白生宝,肖迎春,刘国强,黄 博
(中国飞机强度研究所 强度与结构完整性全国重点实验室, 西安 710065)
飞机结构健康监测(structural health monitoring,SHM)是基于安装在飞机上的结构状态感知传感器网络,获取结构健康状况特征参数信息,通过信息处理、结构分析和实验验证,构建表征结构健康状态的模型和算法,建立健康状态诊断判据,从而实现飞机结构健康状态的实时、在线监测和快速诊断[1-5]。结构健康监测技术具有持续性、实时性和在线性的特点,可以在飞机结构设计、制造、试验和服役全寿命周期中对结构的状态进行监测和评估,保障新材料的安全扩大应用、提高结构安全性和可靠性、降低使用维护成本[6-7],在飞机全寿命周期具有巨大的应用潜力和效益。结构健康监测技术是无损检测技术向数字化、智能化发展的创新体现,已成为保证飞机结构的完整性的重要关键技术之一。
结构健康监测技术在航空航天领域得到了高度关注和积极推动,通过多年持续、系统的研究,国外提出了完备的飞机结构健康监测技术框架与实施策略,完善了技术标准规范,逐步在型号中进行了应用。相对而言,国内在航空航天领域也广泛开展了结构健康监测技术研究,但主要集中在原理性研究、实验室验证和局部的应用测试阶段,尚未构建满足飞机全状态结构健康监测技术应用的标准规范、技术框架和实施方法。
本文中在标准规范要求、技术推动和型号需求牵引等3个方面分析的基础上,提出了现阶段我国实施飞机全状态结构健康监测的总体架构和技术策略,探讨了飞机结构健康监测技术未来发展方向。
为保证飞机的安全性和可靠性,自1958年美国开始在军用飞机设计与维护领域引入飞机结构完整性思想。为此,美国国防部制定了一系列文件,首先于1972年9月正式形成并颁布了军用飞机结构完整性大纲体系MIL-STD-1530[8-9],随后不断完善、修订和更新,2016年颁布了最新的结构完整性大纲MIL-STD-1530D[10]。在民用飞机方面,美国联邦航空局(FAA)1978年颁布修正案25-45[11]和咨询通告AC25.571-1[12],并得到不断发展和修订,更新到 AC25.571-1D[13]。我国在军民机方面也制订了相应的结构完整性大纲,并不断修订和更新,目前形成GJB775A—2012军用飞机结构完整性大纲[14]和航空器结构持续完整性大纲[15]。大纲中明确结构完整性的定义是“在要求的结构安全性、结构能力、耐久性和可保障性水平下,结构可正常使用以及功能未受削弱时所处的状态,其内容包含影响飞机安全使用和成本费用的机体强度、刚度、耐久性、损伤容限和功能等”。
飞机结构完整性大纲(aircraft structural integrity program,ASIP)主要包括设计、分析、验证、管理数据包和使用管理5大任务[9-15]。从飞机结构完整性要求来看,结构完整性大纲关注的核心问题是结构损伤(含腐蚀)和使用寿命[16-19],其控制实施方法如图1所示。
图1 飞机结构完整性控制实施方法
随着航空科学技术的不断发展,新材料、新场景、新需求的不断涌现使得飞机结构形式越来越复杂,使用环境也越来越恶劣,这对飞机结构完整性提出了更高的要求,对传统的结构损伤检测、寿命监控提出了新的技术挑战。在结构完整性大纲要求下,航空发达国家针对逐渐成熟的结构健康监测技术,制订了相关的规范,促进飞机结构在线、持续监测和快速评估能力发展。
飞机结构维修大纲的指导性文件MSG-3由美国航空运输协会1980年制定的,MSG-3将飞机结构损伤形式分为意外损伤AD(accidental damage,AD)、环境损伤ED(environmental damage,ED)和疲劳损伤FD (fatigue damage,FD)。MSG-3不断修订,在2009版MSG-3[20]中首次加入结构健康监测技术相关内容,将结构健康监测SHM作为一种可以考虑的进行意外损伤、环境损伤和疲劳损伤检测方法。
MSG-3[21]中,根据结构损伤对飞机造成的影响,将结构分为重要结构项目SSI(significant strutureitem,SSI)和一般结构项目。重要结构项目是指对于承受飞行载荷、地面载荷、增压载荷和操纵载荷具有重要作用的结构细节、结构元件和结构组件,它们的失效可能影响保证飞机安全性所必需的结构完整性。除SSI外的结构项目都是一般结构项目,具体结构分类见表1所示。
表1 飞机结构分类
按照MSG-3的框架和要求,MSG-3 结构分析流程如图2所示。
图2 MSG-3 结构分析流程图
具体如下:
1) 根据飞机的构型,飞机区域划分及其他相关信息,确定飞机结构项目。
2) 根据对SSI的定义和选择要求,从飞机结构中确定相应的结构项目为SSI,不满足SSI定义的结构项目确定为其他结构。
3) 其他结构项目分析,对初始分析来说,主要是参考相似机型相同部位运营维护经验及其他相关工程及研究经验。
4) 对于金属类SSI项目,需要进行AD/ED/腐蚀预防与控制大纲分析(corrosion prevention and control program,CPCP),对于非金属SSI项目,则需要进行AD/ED分析。
5) 根据主制造商的设计原则确定损伤容限项目和安全寿命项目,SSI项目如果是基于损伤容限理念设计,需要对其进行FD分析,目前的通用做法主要是依据工程设计部门的损伤容限分析结果进行评估,得到FD分析任务。
6) 不属于损伤容限项目的SSI结构项目都属于安全寿命项目,直接给出维修或更换任务并列入适航性限制文件。
7) 所有安全寿命项目和经过损伤容限分析的PSE项目都属于适航限制项目,并作为计划维修要求和维修审查委员会报告的附录;其他SSI经疲劳和损伤容限分析形成的任务作为飞机结构的疲劳检查要求。
8) 由FD分析、金属结构项目AD/ED/CPCP分析、非金属结构项目AD/ED分析得出的任务,如果满足区域候选项选择标准,则作为区域检查候选项,不作为区域候选项的任务列入结构修理手册(structure repair manual,SRM)/维修大纲(maintenance review board report,MRBR)的结构检查部分;如果区域工作组不接受该区域候选项目,则列入SRM/MRBR的结构检查部分。
目前飞机现行的SSI定义及划分程序如下:
步骤1依据ATA(航空运输协会)划分,识别飞机结构部段;
步骤2在每个飞机部段中,根据SSI定义确定SSI和其他结构项(组件级)并进行划分,划分原则主要考虑结构项的接近方式、载荷状况、环境条件(选取其中一个)。连接方式-考虑将类似接近方式的结构归为一个SSI,例如机翼固定前缘结构;载荷状况-考虑将类似载荷形式的结构归为一个SSI,例如登机门开口结构;环境条件-考虑将处于类似环境中的结构归为一个SSI,例如机身长桁结构。
步骤3根据SSI定义确定SSI中的详细零件级,去除组件级SSI中所包含的非SSI零件。
结构健康监测技术的出现,给飞机结构完整性控制体系注入了新的技术实现手段,从而在航空领域成为研究的热点。国外先进国家航空领域研究机构在飞机结构完整性大纲和相关标准规范的要求下,纷纷开展了结构健康监测技术研究。
2.1 美国结构健康监测技术发展情况
美国国防部在多个研究计划中提出结构健康与管理技术,将作为F-35飞机创新技术之一,进行深入研究和应用验证,用于提高F-35飞机结构完整性[29-31]。F-35飞机结构健康监测与管理系统架构[31]如图3所示。F-35飞机结构健康监测与管理(structural prognostics and health management,SPHM)应用目标是:在保证安全的前提下尽可能降低维护费用;在达到维护要求前提下减少预定的检查频次;完成达到要求的维护花费最少;单机跟踪;完全的自动化;为结构寿命预测提供数据支撑;SPHM传感器数量最小化;SPHM成为飞机预测与健康管理有机组成部分;预留新技术引入接口。
图3 F-35飞机健康管理系统结构图
F-35飞机结构健康监测与管理由3大单元组成,即载荷/环境谱测量(loads/environment spectra survey,L/ESS)、单机跟踪(individual aircraft tracking,IAT)和事件监测(conditional event reporting and analysis,CERA)。其中,载荷/环境谱测量单元主要监测飞机实际使用情况,比较实际使用情况和设计包线,产生更新的使用包线载荷和环境谱,如图4所示,采用应变片监测609框接头载荷[32];单机跟踪单元通过载荷和环境谱监测计算飞机结构的机动载荷、着陆载荷、滑跑、起飞和其他地面操作载荷,确定应力状态,最后进行耐久性损伤容限计算,确定裂纹萌生和裂纹扩展时间,计算关键部位疲劳寿命消耗和剩余寿命评估,编制维护和操作计划,如图5、图6所示,采用声阻抗传感器监测结构腐蚀情况[32];事件监测单元主要是监测和报告严重过载或重要事件,分析并进行检查、验证,判断事件是否造成安全威胁,进而需要进行针对性维护。
图4 用于载荷/环境谱测量的典型应变片安装示意图
图5 用于单机跟踪的腐蚀监测传感器安装示意图
图6 腐蚀监测结果
美国空军研究实验室(air force research laboratory,AFRL)针对F22飞机提出了视情维护+结构完整性的健康管理方法,如图7所示[33],重点围绕飞机服役阶段的结构完整性控制,增加结构健康监测,以实现视情维护。从传统的定期维护检查向视情维护观念转变,减少后勤支援范围和使用者的成本、增加飞机可用性和执行任务能力,从而实现从反应/预防性维护转变为可预测/智能性维护。结构健康监测作为一项关键技术,用于支撑结构状态感知和使用评估,图8为飞机结构健康监测技术典型实施架构[34],通过监测传感器获取结构载荷、损伤等关键信息,通过传感器信号处理,结合结构物理分析模型和历史经验与知识,对结构健康状态进行诊断、评估。
图7 F22飞机视情维护+结构完整性的健康管理框架
F-22飞机采用的结构健康监测方法和技术策略[34]如表2所示。
表2 F22飞机结构健康监测技术策略
美国波音公司将结构健康监测定义为一种结构状态评估系统,是实现飞机系统智能化的第一步,目的是通过飞行参数和传感技术,监测飞机结构载荷和识别结构损伤,通过去除安全冗余,实现结构减重与部件延寿;通过基于状态维护,减少飞机服役中由于定期结构检查所带来的停机时间。监测项目主要包括飞机主结构疲劳损伤、环境损伤和偶然损伤,如图9所示。
波音公司采用的结构健康监测方法主要有声发射、导波、光纤光栅、比较真空度CVM(comparative vacuum monitoring,CVM)等。B787飞机采用导波和光纤光栅实时监测飞机结构的健康状态,B737飞机无损检测手册中已将技术成熟度较高的CVM纳入,辅助进行机翼前缘处的裂纹实时监测,CVM监测区域及CVM系统组成如图10所示[35]。
图9 波音公司飞机结构损伤监测技术框架图
图10 B737飞机CVM监测区域及CVM系统
2.2 欧盟结构健康监测技术
欧盟在其多个框架计划下,支持发展飞机结构健康监测,其发展目标是:使用最好、最先进的传感器技术,并通过一体化设计使其成为飞机结构的一个组成部分,在飞机结构上实施健康监测技术,大大降低维修费用,增强飞机可用性,并实现一定程度的结构减重。同时,在能够满足预期节约成本的前提下,探索研究能够革新结构件设计的监测技术[36]。
在框架计划下,多年来空客公司开展结构健康监测技术研究,其发展历程如图11所示。目前空客公司已形成如图12所示的总体框架。空客公司结构健康监测技术发展目标是通过提高感知能力,确保系统/机队寿命周期内的结构完整性。近期目标是实现数字基础设施支持结构完整性管理,运行监测和损伤监测的融合,提高机身结构感知能力,通过综合感知能力,提升机器学习的损伤诊断和预测能力。
图11 空客公司结构健康监测发展历程
空客公司采用的监测方法主要有光纤光栅、导波、CVM比较真空度、声发射、微波天线、涡流薄膜等,其在地面试验及运营环境下进行了相关的技术研究与测试。图13为结构健康监测技术在A380全机疲劳试验中的应用[37],主要采用CVM、断裂丝、声发射技术等,已形成全机结构全局监测覆盖。同时,在A350XWB也开展了多种结构健康监测方法的飞行验证,包括舱门碳纤维机体结构的冲击实时监测、垂尾平面连接螺钉的拉伸预应力监测、水平安定面的载荷监测等,并把结构健康监测系统安装于2013年6月首飞的A350飞机上进行飞行测试[38],如图14所示。
图12 空客公司飞机结构健康监测总体框架图
图13 SHM技术在A380飞机全机地面试验中的应用
图14 A350 XWB舱门机体结构冲击监测
荷兰宇航院(national aerospace laboratory,NRL)在框架计划支持下,重点开展了结构监测技术原理研究和实验室验证,目前已在全尺寸结构地面试验中实现应用。F-15复合材料机翼盒段试验中SHM应用于测试[39],如图15所示,图16为监测传感器布置图[39],对复合材料机翼监测采用的方法主要有光纤光栅FBG(fiber bragggrating,FBG)、CVM和声发射AE(acoustic emission,AE),其中FBG和AE监测上蒙皮,CVM监测下蒙皮,应变片测量数据与FBG测量数据进行对比验证。
布鲁塞尔大学针对航空航天结构健康监测技术在线应用场景,提出了一种特殊涂层的FBG传感器,并对其在线应用的环境适应性、可靠性、耐久性等进行了试验验证,对传感器监测信号质量进行了评估,结果表明该FBG传感器满足航空航天领域复合材料的在线健康监测[40]。
图15 SHM技术在F-16飞机机翼盒段试验中的应用
图16 传感器布局示意图
3.1 飞机结构地面试验对SHM的需求
飞机结构地面试验是飞机设计、生产、试验、试飞和使用的全寿命过程中的重要一环,是发现结构薄弱部位确定结构检查间隔和寿命判定的重要途径[41-42]。试验中的无损检测是识别结构损伤萌生和扩展的重要手段,贯穿于试验的全过程[43-44]。
随着新一代军用飞机和国产民机MA600、MA700、ARJ21-700、C919和CR929等型号的发展,在飞机型号试验任务书中均提出要在静强度、疲劳损伤容限、全机气候等试验中开展针对复杂结构、轻量化结构、不可达结构及复杂载荷/环境条件下结构的损伤检测要求,尤其是保障对SSI、PSE等关键结构和损伤敏感结构的损伤检出和发现能力[45-50]。飞机结构地面试验中,金属结构损伤主要以裂纹、断钉为主,而损伤产生的部位主要有铆接孔边、中央翼盒、机翼合页R区、中央翼与机翼/机身连接部位[51],试验中的损伤统计情况如图17所示[51],飞机全机试验中的常见裂纹如图18所示[52]。
图17 飞机全机结构疲劳试验中的损伤统计
图18 结构试验中的裂纹
飞机结构要经过“积木式”试验验证,试验周期长,尤其是全机级疲劳试验周期时间跨度很大,个别情况下试验周期长达10年以上。目前试验中普遍采用常规无损检测和应变片对结构进行监控,已经不能满足型号试验需求,存在损伤不能及时发现、损伤漏检、试验效率低、试验周期长等问题。我国航空领域在涉及结构健康监测的传感器工程适用性、损伤监测、载荷监测、冲击监测、监测仪器开发、监测子系统集成以及试验验证方面开展了大量原理性、验证性研究和仿真[53-59],解决了成熟度较高的光纤光栅、压电、智能涂层等传感器工程应用基础问题,建立了航空典型结构损伤识别与诊断算法、复合材料结构冲击仿真方法、研发了光纤光栅应变监测系统、压电损伤监测系统和智能涂层裂纹监测系统,开发了面向地面试验应用的结构健康监测综合集成软件系统,相关研究成果也在实验室和全尺寸飞机结构地面试验中不断进行应用测试与验证。面向飞机结构地面试验应用场景,迫切需要开展结构健康监测技术深入研究和工程化应用,解决试验中结构及时监测与快速诊断的技术难题。
3.2 在役飞机对SHM的需求
安全飞行是飞机的最基本要求,也是飞机完整性技术的永恒追求。随着我国部队实战化的深入和现代战争对军用飞机任务出勤率和战备完好率要求的提高[60],快速反应化、低损化战备成为了军用飞机的关键技术问题。这也直接导致了飞机使用环境的日趋复杂,对飞机的安全性、可靠性、可用性提出了更高的要求。同时,民用航空领域对高效、经济的维护保障体系提出了更高的要求[61-62]。
飞机使用环境越来越恶劣,使用强度越来越高,腐蚀和疲劳损伤是在役飞机主要面临的问题,如何实时监控飞机结构健康状态(腐蚀、疲劳、载荷),进而进行有效的防护和控制,是保证飞机结构完整性、降低维修保障费用亟需解决的现实问题。
4.1 飞机结构损伤及检测要求
飞机结构由所有承载部件组成,主要包括机翼、机身、尾翼、吊挂、起落架、飞行操纵面和相应的连接件,当一个部件丧失其功能,或者已经从飞机上脱离以后,或者当其损伤明显或失效明显时,要保证飞机仍能安全地完成一次飞行。
结构退化/失效原因主要由于3种基本结构损伤(偶然损伤、环境损伤和疲劳损伤)发展演化导致,其造成原因及常见损伤形式如表3所示。
表3 飞机结构损伤
检测要求和损伤源有关,具体如下:
1) 意外损伤(AD),应力腐蚀和一些其他形式的腐蚀是自然随机发生的,在飞机服役期间可能在任意时间发生。这种情况下,检测要求应用于机群中所有飞机。
2) 腐蚀的发生与时间和使用环境密切相关,更多发生于服役期间。这种情况下,使用方和生产商类似的经验可以用于建立适当的维修任务,对环境类的退化(ED)进行控制。建立维修任务时,非金属结构的退化,如复合材料必须要纳入考虑范围。适当的检测级别和频率应当以现有相关的使用经验和生产商的建议为基础。
3) 可探测到尺寸的疲劳裂纹通常不出现在主要机身结构中,除非飞机已经使用了相当一段时间。之后,预定的结构维修可能需要修改。对于许多运输机结构,具有最高飞行周期的飞机最易产生疲劳裂纹,这类飞机的疲劳裂纹样本是具有典型代表性的。
4.2 飞机结构健康监测架构
从飞机结构完整性要求来看,结构完整性大纲关注的核心问题是结构损伤和使用寿命情况。在此要求下,以F-35为代表的军机形成了载荷/环境谱测量、单机跟踪和基于事件监测的监测架构,其目的也是在直接损伤监测技术能力不足的情况下,进行寿命监测。在民机方面,波音和空客公司在MSG-3分析的基础上,形成了载荷监测、环境监测和损伤监测的监测架构。
考虑国内目前结构健康监测的技术能力、面向飞机结构地面试验和在役环境应用场景的监测需求,以MSG-3结构分析为基础,实施结构健康监测,对现有保障体系进行补充,确保飞机结构完整性。针对具体飞机型号,按照MSG-3逻辑分析方法对结构项目(所有承受载荷的部件,包括机翼、机身、尾翼、发动机吊挂、起落架、飞行操纵面和相关的连接部分)进行分析,确定影响飞机安全性的重要结构项目(SSI)。通过实施飞参测量、应变/载荷监测、实时环境监测、损伤监测,及时准确对飞机结构健康状态进行诊断,对结构寿命进行预测,如图19所示。
图19 飞机结构健康监测总体技术架构
通常被定义为SSI的结构项目/元件有:
1) 主要元件间的连接件;
2) 需要润滑以防止磨损的静态连接件;
3) 结构疲劳敏感区域,如应力集中区、非连贯性区、预紧力连接件、连接件(对、搭连接)、主要接头、蒙皮开口区、门和窗的四周区域等;
4) 腐蚀敏感区域,如厕所底部结构、下机身底部结构和承受应力腐蚀的区域;
5) 造成偶然损伤常发区域,如出口或承载门的附近、靠近维修频繁或腐蚀液体泄漏的区域。
飞机结构健康监测技术能力与监测传感器/网络技术能力密切相关,飞机结构健康监测采取的技术策略依赖于监测传感器的技术发展。目前,现有的传感器还不能监测所有与结构健康相关的关键参量,特定的传感器感知特定的损伤类型,现有监测传感器功能如表4所示[63-64]。
根据结构健康监测技术应用场景不同,所采取的技术策略也不相同。主要是考虑监测传感器及仪器的环境适应性,与监测对象和应用环境的匹配性。
按照图19飞机结构健康监测架构,考虑目前各类监测传感器技术成熟度及技术特点,可采用监测策略为:应变/载荷监测-采用光纤光栅监测技术;实时环境监测-采用环境退化和腐蚀监测技术;损伤监测-采用导波监测技术和智能涂层监测技术;针对具体飞机型号和应用成本,可以对表5的实施策略进行适当剪裁。
1) 明确了结构健康监测相关的标准规范要求,为结构健康监测技术/系统研究、开发、验证及认证提供了指导。
2) 分析了国外结构健康监测总体架构、实施策略和应用情况,可为我国结构健康监测技术的创新发展提供借鉴。
3) 面向结构地面试验和服役环境2大应用场景,明确了飞机对结构健康监测的工程应用需求。
4) 构建了飞机全机综合结构健康监测应用总体架构,提出了可供剪裁的结构健康监测工程应用技术实施策略。飞机对结构健康监测技术需求迫切,但真正实现健康监测技术在型号中的工程应用,发挥技术应用效益,还需从以下几方面开展大量深入、系统的研究:① 研究制订面向我国航空领域的结构健康监测技术标准规范体系,包括顶层架构、指南、设计要求类、方法类和操作类等。② 在原理研究、实验室验证的基础上,进一步开展在役/服役环境下监测传感器和系统的可靠性、适用性、适航符合性等考核验证。③ 面向真实应用环境和要求,升级国产结构健康监测原理系统,形成小型化/低功耗/高可靠性的系统软硬件,实现SHM系统自主可控和工程应用。④ 在现有基础上,根据单项技术/子系统技术成熟度,分级发展,面向目标应用场景,采用应用加研究相结合方式,在应用中发现问题,针对应用问题,开展技术攻关,快速提升技术成熟度。⑤ 以物理模型为基础,加强先进数字工具(大数据分析、机器学习等)在结构健康监测数据处理、监测结果诊断、健康评估中的应用,形成物理和数据双驱动的监测、诊断和评估方法,推动结构健康监测向数字化、智能化发展。
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