的剩余強度試驗載荷情況。

全機疲勞試驗在一個周期內(nèi)針對不同的通道名稱(也就是檢測位置，應(yīng)變片釆集位置)根據(jù)載荷譜進行多次壓力加載試驗，如此循環(huán)往復(fù)N個周期，直至達到足夠大的樣本量，具有周期長、應(yīng)變片釆集數(shù)據(jù)量大的特點，試驗過程中產(chǎn)生的原始數(shù)據(jù)具有散亂、海量等特點，以圖1為例，最大行號為71774，通道多達近2000個，因此需要整合的疲勞分析數(shù)據(jù)近140,000,000個。整個5周期的載荷通道近500個，需要處理的疲勞試驗曲線近1,000,000條。

若試驗數(shù)據(jù)的管理和試驗結(jié)果的分析處理以及試驗數(shù)據(jù)趨勢向判斷采用傳統(tǒng)的人工處理方法，不僅需要耗費大量的人力和時間，而且數(shù)據(jù)處理結(jié)果的準確性難以得到保證，因此采取有效的方法對海量試驗數(shù)據(jù)進行快速準確的分析，及時掌握試驗過程中結(jié)構(gòu)受載情況，對結(jié)構(gòu)裂紋預(yù)判以及結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)控至關(guān)重要，對試驗數(shù)據(jù)預(yù)先進行準確的處理分析也是后續(xù)開展全面試驗數(shù)據(jù)分析的基礎(chǔ)。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明旨在解決現(xiàn)有技術(shù)中的上述問題，提出了一種機械產(chǎn)品長周期疲勞試驗數(shù)據(jù)處理與趨勢預(yù)判方法，該方法能夠解決飛機長周期疲勞試驗數(shù)據(jù)存在的海量、亂序、分析困難等問題，實現(xiàn)對海量試驗數(shù)據(jù)進行快速準確的分析及結(jié)構(gòu)裂紋預(yù)判。

為了實現(xiàn)上述發(fā)明目的，本發(fā)明的技術(shù)方案如下：

一種機械產(chǎn)品長周期疲勞試驗數(shù)據(jù)處理與趨勢預(yù)判方法，其特征在于，包括數(shù)據(jù)采集步驟，數(shù)據(jù)整合步驟，數(shù)據(jù)處理步驟和異常點判斷步驟；其中，

數(shù)據(jù)采集步驟，是指對機械產(chǎn)品進行循環(huán)壓力加載試驗，并記錄每個單次試驗的周期數(shù)、通道名稱、載荷狀態(tài)以及具體數(shù)組，作為該單次試驗的一條數(shù)據(jù)保存；

數(shù)據(jù)整合步驟，是指將記錄的N條數(shù)據(jù)采用從周期映射到通道名稱、通道名稱映射到載荷狀態(tài)、載荷狀態(tài)映射到具體數(shù)組的三層映射結(jié)構(gòu)進行分類排序，得到整合數(shù)據(jù)；

數(shù)據(jù)處理步驟，是指針對機械產(chǎn)品在彈性狀態(tài)下獲取的相同通道、相同載荷狀態(tài)M的一組整合數(shù)據(jù)，計算該機械產(chǎn)品的應(yīng)變初始值ε_M,0和應(yīng)變閾值Δε，再將后續(xù)采集的應(yīng)變測量值進行修正處理后與應(yīng)變閾值Δε作比較；

異常點判斷步驟，是指若修正后的應(yīng)變測量值ε_i超出應(yīng)變閾值Δε則視為異常點，對應(yīng)機械產(chǎn)品可能出現(xiàn)裂紋。