基于數(shù)字孿生的單機質(zhì)量監(jiān)控技術(shù)研究

■ 高龍 侯晨光 陶劍 / 中國航空綜合技術(shù)研究所 國家質(zhì)量監(jiān)督檢驗檢疫局質(zhì)量基礎(chǔ)設(shè)施效能研究重點實驗室

對設(shè)備進行合理有效的維護來降低設(shè)備故障率，是降低維修成本，提高維修能力的重要手段之一。航空裝備維修體制正由三級變兩級、維修方式由定時向視情、壽命控制由機隊向單機的轉(zhuǎn)變，利用航空產(chǎn)品全生命周期數(shù)據(jù)資源，建立航空產(chǎn)品數(shù)字孿生體，實現(xiàn)航空產(chǎn)品物理實體和虛擬模型的實時映射，通過虛擬模型的仿真對物理實體進行單機質(zhì)量監(jiān)控，對于及時發(fā)現(xiàn)產(chǎn)品故障，提高維修效率具有重要意義。

航空產(chǎn)品數(shù)字孿生模型構(gòu)建流程

數(shù)字孿生體[1]是指產(chǎn)品物理實體的工作進展和工作狀態(tài)在虛擬空間的全要素重建及數(shù)字化映射，是一個集成的多物理、多尺度、超寫實、動態(tài)概率仿真模型，可用來模擬、監(jiān)控、診斷、預(yù)測、控制產(chǎn)品物理實體在現(xiàn)實環(huán)境中的形成過程、狀態(tài)和行為。產(chǎn)品數(shù)字孿生體基于產(chǎn)品設(shè)計階段生成的產(chǎn)品模型，并在隨后的產(chǎn)品制造和產(chǎn)品服務(wù)階段通過與產(chǎn)品物理實體之間的數(shù)據(jù)和信息交互，不斷提高自身的完整性和精確度，最終完成對產(chǎn)品物理實體的完全和精確描述。根據(jù)數(shù)字孿生的概念，航空產(chǎn)品全生命周期數(shù)字孿生模型構(gòu)建流程如圖1所示。

在設(shè)計階段，建立多物理的高保真仿真模型。將結(jié)構(gòu)動力學模型（SDM）、應(yīng)力分析模型（SAM）、疲勞斷裂模型（FCM）以及其他可能的材料狀態(tài)演化模型集成到一個統(tǒng)一的結(jié)構(gòu)模型中，并與計算流體動力學（CFD）數(shù)字孿生緊耦合，實現(xiàn)多物理模型融合。

圖1 航空產(chǎn)品數(shù)字孿生模型構(gòu)建流程

在試驗階段，建立可靠性試驗、強度試驗等數(shù)字孿生模型，開展基于數(shù)字孿生的虛擬試驗過程，用于輔助試驗設(shè)計，提高試驗效果。同時，物理實驗的結(jié)果將指導數(shù)字孿生模型進行優(yōu)化改進。

在制造階段，通過檢測/測量加工、裝配過程中的實際參數(shù)，一對一建立物理實體的數(shù)字孿生模型。

在使用階段，根據(jù)實際飛行任務(wù)預(yù)測剩余壽命。在虛擬飛行過程中，數(shù)字孿生模型記錄飛行過程，由嵌入在數(shù)字孿生模型中的損傷模型預(yù)測材料狀態(tài)的演化和損傷進展。虛擬飛行完成后，輸出飛行器剩余使用壽命的預(yù)期概率分布。

在飛行過程中對選定位置的應(yīng)變歷史進行感知和記錄，將虛擬和實體飛機記錄的應(yīng)變進行比較，通過貝葉斯更新等數(shù)學過程，分析虛實狀態(tài)的差異，對數(shù)字孿生模型進行優(yōu)化。

圖2 基準模型構(gòu)建流程

基于數(shù)字孿生的單機質(zhì)量監(jiān)控方法

針對航空機載設(shè)備維修保障的問題，在充分利用現(xiàn)有模型、數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，提出基于數(shù)字孿生的單機質(zhì)量監(jiān)控方法，從而實現(xiàn)模擬、監(jiān)控航空機載設(shè)備在現(xiàn)實環(huán)境中的過程和行為，有效指導維修保障活動。

構(gòu)建基準模型

基于設(shè)計信息建立準確的產(chǎn)品三維數(shù)字化模型，基于歷史數(shù)據(jù)，在故障分析基礎(chǔ)上，建立相應(yīng)的仿真分析模型，同時利用產(chǎn)品試驗信息情況，對模型進行修正，從而形成產(chǎn)品基準模型，主要步驟如下（如圖2所示）。

一是建立航空產(chǎn)品三維模型。根據(jù)產(chǎn)品的設(shè)計圖、電路圖、裝配圖等，建立電子、機械產(chǎn)品三維模型，并對各級產(chǎn)品的屬性進行標注，準確表達產(chǎn)品結(jié)構(gòu)、尺寸，尤其是關(guān)鍵特征參數(shù)。

二是故障及機理分析。根據(jù)外場數(shù)據(jù)和失效模式與影響分析（FMEA）報告，梳理典型高發(fā)的故障模式，建立產(chǎn)品典型的故障模式及原因分類庫，分析產(chǎn)品的工作和環(huán)境載荷，開展失效機理分析，例如焊點疲勞、零件磨損和橡膠老化等，確定關(guān)鍵特征應(yīng)力參數(shù)。

三是多物理仿真建模。綜合考慮產(chǎn)品中的機械、電子產(chǎn)品的多物理結(jié)構(gòu)，開展熱仿真、機械仿真、電磁仿真等，確定產(chǎn)品薄弱環(huán)節(jié)，并評估可靠性或壽命指標。

四是建立基準模型。根據(jù)產(chǎn)品各類試驗結(jié)果，對產(chǎn)品的關(guān)鍵特征參數(shù)、應(yīng)力以及失效機理模型進行修正，最終形成產(chǎn)品的基準模型。

單機質(zhì)量監(jiān)控方法

在產(chǎn)品制造階段，通過產(chǎn)品構(gòu)型數(shù)據(jù)和制造數(shù)據(jù)，建立產(chǎn)品一對一數(shù)字孿生模型，給定初始評估結(jié)果；在使用階段，通過對產(chǎn)品物理實體使用數(shù)據(jù)、故障數(shù)據(jù)、維修數(shù)據(jù)的更新，進行耗損量計算，評估產(chǎn)品剩余壽命，指導維修決策。主要步驟如下（如圖3所示）。

一是產(chǎn)品數(shù)字孿生模型建立。根據(jù)產(chǎn)品制造過程中實際制造數(shù)據(jù)，對基準模型中的相應(yīng)參數(shù)進行更新，從而建立與實體產(chǎn)品一一對應(yīng)的數(shù)字孿生模型。重新進行仿真計算，確定產(chǎn)品受力云圖，以及典型應(yīng)力下的初始壽命。

二是外場環(huán)境數(shù)據(jù)分析與處理。收集飛機外場任務(wù)的實測飛參數(shù)據(jù)（高度、速度等）和平臺環(huán)境數(shù)據(jù)（振動、溫度等），根據(jù)實測飛參數(shù)據(jù)和平臺環(huán)境數(shù)據(jù)之間的相關(guān)性，利用線性回歸、支持向量機或人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)等方法建立平臺環(huán)境預(yù)計模型；能夠根據(jù)收集到的飛機每周外場任務(wù)的飛參數(shù)據(jù)（高度、速度），利用建立好的平臺環(huán)境預(yù)計模型，預(yù)計飛機每周外場任務(wù)的平臺環(huán)境載荷。

三是累積損傷模型計算。根據(jù)每次任務(wù)飛行的平臺環(huán)境數(shù)據(jù)，計算每次任務(wù)飛行的耗損量以及剩余時 間 ——Tleft=（1-t/T）T0。 其 中，Tleft：剩余時間，t為實際任務(wù)時間，T為實際環(huán)境下的仿真結(jié)果，t/T為單位時間耗損，T0為初始評估結(jié)果（平均首發(fā)故障時間或壽命時間）。

應(yīng)用案例

以一型飛機機載電子設(shè)備為例說明基于數(shù)字孿生模型進行單機設(shè)備質(zhì)量監(jiān)控過程。該型飛機在使用過程中，每天記錄各編號飛機使用數(shù)據(jù)、故障數(shù)據(jù)，利用設(shè)計和制造階段的數(shù)字孿生模型，可對薄弱環(huán)節(jié)的應(yīng)力損傷情況進行定期更新，以實現(xiàn)對單機進行質(zhì)量監(jiān)控的目的（如圖4所示）。

在設(shè)計階段，通過FMEA分析以及相似產(chǎn)品外場故障數(shù)據(jù)等，分析機載電子設(shè)備潛在故障點可能存在的故障模式、故障機理，通過基于物理的電子產(chǎn)品可靠性分析方法[4]，得到以下分析結(jié)果見表1、表2（綜合環(huán)境剖面：高溫70℃，持續(xù)時間60min；低溫-55℃，持續(xù)時間60min；溫變時間分別為420min）。

圖3 航空產(chǎn)品數(shù)字孿生模型及應(yīng)用

圖4 一型飛機機載電子設(shè)備單機質(zhì)量監(jiān)控流程

表1 機載電子設(shè)備薄弱環(huán)節(jié)（部分）

表2 機載電子設(shè)備評估結(jié)果（部分）

表3 元器件技術(shù)狀態(tài)變化情況（部分）

表4 數(shù)字孿生模型薄弱環(huán)節(jié)（部分）

表5 數(shù)字孿生模型評估結(jié)果（部分）

在制造階段，由于技術(shù)狀態(tài)的變化，對部分元器件進行了調(diào)整（見表3）。產(chǎn)品在制造出來的同時，建立其數(shù)字孿生模型。

對數(shù)字孿生模型重新進行仿真計算，薄弱環(huán)節(jié)及評估結(jié)果見表4、表5。

根據(jù)該型機載電子設(shè)備的裝機以及服役機場，收集實際使用任務(wù)數(shù)據(jù)，根據(jù)任務(wù)類型（如執(zhí)行A地轉(zhuǎn)場任務(wù)）以及該飛機的典型任務(wù)剖面（見表6，主要有短程、中程、遠程、訓練4個任務(wù)剖面），可以計算實際任務(wù)的任務(wù)剖面。

表6 飛機典型任務(wù)剖面

表7 飛機實際任務(wù)剖面

表8 機載電子設(shè)備評估結(jié)果（部分）

利用機載平臺環(huán)境（溫度、振動）的預(yù)計方法[6-8]和計算的實際任務(wù)剖面數(shù)據(jù)，可以預(yù)計每次任務(wù)情況下的平臺環(huán)境（溫度、振動）應(yīng)力結(jié)果，從而可以計算每次任務(wù)下的評估結(jié)果及耗損量。已知上述飛機在固定周期內(nèi)，共執(zhí)行2項任務(wù)（見表7）。

利用Miner線性累積損傷模型，將每次任務(wù)時間（t）的平臺環(huán)境數(shù)據(jù)輸入數(shù)字孿生模型，重新進行計算，得到關(guān)鍵件的計算結(jié)果（T），則單位時間耗損量為t/T。根據(jù)公式Tleft=（1-t/T）T0（T0為初始評估平均首發(fā)故障時間，t為任務(wù)時間，T為實際環(huán)境下的仿真結(jié)果）和實際任務(wù)情況，計算耗損情況見表8。

最終求得，機載電子設(shè)備在該飛機固定周期內(nèi)執(zhí)行兩項任務(wù)的耗損量為2.8675×10-4，從而實現(xiàn)了單機平均首發(fā)故障時間的質(zhì)量監(jiān)控。

結(jié)束語

根據(jù)數(shù)字孿生模型的定義及內(nèi)涵，本文提出了一種基于可靠性仿真模型進行全生命周期擴展，并通過外場實測環(huán)境進行實際任務(wù)下環(huán)境應(yīng)力預(yù)計，計算相應(yīng)任務(wù)下的耗損量，進行單機質(zhì)量監(jiān)控的方法，可初步實現(xiàn)數(shù)字孿生的概念在航空產(chǎn)品上的應(yīng)用。但由于建模工具及方法的局限性，數(shù)字孿生模型的準確性還有待加強，后續(xù)將深入研究多物理、多層級的高保真仿真模型以及有限元與損傷模型集成方法，分析多應(yīng)力耦合情況下，模型累積損傷計算方法，研究累積損傷計算的代理響應(yīng)面模型，實時計算實際任務(wù)剖面下各類載荷的累積損傷，實現(xiàn)剩余壽命實時精準預(yù)測。