飛機強度試驗中結構健康監測采集控制系統

陳 霞， 楊 宇， 杜振華， 趙 罡

(中國飛機強度研究所，陜西 西安 710065)

飛機結構耐久性/損傷容限試驗(簡稱飛機強度疲勞試驗)是飛機實際使用情況的再現，是獲得結構損傷的發生和發展規律，查找結構的薄弱部位和保證結構完整性的重要技術保障手段[1-2]。飛機結構是飛機設計的重要指標之一，而飛機的結構損傷往往細小不易發覺，但會對結構安全造成影響，導致飛行故障甚至造成機毀人亡的嚴重事故，因此通過試驗及時發現損傷隱患、極易產生問題區域，對飛機的整體性能和安全有著至關重要的作用。到目前為止，無損檢測依然是發現和檢測損傷的重要手段，但是無損檢測有很大的局限性。這種方法存在實時性差、受人為因素影響大、漏檢率高、人力物力成本高、探測形狀和區域受限、僅能進行事后檢測、不能主動監測等缺點。

飛機結構健康監測(Structural Health Monitoring,SHM)技術是近幾年快速發展的在線損傷監測技術，SHM技術通過集成在結構中的先進傳感器/驅動器網絡，實現結構特征參數的提取和損傷(包括人員不可達部位)的實時監測，在線識別結構的狀態和故障，判定結構的健康狀態，實現結構健康診斷，以確保結構完整性和降低維護費用。飛機強度疲勞試驗中的SHM，根據傳感器水平及監測策略的不同需要采用不同的健康監測技術，例如載荷監測采用光纖光柵(Fiber Bragg Grating,FBG)傳感器技術，損傷監測采用導波(Piezoelectric Transducer,PZT)傳感器技術和聲發射(Acoustic Emission,AE)傳感器技術。

全機疲勞試驗中的SHM，由于監測部位多、結構復雜，需要的傳感器種類和數量也就非常多，通常一個試驗需要多臺傳感器控制系統同時實施監測。這種分散的監測系統在工程運用中會帶來以下幾個問題：不同設備之間數據采集的同步性很難保證；數據回收存儲困難；需要較多設備操作人員，監測效率低下。目前國內外的SHM監測系統都是針對某一類型的傳感器技術。在國際上，航空領域運用較為廣泛的預測與健康管理(Integrated Vehicle Health Management,PHM)、NASA制定并實施的飛行器綜合健康管理(Prognostics and Health Management,IVHM)都是側重于健康管理指導多學科交叉整合的系統，對最底層的多傳感器集成采集控制方面并沒有給出具體的解決方案[3-5]。國內已實現的最新SHM也是針對單一監測手段。

本文實現的SHM集成采集控制系統，通過設計合理的軟件架構就可以實現對多種SHM傳感技術的集成采集控制。詳細說明了系統的總體設計以及達到的性能指標，重點闡述了3個關鍵技術：子系統數據采集控制技術、多任務技術、不同類型子系統的數據異構處理技術。最后，本系統通過在某全機疲勞試驗中的長期運用，驗證了系統設計的合理性和穩定性。系統達到了工程運用的要求，最大化發揮了SHM的優點。

1 系統設計需求分析

在全機疲勞試驗中通常需要多臺傳感器控制系統同時實施監測，每臺設備需要專人操作，各自獨立完成控制和數據采集處理，最后由各操作人員將數據交給數據中心，完成匯總。這種方式存在以下幾個缺點：在試驗效率上，每臺控制系統需要一位操作人員，耗費大量的人力；數據存儲在離散的設備終端，數據回收存儲困難；每臺設備采集數據的時間不同步造成了數據時域的不同步，給多傳感器信息融合時的數據配準引入了誤差；最后，不同類型以及不同廠家的采集設備的數據結構沒有統一的標準，不利于多傳感器的信息融合且極大降低了數據傳輸及分析的效率。

針對以上問題和需求，設計并實現了一種新型的分布式、多線程結構健康監測集成采集控制系統。系統滿足以下設計指標。

① 高同步快速響應。每一臺監測系統都要做到同步快速響應試驗加載系統發出的采集指令，響應時間<50 ms。

② 快速采集控制。在疲勞試驗的監測過程中須在規定的時間內完成所有數據的采集，一旦錯過采集時間會造成數據無效，試驗加載系統每次的測量等待時間為300～500 ms，所以每一臺監測系統從接收采集數據的指令到所有的數據采集結束的全程用時須<300 ms才能保證采集數據的有效性。

③ 易擴展。隨著試驗中損傷的增加，監測系統的類型和數量也隨之增加，這就要求系統能夠任意添加不同類型的傳感器設備，可以添加的數量理論上不限(由運行集成采集控制系統的設備性能決定)。

④ 高度集成。要求所有的監測系統都集成為一個整體，僅需極少的人員甚至一人操作即可，最大限度地節省了人力并提高生產效率。

本系統的難點在于需要同時滿足以上4個指標。不僅要求采集系統響應速度極快，能夠在系統要求時間內捕捉采樣時機，迅速采集數據并及時處理、上傳存儲，而且需要系統具有極強的兼容性，能夠對性質特征完全不同的傳感器數據同時處理、傳輸、融合等，并且系統要高度集成化。綜合分析以上特點，本系統基于高效的C++14標準語言開發，這種語言執行效率非常高但是開發難度較大。系統采用總-分的設計結構，由一個總的運行在集成采集控制服務器上的主節點管理所有的傳感器子節點，每增加一個子系統只需要添加一個子節點。每個節點都用一個獨立的子線程控制，達到高效率的響應速度。每個子節點的數據都以統一標準進入數據隊列，然后以數據流的形式流入各處理終端，完成對數據的處理[6-10]。

系統運行在數據服務器上，通過網絡連接傳感器設備及試驗加載控制系統。數據分為兩個部分，本地實時數據通過網絡發送到客戶端，為客戶端提供實時分析數據，另外將數據存儲在本地服務器作為數據備份，存儲的本地數據定期通過云服務同步備份到數據中心。系統總體設計原理框圖如圖1所示。圖1描述了本系統的總-分總體結構設計，分布式、模塊化的特點，以及總節點(集成采集控制服務器)與子節點(傳感器子系統)之間的交互關系。依據此框架，本系統實現了同時對光柵光纖傳感器、壓電傳感器、聲發射傳感器的數據采集控制和對試驗加載控制系統發出采集指令的快速響應。本系統已在某飛機的全機疲勞試驗中長期使用，證明系統的擴展功能、 整體系統的穩定性、快速響應能力、子系統的同步性都達到了設計指標，極大提高了試驗數據處理和隱患發現的能力[11-14]。

圖1 系統總體設計原理框圖

2 子系統設計與實現

2.1 子節點采集控制類設計

在總-分的總體結構設計中，集成采集控制服務器相當于根，每個監測子系統對應一個掛在根上的葉子節點，每增加一個監測子系統，只需增加葉子節點即可。這樣設計的系統達到了集成化高、易擴展的設計要求。但是監測子系統種類較多，且各傳感器具有不同的信號特點，子系統的控制方法也有很大區別。總節點對不同監測子系統進行專向控制的同時需要解決兼容性的矛盾。

綜上所述，監測子節點具備以下性能：每個監測子節點以統一的輸入輸出接口與總節點對接，這樣不同的監測子系統以相同的形式掛在根節點上，解決兼容性；對不同類型子系統的控制通過控制子節點內部不同的專項控制接口實現。本系統設計了子節點采集控制類CDeviceManager，控制每一臺傳感器設備的數據采集，這是一個基類，不同類型的監測子系統對應一種此基類派生出的設備管理類，基類與派生類的關系如圖2所示。總節點通過對不同派生類的實例化控制傳感器子系統。

圖2 傳感器類CDeviceManager結構圖

在基類中實現以下兩個主要功能：① 本系統所有的數據交互都是基于TCP/IP服務協議的，在基類中實現基本的TCP/IP連接及網絡層面的數據收發函數；② 子節點與總節點信息交互的功能，即數據的輸入輸出，這些數據包括總節點發出的控制指令、子節點采集數據流向數據總線的數據接口。對子系統的控制在派生類中實現，CDeviceManager類以虛函數的形式預留了子節點的控制接口，通過這個接口實現子系統數據的采集控制，不同的監測子系統對應不同的控制接口的實現。這種設計的優點是擴展性強，可以隨意增加傳感器的數量和種類，不需要對程序的主框架做任何改動，只要在相應的派生類中修改控制接口就能夠實現對不同類型傳感器設備的控制，新增的設備如果對應已實現的派生類，只需新添一個對應類的對象。

本系統已經實現了從CDeviceManager派生出光纖光柵管理類(CFbgManager)、聲發射類(CAEManager)、壓電類(CPZTManager)，能夠在某飛機的結構耐久性/損傷容限試驗中穩定高效地控制傳感器設備。例如，對光纖光柵設備的管理，系統首先對每個設備創建一個設備管理類(CDeviceManager)的實例，通過試驗配置信息確定類型后選擇要實例化的派生類(CFbgManager)，系統就可以自動調用與設備類型匹配的輸入輸出接口對其進行控制和數據采集。

2.2 多線程并行多任務系統設計

隨著飛機結構耐久性/損傷容限試驗技術的進步，加載速度也在提高，在循環加載的過程中，每次循環會給定一個特定的時間段(300～500 ms)采集數據，此時飛機結構狀態保持不變。如果各監測子系統是串行采集的方式，當子系統達到一定數量時總采集時間就會超過試驗采集時間，造成數據失效。并且，串行采集同步性差，在試驗要求的采集時段內，飛機機構的狀態并非絕對靜止的，各監測子系統采集數據的同步性越高，數據的可靠性亦越高。所以本系統采用了多線程、并行多任務的結構，確保不同設備之間的采集同步和采集效率的最優化。圖3描述了多線程并行任務的工作原理。將本系統的任務線程分為4類：① 主任務線程，對應于主節點，負責子節點的創建和任務發布；② 設備線程，對應于子節點，負責各監測子系統控制及數據采集；③ 觸發線程，負責與試驗加載控制系統交互獲取觸發采集信號；④ 數據存儲線程，負責采集數據的本地存儲和數據的實時發送(遠程客戶端)。

圖3 多線程結構圖

在某飛機結構耐久性/損傷容限試驗中，具體工作流程如下：① 主任務線程創建觸發線程、數據存儲線程，并根據采用的監測子系統的數量和類型創建對應的設備線程，一臺子系統對應一個設備線程。② 觸發線程以高頻率(設計指標為20 kHz)監測加載試驗控制系統的觸發信號，當監測到觸發信號為真時，觸發線程通知主線程開始采集數據。③ 主線程立即向所有的設備子線程發送采集數據的線程消息，設備子線程收到指令后采集數據，當傳感器設備收到指令信號后開始數據采集操作，所有的設備子線程采集到的數據都壓入同一個數據隊列。④ 數據存儲子線程不斷從隊列中取數據,按照2.3節描述的隊列數據結構解析后按照數據類型和同步ID號(同步ID號用來標識是第幾次的觸發數據)將相同ID和相同類型的數據合并后存儲并發送。

這種相互獨立的模塊化設計也極大地改善了系統的容錯性，在監測過程中即使個別監測子系統出錯，也不會影響其余的設備運行及數據處理。

2.3 通用數據結構設計

由于機械硬盤的I/O速度有限，如果設備線程兼數據的存儲處理將會極大地降低數據采集的速度，并且數據處理的能力也很難升級。本系統采用存儲線程加全局數據隊列的模式解決存儲速度與采集速度不匹配的問題。新添數據處理的某個功能只需要更改數據處理模塊即可。飛機結構耐久性/損傷容限試驗中的健康監測通常用到2種以上的傳感器，不同傳感器數據類型差異很大。例如，光纖光柵傳感器采集數據為光柵傳感器感應到的波長數據，壓電傳感器采集數據為壓電片的波形數據，聲發射傳感器采集數據為每個聲發射傳感器的波形數據以及根據波形數據解析出的20多種波形參數。所以數據在壓入同一各數據隊列時必須做標準化處理，解決數據異構問題。

本系統設計了數據管理類CDataDeque對不同的數據元打包成結構相同的隊列元素。數據結構如圖4所示，每個隊列的數據元素包括兩部分：數據頭和實時數據。數據頭標明數據的特征信息由試驗信息頭和設備信息頭兩部分組成，試驗信息頭包括時間和加載控制系統發出指令時的試驗載荷等信息，設備信息頭說明數據來自哪個設備哪類傳感器；實時數據就是每個監測子系統采集到的傳感器數據。每采集一次數據創建一個CDataDeque的對象并壓入數據隊列，數據處理模塊取出數據后對數據拆包，根據數據頭的信息解析數據元素并處理。例如將相同類型的數據存為一個文件或者將實時數據通過網絡發送到數據中心進行處理等。

圖4 隊列數據結構

3 系統測試

利用該系統對某飛機結構耐久性/損傷容限試驗進行結構健康監測，試驗采用2臺光纖光柵采集系統、2臺聲發射采集控制、1臺壓電掃描控制系統。圖5為健康監測集成采集控制系統界面。圖6為此次試驗選用的光纖光柵傳感器配置示例。經系統同步性及響應測試，對連續10000次觸發數據進行統計，得出結論：從加載控制系統發出采集指令到全部子系統進行響應，響應時間為20～40 ms，滿足<50 ms設計指標；快速采集控制測試時，所有的子系統從收到采集指令到采集的數據全部壓入數據隊列花費時間為130～200 ms，增加一臺光纖光柵采集系統和聲發射采集控制系統后再進行測試，數據采集時間從統計意義上沒有明顯增加，滿足<300 ms的設計指標。在相同載荷工況下，處于正常飛機結構區域的FBG傳感器數據由于同區域內的應變傳感器數據重復性非常好。壓電系統和聲發射系統的數據也能夠按照預定的采樣次數完整回收。

圖5 健康監測集成采集控制系統界面

圖6 多類傳感器數據存儲示例

從測試結果可以看出，新型系統能夠達到設計要求，可對多個通道的多種傳感器進行有效控制并收集數據、快速處理，從而獲取結果。在試驗中，原先試驗設備所不能達到的同步控制、信號融合等，新技術都能有效實現。新型系統的測試能力、反應速度、處理能力、通信容量等都有很大的提高。

4 發展前景

現代信息技術進步很快，能有力地促進試驗設備的升級和改進。但是受試驗場地、操作人員、試驗方法的限制，又需要試驗設備相對穩定，從而確保試驗的一致性、可對比性、經濟性和穩定性。新型結構健康監測系統采用總線集成化、子節點和并行化設計，節點之間獨立性較高，沒有干擾耦合等問題，易于獨立升級，能夠確保在系統總體和系統控制不變的條件下，每一個節點和子系統都能方便迅速地升級和更換，方便系統及時采用最新科技成果，極大提高了系統模塊化，并且具備易升級、易維修的優點。

同時，系統很多關鍵功能由軟件實現，極大簡化了硬件設計。因此可以通過軟件升級，方便迅速地實現性能提升、調整等。同時分布式和并行設計等新型設計思路的應用，使系統具備較大的冗余量，為以后的升級、改造留下了充足的兼容性和信號容量，其改進和升級的空間很大，有著廣闊的發展和應用前景。

5 結束語

筆者設計了健康監測集成采集控制系統，并通過系統檢測，結果證明，該系統能夠同時控制不同類型的傳感器系統數據采集，實現在特定的結構狀態下同時控制數據的采集和儲存，傳感器系統快速響應采集觸發信號，數據儲存效率高、出錯率低，滿足設計要求。