某型飞机疲劳试验过程中的声发射监测技术研究

某型飞机疲劳试验过程中的声发射监测技术研究--起落架收放控制试验过程中的声发射监测

摘要：起落架收放控制系统试验是某型飞机全机疲劳试验的一部分，需要声发射（AE）监测的区域包括主起落架和前起落架的上位锁和作动筒接耳、主起落架下位锁等关键部位。针对试验过程的强冲击和噪声干扰，利用声发射信号参数的趋势分析和相关分析方法，实现了对于多目标、动态对象的实时监测并成功地监测出作动筒泄漏和铰链磨损等故障。所用方法分析速度快、实时性好，可供后续疲劳试验过程中声发射监测技术借鉴。
关键词：飞机；疲劳试验；疲劳裂纹；声发射（AE）；趋势分析
0 前言
某型飞机是空军的第三代主战飞机。该机全机疲劳试验及在试验过程中的无损检测，其主要目的旨在掌握关键结构件（特别是一些不可接近的结构件）的疲劳损伤和疲劳裂纹扩展规律，可为此类飞机疲劳定寿、确定修理周期、其未来改进型（B型）疲劳细节设计改进提供重要依据，因此，该项试验、研究有特别重大意义。
起落架收放控制系统疲劳试验是该机全机疲劳试验的一部分，主要目的是为了确定在收放过程中起落架附属零部件（例如主起落架上位锁、下位锁和作动筒支座和接耳等）的疲劳寿命和疲劳损伤状况。为保证在试验过程中不发生起落架附属零部件的突然失效，以获得有用的疲劳损伤数据，利用AE技术对试验过程进行实时跟踪监测。过去的起落架疲劳试验AE监测都是单独对起落架本身进行，即起落架仅作为一个独立部件，它并未安装在飞机上[1]。而本文所述试验的起落架是安装在飞机上，作为飞机的一个部件来进行的，它能更真实、客观地反映起落架的损伤过程，其AE监测也具有更大的难度。起落架AE监测特点是要同时监测多个目标对象，而且目标对象是运动的零部件，这给实时监测带来很大困难。
1 监测的原则和策略
在试验过程中需要利用声发射监测的部位很多，信号采集和处理的工作量太大，因此，对监测点进行优化、确定关键监测部位至关重要，这样可以保证监测工作的顺利进行。另一必须考虑的重要问题采用合适的信号处理方式。由于疲劳试验是连续进行而且试验过程中噪声干扰特别严重，试验中的数据量很大，采用恰当的信号处理方式以便能利用AE技术获取同疲劳损伤、疲劳裂纹有关的信息就显得特别重要。虽然在一定的条件下，波形分析（包括模态声发射技术）能有效识别疲劳裂纹和噪声干扰信号，考虑到监测工作的实时性和数据处理工作的时效性，仅在认为十分有必要时才会在局部范围采用这种方法。
判断是否有损伤发生是基于如下原则：由监测仪器系统和vwin 加载系统构成一个完整的飞机起落架附属零部件疲劳试验监测系统，针对稳定运转的加载系统和监测仪器系统而言，如果某一个监测目标对象的信号发生明显的变化，说明该目标对象所在的一定区域内的稳定环境可能发生变化，也就是说可能发生了损伤。当该种情况发生时，再辅之以其它方法（例如，幅度分布、相关分析等）进行分析和验证，并用其它的无损检测方法进行详细检测来进一步验证。
AE信号的处理和分析，涉及多种方法[2-5]。为适应实时监测、目标对象多、信号数据量大和多采用谐振式传感器（对源波形的畸变较大）等特点，选择经典的声发射信号特征参数分析方法，该方法简单、直观、分析速度快、实时性好、适宜于工程监测。通过对特定参数（撞击次数Hits）随起落架收放次数的变化，进行趋势分析[2]，来判断相关区域的状态变化。趋势分析技术能够成功应用的一个先决条件是所用的声发射仪器应当具有低噪声、高稳定性、足够宽的动态范围和很高的数据传输率。
2 监测对象、仪器设置和传感器安装
共有11个目标对象需要进行实时监测，它们是左、右主起落架和前起落架的上位锁（3个），左右主起落架的下位锁（2个），左、右主起落架和前起落架作动筒两端的接耳（与起落架的接耳3个，与机体的接耳3个），它们都是起落架收放试验中需要关注的关键部位。图1和图2分别是右主起落架的上位锁和左主起落架作动筒与起落架的接耳。

图1 右主起落架上位锁图2 左主起落架作动筒接耳
监测仪器是经升级的PAC公司全数字式声发射系统MISTRAS 2001，后又换用PAC公司的全数字式20通道DiSP声发射系统，传感器是谐振式R15型，配以增益为40dB的1801A型前置放大器，1MHz采样率，门槛值设为40dB。
为保证实时监测的顺利实施，必须把传感器安装、固定在靠近目标对象的适当位置。由于可操作空间有限（见图1、2），且在疲劳试验过程中存在强烈的振动，根据以前的经验，采用704硅橡胶作为耦合剂把传感器粘结在目标对象上，该耦合剂能提供十分良好的声传递功能（即声波衰减小），粘结能力强，在疲劳试验过程中不会导致传感器跌落或者产生与粘结面的剥离，同时在需要时，可以较方便地取走传感器且又不至于破坏它。需要注意之点是要固定好前置放大器和连接信号线，以免与运动过程中的零部件发生干扰，引起不必要的损坏并影响正常监测。
3 结果和讨论
共进行了7500个循环的起落架收放试验（每个循环约为45s），每做500循环进行一次常规无损监测和检修。前1000循环进行试做和监测仪器调整，实际监测和采集数据从1260循环开始。考虑到下列因素：a、疲劳损伤有一个发展过程，损伤产生后一般不会在很少几个循环内突然消失；b、声发射传感器很敏感，目标对象的状态变化会引起采集信号的明显变化；c、信号数据量虽然很大，但如果目标对象的局部区域没有状态的突然变化，采集、处理的都是重复性的数据，没有必要全部采集和处理。因此在实时监测时，起落架每收放30-40循环采集10个循环的数据，进行处理和分析。图3和4说明在正常状态下，接收到的声发射信号具有很强的规律性，其变化幅度在合理的范围之内，这也正是能利用趋势分析对系统状态进行初步判断的根据。
数据的趋势分析是这样进行的：每次采集数据时，首先粗略地根据各目标对象撞击次数（AE hits）的相对量是否有较大的变化（各目标对象的撞击次数差别较大，但其相对的差别量相对稳定），如果发生变化（见图5、6），则判别目标对象撞击次数是否有较大的增加，相对增加量β（=△hits数/hits数）的值超过30%，就要利用其它方法进行详细的分析，否则就没有进一步分析的必要。

X轴：时间/s Y轴：hit数
图3 主起右上位锁在起落架收放一个周期（45s）的声发射撞击数与时间的关系图

图4 主起左作动筒在10个加载循环内（1257-1266）的AE撞击数变化情况x:t/s; y:AE 撞击数

起落架收放进行到4500循环后，目标对象左主起落架作动筒上安装于接耳处图2和活塞缸中部处（未示出）的两个传感器的撞击次数开始明显增大，图7示出活塞缸中部处传感器的撞击次数趋势图（a、4500周期之前信号平稳，3020周期信号有小突变，由作动筒球型铰链磨损引起；b、4500-5540周期信号剧烈变化，由作动筒密封橡胶圈磨损和液压油泄漏引起；c、在5540周期分解作动筒，证实密封圈已严重磨损（图8）。换密封橡胶圈，重新安装传感器，信号恢复正常（低AE撞击数），7250周期后信号剧烈变化，也是由作动筒密封橡胶圈磨损和液压油泄漏引起。由于接近试验结束，此时没有停机，直到完成7500次试验任务。

图7 左主起落架作动筒撞击数与收放循环数的关系曲线
以上结果说明，虽然作动筒位于隐蔽的位置，目测不到其泄漏，也能够通过分析目标对象的AE信号变化，做出正确的判断。再以左主起落架接耳处（见图2）的信号为例进行分析。起落架收放过程是这样的：收起到上位锁7秒→上停8秒→放下到下位锁5秒→下停25秒。监测的正常信号如图9所示：信号是平稳的、规律性很强。如果监测区域产生疲劳裂纹，应该在其克服外加载荷的收起过程引起AE信号较大的变化，而实际监测到的故障信号见图10，信号变的不平稳、没有规律，而且在起落架的下停位时（不应该有信号），有大量的AE信号，而其它目标对象的信号没有变化。可以判断出是作动筒有泄漏，而不是产生了疲劳裂纹。

起落架收放试验进行到3000次后，运行过程中左主起作动筒发出咯吱声，是作动筒与机身连接的球型铰链发生了干摩擦，产生一定量的磨损。在安装完传感器后，已经做过断铅试验，该位置的AE信号可以被安装于作动筒中部的传感器接受。虽然其撞击次数增加的不是很多，由平均14次增加到19次，其相对增量刚超过30%，但通过AE信号的相关分析，可以看出信号的明显变化。AE信号的相关分析是通过分析两个特征参数之间的关系，获得信号的特征，以评价监测目标对象的状态。图11和图12分别是正常信号和故障信号的撞击次数与幅度的相关分布，有故障时，幅度100dB的撞击数由低于5猛增到65，且低幅度的信号也有增加。因此，即使没有听到摩擦磨损产生的声音，也可以监测到该故障。经分解球型铰链，发现有明显的磨损损伤。后经润滑处理，该故障现象消失。
5 结论
在起落架收放控制试验过程中，声发射技术是对其附属零部件疲劳损伤进行实时监测的一种行之有效的方法。虽然没有疲劳裂纹产生，但监测到了相对较弱的泄漏故障和干摩擦、磨损故障。
声发射信号典型参数如撞击数（hits）能够提供关于目标对象状态的非常有价值的信息，声发射信号参数的趋势分析方法和相关分析方法，具有简单、直观、分析速度快、实时性好的特点，实现了对于多目标、动态对象的实时监测，可以保证试验的顺利进行，避免发生突发性事故，对后续的全机疲劳试验有指导性意义。当然，需要指出的是，上述分析的一个重要前提是，性能稳定、可靠、本底噪声极低的全数字式声发射检测仪是保证结果可靠的必不可少的物质保证条件。
作者进行的研究说明，声发射技术在工程疲劳损伤的实时监测方面具有良好的应用前景。

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