基于应变数据的疲劳试验监控系统设计

黄太誉

（中国飞机强度研究所第三十二研究室，陕西 西安 710065）

军用飞机强度规范和民机适航规章都要求新机进行全尺寸结构耐久性和损伤容限试验。民机适航规章对结构进行疲劳和损伤容限评定的要求中明确指出，“评定必须结合试验依据”、“必须用有试验依据的分析”、“评定必须用充分的全尺寸试验依据来证明”等，说明全尺寸试验对评定的重要性[4]。全尺寸飞机结构耐久性和损伤容限试验的一个重要目的是尽早通过疲劳试验发现和暴露结构存在的疲劳薄弱部位，以便针对产生疲劳损伤的原因在已交付使用和后续生产的飞机结构上采取相应的措施，降低飞机维护成本和安全风险。

疲劳和损伤容限试验开始后，试验成败的关键是能否及时发现裂纹。目前进行的全尺寸结构耐久性和损伤容限试验中，对试验件的检查一般分为初试质量检查、日检查、周检查、一倍寿命分解检查、拆毁检查等。日检查主要采用光学-目视检查方法，该方法操作简单、检查范围广、成本低。但是，由于人眼的分辨率低，该方法无法检测宽度小于0.01mm的裂纹。为了弥补光学-目视检查方法的不足，科研人员先后推出了渗透检测技术、磁粉检测技术、超声波检测技术、涡流检测技术、红外无损检测技术、微波检测技术、声发射检测技术等无损检测技术。针对新材料、新结构、新工艺开展了红外热成像检测技术，超声相控阵检测技术、晶相分析，数字式超声C扫描系统研发等工作[5]。这些常规的NDI/NDE检测方法由于受检测部位的材料、环境、裂纹位置、方位、尺寸和人员素质等因素影响，检出概率各不相同，在全机疲劳试验中80%的损伤是靠目视检查发现，而后再用其它检测方法确认，而发现的损伤都是可检、可达部位出现的损伤，并具有很大的偶然性和随机性，这样就无法避免带来损伤的漏检，特别是主要受力部件内部重要损伤的漏检，就可能给试验带来灾难性的后果。另外，用常规的检测方法确认损伤时必须停飞或停止试验，拆除加载设备或拆下试件，这将影响试验进度，花费大量的人力和财力[6]。

通常，全尺寸结构耐久性和损伤容限试验的试验件中布置有成百上千乃至上万个通道的应变计，用以测量所在部位应变数据。在疲劳损伤和裂纹萌生初期，常规损伤检测手段均难以查出且不具实时性，而附近应变数据却反应灵敏。因此，研究如何利用应变数据来及时发现结构损伤、提高结构安全性和降低结构维护成本具有重要意义。

目前，在利用应变数据监测可能出现损伤的研究已有不少[7-10]，但由于是事后的数据处理分析，具有一定的滞后性，对于漫长的耐久性疲劳和损伤容限试验而言，缺乏对应变数据在试验过程中的监控利用。非试验件自身因素而破坏导致疲劳试验失败的案例已有不少，事后数据分析结果表明，在发生试验件破坏前数小时甚至数天，应变数据已有所反应和征兆，但因数据处理分析的滞后，未能及时发现并排除问题，继续试验导致试验件不可修复的破坏，造成大量人力、物力、财力和时间成本的惨重损失。因此，研究可实时掌控整体应变数据“健康”状况的系统，对保障试验安全，具有重要的经济、军事和社会效益。

1  系统结构及数据流

监控系统对飞机结构耐久性和损伤容限试验现场的数据采集系统数据进行实时处理、分析数据是否出现异常，并对异常状况进行报警。试验人员根据报警信息检测损伤/排除试验异常，达到及时发现损伤和保障试验安全的目的。

为避免监控系统对数据采集系统产生影响而导致数据采集系统正常通信，监控系统与采集系统分网布置，且监控系统访问优先级低于数采系统，网络结构图如图1所示。图中，数据采集系统上位机采用双网卡配置，并分别设置为两个不同网段的IP地址，即使交换机1所在网络与交换机2所在网络为两个不同网段的局域网。

图1 系统网络结构

监控系统数据流如图2所示。

图2 系统数据流

2  数据处理

2.1  载荷 - 数据匹配 [11]

飞机结构耐久性和损伤容限试验过程中会采集大量的应变、位移数据，由于数据的相对性，需要对数据进行减零处理。载荷-数据匹配是进行数据处理的基础和前提条件，在疲劳试验过程中，控制系统按载荷谱运行，即运行一行加载行再运行一行测量行，如此反复，采集系统在接受到控制系统测量行的触发信号后采集一块数据并记录，那么，只要知道初始测量行号和结束测量行号，根据载荷谱即可知道每块采集数据所对应的载荷状态。但是在控制系统踏步或保护情况下，采集系统会出现多采和少采，这会导致载荷-数据匹配不正确，给数据的实时预处理带来困难。

试验过程中将控制系统载荷通道、载荷行号数据传输给采集系统，从原始采集数据获得载荷通道数据集合A及载荷行号数据集合B，将其分别与载荷谱数据集合中对应的载荷通道数据集合A0及载荷行号数据集合B0进行对比，忽略多采的数据块，匹配步骤如下：

（1）计算Φ=B0∩B，若Φ=B0，数据无多采少采，根据对应块号-载荷行号可以精准匹配，否则进行下一步；

（2）计算M=A0∩A，若M=A0，数据无多采少采，根据对应块号-载荷通道数据可以精准匹配，否则进行下一步；

（3）计算N=M∪Φ，根据N的对应结果忽略多采数据块或少采载荷行可以精确匹配。

以上步骤的集合运算图如图3所示。

图3 集合运算关系

通过以上方法，可快速建立载荷与数据的对应关系，从而能够对数据进行实时预处理。

2.2  标准应变谱 [12-13]

为了能够对实时数据进行判定，需要完整载荷谱下的应变参考基准值，由于它与载荷谱一一对应，因此也被称为标准应变谱。以往利用静态测量数据确定的基准值[7]只是一小部分基准应变值且准确度相对不高，为了得到更全面的数据分析的基准值，提出了疲劳试验标准应变谱的提取方法。

根据疲劳试验标准应变谱的定义，利用疲劳试验多次重复载荷谱下的应变谱数据，通过求其数学期望获得。由于在同一试验载荷状态下同一测点的应变符合正态分布规律，据此，对采集数据Xi的有效性判定依据有：

（1）应变计及采集系统的有效量程有上、下限，Xi应满足：

（2）利用有效的静态联调测量数据的峰谷值（X谷，X峰），Xi应满足：

式（2）中，ε峰/谷=X峰/谷×系统许可误差百分比。

2.3  分级报警

如果全机耐久性及损伤容限试验数据监控系统具备了以下两个条件：可对数据实时预处理，通过前期累计的历史数据获得了标准应变谱（ε），可以对实时数据进行判定分级。当处理后的数据达到警戒值，监控系统记录对应信息并发出相应等级的报警。

系统设置三级监控误差线，分别为误差限I、误差限II、保护限。

当试验数据超出误差限I范围，说明数据可能发生异常，有潜在的裂纹萌生风险，需关注后续试验数据变化；当试验数据超出误差限II范围，说明数据已经异常，所在部位状态可能发生改变，需重点关注后续数据变化及检查相关部位，查明原因；当试验数据超出保护限设定范围，说明数据极度异常，可能应变片损坏或者结构已出现损伤或加载设备有异常，需立即查明原因。

根据控制系统相关设置（EDI设置为3%，EDII设置为5%），由于数据采集系统误差为1%，推荐各级监控误差线设置方案如下：

（1）误差限I

当 |ε|＜500 时，误差限 I=ε±20；

当|ε|≥500时，误差限I=ε±4%ε。

（2）误差限II

当 |ε|＜500 时，误差限 II=ε±30；

当|ε|≥500时，误差限II=ε±6%ε。

（3）保护限

当 |ε|＜500 时，保护限 =ε±55；

当|ε|≥500时，保护限=ε±11%ε。

误差限I、误差限II、保护限三者间的关系如图4所示。

图4 试验数据的误差限I、误差限II与保护限

3  监控系统应用案例

在MA600F型飞机货机后机身疲劳及损伤容限试验中，应变监控系统触发最高等级报警（保护限报警）：应变丛6069-6071应变数据在2254起落发生数据突变，现场目视无明显异常，且其它区域应变数据无明显异常，故决定不中止试验进行检查，监控该片本班次后续应变走势，在下一个日检查时重点检查该应变片所在区域。次日在该片所在部位货舱门门框外蒙皮R区，发现导致该应变片数据异常的原因，系机身防护绑带所致，经现场处理后（2490起落）数据回归正常值，该片1109状态下2000起落至2700起落的应变历程如图5所示。

图5 载荷情况1109，2000-2700起落，6069-6071的应变历程

4  结论

应用案例表明，监控系统能够有效及时地捕捉到应变数据发生的异常状态，指导试验人员临时检查和日检查重点部位，从而及时排除试验异常，保障试验安全顺利准确地进行。