飛機短艙吊掛結構狀態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)軟硬件集成化設計

孫劍 高麗敏 邱雷 范澎澎

摘要：針對飛機短艙和吊掛關鍵結構部位狀態(tài)監(jiān)測的需求與目標，制定了總體監(jiān)測方案，根據(jù)結構的特點對多種傳感器進行了合理化布局，并對多臺監(jiān)測設備的軟硬件進行了集成化設計，解決了多設備總線通信、3D模型顯示與處理、數(shù)據(jù)庫管理、人機交互界面設計等關鍵技術，利用LabVIEW編制了上位機軟件，實現(xiàn)了用一臺上位機管控多傳感器數(shù)據(jù)采集、多設備參數(shù)配置與數(shù)據(jù)傳輸、多類型數(shù)據(jù)存儲與管理等復雜功能，并且能在3D模型上實時動態(tài)顯示結構狀態(tài)變化，還具備了結構狀態(tài)變化動態(tài)回放、歷史數(shù)據(jù)可查詢以及可擴展性等功能。驗證試驗表明，該系統(tǒng)達到了飛機結構狀態(tài)監(jiān)測的實時性和準確性、結果顯示直觀性、數(shù)據(jù)管理規(guī)范性、人機交互便捷性等設計目標，對于飛機結構狀態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)集成技術的發(fā)展具有一定的意義。

關鍵詞：結構狀態(tài)監(jiān)測;總線通信;數(shù)據(jù)庫;3D模型;LabVIEW

0引言

飛機結構健康監(jiān)測（SHM）技術能實時監(jiān)測民機結構健康狀態(tài)，及時發(fā)現(xiàn)隱患，保障飛行安全，且在飛機維護維修中發(fā)揮重要作用，不僅可以減少維修維護工時，提高效率，降低成本，還可對飛機某些不可達區(qū)域進行監(jiān)測，另外對于結構減重設計也頗具意義^[1]。

近年來，結構健康監(jiān)測技術已在國內外多型軍機型號上得到了實際應用，在民機領域，由于適航等因素，目前尚處于地面驗證或飛行驗證階段。例如，美國Sandia國家實驗室在達美航空公司運營的9架波音737飛機上安裝了壓電傳感器和裂紋傳感器監(jiān)測飛機狀態(tài);空客對A350XWB開展了多種結構健康監(jiān)測方法的飛行驗證，包括艙門碳纖維機體結構的沖擊實時監(jiān)測、垂尾平面連接螺釘?shù)睦祛A應力監(jiān)測、水平安定面的載荷監(jiān)測等;龐巴迪公司在其新型的Learjet-85公務機的復合材料垂直安定面上安裝了壓電傳感器，并進行了試飛測試。

中國航空工業(yè)集團和南京航空航天大學等多家研究機構對基于光纖、壓電、聲發(fā)射等傳感器的結構健康監(jiān)測技術進行了大量的試驗和地面驗證工作，飛行驗證工作也在開展之中。

飛機結構健康監(jiān)測技術利用壓電傳感器、光纖傳感器、納米涂層傳感器和智能涂層傳感器等在短艙吊掛、機翼翼盒、機身蒙皮或門框區(qū)等關鍵結構上實施監(jiān)測，建立多功能的綜合結構健康監(jiān)測系統(tǒng)。

傳統(tǒng)上，每種監(jiān)測任務都需要使用一套完整的監(jiān)測系統(tǒng)來實現(xiàn)，增加了監(jiān)測系統(tǒng)外在連接的復雜度.降低了系統(tǒng)的可靠性和執(zhí)行效率。為了提高結構健康監(jiān)測系統(tǒng)的集成度、可靠性，有必要開展結構狀態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)軟硬件集成技術的研究，且需突破其中涵蓋的關鍵技術。

本文針對飛機短艙和吊掛關鍵部位的結構狀態(tài)監(jiān)測需求，利用多傳感器融合與軟硬件集成技術，實現(xiàn)當結構發(fā)生撞擊事件、應變狀態(tài)、金屬疲勞裂紋等狀態(tài)變化時的實時在線監(jiān)測目標。

1總體設計架構

短艙和吊掛結構可能會因意外撞擊、應力集中及金屬疲勞等原因而產生諸如應變、撞擊損傷、疲勞裂紋等結構狀態(tài)的變化，進而造成結構破壞。通過在關鍵結構上集成的傳感器，在線監(jiān)測結構狀態(tài)變化情況，輔以無損檢測手段定期巡檢，可對結構破壞提前預警，避免事故的發(fā)生。

對于短艙結構，進氣道和風扇罩大量采用復合材料制成，在受到飛鳥、石子或冰雹等外力撞擊后易產生肉眼無法察覺的分層等內部損傷及應變，因而可利用集成于結構上的納米涂層、光纖光柵等傳感器，實時監(jiān)測進氣道和風扇罩等關鍵部位的撞擊位置、能量及應變狀態(tài)^[2-3]。

對于吊掛結構，吊掛連桿因受力較大易產生疲勞裂紋，將智能涂層監(jiān)測（ICM）傳感器固定于吊掛連桿結構的連接孔周圍，可實時監(jiān)測金屬疲勞裂紋。

本文設計了短艙進氣道和吊掛結構狀態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)集成的總體架構方案，如圖1所示。在此方案中，利用與結構集成為一體的納米涂層傳感器監(jiān)測撞擊事件，利用光纖光柵傳感器監(jiān)測應變狀態(tài)，利用智能涂層傳感器監(jiān)測金屬疲勞裂紋。

2傳感器布局

短艙進氣道試驗件由復合材料制成，在試驗件中部位置設計有維修窗口，窗口邊緣易成為應力集中區(qū)域，所以在維修窗口的邊緣處布置了光纖光柵傳感器以監(jiān)測應變，另外在中間窗口下方噴涂了4個納米涂層傳感器以監(jiān)測撞擊事件，如圖2所示。

吊掛連桿試驗件由金屬制成，在試驗件兩端位置設計有4個連接孔，在每個孔的外側各粘貼了1個智能涂層傳感器以監(jiān)測裂紋產生及大小，如圖3所示。

3系統(tǒng)硬件集成

硬件集成的關鍵技術是上位機與各傳感設備之間的接口設計。接口類型在傳感設備硬件設計時即已確定，接口決定了通信總線和通信協(xié)議。如果作為主控計算機的上位機與下位機即各傳感設備的接口類型不一致，則需通過轉接模塊進行接口轉換。在本文的設計中，上位機與光纖光柵傳感設備、納米涂層傳感設備之間的通信接口為以太網接口，兩臺設備通過一臺網絡交換機與上位機連接，通信協(xié)議采用TCP/IP協(xié)議，智能涂層傳感設備通過RS485轉USB模塊與上位機連接，通信協(xié)議采用串口協(xié)議^[4]，如圖4所示。

4系統(tǒng)軟件集成

4.1功能模塊

由于監(jiān)測系統(tǒng)中的各傳感子系統(tǒng)可以共用通信總線進行數(shù)據(jù)交換和共享，且它們的數(shù)據(jù)最終都會被上傳至上位機，故可將各傳感子系統(tǒng)的顯控軟件集成為一個顯控軟件，運行于上位機，由上位機統(tǒng)一管理和控制。

上位機軟件功能模塊包括總線通信、數(shù)據(jù)庫、3D模型顯示與處理、用戶界面等模塊，如圖5所示。各模塊的功能為：總線通信模塊使上位機通過總線獲取傳感系統(tǒng)采集的數(shù)據(jù)，并能對系統(tǒng)的參數(shù)、工作模式等進行配置;數(shù)據(jù)庫模塊用于存儲各傳感設備采集的數(shù)據(jù)，以及查詢歷史數(shù)據(jù);3D模型顯示與處理模塊用于試驗件3D模型導入、傳感器布局、顯示應變云圖、撞擊及裂紋的動態(tài)效果和歷史回放;用戶界面模塊能實時顯示結構狀態(tài)變化的大小和位置坐標，用戶通過人機交互界面操控軟件，完成相應監(jiān)測任務。

4.2運行機制

上位機軟件采用LabVIEW語言開發(fā)^[5]，基于軟件的任務和功能，確定了軟件的總體運行機制，如圖6所示。

在此機制中，核心環(huán)節(jié)為SHM任務操作、任務初始化和任務執(zhí)行。SHM任務操作包括新建任務或導入一個已有任務并進行修改。

新建一個SHM任務首先要導入3D模型文件，為其配置若干臺SHM設備，針對每個設備進行參數(shù)設置，包括設備名稱及屬性、工作參數(shù)、數(shù)據(jù)及結果屬性、通信參數(shù)等，同時導入并在模型上添加傳感器網絡;然后對SHM數(shù)據(jù)管理進行設置，如數(shù)采時間段長度、硬盤容量限制等;最后系統(tǒng)軟件對上述用戶設置進行相容性檢查，檢查通過后完成SHM任務新建工作，并保存該任務;修改任務的過程與新建任務類似，已設置好的參數(shù)可直接跳過。

SHM任務初始化時，系統(tǒng)軟件會檢查上位機與各SHM設備的通信狀態(tài)，并下發(fā)SHM設備工作指令參數(shù)，正常后進入任務執(zhí)行階段。

SHM任務執(zhí)行時，SHM設備管理功能、數(shù)據(jù)管理功能和可視化管理功能并行運行，SHM設備管理同時與多個SHM設備通信并讀取數(shù)據(jù)。為保證監(jiān)測數(shù)據(jù)不丟失，對SHM數(shù)據(jù)管理模塊和可視化管理模塊采用了多進程、并行循環(huán)結構設計，即針對每一臺SHM設備建立一個控制循環(huán)，多個系統(tǒng)控制循環(huán)之間并行執(zhí)行，相互獨立。在每個控制循環(huán)中，軟件通過通信接口實時監(jiān)聽并讀取SHM設備監(jiān)測數(shù)據(jù)，經過數(shù)據(jù)處理后在SHM設備子界面上顯示監(jiān)測數(shù)據(jù)和結果;與此同時，上述三項功能還與用戶界面實時交互，在軟件主界面的3D模型上動態(tài)、同步顯示結構的多種狀態(tài)變化情況，并接受用戶的操作控制。

4.3數(shù)據(jù)庫設計

數(shù)據(jù)庫主要用于存儲和管理設備工作參數(shù)、試驗件模型數(shù)據(jù)、各傳感設備采集的原始監(jiān)測數(shù)據(jù)和處理結果數(shù)據(jù)等，并實現(xiàn)歷史數(shù)據(jù)可查詢。系統(tǒng)軟件數(shù)據(jù)組成如圖7所示。

數(shù)據(jù)組成包括幾類：傳感設備工作參數(shù)，如采樣率、采樣長度、采集數(shù)據(jù)類型、通道選擇等;傳感設備輸出數(shù)據(jù)，由傳感設備產生的原始監(jiān)測數(shù)據(jù)以及傳感設備處理后的結果等組成，以及上位機獲取這些結果的運行時刻;數(shù)據(jù)二次處理參數(shù)及結果，根據(jù)傳感設備的監(jiān)測數(shù)據(jù)或結果進行二次處理的數(shù)據(jù)結果，如應變云圖、曲線擬合等;結構試件的三維模型，由CATIA導出的結構試件3D模型源文件及顯示設置參數(shù);傳感器網絡設置參數(shù)，包括傳感器類型、傳感器坐標、用戶定義的傳感器網絡等。

根據(jù)上述數(shù)據(jù)結構組成，設計了SHM數(shù)據(jù)結構控件，并結合時間段信息形成了SHM數(shù)據(jù)庫結構，這樣上位機即可通過數(shù)據(jù)庫，根據(jù)時間段信息有效實現(xiàn)數(shù)據(jù)存儲、查詢等數(shù)據(jù)管理功能。

4.4 3D模型顯示與處理

3D模型顯示與處理主要包括試驗件3D模型導入、傳感器網絡配置以及結構狀態(tài)實時顯示等^[5]，其功能框圖如圖8所示。

1） 3D模型導入

考慮到CATIA 3D模型源文件與LabVIEW所支持的3D文件格式的兼容性，以及CATIA支持將3D模型源文件直接轉換為.wrl格式的3D模型文件，所以本研究采用CATIA將3D模型文件轉化為wrl格式后，再導入至LabVIEW中，導入后的3D模型可進行縮放、旋轉等操作^[6]。

2）傳感器網絡配置

根據(jù)用戶設定的傳感器信息數(shù)據(jù)識別出傳感器類型，并結合3D模型解析數(shù)據(jù)相關參數(shù)，進行傳感器屬性設置，在3D模型上實現(xiàn)傳感器顏色、大小以及位置坐標等信息的顯示。

3）結構狀態(tài)顯示

根據(jù)接收到的監(jiān)測數(shù)據(jù)類型及分析結果，在3D模型上實時、動態(tài)、同步地顯示結構狀態(tài)變化效果，包括應變云圖、撞擊定位、裂紋大小等，同時還設計了語音播報提醒功能。

5演示驗證試驗

在短艙進氣道和吊掛連桿結構試驗件上安裝了傳感器，然后對系統(tǒng)軟硬件進行了集成設計，最后通過演示試驗進行驗證。

光纖光柵傳感器粘貼在進氣道內壁維修窗口四周，如圖9所示。納米涂層傳感器噴涂于進氣道上內壁蒙皮，如圖10所示。納米涂層傳感器采用聚乙烯吡咯烷酮（PVP）或聚偏氟乙稀（PVDF）基體材料，溶解于酒精等溶劑以便進行噴涂，通過局部加熱加速溶劑揮發(fā)及基體固化，另外還于內壁噴涂了傳輸信號用的銀漿導線。

進氣道試驗件對應于一個SHM任務，由于3D應變云圖的計算量較大，使得該任務的監(jiān)測周期達到2s左右。試驗結果表明，系統(tǒng)軟件能夠在3D模型上實時顯示撞擊事件和應變云圖，不會發(fā)生卡頓和數(shù)據(jù)丟失現(xiàn)象，且監(jiān)測結果與SHM設備單獨監(jiān)測時的結果完全一致，滿足實時性和準確性要求。

智能涂層傳感器安裝于吊掛連桿上圓孔外側邊緣位置處，如圖11所示。

吊掛連桿試驗件對應于另一個SHM任務，監(jiān)測周期小于1s。試驗結果表明，上位機與智能涂層傳感系統(tǒng)通信正常，未發(fā)現(xiàn)數(shù)據(jù)丟失或其他通信故障;歷史數(shù)據(jù)存儲完整，查詢方便;裂紋引起的結構狀態(tài)改變能夠實時體現(xiàn)在上位機程序界面的3D模型上。

6結論

針對飛機短艙和吊掛結構狀態(tài)監(jiān)測需求，制定了監(jiān)測的方案，并對應變、撞擊和裂紋監(jiān)測設備的軟硬件進行了集成化設計，成功地解決了多設備總線通信、多類型數(shù)據(jù)存儲與管理、3D模型顯示與處理、人機交互設計等關鍵技術問題，應用了納米涂層傳感器及銀漿導線等新技術，還對試驗件及監(jiān)測設備進行了可擴展設計，整個系統(tǒng)具有較高的實時性和準確性、數(shù)據(jù)管理規(guī)范性以及結構狀態(tài)顯示直觀性，滿足了對飛機進行實時、多任務、多結構條件下的結構狀態(tài)監(jiān)測要求。與傳統(tǒng)監(jiān)測方案相比，本方案提高了軟硬件集成度，提升了工作效率，降低了故障率。驗證試驗表明，該系統(tǒng)達到了通信實時性和準確性、結果顯示直觀性、數(shù)據(jù)管理規(guī)范性、人機交互便捷性，以及可擴展性等設計目標。

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