阅读说明：本技术 一种飞机单机结构健康监控系统 (Health monitoring system for single-machine structure of airplane ) 是由 王明春 赵海盟 孙山林 于 2020-04-15 设计创作，主要内容包括：本发明提供一种飞机单机结构健康监控系统,属于飞机结构健康监控技术领域。该系统包括传感器组件、结构健康监控计算机、任务机、灯光语音告警计算机、灯光语音告警组件、飞控计算机、驾驶杆抖杆组件。传感器组件与结构健康监控计算机、结构健康监控计算机、灯光语音告警计算机和飞控计算机与任务机均用总线连接,灯光语音告警计算机与灯光语音告警组件、飞控计算机与驾驶杆抖杆组件均用电连接。本发明应用智能传感器感知飞机结构关键部位受载和健康情况,将结构关键部位的健康状况实时告知飞行员,便于飞行员调整飞行姿态,保障人机安全；传感器采集的数据结合算法可以预测飞机结构故障发生,也可以开展单机健康监控,进一步保障飞机结构的安全。(The invention provides a health monitoring system for a single aircraft structure, and belongs to the technical field of health monitoring of aircraft structures. The system comprises a sensor component, a structural health monitoring computer, a mission machine, a light voice alarm computer, a light voice alarm component, a flight control computer and a steering column shaking component. The sensor assembly is connected with the structural health monitoring computer, the light voice alarm computer and the flight control computer are connected with the mission machine through buses, and the light voice alarm computer is electrically connected with the light voice alarm assembly, the flight control computer is electrically connected with the driving rod shaking assembly. According to the invention, the intelligent sensor is used for sensing the loading and health conditions of the key parts of the aircraft structure, and the health conditions of the key parts of the structure are informed to the pilot in real time, so that the pilot can conveniently adjust the flight attitude, and the man-machine safety is guaranteed; the data collected by the sensors can be combined with an algorithm to predict the occurrence of the structural failure of the airplane, and single-machine health monitoring can also be carried out, so that the safety of the structure of the airplane is further guaranteed.)

一种飞机单机结构健康监控系统

技术领域

本发明提供一种飞机单机结构健康监控系统，属于飞机结构健康监控和寿命管理技术领域。

背景技术

现代飞机在飞控、液压、燃油等系统的设计时都采用了余度方法进行了备份，机上各种告警系统也很完善，同时开展了很多的地面验证试验以此来保障上述系统的安全可靠。在飞机结构方面虽然在关键部位我们采用了疲劳、破损-安全、损伤容限耐久性等方法进行了结构设计，但主要还是依靠地面静力或疲劳耐久性试验来保障结构安全，然而载荷的不确定性、结构部件的生产制造工艺等的不确定性，材料的分散性，迫使我们设计时采用安全系数和分散系数来囊括这些不确定因素，以此来保障飞机结构安全，即便如此，仍然有因为飞机结构故障造成飞行事故的情况发生，这是因为目前的飞机都没有安装结构健康监控系统(类似飞控、液压等系统的故障报警系统)，飞行员无法感知飞机受载关键部位结构的健康状态，目前采用的方法都只是依靠飞控系统记录飞机的重心过载情况，进行事后的分析处理，且此方法只能简单的比较重心过载是否超出设计过载，过于简单粗糙，对于某一飞行状态局部构件是否超出设计载荷，无法分析得出，飞行员在空中飞行时更是无法实时感知，一旦飞机关键部位的结构出现问题，飞行员将无法采取任何措施，给飞行安全带来了一定的隐患。

此外，随着飞机设计制造成本的大幅增长，在保证飞机安全的前提下，尽可能挖掘现有飞机的寿命潜力，对飞机进行单机寿命监控就显得尤为重要。早期对于飞机寿命的管理采用的是机群管理，这种方法无法准确地反映飞机使用情况的不同对于飞机寿命的影响，采用这种方法来控制飞机结构的疲劳寿命必然会造成飞机结构寿命潜力的巨大浪费，无法满足军方对于飞机安全性和经济性的要求。现有单机寿命监控方法主要是基于重心过载进行当量损伤计算分析的，在现有方法的基础上，引入飞行状态对于飞机疲劳寿命消耗的影响，需要对有些关键部位补充其他监控数据。

另外现有飞机修理，通常采用事后维修以及定期维修，有时不能及时对已经出现故障或者裂纹的飞机进行维修，有时又有可能维修过于频繁，造成浪费，上述确定修理周期的当量损伤计算也是依赖重心过载，参数过于单一，没考虑飞行状态对局部的影响，也需要对有些关键部位补充其他监控数据。

因此，需要一种系统能实时感知飞机结构关键部位受载和飞机结构关键部位健康情况，将结构关键部位的健康状况实时的告知飞行员，便于飞行员实时调整飞行状态；同时其传感器采集的飞行数据结合相应算法可以预测飞机结构故障发生时间，实现自主式修理保障，降低使用和保障费用；另外其传感器采集的飞行数据结合相应算法开展单机寿命监控能提高飞机的使用寿命，充分发挥每架飞机寿命潜力，保障机群的战斗力。

发明内容

本发明的目的是为了解决飞行员无法实时的感知飞机结构关键部位的健康状况，便于飞行员实时调整飞行状态，保障飞机安全；同时解决飞行状态对于结构疲劳寿命消耗的影响及修理周期的影响，为相关算法提供结构飞行使用情况数据，从而降低使用和保障费用，充分发挥每架飞机寿命潜力，保障机群的战斗力。

为了达到上述目的，本发明提供一种飞机单机结构健康监控系统，该系统包括，传感器组件、结构健康监控计算机、任务机、灯光和语音告警计算机、灯光和语音告警组件、飞控计算机、驾驶杆抖杆组件。所述传感器组件包括智能螺栓和智能垫片、智能涂层、应变片、光纤传感器、过载传感器和数据采集器，传感器组件与结构健康监控计算机总线连接，结构健康监控计算机与任务机总线连接，任务机与灯光和语音告警计算机总线连接，任务机与飞控计算机总线连接，灯光和语音告警计算机与灯光和语音告警组件电连接，飞控计算机与驾驶杆抖杆组件电连接。

本发明的有益效果：将飞机结构关键部位的健康状况实时的告知飞行员，便于飞行员实时调整飞行状态，保障人机安全；此外上述传感器采集的飞行数据结合相关算法可以了解和预测飞机结构故障何时可能发生，从而实现自主式修理保障，降低使用和保障费用，同时兼顾飞机服役期的安全性和经济性；另外上述传感器采集的飞行数据结合相关算法开展单机健康监控能进一步保证了飞机结构的使用安全，提高飞机的使用寿命，充分发挥每架飞机寿命潜力，从而保障机群的战斗力。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。

图1是本发明所提供实施例的框架图。

图2是本发明所提供实施例的控制原理图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式，但本发明的保护范围不限于下述实施例。

如图1所示，本实例所涉及的一种飞机单机结构健康监控系统包括：传感器组件10、结构健康监控计算机20、任务机30、灯光和语音告警计算机40、灯光和语音告警组件50、飞控计算机60、驾驶杆抖杆组件70。所述传感器组件10包括智能螺栓和智能垫片、智能涂层、应变片、光纤传感器、过载传感器和数据采集器，所述传感器组件10与结构健康监控计算机总线连接。

本发明中，优选地将过载传感器安装在飞机的重心位置，用于测量飞机的重心过载。

本发明中，优选地在中外翼对接螺栓位置、其他螺栓连接受载关键部位和损伤容限设计接头关键部位安装智能螺栓和智能垫片，用于测量连接处螺栓载荷或记录螺栓是否松动。

本发明中，优选地在壁板受载关键部位采用内埋或外贴光纤传感器、应变片或智能涂层，用来测量壁板的应变情况。

本发明中，优选地在梁、肋或其他受载关键部位、疲劳损伤容限关键部位采用内埋或外贴光纤传感器、应变片或智能涂层，用来测量关键部位的应变情况。

本发明中，所述结构健康监控计算机20与所述传感器组件10总线连接，所述结构健康监控计算机20与所述任务机30总线连接。所述结构健康监控计算机20用于计算和处理所述传感器组件10传来的数据，将实时测量的重心处过载与飞机设计过载进行比较，将实时测量的关键部位螺栓载荷与螺栓能承受的极限载荷进行比较，通过智能垫圈实时监控关键部位螺栓是否松动，将实时测量的关键部位的应变与该部位在极限载荷下的设计应变值进行比较。

本发明中，所述任务机30与所述结构健康监控计算机20总线连接，所述任务机30与所述灯光和语音告警计算机40总线连接，所述任务机30与所述飞控计算机60总线连接。所述任务机相当于一个中央处理器，既接受所述结构健康监控计算机20传来的数据，又可向所述灯光和语音告警计算机40和所述飞控计算机60传达相应的动作指令。

本发明中，所述灯光和语音告警计算机40与所述任务机30总线连接，所述灯光和语音告警计算机40与所述灯光和语音告警组件50电连接。所述灯光和语音告警计算机40向所述灯光和语音告警组件50发出告警指令。

本发明中，所述飞控计算机60与所述任务机30总线连接，所述飞控计算机60与驾驶杆抖杆组件70电连接。所述飞控计算机60向所述驾驶杆抖杆组件70发出抖杆指令。

如图2所示，所述传感器组件10将实时采集的重心处过载、关键部位螺栓载荷、关键部位螺栓松动情况、关键部位的应变输入到所述结构健康监控计算机20，所述结构健康监控计算机20将实时测量的重心处过载与飞机设计过载进行比较，将实时测量的关键部位螺栓载荷与螺栓能承受的极限载荷进行比较，通过智能垫圈实时监控关键部位螺栓是否松动，将实时测量的关键部位的应变与该部位在极限载荷下的设计应变值进行比较，并将上述比较结果输入到所述任务机30，如果重心处过载超过飞机设计过载，或/和，关键部位螺栓载荷超过螺栓能承受的极限载荷，或/和，关键部位螺栓松动，或/和，关键部位的应变超过该部位在极限载荷下的设计应变值，所述任务机30向所述灯光和语音告警计算机40发出点亮告警灯和语音的指令，所述任务机30同时向所述飞控计算机60发出抖杆指令，所述灯光和语音告警计算机40点亮灯告警灯和打开语音告警以提示飞行员，所述飞控计算机60让驾驶杆抖动以提示飞行员。

本发明中，所述传感器组件10所采集的重心过载和关键部位的应变数据结合相关算法可以预测飞机结构故障何时可能发生，从而实现自主式修理保障，降低使用和保障费用，同时兼顾了飞机服役期的安全性和经济性；另外上述采集数据还可以结合相关算法开展单机健康监控能进一步保证了飞机结构的使用安全，提高飞机的使用寿命，充分发挥每架飞机寿命潜力，从而保障机群的战斗力。

本发明经过简单改变也可用于起落架系统、飞控系统、液压系统等由于结构故障引起失效的告警。

以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内，因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。