CN104181000A - 航空器的结构健康监测系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空器的结构健康监测系统。所述结构健康监测系统包括：传感器网络，用于向各个子系统提供传感信号；第一子系统，用于对大尺寸航空结构的多损伤定量化监测；第二子系统，用于对航空金属结构高应力区域微小裂纹的监测，以及对航空复合材料结构高应力区域分层、脱粘和纤维断裂等损伤的监测；第三子系统，用于航空复合材料结构的外部撞击进行定位及载荷重构；第四子系统，用于对航空结构关键区域应变的分布式实时测量及相应载荷重构；第五子系统，用于航空结构剩余强度和寿命进行预测；第六子系统，用于控制协调其他子系统的工作。本发明实施例提供的结构健康监测系统克服了现有航空结构健康监测系统功能单一的缺点。

Description

航空器的结构健康监测系统

技术领域

本发明涉及结构健康监测技术领域，尤其涉及一种航空器的结构健康监测系统。

背景技术

目前，针对航空结构的结构健康监测（Structural health monitoring,SHM）研究变得日益重要。SHM由传统无损检测技术发展而来，该技术利用集成在结构中的传感/驱动元件网络可对结构状态进行实时在线检测，可有效提高航空结构安全性、降低维护费用和延长服役周期。

国内外民用航空公司的多项研究计划中都包括了SHM技术。美国波音公司在Delta767上已进行了湿度监测研究，并在新型飞机B787上探索采用SHM新技术，对如何发展符合FAA适航要求的结构健康监测系统进行了专门论证和研究，并制订了健康监测技术应用发展的5个阶段。欧洲空客公司针对民机不同部位提出了相应的SHM需求。最近在A380全尺寸疲劳试验中布置了超过150个新型真空比较监测（Comparative vacuum monitoring,CVM）传感器来监测关键区域的疲劳裂纹。该公司把SHM技术作为最新研制飞机A350的五项重要创新技术之一，制定了具体的技术实现路线。巴西航空公司把SHM技术纳入民用飞机维护发展计划中，并提出了基于MSG-3维修大纲的SHM标准化实施流程。加拿大庞巴迪航空公司也积极开展SHM技术在新一代民机上的应用。针对SHM技术在航空工业中的急迫应用需求，世界各主要航空制造公司、航空管理机构、美国国防部和著名科研院所等于2006年共同成立了结构健康监测航空工业指导委员会（AISC-SHM）来编写结构健康监测应用规范和指南，以推动SHM在实际航空结构中的工程应用。而在实际航空工程应用中，面向航空结构的SHM系统是非常重要的研究内容之一。

世界主要航空制造公司分别提出不同的航空SHM系统概念，如巴西航空公司初步提出离线和在线两种SHM系统方案。在市场上已有的航空SHM系统中，美国Acellent公司针对不同的监测需求研制出不同的监测系统，并与美国军方和世界主要航空制造公司合作开展在实际飞机结构中的应用研究。澳大利亚的SMS公司发展出基于相对真空监测（Comparative vacuum monitoring,CVM）的裂纹监测系统。国内袁慎芳研究小组研发了多种基于压电传感器的主被动飞机结构健康监测系统。西安交通大学同浙江精功集团合作研究出机载智能涂层监控系统，在军机上得到应用。这些系统虽然分别具有不同的监测功能，但是集成度普遍不高，造成单个系统很难满足航空结构多种监测需求。

发明内容

有鉴于此，本发明提出一种航空器的结构健康监测系统，以集成多种结构健康监测功能，克服现有航空结构健康监测系统功能单一的缺点。

本发明实施例提供了一种航空器的结构健康监测系统，所述系统包括：

传感器网络，与第一子系统、第二子系统、第三子系统、第四子系统及第六子系统连接，用于向第一子系统、第二子系统、第三子系统、第四子系统及第六子系统提供传感信号；

第一子系统，与所述传感器网络、第五子系统以及第六子系统连接，用于对大尺寸航空结构的多损伤定量化监测；

第二子系统，与所述传感器网络、第五子系统以及第六子系统连接，用于对航空金属结构高应力区域微小裂纹的监测，以及对航空复合材料结构高应力区域分层、脱粘和纤维断裂等损伤的监测；

第三子系统，与所述传感器网络、第五子系统以及第六子系统连接，用于航空复合材料结构的外部撞击进行定位及载荷重构；

第四子系统，与所述传感器网络、第五子系统以及第六子系统连接，用于对航空结构关键区域应变的分布式实时测量及相应载荷重构；

第五子系统，与所述传感器网络、所述第一子系统、所述第二子系统、所述第三子系统、所述第四子系统及所述第六子系统连接，用于航空结构剩余强度和寿命进行预测；

第六子系统，与所述传感器网络、所述第一子系统、所述第二子系统、所述第三子系统、所述第四子系统、所述第五子系统连接，用于控制协调其他子系统的工作，管理传感器网络。

本发明实施例提供的航空器的结构健康监测系统，通过在该系统内集成具有大面积多损伤监测功能的第一子系统、具有微小损伤监测功能的第二子系统、具有撞击监测功能的第三子系统、具有应变监测的第四子系统以及具有结构剩余强度和寿命预测功能的第五子系统，提高了航空器健康监测系统的集成度，克服了现有航空结构健康监测系统功能单一的缺点。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1是本发明实施例提供的航空器的结构健康监测系统的结构图；

图2是本发明实施例提供的航空器的结构健康监测系统中的第一子系统的结构图；

图3是本发明实施例提供的航空器的结构健康监测系统中的第二子系统的结构图；

图4是本发明实施例提供的航空器的结构健康监测系统中的第三子系统的结构图；

图5是本发明实施例提供的航空器的结构健康监测系统中的第四子系统的结构图；

图6是本发明实施例提供的航空器的结构健康监测系统中的第五子系统的结构图；

图7是本发明实施例提供的航空器的结构健康监测系统中的第六子系统的结构图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部内容。

图1是本发明实施例提供的航空器的结构健康监测系统的结构图。参见图1，所述航空器的结构健康监测系统包括：传感器网络110、第一子系统120、第二子系统130、第三子系统140、第四子系统150、第五子系统160以及第六子系统170。

所述传感器网络110分别于所述第一子系统120、第二子系统130、第三子系统140、第四子系统150及第六子系统170相连接，用于向第一子系统120、第二子系统130、第三子系统140以及第四子系统150提供传感信号。

所述传感器网络110是分布式混合传感器网络，其传感元件包括压电传感器、光纤传感器、智能涂层、柔性涡流传感器和/或CVM传感器。并且，优选的，所述传感元件采用柔性电路技术和微加工技术封装为柔性薄膜夹层，并集成于航空结构中。

进一步优选的，传感元件包括350个压电传感器、10条分布式光纤传感器和50组柔性涡流阵列传感器。其中，300个压电传感器用于主动传感所述第一子系统120所需的Lamb波监测信号；50个压电传感器用于所述第三子系统140所需的结构撞击响应信号；10条分布式光纤传感器共1000个应变监测点，为所述第四子系统150提供应变传感数据，50组柔性涡流阵列传感器为所述第二子系统130提供热点区域的传感数据。

所述第一子系统120、第二子系统130、第三子系统140、第四子系统150、第五子系统160以及第六子系统170分别是大面积多损伤监测子系统、关键区域微小损伤监测子系统、撞击监测子系统、关键区域应变监测子系统、结构剩余强度与寿命预测子系统以及综合控制子系统。

所述第一子系统120，也即大面积多损伤监测子系统，分别与所述传感器网络110、所述第五子系统160以及所述第六子系统170连接，用于对大尺寸航空结构的多损伤定量化监测。

所述第二子系统130，也即关键区域微小损伤监测子系统，分别与所述传感器网络110、所述第五子系统160以及所述第六子系统170连接，用于对航空金属结构高应力区域微小裂纹的监测，以及对航空复合材料结构高应力区域分层、脱粘和纤维断裂等损伤的监测。

所述第三子系统140，也即撞击监测子系统，分别与所述传感器网络110、所述第五子系统160以及所述第六子系统170连接，用于对航空复合材料结构的外部撞击进行定位及载荷重构。

所述第四子系统150，也即关键区域应变监测子系统，分别与所述传感器网络110、所述第五子系统160以及所述第六子系统170连接，用于对航空结构关键区域应变的分布式实时测量及相应载荷重构。

所述第五子系统160，也即结构剩余强度与寿命预测子系统，分别与所述第一子系统120、所述第二子系统130、所述第三子系统140、所述第四子系统150、所述第六子系统170连接，用于对航空结构剩余强度和寿命进行预测。

所述第六子系统170，也即综合控制子系统，分别与所述传感器网络110、所述第一子系统120、所述第二子系统130、所述第三子系统140、所述第四子系统150、所述第五子系统160连接，用于控制协调上述子系统的工作，同时管理所述传感器网络110。

图2是本发明实施例提供的航空器的结构健康监测系统中的第一子系统的结构图。所述第一子系统，也即大面积多损伤监测子系统选用所述传感器网络110中300个压电传感器组成的第一压电传感器子网络采集信号。参见图2，所述第一子系统120包括：信号激励与采集模块121、多通道切换模块122、多损伤定量化监测模块123、第一数据存储模块124以及第一控制模块125。

所述信号激励与采集模块121用于产生激励信号并进行功率放大后，将经过功率放大的激励信号加载至传感器网络的压电传感器上，同时对压电传感器的输出信号进行调理和高速采集。

所述信号激励与采集模块121产生常见的五波峰正弦调制激励信号，信号的中心频率范围为50Hz～500kHz，幅值范围为-5V～5V,进行功率放大后幅值达到-70V～70V，经所述多通道切换模块122加载到传感器网络中的压电传感器上作为激励，然后对网络中另一个压电传感器的输出信号进行调理和高速采集。所述高速采集的采样率达到20MHz，一次采集点数大于20000个，采用模拟触发模式。

所述多通道切换模块122用于根据事先确定的扫查策略，对传感器网络中的压电传感器进行多通道扫查。

所述多通道切换模块122可承受1000V高压，通过组合使其具有512个独立的输入/输出端口,可根据事先确定的扫查策略，选择每次信号激励和采集的激励和传感器，实现对所述传感器网络中压电传感器的多通道扫查。

所述多损伤定量化监测模块123用于对传感器网络的传感信号进行分析和处理，并根据损伤识别算法实现对所选大尺寸航空结构的多损伤定量化监测。

所述第一数据存储模块124用于存储传感信号和多损伤定量化监测结果。

所述第一控制模块125用于控制所述第一子系统内各模块并与第五子系统和第六子系统进行通信。

图3是本发明实施例提供的航空器的结构健康监测系统中的第二子系统的结构图。所述第二子系统，也即关键区域微小损伤监测子系统选用所述传感器网络110中50组柔性涡流阵列传感器组成的柔性涡流阵列传感器子网络进行信号采集。参见图3，所述第二子系统130，也即关键区域微小损伤监测子系统包括：传感信号采集模块131、损伤定量化诊断模块132、第二数据存储模块133以及第二控制模块134。

所述传感信号采集模块131用于采集所述传感器网络中柔性涡流阵列传感器的传感信号。

所述损伤定量化诊断模块132用于对采集数据进行分析，根据基准数据定量化给出热点区域的微小损伤情况。优选的，所述损伤定量化诊断模块132根据基准数据定量化给出50个热点区域的微小损伤情况。

所述第二数据存储模块133用于存储热点区域的传感数据和微小损伤数据。优选的，所述第二数据存储模块133存储50个热点区域的传感数据和微小损伤数据。

所述第二控制模块134用于控制所述第二子系统内各模块并与第五子系统和第六子系统进行通信。

图4是本发明实施例提供的航空器的结构健康监测系统中的第三子系统的结构图。所述第三子系统140，也即撞击监测子系统采用所述传感器网络110中50个压电传感器组成的第二压电传感器子网络进行信号采集。参见图4，所述第三子系统140包括：多通道撞击响应采集模块141、撞击定位和载荷重构模块142、第三数据存储模块143以及第三控制模块144。

所述多通道撞击响应采集模块141用于被动采集外部撞击在结构中引起的响应信号。

所述多通道撞击响应采集模块141可进行多达128通道的同步采集，采样率最高为300kHz，输入信号幅值范围为-15V～15V。并且，所述多通道撞击响应采集模块还被动同步采集50个压电传感器输出的撞击响应信号。

所述撞击定位和载荷重构模块142用于对撞击响应信号进行分析处理，确定撞击的位置并重构出撞击载荷。

所述撞击定位和载荷重构模块142基于能量重心法估计出撞击位置，并基于系统模型识别方法重构出撞击载荷历程。

所述第三数据存储模块143用于存储撞击响应信号和撞击监测结果。

所述第三控制模块144用于控制所述第三子系统内各模块并与第五子系统和第六子系统进行通信。

图5是本发明实施例提供的航空器的结构健康监测系统中的第四子系统的结构图。所述第四子系统150，也即关键区域应变监测子系统选用所述传感器网络110中10条分布式光纤传感器组成的光纤传感器子网络进行信号采集。参见图5，所述第四子系统150包括：分布式光纤应变测量模块151、载荷重构模块152、第四数据存储模块153以及第四控制模块154。

所述分布式光纤应变测量模块151用于对所述传感器网络中的光纤应变传感器进行信号解调和应变测量。优选的，所述分布式光纤应变测量模块151对1000个应变监测点的光纤传感信号进行解调、温度补偿和应变测量。

所述载荷重构模块152用于根据测得的应变重构出相应的载荷。

所述第四数据存储模块153用于存储应变测量值及其载荷重构结果。

所述第四控制模块154用于控制所述第四子系统内各模块并与第五子系统和第六子系统进行通信。

图6是本发明实施例提供的航空器的结构健康监测系统中的第五子系统的结构图。所述第五子系统160分别与所述第一子系统120、第二子系统130、第三子系统140、第四子系统150以及第六子系统170相连接。参见图6，所述第五子系统160包括：结构模型数据库161、专家数据库162、剩余强度和寿命分析模块163以及第五控制模块164。

所述结构模型数据库161用于存储被监测航空结构的有限元模型参数。

所述专家数据库162用于存储维护维修策略。

所述剩余强度和寿命分析模块163用于根据各子系统的监测结果，结合航空结构的有限元模型参数进行数值计算，估算出被测结构的剩余强度和寿命，并根据专家数据库中的维护维修策略，生成结构修理建议。

所述第五控制模块164用于控制所述第五子系统内各模块并与第六子系统进行通信。

图7是本发明实施例提供的航空器的结构健康监测系统中的第六子系统的结构图。参见图7，所述第六子系统170，也即综合控制子系统包括：内部总线控制模块171、处理器172、电源控制模块173、传感器网络管理模块174以及外部接口模块175。

所述内部总线控制模块171用于与连接在总线上的各个子系统进行通信。

参见图7，所述内部总线控制模块171分别与所述第一子系统120、第二子系统130、第三子系统140、第四子系统150以及第五子系统160相连，与它们分别进行通信，从而实现对上述各个子系统的控制。

所述处理器172用于对所述第六子系统的各模块进行控制。

所述电源控制模块173用于根据不同的供电需要，对输入的标准航空电源参数进行调节，分别为各子系统和传感器网络进行供电。

所述传感器网络管理模块174用于对多功能传感器网络进行自检，根据自检结果对网络中的压电传感器自动组网，并提交网络维修报告。

所述外部接口模块175用于与上位系统交互通信。优选的，所述外部接口模块175用于与航空器的全机综合健康管理系统进行通信。因此，由于所述第六子系统170具有所述外部接口模块175，本实施例所提供的航空器的结构健康监测系统能够容易整合到航空器的航电系统中，为所述航空器的结构健康监测系统在航空器上的应用提供了便利。

最后，还需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系属于仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或者操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并不用于限制本发明，对于本领域技术人员而言，本发明可以有各种改动和变化。凡在本发明的精神和原理之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种航空器的结构健康监测系统，其特征在于，包括：

传感器网络，与第一子系统、第二子系统、第三子系统、第四子系统及第六子系统，用于向第一子系统、第二子系统、第三子系统、第四子系统及第六子系统提供传感信号；

第一子系统，与所述传感器网络、第五子系统以及第六子系统连接，用于对大尺寸航空结构的多损伤定量化监测；

第二子系统，与所述传感器网络、第五子系统以及第六子系统连接，用于对航空金属结构高应力区域微小裂纹的监测，以及对航空复合材料结构高应力区域分层、脱粘和纤维断裂等损伤的监测；

第三子系统，与所述传感器网络、第五子系统以及第六子系统连接，用于对航空复合材料结构的外部撞击进行定位及载荷重构；

第四子系统，与所述传感器网络、第五子系统以及第六子系统连接，用于对航空结构关键区域应变的分布式实时测量及相应载荷重构；

第五子系统，与所述第一子系统、所述第二子系统、所述第三子系统、所述第四子系统及所述第六子系统连接，用于对航空结构剩余强度和寿命进行预测；

第六子系统，与所述传感器网络、所述第一子系统、所述第二子系统、所述第三子系统、所述第四子系统、所述第五子系统连接，用于控制协调其他子系统的工作，管理传感器网络。

2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述传感器网络是分布式混合传感器网络，其传感元件包括压电传感器、光纤传感器、智能涂层、柔性涡流传感器和/或相对真空监测CVM传感器。

3.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述传感元件采用柔性电路技术和微加工技术封装为柔性薄膜夹层，并集成于航空结构中。

4.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述第一子系统包括：

信号激励与采集模块，用于产生激励信号并进行功率放大后，将经过功率放大的激励信号加载至传感器网络的压电传感器上，同时对压电传感器的输出信号进行调理和高速采集；

多通道切换模块，用于根据事先确定的扫查策略，控制传感器网络中的压电传感器的通断；

多损伤定量化监测模块，用于对传感器网络的传感信号进行分析和处理，并根据损伤识别算法实现对所选大尺寸航空结构的多损伤定量化监测；

第一数据存储模块，用于存储传感信号和多损伤定量化监测结果；

第一控制模块，用于控制所述第一子系统内各模块并与第六子系统进行通信。

5.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述第二子系统包括：

传感信号采集模块，用于采集所述传感器网络中柔性涡流阵列传感器的传感信号；

损伤定量化诊断模块，用于对采集数据进行分析，根据基准数据定量化给出热点区域的微小损伤情况；

第二数据存储模块，用于存储传感信号和微小损伤数据；

第二控制模块，用于控制所述第二子系统内各模块并与第六子系统进行通信。

6.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述第三子系统包括：

多通道撞击响应采集模块，用于被动采集外部撞击在结构中引起的响应信号；

撞击定位和载荷重构模块，用于对撞击响应信号进行分析处理，确定撞击的位置并重构出撞击载荷；

第三数据存储模块，用于存储撞击响应信号和撞击监测结果；

第三控制模块，用于控制所述第三子系统内各模块并与第六子系统进行通信。

7.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述第四子系统包括：

分布式光纤应变测量模块，用于对所述传感器网络中的光纤应变传感器进行信号解调和应变测量；

载荷重构模块，用于根据测得的应变重构出相应的载荷；

第四数据存储模块，用于存储应变测量值及其载荷重构结果；

第四控制模块，用于控制所述第四子系统内各模块并与第六子系统进行通信。

8.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述第五子系统包括：

结构模型数据库，用于存储被监测航空结构的模型参数；

专家数据库，用于存储维护维修策略；

剩余强度和寿命分析模块，用于根据各子系统的监测结果，结合航空结构的模型参数进行数值计算，估算出被测结构的剩余强度和寿命，并根据专家数据库中的维护维修策略，生成结构修理建议；

第五控制模块，用于控制所述第五子系统内各模块并与第六子系统进行通信。

9.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述第六子系统包括：

内部总线控制模块，用于与连接在总线上的各个子系统进行通信；

处理器，用于对所述第六子系统的各模块进行控制；

电源控制模块，用于根据不同的供电需要，对输入的标准航空电源参数进行调节，分别为各子系统和传感器网络进行供电；

传感器网络管理模块，用于对多功能传感器网络进行自检，根据自检结果对网络中的压电传感器自动组网，并提交网络维修报告；

外部接口模块，用于与上位系统交互通信。