CN112345217A - 一种飞机关键部位剩余疲劳寿命智能健康监测系统 - Google Patents

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杨博文
许陪玉
张伟
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Abstract

本发明提供一种飞机关键部位剩余疲劳寿命智能健康监测系统，属于结构实时健康监测技术领域。航空航天关键重要构件智能传感网络系统集成了光纤光栅网络、智能传感器、监测与疲劳损伤评估、寿命预测、损伤预警等系统，可以完成对航空航天关键重要构件性能数据的采集、记录和分析，还可以选择记录飞机结构载荷数据，实现航空航天关键重要构件关键位置的疲劳的原位监测和高效追踪。实现各个关键点的实时原位疲劳监测并组成传感网络，实现整个结构的疲劳监测。此外，可以使用便携式多功能查询终端通过分布在航空航天设备各处的接连点接入关重件集成监测与故障诊断系统，可以更深层次地对故障原因进行查询。

Description

一种飞机关键部位剩余疲劳寿命智能健康监测系统
技术领域
本发明涉及一种飞机关键部位剩余疲劳寿命智能健康监测系统，特别涉及一种疲劳损伤无线智能节点传感网络的设计方法，属于结构实时健康监测技术领域。
背景技术
随着航空航天设备复杂性的不断提高，对航空航天关键重要构件发动机、起落架、机翼、机身、辅助动力装置和其他飞行系统使用和维护的要求也不断提高。通过智能健康监测网络支持航空航天设备持续适航，实现设备固有的安全性、可靠性和维修性，提高设备可靠性，减低设备运营成本。同时通过采集、分析、反馈设备运行和维修等信息，改进设备设计、制造和服务水平，指导研究更具市场竞争性的航空航天关键重要构件具有重要意义。
通过对飞机飞行状态的实时监控、故障诊断和全面把握飞机健康状态，为运行监控人员和航空公司的维修保障人员及时确定故障原因、性质、部位、维修措施，合理安排维护时间、任务及应急措施等提供技术支持。通过健康管理系统的应用实现我国大型客机全球化服务网络、全寿命周期服务解决方案、航空公司数字化解决方案等，达到高度数字化、网络化、集成化、实时化和智能化的电子化运营支持的目标。
飞机结构不仅要承受复杂循环的疲劳载荷、意外冲击载荷等作用，而且还要承受温度、湿度等严苛的外部环境因素的考验，这些因素严重影响飞机的结构性能。监测飞机关键结构是避免结构薄弱部位失效的重要手段，避免引起突发灾难性事故、降低维护成本、延长使用寿命。复合材料广泛应用于飞机结构部位，但损伤模式复杂多样，通常分为纤维断裂、基体失效、纤维与基体界面脱粘等，不易从表面直接观察且检测困难。因此，需要对飞机结构的疲劳寿命进行监测，制定维护策略和维修方案，以保证飞行器的安全服役并取得最大的经济效益。疲劳裂纹监测传感器是结构健康监测系统的重要组成部分，研发易于同结构集成、灵敏度高，能够在苛刻环境可靠服役工作的传感器是基于结构健康监测技术损伤容限设计研究的重点。
目前对于飞机关键结构的实时监测方案大多仅仅停留在理论设计阶段，而在工程监测领域，飞机零部件危险部位的剩余疲劳寿命预测大多依赖普通应变传感器对结构表面应变进行估计测，并对监测数据进行定期统计、结合结构疲劳寿命预测理论以及当前结构服役载荷水平进行机械构件剩余疲劳的预测，尚没有形成系统的传感网络健康监测评估方法，所用监测方式简单，且无法实时准确地反映结构当前累积疲劳损伤与剩余疲劳寿命，误差较大、实时性差、成本高以及工程适应性较弱。而且对于无法直接安装应变传感器的位置，大多采用停机检测方案，无法准确实时反映飞机结构件实际情况。
针对航空航天关键重要构件结构的疲劳损伤特性，本发明设计了一种结构疲劳寿命智能节点和复杂结构关键位置智能健康监测系统，实现航空航天关键重要构件结构实时高效的原位监测、损伤评估、寿命预测、健康预警的一体化智能监测系统，也是国际上首次实现原位结构疲劳寿命智能健康监测体系。
发明内容
本发明目的在于提供一种疲劳寿命无线智能传感网络健康监测系统，设计了飞机关键结构累积疲劳损伤智能监测传感器及寿命预测方法。航空航天关键重要构件智能传感网络集成了智能传感器、监测与疲劳损伤评估、寿命预测、损伤预警系统，可以完成对航空航天关键重要构件性能数据的采集、记录和分析，还可以选择记录飞机结构载荷数据，实现航空航天关键重要构件关键位置的疲劳的原位监测和高效追踪。实现各个关键点的实时原位疲劳监测并组成传感网络，实现整个结构的疲劳监测。此外，可以使用便携式多功能查询终端通过分布在航空航天设备各处的接连点接入集成监测与故障诊断系统，可以更深层次地对故障原因进行查询。
利用航空航天关键设备集成疲劳智能监测传感系统分析航空航天各系统、设备的实时监测数据和历史数据，通过先进的预测算法得到未来状态趋势数据，预测出在未来的可能会出现的故障，设定相应的预警策略，提前将故障隐患进行排除。通过整个传感网络对飞机零部件关键部位的应变状态进行合理预测，并及时反馈给操作人员，防止突发事故的产生，确保飞机服役期间整体性能安全可靠的工作。
本发明的技术方案：
一种飞机关键部位剩余疲劳寿命智能健康监测系统，包括疲劳寿命预测智能单节点监测模块A和结构网络模块B，疲劳寿命预测智能单节点监测模块A阵列式排布在结构网络模块B上；
所述的疲劳寿命预测智能单节点监测模块A包括光纤光栅传感器采集监测模块1、光纤光栅解调处理模块2、载荷数据处理模块3、结构疲劳寿命预测模块4和疲劳寿命预警显示模块5；
所述的光纤光栅传感器采集监测模块1等距安放在结构关键体薄弱部位，其表面主要设有若干螺孔1-1、层间螺栓柱1-2、印刷电路1-3及光纤光栅传感器1-4组成，印刷电路1-3连接若干光纤光栅传感器1-1得到光纤光栅传感网路；印刷电路1-3由X轴和Y轴组成；
所述的光纤光栅解调处理模块2主要由若干螺孔2-1、印刷电路2-2及光纤光栅解调器2-3组成，光纤光栅解调器2-3与光纤光栅传感器1-4对应排布；
所述的载荷数据处理模块主要由螺孔3-1、数字信号处理器3-2与串口连接线3-3组成，光纤光栅解调器2-3的数据由串口连接线3-3传输到数字信号处理器3-2进行处理；
所述的结构疲劳寿命预测模块4主要由螺孔4-1、疲劳寿命智能监测传感器4-2、数据传输端口4-3和无线传输模块4-4组成，数字信号处理器3-2的载荷数据由数据传输端口4-3传输至疲劳寿命智能监测传感器4-2，通过疲劳寿命预测模型进行计算，将计算结果通过无线传输模块4-4传输；
所述的疲劳寿命预警显示模块5主要由螺孔5-1和疲劳寿命预警显示屏5-2组成，疲劳寿命智能监测传感器4-2计算结果由无线传输模块4-4传输至疲劳寿命预警显示屏5-2，显示结构剩余寿命状态及时报警。
本发明的有益效果：针对目前飞机关键设备疲劳监测领域无法实现传感网络、智能化、高实时性监测的情况，提出一种飞机关键结构疲劳智能健康监测及寿命预测设计方法。本发明应用正在服役的飞机关键结构实时监测累积疲劳损伤并预测剩余疲劳寿命，解决了当前飞机关键结构累积疲劳损伤监测及剩余疲劳寿命预测，需要停机检测，且监测系统庞大、精度较低、实时性差的问题。基于嵌入式微处理技术，可以在监测端实时运算所测机械零部件健康状态并进行预警，确保飞机设备安全可靠工作。本发明提出的智能监测系统采用传感网络数据采集、本地数据分析、远程同步监测的方法，可以很好地解决目前监测方法停机检测、干扰较大的问题，提高了监测精度。
附图说明
图1是光纤光栅传感网络疲劳寿命智能健康监测系统。
图2是疲劳寿命预测智能单节点监测模块。
图3是光纤光栅传感器采集监测模块。
图4是光纤光栅解调处理模块。
图5是载荷数据处理模块。
图6是结构疲劳寿命预测模块。
图7是疲劳寿命预警显示模块。
图中：A疲劳寿命预测智能单节点监测模块；B结构网络模块；1光纤光栅传感器采集监测模块；2光纤光栅解调处理模块；3载荷数据处理模块；4结构疲劳寿命预测模块；5疲劳寿命预警显示模块；1-1螺孔；1-2层间螺栓柱；1-3印刷电路；1-4光纤光栅传感器；2-1螺孔；2-2印刷电路；2-3光纤光栅解调器；3-1螺孔；3-2数字信号处理器；3-3串口连接线；4-1螺孔；4-2疲劳寿命智能监测传感器；4-3数据传输端口；4-4无线传输模块；5-1螺孔；5-2疲劳寿命预警显示屏。
具体实施方式
下面结合附图及技术方案详细说明本发明的具体实施方式。
一种飞机关键部位剩余疲劳寿命智能健康监测系统，包括光纤光栅网络及智能节点模块、调制解调单元、无线数据传输与处理单元、疲劳寿命预警显示单元及传感网络。在被测飞机关键结构表面安装智能节点形成传感网络，利用实时监测获取多轴随机载荷，获得飞机关键结构被测位置的累积疲劳损伤并基于结构疲劳分析理论合理预测其剩余疲劳寿命。通过结构疲劳损伤显示及预警模块对飞机关键结构被测位置当前累积疲劳损伤与剩余疲劳寿命进行预警，同时利用无线传输模块将结构疲劳状态信息传入计算机监控平台，光纤光栅传感网络疲劳寿命智能健康监测系统如图1。
(Ⅰ)光纤光栅传感网络疲劳寿命智能健康监测系统
由若干智能单节点A组成光纤光栅传感网络，横轴为X轴、纵轴为Y轴，等距安放在结构关键体薄弱部位，经过调制与解调得到随机载荷，数据传输到智能节点健康监测模块A，对载荷数据进行提取、分析、统计、运算、发送的智能节点传感模块，对飞机关键结构累积疲劳损伤与剩余疲劳寿命进行实时显示与预警。
(Ⅱ)疲劳寿命智能单节点监测模块
疲劳寿命智能单节点监测模块，通过1-3连接若干光纤光栅传感器1-1得到光纤光栅传感网路，利用2-3进行解调载荷。由3-3传输得到的数据，通过3-2对实时监测的随机载荷进行处理。利用4-2将4-3传输的载荷数据进行对比分析，判断单点疲劳性能、预测剩余寿命，经过4-4无线传输模块传输至5-2显示及预警模块。经过不同位置多种数据的组合分析，最终通过传感网络得到关键薄弱位置的疲劳寿命性能。
(Ⅲ)疲劳寿命预测理论模型
在智能节点监测模块A中的数据处理单元内部嵌入疲劳寿命预测理论模型，包含四部分：对光纤光栅采集的载荷数据进行分析筛选归一化算法，通过此算法可以剔除采集到的无效数据提高精度，节省系统内存空间，提高寿命理论模型运算效率。对筛选出的载荷数据进行实时雨流计数算法，通过此方法可以实时计算结构的等效疲劳损伤累积参量。等效应力幅值、等效应力均值和循环应力累积周次，评价被测结构疲劳损伤的疲劳累计损伤模型，采用剩余强度剩余刚度模型及最大应力、应变失效准则，则通过该模型可以实时评价结构疲劳寿命损伤累积状态。通过超前载荷预测算法实时预测未来飞机关键结构表面载荷变化情况，反馈给疲劳寿命损伤累积模型，预测结构剩余疲劳寿命。
模型说明：
(1)由于智能监测系统需要实时监测飞机结构表面应变情况，无线传感模块可能存在一定误差。
(2)由于智能监测系统实际安装的飞机结构关键结构及环境可能复杂多变，在进行光纤光栅网络布置时会存在一定误差。

Claims (1)

1.一种飞机关键部位剩余疲劳寿命智能健康监测系统，其特征在于，所述的飞机关键部位剩余疲劳寿命智能健康监测系统包括疲劳寿命预测智能单节点监测模块(A)和结构网络模块(B)，疲劳寿命预测智能单节点监测模块(A)阵列式排布在结构网络模块(B)上；
所述的疲劳寿命预测智能单节点监测模块(A)包括光纤光栅传感器采集监测模块(1)、光纤光栅解调处理模块(2)、载荷数据处理模块(3)、结构疲劳寿命预测模块(4)和疲劳寿命预警显示模块(5)；
所述的光纤光栅传感器采集监测模块(1)等距安放在结构关键体薄弱部位，其表面主要设有若干螺孔(1-1)、层间螺栓柱(1-2)、印刷电路(1-3)及光纤光栅传感器(1-4)组成，印刷电路(1-3)连接若干光纤光栅传感器(1-1)得到光纤光栅传感网路；印刷电路(1-3)由X轴和Y轴组成；
所述的光纤光栅解调处理模块(2)主要由若干螺孔(2-1)、印刷电路(2-2)及光纤光栅解调器(2-3)组成，光纤光栅解调器(2-3)与光纤光栅传感器(1-4)对应排布；
所述的载荷数据处理模块主要由螺孔(3-1)、数字信号处理器(3-2)与串口连接线(3-3)组成，光纤光栅解调器(2-3)的数据由串口连接线(3-3)传输到数字信号处理器(3-2)进行处理；
所述的结构疲劳寿命预测模块(4)主要由螺孔(4-1)、疲劳寿命智能监测传感器(4-2)、数据传输端口(4-3)和无线传输模块(4-4)组成，数字信号处理器(3-2)的载荷数据由数据传输端口(4-3)传输至疲劳寿命智能监测传感器(4-2)，通过疲劳寿命预测模型进行计算，将计算结果通过无线传输模块(4-4)传输；
所述的疲劳寿命预警显示模块(5)主要由螺孔(5-1)和疲劳寿命预警显示屏(5-2)组成，疲劳寿命智能监测传感器(4-2)计算结果由无线传输模块(4-4)传输至疲劳寿命预警显示屏(5-2)，显示结构剩余寿命状态及时报警。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113515849A (zh) * 2021-05-14 2021-10-19 中车青岛四方机车车辆股份有限公司 列车关键结构的寿命预测方法、系统、设备及存储介质

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007086049A (ja) * 2005-09-23 2007-04-05 Jiaotong Univ 地面の変位をモニターするファイバブラッググレーティングにより検知するセグメント化された歪み計
US20100158434A1 (en) * 2008-12-11 2010-06-24 Prueftechnik Dieter Busch Ag Method and device for dynamic measurement of the radial deformation of a rolling bearing ring
CN107401986A (zh) * 2017-07-26 2017-11-28 北京航空航天大学 一种基于光纤光栅实测应变的机翼压心载荷实时监测方法
CN109911245A (zh) * 2019-03-08 2019-06-21 郑州市傅立叶电子科技有限公司 一种飞行器结构的疲劳部件监测系统及其监测方法
CN110261017A (zh) * 2019-04-26 2019-09-20 武汉理工大学 基于光纤传感技术的飞机结构载荷监测系统
CN210793681U (zh) * 2019-03-26 2020-06-19 浙江中欣动力测控技术有限公司 一种无人机机身损坏监测系统
CN111426461A (zh) * 2020-04-14 2020-07-17 大连理工大学 机械零部件关键部位剩余疲劳寿命智能监测传感系统及设计方法

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007086049A (ja) * 2005-09-23 2007-04-05 Jiaotong Univ 地面の変位をモニターするファイバブラッググレーティングにより検知するセグメント化された歪み計
US20100158434A1 (en) * 2008-12-11 2010-06-24 Prueftechnik Dieter Busch Ag Method and device for dynamic measurement of the radial deformation of a rolling bearing ring
CN107401986A (zh) * 2017-07-26 2017-11-28 北京航空航天大学 一种基于光纤光栅实测应变的机翼压心载荷实时监测方法
CN109911245A (zh) * 2019-03-08 2019-06-21 郑州市傅立叶电子科技有限公司 一种飞行器结构的疲劳部件监测系统及其监测方法
CN210793681U (zh) * 2019-03-26 2020-06-19 浙江中欣动力测控技术有限公司 一种无人机机身损坏监测系统
CN110261017A (zh) * 2019-04-26 2019-09-20 武汉理工大学 基于光纤传感技术的飞机结构载荷监测系统
CN111426461A (zh) * 2020-04-14 2020-07-17 大连理工大学 机械零部件关键部位剩余疲劳寿命智能监测传感系统及设计方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
A.LELE，ETAL: "Load monitoring of aircraft landing gears using fiber optic sensors", 《SENSORS AND ACTUATORS A:PHYSICAL》 *
国敏感元件与传感器学术团体联合组织委员会编: "《第十三届全国敏感元件与传感器学术会议论文集（下册）》", 31 October 2014 *
王文娟 薛景锋 张梦杰: "光纤传感在飞机结构健康监测中的应用进展和展望", 《航空科学技术》 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113515849A (zh) * 2021-05-14 2021-10-19 中车青岛四方机车车辆股份有限公司 列车关键结构的寿命预测方法、系统、设备及存储介质

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