某型飛機疲勞試驗過(guò)程中的聲發(fā)射監測技術(shù)研究

某型飛機疲勞試驗過(guò)程中的聲發(fā)射監測技術(shù)研究--起落架收放控制試驗過(guò)程中的聲發(fā)射監測

摘 要：起落架收放控制系統試驗是某型飛機全機疲勞試驗的一部分，需要聲發(fā)射（AE）監測的區域包括主起落架和前起落架的上位鎖和作動(dòng)筒接耳、主起落架下位鎖等關(guān)鍵部位。針對試驗過(guò)程的強沖擊和噪聲干擾，利用聲發(fā)射信號參數的趨勢分析和相關(guān)分析方法，實(shí)現了對于多目標、動(dòng)態(tài)對象的實(shí)時(shí)監測并成功地監測出作動(dòng)筒泄漏和鉸鏈磨損等故障。所用方法分析速度快、實(shí)時(shí)性好，可供后續疲勞試驗過(guò)程中聲發(fā)射監測技術(shù)借鑒。
關(guān)鍵詞：飛機；疲勞試驗；疲勞裂紋；聲發(fā)射（AE）；趨勢分析
0 前言
某型飛機是空軍的第三代主戰飛機。該機全機疲勞試驗及在試驗過(guò)程中的無(wú)損檢測，其主要目的旨在掌握關(guān)鍵結構件（特別是一些不可接近的結構件）的疲勞損傷和疲勞裂紋擴展規律，可為此類(lèi)飛機疲勞定壽、確定修理周期、其未來(lái)改進(jìn)型（B型）疲勞細節設計改進(jìn)提供重要依據，因此，該項試驗、研究有特別重大意義。
起落架收放控制系統疲勞試驗是該機全機疲勞試驗的一部分，主要目的是為了確定在收放過(guò)程中起落架附屬零部件（例如主起落架上位鎖、下位鎖和作動(dòng)筒支座和接耳等）的疲勞壽命和疲勞損傷狀況。為保證在試驗過(guò)程中不發(fā)生起落架附屬零部件的突然失效，以獲得有用的疲勞損傷數據，利用AE技術(shù)對試驗過(guò)程進(jìn)行實(shí)時(shí)跟蹤監測。過(guò)去的起落架疲勞試驗AE監測都是單獨對起落架本身進(jìn)行，即起落架僅作為一個(gè)獨立部件，它并未安裝在飛機上[1]。而本文所述試驗的起落架是安裝在飛機上，作為飛機的一個(gè)部件來(lái)進(jìn)行的，它能更真實(shí)、客觀(guān)地反映起落架的損傷過(guò)程，其AE監測也具有更大的難度。起落架AE監測特點(diǎn)是要同時(shí)監測多個(gè)目標對象，而且目標對象是運動(dòng)的零部件，這給實(shí)時(shí)監測帶來(lái)很大困難。
1 監測的原則和策略
在試驗過(guò)程中需要利用聲發(fā)射監測的部位很多，信號采集和處理的工作量太大，因此，對監測點(diǎn)進(jìn)行優(yōu)化、確定關(guān)鍵監測部位至關(guān)重要，這樣可以保證監測工作的順利進(jìn)行。另一必須考慮的重要問(wèn)題采用合適的信號處理方式。由于疲勞試驗是連續進(jìn)行而且試驗過(guò)程中噪聲干擾特別嚴重，試驗中的數據量很大，采用恰當的信號處理方式以便能利用AE技術(shù)獲取同疲勞損傷、疲勞裂紋有關(guān)的信息就顯得特別重要。雖然在一定的條件下，波形分析（包括模態(tài)聲發(fā)射技術(shù)）能有效識別疲勞裂紋和噪聲干擾信號，考慮到監測工作的實(shí)時(shí)性和數據處理工作的時(shí)效性，僅在認為十分有必要時(shí)才會(huì )在局部范圍采用這種方法。
判斷是否有損傷發(fā)生是基于如下原則：由監測儀器系統和模擬加載系統構成一個(gè)完整的飛機起落架附屬零部件疲勞試驗監測系統，針對穩定運轉的加載系統和監測儀器系統而言，如果某一個(gè)監測目標對象的信號發(fā)生明顯的變化，說(shuō)明該目標對象所在的一定區域內的穩定環(huán)境可能發(fā)生變化，也就是說(shuō)可能發(fā)生了損傷。當該種情況發(fā)生時(shí)，再輔之以其它方法（例如，幅度分布、相關(guān)分析等）進(jìn)行分析和驗證，并用其它的無(wú)損檢測方法進(jìn)行詳細檢測來(lái)進(jìn)一步驗證。
AE信號的處理和分析，涉及多種方法[2-5]。為適應實(shí)時(shí)監測、目標對象多、信號數據量大和多采用諧振式傳感器（對源波形的畸變較大）等特點(diǎn)，選擇經(jīng)典的聲發(fā)射信號特征參數分析方法，該方法簡(jiǎn)單、直觀(guān)、分析速度快、實(shí)時(shí)性好、適宜于工程監測。通過(guò)對特定參數（撞擊次數Hits）隨起落架收放次數的變化，進(jìn)行趨勢分析[2]，來(lái)判斷相關(guān)區域的狀態(tài)變化。趨勢分析技術(shù)能夠成功應用的一個(gè)先決條件是所用的聲發(fā)射儀器應當具有低噪聲、高穩定性、足夠寬的動(dòng)態(tài)范圍和很高的數據傳輸率。
2 監測對象、儀器設置和傳感器安裝
共有11個(gè)目標對象需要進(jìn)行實(shí)時(shí)監測，它們是左、右主起落架和前起落架的上位鎖（3個(gè)），左右主起落架的下位鎖（2個(gè)），左、右主起落架和前起落架作動(dòng)筒兩端的接耳（與起落架的接耳3個(gè)，與機體的接耳3個(gè)），它們都是起落架收放試驗中需要關(guān)注的關(guān)鍵部位。圖1和圖2分別是右主起落架的上位鎖和左主起落架作動(dòng)筒與起落架的接耳。

圖1 右主起落架上位鎖 圖2 左主起落架作動(dòng)筒接耳
監測儀器是經(jīng)升級的PAC公司全數字式聲發(fā)射系統MISTRAS 2001，后又換用PAC公司的全數字式20通道DiSP聲發(fā)射系統，傳感器是諧振式R15型，配以增益為40dB的1801A型前置放大器，1MHz采樣率，門(mén)檻值設為40dB。
為保證實(shí)時(shí)監測的順利實(shí)施，必須把傳感器安裝、固定在靠近目標對象的適當位置。由于可操作空間有限（見(jiàn)圖1、2），且在疲勞試驗過(guò)程中存在強烈的振動(dòng)，根據以前的經(jīng)驗，采用704硅橡膠作為耦合劑把傳感器粘結在目標對象上，該耦合劑能提供十分良好的聲傳遞功能（即聲波衰減?。?，粘結能力強，在疲勞試驗過(guò)程中不會(huì )導致傳感器跌落或者產(chǎn)生與粘結面的剝離，同時(shí)在需要時(shí)，可以較方便地取走傳感器且又不至于破壞它。需要注意之點(diǎn)是要固定好前置放大器和連接信號線(xiàn)，以免與運動(dòng)過(guò)程中的零部件發(fā)生干擾，引起不必要的損壞并影響正常監測。
3 結果和討論
共進(jìn)行了7500個(gè)循環(huán)的起落架收放試驗（每個(gè)循環(huán)約為45s），每做500循環(huán)進(jìn)行一次常規無(wú)損監測和檢修。前1000循環(huán)進(jìn)行試做和監測儀器調整，實(shí)際監測和采集數據從1260循環(huán)開(kāi)始?？紤]到下列因素：a、疲勞損傷有一個(gè)發(fā)展過(guò)程，損傷產(chǎn)生后一般不會(huì )在很少幾個(gè)循環(huán)內突然消失；b、聲發(fā)射傳感器很敏感，目標對象的狀態(tài)變化會(huì )引起采集信號的明顯變化；c、信號數據量雖然很大，但如果目標對象的局部區域沒(méi)有狀態(tài)的突然變化，采集、處理的都是重復性的數據，沒(méi)有必要全部采集和處理。因此在實(shí)時(shí)監測時(shí)，起落架每收放30-40循環(huán)采集10個(gè)循環(huán)的數據，進(jìn)行處理和分析。圖3和4說(shuō)明在正常狀態(tài)下，接收到的聲發(fā)射信號具有很強的規律性，其變化幅度在合理的范圍之內，這也正是能利用趨勢分析對系統狀態(tài)進(jìn)行初步判斷的根據。
數據的趨勢分析是這樣進(jìn)行的：每次采集數據時(shí)，首先粗略地根據各目標對象撞擊次數（AE hits）的相對量是否有較大的變化（各目標對象的撞擊次數差別較大，但其相對的差別量相對穩定），如果發(fā)生變化（見(jiàn)圖5、6），則判別目標對象撞擊次數是否有較大的增加，相對增加量β（=△hits數/hits數）的值超過(guò)30%，就要利用其它方法進(jìn)行詳細的分析，否則就沒(méi)有進(jìn)一步分析的必要。

X軸：時(shí)間/s Y軸：hit數
圖3 主起右上位鎖在起落架收放一個(gè)周期（45s）的聲發(fā)射撞擊數與時(shí)間的關(guān)系圖

圖4 主起左作動(dòng)筒在10個(gè)加載循環(huán)內（1257-1266）的AE撞擊數變化情況x:t/s; y:AE 撞擊數

起落架收放進(jìn)行到4500循環(huán)后，目標對象左主起落架作動(dòng)筒上安裝于接耳處圖2和活塞缸中部處（未示出）的兩個(gè)傳感器的撞擊次數開(kāi)始明顯增大，圖7示出活塞缸中部處傳感器的撞擊次數趨勢圖（a、4500周期之前信號平