使用数字双重构飞机结构寿命预测

文摘

飞机结构寿命预测过程的再造工程,充分利用先进的非常高的性能提出了数字计算。个人的提出过程利用一个超高保真度模型飞机的尾巴数字,数字的孪生兄弟,集成计算结构变形量和温度响应的飞行条件下,与当地产生的损伤和材料状态进化。数字双的概念模型可用于预测飞机的生活结构和保证其结构的完整性。技术挑战开发和部署一个数字的双胞胎进行了较为详细的试验研究。

1。介绍

尽管增加理解能力相关的物理现象和自动化数值模拟,生命的过程飞机结构,概述了图1没有先进的大大五十年。飞机外部负载(气动压力和地面荷载)是由负荷组使用一个专门的模型和放置在一个数据库中。选定的设计点的负载从数据库的结构建模组然后将它们应用于结构有限元模型(FEM)开发的内部负载机身为每个设计负荷情况。这些情况下放置在另一个数据库。的耐久性和宽容伤害专家使用这些内部负载情况下开发压力函数相关的外部负载转移到当地强调细节,如紧固件孔,图样,鱼片。压力传递函数应用到飞行载荷的加载数据库开发压力频谱对机体的每一点。这些压力谱用于专业疲劳软件一起与当地一个理想化的几何来预测疲劳裂纹成核或疲劳裂纹增长生活的细节被确认为疲劳敏感。同时,动态组使用另一个专门的模型来确定飞机的振动特性来解决结构的疲劳由于低烈度,高频声学和气动弹性等动态载荷。

增加计算能力使得这个过程的各个部分都要执行更有效率,所以更多的负载情况下可以分析和疲劳的位置。输出文件从一个模型更容易转化为输入文件的下一个步骤的过程。然而,几乎没有努力让这些个人的物理模型集成到一个单一的综合表示飞机。的物理模型的保真度也没有显著增加。结构有限元分析仍然是一个线性弹性模型。疲劳寿命预测模型本质上是相同的计算进行时使用手持计算器。因此,易于疲劳敏感或其他损伤位置的识别主要依赖工程判断和疲劳试验。因为判断生的经验,现有飞机设计的发展是相当成功;然而,革命性的飞机的发展充满了意想不到的问题,导致体重增长、进度拖延和成本超支。

寿命预测过程图中描述1是最好的,可以在年前完成的数字计算是司空见惯的事了。这个过程被用来设计机身使用寿命达到设计要求,建立的时间间隔检查位置的机体疲劳裂缝。计算机时代的到来导致了这种传统生活的各个部分预测的自动化过程。然而,整个飞机寿命预测过程没有进行了复查,看看整个流程再造工程,可以作为高性能计算的可用性的结果。

本文提议再造工程结构寿命预测的过程,以下称为数字双,利用增长非常高性能的计算基础设施。数字双概念由讨论的主要作者与t·a·克鲁斯,范德比尔特大学荣誉教授、前空军研究实验室的首席科学家,和a。r . Ingraffea,康奈尔大学的教授。本文概述了数字双概念的细节,然后讨论今天面临的技术挑战,实现数字双胞胎的过程。

2。数字双概念

考虑以下假设的能力。2025年,美国空军(USAF)需要交付的第一个新模型的飞机,尾巴25号- 0001。随着物理飞机,美国空军也收到一个竣工的数字模型飞机,指定25 - 0001 d /我。25 - 0001 d /我是一个1万亿自由度(自由度)等级,计算结构模型,25 - 0001。这个“数字双”ultrarealistic几何细节,包括生产异常,和材料的细节,包括统计组织层面,具体到这架飞机尾巴数量。25 - 0001 d /我接受概率输入负载,环境,和使用因素,并紧密耦合outer-mold-line,竣工,计算流体力学(CFD)模型,25 - 0001。

25 - 0001 d /我可以通过一个几乎飞1小时飞行1小时exaflop-scale高性能计算机。在每一个这样的虚拟飞行,25 - 0001 d /我积累使用损害根据best-physics-based,概率仿真,输出1字节的材料和结构性能和破坏数据。25 - 0001 d / 1000小时我是“飞”在设计、开发和初始测试25 - 0001。在这个加速,初步“测试”,许多意想不到的失效模式发现,将导致损失的主要结构元素,用2事件将导致飞机的损失。适当的维修、重新设计和改造计划和实施在25 - 0001在它的第一次飞行实际上阻止此类事件发生。

但是它是公认的,设计点的使用总是战胜了由实际使用,包括计划外任务类型和载荷。因此,第二个数字实例化,25 - 0001 d / a,与结构传感系统部署在25 - 0001。这个传感器系统记录,在高频率,实际,six-DOF加速度,以及表面温度/压力读数在每个实际飞行25 - 0001。每小时的飞行产生约拍字节的真实数据。这些数据输入到25 - 0001 d / A结构模型,这个模型本身成为一个虚拟传感器,插值稀疏获得的数据在整个机体。使用贝叶斯统计技术,25 - 0001 d /我是定期更新,以反映实际使用中记录的25 - 0001和25 - 0001 d / A。25 - 0001 d /我重新运行的剩余使用寿命预测25 - 0001,和更新所有主要结构组件的可靠性估计。这预后导致time-and-budget-appropriate执行维护、修复、更换计划造成这样的更新估计使用寿命和可靠性。这个过程是要执行这种类型的所有飞机的美国空军的库存。

数字双是一个结构寿命预测和管理的再造工程。这是科幻小说吗?这当然是一个大胆的目标,将需要进行大量的科学和技术的发展。但即使只是实现这一愿景的一部分,结构寿命预测的改进将是丰富的。现在考虑的概念详细数字双流程操作。这将使明显技术挑战需要克服,使数字双过程。

3所示。操作数字双的

数字双寿命预测的操作进行,由图2。数字双图中表示为一个单一的实体,但它可能包含几个组件紧密的联系在一起,如热/传热模型、动力学模型、应力分析模型,和一个疲劳模型。一个或一系列任务的任务分配给一个特定的飞机。合理估计的飞行轨迹和演习期间将飞行任务。特定的CFD模型飞机几乎被“飞”通过这些航班估计飞机的负载和环境将体验。飞机被“飞”,飞机的气动压力应用于结构数字双有限元在飞行的时间间隔。CFD和有限元模型紧密耦合的气动弹性振动和结构变形量对空气动力的影响流,如果有的话,可以捕获,反之亦然。传统上,任何影响结构变位和空气动力流之间已经打折,但对于一个现实的高保真模型,物理现象之间可能的相互作用从一开始就不应该被忽视。

结构有限元模型的物理作用于结构:热力学,全球气动弹性振动和局部变形,准静态和动态。热的历史和应力场的飞机开发整个虚拟飞行。数字双满知识的飞机已经飞之前,所有结构部件的材料的条件状态和损伤的虚拟飞行。这两组信息,损害模型嵌入到数字双预测材料的进化状态和损伤的进展在虚拟飞行。损害并不局限于疲劳开裂,但包括蠕变、担忧和磨损,分层复合材料微裂缝,腐蚀和氧化,面板翘曲等。预期的剩余寿命的概率分布飞机产量的完成虚拟飞行。

上面讨论的许多物理现象是非线性的。因此,结构有限元非线性分析必须执行。因为材料的发展状态和损伤的发展影响结构的刚度组件,热膨胀系数,并且负载的非弹性变形开始,其他属性,物质状态演化和破坏模型必须通过信息反馈给有限元的刚度矩阵”这样热应力场是准确确定。此外,材料状态和损伤模型必须相互交流,以便捕获可能的协同效应。

当然,会有不确定性的虚拟飞行反映了实际飞行期间会发生什么。此外,总会有不完整信息的属性材料,制造和组装的质量方法,等等。数字双将这些不确定性输入转化为概率获得不同结构的结果。机身的可能性令人满意地幸存的要求任务可以分解成是否发送特定的飞机在那个特定的任务。

物理实际飞机飞行任务后,飞机的飞行将下载的数据跟踪和结构健康管理(SHm)系统。飞机跟踪系统记录足够的飞行参数数据来准确地描述中的飞行CFD数字双。使用飞行参数历史实际飞行中,数字的双胞胎是通过实际的“飞”的使命,和实际计算剩余寿命的概率分布。

除了传感器损伤诊断的关键位置,单孔位微吹气扰动系统也感觉和记录应变历史飞行期间在选择地点。选择的菌株在数字双位置比较物理上的菌株记录飞机。损伤状态的位置在数字双对应飞机位置与单孔位微吹气扰动传感器相比,单孔位微吹气扰动系统发现的状况。数字双胞胎之间的差异和飞机的状况解决贝叶斯更新等正式的数学过程。通过这种方式,数字双胞胎进行持续改进和变得更可靠的飞机是在服务的时间越长。

使用数字双不仅限于决定一个航班。使用一个特定的飞机能对任何预测所需的时间长度。数字双可以通过对应的所有航班飞几乎预计使用预测飞机的维护需求和维修成本。这可以用数字双每飞机舰队中估计的舰队的维护需要一段时间。与更新,以反映维修和更换一部分,数字双也可以用于配置控制个人的飞机。

飞机结构的剩余使用寿命的预测数字双需要建模的结构的响应所有的应用负载:准静态操纵气动载荷,高频声波和动态载荷和热通量。时间的历史结构的反应这些迫使函数必须正确模拟为了发展结构的损伤状态与已知的不确定性水平。损害国家在结构必须与每个航班跟踪和更新。实现这些需求是不可能没有一些重要的技术发展领域的多重物理量建模;多尺度损伤模型;集成的结构和损伤模型;不确定性量化、建模和控制;大型数据库的操作和更新;高分辨率的结构分析。所需的技术发展在这些地区将在下一节中讨论。

4所示。需要的功能和艺术的状态

4.1。物理模型建模

几个商业结构分析软件包提供的预测能力热力学反应结构进行瞬态热领域,以及暂时和空间不同的牵引和边界条件。这些商业代码执行对thermal-structural问题可以解决使用单向分析热应力的解决方案可以通过执行热分析计算充分,后跟一个结构分析使用热分析中的温度派生。然而,这种方法是一种简化的实际物理模型可能不是适合所有飞行领域。

可能需要双向耦合的一个例子是引擎exhaust-washed结构。为了防止“视线”到嵌入式引擎的高温区域,一些最近的飞机发动机排气流部分机体为了给热排气时间分散。这部分的结构是暴露于严重thermal-acoustic环境。飞机的面板变形,更容易受到发动机排气造成更大的加热。皮肤温度的增加可以进一步提高平面外变形,以及大型振动响应的变化,导致加热的面板。面板的变形到排气流中会导致分离流的面板或transition-to-turbulent流进一步影响皮肤的加热。之间的复杂的相互作用的物理现象无法模拟的单向耦合分析。

双向耦合松散或紧密耦合的方法。松散耦合或“分区”的方法使用两个不同的解决者的单向耦合,但现在解决之间的信息传递在固定的时间增量。紧密耦合,或“单片”的方法,解决了thermal-structural方程在一个域通过一个统一的治疗。一般来说,一个紧耦合的方法收敛速度比松散耦合的由于系统切线刚度一致。紧密耦合方法的缺点是需要额外的内存来解决一个更大的系统方程和伴随可能生病调节的相关矩阵5]。

最严重挑战双向耦合的物理几何尺度是不同的时间和不同的物理,特别是对瞬态事件。

一个策略解决多尺度、多重物理量问题是分区方案领域学科。分离技术可用于每个物理域在每个时间间隔,加载时,牵引和其他信息交换通过一个接口。每个物理现象有一个解算器调到其特定的时间和空间尺度要求。这种方法的关键问题是维护耦合和保证稳定,精度,并通过接口收敛。接口需要应用反馈力和牵引在适当的时间和空间尺度没有损失或创造的能量。接口也要构造这样一个物理现象是耦合到另一个不考虑解决个人的特点。

接口方法的一个例子是常见Jaiman提出改进方案等。5]。这种方法尤其适合自然发生的不匹配的网格不同物理域。如果界面数据分配不当和不匹配的网格中,精度可能发生错误。子区间共同细化方案集成在消除这个错误。该计划允许交换的解算器领域的可能性。例如,解决结构可以改变从一个完整的有限元模型降维模型,而不影响声波解算器的实现。另一个解决方案的一个示例见图技术3对耦合aerothermoelasticity。这个问题是划分为从和气动弹性域,如图3,箭头表示学科之间的信息流动。这种划分方法考虑步骤和所需时间的差异还允许不同的时间不同的解决方案(游行6]。如图4气动弹性模型,需要更小的时间步长,,而从气动模型更新结构温度分布在更大的步伐,。交错过程的一个缺点是准确性降低随着时间增加。

另一个有前途的方法是结合界面边界条件(加拿大帝国商业银行)过程7]。加拿大帝国商业银行程序似乎有更好的稳定性和准确性比交错方案特点,因此解决的两个主要问题解决的时间步进与分区。

本地大梯度结构包含地区发生两个时空上由于加载。这也是一个多尺度问题,导致梯度的物理现象发生在不同的规模比兴趣结构规模的分析。传统有限元法实践需要增加自由度(自由度)在空间分辨率的地区需要在减少时间增量提高时间分辨率是必需的。然而,正如[8),”尺度的暴政将不会打败只是通过构建更大、更快的电脑。相反,我们将不得不调整我们设想科学和工程的基本方式方法,长期以来人类进步的支柱”。增加自由度的数量可能会导致收敛对能源规范();然而,同样是不正确的关于本地错误。最近工作,奥哈拉et al。9,10),误差100%的最高温度是获得融合传统有限元解的问题涉及热梯度如图5。结构在冲击波的影响可能会经历类似的热梯度。传统技术无法恢复强加边界条件的高梯度地区。这影响位移、应力和压力导致不正确的生活和风险估计。尺度的“暴政”更多的问题结合物理问题,如fluid-thermal-structure交互和长时间记录在哪里。回想一下,数字双需要模拟实际飞行一个小时或更多的时间。

方法被开发来专门解决陡峭的多尺度分析梯度包括:广义有限元法(GFEM),时空的方法和降维模型(rom)。每个方法提供了必要的功能介绍物理现象在一定程度的准确性,无法实现规模与传统有限元方法进行结构分析。所有三个流体计算方法是活跃的研究领域,热,和结构规则,提供跨学科方法的共性。所有三种方法承诺降低模型复杂度和计算时间的优势。

GFEM使用先天的解决方案的知识来增强“丰富”的标准有限元形状函数形状函数,捕获感兴趣的物理现象。GFEM使用分区的概念统一(11),标准有限元形状函数主元素丰富允许使用现有的基础设施和算法与传统有限元方法。GFEM已经应用断裂力学(12)、热分析(3,9),和CFD (13)问题。然而,三个研究问题仍然为了GFEM解决真正的航天的情况。热的例子在图5一个静态的梯度是一个简单的问题。一般来说,结构的梯度变化大小和位置在飞行。因此,有限元法将不同元素需要浓缩在不同的时间在飞行。研究还需要浓缩功能的类型,最好能够捕获的梯度计算效率。最后,给出一个准确地表示热梯度的,结构形状函数应如何丰富准确计算该地区的应变和应力,如果热梯度是未知?

时空方法假设元素中的时间维度可以治疗域使用插值函数在空间域是司空见惯;也就是说,近似于空间和时间。第一个时空应用程序可以追溯到奥登在1969年,它被应用于在酒吧里波传播(8]。最近,时空的方法已经被应用于制定一个完全耦合的框架来解决声学结构相互作用以及许多其他应用程序要求自适应时空上跟踪瞬态波传播解决方案策略,比如那些发生在流固相互作用[14]。该算法是无条件稳定的,不受限于临界时间步长。最后,时空的方法提供了一个框架为提高解决方案通过浓缩准确性。这是特别适合用来history-dependent寿命预测。

虽然时空方法在解决瞬态动态现象,有缺点的方法。除了在元素配方,添加复杂性全球刚度矩阵的大小,在那里是插值点的数量。例如,线性元素时间需要四次全球刚度大小semidiscrete时间制定和二次制定的九倍。这大大增加了计算成本与时空过程和可能不再提供一个有利于许多典型问题解决与有限元素。

rom减轻计算负担的直接规定时间集成与随机有限元的动态加载,同时保留必要的精度。直接集成的标准,大订单的有限元mission-scale可以成本和时间限制性的时间长度。

非线性结构的使用rom,尤其是声疲劳类型反应,记录在文献[15- - - - - -18]。此外,适应非线性结构rom耦合的热变形问题通过使用“冷模式”提出了(13,14,19]。这些计划使用线性模式结构的形状在所谓轻或冷状态跨越反应在不同的温度状态。结构的线性部分罗成为函数的非线性条件时,其温度保持不变。Falkiewicz和Cesnik20.)描述一个基于适当的正交分解和热罗摄像镜头的方法被用来更新结构中的温度分布罗通过热通量。结构和热rom是线性的。耦合的rom也被用来创建一个统一的气动弹性和飞行动态公式(21]。

罗可能会需要提供空气动力负荷在整个飞行。CFD通常是用来模拟飞机的巡航条件,不是因为它加速和演习22]。虽然有些non-steady-state飞行条件如复苏的f - 18在航母甲板上(23)和c - 130的货物空投24)与颠覆网格模拟方法(25),纵向加速度的飞机仍然是一个挑战。在CFD,速度变化介绍了流体在一侧的网状区域和整个地区的传播时间。然而,当飞机空速变化,飞机周围的空气变化的速度相对于飞机。

4.2。多尺度损伤模型

数字双将模仿的行为实际飞机尽可能多。假设损害特定大小的关键位置,是在破坏公差要求,不符合这个目的。破坏公差检查裂纹增长缓慢或不安全仍将被执行,以确保安全。然而,唯一已知的伤害将被放置在数字双胞胎生活管理的目的。如果损害是未知的存在位置,破坏形成的分布特性,比如那些在图6对于疲劳裂纹,将假定在这个位置。

损伤形成特征的分布和类型将取决于材料和制造工艺。基于物理模型的破坏形式从这些功能需要集成到结构有限元法。图6是随机信息流动模式之间来回的材料和结构尺度不确定性疲劳开裂寿命预测。

图6显示实际的概念通过使用数据流组件,material-scale图像和实际和猜测相关统计数据26,27]。评估的可靠性对断裂极限状态开始提议component-scale结构设计、人物6 。进行应力分析,疲劳“热点”位于组件。这个评估是随机的,因为它必须考虑在边界条件的不确定性,几何,使用,和环境。具有统计代表性microstructure-scale体积元素,比如图中所示7在每个热点,然后创建了。

如图片所示的数字6 通过6 、物理和力学的孵化、成核,和微观结构小疲劳裂纹(所有)流程和事件必须已知,纳入预测软件和用于生产的相关统计数据为每个阶段裂纹增长。在这个特殊的例子中,物理和力学的孵化和成核7075 - t651与基地组织有关₇铜₂铁粒子组成,和一组4这样的粒子是假设通过开裂事件和过程跟踪。在任何阶段,这些粒子中红参与阶段;粒子中黑色是不活跃的。孵化前的一小段时间内是一个裂缝在粒子穿透到铝矩阵。裂纹的成核,当一个粒子首先开始于矩阵如箭头所示在图上照片6 。发生的所有传播随着裂纹的增长从粒子和导航的颗粒大小的传统组件规模疲劳模型成为适用。

在图的形象6 分布的所有增长已经产生。所有传播是由(还不是众所周知的)规则裂纹增长速度、方向、形状、晶界交互和聚结。筛选确定哪些有核的裂纹增长速度低于一个阈值,会认为这些微裂隙不活跃的,而另一方面,活跃,微裂隙将进一步考虑长裂纹扩展的模拟。传统的结构比例的疲劳裂纹增长方法被应用于预测周期的剩余数量的失败。使用统计数据应计通过建模方法的过程中,生命的分布,或可靠性,终于确定,图6 。

类似的模式需要开发其他破坏过程和其他材料,如复合材料或混合动力车。多尺度物理模型对热机的疲劳、蠕变、担忧和磨损,腐蚀和氧化,分层,显微裂纹的复合材料需要开发飞机结构材料。协同损伤机制之间的相互作用的可能性的尺度也必须探索。的努力,进入发展中疲劳裂纹形成的理解水平在7075 - t651描绘在图6被任何标准的。发展这些模型对于所有这些其他损伤机制和每个飞机结构材料在任何合理的时间内将需要投资的美国国防部高级研究计划局加速插入材料计划(28]。

4.3。结构有限元分析和损伤模型的集成

重要的是要理解,每个阶段的裂纹增长,或其他损害过程,是由随机动力计算的组件的规模和component-scale模型本身将定期更新占material-scale损害,降低局部刚度导致局部应力和热的再分配领域。需要一个随机、多尺度模拟功能,集成了材料性能与结构响应是显而易见的。

采用传统旋疲劳模型在数字的孪生兄弟,除了添加重要的内存和存储需求已经很大的模型,将有助于不确定性通过允许更新的损伤状态结构模型只有一个应力循环完成后。当损伤状态位置终于更新了,有一个阶跃函数局部刚度的变化和产生的应力再分配。然而,由于损伤发展的物理飞机所有应力周期期间,刚度变化连续、渐进的再分配压力。因此造成的损失的压力循环可能不是一样旋回模型预测,因为压力重新分配降低了压力的振幅周期。

旋回模型是一个历史遗迹的时候,实验和数值模拟能力比今天更受限。能够记录在扫描电子显微镜视频图像尺度和处理这些图像测量小位移,可以确定疲劳裂纹增长增量比每隔几百周期更频繁。改进的硬件和软件数值模拟更容易解微分方程的离散化的时间小于一个应力循环。没有理由模型相关损伤的时间变化率的时间变化率的压力不能发达的今天。小时间尺度疲劳裂纹增长模型提出了计算裂纹扩展的增量在任何时候即时(29日- - - - - -31日]。这些模型开发从标准循环裂纹扩展的断裂力学关系。模型能够代表循环不变和可变振幅载荷作用下裂纹扩展数据,而不必计数周期或跟踪裂纹闭合水平。这样的模型将促进损伤模型的集成结构《。

的挑战,建立一个双向耦合结构有限元法和损伤模型之间仍然即使损伤模型是基于时间的。一种方法将材料损伤模型集成到一个结构有限元法是连续损伤力学。连续损伤力学方法的局部破坏材料通过引入内部状态变量量化本地降解材料点。退化的影响包括在材料的有限元刚度方程。连续损伤力学的成功应用取决于状态变量的演化方程的配方。无效的增长模型是最常见的损伤演化模型(32),但连续损伤力学应用于亚临界裂纹增长在单调加载下(33]。而进化方程可以使用一个现象学的过程,制定一个多尺度均匀化过程使用上面讨论的基于物理损伤模型将是首选。

单位分解方法,比如GFEM和扩展有限元法(XFEM),也很有前途的方法将损坏集成到结构有限元法。例如,这些方法允许不连续的代表性和奇异点通过裂纹表面的几何描述,是独立的体积网格,再加上合适的浓缩功能(34]。换句话说,一个为建模以及有限元网格足以捕捉材料边界和裂缝的发展,因为有限元网格不需要符合内部边界。

这两种方法已经成功地将损坏集成到一个结构有限元当司机有一个占主导地位的伤害,典型的应力或应变。模拟损伤发展的更复杂的情况,涉及不同的温度,环境,强调目前有限的发展合适的损伤状态演化方程。

4.4。不确定性量化、建模和控制

量化不确定性模型的目的是锻炼控制不确定性的大小(35,36]。的大小可以控制的不确定性模型保真度和规模的选择。它不是因为最好的分析规模和最高保真度模型减少不确定性仿真结果充分证明他们的成本。可能会有输入参数,如应用加载,其不确定性覆盖所有其他的模型中的不确定性。更高的保真度模型和grain-scale分析不会减少与应用加载相关的不确定性。计算成本增加细尺度分析和更高的保真度模型。使用什么忠诚和规模的选择在一个模拟世界中应该基于不确定性和计算成本的可接受的水平来实现它。理想的情况是知道的影响规模和富达选择不确定性之前执行任何模拟。努力后,确定模拟没有提供一个可接受的水平的不确定性是更少的好处。一个模拟的成本已经发生,现在另一个模拟细尺度和更高的忠诚将需要执行不能保证它将提供一个可接受的水平的不确定性。

抽样方法,如蒙特卡罗模拟和变化,通常用于确定不确定性/变化的结果。然而,执行蒙特卡罗模拟的不同实现整个飞机飞行在一个完整的模型将带来巨大的计算成本。建模和仿真整个机身与当今高度理想化的弹性模型计算密集型甚至在选定点飞行谱。详细、非线性模拟整个飞行的一个完整的机体放大计算时间数量级。蒙特卡罗模拟需要分析的,如果不是数以百计,实现“飞行”相同的任务仅仅为了获得第一和第二时刻为每个输出变量的分布。虽然很容易并行采样方法,更复杂的概率方法,如随机有限元方法(随机)可能比抽样方法。

计算包括三个基本步骤:离散化的随机领域代表不确定输入参数,制定随机矩阵的元素,然后在全球层面,,最后,响应变化计算(37]。计算主要有两种变体:微扰方法基于泰勒级数展开的响应向量和谱随机有限元方法,其中每个响应量是由一系列随机的埃尔米特多项式表示。这些变异问题的计算工作,应用大型非线性系统,如飞机,目前禁止。

还有其他的随机有限元的发展。首先是随机减少基础方法对准的响应过程的先决条件是使用基向量来表示,跨度,随机,维子空间38]。对准计算效率比多项式混沌扩张(pc)同等水平的准确性,因此更适合于求解大规模问题。使用电脑模拟的计算成本,解决方案仅限于与少量的不确定系统的自由度。SRBM配方有限分析的随机线性系统,PCE配方。此外,基向量问题依赖限制开发一个通用的方法。

第二个发展是不计算方法(39]。这些方法利用强大的现有的确定性有限元代码通过构建一个使用电脑代理响应面模型。能够使用任何第三方铁代码速度计算的发展和转型的需要从头开发整个计算系统。可以利用投资确定性有限元代码。

其他感兴趣的发展包括多尺度计算(40)和一个扩展的计算(X-SFEM)类似于XFEM确定性有限元法(41]。多尺度随机寻求在小尺度不确定性信息传播量,如微观结构、粗规模数量、刚度和强度等小尺度量的函数。X-SFEM提供了几何不确定性传播的偏微分方程的解决方案,也就是说,pde随机域上定义的。

4.5。操纵大型共享数据库

整个机体的一个模型,一个巨大的数据库,很难投入,保持的完整性,并操作。机身的基本几何和组装的组件可以建立CAD系统。离散化的各个组件可以是一个挑战,尤其是对于大型、详细结构组件。几何图形的完整性和大型复杂的离散化模型必须建立和维护的生活模式。为了充分模型离散化必须适应意想不到的插入损失和后续维修飞机的使用寿命期间发生的。这些任务可能需要自动化目前的手工方法不符合数字双重挑战。

执行flight-by-flight模拟生成的信息在整个设计或服务,飞机将大量的的生活。事实上,操纵的信息从一个飞行仿真的整个飞行器当前功能。数字的双胞胎,结果每次飞行模拟的飞机的生活期间必须保持可用。为了使用这些信息来做出决策的持续适航性,仿真结果中包含的所有信息必须是可访问的。快速、集中审讯的数据库来支持特定的决策必须是可能的。一些审讯需要自动化。例如,它是不实际的手动搜索整个飞机,定位损伤或者电子版的热点。1%的1字节的数据可视化预想为虚拟飞行的输出需要35个工作日以目前的10 MB / s的速度(4]。数字双需要自动识别位置水平规定的损害和现在这个信息以用户友好的方式。

4.6。高分辨率结构分析能力

基于仿真的设计和认证需要很高的性能计算,性能远远超出了现在常用的飞机结构分析。设想,一个完整的机体的数字的双胞胎将对10的顺序¹²的自由度。如果多尺度的微观结构模型,如在图7这些模型,需要在某些位置,将对10的顺序⁷在每个位置自由度(26]。尽管大尺寸,数字双必须以足够的速度,以便执行建模与仿真可以跟上飞机的实际使用,也就是说,一个小时飞行必须模拟时钟时间的小时或更少。如果模拟无法保持领先地位的实际飞机的力量数字双寿命预测和决策。显然,非常需要高性能计算满足视觉上的数字的双胞胎。

但是高性能计算(HPC)是一个相对的概念。在未来几年,petaflop-per-second力量将变得可用。在十年内,预计exaflop-per-second电脑将成为可用:

”推断当前硬件的趋势表明,exascale系统可以在市场上可用的大约2022通过一个“一切照旧”的场景。与适当的水平的投资,它可能会加快了五年,大约有2017“(4]。

今天的teraflop-per-second规模计算是有效的无限的计算能力许多工程师的标准。问题不在于可用性高性能计算的硬件,而是可用性通过适当的编码和其他软件工具。美国国防部最近的一项调查(42]发现商用有限元软件的平均年龄大约是20年,典型的最大数量的处理器这样的工具可以有效地访问是300年!硬件功能和软件性能之间的差距是HPC社会公认的4]:

“先进和改进的模拟 需求显著进步在数学方法、可扩展的算法及其实现。所需的进步是由增加的复杂性问题,涉及多个和耦合的物理模型,高维度描述大量的方程(DAE pd,常微分方程,几何描述和边界条件,优化,等等),以及巨大的时间和空间尺度上 ”

数字双是典型的所谓“E3应用”,一个复杂的系统在高维空间中。HPC社区已经确定特定应用程序特点和数学和算法需要(图8),已经讨论了数字的双胞胎。的上下文中数字双,有必要解决耦合pd,量化不确定性,设计和优化结构,在处理大型和嘈杂的数据。

HPC社会准确地描述数字双胞胎的计算问题。PDE解决大系统的不确定性都是数字的双胞胎的核心概念。

国防部已经采取措施解决这个问题需要通过计算研究和工程(创建)计划收购工具和环境。特别是空气车辆部分已经开发了一种固定翼虚拟飞机仿真工具红隼(43]。红隼集成了多个单一可执行文件模块。最重要的目的数字双胞胎的CFD解决者和一个线性模态表示飞机连同流固连接操作。空气动力负载直接应用到结构。然而,结构组件的压力仍然需要决心使寿命预测。

5。发展数字双

有很多挑战,必须克服在发展中数字的双胞胎。很难建立一个全面的数字双发展计划,涵盖了十年或更长时间的活动。然而,最初的查询工作,已经完成,计划在不久的将来将会讨论。

飞行器理事会在美国空军研究实验室调查罗获得气动载荷在飞机或内部压力,从飞行员输入在实际飞机或飞行模拟器。这个活动发达的工作简化外部存储的间隙飞机(21,44]。这stick-to-stress ROM的集成结构寿命预测将调查作为程序的一部分展示的潜力较高的保真度应力历史、结构可靠性分析和结构健康监测对提高机身的管理。两个全尺寸疲劳试验飞机组件将作为代理人的实际飞行的飞机在这个程序中。这个项目将是一个初步的结果,低富达“数字双”。

额外的螺旋发展将增加这个数字的忠诚的双胞胎,通过融合新技术成熟。的技术可能会按时准备好第二开发螺旋包括基于物理模型损伤发展和从美国宇航局损害科学进展45)和美国空军科学研究办公室的结构力学课程。另一个可能是不同的物理模型的耦合,即热、动态、和压力。这个话题正在积极工作飞行器的结构科学中心(1,2]。

第三个线程技术是数字制造技术(46f - 35)。数字线更容易了解必要的信息构建尾巴number-specific结构模型可以收集。在数字线,从工程设计相同的三维实体模型被用于制造对数控编程,坐标测量机检查。使用激光测量与数字线程几乎伴侣部分以识别潜在的临时舞台问题实际上交配前的部分。数字线,除了f - 35生产速度,使洛克希德钻井在很多地方使用自动化的洞。因此,为了在生产计量系统的准确性,许多细节部分的维度和许多紧固件孔的位置是已知的在生产过程中。成为一个重要的供应信息作为初始条件为飞机在进入数字双服务。

6。数字双的优点

在当前飞机寿命预测过程中,每种类型的物理都有自己的单独的模型。有计算流体动力学(CFD)模型,结构动力学模型(SDM),热力学模型,应力分析模型(SAM),和疲劳裂纹模型(FCM)。计算能力有限制物理和损伤模型被认为是在寿命预测过程。物理模型之间的信息传递通过写结果从一个模型到一个文件,将输出文件转换成另一个模型的输入文件,最后输入文件解读第二模式。这个过程很难发展一个同步stress-temperature-chemical (STC)加载谱。此外,损害的影响发展的压力或温度历史并不考虑。的方法适当承担一些严重的条件在设计和后续使用跟踪飞机。这种方法通常是保守的,但会导致一个比它重的飞行器可能需要比可能需要更频繁地和检查。

数字的双胞胎,SDM,山姆,FCM,可能其他材料状态演化模型将被集成到一个统一的结构模型是紧密耦合的CFD数字双。所涉及的物理无缝链接,物理学的方法在物理结构有关。联合STC加载历史的飞机将直接从飞行的仿真结果。这个联合谱可以发现任何位置的结构和不依赖于一个理想化的传递函数。作为结构中的损伤发展,当地STC谱自然会调整损伤的存在。将没有必要承担的重复统计代表光谱在汽车的生命周期;优质光谱可以进化的使用车辆和规定的年龄结构。

损害结果,维修、更换和结构修改,如果他们被记录,目前保存在一个数据库分离的结构分析模型。目前还不清楚这个数据库更新时咨询飞机的剩余使用寿命。这些信息当然不是存储在一个格式,便于其在结构分析中使用模式。数字双将提供一个可视化的数据库直接相关的结构模型和物理飞机。因此,除了提供一个结构寿命预测工具,数字双也促进了个人配置控制飞机。

数字双将使飞机在其服务生活的更好的管理。工程师们将会有更多的信息关于飞机的条件和更早。这将允许更好的维护决策及时。

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本文是清除公共发布版本a 2011年7月29日88例abw - 2011 - 4181。

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