结构健康监测技术在航天运载器结构中的应用探索

王 群 焦竞仪 王端志 张闯志 季宝锋

(1.北京宇航系统工程研究所，北京 100076；2.北京精密机电控制设备研究所，北京 100076； 3.南京高华科技股份有限公司，南京 210000)

1 引 言

结构健康监测的概念最早是由美国军方提出的，结构健康监测(SHM)类似于人体的神经网络系统[1]，将布置在结构以及材料的关键部位或表面的传感器、测试元件以及测试仪器作为神经系统，同时将数据采集、控制以及信号处理等相关技术引进人工智能领域，使其以生物界的方式感知和测量材料和构件在运行过程中的各种状态(结构整体形变、局部应力应变、强度、刚度等)以及所经历的外部环境，同时按照一定的评估方法，对构件和材料的寿命、稳定性、安全性以及可靠性等进行评估，在线监测结构的“健康”状态，进一步用于结构健康状况预判及辅助相应的控制决策，建立基于结构实际健康状况与性能的视情维护策略。

围绕结构健康监测，国内外已经开展了近20年的研究，取得了较大进展。如Boeing公司采用传感器对温度和应力进行遥测，实现了对航天飞机结构的评估，并监测了航天飞机所处的环境变化[2]；Airbus公司应用FBG温度和应力传感器监测了运载器结构的温度变化和应力情况，并在A340客机上进行了测试实验，取得了较好的成果[3]；日本的Ogisu等[4]利用压电陶瓷驱动器/FBG传感器，实现了对新一代运载器先进合材料结构的损伤监测；德国航空中心的Konrath等研究用光纤传感技术对微小运载器在风洞低雷诺数、下滑运载条件下的物理参量进行集成测试；美国诺斯罗普·格鲁门公司利用压电传感器及光纤传感器，监测具有隔段的F-18机翼结构的损伤及应变[5]；洛克希德·马丁公司将Bragg光栅光纤传感网络用于X-33箱体结构件的应力和温度的准分布监测。此外，DALTA II火箭的复合材料火箭发动机箱采用了基于光纤传感器网络的结构健康监测系统，欧洲联合研制的Eurofight 2000新型战机亦采用了先进的结构健康监测技术。澳大利亚国防科学技术组织(DSTO)研制的用于结构健康监测的智能补丁“Smart Patch”已在F-18机翼前缘上进行了实验等等。

从结构健康监测的发展和应用看，不难发现，目前多集中在航空等领域，但随着近年航天运载器的研制和日益频繁的发射任务，航天领域同样提出了迫切的需求。航天运载器在总装完成后，相当长的一段时间内一直处于全箭封闭状态。在这种使用模式下，运载器对于外界来说相当于一个黑盒子，造成壳段结构及箭体内部处于无法监测的状态；尤其在发射前，决策者只能通过相信运载器结构的可靠性而认为结构是完好的，实际对于决策而言缺乏数据支撑。

基于以上原因，对于航天运载器结构健康监测变得十分必要和有意义。通过把微型传感器(如温度、压力、噪声、振动、冲击、过载等功能传感器)纳入箭体结构设计之中，和箭体结构集成为一体，从而达到结构自身对环境参数、受载情况的实时监测记录，一方面实现全箭的贮存、运输、总装、运载全过程的可检可测，另一方面可以快速辅助发射决策、提供故障分析依据，提高发射能力。根据航天运载器结构健康监测的需求，前期初步开展了温度、振动、压力等传感器单机的设计研究，本文以温度传感器为例进行简单介绍和交流。

2 无线温度传感器设计研究

基于系统集成设计技术的温度传感器要求实现传感器的实时测量、数据存储与传输以及自主供电等功能。据此，设计了无线温度传感器电路，原理如图1所示。该方案涉及电源模块、MCU模块、放大调理模块和敏感元件模块共四个模块。研制后的无线温度传感器样机如图2所示(图中为传感器和6英寸屏幕手机的大小对比)。

图1 无线温度传感器电路原理框图Fig.1 Diagram of wireless temperature sensor circuit principle

图2 无线温度传感器样机示意图Fig.2 Diagram of wireless temperature sensor prototype

2.1 电源模块

按照箭上工作环境及敏感节点实际要求，电池需满足如下条件：宽温区工作，-40℃～85℃；低自放电系数，满足两年免维护要求；小体积，可充电；高能量密度；抗冲击、振动、过载；高可靠，高安全系数。

传感器选用高可靠性的二次锂电池。针对宽温区的指标要求，进行了电池高低温试验。试验要求：(a)低温试验(-40℃)：低温静置4h，以30 mA恒流放电至2.5V；(b)高温试验(+85℃)：高温静置2h，以30mA恒流放电至2.5V；

测得试验结果如表1所示。

表1 试验结果数据

Tab.1 Data of experiment

图3 电池高低温放电曲线图Fig.3 Curve of battery discharging in high and low temperature

根据图3放电曲线可以看出，温度对电池的放电影响比较明显，当低温-40℃时，电池放电容量要明显低于+85℃时的放电容量。

同时，为了最大限度地发挥电池的续航能力，通过两个肖特基二极管降压之后，直接给射频处理器供电，这样电池的电量可以不经中间器件损失，全部用于处理器供电。同时通过射频处理器的IO端口电压稳压之后供电，这样可达到供电的可控。当不需要采样和发送时，射频处理器可以进入低功耗模式，同时控制IO端口关闭电压输出，切断给芯体的供电，从而有效地控制了电能的消耗，即在不需要供电的时候，将电源断开，起到节能目的。

2.2 MCU模块

无线温度传感器使用的射频处理器由电池直接供电，通过GPIO端口输出电压稳压后为前端PT1000桥路供电，从而实现温度敏感体供电可控，当不需要传感器工作时，可控制单机进入睡眠模式，此时敏感体电源也关断，不会消耗电能流，从而延长产品的存储期，提高电池电量的续航能力。MCU利用片上集成的射频收发器，与无线接收设备进行无线通信，实现无线数据传输。

为方便箭上结构安装以及集成化小型化的总体思路，在传感器采集节点外壳上安装一个突出的天线体显然不适合，同时考虑到传感器节点的安装方向不固定，所以要求天线的敏感角度至少能满足半球覆盖。综合考虑后，本方案传感器节点的天线方案采用与外壳一体的微带板式设计。利用HFSS软件(三维电磁仿真软件)进行了仿真研究，考虑到小型化设计，天线尺寸很小并且要求180度全辐射，天线结构的微带天线形式如图4所示，采用同轴电缆馈电，极化方式为垂直极化。测试参数如图5所示。

从仿真结果可以看出，天线的设计满足使用要求。

图4 微带天线示意图Fig.4 Diagram of microstrip antenna

图5 无线传感器天线测试方向图Fig.5 Diagram of antenna pattern of wireless temperature sensor antenna

2.3 敏感元件模块

温度敏感体为PT1000，通过如图桥路输出差分信号。在单片机的GPIO口后连接一块MAX6034电压基准进行稳压处理来提供稳定的电压。

2.4 放大调理模块

由于MCU中ADC的参考电压为1V，无法直接接收敏感体输出的差分电压信号。所以需要添加放大调理模块来实现信号AD采样。通过MAX6034电压基准将GPIO口电压转化为仪表放大器所需的2.5V参考电压，由仪表放大器将信号转化为MCU能够接收的(0～1)V的电压信号输入到单片机的AD口。

图6 放大调理电路图Fig.6 Diagram of enlarge conditioning circuit

温度传感器有两个不同的量程，分别为(-40～85)℃、(-40～200)℃。不同量程的传感器输出的差分信号大小也不同，通过调整上RG(图 6中的R8)的大小来实现不同信号的调理。

3 搭载整机试验考核验证

将温度传感器搭载某运载器整机联合热试车试验，考核评价结构健康监测技术在航天器结构中的应用情况。

为了对比微型温度传感器和整机试验热环境数据的差异性，在测点位置布局时尽量保证两侧点位置相近。如图7(a)、(b)所示，分别为温度传感器和传统传感器温度环境测量结果。

(a) 温度传感器测量数据 (b) 传统传感器环境测量数据图7 热环境测量数据记录曲线图Fig.7 Curve of thermal environment measurement data

从图中可以看出，两曲线趋势基本相同，但在数据处理方面存在一定的差异。初步分析主要是因为研制的温度传感器数据采集方面波动不均匀，测量精度有待进一步提高。但整体看，温度传感器测量数据和传统传感器试验数据趋势基本吻合，温度区间范围一致。初步验证了温度传感器方案的正确性及结构健康监测技术在航天器结构中应用的可行性。

4 后续工作的思考

关于结构健康监测在航天运载器结构领域的应用，前期只进行了初步的探索和尝试，还有许多工作需要继续探索和研究。

4.1 传感器小型化集成化研究

目前研制的传感器相对于传统使用的传感器在体积和重量上都要小数倍，但要实现整个运载器的结构健康监测，至少需要上百个传感器，总和加起来将使运载器附加相当大的重量。所以要实现传感器在航天运载器结构上的推广和应用，还需要进一步提高传感器的小型化和集成化，大幅度减小传感器结构的质量和体积，同时实现温度、振动、冲击、应力、压力等监测功能一体化，让传感器成为运载器结构真正意义上的“电子皮肤”。

4.2 传感器网络系统研究

要实现航天运载器结构的健康监测，需要在结构上安置大量的传感器，形成遍布结构的“神经网络”。有别于单机传感器的情况，对于传感器网络仍有许多问题有待解决。

如测点的空间分布，即传感器的最优布置问题。测点布置应使获得的测试数据尽量包含更多的结构整体和局部的信息，且这些测点信息对于损伤应是足够敏感的，即具有较小的信息熵[6]，因此优化测点布置具有重要意义。

又如传感器的供电问题，运载器装整装贮过程中，再给每个传感器更换电池是不现实的，而且这也是一项非常大的工作量，所以传感器网络系统的供电形式有待进一步进行优化；另外，还需进一步考虑大规模传感器网络数据与外设之间的数据传输问题；传感器网络系统研究还同时涉及到电缆的排布和优化，传感器和结构的快速连接，传感器的可靠性、稳定性、环境适应性以及智能感知系统的冗余设计等等一系列问题。

4.3 全寿命周期监测大数据的分析与后处理技术研究

箭体结构全寿命周期采集的数据量非常大，如何通过后期的大数据处理、对比和分析，从大量测试数据中筛选辨识出有用的信息成为航天运载器结构健康监测的关键技术之一。后续还可以结合人工智能技术，设计开发出能够自动分析、辨别、预警的软件。

5 结束语

结构健康监测技术是一项复杂的工程，涵盖了多学科多专业，若要在航天领域得到更好的应用，还需要深入进行相关探索研究。实现智能感知系统的轻质化、集成化、网络化和精细化，打造航天智能壳段结构[7]，对于促进航天工程的发展具有重要意义和深远影响。

[1] 卿新林，王奕首，高丽敏等．多功能复合材料结构状体感知系统[J].实验力学，2011，26(5)：611～616．

[2] 张博明，郭艳丽．基于光纤传感器网络的航空航天复合材料结构健康监测技术研究现状[J].上海大学学报，2014，20(1)：33～42．

[3] 杨波，彭俊毅．光纤光栅传感器在现代大型飞机中的应用探讨[C].大型飞机关键技术高层论坛暨中国航空学会年学术年会，2007):531～535．

[4] Ogisu T，Shimanuki M，Kiyoshima S，et al． Development of damage monitoring system for aircraft structure using a PZT actuator/FBG sensor hybrid system[C].//Smart Structures and Materials 2004: Industrial and Commercial Applications of Smart Structures Technologies，2004:425～436．

[5] Staszewsi W， Boller C． Strctural Health Monitoring of Aerospace Strcture[M]． Wiley Inter science， Join-Wiley & Sons Inc.，2004．

[6] 顾钧元，徐廷学，余仁波，等．结构健康监测及其关键技术研究[J].兵工自动化，2011，30(8)：61～64．

[7] 李洪．智慧火箭发展路线思路[J].宇航总体技术，2017，1(1)：1～7．