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原文传递一种飞机襟翼操纵系统的状态监测方法及系统

专利名称：	一种飞机襟翼操纵系统的状态监测方法及系统
摘要：	本发明提出了一种飞机襟翼操纵系统的状态监测方法及系统。本发明构建了襟翼机械传动系统的等效动态模型，并为选择飞机健康监测特征参数提供了一种新的方法。利用多自由度法构建模型的等效动态模型和数学模型，从而得到能够反映系统主要特性的传递函数。并提供了一种新的基于CAD模型参数选取及经验公式计算等效动态模型中的等效参数的值，辨识出了襟翼等效模型的弹簧‑阻尼‑质量参数。通过分析系统的机理寻找影响系统健康状态的因素，通过仿真分析验证影响襟翼操纵系统健康状态的因素及反映健康状态的参数。实现了基于飞机健康特征参数对多自由度的飞机襟翼操纵系统的状态进行监测。
专利类型：	发明专利
申请人：	西北工业大学
发明人：	郭一涵;梁艳;马存宝;董旭;胡碧媛;江金泽
专利状态：	有效
申请日期：	1900-01-20T17:00:00+0805
发布日期：	1900-01-20T01:00:00+0805
申请号：	CN201911300483.6
公开号：	CN111086646A
代理机构：	北京高沃律师事务所
代理人：	杨媛媛
分类号：	B64D45/00;B64F5/60;B;B64;B64D;B64F;B64D45;B64F5;B64D45/00;B64F5/60
申请人地址：	710000 陕西省西安市友谊西路127号
主权项：	1.一种飞机襟翼操纵系统的状态监测方法，其特征在于，所述监测方法包括如下步骤：根据襟翼操纵系统的机械传动子系统的结构组成和运动机理，采用多自由度法则建立飞机襟翼操纵系统的等效动态模型；采用数轴建模法对所述等效动态模型进行受力分析，建立飞机襟翼操纵系统的传递函数模型；基于襟翼操纵系统的CAD模型获得所述襟翼操纵系统的尺寸参数，利用经验公式计算等效动态模型中的等效参数的值；将所述等效动态模型中的等效参数的值带入所述传递函数模型，获得所述襟翼操纵系统的传递函数；根据所述传递函数采用动态仿真的方式确定所述襟翼操纵系统的健康特征参数；采集襟翼操纵系统的健康特征参数的实际数值，根据所述传递函数和所述襟翼操纵系统的健康特征参数的实际数值，应用统计过程控制的判异准则，确定所述飞机机翼操纵系统当前的健康状态。 2.根据权利要求1所述的飞机襟翼操纵系统的状态监测方法，其特征在于，所述采用数轴建模法对所述等效动态模型进行受力分析，建立飞机襟翼操纵系统的传递函数模型，具体包括：采用数轴建模法对所述等效动态模型进行受力分析，建立受力分析模型；根据所述受力分析模型建立襟翼操纵系统的状态空间方程；根据线性系统控制原理，将所述状态空间方程转化为传递函数模型。 3.根据权利要求2所述的飞机襟翼操纵系统的状态监测方法，其特征在于，所述采用数轴建模法对所述等效动态模型进行受力分析，建立受力分析模型，具体包括：设置螺旋作动筒的输出位移为0时的襟翼折合到襟翼处质量块的位移为0，根据牛顿运动定理，分别确定所述等效动态模型的三个质量块的平衡方程，作为飞机襟翼操纵系统的受力分析模型： δ＝nb·x1 (4) 其中：m1为襟翼折合到襟翼处质量块的等效质量；m2为襟翼右侧的扰流板、摇臂、鸭嘴折合到扰流板处质量块的等效质量；m3为襟翼左侧的扰流板、摇臂、鸭嘴折合到扰流板处质量块的等效质量；x0为螺旋作动筒的输出位移；x1为襟翼折合到襟翼处质量块的位移；x2为襟翼右侧的摇臂、鸭嘴折合到扰流板处质量块的位移；x3为襟翼左侧的摇臂、鸭嘴折合到扰流板处质量块的位移；分别是x0、x1、x2、x3的导数；k1为襟翼折合到襟翼处的等效刚度系数；k2为襟翼右侧的扰流板、摇臂、鸭嘴折合到扰流板处的等效刚度系数；k3为襟翼右侧的扰流板、摇臂、鸭嘴折合到扰流板处的等效刚度系数；c1为襟翼折合到襟翼处的等效阻尼系数；c2为襟翼右侧的扰流板、摇臂、鸭嘴折合到扰流板处的等效阻尼系数；c3为襟翼左侧的扰流板、摇臂、鸭嘴折合到扰流板处的等效阻尼系数；cb为扰流板、摇臂、鸭嘴的支座阻尼系数；δ为襟翼偏转角度；nb为襟翼位移与角度的转换系数。 4.根据权利要求3所述的飞机襟翼操纵系统的状态监测方法，其特征在于，所述根据所述受力分析模型建立襟翼操纵系统的状态空间方程，具体包括：根据所述受力分析模型建立襟翼操纵系统的状态空间方程：其中，A、B、C和D分别表示状态方程的第一系数、第二系数、第三系数和第四系数，C＝[00 0 0 1 0]；D＝[0]，x表示状态空间方程的状态向量，u状态空间方程的输入向量，y表示状态空间方程的位移向量。 5.根据权利要求4所述的飞机襟翼操纵系统的状态监测方法，其特征在于，所述根据线性系统控制原理，将所述状态空间方程转化为传递函数模型，具体包括：将所述状态空间方程的第一系数、第二系数、第三系数和第四系数带入传递函数矩阵G(s)＝C(sI-A)-1B+D，获得传递函数模型为：其中，G(s)表示传递函数，X(s)表示输入函数的拉氏变换，F(s)表示输出函数的拉氏变换，s表示传递函数的复变量； a6＝1， 6.一种飞机襟翼操纵系统的状态监测系统，其特征在于，所述监测系统包括：等效动态模型建立模块，用于根据襟翼操纵系统的机械传动子系统的结构组成和运动机理，采用多自由度法则建立飞机襟翼操纵系统的等效动态模型；传递函数模型建立模块，用于采用数轴建模法对所述等效动态模型进行受力分析，建立飞机襟翼操纵系统的传递函数模型；参数值测量模块，用于基于襟翼操纵系统的CAD模型获得所述襟翼操纵系统的尺寸参数，利用经验公式计算等效动态模型中的等效参数的值；参数带入模块，用于将所述等效动态模型中的等效参数的值带入所述传递函数模型，获得所述襟翼操纵系统的传递函数；健康特征参数确定模块，用于根据所述传递函数采用动态仿真的方式确定所述襟翼操纵系统的健康特征参数；状态监测模块，用于采集襟翼操纵系统的健康特征参数的实际数值，根据所述传递函数和所述襟翼操纵系统的健康特征参数的实际数值，应用统计过程控制的判异准则，确定所述飞机机翼操纵系统当前的健康状态。 7.根据权利要求6所述的飞机襟翼操纵系统的状态监测系统，其特征在于，所述传递函数模型建立模块，具体包括：受力分析模型建立子模块，用于采用数轴建模法对所述等效动态模型进行受力分析，建立受力分析模型；状态空间方程建立子模块，用于根据所述受力分析模型建立襟翼操纵系统的状态空间方程；传递函数模型建立子模块，用于根据线性系统控制原理，将所述状态空间方程转化为传递函数模型。 8.根据权利要求7所述的飞机襟翼操纵系统的状态监测系统，其特征在于，所述受力分析模型建立子模块，具体包括：受力分析模型建立单元，用于设置螺旋作动筒的输出位移为0时的襟翼折合到襟翼处质量块的位移为0，根据牛顿运动定理，分别确定所述等效动态模型的三个质量块的平衡方程，作为飞机襟翼操纵系统的受力分析模型： δ＝nb·x1 (4) 其中：m1为襟翼折合到襟翼处质量块的等效质量；m2为襟翼右侧的扰流板、摇臂、鸭嘴折合到扰流板处质量块的等效质量；m3为襟翼左侧的扰流板、摇臂、鸭嘴折合到扰流板处质量块的等效质量；x0为螺旋作动筒的输出位移；x1为襟翼折合到襟翼处质量块的位移；x2为襟翼右侧的摇臂、鸭嘴折合到扰流板处质量块的位移；x3为襟翼左侧的摇臂、鸭嘴折合到扰流板处质量块的位移；分别是x0、x1、x2、x3的导数；k1为襟翼折合到襟翼处的等效刚度系数；k2为襟翼右侧的扰流板、摇臂、鸭嘴折合到扰流板处的等效刚度系数；k3为襟翼右侧的扰流板、摇臂、鸭嘴折合到扰流板处的等效刚度系数；c1为襟翼折合到襟翼处的等效阻尼系数；c2为襟翼右侧的扰流板、摇臂、鸭嘴折合到扰流板处的等效阻尼系数；c3为襟翼左侧的扰流板、摇臂、鸭嘴折合到扰流板处的等效阻尼系数；cb为扰流板、摇臂、鸭嘴的支座阻尼系数；δ为襟翼偏转角度；nb为襟翼位移与角度的转换系数。 9.根据权利要求8所述的飞机襟翼操纵系统的状态监测系统，其特征在于，所述状态空间方程建立子模块，具体包括：状态空间方程建立单元，用于根据所述受力分析模型建立襟翼操纵系统的状态空间方程：其中，A、B、C和D分别表示状态方程的第一系数、第二系数、第三系数和第四系数，C＝[00 0 0 1 0]；D＝[0]，x表示状态空间方程的状态向量，u状态空间方程的输入向量，y表示状态空间方程的位移向量。 10.根据权利要求9所述的飞机襟翼操纵系统的状态监测系统，其特征在于，所述传递函数模型建立子模块，具体包括：所述传递函数模型建立单元，用于将所述状态空间方程的第一系数、第二系数、第三系数和第四系数带入传递函数矩阵G(s)＝C(sI-A)-1B+D，获得传递函数模型为：其中，G(s)表示传递函数，X(s)表示输入函数的拉氏变换，F(s)表示输出函数的拉氏变换，s表示传递函数的复变量； a6＝1，
所属类别：	发明专利