聲發(fā)射技術(shù)在飛機主起落架疲勞試驗中的應用研究

引言
主起落架疲勞試驗的主要目的是在疲勞試驗過程中找出主起落架關(guān)鍵部位裂紋的萌生，位置以及擴展，從而為制定出主起落架的修理周期，

修理方式和未來型飛機的主起落架疲勞細節(jié)設計提供技術(shù)指導。聲發(fā)射技術(shù)是疲勞試驗中對主起落實施實時動態(tài)監(jiān)測的一種有效手段。由于試驗過程中易受到機械噪聲、電噪聲、背景聲發(fā)射信號及信號衰減影響，真正能夠明顯觀察到的裂紋信號十分微弱且具有不確定性。論文主要介紹了作者在試驗早期階段研究各部位背景聲發(fā)射信號，為后續(xù)損傷監(jiān)測提供經(jīng)驗時，發(fā)現(xiàn)了主起落梁某部位信號異常，通過提取特定載荷并在該載荷的基礎(chǔ)上做幅值及空間濾波方式的綜合處理，對濾波后的AE信號以趨勢分析為主，輔以相關(guān)參數(shù)驗證的方式處理，取得了滿意結(jié)果。

1 監(jiān)測區(qū)域及傳感器布局
主起落架疲勞試驗監(jiān)測點多達20處，其中最值得關(guān)注的是起落架梁中央翼上下鈦合金板處的應力變化情況，因此在起落架梁上布置了4個寬帶傳感器，實時監(jiān)測該區(qū)域的動態(tài)變化。由于起落架梁隱蔽且結(jié)構(gòu)復雜，圖中無法標注其位置。右側(cè)上、下臂支撐樞軸及作動筒上傳感器安裝布局圖如圖1。

2  AE監(jiān)測硬件設置、數(shù)據(jù)采集
采用美國PAC公司生產(chǎn)的DISP系統(tǒng)監(jiān)測，固定門檻值40-46dB（依據(jù)干擾情況而定），前置放大增益為40dB，主放大增益為20dB，預觸發(fā)時間為32μs，記錄數(shù)據(jù)長度為1K，峰值定義時間(PDT)、波擊定義時間(HDT)和波擊鎖定時間(HLT)分別為500μs,1000μ和3000μs。傳感器1、2、3和4號具有波形采集功能，使用的是寬帶傳感器，相應的濾波頻率是10KHz—2MHz，采樣頻率5MHz；其他則是以參數(shù)為主的諧振式傳感器，使用的是窄帶傳感器，濾波頻率是100 KHz—400 KHz，采樣頻率1MHz。
主起落架疲勞試驗一個完整起落時間大約在12min左右，為保證能夠采集到一個完整起落，采集數(shù)據(jù)長度必須大于12min，在此選擇16min。為保證能夠采集到主起落疲勞試驗中全部4種狀態(tài)的數(shù)據(jù)，四小時內(nèi)必須獲取8個數(shù)據(jù)，一天保證至少20個數(shù)據(jù)量。
用AE對某型飛機主起落架實施動態(tài)監(jiān)測，要求在監(jiān)測過程中能及時預報起落架各關(guān)鍵部位的狀況。波形分析和頻譜分析雖然能有效的處理AE信號,但時效性方面不足,趨勢分析與參數(shù)相結(jié)合的方法很好的彌補了這一點[1-4]。趨勢分析是每次采集一個完整的起落(12min)數(shù)據(jù)后，首先根據(jù)監(jiān)測目標觀察AE信號波計數(shù)或者事件累計數(shù)此時段是否有較大變化（各通道的AE信號Hits或者Events的差別較大，但其相對的差別量相對穩(wěn)定），如果發(fā)生變化，則比較累計數(shù)是否有較大的增加，假若相對增量β≥30%，就要利用其他方法加以分析，否則就沒有分析的必要。其他方法包括：基于幅值濾波、空間濾波、能量濾波、載荷濾波等多種濾波方法及多參數(shù)綜合驗證的處理方式。所有這些數(shù)據(jù)處理都在數(shù)據(jù)采集間隔中進行，以保證監(jiān)測的時效性。限于篇幅在此只選取加載過程中右側(cè)有異常變化的AE信號進行分析。

3信號處理
3.1單通道趨勢分析
在對X+639~X+696小時數(shù)據(jù)分析時，發(fā)現(xiàn)3、4通道的Hits變化趨勢如圖2（a）和(b）所示，圖a中可以看出3通道Hits在X+642小時處由1031開始逐漸增加，X+669小時處達到2032，之后開始下降，到X+686小時時降為1000，并最終維持在1000左右震蕩。圖b的變化趨勢和圖a類似，Hits也是在X+642小時處由554開始急劇上升，X+669小時處到達1556，之后開始下降，X+686時降為660左右，之后一直維持在這個水平上下波動。由于3，4通道的Hits相對增量明顯大于30%，根據(jù)趨勢分析原理，初步判斷3，4通道間有異常情況，但不確定。
3.2 載荷濾波及幅值濾波及空間濾波
載荷濾波方法可以分為設置特定載荷閥門電路以及后期載荷擇取方法。特定載荷閥門電路主要是設置一個閾值載荷，當加載載荷大于閾值載荷時，聲發(fā)射系統(tǒng)開始采集信號。后期載荷擇取則不設置載荷閾值，數(shù)據(jù)實時處理中提取比較大的載荷來分析數(shù)據(jù)，同時也不會漏掉小載荷下有用的聲發(fā)射信號。在主起落架疲勞試驗中，一個完整起落的加載載荷共有10余種，而且是周期性循環(huán)加載（有2種載荷間隔一個起落循環(huán)加載）。每種載荷的聲發(fā)射信號都具有一定的分析價值，但轉(zhuǎn)彎作為加載過程中對主起落架梁某部位作用力最集中的環(huán)節(jié)即該部位在一個完整起落中所受的最大載荷，根據(jù)凱撒效應，把它單獨提取出來信號分析更有利于疲勞試驗監(jiān)測。
從圖3可以看出，轉(zhuǎn)彎載荷處的Hits變化趨勢類似于圖2，這說明了分析轉(zhuǎn)彎處載荷基本上可以取代整個主起落架一個完整起落的分析。
之前有論文已經(jīng)指出[2]，當疲勞裂紋萌生及擴展的聲發(fā)射信號產(chǎn)生時，聲發(fā)射信號中大于60dB的信號數(shù)值就會增加，從圖4可看出X+642~X+669小時內(nèi)隨著時間的增加，大于60dB的信號開始增加，3通道82—97dB之間的Hits在前3幅中開始增加，到第4幅降為零，甚至60dB以后就沒有Hits；同樣4通道在80—97之間Hits前3幅中開始增加，到第4幅降為零。

經(jīng)過證明提取損傷區(qū)域內(nèi)的事件分析有利于信號分析[1,2]。圖5是在轉(zhuǎn)彎載荷處3,4通道區(qū)域內(nèi)信號幅值大于60dB的事件數(shù)，從圖中我們可以看出在X+642~X+669小時時250—300mm區(qū)域內(nèi)的定位事件開始集中并增加，第1和第4幅則沒有定位事件。圖6為3,4通道區(qū)域內(nèi)的事件數(shù)變化趨勢圖，與圖2,3 的Hits的變化趨勢十分類似，也是從X+642小時處開始增長，X+669小處達到波峰后逐漸下降直至為0。

從以上各種分析可以發(fā)現(xiàn)在3,4通道250—300mm區(qū)域間(即離3通道250mm處)在X+642~X+686小時內(nèi)定位事件比較集中，說明此時此處發(fā)生了應力集中—應變增大，分析還說明在這段時間內(nèi)應變的變化呈增長趨勢。這類似于疲勞裂紋的快速擴展階段。但裂紋生成需經(jīng)歷三階段：裂紋萌生，裂紋快速擴展，裂紋的穩(wěn)定擴展時期。沒有裂紋的萌生階段，不可能出現(xiàn)裂紋的快速擴展階段。這說明此處絕不是裂紋信號。在確保沒有氣體泄漏及周圍環(huán)境干擾的情況下，依據(jù)圖4,5,6得出聲發(fā)射信號的增大是由加載系統(tǒng)發(fā)生故障產(chǎn)生從而導致3,4通道250—300mm區(qū)域內(nèi)的應力集中，應變增大。

2.3  參數(shù)驗證
同噪聲信號相比，聲發(fā)射信號幅度大，能量高，上升時間長及信號強度大等特點。因此我們可以通過這些參數(shù)的變化趨勢來驗證上述分析。因應力集中區(qū)域發(fā)生在4探頭附近，離3探頭相對較遠，3,4探頭之間又因為結(jié)構(gòu)原因，信號在傳播到3探頭途中衰減比較嚴重，所以選擇4探頭的參數(shù)來分析。圖7是4通道信號強度隨時間變化趨勢圖。對比圖(6)可以發(fā)現(xiàn),雖然是在轉(zhuǎn)彎載荷下，但此處事件變化趨勢與信號強度變化趨勢幾乎一致。這主要是因為一個完整的起落中轉(zhuǎn)彎載荷作用力比較集中以及250—300mm區(qū)域內(nèi)定位事件數(shù)的影響。信號強度在X+642小時處一路走高，到X+669小時時“波峰”后開始遞減，在X+686小時處降至低點.并一直維持。進一步驗證了3,4通道間250—300mm區(qū)域內(nèi)應力集中的存在，證實加載系統(tǒng)的確存在故障。

在X+669小時時，對加載系統(tǒng)進行檢查，發(fā)現(xiàn)右側(cè)加載筒活動不暢，有摩擦產(chǎn)生。在及時通報工作人員，經(jīng)過加潤滑油的作業(yè)處理后，加載系統(tǒng)又恢復穩(wěn)定，聲發(fā)射信號也降了下來。
3  結(jié)論
在飛機疲勞試驗過程中，對聲發(fā)射信號做實時處理，捕捉裂紋信號的同時也應注意時刻觀察加載系統(tǒng)的穩(wěn)定性情況。信號處理在分析主要作用載荷基礎(chǔ)上，利用區(qū)域內(nèi)的事件數(shù)變化趨勢圖等多種方法綜合分析，并用相關(guān)參數(shù)的趨勢進行驗證，成功的對飛機疲勞監(jiān)測的聲發(fā)射信號進行了分析，報告了加載系統(tǒng)的狀況。指出本課題情況下全面分析所有載荷下的聲發(fā)射信號是不可取,在提取特定部位作用力集中的載荷做分析的基礎(chǔ)上再對信號處理，很好的分析了監(jiān)測數(shù)據(jù)，取得滿意效果。進一步指出在大載荷比較多及載荷特定部位作用力比較集中的情況下分析全部載荷下的聲發(fā)射信號是不可取的，這為以后的監(jiān)測數(shù)據(jù)分析提供了指導意義。
參考文獻
1.        劉文斌 耿榮生等.某型飛機疲勞試驗過程中關(guān)鍵結(jié)構(gòu)的AE監(jiān)測.無損檢測2009年第31卷第10期
2.        馮劍飛 鄔冠華 耿榮生等.某型飛機飛行載荷疲勞試驗過程中的聲發(fā)射監(jiān)測[J].無損檢測.2008.30(8).526-529
3.        耿榮生 李偉.利用趨勢分析技術(shù)對飛機結(jié)構(gòu)進行狀態(tài)監(jiān)測. 第六屆全國聲發(fā)射技術(shù)研討會論文集.1997.10
4.        耿榮生.聲發(fā)射檢測與飛機疲勞試驗定壽. 第八屆全國聲發(fā)射技術(shù)研討會論文集.1999.6

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