民用飛機結構健康監測系統的設計方法

魏元雷，高飛鵬

(上海飛機客戶服務有限公司 運行支持部，上海 200241)

0 引言

結構健康監測(SHM)是近年來出現在飛機結構維修上的新理念、新技術之一，是利用集成在結構中的先進傳感器網絡，在線、實時地獲取與結構健康狀況有關的信息(如應力、應變、溫度等)，結合先進的信息處理方法和建模方法，提取結構特征參數，識別結構的完好程度和故障信息，實時感知結構健康狀態，如外部撞擊和內部損傷等，從而實現對結構完好狀態評估的一種技術系統[1-3]。因此波音、空客等全球領先的民機主制造商都非常重視這項技術的研究和應用，也是我國發展大型客機迫切需要的創新技術之一。

波音在飛機結構健康監測方面開展了大量探索性工作[4-6]，針對不同的結構特點和熱點區域損傷類型，研究發展了多種損傷監測的技術手段，包括基于Lamb波的壓電(PZT，lead zirconate titanate)傳感技術、基于光纖應力應變分析的損傷監測技術、聲發射(AE，acoustic emission)監測技術和比較真空(CVM，comparative vacuum monitoring)監測技術等，構建了飛行器結構健康監測的基本體系結構，探索了在多個機型上采用結構健康監測技術對結構的微裂紋及載荷進行監測，取得了豐富的研究成果，技術水平處于行業領先地位。波音于2016年6月發布服務通告允許將CVM傳感技術作為結構健康監測的常規手段，作為737NG飛機中央翼盒前梁剪切配件裂紋的備選監測方法。在波音777上應用光纖布拉格光柵(FBG，fiber bragg grating)傳感器技術跟蹤溫度、應力和應變等物理量變化的實驗中取得了顯著成果，并在波音787機身結構內部采用光纖監測技術，減輕了飛機的拆卸及功能測試負擔。

空客公司在結構健康監測方面也開展了多年的研究[5-8]，希望把結構健康監測技術發展為同時可以監測飛機關鍵結構缺陷、損傷、應力等的綜合健康狀態監測手段，以作為無損檢測技術的有效補充，并逐步替代飛機的定期維護。為了應用基于壓電傳感的結構健康監測技術對碳纖維復合材料沖擊損傷進行監測，空客開展了數年的研究和試驗工作并以A350客機為載體進行了飛行測試。為A350和A380開發了尾部撞擊提示系統，該系統安裝了兩套裂紋傳感器，監測起飛時飛機尾部是否與地面發生接觸。另外一個例子是空客為A400M提供了一項可供選裝的全壽命監測系統，該系統利用應變片測量并記錄飛機結構載荷，包括過載和硬著陸。空客研究了常用的結構健康監測技術，并統計了不同損傷和缺陷可以應用的技術，形成了結構健康監測技術“工具箱”。

從波音和空客的SHM研究規劃來看，都是先實現飛機結構地面試驗過程中的監測，實現載荷、關鍵構件或連接部位區域損傷、腐蝕監測技術的熟化和信心建立，作為無損檢測的補充；再進一步發展為在役飛機的在線監測，持續推進視情維護。

飛機結構健康監測系統對于主制造商和航空公司來說，此項技術的實際應用，有助于其實時掌握飛機結構損傷數據信息，從而提高飛機運營的安全性和經濟性，減少甚至避免因結構損傷而造成的飛機重大事故的發生概率。

目前我國民用飛機研制剛剛起步，民機結構健康監測系統的體系架構還沒有建立。因此需要通過開展飛機結構健康監測系統軟件設計技術研究，形成合理可行的規范化的系統架構，從而為后續業務應用系統研制奠定基礎。

1 飛機SHM系統的要求

理想的飛機SHM系統應該能夠準確地早期發現裂紋的萌生或損傷的出現，能夠確定損傷的位置和損傷程度，能夠評估結構的安全性，預報受損結構的剩余壽命。對工程應用的SHM系統的要求是SHM系統在全壽命期內的所有使用條件下都能保證系統的可靠性、耐久性和可維護性外， 還要求SHM系統新的監測能力必須和適航規章兼容。具體的要求可表述為：

1)系統應具有結構損傷實時監測功能，具有損傷趨勢推理分析及預測的功能，可以對監測的數據進行篩選、識別和推理；2)系統應具有智能診斷功能，損傷特征信號傳送到損傷診斷知識庫，可實現自動診斷和針對不同類型損傷的評定功能；3)系統應具有維護決策功能。

為了確保飛機結構的完整性，一般來說，對金屬結構需要監測的損傷類型是：

1)裂紋萌生(位置和大小);

2)裂紋擴展(位置和尺寸);

3)意外損傷(位置和強度);

4)腐蝕(位置和嚴重程度);

5)載荷/應變分布(位置和強度)。

對復合材料結構需要監測的損傷類型是：

1)沖擊(位置和沖擊力或沖擊能量);

2)層板的分層(位置和尺寸);

3)共固化/共膠接元件和夾層結構芯子/面板的脫粘(位置和尺寸);

4)夾層結構的水浸入(位置和強度);

5)載荷/應變分布(位置和強度)。

為推動飛機結構健康監測技術的發展與應用，SAE成立的國際航空工業SHM指導委員會(AISC-SHM,aerospace industry steering committee on structural health)截至目前已發布3項[9-11]，涉及了固定翼和旋翼飛機結構健康監測實施、損傷檢測能力評估分析、適航要求。

ARP6461提供了固定翼飛機結構健康監測實施指南，適用于SHM的定義、開發和認證。

AIR6892提供了旋翼飛機SHM技術的定義、開發、集成、認證和部署方面的指導。重點解決旋翼飛機上實施SHM的獨特性，沒有重復ARP6461中的通用部分。

ARP6821提供了結構健康監測系統損傷檢測能力評估指南。本指南將給出了量化評價方法，評價SHM系統的能力。

AIR6245給出了軍方和工業方關于SHM的要求與難點，幫助SHM系統開發人員理解軍方發布的大量適航規章、要求和標準。

2 飛機SHM 的主要參數分析

2.1 載荷/環境譜監測

載荷/環境譜(包括意外沖擊載荷)監測的目的是檢查飛機是否在設計的包線內飛行，主要監測參數是：

1)基于飛行參數的載荷平衡監測;

2)基于傳感器的載荷和應力平衡監測;

3)結構關鍵點溫度/濕度監測，并與設計許用值比較，記錄并評估可能產生的影響。

2.2 關鍵部位應變場監測

應變場監測的目的是檢查結構的應變是否在設計許用值之內和基于應變場的載荷反演，主要監測參數是：

1)關鍵部位應變場是否在設計許用值之內，特別關注指定的應變監控點的應變，如果某個部位的應變出現突變狀況，記錄并對事件進行離線確認和提煉，根據應變突變事件的類型和程度，評定可能產生的影響。

2)如果預判可能產生裂紋，進行離線確認，若已出現裂紋，評定裂紋的影響，根據評定結論制訂裂紋擴展跟蹤監測方案。

3)如果預判可能未出現裂紋，修正預判準則，并對該監控點的應變繼續跟蹤監測。

2.3 關鍵部位損傷監測

1)關鍵部位損傷監測的目的是保證不同類型結構的完整性，對按安全壽命設計的結構，如起落架，由于在結構壽命期內不允許出現可能導致結構破壞的裂紋，因此選擇適合起落架材料的裂紋監測方法。

2)對于破損安全結構，允許出現裂紋，但大多為隱藏裂紋，根據監測部位選擇合適的監測方法。

3)對于損傷容限結構，監測裂紋的起始和擴展，根據監測部位選擇合適的監測方法。

4)金屬腐蝕監測策略主要側重于剛開始腐蝕的早期檢測，監測參數包括腐蝕點位置、腐蝕坑深度和面積比率、腐蝕總面積比率等。

5)離散源損傷，民機主要是鳥撞和跑道碎石沖擊，對于金屬結構一般目視可檢。

6)目前復材結構主要監測整體結構關鍵部位的脫粘/分層，機械連接部位的擠壓分層等。

7)復合材料及其夾層結構意外損傷主要是低能沖擊損傷，主要監測參數為沖擊位置、沖擊能量或荷載大小、損傷尺寸等。

2.4 結構健康監測傳感器的選取

傳感器是飛機結構健康監測技術的數據來源，其性能和分布形式等將直接影響結構健康監測技術的應用效果。由于沒有一種傳感器可以兼顧到所有的飛機結構損傷類型，某種類型的傳感器只能感應特定的損傷類型，因此要首先了解不同類型損傷的典型特征和損傷機理，選擇最適于檢測這類損傷的傳感器。表1給出目前可應用的各類傳感技術的功能，其中FBG、PZT、CVM和AE等傳感技術發展較為成熟，已從實驗室演示驗證走向結構地面試驗驗證和飛行狀態下的測試。傳感器的選擇可以根據其監測的損傷類型以及監測部位確定。

表1 各傳感器技術的功能表

3 飛機結構健康監測系統總體構架

飛機結構健康監測系統的應用目標是對現役飛機實時地獲取與結構健康有關的信息，診斷和預判飛機的健康狀態，進行風險評估，確定后續的維修計劃[12-13]，以保證飛機結構的完整性和飛行安全。其運行模式有兩種：一是在線監測，二是離線檢測。

要使飛機結構健康監測系統要達到上述應用目標，所涉及的數據包括：

1)飛機結構信息(包括部件區域劃分，框、肋站位信息)，需要監測的關鍵部位的元件、或部件的結構形式、幾何尺寸(或CAD模型)、所用材料、載荷、應力設計許用值等數據；

2)飛機結構強度試驗數據(包括材料、元件、組件、部件的靜力、動力、耐久性/損傷容限等)；

3)監測點布置信息：包含3個方面，一是監測點在飛機結構上的位置信息，二是測量類型信息，如載荷、應變、以及測量數據的分類信息，三是該點測量數據的閾值；

4)傳感器信息：傳感器型號、功能、性能等參數，具體的參數設置要能滿足監測點傳感器選擇和數據處理的要求；

5)監測數據：載荷、應變、損傷。除了測量數據本身應設置的屬性外，可以通過測量點關聯變量建立與測量點布置信息的關系。

基于上述飛機結構損傷或缺陷監測對象、監測參數和數據需求，設計了民機結構健康監測系統的總體構架，如圖1所示，可以看出，飛機結構健康監測系統主要由結構健康實時監測子系統、結構損傷維修支持子系統和結構健康分析子系統三部分組成。當飛機在空中飛行時，健康監測系統主要通過機載的結構健康監測系統對飛機結構進行實時在線監測，并通過ACARS系統將重要的結構信息發送到地面。地面系統監測系統則主要負責對這些數據信息的收集處理、結構損傷分析評估、健康狀態分析工作，幫助航空公司實時掌握飛機結構的完整性信息。

3.1 結構健康實時監測子系統

結構健康實時監測子系統的數據信息收集與處理整個民機結構健康監測系統運行的關鍵和基礎，主要包括ACARS報文解碼器、信息收集以及信息處理3個模塊。系統需要實時接收空地鏈路下傳的報文，并根據報文具體格式定義進行解碼，然后將解碼后的數據存儲在數據庫中，報文源文件則保存在文檔服務器中。在報文解碼完成的同時，系統自動將解碼報文發送給需要的模塊或系統進行后續處理。

ACARS報文解碼器模塊主要實現ACARS報文的解碼功能，報文接收者在收到報文后，要首先對報文進行解碼才能讀取報文中的相關信息。接收飛機飛行中經ACARS鏈路數據等實時下傳的數據，一方面實時解析和存儲，另一方面傳輸至系統各業務模塊調用。同時，該模塊還通過ACARS鏈路實現對命令的配置和編碼上傳。

信息收集模塊主要實現對所接收到的信息按照預先設定的類別進行分類收集和存儲，包括結構實時受力信息、結構實時載荷信息、結構實時損傷信息等。

信息處理模塊主要實現對所搜集到的不同類別的信息進行處理，主要處理方式包括結構信息的過濾與郵件分發、結構狀態/損傷的分級報警、MEL/CDL/SRM手冊關聯、結構損傷信息的歸類存儲。

3.2 結構損傷維修支持子系統

結構損傷維修支持子系統主要包括結構損傷/修理評估模塊、維修決策支持模塊、維修案例管理模塊組成。子系統內部工作流程如下：

1)根據結構健康實時監測子系統輸入的結構損傷信息自動調用帶損傷結構建模模塊進行損傷結構建模。

2)系統自動調用結構完整性分析模塊對帶損傷結構模型進行結構完整性評估。

3)若帶損傷結構滿足結構完整性要求，則得出不修理的結論，直接轉到第10步。

4)若帶損傷結構不滿足結構完整性要求，則進行修理方案設計。

5)調用結構修理方案支持模塊和維修案例管理模塊進行輔助修理方案設計。

6)系統自動調用修理后結構建模模塊，根據上一步設計得到的修理方案，進行修理后結構建模。

7)系統自動調用結構完整性分析模塊對修理后結構模型進行結構完整性評估。

8)若修理后結構不滿足結構完整性要求，則回到第5步重新設計維修方案，直至修理后結構可通過結構完整性評估。

9)若帶修理后結構滿足結構完整性要求，則結束維修方案設計。

10)生成結構損傷的維修預案及維修方案實施后的新案例的編輯入庫。

3.2.1 結構損傷維修支持模塊

結構損傷/修理評估模塊內部功能架構如圖2所示，該模塊具備3個功能：帶損傷結構建模、修理后結構建模、結構完整性分析，后續可拓展到其他結構分析功能，如疲勞、動力學分析、適航性評估分析等，為結構修理決策提供依據。該模塊內部工作流程說明如下：

1)從系統的損傷信息收集與管理模塊得到損傷信息。

2)若該損傷信息的狀態為未處理，則自動建立修理項目。

3)修理項目的定義包括損傷部件及其分析區域的自動選擇、損傷單元的定義。損傷單元的定義包括損傷位置的確定、損傷單元有限單元集合的確定、損傷類型和損傷參數的定義。

4)建立修理前損傷部件的有限元模型，同時支持調用結構維修方案設計模塊進行維修方案設計，進而建立修理后損傷部件的有限元模型。

5)進行有限元模型分析計算，讀取計算結果，判斷結構是否失效。

圖2 結構損傷/修理評估模塊功能架構

3.2.2 結構修理方案設計模塊

結構修理方案設計模塊用于針對不同的損傷類型篩選出合適的修理類型，建立各種修理類型的程序模型，修理類型及其對應修理參數的定義，修理類型及其對應修理參數的輸出。結構修理方案設計模塊功能架構如圖3所示。

圖3 結構修理方案設計模塊功能架構

1)修理類型集合存儲各種損傷類型對應的修理類型/工藝。如：針對機身蒙皮的裂紋，則對應修理類型/工藝為裂孔法、止裂加強法等；

2)系統根據輸入的損傷信息自動檢索損傷修理類型，選定具體的修理類型；

3)根據選定的修理類型，建立相應的程序模型，并進一步定義具體的修理參數，完成結構修理方案的定義。如：采用止裂加強法修理機身蒙皮裂紋時，須定義補片的材料、外形尺寸、鉚釘排列及間距等具體的維修參數；

4)存儲并輸出以上分析所得的損傷類型及修理方案的具體參數。

3.2.3 維修案例管理模塊

維修案例管理模塊用于存儲飛機結構維修案例，維修案例來源于統計所得的各航空維修單位的飛機結構維修記錄，包括損傷信息、維修方案、維修效果等內容。維修案例管理模塊功能架構如圖4所示。

圖4 維修案例管理模塊功能架構

維修案例數據庫的內容可被調用，主要用于對相似結構損傷修理進行維修方案輔助設計；與此同時，系統生成的結構維修方案也可在得到航空公司的良好回饋后，亦可添加到維修案例數據庫中，以充實案例。也可根據回饋對現有案例進行修改、保留或刪除，以擴充維修案例的適用范圍。該模塊主要功能：

1)將新的結構損傷表達為新的維修案例即創建新維修案例；

2)根據損傷信息計算相似度，根據相似度查詢/檢索飛機結構維修案例庫，輸出材料類型相同、損傷類型相同、損傷部位類似、損傷結構相似的具有較高相似度的維修案例并參考相似度較高的現有維修案例輔助損傷維修方案的制定；

3)根據獲取的維修案例可對現有案例進行編輯，如修改、保留或刪除，以擴充維修案例的適用范圍。

3.3 健康分析

結構健康分析主要包括飛行數據譯碼模塊、單機結構健康狀態分析模塊以及機隊結構健康狀態分析模塊。

飛行數據譯碼模塊主要實現對飛機記錄器數據文件進行數據譯碼的功能。飛機的數據記錄器主要包括QAR、DAR、SAR和DFDR。這些數據只有是飛機在空中實時記錄的。在飛機落地后，地面維護人員通過無線網絡、讀卡器或者維護筆記本將其中的數據下載到本地。

單機結構健康狀態分析模塊主要實現單機結構數據的自動分析、結構意外損傷事件分析、結構狀態參數趨勢、結構參數超限分析、結構參數分級預警等功能，其具有靈活的可編程性。

機隊結構健康狀態分析模塊則主要實現通過統計所有飛機的結構健康狀態數據，對全機隊結構健康狀態進行統計分析，并采用圖表和報表的形式形成專門的結構健康監測報告。同時，也具有很強的可編程性，可以根據研究需要不斷添加新的功能。

4 原型系統測試驗證

基于上述SHM系統架構設計方案，開發了具備基本功能的原型系統，用于驗證系統總體架構設計的合理性和可行性。原型系統在功能方面主要實現了飛機ACARS報文數據解碼、實時信息收集以及信息處理、結構損傷/修理評估、結構修理方案設計、維修案例管理、單機結構健康狀態分析等功能的演示驗證。

為對原型系統進行驗證，從航空公司收集了若干航線真實ACARS報文數據和上海交大復合材料結構沖擊損傷監測試驗數據，作為驅動原型系統演示運行的源數據。驗證了系統對源數據進行數據解碼處理，并利用復材結構沖擊損傷監測試驗數據的驅動結構損傷/修理評估、結構修理方案設計等各個子系統功能和相關演示功能模塊的調用。試驗驗證顯示，原型系統能夠正確接收并解碼飛機數據、處理結構損傷監測試驗數據，迅速判斷該結構損傷是否需要進行修理，對損傷結構進行靜強度評估，如需要修理，則輔助生成修理方案，驗證了系統的業務流程和架構設計。表明了上述民用飛機結構健康監測系統總體架構設計的合理性和可行性。

5 結束語

本文首先介紹了民機結構健康監測技術國際研究現狀，論述了民機結構健康監測系統需要監測的金屬結構和復合材料結構損傷載荷、部位、損傷類型，以及理想SHM系統的要求。給出了民用飛機結構健康監測系統設計方法，即首先要根據結構健康監測對象和應用場景，明確損傷或缺陷監測需求和參數；再根據需求選擇最適于檢測這類損傷的傳感器監測方法；最后提出有針對性的監測技術數據處理和系統功能設計。在此基礎上，給出了民機結構健康監測系統的總體架構，開發了具備基本功能的SHM原型系統，實現了SHM系統的基本目標需求。

通過系統測試驗證，從而表明了本文提出的民機結構健康監測系統架構設計、功能分配的可行性和合理性，形成的相關技術成果可為我國民機結構健康監測技術應用系統研制提供參考。發展定量化和高可靠性的結構健康監測技術，從離線監測到在線實時監測，從實驗室功能驗證到實際飛行環境的驗證，建立集先進傳感技術、診斷與預測為一體的實時化、集成化、智能化的民機結構健康監測系統，是我國民機結構健康監測技術研究的共同目標。