黃太譽(yù)

（中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所第三十二研究室，陜西?西安?710065）

軍用飛機(jī)強(qiáng)度規(guī)范和民機(jī)適航規(guī)章都要求新機(jī)進(jìn)行全尺寸結(jié)構(gòu)耐久性和損傷容限試驗(yàn)。民機(jī)適航規(guī)章對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行疲勞和損傷容限評(píng)定的要求中明確指出，“評(píng)定必須結(jié)合試驗(yàn)依據(jù)”、“必須用有試驗(yàn)依據(jù)的分析”、“評(píng)定必須用充分的全尺寸試驗(yàn)依據(jù)來(lái)證明”等，說(shuō)明全尺寸試驗(yàn)對(duì)評(píng)定的重要性[4]。全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性和損傷容限試驗(yàn)的一個(gè)重要目的是盡早通過(guò)疲勞試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)和暴露結(jié)構(gòu)存在的疲勞薄弱部位，以便針對(duì)產(chǎn)生疲勞損傷的原因在已交付使用和后續(xù)生產(chǎn)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)上采取相應(yīng)的措施，降低飛機(jī)維護(hù)成本和安全風(fēng)險(xiǎn)。

疲勞和損傷容限試驗(yàn)開始后，試驗(yàn)成敗的關(guān)鍵是能否及時(shí)發(fā)現(xiàn)裂紋。目前進(jìn)行的全尺寸結(jié)構(gòu)耐久性和損傷容限試驗(yàn)中，對(duì)試驗(yàn)件的檢查一般分為初試質(zhì)量檢查、日檢查、周檢查、一倍壽命分解檢查、拆毀檢查等。日檢查主要采用光學(xué)-目視檢查方法，該方法操作簡(jiǎn)單、檢查范圍廣、成本低。但是，由于人眼的分辨率低，該方法無(wú)法檢測(cè)寬度小于0.01mm的裂紋。為了彌補(bǔ)光學(xué)-目視檢查方法的不足，科研人員先后推出了滲透檢測(cè)技術(shù)、磁粉檢測(cè)技術(shù)、超聲波檢測(cè)技術(shù)、渦流檢測(cè)技術(shù)、紅外無(wú)損檢測(cè)技術(shù)、微波檢測(cè)技術(shù)、聲發(fā)射檢測(cè)技術(shù)等無(wú)損檢測(cè)技術(shù)。針對(duì)新材料、新結(jié)構(gòu)、新工藝開展了紅外熱成像檢測(cè)技術(shù)，超聲相控陣檢測(cè)技術(shù)、晶相分析，數(shù)字式超聲C掃描系統(tǒng)研發(fā)等工作[5]。這些常規(guī)的NDI/NDE檢測(cè)方法由于受檢測(cè)部位的材料、環(huán)境、裂紋位置、方位、尺寸和人員素質(zhì)等因素影響，檢出概率各不相同，在全機(jī)疲勞試驗(yàn)中80%的損傷是靠目視檢查發(fā)現(xiàn)，而后再用其它檢測(cè)方法確認(rèn)，而發(fā)現(xiàn)的損傷都是可檢、可達(dá)部位出現(xiàn)的損傷，并具有很大的偶然性和隨機(jī)性，這樣就無(wú)法避免帶來(lái)?yè)p傷的漏檢，特別是主要受力部件內(nèi)部重要損傷的漏檢，就可能給試驗(yàn)帶來(lái)災(zāi)難性的后果。另外，用常規(guī)的檢測(cè)方法確認(rèn)損傷時(shí)必須停飛或停止試驗(yàn)，拆除加載設(shè)備或拆下試件，這將影響試驗(yàn)進(jìn)度，花費(fèi)大量的人力和財(cái)力[6]。

通常，全尺寸結(jié)構(gòu)耐久性和損傷容限試驗(yàn)的試驗(yàn)件中布置有成百上千乃至上萬(wàn)個(gè)通道的應(yīng)變計(jì)，用以測(cè)量所在部位應(yīng)變數(shù)據(jù)。在疲勞損傷和裂紋萌生初期，常規(guī)損傷檢測(cè)手段均難以查出且不具實(shí)時(shí)性，而附近應(yīng)變數(shù)據(jù)卻反應(yīng)靈敏。因此，研究如何利用應(yīng)變數(shù)據(jù)來(lái)及時(shí)發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)損傷、提高結(jié)構(gòu)安全性和降低結(jié)構(gòu)維護(hù)成本具有重要意義。

目前，在利用應(yīng)變數(shù)據(jù)監(jiān)測(cè)可能出現(xiàn)損傷的研究已有不少[7-10]，但由于是事后的數(shù)據(jù)處理分析，具有一定的滯后性，對(duì)于漫長(zhǎng)的耐久性疲勞和損傷容限試驗(yàn)而言，缺乏對(duì)應(yīng)變數(shù)據(jù)在試驗(yàn)過(guò)程中的監(jiān)控利用。非試驗(yàn)件自身因素而破壞導(dǎo)致疲勞試驗(yàn)失敗的案例已有不少，事后數(shù)據(jù)分析結(jié)果表明，在發(fā)生試驗(yàn)件破壞前數(shù)小時(shí)甚至數(shù)天，應(yīng)變數(shù)據(jù)已有所反應(yīng)和征兆，但因數(shù)據(jù)處理分析的滯后，未能及時(shí)發(fā)現(xiàn)并排除問(wèn)題，繼續(xù)試驗(yàn)導(dǎo)致試驗(yàn)件不可修復(fù)的破壞，造成大量人力、物力、財(cái)力和時(shí)間成本的慘重?fù)p失。因此，研究可實(shí)時(shí)掌控整體應(yīng)變數(shù)據(jù)“健康”狀況的系統(tǒng)，對(duì)保障試驗(yàn)安全，具有重要的經(jīng)濟(jì)、軍事和社會(huì)效益。

1??系統(tǒng)結(jié)構(gòu)及數(shù)據(jù)流

監(jiān)控系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性和損傷容限試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)的數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時(shí)處理、分析數(shù)據(jù)是否出現(xiàn)異常，并對(duì)異常狀況進(jìn)行報(bào)警。試驗(yàn)人員根據(jù)報(bào)警信息檢測(cè)損傷/排除試驗(yàn)異常，達(dá)到及時(shí)發(fā)現(xiàn)損傷和保障試驗(yàn)安全的目的。

為避免監(jiān)控系統(tǒng)對(duì)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)產(chǎn)生影響而導(dǎo)致數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)正常通信，監(jiān)控系統(tǒng)與采集系統(tǒng)分網(wǎng)布置，且監(jiān)控系統(tǒng)訪問(wèn)優(yōu)先級(jí)低于數(shù)采系統(tǒng)，網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)圖如圖1所示。圖中，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)上位機(jī)采用雙網(wǎng)卡配置，并分別設(shè)置為兩個(gè)不同網(wǎng)段的IP地址，即使交換機(jī)1所在網(wǎng)絡(luò)與交換機(jī)2所在網(wǎng)絡(luò)為兩個(gè)不同網(wǎng)段的局域網(wǎng)。

圖1 系統(tǒng)網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)

監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)流如圖2所示。

圖2 系統(tǒng)數(shù)據(jù)流

2??數(shù)據(jù)處理

2.1??載荷 - 數(shù)據(jù)匹配 [11]

飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性和損傷容限試驗(yàn)過(guò)程中會(huì)采集大量的應(yīng)變、位移數(shù)據(jù)，由于數(shù)據(jù)的相對(duì)性，需要對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行減零處理。載荷-數(shù)據(jù)匹配是進(jìn)行數(shù)據(jù)處理的基礎(chǔ)和前提條件，在疲勞試驗(yàn)過(guò)程中，控制系統(tǒng)按載荷譜運(yùn)行，即運(yùn)行一行加載行再運(yùn)行一行測(cè)量行，如此反復(fù)，采集系統(tǒng)在接受到控制系統(tǒng)測(cè)量行的觸發(fā)信號(hào)后采集一塊數(shù)據(jù)并記錄，那么，只要知道初始測(cè)量行號(hào)和結(jié)束測(cè)量行號(hào)，根據(jù)載荷譜即可知道每塊采集數(shù)據(jù)所對(duì)應(yīng)的載荷狀態(tài)。但是在控制系統(tǒng)踏步或保護(hù)情況下，采集系統(tǒng)會(huì)出現(xiàn)多采和少采，這會(huì)導(dǎo)致載荷-數(shù)據(jù)匹配不正確，給數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)預(yù)處理帶來(lái)困難。

試驗(yàn)過(guò)程中將控制系統(tǒng)載荷通道、載荷行號(hào)數(shù)據(jù)傳輸給采集系統(tǒng)，從原始采集數(shù)據(jù)獲得載荷通道數(shù)據(jù)集合A及載荷行號(hào)數(shù)據(jù)集合B，將其分別與載荷譜數(shù)據(jù)集合中對(duì)應(yīng)的載荷通道數(shù)據(jù)集合A0及載荷行號(hào)數(shù)據(jù)集合B0進(jìn)行對(duì)比，忽略多采的數(shù)據(jù)塊，匹配步驟如下：

（1）計(jì)算Φ=B0∩B，若Φ=B0，數(shù)據(jù)無(wú)多采少采，根據(jù)對(duì)應(yīng)塊號(hào)-載荷行號(hào)可以精準(zhǔn)匹配，否則進(jìn)行下一步；

（2）計(jì)算M=A0∩A，若M=A0，數(shù)據(jù)無(wú)多采少采，根據(jù)對(duì)應(yīng)塊號(hào)-載荷通道數(shù)據(jù)可以精準(zhǔn)匹配，否則進(jìn)行下一步；

（3）計(jì)算N=M∪Φ，根據(jù)N的對(duì)應(yīng)結(jié)果忽略多采數(shù)據(jù)塊或少采載荷行可以精確匹配。

以上步驟的集合運(yùn)算圖如圖3所示。

圖3 集合運(yùn)算關(guān)系

通過(guò)以上方法，可快速建立載荷與數(shù)據(jù)的對(duì)應(yīng)關(guān)系，從而能夠?qū)?shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時(shí)預(yù)處理。

2.2??標(biāo)準(zhǔn)應(yīng)變譜 [12-13]

為了能夠?qū)?shí)時(shí)數(shù)據(jù)進(jìn)行判定，需要完整載荷譜下的應(yīng)變參考基準(zhǔn)值，由于它與載荷譜一一對(duì)應(yīng)，因此也被稱為標(biāo)準(zhǔn)應(yīng)變譜。以往利用靜態(tài)測(cè)量數(shù)據(jù)確定的基準(zhǔn)值[7]只是一小部分基準(zhǔn)應(yīng)變值且準(zhǔn)確度相對(duì)不高，為了得到更全面的數(shù)據(jù)分析的基準(zhǔn)值，提出了疲勞試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)應(yīng)變譜的提取方法。

根據(jù)疲勞試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)應(yīng)變譜的定義，利用疲勞試驗(yàn)多次重復(fù)載荷譜下的應(yīng)變譜數(shù)據(jù)，通過(guò)求其數(shù)學(xué)期望獲得。由于在同一試驗(yàn)載荷狀態(tài)下同一測(cè)點(diǎn)的應(yīng)變符合正態(tài)分布規(guī)律，據(jù)此，對(duì)采集數(shù)據(jù)Xi的有效性判定依據(jù)有：

（1）應(yīng)變計(jì)及采集系統(tǒng)的有效量程有上、下限，Xi應(yīng)滿足：

（2）利用有效的靜態(tài)聯(lián)調(diào)測(cè)量數(shù)據(jù)的峰谷值（X谷，X峰），Xi應(yīng)滿足：

式（2）中，ε峰/谷=X峰/谷×系統(tǒng)許可誤差百分比。

2.3??分級(jí)報(bào)警

如果全機(jī)耐久性及損傷容限試驗(yàn)數(shù)據(jù)監(jiān)控系統(tǒng)具備了以下兩個(gè)條件：可對(duì)數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)預(yù)處理，通過(guò)前期累計(jì)的歷史數(shù)據(jù)獲得了標(biāo)準(zhǔn)應(yīng)變譜（ε），可以對(duì)實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)進(jìn)行判定分級(jí)。當(dāng)處理后的數(shù)據(jù)達(dá)到警戒值，監(jiān)控系統(tǒng)記錄對(duì)應(yīng)信息并發(fā)出相應(yīng)等級(jí)的報(bào)警。

系統(tǒng)設(shè)置三級(jí)監(jiān)控誤差線，分別為誤差限I、誤差限II、保護(hù)限。

當(dāng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)超出誤差限I范圍，說(shuō)明數(shù)據(jù)可能發(fā)生異常，有潛在的裂紋萌生風(fēng)險(xiǎn)，需關(guān)注后續(xù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)變化；當(dāng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)超出誤差限II范圍，說(shuō)明數(shù)據(jù)已經(jīng)異常，所在部位狀態(tài)可能發(fā)生改變，需重點(diǎn)關(guān)注后續(xù)數(shù)據(jù)變化及檢查相關(guān)部位，查明原因；當(dāng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)超出保護(hù)限設(shè)定范圍，說(shuō)明數(shù)據(jù)極度異常，可能應(yīng)變片損壞或者結(jié)構(gòu)已出現(xiàn)損傷或加載設(shè)備有異常，需立即查明原因。

根據(jù)控制系統(tǒng)相關(guān)設(shè)置（EDI設(shè)置為3%，EDII設(shè)置為5%），由于數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)誤差為1%，推薦各級(jí)監(jiān)控誤差線設(shè)置方案如下：

（1）誤差限I

當(dāng) |ε|＜500 時(shí)，誤差限 I=ε±20；

當(dāng)|ε|≥500時(shí)，誤差限I=ε±4%ε。

（2）誤差限II

當(dāng) |ε|＜500 時(shí)，誤差限 II=ε±30；

當(dāng)|ε|≥500時(shí)，誤差限II=ε±6%ε。

（3）保護(hù)限

當(dāng) |ε|＜500 時(shí)，保護(hù)限 =ε±55；

當(dāng)|ε|≥500時(shí)，保護(hù)限=ε±11%ε。

誤差限I、誤差限II、保護(hù)限三者間的關(guān)系如圖4所示。

圖4 試驗(yàn)數(shù)據(jù)的誤差限I、誤差限II與保護(hù)限

3??監(jiān)控系統(tǒng)應(yīng)用案例

在MA600F型飛機(jī)貨機(jī)后機(jī)身疲勞及損傷容限試驗(yàn)中，應(yīng)變監(jiān)控系統(tǒng)觸發(fā)最高等級(jí)報(bào)警（保護(hù)限報(bào)警）：應(yīng)變叢6069-6071應(yīng)變數(shù)據(jù)在2254起落發(fā)生數(shù)據(jù)突變，現(xiàn)場(chǎng)目視無(wú)明顯異常，且其它區(qū)域應(yīng)變數(shù)據(jù)無(wú)明顯異常，故決定不中止試驗(yàn)進(jìn)行檢查，監(jiān)控該片本班次后續(xù)應(yīng)變走勢(shì)，在下一個(gè)日檢查時(shí)重點(diǎn)檢查該應(yīng)變片所在區(qū)域。次日在該片所在部位貨艙門門框外蒙皮R區(qū)，發(fā)現(xiàn)導(dǎo)致該應(yīng)變片數(shù)據(jù)異常的原因，系機(jī)身防護(hù)綁帶所致，經(jīng)現(xiàn)場(chǎng)處理后（2490起落）數(shù)據(jù)回歸正常值，該片1109狀態(tài)下2000起落至2700起落的應(yīng)變歷程如圖5所示。

圖5 載荷情況1109，2000-2700起落，6069-6071的應(yīng)變歷程

4??結(jié)論

應(yīng)用案例表明，監(jiān)控系統(tǒng)能夠有效及時(shí)地捕捉到應(yīng)變數(shù)據(jù)發(fā)生的異常狀態(tài)，指導(dǎo)試驗(yàn)人員臨時(shí)檢查和日檢查重點(diǎn)部位，從而及時(shí)排除試驗(yàn)異常，保障試驗(yàn)安全順利準(zhǔn)確地進(jìn)行。