一种用于测试飞行舵翼抗疲劳的智能化设备的制作方法

1.本发明涉及测试飞行舵翼抗疲劳检测技术领域，特别涉及一种用于测试飞行舵翼抗疲劳的智能化设备。


背景技术：

2.飞行舵翼作为飞机的重要组成部分，它控制着飞机的升降、航向以及飞机自身的平衡，飞行舵翼的安全是决定飞机是否可以正常航行的因素之一，而飞行舵翼的抗疲劳性的检测可以判断飞行舵翼的使用寿命，及时判断该飞行舵翼是否还可以继续使用完成飞行任务，避免灾难性事故的发生。
3.但是，多采用通过在试件表面外贴应变花得到了疲劳试验中结构件的应变,计算了应力大小和分布状况，据结构件裂纹的位置、长度和形态对结构件的结构损伤和破坏进行了分析,确定了结构件在交变载荷作用下结构损伤的部位和程度，从而确定飞行舵翼的疲劳程度对结构件的剩余寿命进行了预测，这种那个方式专业要求度更高，检测方式繁琐，花费时间较长。
4.因此，本发明提出了一种用于测试飞行舵翼抗疲劳的智能化设备。


技术实现要素：

5.本发明提供一种用于测试飞行舵翼抗疲劳的智能化设备，通过智能化设备自动完成飞行舵翼的抗疲劳性测试，节约人力成本，通过抗疲劳性测试快速确定飞行舵翼是否还可以继续使用，节约检测时间，保证飞行舵翼航行的安全性，提高飞行舵翼检测效率。
6.一种用于测试飞行舵翼抗疲劳的智能化设备，包括：
7.数据采集模块，用于获取飞行舵翼的检测数据，其中所述检测数据包括图像检测数据以及震动检测数据；
8.结果获取模块，用于对检测数据进行数据分析，获得最终测试结果；
9.抗疲劳分析模块，用于在根据最终测试结果确认飞行舵翼的参数差异后，基于参数差异与飞行舵翼的理想抗疲劳度，得到飞行舵翼的实际抗疲劳度。
10.优选的，所述数据采集模块，包括：
11.图像数据采集子模块，用于全方位采集飞行舵翼的检测图像，获得图像检测数据；
12.震动数据采集子模块，用于通过设备上安装的震动发起装置向飞行舵翼发出检测震动波，并采用震动接收装置接收通过飞行舵翼的检测震动波，得到待分析震动波，获得震动检测数据。
13.优选的，所述图像数据采集子模块，包括：
14.位置限定单元，用于设置飞行舵翼的检测区域；
15.图像采集单元，用于飞行舵翼到达检测区域后，全方位获取所述飞行舵翼图像，作为检测图像；
16.标签添加单元，用于根据飞行舵翼对应得飞机编号，添加身份标签优选的，所述图
像数据采集子模块，还包括：
17.图像预处理单元，用于根据检测图像的信噪比对检测图像进行筛选，获得目标图像，根据预设规则对目标图像进行处理，获得待识别图像；
18.图像处理单元，用于对待识别图像进行处理识别，分别获得飞行舵翼的形状特征以及表面涂层特征，生成图像检测数据。
19.优选的，所述震动数据采集子模块，包括：
20.震动发起单元，用于当检测飞行舵翼到达检测区域后，震动发起装置瞄准第一预设位置，向震动发起装置发出检测震动波；
21.震动接收单元，用于采用震动接收装置接收通过飞行舵翼的检测震动波，得到待分析震动波，获得震动检测数据。
22.优选的，所述结果获取模块，包括：
23.状况获取单元，用于根据图像检测数据，确定飞行舵翼的表层情况，获得第一测试结果；
24.同时，根据震动检测数据，确定飞行舵翼的内部情况，获得第二测试结果；
25.结果获取单元，用于根据第一测试结果以第二测试结果进行整合，获得飞行舵翼的最终测试结果。
26.优选的，所述状况获取单元，包括：
27.第一获取子单元，用于基于图像检测数据，确定飞行舵翼表面的表面裂痕数量，当表面裂痕数量不为零时，在飞行舵翼仿真模型上定位表面裂痕位置，并获取表面裂痕位置出的第一震动检测数据，根据第一震动检测数据，确定表面裂痕深度；
28.第二获取子单元，用于根据图像检测数据，确定飞行舵翼的表面涂层的光滑程度；
29.结果获取子单元，用于根据表面裂痕深度以及光滑程度，生成第一测试结果。
30.优选的，所述状况获取单元，还包括：
31.确定子单元，用于基于震动检测数据，获取多个待分析震动波，将待分析震动波与无损飞行舵翼的标准震动波进行对比，确定飞行舵翼的内部损伤部位类型，获得第二测试结果。
32.优选的，所述抗疲劳分析模块，包括：
33.标准数据获取单元，用于基于飞行舵翼的型号，获取飞行舵翼的设计参数，根据设计参数，确定飞行舵翼的理想抗疲劳度；
34.对比单元，用于根据最终测试结果，确定飞行舵翼的实际损伤情况，生成飞行舵翼的当前参数，将所述设计参数与当前参数进行对比，获得参数差异；
35.结果输出单元，用于基于参数差异与理想抗疲劳度，得到飞行舵翼的实际抗疲劳度，输出并显示所述实际抗疲劳度。
36.优选的，所述结果输出单元，包括：
37.预警子单元，用于当实际抗疲劳度小于预设值时，判定飞行舵翼无法使用，发出报警提醒，提醒飞行舵翼检测管理人员当前飞行舵翼异常。
38.本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在所写的说明书、权利要求书、以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。
39.下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。
附图说明
40.附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。在附图中：
41.图1为本发明一种用于测试飞行舵翼抗疲劳的智能化设备的示意图；
42.图2为本发明一种用于测试飞行舵翼抗疲劳的智能化设备数据采集模块的示意图；
43.图3为本发明一种用于测试飞行舵翼抗疲劳的智能化设备图像数据采集子模块的示意图；
44.图4为本发明一种用于测试飞行舵翼抗疲劳的智能化设备震动数据采集子模块的示意图；
45.图5为本发明一种用于测试飞行舵翼抗疲劳的智能化设备结果获取模块的示意图。
46.图6为本发明一种用于测试飞行舵翼抗疲劳的智能化设备状况获取单元的示意图；
47.图7为本发明一种用于测试飞行舵翼抗疲劳的智能化设备抗疲劳分析模块的示意图。
具体实施方式
48.以下结合附图对本发明的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。
49.实施例1：
50.一种用于测试飞行舵翼抗疲劳的智能化设备，如图1所示，包括：
51.数据采集模块，用于获取飞行舵翼的检测数据，其中所述检测数据包括图像检测数据以及震动检测数据；
52.结果获取模块，用于对检测数据进行数据分析，获得最终测试结果；
53.抗疲劳分析模块，用于在根据最终测试结果确认飞行舵翼的参数差异后，基于参数差异与飞行舵翼的理想抗疲劳度，得到飞行舵翼的实际抗疲劳度。
54.本实施例中，图像检测数据是指对飞行舵翼的表面进行拍摄，根据拍摄到的图像分析确定飞行舵翼表面涂层的情况。
55.本实施例中，震动检测数据是指对飞行舵翼进行震动检测，得到的待分析震动波，该待分析震动波是指震动接收装置接收的通过飞行舵翼的检测震动波。
56.本实施例中，最终测试结果是指飞行舵翼的通过图像检测数据以及震动检测数据分析得到的综合测试结果，包括第一测试结果和第二测试结果。
57.上述实施例的有益效果：本发明通过数据采集抹开采集检测数据，然后对对检测数据进行数据分析，获得最终测试结果，根据最终测试结果，确认飞行舵翼的抗疲劳度，自动完成飞行舵翼的抗疲劳性测试，节约人力成本，通过抗疲劳性测试快速确定飞行舵翼是否还可以继续使用，节约检测时间，保证飞行舵翼航行的安全性，提高飞行舵翼检测效率。
58.实施例2：
59.在实施例1的基础上，所述数据采集模块，如图2所示，包括：
60.图像数据采集子模块，用于全方位采集飞行舵翼的检测图像，获得图像检测数据；
61.震动数据采集子模块，用于通过设备上安装的震动发起装置向飞行舵翼发出检测震动波，并采用震动接收装置接收通过飞行舵翼的检测震动波，得到待分析震动波，获得震动检测数据。
62.本实施例中，检测图像是指图像数据采集子模块采集到的飞行舵翼多个角度的多个图像。
63.本实施例中，检测震动波是指由于震动发起装置的震动引发飞行舵翼的震动生成的初始震动波，全部震动发起装置的震动频率相同。
64.上述实施例的有益效果：本发明通过图像数据采集子模块和震动数据采集子模块从两个方面分别采集飞行舵翼的检测数据(包括图像检测数据以及震动检测数据)，保证最终测试结果的准确性。
65.实施例3：
66.在实施例2的基础上，所述图像数据采集子模块，如图3所示，包括：
67.位置限定单元，用于设置飞行舵翼的检测区域；
68.图像采集单元，用于飞行舵翼到达检测区域后，全方位获取所述飞行舵翼图像，作为检测图像；
69.标签添加单元，用于根据飞行舵翼对应得飞机编号，向检测图像添加存储标签。
70.实施例中，检测区域是指检测识别区，当飞机到达这个区域后默认本发明所述的智能化设备自动开启飞行舵翼抗疲劳检测。
71.本实施例中，存储标签是指检测图像上携带的表明图像上飞行舵翼归属的标签。
72.上述实施例的有益效果：本发明通过位置限定单元设置飞行舵翼的检测区域，在特定的区域对飞行舵翼进行检测图像采集，避免采集到无关图像，导致第一测试结果错误，同时，全方位获取所述飞行舵翼图像，保证采集飞行舵翼的各个位置，然后，通过标签添加单元根据飞行舵翼对应得飞机编号，向检测图像添加存储标签，方便数据存储以及数据查找。
73.实施例4：
74.在实施例3的基础上，所述图像数据采集子模块，如图3所示，还包括：
75.图像预处理单元，用于根据检测图像的信噪比对检测图像进行筛选，获得目标图像，根据预设规则对目标图像进行处理，获得待识别图像；
76.图像处理单元，用于对待识别图像进行处理识别，分别获得飞行舵翼的形状特征以及表面涂层特征，生成图像检测数据。
77.本实施例中，形状特征是指飞行舵翼的外观形状特点。
78.本实施例中，表面涂层特征是指飞行舵翼的表面涂层的均匀程度以及表面涂层是否存在裂痕。
79.本实施例中，目标图像是指信噪比大于预设的信噪比阈值的检测图像，当某一角度的检测图像不合格(信噪比小于等于预设的信噪比阈值)时，重新采集该角度的检测图像知道图像合格为止(信噪比大于等于预设的信噪比阈值)。
80.本实施例中，待识别图像是指经过预设规则处理过的目标图像，该图像为灰度图像。其中，预设规则是指对目标图像进行图像变换、尺寸标准化以及灰度处理等。
81.本实施例中，处理识别是指识别待识别图像中飞行舵翼的轮廓形状用于确定飞行舵翼的型号，以及识别待识别图像中飞行舵翼的上表面涂层是否有裂痕；同时，根据待识别图像像素的灰度值分布情况判断表面涂层是否均匀光滑。
82.上述实施例的有益效果：本发明根据检测图像的信噪比对检测图像进行筛选，获得目标图像，确保图像质量，保证图像检测数据的准确性，根据预设规则对目标图像进行处理，获得待识别图像，对待识别图像进行处理识别，分别获得飞行舵翼的形状特征以及表面涂层特征，生成图像检测数据，提供飞行舵翼的表层数据。
83.实施例5：
84.在实施例2的基础上，所述震动数据采集子模块，如图4所示，包括：
85.震动发起单元，用于当检测飞行舵翼到达检测区域后，震动发起装置瞄准第一预设位置，向震动发起装置发出检测震动波；
86.震动接收单元，用于采用震动接收装置接收通过飞行舵翼的检测震动波，得到待分析震动波，获得震动检测数据。
87.本实施例中，第一预设位置是指预先设定的本发明所述设备上携带的震动发起装置与飞行舵翼接触的位置。
88.上述实施例的有益效果：本发明当检测飞行舵翼到达检测区域后，震动发起装置瞄准第一预设位置，向震动发起装置发出检测震动波，震动接收装置接收通过飞行舵翼的检测震动波，得到待分析震动波，获得震动检测数据，为抗疲劳测试提供内部结构数据。
89.实施例6：
90.在实施例1的基础上，所述结果获取模块，如图5所示，包括：
91.状况获取单元，用于根据图像检测数据，确定飞行舵翼的表层情况，获得第一测试结果；
92.同时，根据震动检测数据，确定飞行舵翼的内部情况，获得第二测试结果；
93.结果获取单元，用于根据第一测试结果以第二测试结果进行整合，获得飞行舵翼的最终测试结果。
94.本实施例中，第一测试结果是指飞行舵翼的表层情况，包括飞行舵翼的上表面涂层是否有裂痕以及表面涂层是否均匀光滑。
95.本实施例中，第二测试结果是指飞行舵翼的内部情况，即飞行舵翼上的连接构件之间是否松动。
96.上述实施例的有益效果：本发明根据图像检测数据，确定飞行舵翼的表层情况，获得第一测试结果；同时，根据震动检测数据，确定飞行舵翼的内部情况；获得第二测试结果根据第一测试结果以第二测试结果进行整合，获得飞行舵翼的最终测试结果，从两个方面获得测试结果，确保测试结果的完整度与准确性，为准确获得飞行舵翼的抗疲劳度提供依据。
97.实施例7：
98.在实施例6的基础上，所述状况获取单元，如图6所示，包括：
99.第一获取子单元，用于基于图像检测数据，确定飞行舵翼表面的表面裂痕数量，当
表面裂痕数量不为零时，在飞行舵翼仿真模型上定位表面裂痕位置，并获取表面裂痕位置出的第一震动检测数据，根据第一震动检测数据，确定表面裂痕深度；
100.第二获取子单元，用于根据图像检测数据，确定飞行舵翼的表面涂层的光滑程度；
101.结果获取子单元，用于根据表面裂痕深度以及光滑程度，生成第一测试结果。
102.本实施例中，表面裂痕是指基于检测图像识别到的飞行舵翼的表面裂痕，该裂痕有可能是表面涂层暴露导致的也有可能是涂层下机翼断裂导致的。
103.本实施例中，第一震动检测数据是指经过表面裂痕位置的待分震动波数据。
104.本实施例中，当表面裂痕数量不为零时，在飞行舵翼仿真模型上定位表面裂痕位置，并获取表面裂痕位置出的第一震动检测数据，根据第一震动检测数据，确定表面裂痕深度的具体方法，包括：
105.基于图像检测数据中的形状特征确定飞行舵翼型号，根据飞行舵翼型号在数据库中获取飞行舵翼仿真模型；
106.在飞行舵翼仿真模型上标注表面裂痕位置，获得第一标注位置，同时，在飞行舵翼仿真模型上标注显示第一预设位置以及第二预设位置，其中，第二预设位置是指震动接收装置所在的位置，且所述第一预设位置与第二预设位置都有若干个；
107.获取飞行舵翼材料对检测震动波的震动传递特性，经过表面裂痕位置将第一预设位置与第二预设位置进行组合，获得多个设备组合；
108.根据所述震动传递特性对多个设备组合进行模拟，获得多个震动传播图，根据多个设备组合的位置关系，在多个震动传播图筛选出到达表面裂痕位置出的最大能量的目标设备组合；
109.获取目标设备组合对应的第一待分析震动波生成第一波动图，当第一波动图与标准波动图一样时，判定表面裂痕为涂层裂痕；
110.否则，判定表面裂痕为非涂层裂痕，将第一波动图与标准波动图的差异程度，确定表面裂痕深度。
111.其中，第一标注位置是指在飞行舵翼仿真模型上标记的飞行舵翼存在表面裂痕的位置。
112.第二预设位置是指预先设定的本发明所述设备上携带的震动接收装置与飞行舵翼接触的位置。
113.震动传递特性是指震动形成的波在飞行舵翼的传播规律。
114.设备组合是指将经过表面裂痕位置的第一待分析震动波对应的震动发起装置和震动接收装置进行配对，震动发起装置或震动接收装置可以有多个不同的配对。
115.震动传播图是指在根据震动发起装置和震动接收装置的位置关系，基于震动在飞行舵翼上的传递特性，模拟生成的可视震动传播示意图。
116.目标设备组合是指从震动发起位置(第一预设位置)到达表面裂痕位置是能量最大的第一待分析震动波对应的设备组合。
117.第一波动图是指目标设备组合对应的震动接收装置接收到达的第一到分析震动波的多频域波形图。
118.标准波动图是指根据根据震动发起装置和震动接收装置的位置关系，预测的每个震动接收装置接收到的待分析震动波的多频域波形图。
119.涂层裂痕是指飞行舵翼表面涂层由于光照、风吹等自然因素导致的表面涂层分裂的情况；非涂层裂痕是指飞行舵翼表面裂痕是由于飞行舵翼涂层下翼身的断裂导致的表面涂层的断裂。
120.表面裂痕深度是指飞行舵翼表面裂痕为非涂层裂痕时裂痕的深度，该表面裂痕深度可由第一待分析震动波经过算法运算得到。
121.上述实施例的有益效果：本发明基于图像检测数据，确定飞行舵翼表面的表面裂痕数量，当表面裂痕数量不为零时，在飞行舵翼仿真模型上定位表面裂痕位置，并获取表面裂痕位置出的第一震动检测数据，根据第一震动检测数据，确定表面裂痕深度，同时，根据图像检测数据，确定飞行舵翼的表面涂层的光滑程度，将两者进行结合生成飞行舵翼表层测试结果(第一测试结果)，为当前参数的确定提供了对比依据。同时，本发明对飞行舵翼表面裂痕的类型进行确认，从而得到飞行舵翼的表面涂层的损伤的严重性，得到精准的第一测试结果，同时表面涂层具体情况的获得也为飞行舵翼的维修提供了可靠参考。
122.实施例8：
123.在实施例6的基础上，所述状况获取单元，如图6所示，还包括：
124.确定子单元，用于基于震动检测数据，获取多个待分析震动波，将待分析震动波与无损飞行舵翼的标准震动波进行对比，确定飞行舵翼的内部损伤部位类型，获得第二测试结果。
125.本实施例中，无损飞行舵翼的标准震动波是指在没有任何损伤的飞行舵翼上震动发起位置(第一预设位置)发出震动时震动接收装置(第二预设位置)接收到的震动波。
126.本实施例中，将待分析震动波与无损飞行舵翼的标准震动波进行对比，确定飞行舵翼的内部损伤部位类型的方法，包括：
127.获取同一时间内得多个待分析震动波作为第二待分析震动波，判断第二待分析震动波中是否存在异常波形；
128.若不存在，判定飞行舵翼无内部损伤；
129.若存在，将存在异常波形的第二待分析震动波作为第三待分析震动波；
130.将任意第三待分析震动波作为目标待分析震动波，与标准震动接收波进行对比，确定目标待分析震动波的第一波形异常位置；
131.若第一波形异常位置与第一待分析震动波的第二波形异常位置一样时，判定所述飞行舵翼为第一类损伤；
132.若第一波形异常位置与第二波形异常位置不一样时，对比检测震动波初始波形与标准震动接收波进行对比，获得多个波形异变位置；
133.同时，获取飞行舵翼的拼接结构，根据所述拼接结构，确定飞行舵翼上的连接构件数量，并将多个波形异变位置与每个连接结构件进行一一对应，获得位置映射关系；
134.在所述第一波形异常位置中标记出初始异常位置，将所述目标待分析震动波与标准震动接收波进行对齐处理，获得对齐结果；
135.根据对齐结果生成补偿波形，同时，在补偿波形上标记出初始异常位置，并判断初始异常位置后的剩余补偿波形是否符合飞行舵翼材料的震动传递特性；
136.若符合，判定初始异常位置异常，所述飞行舵翼为第二类损伤，并根据位置映射关系确定飞行舵翼的异常连接构件的第一安装位置；
137.若不符合，判定飞行舵翼多位置异常，所述飞行舵翼为第三类损伤，将从初始异常位置开始的剩余波形异变位置对应的连接构件的第二安装位置；
138.获取全部第一安装位置剔除第一重复位置后，生成异常位置集合发送至飞行舵翼检测管理人员；
139.将全部第三待分析震动波处理完成后，获取全部第二安装位置剔除第二重复位置后，与异常位置集合内第一安装位置进行对比，若存在第三重复位置，删除第三重复位置生成待确定异常位置集合发送至飞行舵翼检测管理人员。
140.其中，第二待分析震动波是指同一时间内飞行舵翼上全部震动接收装置接收到到的全部待分析震动波。
141.异常波形是指第二待分析震动波上出现的异常的波峰即与标准震动波上的波峰不一样的位置。
142.第三待分析震动波是指存在异常波形的第二待分析震动波。
143.目标待分析震动波是指任意一个第三待分析震动波。
144.第一波形异常位置是指目标待分析震动波上的异常波形的位置，第二波形异常位置是指第一待分析震动波上的异常波形的位置。
145.标准震动接收波是指待分析震动波的标准波形，由于位置分布不同每个震动接收装置接收到的检测震动波的数量，不同的震动接收装置对应的待分析震动波的标准震动接收波有所不同，该标准震动接收波根据不同飞行舵翼对应的震动传递特性提前模拟得到，被预先存储在数据库中等待调用。
146.波形异变位置是指目标待分析震动波上波形异变的位置。
147.拼接结构是指飞行舵翼的组成构件及其之间的连接关系。
148.将多个波形异变位置与每个连接结构件进行一一对应是指由于连接构件直接存在螺丝连接的关系，由于螺丝的存在导致震动接收装置接收到的检测震动波(待分析震动波)与震动发起装置发出的检测震动波有所差异，每个连接位置都在待分析震动波上有对应的波峰表现。
149.位置映射关系是指将波形异变位置与连接构件在飞行舵翼上的位置对应，获得对应关系。
150.初始异常位置是指第一波形异常位置中出现最早的位置。
151.对齐结果是指目标待分析震动波与标准震动接收波进行对齐，每个位置的差异。
152.补偿波形是指根据目标待分析震动波与标准震动接收波每个位置的差异得到表示两者差异的波形，标准震动接收波与补偿波叠加得到目标待分析震动波。
153.剩余补偿波形是指从初始异常位置后的补偿波形。
154.第一类损伤是指飞行舵翼表面涂层损伤；第二类损伤是指飞行舵翼内部(涂层下的部分)损伤，但是在该目标待分析震动波传递区域内只有一处损伤；第三类损伤是指飞行舵翼内部(涂层下的部分)损伤，但是在该目标待分析震动波传递区域内不至一处损伤。
155.第一安装位置是指飞行舵翼为第二类损伤时，根据位置映射关系确定的初始异常位置对应的连接构件的位置。
156.第二安装位置是指飞行舵翼为第三类损伤时，根据位置映射关系确定的从初始异常位置开始全部异常波形位置对应的连接构件的位置。
157.异常位置集合是指全部第三待分析震动波分析完成后得到多个第一安装位置，删除重复的第一安装位置(第一重复位置)后得到的全部第一安装位置的集合。
158.待确定异常位置集合是指全部第三待分析震动波分析完成后得到多个第二安装位置，删除重复的第二安装位置(第二重复位置)后，在将与第一安装位置一样的第二安装位置删除后得到的全部第二安装位置的集合。
159.上述实施例的有益效果：本发明基于震动检测数据，获取多个待分析震动波，将待分析震动波与无损飞行舵翼的标准震动波进行对比，确定飞行舵翼的内部损伤部位类型，获得内部测试结果(第二测试结果)为当前参数的确定提供了对比依据。本发明根据检测震动波形的变化对飞行舵翼进行无损检测，在对飞行舵翼表面涂层进行了检测的基础上，对飞行舵翼的连接构件以及其他面板位置都进行检测，是的测试结果更加全面，有利于得到更加精准的飞行舵翼抗疲劳度。
160.实施例9：
161.在实施例1的基础上，所述抗疲劳分析模块，如图7所示，包括：
162.标准数据获取单元，用于基于飞行舵翼的型号，获取飞行舵翼的设计参数，根据设计参数，确定飞行舵翼的理想抗疲劳度；
163.对比单元，用于根据最终测试结果，确定飞行舵翼的实际损伤情况，生成飞行舵翼的当前参数，将所述设计参数与当前参数进行对比，获得参数差异；
164.结果输出单元，用于基于参数差异与理想抗疲劳度，得到飞行舵翼的实际抗疲劳度，输出并显示所述实际抗疲劳度。
165.本实施例中，设计参数是指飞行舵翼在设计时各个方面的参数。
166.本实施例中，理想抗疲劳度设是指设计时预测的飞行舵翼的抗疲劳度。
167.本实施例中，当前参数是指飞行舵翼当前实际损伤情况下各个方面的参数。
168.本实施例中，参数差异是指设计参数与当前参数之间进行对比得到参数直接按的差值。
169.本实施例中，基于参数差异与理想抗疲劳度，得到飞行舵翼的实际抗疲劳度，具体方法包括：
170.获取各个参数在飞行舵翼抗疲劳评价中的权重值，根据所述权重值与理想抗疲劳度，确定各个参数对应的初始抗疲劳值；
171.根据设计参数与当前参数的参数差异，确定参数退化度，基于所述参数退化度与所述初始抗疲劳值的乘积获得当前抗疲劳值；
172.将各个参数对应的当前抗疲劳值进行相加得到实际抗疲劳度。
173.其中，参数退化度是指每个参数的当前值与其设计值进行比较的差异程度；
174.初始抗疲劳值是指理想抗疲劳度与权重值的乘积；当前抗疲劳值是指参数退化度与初始抗疲劳值的乘积。
175.上述实施例的有益效果：本发明节约人力成本，通过抗疲劳性测试快速确定飞行舵翼是否还可以继续使用，节约检测时间，保证飞行舵翼航行的安全性，同时，本发明将飞行舵翼的抗疲劳度进行数字化处理加快了抗疲劳度的获取速度，提高了飞行舵翼检测效率，也使得测试结果更加简单易懂。
176.实施例10：
177.在实施例9的基础上，所述结果输出单元，包括：
178.预警子单元，用于当实际抗疲劳度小于预设值时，判定飞行舵翼无法使用，发出报警提醒，提醒飞行舵翼检测管理人员当前飞行舵翼异常。
179.上述实施例的有益效果：本发明当实际抗疲劳度小于预设值时，判定飞行舵翼无法使用，发出报警提醒，提醒飞行舵翼检测管理人员当前飞行舵翼异常，确保飞行舵翼航行的安全性，避免飞行舵翼在飞行过程中发生故障。
180.显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。