飛機結構健康監測策略研究

白生寶,肖迎春,劉國強,黃 博

(中國飛機強度研究所 強度與結構完整性全國重點實驗室, 西安 710065)

0 引言

飛機結構健康監測(structural health monitoring,SHM)是基于安裝在飛機上的結構狀態感知傳感器網絡,獲取結構健康狀況特征參數信息,通過信息處理、結構分析和實驗驗證,構建表征結構健康狀態的模型和算法,建立健康狀態診斷判據,從而實現飛機結構健康狀態的實時、在線監測和快速診斷[1-5]。結構健康監測技術具有持續性、實時性和在線性的特點,可以在飛機結構設計、制造、試驗和服役全壽命周期中對結構的狀態進行監測和評估,保障新材料的安全擴大應用、提高結構安全性和可靠性、降低使用維護成本[6-7],在飛機全壽命周期具有巨大的應用潛力和效益。結構健康監測技術是無損檢測技術向數字化、智能化發展的創新體現,已成為保證飛機結構的完整性的重要關鍵技術之一。

結構健康監測技術在航空航天領域得到了高度關注和積極推動,通過多年持續、系統的研究,國外提出了完備的飛機結構健康監測技術框架與實施策略,完善了技術標準規范,逐步在型號中進行了應用。相對而言,國內在航空航天領域也廣泛開展了結構健康監測技術研究,但主要集中在原理性研究、實驗室驗證和局部的應用測試階段,尚未構建滿足飛機全狀態結構健康監測技術應用的標準規范、技術框架和實施方法。

本文中在標準規范要求、技術推動和型號需求牽引等3個方面分析的基礎上,提出了現階段我國實施飛機全狀態結構健康監測的總體架構和技術策略,探討了飛機結構健康監測技術未來發展方向。

1 標準規范要求

為保證飛機的安全性和可靠性,自1958年美國開始在軍用飛機設計與維護領域引入飛機結構完整性思想。為此,美國國防部制定了一系列文件,首先于1972年9月正式形成并頒布了軍用飛機結構完整性大綱體系MIL-STD-1530[8-9],隨后不斷完善、修訂和更新,2016年頒布了最新的結構完整性大綱MIL-STD-1530D[10]。在民用飛機方面,美國聯邦航空局(FAA)1978年頒布修正案25-45[11]和咨詢通告AC25.571-1[12],并得到不斷發展和修訂,更新到 AC25.571-1D[13]。我國在軍民機方面也制訂了相應的結構完整性大綱,并不斷修訂和更新,目前形成GJB775A—2012軍用飛機結構完整性大綱[14]和航空器結構持續完整性大綱[15]。大綱中明確結構完整性的定義是“在要求的結構安全性、結構能力、耐久性和可保障性水平下,結構可正常使用以及功能未受削弱時所處的狀態,其內容包含影響飛機安全使用和成本費用的機體強度、剛度、耐久性、損傷容限和功能等”。

飛機結構完整性大綱(aircraft structural integrity program,ASIP)主要包括設計、分析、驗證、管理數據包和使用管理5大任務[9-15]。從飛機結構完整性要求來看,結構完整性大綱關注的核心問題是結構損傷(含腐蝕)和使用壽命[16-19],其控制實施方法如圖1所示。

圖1 飛機結構完整性控制實施方法

隨著航空科學技術的不斷發展,新材料、新場景、新需求的不斷涌現使得飛機結構形式越來越復雜,使用環境也越來越惡劣,這對飛機結構完整性提出了更高的要求,對傳統的結構損傷檢測、壽命監控提出了新的技術挑戰。在結構完整性大綱要求下,航空發達國家針對逐漸成熟的結構健康監測技術,制訂了相關的規范,促進飛機結構在線、持續監測和快速評估能力發展。

飛機結構維修大綱的指導性文件MSG-3由美國航空運輸協會1980年制定的,MSG-3將飛機結構損傷形式分為意外損傷AD(accidental damage,AD)、環境損傷ED(environmental damage,ED)和疲勞損傷FD (fatigue damage,FD)。MSG-3不斷修訂,在2009版MSG-3[20]中首次加入結構健康監測技術相關內容,將結構健康監測SHM作為一種可以考慮的進行意外損傷、環境損傷和疲勞損傷檢測方法。

MSG-3[21]中,根據結構損傷對飛機造成的影響,將結構分為重要結構項目SSI(significant strutureitem,SSI)和一般結構項目。重要結構項目是指對于承受飛行載荷、地面載荷、增壓載荷和操縱載荷具有重要作用的結構細節、結構元件和結構組件,它們的失效可能影響保證飛機安全性所必需的結構完整性。除SSI外的結構項目都是一般結構項目,具體結構分類見表1所示。

表1 飛機結構分類

按照MSG-3的框架和要求,MSG-3 結構分析流程如圖2所示。

圖2 MSG-3 結構分析流程圖

具體如下:

1) 根據飛機的構型,飛機區域劃分及其他相關信息,確定飛機結構項目。

2) 根據對SSI的定義和選擇要求,從飛機結構中確定相應的結構項目為SSI,不滿足SSI定義的結構項目確定為其他結構。

3) 其他結構項目分析,對初始分析來說,主要是參考相似機型相同部位運營維護經驗及其他相關工程及研究經驗。

4) 對于金屬類SSI項目,需要進行AD/ED/腐蝕預防與控制大綱分析(corrosion prevention and control program,CPCP),對于非金屬SSI項目,則需要進行AD/ED分析。

5) 根據主制造商的設計原則確定損傷容限項目和安全壽命項目,SSI項目如果是基于損傷容限理念設計,需要對其進行FD分析,目前的通用做法主要是依據工程設計部門的損傷容限分析結果進行評估,得到FD分析任務。

6) 不屬于損傷容限項目的SSI結構項目都屬于安全壽命項目,直接給出維修或更換任務并列入適航性限制文件。

7) 所有安全壽命項目和經過損傷容限分析的PSE項目都屬于適航限制項目,并作為計劃維修要求和維修審查委員會報告的附錄;其他SSI經疲勞和損傷容限分析形成的任務作為飛機結構的疲勞檢查要求。

8) 由FD分析、金屬結構項目AD/ED/CPCP分析、非金屬結構項目AD/ED分析得出的任務,如果滿足區域候選項選擇標準,則作為區域檢查候選項,不作為區域候選項的任務列入結構修理手冊(structure repair manual,SRM)/維修大綱(maintenance review board report,MRBR)的結構檢查部分;如果區域工作組不接受該區域候選項目,則列入SRM/MRBR的結構檢查部分。

目前飛機現行的SSI定義及劃分程序如下:

步驟1依據ATA(航空運輸協會)劃分,識別飛機結構部段;

步驟2在每個飛機部段中,根據SSI定義確定SSI和其他結構項(組件級)并進行劃分,劃分原則主要考慮結構項的接近方式、載荷狀況、環境條件(選取其中一個)。連接方式-考慮將類似接近方式的結構歸為一個SSI,例如機翼固定前緣結構;載荷狀況-考慮將類似載荷形式的結構歸為一個SSI,例如登機門開口結構;環境條件-考慮將處于類似環境中的結構歸為一個SSI,例如機身長桁結構。

步驟3根據SSI定義確定SSI中的詳細零件級,去除組件級SSI中所包含的非SSI零件。

2 國外飛機結構健康監測技術發展

結構健康監測技術的出現,給飛機結構完整性控制體系注入了新的技術實現手段,從而在航空領域成為研究的熱點。國外先進國家航空領域研究機構在飛機結構完整性大綱和相關標準規范的要求下,紛紛開展了結構健康監測技術研究。

2.1 美國結構健康監測技術發展情況

美國國防部在多個研究計劃中提出結構健康與管理技術,將作為F-35飛機創新技術之一,進行深入研究和應用驗證,用于提高F-35飛機結構完整性[29-31]。F-35飛機結構健康監測與管理系統架構[31]如圖3所示。F-35飛機結構健康監測與管理(structural prognostics and health management,SPHM)應用目標是:在保證安全的前提下盡可能降低維護費用;在達到維護要求前提下減少預定的檢查頻次;完成達到要求的維護花費最少;單機跟蹤;完全的自動化;為結構壽命預測提供數據支撐;SPHM傳感器數量最小化;SPHM成為飛機預測與健康管理有機組成部分;預留新技術引入接口。

圖3 F-35飛機健康管理系統結構圖

F-35飛機結構健康監測與管理由3大單元組成,即載荷/環境譜測量(loads/environment spectra survey,L/ESS)、單機跟蹤(individual aircraft tracking,IAT)和事件監測(conditional event reporting and analysis,CERA)。其中,載荷/環境譜測量單元主要監測飛機實際使用情況,比較實際使用情況和設計包線,產生更新的使用包線載荷和環境譜,如圖4所示,采用應變片監測609框接頭載荷[32];單機跟蹤單元通過載荷和環境譜監測計算飛機結構的機動載荷、著陸載荷、滑跑、起飛和其他地面操作載荷,確定應力狀態,最后進行耐久性損傷容限計算,確定裂紋萌生和裂紋擴展時間,計算關鍵部位疲勞壽命消耗和剩余壽命評估,編制維護和操作計劃,如圖5、圖6所示,采用聲阻抗傳感器監測結構腐蝕情況[32];事件監測單元主要是監測和報告嚴重過載或重要事件,分析并進行檢查、驗證,判斷事件是否造成安全威脅,進而需要進行針對性維護。

圖4 用于載荷/環境譜測量的典型應變片安裝示意圖

圖5 用于單機跟蹤的腐蝕監測傳感器安裝示意圖

圖6 腐蝕監測結果

美國空軍研究實驗室(air force research laboratory,AFRL)針對F22飛機提出了視情維護+結構完整性的健康管理方法,如圖7所示[33],重點圍繞飛機服役階段的結構完整性控制,增加結構健康監測,以實現視情維護。從傳統的定期維護檢查向視情維護觀念轉變,減少后勤支援范圍和使用者的成本、增加飛機可用性和執行任務能力,從而實現從反應/預防性維護轉變為可預測/智能性維護。結構健康監測作為一項關鍵技術,用于支撐結構狀態感知和使用評估,圖8為飛機結構健康監測技術典型實施架構[34],通過監測傳感器獲取結構載荷、損傷等關鍵信息,通過傳感器信號處理,結合結構物理分析模型和歷史經驗與知識,對結構健康狀態進行診斷、評估。

圖7 F22飛機視情維護+結構完整性的健康管理框架

F-22飛機采用的結構健康監測方法和技術策略[34]如表2所示。

表2 F22飛機結構健康監測技術策略

美國波音公司將結構健康監測定義為一種結構狀態評估系統,是實現飛機系統智能化的第一步,目的是通過飛行參數和傳感技術,監測飛機結構載荷和識別結構損傷,通過去除安全冗余,實現結構減重與部件延壽;通過基于狀態維護,減少飛機服役中由于定期結構檢查所帶來的停機時間。監測項目主要包括飛機主結構疲勞損傷、環境損傷和偶然損傷,如圖9所示。

波音公司采用的結構健康監測方法主要有聲發射、導波、光纖光柵、比較真空度CVM(comparative vacuum monitoring,CVM)等。B787飛機采用導波和光纖光柵實時監測飛機結構的健康狀態,B737飛機無損檢測手冊中已將技術成熟度較高的CVM納入,輔助進行機翼前緣處的裂紋實時監測,CVM監測區域及CVM系統組成如圖10所示[35]。

圖9 波音公司飛機結構損傷監測技術框架圖

圖10 B737飛機CVM監測區域及CVM系統

2.2 歐盟結構健康監測技術

歐盟在其多個框架計劃下,支持發展飛機結構健康監測,其發展目標是:使用最好、最先進的傳感器技術,并通過一體化設計使其成為飛機結構的一個組成部分,在飛機結構上實施健康監測技術,大大降低維修費用,增強飛機可用性,并實現一定程度的結構減重。同時,在能夠滿足預期節約成本的前提下,探索研究能夠革新結構件設計的監測技術[36]。

在框架計劃下,多年來空客公司開展結構健康監測技術研究,其發展歷程如圖11所示。目前空客公司已形成如圖12所示的總體框架?？湛凸窘Y構健康監測技術發展目標是通過提高感知能力,確保系統/機隊壽命周期內的結構完整性。近期目標是實現數字基礎設施支持結構完整性管理,運行監測和損傷監測的融合,提高機身結構感知能力,通過綜合感知能力,提升機器學習的損傷診斷和預測能力。

圖11 空客公司結構健康監測發展歷程

空客公司采用的監測方法主要有光纖光柵、導波、CVM比較真空度、聲發射、微波天線、渦流薄膜等,其在地面試驗及運營環境下進行了相關的技術研究與測試。圖13為結構健康監測技術在A380全機疲勞試驗中的應用[37],主要采用CVM、斷裂絲、聲發射技術等,已形成全機結構全局監測覆蓋。同時,在A350XWB也開展了多種結構健康監測方法的飛行驗證,包括艙門碳纖維機體結構的沖擊實時監測、垂尾平面連接螺釘的拉伸預應力監測、水平安定面的載荷監測等,并把結構健康監測系統安裝于2013年6月首飛的A350飛機上進行飛行測試[38],如圖14所示。

圖12 空客公司飛機結構健康監測總體框架圖

圖13 SHM技術在A380飛機全機地面試驗中的應用

圖14 A350 XWB艙門機體結構沖擊監測

荷蘭宇航院(national aerospace laboratory,NRL)在框架計劃支持下,重點開展了結構監測技術原理研究和實驗室驗證,目前已在全尺寸結構地面試驗中實現應用。F-15復合材料機翼盒段試驗中SHM應用于測試[39],如圖15所示,圖16為監測傳感器布置圖[39],對復合材料機翼監測采用的方法主要有光纖光柵FBG(fiber bragggrating,FBG)、CVM和聲發射AE(acoustic emission,AE),其中FBG和AE監測上蒙皮,CVM監測下蒙皮,應變片測量數據與FBG測量數據進行對比驗證。

布魯塞爾大學針對航空航天結構健康監測技術在線應用場景,提出了一種特殊涂層的FBG傳感器,并對其在線應用的環境適應性、可靠性、耐久性等進行了試驗驗證,對傳感器監測信號質量進行了評估,結果表明該FBG傳感器滿足航空航天領域復合材料的在線健康監測[40]。

圖15 SHM技術在F-16飛機機翼盒段試驗中的應用

圖16 傳感器布局示意圖

3 飛機對結構健康監測技術的需求分析

3.1 飛機結構地面試驗對SHM的需求

飛機結構地面試驗是飛機設計、生產、試驗、試飛和使用的全壽命過程中的重要一環,是發現結構薄弱部位確定結構檢查間隔和壽命判定的重要途徑[41-42]。試驗中的無損檢測是識別結構損傷萌生和擴展的重要手段,貫穿于試驗的全過程[43-44]。

隨著新一代軍用飛機和國產民機MA600、MA700、ARJ21-700、C919和CR929等型號的發展,在飛機型號試驗任務書中均提出要在靜強度、疲勞損傷容限、全機氣候等試驗中開展針對復雜結構、輕量化結構、不可達結構及復雜載荷/環境條件下結構的損傷檢測要求,尤其是保障對SSI、PSE等關鍵結構和損傷敏感結構的損傷檢出和發現能力[45-50]。飛機結構地面試驗中,金屬結構損傷主要以裂紋、斷釘為主,而損傷產生的部位主要有鉚接孔邊、中央翼盒、機翼合頁R區、中央翼與機翼/機身連接部位[51],試驗中的損傷統計情況如圖17所示[51],飛機全機試驗中的常見裂紋如圖18所示[52]。

圖17 飛機全機結構疲勞試驗中的損傷統計

圖18 結構試驗中的裂紋

飛機結構要經過“積木式”試驗驗證,試驗周期長,尤其是全機級疲勞試驗周期時間跨度很大,個別情況下試驗周期長達10年以上。目前試驗中普遍采用常規無損檢測和應變片對結構進行監控,已經不能滿足型號試驗需求,存在損傷不能及時發現、損傷漏檢、試驗效率低、試驗周期長等問題。我國航空領域在涉及結構健康監測的傳感器工程適用性、損傷監測、載荷監測、沖擊監測、監測儀器開發、監測子系統集成以及試驗驗證方面開展了大量原理性、驗證性研究和仿真[53-59],解決了成熟度較高的光纖光柵、壓電、智能涂層等傳感器工程應用基礎問題,建立了航空典型結構損傷識別與診斷算法、復合材料結構沖擊仿真方法、研發了光纖光柵應變監測系統、壓電損傷監測系統和智能涂層裂紋監測系統,開發了面向地面試驗應用的結構健康監測綜合集成軟件系統,相關研究成果也在實驗室和全尺寸飛機結構地面試驗中不斷進行應用測試與驗證。面向飛機結構地面試驗應用場景,迫切需要開展結構健康監測技術深入研究和工程化應用,解決試驗中結構及時監測與快速診斷的技術難題。

3.2 在役飛機對SHM的需求

安全飛行是飛機的最基本要求,也是飛機完整性技術的永恒追求。隨著我國部隊實戰化的深入和現代戰爭對軍用飛機任務出勤率和戰備完好率要求的提高[60],快速反應化、低損化戰備成為了軍用飛機的關鍵技術問題。這也直接導致了飛機使用環境的日趨復雜,對飛機的安全性、可靠性、可用性提出了更高的要求。同時,民用航空領域對高效、經濟的維護保障體系提出了更高的要求[61-62]。

飛機使用環境越來越惡劣,使用強度越來越高,腐蝕和疲勞損傷是在役飛機主要面臨的問題,如何實時監控飛機結構健康狀態(腐蝕、疲勞、載荷),進而進行有效的防護和控制,是保證飛機結構完整性、降低維修保障費用亟需解決的現實問題。

4 飛機結構健康監測架構

4.1 飛機結構損傷及檢測要求

飛機結構由所有承載部件組成,主要包括機翼、機身、尾翼、吊掛、起落架、飛行操縱面和相應的連接件,當一個部件喪失其功能,或者已經從飛機上脫離以后,或者當其損傷明顯或失效明顯時,要保證飛機仍能安全地完成一次飛行。

結構退化/失效原因主要由于3種基本結構損傷(偶然損傷、環境損傷和疲勞損傷)發展演化導致,其造成原因及常見損傷形式如表3所示。

表3 飛機結構損傷

檢測要求和損傷源有關,具體如下:

1) 意外損傷(AD),應力腐蝕和一些其他形式的腐蝕是自然隨機發生的,在飛機服役期間可能在任意時間發生。這種情況下,檢測要求應用于機群中所有飛機。

2) 腐蝕的發生與時間和使用環境密切相關,更多發生于服役期間。這種情況下,使用方和生產商類似的經驗可以用于建立適當的維修任務,對環境類的退化(ED)進行控制。建立維修任務時,非金屬結構的退化,如復合材料必須要納入考慮范圍。適當的檢測級別和頻率應當以現有相關的使用經驗和生產商的建議為基礎。

3) 可探測到尺寸的疲勞裂紋通常不出現在主要機身結構中,除非飛機已經使用了相當一段時間。之后,預定的結構維修可能需要修改。對于許多運輸機結構,具有最高飛行周期的飛機最易產生疲勞裂紋,這類飛機的疲勞裂紋樣本是具有典型代表性的。

4.2 飛機結構健康監測架構

從飛機結構完整性要求來看,結構完整性大綱關注的核心問題是結構損傷和使用壽命情況。在此要求下,以F-35為代表的軍機形成了載荷/環境譜測量、單機跟蹤和基于事件監測的監測架構,其目的也是在直接損傷監測技術能力不足的情況下,進行壽命監測。在民機方面,波音和空客公司在MSG-3分析的基礎上,形成了載荷監測、環境監測和損傷監測的監測架構。

考慮國內目前結構健康監測的技術能力、面向飛機結構地面試驗和在役環境應用場景的監測需求,以MSG-3結構分析為基礎,實施結構健康監測,對現有保障體系進行補充,確保飛機結構完整性。針對具體飛機型號,按照MSG-3邏輯分析方法對結構項目(所有承受載荷的部件,包括機翼、機身、尾翼、發動機吊掛、起落架、飛行操縱面和相關的連接部分)進行分析,確定影響飛機安全性的重要結構項目(SSI)。通過實施飛參測量、應變/載荷監測、實時環境監測、損傷監測,及時準確對飛機結構健康狀態進行診斷,對結構壽命進行預測,如圖19所示。

圖19 飛機結構健康監測總體技術架構

5 飛機結構健康監測策略

通常被定義為SSI的結構項目/元件有:

1) 主要元件間的連接件;

2) 需要潤滑以防止磨損的靜態連接件;

3) 結構疲勞敏感區域,如應力集中區、非連貫性區、預緊力連接件、連接件(對、搭連接)、主要接頭、蒙皮開口區、門和窗的四周區域等;

4) 腐蝕敏感區域,如廁所底部結構、下機身底部結構和承受應力腐蝕的區域;

5) 造成偶然損傷常發區域,如出口或承載門的附近、靠近維修頻繁或腐蝕液體泄漏的區域。

飛機結構健康監測技術能力與監測傳感器/網絡技術能力密切相關,飛機結構健康監測采取的技術策略依賴于監測傳感器的技術發展。目前,現有的傳感器還不能監測所有與結構健康相關的關鍵參量,特定的傳感器感知特定的損傷類型,現有監測傳感器功能如表4所示[63-64]。

根據結構健康監測技術應用場景不同,所采取的技術策略也不相同。主要是考慮監測傳感器及儀器的環境適應性,與監測對象和應用環境的匹配性。

按照圖19飛機結構健康監測架構,考慮目前各類監測傳感器技術成熟度及技術特點,可采用監測策略為:應變/載荷監測-采用光纖光柵監測技術;實時環境監測-采用環境退化和腐蝕監測技術;損傷監測-采用導波監測技術和智能涂層監測技術;針對具體飛機型號和應用成本,可以對表5的實施策略進行適當剪裁。

6 結論

1) 明確了結構健康監測相關的標準規范要求,為結構健康監測技術/系統研究、開發、驗證及認證提供了指導。

2) 分析了國外結構健康監測總體架構、實施策略和應用情況,可為我國結構健康監測技術的創新發展提供借鑒。

3) 面向結構地面試驗和服役環境2大應用場景,明確了飛機對結構健康監測的工程應用需求。

4) 構建了飛機全機綜合結構健康監測應用總體架構,提出了可供剪裁的結構健康監測工程應用技術實施策略。飛機對結構健康監測技術需求迫切,但真正實現健康監測技術在型號中的工程應用,發揮技術應用效益,還需從以下幾方面開展大量深入、系統的研究:① 研究制訂面向我國航空領域的結構健康監測技術標準規范體系,包括頂層架構、指南、設計要求類、方法類和操作類等。② 在原理研究、實驗室驗證的基礎上,進一步開展在役/服役環境下監測傳感器和系統的可靠性、適用性、適航符合性等考核驗證。③ 面向真實應用環境和要求,升級國產結構健康監測原理系統,形成小型化/低功耗/高可靠性的系統軟硬件,實現SHM系統自主可控和工程應用。④ 在現有基礎上,根據單項技術/子系統技術成熟度,分級發展,面向目標應用場景,采用應用加研究相結合方式,在應用中發現問題,針對應用問題,開展技術攻關,快速提升技術成熟度。⑤ 以物理模型為基礎,加強先進數字工具(大數據分析、機器學習等)在結構健康監測數據處理、監測結果診斷、健康評估中的應用,形成物理和數據雙驅動的監測、診斷和評估方法,推動結構健康監測向數字化、智能化發展。