某型飛機疲勞試驗過程中的聲發射監測技術研究--起落架收放控制試驗過程中的聲發射監測

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筒接耳、主起落架下位鎖等關鍵部位。針對試驗過程的強沖擊和噪聲干擾，利用聲發射信號參數的趨勢分析和相關分析方法，實現了對于多目標、動態對象的實時監測并成功地監測出作動筒泄漏和鉸鏈磨損等故障。所用方法分析速度快、實時性好，可供后續疲勞試驗過程中聲發射監測技術借鑒。
關鍵詞：飛機；疲勞試驗；疲勞裂紋；聲發射（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程中的無損檢測，其主要目的旨在掌握關鍵結構件（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，可為此類飛機疲勞定壽、確定修理周期、其未來改進型（B型）疲勞細節設計改進提供重要依據，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。為保證在試驗過程中不發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技術對試驗過程進行實時跟蹤監測。過去的起落架疲勞試驗AE監測都是單獨對起落架本身進行，即起落架僅作為一個獨立部件，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，作為飛機的一個部件來進行的，它能更真實、客觀地反映起落架的損傷過程，其AE監測也具有更大的難度。起落架AE監測特點是要同時監測多個目標對象，而且目標對象是運動的零部件，這給實時監測帶來很大困難。
1 監測的原則和策略
在試驗過程中需要利用聲發射監測的部位很多，信號采集和處理的工作量太大，因此，對監測點進行優化、確定關鍵監測部位至關重要，這樣可以保證監測工作的順利進行。另一必須考慮的重要問題采用合適的信號處理方式。由于疲勞試驗是連續進行而且試驗過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技術獲取同疲勞損傷、疲勞裂紋有關的信息就顯得特別重要。雖然在一定的條件下，波形分析（包括模態聲發射技術）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時性和數據處理工作的時效性，僅在認為十分有必要時才會在局部范圍采用這種方法。
判斷是否有損傷發生是基于如下原則：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，如果某一個監測目標對象的信號發生明顯的變化，說明該目標對象所在的一定區域內的穩定環境可能發生變化，也就是說可能發生了損傷。當該種情況發生時，再輔之以其它方法（例如，幅度分布、相關分析等）進行分析和驗證，并用其它的無損檢測方法進行詳細檢測來進一步驗證。
AE信號的處理和分析，涉及多種方法[2-5]。為適應實時監測、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，選擇經典的聲發射信號特征參數分析方法，該方法簡單、直觀、分析速度快、實時性好、適宜于工程監測。通過對特定參數（撞擊次數Hits）隨起落架收放次數的變化，進行趨勢分析[2]，來判斷相關區域的狀態變化。趨勢分析技術能夠成功應用的一個先決條件是所用的聲發射儀器應當具有低噪聲、高穩定性、足夠寬的動態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個目標對象需要進行實時監測，它們是左、右主起落架和前起落架的上位鎖（3個），左右主起落架的下位鎖（2個），左、右主起落架和前起落架作動筒兩端的接耳（與起落架的接耳3個，與機體的接耳3個），它們都是起落架收放試驗中需要關注的關鍵部位。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 左主起落架作動筒接耳
監測儀器是經升級的PAC公司全數字式聲發射系統MISTRAS 2001，后又換用PAC公司的全數字式20通道DiSP聲發射系統，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，門檻值設為40dB。
為保證實時監測的順利實施，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（見圖1、2），且在疲勞試驗過程中存在強烈的振動，根據以前的經驗，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（即聲波衰減小），粘結能力強，在疲勞試驗過程中不會導致傳感器跌落或者產生與粘結面的剝離，同時在需要時，可以較方便地取走傳感器且又不至于破壞它。需要注意之點是要固定好前置放大器和連接信號線，以免與運動過程中的零部件發生干擾，引起不必要的損壞并影響正常監測。
3 結果和討論
共進行了7500個循環的起落架收放試驗（每個循環約為45s），每做500循環進行一次常規無損監測和檢修。前1000循環進行試做和監測儀器調整，實際監測和采集數據從1260循環開始。考慮到下列因素：a、疲勞損傷有一個發展過程，損傷產生后一般不會在很少幾個循環內突然消失；b、聲發射傳感器很敏感，目標對象的狀態變化會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有狀態的突然變化，采集、處理的都是重復性的數據，沒有必要全部采集和處理。因此在實時監測時，起落架每收放30-40循環采集10個循環的數據，進行處理和分析。圖3和4說明在正常狀態下，接收到的聲發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進行初步判斷的根據。
數據的趨勢分析是這樣進行的：每次采集數據時，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），如果發生變化（見圖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30%，就要利用其它方法進行詳細的分析，否則就沒有進一步分析的必要。

X軸：時間/s Y軸：hit數
圖3 主起右上位鎖在起落架收放一個周期（45s）的聲發射撞擊數與時間的關系圖

圖4 主起左作動筒在10個加載循環內（1257-1266）的AE撞擊數變化情況x:t/s; y:AE 撞擊數

起落架收放進行到4500循環后，目標對象左主起落架作動筒上安裝于接耳處圖2和活塞缸中部處（未示出）的兩個傳感器的撞擊次數開始明顯增大，圖7示出活塞缸中部處傳感器的撞擊次數趨勢圖（a、4500周期之前信號平穩，3020周期信號有小突變，由作動筒球型鉸鏈磨損引起；b、4500-5540周期信號劇烈變化，由作動筒密封橡膠圈磨損和液壓油泄漏引起；c、在5540周期分解作動筒，證實密封圈已嚴重磨損（圖8）。換密封橡膠圈，重新安裝傳感器，信號恢復正常（低AE撞擊數），7250周期后信號劇烈變化，也是由作動筒密封橡膠圈磨損和液壓油泄漏引起。由于接近試驗結束，此時沒有停機，直到完成7500次試驗任務。

圖7 左主起落架作動筒撞擊數與收放循環數的關系曲線
以上結果說明，雖然作動筒位于隱蔽的位置，目測不到其泄漏，也能夠通過分析目標對象的AE信號變化，做出正確的判斷。再以左主起落架接耳處（見圖2）的信號為例進行分析。起落架收放過程是這樣的：收起到上位鎖7秒→上停8秒→放下到下位鎖5秒→下停25秒。監測的正常信號如圖9所示：信號是平穩的、規律性很強。如果監測區域產生疲勞裂紋，應該在其克服外加載荷的收起過程引起AE信號較大的變化，而實際監測到的故障信號見圖10，信號變的不平穩、沒有規律，而且在起落架的下停位時（不應該有信號），有大量的AE信號，而其它目標對象的信號沒有變化。可以判斷出是作動筒有泄漏，而不是產生了疲勞裂紋。

起落架收放試驗進行到3000次后，運行過程中左主起作動筒發出咯吱聲，是作動筒與機身連接的球型鉸鏈發生了干摩擦，產生一定量的磨損。在安裝完傳感器后，已經做過斷鉛試驗，該位置的AE信號可以被安裝于作動筒中部的傳感器接受。雖然其撞擊次數增加的不是很多，由平均14次增加到19次，其相對增量剛超過30%，但通過AE信號的相關分析，可以看出信號的明顯變化。AE信號的相關分析是通過分析兩個特征參數之間的關系，獲得信號的特征，以評價監測目標對象的狀態。圖11和圖12分別是正常信號和故障信號的撞擊次數與幅度的相關分布，有故障時，幅度100dB的撞擊數由低于5猛增到65，且低幅度的信號也有增加。因此，即使沒有聽到摩擦磨損產生的聲音，也可以監測到該故障。經分解球型鉸鏈，發現有明顯的磨損損傷。后經潤滑處理，該故障現象消失。
5 結論
在起落架收放控制試驗過程中，聲發射技術是對其附屬零部件疲勞損傷進行實時監測的一種行之有效的方法。雖然沒有疲勞裂紋產生，但監測到了相對較弱的泄漏故障和干摩擦、磨損故障。
聲發射信號典型參數如撞擊數（hits）能夠提供關于目標對象狀態的非常有價值的信息，聲發射信號參數的趨勢分析方法和相關分析方法，具有簡單、直觀、分析速度快、實時性好的特點，實現了對于多目標、動態對象的實時監測，可以保證試驗的順利進行，避免發生突發性事故，對后續的全機疲勞試驗有指導性意義。當然，需要指出的是，上述分析的一個重要前提是，性能穩定、可靠、本底噪聲極低的全數字式聲發射檢測儀是保證結果可靠的必不可少的物質保證條件。
作者進行的研究說明，聲發射技術在工程疲勞損傷的實時監測方面具有良好的應用前景。