一種基于飛行參數(shù)監(jiān)控的飛機結(jié)構(gòu)載荷識別方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明給出了一種基于飛行參數(shù)監(jiān)控的飛機結(jié)構(gòu)載荷識別方法，屬于機械系統(tǒng)狀 態(tài)監(jiān)測領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 飛機結(jié)構(gòu)危險部位的應(yīng)力譜是其健康管理和剩余壽命監(jiān)控前提之條件一，然在飛 機實際飛行中，結(jié)構(gòu)危險部位的應(yīng)力譜會隨著飛行參數(shù)的變化而改變，精確且實時地測量 危險部位的應(yīng)力譜及其應(yīng)力分布，成本高昂且十分困難，但是，飛行參數(shù)監(jiān)控與記錄卻很成 熟且十分方便，如果能根據(jù)飛行參數(shù)識別飛行載荷，獲得其傳遞函數(shù)，就可方便且費用低廉 地獲取飛行載荷信息。為此，本發(fā)明提出一種基于飛行參數(shù)監(jiān)控的飛機結(jié)構(gòu)載荷識別方法， 利用逆向傳播人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法和多項式重構(gòu)技術(shù)，由飛機飛行參數(shù)一結(jié)構(gòu)載荷數(shù)據(jù)，建 立飛參一載荷識別模型和計算方法。該方法具有計算精度高、成本低廉、方便快捷的優(yōu)點， 可有效且實時地根據(jù)飛行參數(shù)識別飛機結(jié)構(gòu)的危險部位飛行載荷，W滿足健康管理與剩余 壽命檢測的要求。本發(fā)明在機械系統(tǒng)狀態(tài)監(jiān)測領(lǐng)域具有重要的工程應(yīng)用價值和廣闊的應(yīng)用 前景。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 本發(fā)明利用逆向傳播人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法和多項式重構(gòu)技術(shù)，建立一種基于飛行參 數(shù)監(jiān)控的飛機結(jié)構(gòu)載荷識別方法，用于解決飛機結(jié)構(gòu)的健康管理與剩余壽命檢測問題，圖1 是本方法的流程圖，其技術(shù)方案如下：
[0004] 步驟一、通過飛行試驗，記錄飛行參數(shù)一飛機結(jié)構(gòu)危險部位的載荷數(shù)據(jù)。
[0005] 步驟二、根據(jù)飛機結(jié)構(gòu)的飛行參數(shù)一載荷數(shù)據(jù)，對飛行參數(shù)和飛行載荷進行相關(guān) 性分析，選取相關(guān)性顯著的參量作為載荷識別參數(shù)，并將飛行參數(shù)一載荷數(shù)據(jù)無量綱化。
[0006] 飛機結(jié)構(gòu)危險部位載荷和飛行參數(shù)之間的關(guān)系可用數(shù)學(xué)模型表示為
[0007] 肌= [c]{V}T (1)
[000引式中，{F}表示飛機結(jié)構(gòu)的工作載荷；{C}表示傳遞函數(shù)；{V}表示飛行參數(shù)，即： [0009] {V} = {V，H，ny，nzA，SrA，Qy，ωχ, c〇z，T〇，YL，a，eL，Ma，...} (2)
[0010]其中，V和Η分另懐示速度和高度，ny和nz分別表示法向過載和側(cè)向過載，SaA和Se 分別表示副翼偏角、方向艙偏角和升降艙偏角，Wy，ωχ和ωζ分別表示偏航角速度、橫滾角 速度和俯仰角速度，To表示總溫，Υ康示燃油存油量，α和0L分別表示攻角和局部側(cè)滑角，Ma 表示飛行馬赫數(shù)，省略號代表其它此處沒有列舉出來的一些飛行參數(shù)。
[0011] 根據(jù)飛機的飛行參數(shù)一載荷(Vi^~F)數(shù)據(jù)，將所有飛行參數(shù)與飛行載荷進行相關(guān) 性分析，選取相關(guān)性顯著的參量作為載荷識別參數(shù)。一般來說，相關(guān)性顯著對相關(guān)系數(shù)R和 雙側(cè)檢驗P的要求為：
[0012]
巧）
[0013] 為同一量綱，將飛機的飛行參數(shù)一載荷數(shù)據(jù)無量綱化，即
[0014]
叫）
[001引式中V功無量綱化的數(shù)據(jù)，Vi%原始數(shù)據(jù)，maxVi嘴minVi^作樹原始數(shù)據(jù)中的最 大值和最小值。
[0016] 步驟Ξ、利用多項式重構(gòu)技術(shù)，由飛機的飛行參數(shù)一載荷數(shù)據(jù)，建立飛參一載荷識 別模型。
[0017] 由Weiers化ass第一逼近定理可知，閉區(qū)間[a，b]上任意連續(xù)函數(shù)都可W用多項式 一致逼近。用多項式序列來擬合載荷識別參數(shù)與飛行載荷間的傳遞函數(shù)，其表達式如下：
[001引
（S)
[0019] 式中，VI為載荷識別參數(shù)，η為載荷識別參數(shù)的個數(shù)，k為多項式序列的最高階數(shù)。 Co、Cu是待定常數(shù)，可根據(jù)實測飛行參數(shù)一載荷數(shù)據(jù)通過多元回歸方法擬合得到。
[0020] 因為擬合精度與多項式序列擬合的最高階次密切相關(guān)，而且多項式序列的最高階 次越大，擬合精度越高，可根據(jù)需要制定誤差限r(nóng)o，即
[0021]
銜
[0022] 從k=l開始擬合傳函，若精度不滿足誤差限要求，增大k值，重新進行重構(gòu)，重復(fù)此 過程直到精度滿足誤差限要求，得到滿足精度要求的多項式識別模型。
[0023] 步驟四、根據(jù)逆向傳播人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法，利用飛機的飛行參數(shù)一載荷數(shù)據(jù)，建立 飛參一載荷識別模型。
[0024] 逆向傳播人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(BP-A順)方法在建立非線性映射方面具有一定優(yōu)勢，而 且由Kolmogorovs層神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)映射存在定理證明了任一連續(xù)函數(shù)都能與Ξ層ΒΡ-ΑΓ^Ν網(wǎng)絡(luò) 建立映射關(guān)系。建立Ξ層ΒΡ-ΑΓ^Ν模型，結(jié)構(gòu)圖如圖2所示，設(shè)輸入層輸入為Ρ，輸出層為out, 根據(jù)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)關(guān)系圖，在信號的前向傳播過程中，隱藏層和輸出層中輸入和輸出的關(guān)系式 可由下列數(shù)學(xué)公式描述：
[0025] ini=wi · p+bi (7)
[0026] outi = fi(ini) (8)
[0027] iri2=W2 · outi+b2 (9)
[002引 out2 = f2(in2) (10)
[0029] 式中im和分別為隱藏層和輸出層的輸入?yún)?shù)，bi為連接輸入層和隱藏層的闊 值，b2為連接隱藏層和輸出層的闊值，W1為連接輸入層和隱藏層的權(quán)重，W2為連接隱藏層和 輸出層的權(quán)重，outl和OUt2分別為隱藏層和輸出層的輸出參數(shù)，fl和f2分別為隱藏層和輸出 層中神經(jīng)元對應(yīng)的的激勵函數(shù)，另外，〇ut2還可看作整個ΒΡ-ΑΓ^Ν的輸出參數(shù)。
[0030] 在誤差的反向傳播過程中，根據(jù)誤差梯度下降法調(diào)節(jié)各層的權(quán)重和闊值，對于所 有訓(xùn)練樣本的總誤差準(zhǔn)則函數(shù)μ〇為：
[0031]
Π !)
[0032] 將選取的載荷識別參數(shù)數(shù)據(jù)作為ΒΡ-Α順的輸入，危險部位的載荷數(shù)據(jù)作為輸出。 選取輸入層和隱藏層的激勵函數(shù)為
輸出層和隱藏層的傳遞函數(shù)為f2(x)=x。 W運用Levenberg-Marquar化算法的trainlm函數(shù)作為訓(xùn)練函數(shù)，學(xué)習(xí)函數(shù)和功能函數(shù)分別 選擇learndg和mse。隱藏層神經(jīng)元數(shù)目根據(jù)經(jīng)驗公式m =化+1(式中η表示載荷識別參數(shù)的 數(shù)目）計算。
[0033] 選取神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的模擬誤差μ〇,因為決策誤差μ日取值越小，模型精度越高，但計算效 率也會相應(yīng)降低。同樣人為設(shè)定誤差限r(nóng)o,取μ〇=1θ^ 5,將飛機的飛行參數(shù)一載荷數(shù)據(jù)輸入 人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)ΒΡ-Α順進行模型訓(xùn)練，若精度不滿足誤差限要求，減小μ〇值，重新進行模型訓(xùn) 練，重復(fù)此過程直到精度滿足誤差限要求，即可得到滿足精度要求的逆向傳播人工神經(jīng)網(wǎng) 絡(luò)飛參-載荷識別模型。
[0034] 步驟五、采用飛行參數(shù)傳感器獲取飛行中的飛行參數(shù)，代入多項式識別模型和人 工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)識別模型，獲得待識別載荷。
[0035] 本發(fā)明提供了一種基于飛行參數(shù)監(jiān)控的飛機結(jié)構(gòu)載荷識別方法，其特點是計算精 度高、成本低廉、方便快捷，可有效且實時地由飛行參數(shù)識別飛機結(jié)構(gòu)的危險部位載荷數(shù) 據(jù)，W滿足健康管理與剩余壽命檢測的要求。
【附圖說明】
[0036] 圖1為飛機結(jié)構(gòu)的載荷識別流程圖。
[0037] 圖2為ΒΡ-ΑΝΝ結(jié)構(gòu)圖。
[003引圖中符號說明如下：
[0039] 圖2中的im和im分別為隱藏層和輸出層的輸入?yún)?shù)，bi為連接輸入層和隱藏層的 闊值，b2為連接隱藏層和輸出層的闊值，W1為連接輸入層和隱藏層的權(quán)重，W2為連接隱藏層 和輸出層的權(quán)重，outl和OUt2分別為隱藏層和輸出層的輸出參數(shù)，fl和f2分別為隱藏層和輸 出層的傳遞函數(shù)。
【具體實施方式】
[0040] 圖1為本發(fā)明所述方法的流程框圖，本發(fā)明分五步實現(xiàn)，具體為：
[0041] 步驟一、通過飛行試驗，記錄飛行參數(shù)一飛機結(jié)構(gòu)危險部位的載荷數(shù)據(jù)。
[0042] 步驟二、根據(jù)飛機結(jié)構(gòu)的飛行參數(shù)一載荷數(shù)據(jù)，對飛行參數(shù)和飛行載荷進行相關(guān) 性分析，選取相關(guān)性顯著的參量作為載荷識別參數(shù)，并將飛行參數(shù)一載荷數(shù)據(jù)無量綱化。
[0043] 飛機結(jié)構(gòu)危險部位載荷和飛行參數(shù)之間的關(guān)系可用數(shù)學(xué)模型表示為
[0044] 肌= [c]{V}T (1)
[0045] 式中，{F}表示飛機結(jié)構(gòu)的工作載荷；{C}表示傳遞函數(shù)；{V}表示飛行參數(shù)，即：
[0046] {V} = {V，H，ny，nz，Sa，Sr，Se，ωγ，ωχ, c〇z，To，YL，a，扣，Ma，...} (2)
[0047] 其中，V和Η分別表示速度和高度，ny和nz分別表示法向過載和側(cè)向過載，Sa，Sr和Se 分別表示副翼偏角、方向艙偏角和升降艙偏角，Wy，ωχ和ωζ分別表示偏航角速度、橫滾角 速度和俯仰角速度，To表示總溫，Υ康示燃油存油量，α和化分別表示攻角和局部側(cè)滑角，Ma 表示飛行馬赫數(shù)，省略號代表其它此處沒有列舉出來的一些飛行參數(shù)。
[0048] 根據(jù)飛機的飛行參數(shù)一載荷(￥1^~。)數(shù)據(jù)，將所有飛行參數(shù)與飛行載荷進行相關(guān) 性分析，選取相關(guān)性顯著的參量作為載荷識別參數(shù)。一般來說，相關(guān)性顯著對相關(guān)系數(shù)R和 雙側(cè)檢驗P的要求為：
[0049]
巧）
[0050] 為同一量綱，將飛機的飛行參數(shù)一載荷數(shù)據(jù)無量綱化，即
[0化1]
(1)
[0052] 式中Vi為無量綱化的數(shù)據(jù)，Vi%原始數(shù)據(jù)，maxVi嘴為原始數(shù)據(jù)中的最 大值和最小值。
[0053] 步驟Ξ、利用多項式重構(gòu)