CN111086646B - 一种飞机襟翼操纵***的状态监测方法及*** - Google Patents

一种飞机襟翼操纵***的状态监测方法及*** Download PDF

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Abstract

本发明提出了一种飞机襟翼操纵***的状态监测方法及***。本发明构建了襟翼机械传动***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***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***的机理寻找影响***健康状态的因素，通过仿真分析验证影响襟翼操纵***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***的状态进行监测。

Description

一种飞机襟翼操纵***的状态监测方法及***
技术领域
本发明涉及飞机状态监测技术领域，特别是涉及一种飞机襟翼操纵***的状态监测方法及***。
背景技术
飞机健康监测能够对飞机进行状态监测、故障诊断和健康管理，能够及时地发现飞机可能存在的使用或安全问题，对飞机关键***的健康状态进一步进行评估，在预测其发展的基础上，合理安排飞机的运营和维护活动，以减少非计划维修时间发生，提高飞机的安全性和使用效率。虽然健康监测与预测***已逐步开始应用，但距离工程实用还有一定的差距。
现有的用于飞机健康监测的方法有两种，一种是利用集成的现今传感器/ 驱动器网络，在线实时地获取与飞机健康状态有关的信息，结合先进的信息处理方法和力学建模方法识别飞机的健康状态和故障。一种是首先选择飞机健康特征参数，通过对健康特征参数的识别和分析，对飞机***进行健康管理。然而基于飞机健康特征参数识别和分析的方法，由于飞机襟翼操纵***为一个多自由度，无法有效实现识别模型建立及飞机健康特征参数选取，因此在飞机襟翼操作***的状态监测方面没有得到很好的应用。
发明内容
本发明的目的是提供一种飞机襟翼操纵***的状态监测方法及***，以实现基于飞机健康特征参数对多自由度的飞机襟翼操纵***的状态进行监测。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
一种飞机襟翼操纵***的状态监测方法，所述监测方法包括如下步骤：
根据襟翼操纵***的机械传动子***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***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***的传递函数模型；
基于襟翼操纵***的CAD模型获得所述襟翼操纵***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***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***的健康特征参数；
采集襟翼操纵***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***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***当前的健康状态。
可选的，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***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***的状态空间方程；
根据线性***控制原理，将所述状态空间方程转化为传递函数模型。
可选的，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***的受力分析模型：
Figure RE-GDA0002424429410000021
Figure RE-GDA0002424429410000022
Figure RE-GDA0002424429410000023
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；
Figure RE-GDA0002424429410000024
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。
可选的，所述根据所述受力分析模型建立襟翼操纵***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***的状态空间方程：
Figure RE-GDA0002424429410000031
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，
Figure RE-GDA0002424429410000032
Figure RE-GDA0002424429410000033
C＝[0 0 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。
可选的，所述根据线性***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：
Figure RE-GDA0002424429410000034
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；
Figure RE-GDA0002424429410000035
Figure RE-GDA0002424429410000041
Figure RE-GDA0002424429410000042
Figure RE-GDA0002424429410000043
Figure RE-GDA0002424429410000044
a6＝1，
Figure RE-GDA0002424429410000045
Figure RE-GDA0002424429410000046
一种飞机襟翼操纵***的状态监测***，所述监测***包括：
等效动态模型建立模块，用于根据襟翼操纵***的机械传动子***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***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***的传递函数模型；
参数值测量模块，用于基于襟翼操纵***的CAD模型获得所述襟翼操纵***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***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***的健康特征参数；
状态监测模块，用于采集襟翼操纵***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***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***当前的健康状态。
可选的，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***的状态空间方程；
传递函数模型建立子模块，用于根据线性***控制原理，将所述状态空间方程转化为传递函数模型。
可选的，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***的受力分析模型：
Figure RE-GDA0002424429410000051
Figure RE-GDA0002424429410000052
Figure RE-GDA0002424429410000053
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；
Figure RE-GDA0002424429410000054
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。
可选的，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***的状态空间方程：
Figure RE-GDA0002424429410000061
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，
Figure RE-GDA0002424429410000062
Figure RE-GDA0002424429410000063
C＝[0 0 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。
可选的，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：
Figure RE-GDA0002424429410000064
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；
Figure RE-GDA0002424429410000065
Figure RE-GDA0002424429410000071
Figure RE-GDA0002424429410000072
Figure RE-GDA0002424429410000073
Figure RE-GDA0002424429410000074
a6＝1，
Figure RE-GDA0002424429410000075
Figure RE-GDA0002424429410000076
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
本发明提出了一种飞机襟翼操纵***的状态监测方法及***。本发明构建了襟翼机械传动***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***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模型的等效参数值，辨识出了襟翼等效模型的弹簧- 阻尼-质量参数。通过分析***的机理寻找影响***健康状态的因素，通过仿真分析验证影响襟翼操纵***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***的状态进行监测。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明提供的一种飞机襟翼操纵***的状态监测方法的流程图；
图2为本发明提供的襟翼操纵***的结构组成图；
图3为本发明提供的襟翼操纵***的等效动态模型图；
图4为本发明提供的襟翼操纵***的等效动态模型仿真结果与襟翼实际输出结果的对比图；
图5为本发明提供的襟翼放下时间响应随螺旋作动筒速度的变化；
图6为本发明提供的襟翼放下时间响应随阻尼比的变化；
图7为本发明提供的襟翼放下时间响应随无阻尼频率的变化；
图8为本发明提供的襟翼放下时间单值控制图；
图2中，1为襟翼传动轴，2为双臂摇臂，3为拉杆，4为导流板摇臂，5 为导流板，6为襟翼悬挂支架，7为内襟翼，8为鸭嘴导向支座，9为滚轮螺旋作动筒，10为滚轮。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明的目的是提供一种飞机襟翼操纵***的状态监测方法及***，以实现基于飞机健康特征参数对多自由度的飞机襟翼操纵***的状态进行监测。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
本发明所述反映***固有特性的参数模型，在襟翼收放操纵中表现为襟翼螺旋作动筒的位移与襟翼作动面等效位移的传递函数。主液压压力和无阻尼自由频率影响***位移的响应影响襟翼作动面等效位移响应。应用控制***理论知识，襟翼收起时作动面位移随时间的运动情况由***传递函数唯一确定。襟翼收起时间和放下时间能直接反应襟翼操纵***整个位移状态是否健康。故确定襟翼收起时间和放下时间为襟翼健康状态特征参数。
本发明为飞机健康监测特征参数的选择提出一种新的解决方法。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***主要特性的传递函数。通过分析***的机理寻找影响***健康状态的因素，通过仿真分析验证影响襟翼操纵***健康状态的因素及反映健康状态的参数。该方法的建模和选取的健康监测参数：建模基于襟翼机械传动***工作原理所得，襟翼操纵***收放时间基于模型的方法获得，准确性高，易于监测，具有很高的工程应用价值。
如图1所示，本发明提供一种飞机襟翼操纵***的状态监测方法，所述监测方法包括如下步骤：
步骤101，根据襟翼操纵***的机械传动子***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***的等效动态模型。
研究多自由度***的动态特性时，一般可用精确法和等效动态模型法两种方法进行研究和分析。精确法主要是对***的每个自由度都用某种意义下的广义坐标进行表示，采用理论力学的方法列出***各自的动态方程，从而建立***的高阶非线性动态方程组。但是多数飞机纵向操纵***的模型自由度较高，对其进行了理论分析时，很难进行数值求解。等效动态模型法是一种简单、可靠、易行的方法，可以满足对飞机操纵***动态特性性能评估的要求。等效动态模型可以在精度允许的范围内，忽略次要因素，采用多个等效的集中环节来代替众多环节以取得整体效果，因此等效动态模型可以反映***的主要特性。本发明采用等效动态模型的方法襟翼操纵***进行建模。
图2是襟翼操纵***结构组成。收放襟翼时，驾驶员将襟翼操纵开关提起并扳至“0°”、“5°”、“15°”或“30°”位置放下，可将控制襟翼收放液压***油路的电磁活门打开，液压油路经过电磁活门进入襟翼收放管路，使液压马达工作，通过齿轮箱的从动齿轮带动与其啮合的襟翼传动轴转动，传动轴的转动经过螺旋作动筒头部的一对齿轮轴和齿轮，转换为螺母和内套筒沿螺杆长度方向的直线运动。内套筒的叉耳又带着襟翼在滑轨上自由滑动，从而将襟翼收起或放下至相应位置。放下襟翼时，装在内襟翼上的鸭嘴导向支座随内襟翼一起转动，使滚轮沿鸭嘴导向支座的工作面滚动，带动双臂摇臂转动，拉杆随之运动，使导流板摇臂转动，从而打开导流板。
根据襟翼机械传动***的组成和运动机理，依照多自由度法则将***分布参数集中化处理，得到***的等效动态模型，即弹簧-质量块-阻尼模型，如图3所示；将襟翼等效为一个自由度，将扰流板、摇臂、鸭嘴等效为两个自由度(对称结构)，根据图2所示的襟翼操纵***结构组成，简化绘制如图3所示的等效动态模型。图3中：m1为襟翼折合到襟翼处质量块的等效质量；m2、m3为扰流板、摇臂、鸭嘴等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、x3为扰流板、摇臂、鸭嘴折合到扰流板处质量块的位移；k1为襟翼折合到襟翼处的等效刚度系数；k2、k3为扰流板、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、c3为扰流板、摇臂、鸭嘴折合到扰流板处的等效阻尼系数；ca为襟翼的气动阻尼和支座阻尼系数；cb为扰流板、摇臂、鸭嘴的支座阻尼系数；δx为襟翼偏转角度；nb为襟翼位移与角度的转换系数。
步骤102，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***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***的状态空间方程；根据线性***控制原理，将所述状态空间方程转化为传递函数模型。
其中，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***的受力分析模型：
Figure RE-GDA0002424429410000101
Figure RE-GDA0002424429410000102
Figure RE-GDA0002424429410000103
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；
Figure RE-GDA0002424429410000111
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。
其中，所述根据所述受力分析模型建立襟翼操纵***的状态空间方程；根据所述受力分析模型建立襟翼操纵***的状态空间方程：
Figure RE-GDA0002424429410000112
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，
Figure RE-GDA0002424429410000113
Figure RE-GDA0002424429410000114
C＝[0 0 0 0 1 0]；D＝[0]，x表示状态空间方程的状态向量，x＝[x1,x2,x3,x4,x5,x6]T，y表示状态空间方程的位移向量，y＝[y1,y2,y3]T， x1＝y1,
Figure RE-GDA0002424429410000115
x3＝y2,
Figure RE-GDA0002424429410000116
x5＝y3,
Figure RE-GDA0002424429410000117
y1,y2,y3分别表示等效动态模型的三个质量块的位移，v1,v2,v3分别表示等效动态模型的三个质量块的速度，u状态空间方程的输入向量，
Figure RE-GDA0002424429410000118
其中，所述根据线性***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：
Figure RE-GDA0002424429410000121
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；
Figure RE-GDA0002424429410000122
Figure RE-GDA0002424429410000123
Figure RE-GDA0002424429410000124
Figure RE-GDA0002424429410000125
Figure RE-GDA0002424429410000126
Figure RE-GDA0002424429410000127
a6＝1，
Figure RE-GDA0002424429410000128
Figure RE-GDA0002424429410000129
步骤103，基于襟翼操纵***的CAD模型获得所述襟翼操纵***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。(所述等效参数包括：所述等效参数包括等效质量、等效刚度系数和等效阻尼系数，具体为：m1- 襟翼折合到襟翼处质量块的等效质量；m2-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-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-螺旋作动筒的输出位移；x1-襟翼折合到襟翼处质量块的位移；x2-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；k1-襟翼折合到襟翼处的等效刚度系数；k2-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-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-襟翼折合到襟翼处的等效阻尼系数；c2-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-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-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)；具体包括：
对飞机襟翼操纵***的构成及原理进行分析，将襟翼操纵***简化并在 CATIA中绘制飞机襟翼操纵***的CATIA模型。
根据飞机襟翼操纵***的CATIA模型对各部件的参数和尺寸进行测量，所述等效动态模型中的等效参数的值。作为一种具体的实施例测量某一型号的襟翼操纵***的等效动态模型的各参数的数值为：
k1＝3.33×106N/m
Figure RE-GDA0002424429410000131
m1＝35.5kg m2＝m3＝m扰流板+m摇臂+m鸭嘴＝8.935kg
c1＝10NS/m c2＝c3＝30NS/m
ca＝c支座阻尼+c气动阻尼＝20+250＝270NS/m cb＝20NS/m
nb＝60°/m。
步骤104，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***的传递函数；
将测量的某一型号的襟翼操纵***的等效动态模型的各参数的数值带入传递函数模型，获得的传递函数为：
Figure RE-GDA0002424429410000132
由于六阶传递函数求***的固有频率难度较大，应用Hankelmr算法对传递函数进行降阶处理，得到二阶传递函数，由于分子处的s系数相对于其他的数值十分的小，故将其省略可得到二阶传递函数为：
Figure RE-GDA0002424429410000141
基于MATLAB/Simulink的模型仿真，螺旋作动筒的速度为***输入，其输入曲线为方波型，参数设定：0-15s时v＝0.033m/s，15-20s时v＝0m/s。襟翼操纵***等效动态模型仿真结果与襟翼实际输出对比如图4所示。
改进后模型的状态方程、六阶传递函数、二阶传递函数的书写并未改变***的基本特性，可以反映***的主要特性。
步骤105，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***的健康特征参数；
由二阶***的传递函数的典型形式：
Figure RE-GDA0002424429410000142
可得襟翼收放***
Figure RE-GDA0002424429410000143
无阻尼自然频率为：ωn＝334.79rad/s，阻尼比为：ξ＝0.018。等效动态模型的位移输出在恒定速度输入下是不断递增的，在无速度输入的情况下，其响应结果稳定停留在最终值处。这意味着当襟翼舵面在放下状态时，若主液压提供给液压马达一个恒定的压力，使螺旋作动筒匀速运动，则螺旋作动筒将带动襟翼沿滑轨方向放下，并最终停留在稳定位置，这与实际相符。襟翼放下时位移随时间运动情况由***传递函数唯一确定。即每一时刻对应唯一位移状态。所以襟翼收放时间能直接反映襟翼整个位移状态是否健康，所以选用襟翼收放时间作为检测襟翼收放***健康状态特征参数。
对选取的健康状态特征参数进行仿真验证与结果分析，包括以下步骤：主液压***的压力与螺旋作动筒的运动速度成正比，即
Figure RE-GDA0002424429410000144
其中K为比例系数。
故当主液压压力改变时，螺旋作动筒的运动速度也随之改变，因此可以用襟翼收放时间随螺旋作动筒运动速度的变化来表征襟翼收放时间响应随主液压压力的变化。
步骤一：根据传递函数
Figure RE-GDA0002424429410000145
通过matlab 仿真襟翼放下时间响应随螺旋作动筒速度的变化曲线，如图5所示；从图5 中可以看出襟翼收放时间与螺旋作动筒变化有关，螺旋作动筒速度越低，襟翼收放时间越长，即襟翼收放时间与主液压压力变化有关，主液压压力越低，襟翼收放时间越长。
步骤二：根据传递函数
Figure RE-GDA0002424429410000151
通过matlab 仿真襟翼放下时间响应随阻尼比的变化曲线，如图6所示。从图6中可以看出由于阻尼比ξ的值过于小，故对等效动态***的影响较小，改变阻尼比ξ的值几乎不影响***的响应。
步骤三：根据传递函数
Figure RE-GDA0002424429410000152
通过matlab 仿真襟翼放下时间响应随无阻尼频率的变化曲线，如图7所示。从图7中可看出襟翼收放时间随无阻尼频率ωn的变化而发生变化，无阻尼频率ωn的值越小，襟翼收放时间越大，无阻尼频率ωn的值越大，襟翼收放时间越小，故襟翼收放时间与***固有特性有关。由此可以得出：襟翼收起时间是襟翼操纵***的一个健康状态特征参数；同理，襟翼放下时间也是襟翼操纵***的一个健康状态特征参数。
步骤108，采集襟翼操纵***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***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***当前的健康状态。本发明采集襟翼放下至 30°的时间参数，应用SPC(Statistical Process Control，统计过程控制)的判异准则，应用Mintiab对飞机襟翼操纵***进行健康监测，具体包括如下步骤：
步骤一：对某型飞机连续121次飞行，飞机襟翼放下至30°的时间，应用 SPC(Statistical Process Control，即统计过程控制)的Nelson判异准则，在 Minitab进行中飞机襟翼操纵***健康监测。
步骤二：绘制襟翼放下时间的控制图，如图8所示，其中，UCL为3σ(标准差)上限，LCL为3σ下限，
Figure RE-GDA0002424429410000153
为均值(中心线)，根据准则判断出异常数据点，异常数据点用方形实心点标出，上面的数字表示不满足的准则序号。
飞机襟翼的放下时间控制图如图8所示，根据Nelson判异准则可以看出对其应用SPC准则检验出异常点，由此判定襟翼收放***异常或主液压压力异常。证明襟翼收起和放下时间可以作为襟翼收放***的一种健康状态特征参数。
本发明还提供一种飞机襟翼操纵***的状态监测***，所述监测***包括：
等效动态模型建立模块，用于根据襟翼操纵***的机械传动子***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***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***的传递函数模型；
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***的状态空间方程；传递函数模型建立子模块，用于根据线性***控制原理，将所述状态空间方程转化为传递函数模型。
其中，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***的受力分析模型：
Figure RE-GDA0002424429410000161
Figure RE-GDA0002424429410000162
Figure RE-GDA0002424429410000163
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；
Figure RE-GDA0002424429410000164
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。
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***的状态空间方程：
Figure RE-GDA0002424429410000171
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，
Figure RE-GDA0002424429410000172
Figure RE-GDA0002424429410000173
C＝[0 0 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。
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：
Figure RE-GDA0002424429410000174
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；
Figure RE-GDA0002424429410000175
Figure RE-GDA0002424429410000176
Figure RE-GDA0002424429410000181
Figure RE-GDA0002424429410000182
Figure RE-GDA0002424429410000183
Figure RE-GDA0002424429410000184
a6＝1，
Figure RE-GDA0002424429410000185
Figure RE-GDA0002424429410000186
参数值测量模块，用于基于襟翼操纵***的CAD模型获得所述襟翼操纵***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***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***的健康特征参数。
状态监测模块，用于采集襟翼操纵***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***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***当前的健康状态。
本发明通过分析襟翼操纵***的传动原理，利用多自由度法构建襟翼机械传动***的等效动态模型，为襟翼操纵***的建模提供了一种新的方法。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。通过分析等效动态模型的运动机理分析判断***的控制性能进而研究***的健康状态，为飞机的健康监测提出了一种新的研究思路。该建模方法和传递函数构建方法以及健康监测方法可以应用于飞机其他***的健康监测研究中。
本说明书中等效实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，等效实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的***而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
本文中应用了具体个例对发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

Claims (2)

1.一种飞机襟翼操纵***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***的机械传动子***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***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***的传递函数模型；
基于襟翼操纵***的CAD模型获得所述襟翼操纵***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***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***的健康特征参数；
采集襟翼操纵***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***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，确定所述飞机襟翼操纵*** 当前的健康状态；
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***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***的状态空间方程；
根据线性***控制原理，将所述状态空间方程转化为传递函数模型；
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***的受力分析模型：
Figure FDA0003882011100000011
Figure FDA0003882011100000012
Figure FDA0003882011100000013
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；
Figure FDA0003882011100000021
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，ca为支座阻尼系数和气动阻尼系数之和；δ为襟翼偏转角度；nb为襟翼位移与角度的转换系数；
所述根据所述受力分析模型建立襟翼操纵***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***的状态空间方程：
Figure FDA0003882011100000022
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，
Figure FDA0003882011100000023
Figure FDA0003882011100000024
C＝[0 0 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；
所述根据线性***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：
Figure FDA0003882011100000031
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；
Figure FDA0003882011100000032
Figure FDA0003882011100000033
Figure FDA0003882011100000034
Figure FDA0003882011100000035
Figure FDA0003882011100000036
Figure FDA0003882011100000037
Figure FDA0003882011100000038
2.一种飞机襟翼操纵***的状态监测***，其特征在于，所述监测***包括：
等效动态模型建立模块，用于根据襟翼操纵***的机械传动子***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***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***的传递函数模型；
参数值测量模块，用于基于襟翼操纵***的CAD模型获得所述襟翼操纵***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***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***的健康特征参数；
状态监测模块，用于采集襟翼操纵***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***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，确定所述飞机襟翼操纵*** 当前的健康状态；
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***的状态空间方程；
传递函数模型建立子模块，用于根据线性***控制原理，将所述状态空间方程转化为传递函数模型；
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***的受力分析模型：
Figure FDA0003882011100000041
Figure FDA0003882011100000042
Figure FDA0003882011100000043
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；
Figure FDA0003882011100000051
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；
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***的状态空间方程：
Figure FDA0003882011100000052
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，
Figure FDA0003882011100000053
Figure FDA0003882011100000054
C＝[0 0 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；
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：
Figure FDA0003882011100000061
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；
Figure FDA0003882011100000062
Figure FDA0003882011100000063
Figure FDA0003882011100000064
Figure FDA0003882011100000065
Figure FDA0003882011100000066
Figure FDA0003882011100000067
Figure FDA0003882011100000068
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