可重復使用運載器結構健康監測技術研究進展

杜 飛，徐 超，魚則行

(西北工業大學航天學院，西安 710072)

0 引 言

可重復使用運載器(Reusable launch vehicle, RLV)是指具有可重復使用能力，可在地球表面和太空之間自由往返用以運送有效載荷；也可以較長時間在軌停留和在軌機動，執行各種空間任務的新型航天飛行器[1-4]。完整性、可靠性和安全性對可重復使用運載器，特別是對載人運載器而言是至關重要的[5],及時掌握運載器結構在軌道和地面上的健康狀況，對于維持其安全運行非常關鍵[6]。

結構健康監測(Structural health monitoring, SHM)是立足于傳感器、智能結構和數據分析等新興技術發展基礎上的前沿技術。根據國際航空航天工業SHM指導委員會的定義[7-8]，結構健康監測是指通過在被監測結構中集成傳感器，并從傳感器獲取和分析數據以確定結構健康狀況的過程。結構健康監測技術具有結構功能一體化集成、原位監測和實時在線診斷的能力。研究表明，SHM系統可能在可重復使用運載器全壽命周期的各個階段為評估結構的健康狀態提供自主解決方案[9-10]。在發射前的總裝測試階段，SHM系統能對長期貯存材料的性能和連接部位等進行完整性評估，確定剩余壽命，甚至有可能替代部分地面動力學評價試驗，極大縮短發射前的地面準備周期。在發射階段，SHM系統可用于發射環境監測，載荷評估以及監測由外載荷引起的結構性能改變等。在軌運行階段，SHM系統能夠執行部組件性能評估、空間碎片沖擊監測、以及在軌環境下材料和結構性能演化監測等任務。在再入返回階段，SHM系統能夠為再入路徑規劃提供數據輸入，對再入環境、結構溫度和應變、材料退化等進行監測。因此，發展和應用結構健康監測技術對確保可重復使用運載器結構完整性、可靠性和安全性有重大意義。美國國家航空航天局(NASA)已將結構健康監測技術列入面向未來20年技術需求發布的2015技術路線圖中[11]。

國際上最早的針對可重復使用運載器結構健康系統設計和應用的工作可追溯至20世紀90年代。美國為可重復使用運載器原理樣機DC-XA設計和開發出一套集成化結構健康監測系統，實現了對復合材料液氫貯箱等的近實時監測[12-13]。近20年來，隨著傳感器技術、智能結構和數據處理技術的快速發展，結構健康監測技術的成熟度不斷提高。另一方面，可重復使用運載器技術也不斷發展，受到更廣泛的關注，其對高度集成化、高可靠性和高度自主化的原位結構健康監測系統的需求也日益急迫。2005年，波音公司的一項研究確定了空天飛行器結構健康監測應用的五大高回報部位，分別是熱防護系統、燃料貯箱、機翼結構、前緣結構和推力結構[9]。與普通航空飛行器不同，空天飛行器在起飛和降落會承受極端的機械和熱載荷，在軌期間又易于受到微小外部物體的撞擊，可能發生的損傷類型豐富多樣的，所需要的SHM系統往往十分復雜，給其實際部署帶來一系列挑戰。

本文對近20年來國內外可重復使用運載器開展的結構健康監測技術研究進行了梳理。對于其高回報部位結構健康監測的研究工作進展，特別是熱防護系統連接松動檢測、低溫貯箱健康監測、結構沖擊損傷識別、在軌驗證等四個方面開展的結構健康監測系統研究和應用情況進行了詳細討論，并分析了技術需求和發展趨勢。

1 熱防護系統螺栓連接松動檢測技術

為滿足再入熱環境的要求，可重復使用運載器設計有熱防護系統。熱防護系統的功能完整性對確保再入安全具有至關重要的作用[14]。以航天飛機為例，其再入速度高達Ma25，前緣部位的表面溫度高達1650 ℃。航天飛機熱防護系統的主要設計目標就是確保內部金屬承載結構的溫度不超過175 ℃。

未來可重復使用空天飛行器的熱環境可能會更惡劣，需要應用新型的機械連接式熱防護系統，如結構防熱一體化的金屬熱防護系統、碳碳熱防護系統等。這類采用機械固定方式的熱防護系統的螺栓連接部位在外部氣動、沖擊等載荷下極易發生松動，導致熱防護結構之間出現縫隙，高溫氣體可能通過縫隙侵入并破壞飛行器基體。因此，提高螺栓松動的早期檢測能力，對確保熱防護系統的功能是極為重要的[14]。圖1所示為空天飛行器上典型的碳碳熱防護系統連接方式和受載情況[15]。

螺栓松動的早期現象主要表現為預緊力下降，這類損傷非常微小，很難直接被檢測到。由于熱防護系統一般為薄壁結構，基于超聲導波的損傷監測技術是結構健康監測研究的熱點之一[16-17]，目前研究多利用超聲導波傳播特性進行松動監測。當導波通過螺栓連接面時，透射導波能量與結合面真實接觸面積成正比，因此根據導波的衰減特性就可以實現對螺栓預緊力變化的監測[18]。

針對碳碳熱防護系統連接松動監測問題，在美國空軍研究實驗室的支持下，斯坦福大學開發了一種內置式螺栓松動檢測技術[15,19]。如圖2所示，該技術利用壓電陶瓷材料制作了智能墊圈，智能墊圈可以激勵和接收超聲導波，通過分析透過螺栓連接部超聲導波的衰減特性實現了對熱防護板上、下兩處連接螺栓的松動監測。

超聲導波的透射波能量作為擰緊指數被廣泛用作螺栓松動監測，然而根據粗糙接觸力學理論，當接觸壓力達到一定值時，連接界面處的真實接觸面積會達到飽和值[20]。因此當螺栓預緊力達到一定值后，透過的導波能量不再變化，此時其檢測靈敏度會顯著降低。另一方面，由于超聲導波透射過螺栓連接部時會發生復雜的模態轉換，導致接收信號非常復雜，如何為接收信號選擇合適的時間窗口，成為影響該方法準確性的又一因素。為此，南京航空航天大學[21]及美國休斯敦大學學者等[22-23]提出采用時間反轉導波進行預緊力監測，然而該方法仍無法實現螺栓松動早期監測。

針對上述不足，西北工業大學作者所在的團隊提出虛擬時間反轉方法[24-25]，大幅提高了螺栓預緊力監測靈敏度。該方法共分為5步，原理如圖3所示:1)在健康狀態下的螺栓連接部A點激勵超聲導波;2)在螺栓另外一側B點接收導波信號;3)將其時域反轉，并記為參考重發射信號(RRS)。隨后在預緊力未知時，在A點利用RRS激勵，導波可在B點重聚焦，利用重聚焦信號的幅值等，可以實現預緊力的高靈敏度檢測。

實際熱防護系統連接螺栓數目多，為此西北工業大學作者所在團隊針對熱防護板松動螺栓定位問題，進一步構建了由多壓電元件構成的傳感器陣列(如圖4所示)，并提出了一種基于虛擬時間反轉導波及Kohonen網絡聚類的螺栓松動定位方法[26]。該方法通過在各被測支架處粘貼壓電傳感器，并利用在上述壓電傳感器處重構信號的幅值作為松動指標向量，利用Kohonen網絡對上述松動指標向量進行聚類分析，以此實現了松動螺栓定位。

值得注意的是，目前針對熱防護系統連接松動的研究還主要集中在實驗室的原理驗證階段，對實際使用中的溫度補償、硬件重量、系統集成等因素考慮還不充分，需要在后續研究中重視和加強。

2 低溫貯箱結構健康監測技術

由于可重復使用運載器多使用液氫等低溫燃料，貯箱溫度極低。極端低溫環境對結構完整性有重要影響，同時低溫環境也會降低結構健康監測系統中傳感元件的性能[27]。因此，可重復使用運載器低溫貯箱的結構健康監測技術研究具有很大的挑戰性。

在20世紀美國麥道公司開發了的單機入軌可重復使用運載器的原理驗證機DC-X，NASA在后續的升級版DC-XA運載器上驗證了大量新技術，其中結構健康監測系統即為其中之一。如圖5所示，該結構健康監測系統主要采用多通道光柵光纖傳感器實現了對復合材料液氫貯箱、鋁鋰合金液氧貯箱和箱間結構應變的實時監測。此外，該系統還包括在復合材料貯箱關鍵部位安裝的聲發射傳感器等。DC-XA通過4次飛行試驗驗證了所設計的結構健康監測系統的有效性[12-13]。

隨后美國洛克希德-馬丁公司研制了可重復使用空天飛機驗證機X-33[28]。針對X-33低溫貯箱，特別是復合材料液氫貯箱的結構健康監測需求，開發了一套基于多通道光纖傳感器網絡的貯箱應變和溫度監測系統，目標是通過集成應變測量、溫度測量和氫氣泄漏測量等綜合測試手段，在線監測復合材料液氫貯箱的健康狀態。在該健康監測系統中，應用了兩種不同的測量架構[29]。一種是在應變和氫氣泄漏測量方面，采用了波長可調窄線寬激光器、布拉格光柵光纖傳感網絡、光檢測光電二極管、信號調節電子器件和數字信號處理器。另外一種是在溫度測量方面，采用了帶有寬帶激光源的多模光纖。圖6展示了粘貼于復合材料液氫貯箱表面的分布式光纖系統，該系統中單根光纖能夠測量20處雙軸應變。圖7展示了粘貼于液氫貯箱隔熱材料上的用于溫度測量光纖系統，該系統中單根光纖能夠實現50處的溫度測量。

最近，NASA針對太空發射系統(Space Launch System)上面級的液氧、液氫復合材料貯箱的損傷監測[31]，綜合利用聲發射傳感器、光纖傳感器、壓電主動傳感器等開發了結構健康監測系統，并在充滿液氮的貯箱原型上進行了驗證，試驗結果對于SHM系統的實際部屬具有重要的推動作用。

日本也在低溫貯箱結構健康監測系統研發中進行了若干基礎性工作。日本宇宙航空研究開發機構(JAXA)開展了傳感器粘接層的低溫性能研究，及低溫補償技術研究等工作[32]，針對復合材料液氫貯箱開發了基于布拉格光柵傳感器的實時應變監測系統，該系統安裝于JAXA開發的可重復使用運載器中，如圖8所示。JAXA于2003年進行了若干飛行試驗，驗證了系統設計的有效性，結果表明還可以利用SHM系統測量數據對飛行載荷進行識別。

國內對基于光纖傳感器的結構健康監測系統也開展了較為廣泛的研究，然而多聚焦于管道、航空飛行器等，而對于RLV中低溫貯箱的相關應用研究關注較少。大連理工大學結構健康監測團隊針對火箭貯箱結構、復合材料低溫貯箱結構開展了基于壓電晶片和超聲導波的結構健康監測系統研究[27,33]。該團隊進行了一系列低溫測試試驗，考察了長時間處于低溫環境下的壓電晶片傳感器和粘接劑的性能退化情況，并對復合材料板進行了低溫下基于超聲導波的損傷診斷試驗。

從上述分析可以看出，目前國外開發的RLV低溫貯箱通常采用復合材料，一般利用光纖傳感器對于溫度、應變、泄漏等進行監測，目前美國、日本等研究機構已經完成了上述結構健康監測系統在RLV上的試驗校驗，技術相對較為成熟，與之相比國內的相關研究工作主要停留在實驗室階段，在RLV低溫貯箱的監測系統開發和試驗校驗方面較為缺乏。

3 結構沖擊損傷監測技術

可重復使用運載器在發射、在軌運行和再入階段都容易受到外部物體的沖擊碰撞。2003年，美國“哥倫比亞”號航天飛機發射后不久燃料箱外脫落的一個泡沫碎塊擊中航天飛機機翼前緣，造成機體上出現裂紋孔洞，導致超高溫氣體進入航天飛機，最終釀成事故[34]。NASA在此次事故后，為航天飛機機翼前緣部位專門設計了沖擊損傷在線監測系統[35-36]。該系統基于被動聲發射技術，通過在機翼碳碳前緣內部布置聲發射傳感器陣列，監測沖擊事件的發生。

該系統如圖9所示，為測試該系統設計了地面試驗。由8個聲發射傳感器構成的陣列被安裝在機翼試驗件前緣內的前墻上，試驗件受到氣炮發射物的沖擊。試驗中聲發射傳感器很好地記錄了沖擊波的幅值和到達時間，校驗了對沖擊事件監測和位置識別的有效性。在后續的航天飛機飛行中，均強制性的安裝了該系統。隨后NASA還對該系統進行了擴展以進行微流星、軌道碎片的沖擊監測[34]。

采用被動聲發射傳感器能夠識別沖擊的發生和位置，但很難重構出沖擊的波形，也就很難進一步評估結構的損傷程度和剩余壽命。為解決該問題，文獻[37-38]進一步提出了一種基于物理結構有限元建模的沖擊識別策略。該方法利用有限元分析構建沖擊力與結構響應的映射關系，進而根據測量信號實現沖擊力估計，根據估計結果可以進一步利用有限元模型計算沖擊導致的結構應力，進而評估結構的剩余壽命。采用復合材料平板進行了試驗測試，驗證了沖擊識別的有效性。

采用有限元法可以準確模擬彈性波傳播，文獻[39]采用有限元法研究了彈性波在復合材料熱防護板中的傳播規律。然而沖擊的高頻譜特征，導致對結構進行有限元分析提出了極高的計算耗費需求，為了捕捉短時沖擊行為，需要極小的網格尺寸和時間步長。為此，西北工業大學作者所在的團隊發展了基于時域譜單元方法的彈性波和沖擊模擬技術[40-42]。圖10給出了典型的三維有限元單元和三維譜單元的差別。由于采用的高階插值和特殊的積分規則，使得在沖擊模擬問題中譜單元的計算效率非常的高。作者所在的團隊進一步提出了基于譜單元的一種沖擊識別策略，并在以空間站桁架結構為背景的空間結構沖擊識別中進行了應用[43]，研究結果表明，所建立的方法能夠有效地實現框架結構中的沖擊識別，時域譜單元方法能夠以較小的計算耗費更快地實現沖擊定位，對激勵重構的效果也要好于傳統方法。

聲發射傳感器雖然可以有效地監測沖擊事件，但在實際應用中，其仍存在一些挑戰：(1)聲發射傳感器重量往往較大，構造傳感器網絡會增加不少結構質量；(2)沖擊事件都是瞬態事件，要求系統具有較高頻帶范圍。相比于聲發射傳感器，壓電晶片傳感器具有重量輕、頻帶范圍寬等優點。最近英國巴斯大學學者[44]提出在碳纖維復合材料(Carbon fiber reinforced polymer, CFRP)中嵌入壓電晶片傳感器以構建智能CFRP板，然后利用兩個平行的CFRP板根據沖擊產生的彈性波信號實現沖擊損傷的準確監測。國內北京空間飛行器總體設計部[45]提出采用壓電傳感器網絡進行沖擊監測，并在實驗室環境下進行了驗證。

可以看出，對于RLV的沖擊損傷監測，由于其在軌服役、再入返回等過程中遭受的沖擊速度高，壓電傳感器頻率響應范圍寬，目前受到學者更多的關注。另一方面，在沖擊力、沖擊損傷位置監測的基礎上，如何對結構的損傷程度和剩余壽命進行準確評估成為學者日益關心的問題。

4 結構健康監測系統的在軌驗證

可重復使用空天飛機在其入軌后，仍然需要SHM系統對微流星、小尺度空間碎片等外來物體撞擊等進行監測[34]。然而在空間環境下，極端溫度、真空、微重力、輻射等因素會對SHM系統中的關鍵元件如壓電傳感器等產生不可預知的影響，進而直接影響結構健康監測系統的準確性。因此對SHM系統進行在軌驗證，成為該技術在可重復使用航天器中進行實際部署的必要驗證環節。

針對上述問題，歐洲學者在羅馬尼亞太空署的資助下，在地面實驗室模擬了空間的極端溫度、輻射環境，并研究了壓電傳感器等關鍵部件在空間環境中的性能演化[46-47]。美國南卡來羅納大學學者進一步考慮了真空環境對于壓電傳感器的影響[48]。美國新墨西哥礦業理工大學學者在美國聯邦航空管理局等的資助下也開展了類似的研究[49-50]，結果表明輻射會通過影響壓電陶瓷的壓電常數、彈性常數等，進而導致其頻率響應曲線發生改變。

由于地面模擬環境與太空環境仍然存在一定差距，為在空間環境中驗證結構健康系統的有效性，美國新墨西哥礦業理工大學在NASA等的資助下，研制了集成化結構健康監測搭載載荷[51]，利用熱氣球開展了高空試驗，并利用基于超聲導波、機電阻抗的損傷監測技術，對螺栓松動損傷和裂紋損傷進行了監測，同時研究了氣球高度對于機電阻抗和超聲導波監測的影響[52]。上述試驗局限于同溫層，新墨西哥礦業理工大學隨后利用探空火箭開展了亞軌道搭載試驗，并研制了類似的集成化結構健康監測載荷[53]，如圖11所示，力圖檢驗系統在低重力、低溫等環境下的可靠性。然而亞軌道飛行的軌道高度仍然較低，高度僅約112 km，在空間停留時間短，僅為2′35″。為此，美國空軍研究實驗室提出利用國際空間站開展結構健康監測系統的搭載試驗[54-55]，以驗證系統及關鍵部件在長期在軌環境中的有效性。

目前國內在此方面的研究較少，西北工業大學作者所在團隊，為在衛星等航天器上進行搭載以開展在軌驗證，自主開發了基于機電阻抗技術的集成化結構健康監測搭載載荷，用于太空環境中機電阻抗等結構健康監測技術的在軌驗證，如圖12所示。

可以看出，對結構健康監測系統進行在軌驗證是其在可重復使用航天器中實際部署前的必要環節，國內外學者都已經意識到該項工作的重要性，從公開報道文獻來看，國外學者已經完成了結構健康監測系統在亞軌道等臨近空間的驗證。而國內相關研究工作相對較為欠缺，仍未開展在軌驗證試驗。

5 總結與展望

結構健康監測技術會對可重復使用運載器的完整性、安全性和可靠性產生重要的影響。經過近20年的發展，該技術的成熟度不斷提高，逐步走到了工程實際應用的門檻。

對可重復使用運載器而言，熱防護系統連接松動檢測、低溫貯箱健康監測、沖擊監測、監測系統的空間環境適用性等，是結構健康監測技術研究的關鍵領域。本文分別對其國內外的研究進展情況進行了梳理，給出了相關技術的發展概貌。總的看來，國外技術較為成熟，國內的研究工作已逐步起步和發展，已在某些專門問題中進行了試驗驗證和嘗試，但目前仍然需要在結構健康監測理論方法、關鍵元件、系統集成、原型系統驗證等方面做大量的工作。具體而言，為盡快實現結構健康監測系統的實際部署，以下問題亟需國內學者重點關注：

1)對于熱防護系統連接松動檢測，目前的研究還局限于實驗室的原理驗證階段，對實際使用中的溫度補償、硬件重量、系統集成等因素考慮還不充分，需要在后續研究中重視和加強。

2)對于低溫復合材料貯箱的損傷監測，國內的相關工作仍主要停留在實驗室階段，如何綜合利用光纖傳感器、壓電傳感器等實現對貯箱溫度、應變、泄漏等損傷的有效監測，并開發面向RLV低溫貯箱的監測系統原型是今后需要重點關注的研究工作。

3)對于RLV的沖擊損傷監測，由于其在軌服役、再入返回等過程中遭受的沖擊速度高，壓電傳感器重量輕頻率響應范圍寬，目前受到學者更多的關注。同時如何根據監測結果對結構的損傷程度和剩余壽命進行準確評估也已成為需要重點關注的問題。

4)結構健康監測系統的在軌驗證是其在可重復使用航天器中實際部署前的必要測試環節，利用空間站、衛星等航天器可以實現對結構健康監測系統的長期在軌驗證，目前國內相關研究工作較為欠缺。

5)由于結構健康監測系統的復雜性，建議在可重復使用空天飛行器初始設計階段就將結構健康監測系統融入飛行器設計中，實現從制造、裝配到服役全壽命周期的結構健康狀態有效感知，最大化提高飛行器的可靠性和安全性。