聲發(fā)射在某型飛機水平尾翼半軸狀態(tài)監(jiān)控中的應(yīng)用

聲發(fā)射在某型飛機水平尾翼半軸狀態(tài)監(jiān)控中的應(yīng)用


摘 要：在某型飛機水平尾翼疲勞試驗中對關(guān)鍵構(gòu)件半軸的監(jiān)控，因其不可達(dá)而十分困難，本文提出了聲發(fā)射技術(shù)（AE）對半軸進(jìn)行監(jiān)控的一些新方法。利用了同一種材料的裂紋信號AE參數(shù)具有統(tǒng)計特性的特點，提出了基于信號上升時間（rise time）和峰值頻率（peak frequency）濾波提取裂紋信號（參數(shù)濾波）的方法，并對濾波后的信號進(jìn)行分析和論證。這種方法能夠準(zhǔn)確找出裂紋的萌生時間和裂紋的生長過程及裂紋信號特性，因而具有實用價值。
關(guān)鍵詞：聲發(fā)射；水平尾翼；半軸；趨勢分析；上升時間；峰值頻率；參數(shù)濾波
0 前言
水平尾翼又稱水平安定面或簡稱平尾，是飛機舵面系統(tǒng)的重要組成部分。由于飛機在飛行中機翼升力不可能在所有狀態(tài)都能通過飛機重心，因此會產(chǎn)生一個不平衡的力矩。平尾的功能即是在飛機因各種干擾偏離原來的飛行姿態(tài)時恢復(fù)飛機原有姿態(tài)，對飛機起穩(wěn)定作用。
水平尾翼是全動式的，作用是控制飛機俯仰和傾斜飛行，由左右兩部分組成，利用固定在機身上45號框的半軸轉(zhuǎn)動，半軸由剛質(zhì)模鍛成型的兩個圓錐體和一個圓柱體焊接而成。水平尾翼利用兩個支點懸掛在半軸上，一個支點位于水平尾翼2號支承件里的軸承，另一個支點是與傳動支臂連接并支承在半軸圓柱體部分上的軸承。半軸的另一端插入到機身第45框的兩個孔里，并用螺帽固定，用以將水平尾翼和機身連接。在機身尾梁側(cè)壁板上裝有止動件，以防止半軸轉(zhuǎn)動。半軸的好壞與飛機的安全息息相關(guān)，當(dāng)半軸斷裂后，平尾將失去功能，飛機將因失去平衡而無法飛行。平尾的結(jié)構(gòu)簡圖如圖1所示。

1.機身第45框; 2.半軸；3、7.焊縫；4.機體；5.保持半軸不動的銷子；6.軸承的襯套；8.平尾固定支座
圖1 半軸結(jié)構(gòu)簡圖
由于半軸的重要性，在水平尾翼疲勞試驗中要對其進(jìn)行實時監(jiān)控，但半軸安裝在機體和水平尾翼的內(nèi)部，是不可達(dá)部件，無法采用常規(guī)無損檢測方法。因此，其狀態(tài)的監(jiān)測只能依靠聲發(fā)射技術(shù)，但需要將傳感器安裝在具有良好聲傳遞通道的機體適當(dāng)部位。由于試驗過程中的強背景噪聲干擾，需要采用恰當(dāng)?shù)男盘柼幚砑夹g(shù)。
本文通過對半軸的運動、受力、加載過程和載荷分布進(jìn)行了分析，并對聲發(fā)射數(shù)據(jù)進(jìn)行了處理，能夠很好的把裂紋信號提取出來，為半軸的狀態(tài)監(jiān)控提供有力的保障。
1 半軸的受力分析
水平尾翼傳動裝置結(jié)構(gòu)如圖2所示，依靠連接軸承，作動筒通過伸縮的方式推動水平安定面的轉(zhuǎn)動支臂繞著固定在半軸上的軸承轉(zhuǎn)動，參見圖3。半軸受到交變載荷的作用，載荷譜如圖4所示。0～8.5s是從負(fù)的最大載荷到達(dá)平衡位置的時間，這一時間段相當(dāng)于半軸回落到平衡位置。從平衡位置操控裝置通過作動筒推動水平尾翼繞著半軸轉(zhuǎn)動，轉(zhuǎn)動角度為 ，載荷從零由小變到最大 ，這一段加載時間為5s。從最高點回落到達(dá)平衡位置的時間為8.5s，然后，操控裝置通過作動筒推動水平尾翼繞著半軸轉(zhuǎn)動，轉(zhuǎn)動角度為 ，載荷從零由小變到最大 ，這一段加載時間為5s。因此，一個循環(huán)周期需時27s，由于到達(dá)極限位置和平衡位置時，水平尾翼要停止幾秒鐘，這些時間一共用去3.8s，所以實際的循環(huán)周期為30.8s，半軸就在這樣周而復(fù)始的交變載荷作用下運動。
圖2水平尾翼傳動裝置結(jié)構(gòu)圖 圖3 水平尾翼繞半軸轉(zhuǎn)動示意圖
半軸受力圖如圖5所示，支點1為機體的45框，支點2在機體上，這兩個支點分別對應(yīng)圖1中1、4兩個位置。半軸主要受兩個力 和 的作用，作用點為圖1中的6，軸承的襯套和8及平尾固定支座，圖5中受力方向為水平尾翼從平衡位置繞半軸旋轉(zhuǎn)到角度為 受力方向，當(dāng)水平尾翼從平衡位置繞半軸旋轉(zhuǎn)到角度為 時受力方向相反。
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圖4半軸受交變載荷示意圖 圖5 半軸受力圖
由于半軸除了要承受水平尾翼的重量，還要受到水平尾翼上下移動交變載荷的作用，所以對半軸的材料強度，加工工藝都要求非常高。在載荷的作用下半軸要變形，而最薄弱的環(huán)節(jié)可能出現(xiàn)在圖1中3、7焊接處和保持半軸不動的銷子處，焊點的好壞對半軸的壽命將產(chǎn)生直接的影響。
由于半軸安裝在飛機的內(nèi)部所以給監(jiān)控工作帶來了很大的困難，通過現(xiàn)場觀察和斷鉛試驗我們發(fā)現(xiàn)在圖1中定位銷（位置5）正下方機體處可以安裝傳感器，通過圖1中8處斷鉛，試驗信號很好的被傳感器接收到，幅度在60dB左右?？紤]到無法在其它位置安裝傳感器因而不能對聲源定位，在此位置安裝了寬帶傳感器，并利用參數(shù)和波形相接合的分析方法來監(jiān)控半軸。監(jiān)控系統(tǒng)為美國物理聲學(xué)公司（PAC）的DiSP系統(tǒng)。
2 參數(shù)分析
2.1 幅度分布
對撞擊數(shù)hits幅度的分布圖進(jìn)行了分析，在535～616飛行小時段（注：每1512次循環(huán)相當(dāng)于100飛行小時，換算關(guān)系下同）取不同時間點進(jìn)行數(shù)據(jù)分析，每次數(shù)據(jù)采集時間為10個加載循環(huán)。分布圖如圖6所示，圖中（A）、（B）、（C）、（D）、（E）分別對應(yīng)535飛行小時、568飛行小時、576飛行小時、609飛行小時、616飛行小時的撞擊數(shù)hits對幅度的分布圖，可以看出，這幾個時間點的幅度分布變化很小，并有相同的規(guī)律，這也從一個側(cè)面說明趨勢分析的可行性。
在623～854飛行小時段的幅度分布情況如圖7所示，（A）、（B）、（C）、（D）、（E）分別對應(yīng)623、649、719、775和854飛行小時?？梢园l(fā)現(xiàn)圖7與圖6有明顯的不同，在50～65dB這段幅度范圍內(nèi)hits的數(shù)量分布明顯多于圖1中的分布，同時在圖7中隨著試驗的進(jìn)行幅度的分布圖逐漸向高幅度方向移動。說明隨著試驗的進(jìn)行，AE信號的幅度分布發(fā)生了顯著變化，變化主要集中在50～65dB范圍內(nèi)，預(yù)示半軸的狀態(tài)有可能已發(fā)生變化，產(chǎn)生疲勞裂紋的可能性增大。在此基礎(chǔ)上可作進(jìn)一步分析。

圖6 撞擊數(shù)hits對幅度的分布圖 圖7 撞擊數(shù)hits對幅度的分布圖
2.2 趨勢分析
對試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行了趨勢分析。為減小噪聲干擾的影響，取60～85dB之間的信號進(jìn)行分析，見圖8。
圖8 幅度在60～85dB之間hits隨時間的變化趨勢圖
取541～900飛行小時這段時間的信號進(jìn)行分析，在圖8中，541～623這段時間撞擊數(shù)hits隨時間變化不明顯，從623飛行小時開始，撞擊數(shù)hits隨飛行試驗的進(jìn)行逐漸增加，hits到達(dá)3400不再升高而是在3200上下浮動，這很好的說明了疲勞裂紋的生長過程，分界點應(yīng)該在623飛行小時左右。當(dāng)然，準(zhǔn)確確定裂紋開始發(fā)生的時間還有較大困難，但軸的狀態(tài)在620飛行小時段已有明顯改變，這是可以判斷的。
3 參數(shù)濾波分析
3.1 參數(shù)濾波趨勢分析
前邊對水平尾翼的加載過程進(jìn)行了分析，水平尾翼運動一個周期有兩個加載過程：一個是從平衡位置到轉(zhuǎn)動角度為 這個過程，另一個是水平尾翼回到平衡位置后，再從平衡位置到轉(zhuǎn)動角度為 這個過程。下面給出監(jiān)控半軸的第4通道hits對時間變化圖，圖9所示。在圖9中標(biāo)1的為從平衡位置到 采集到的峰值信號，標(biāo)2的為從平衡位置到 采集到的峰值信號，根據(jù)Kaiser效應(yīng)，裂紋擴展只有在最大載荷下才產(chǎn)生裂紋信號，所以裂紋信號的產(chǎn)生在標(biāo)1的位置和標(biāo)2位置，其它時間段大部分往往都是噪聲信號，針對這種情況我們從其它參數(shù)特性來分析裂紋信號。
取775飛行小時的信號作為分析對象，根據(jù)前邊的分析該時間段應(yīng)該包含裂紋信號，由于半軸裂紋擴展信號是由單一材料產(chǎn)生的，且傳遞路徑單一，所以從裂紋信號的參數(shù)上應(yīng)該具有統(tǒng)計特性。對加載點的信號分析可發(fā)現(xiàn)峰值頻率（peak frequency）為170kHz的信號出現(xiàn)的很多，且呈周期變化，而上升時間（rise time）一般都是22 ，所以決定對峰值頻率等于170kHz和上升時間為22 的信號進(jìn)行統(tǒng)計分析 （參數(shù)濾波）。

圖9 hits隨時間的變化圖 圖10 參數(shù)濾波后hits隨時間變化的趨勢圖
取381～900飛行小時這段時間的信號進(jìn)行分析，對信號進(jìn)行參數(shù)濾波，只保留峰值頻率等于170kHz和上升時間為22 的信號，對信號進(jìn)行趨勢分析。圖10為參數(shù)濾波后撞擊數(shù)hits隨時間變化圖，在381～623飛行小時這段時間撞擊數(shù)hits幾乎為零，也就是說裂紋信號還沒發(fā)生，在623飛行小時以后信號逐漸并跳躍性增加，而當(dāng)達(dá)到759飛行小時時hits數(shù)量達(dá)到最大為1532個，從759飛行小時之后信號趨于穩(wěn)定，這說明了在623～759飛行小時這段時間裂紋的擴展是一個從小到大的過程，而在759飛行小時以后是裂紋穩(wěn)定擴展的過程，與圖8中的變化趨勢非常接近，圖10更加精確地表示出裂紋信號的發(fā)展過程，623飛行小時為半軸裂紋萌生點，而759飛行小時為裂紋穩(wěn)定擴展的分界點。 對于這樣的一個結(jié)果可從其它方面進(jìn)一步分析論證。
3.2 參數(shù)濾波后信號周期性和幅度分布分析
圖11為半軸斷口的圖片，從圖中發(fā)現(xiàn)了兩個裂紋的萌生點上下對稱，圖12、圖13分別對應(yīng)上下萌生點的局部放大圖，從圖中發(fā)現(xiàn)裂紋是從上下兩個焊點處開始萌生，從里向外的方向擴展的。為什么沒有從一個點開裂呢？這主要是半軸除了焊點處為薄弱環(huán)節(jié)外，還有加載的原因引起的，最大載荷存在 和 兩個極限位置處，而這兩個作用點正好為半軸的上下兩個對稱的焊點處，這樣存在兩個裂紋萌生點也就不難解釋了。裂紋信號在半軸上下處交替出現(xiàn)的，半軸運動一個周期，上下兩處裂紋各擴展一次。根據(jù)上邊的分析，具有峰值頻率（peak frequency）為170kHz和上升時間（rise time）為22 參數(shù)特性的信號為裂紋信號，這些信號應(yīng)該具有這樣特征：
（1）信號周期形變化，一個加載周期內(nèi)上下裂紋各開裂一次。
（2）信號的數(shù)量應(yīng)各從小到大，且發(fā)生在載荷最大處。
（3）信號的幅度上分布應(yīng)該向高幅度方向移動，當(dāng)達(dá)到一定時間趨于穩(wěn)定。
（4）從信號的頻譜上看應(yīng)該是一個寬頻范圍的信號，頻譜應(yīng)該非常接近，主峰頻率應(yīng)該一樣，從波形上看應(yīng)該和高韌性金屬材料非常相似。
圖14為峰值頻率（peak frequency）為170kHz和上升時間（rise time）為22 的信號hits隨時間變化圖，處理的時間段為623～656飛行小時，圖14、圖15中（A）、（B）、（C）、（D）、（E）分別對應(yīng)的時間點為623飛行小時、629飛行小時、643飛行小時、649飛行小時、656飛行小時，圖14中（A）在某幾個點出現(xiàn)的撞擊hits，但這些信號都是在水平尾翼運行到 這個極限位置時產(chǎn)生的，此時正是加載最大處。而圖14（B）在 最大加載點都出現(xiàn)了信號，由于采集十個周期信號，所以在十個時間點出現(xiàn)了信號，而這十個時間點對應(yīng)水平尾翼運行到 的十個最大加載點（圖中標(biāo)記1處），這可以用kaiser效應(yīng)得到很好的證實，這說明了在半軸的正上方焊點處開始出現(xiàn)疲勞損傷，隨著試驗的進(jìn)行，從圖14（C）發(fā)現(xiàn)在水平尾翼運行到 時最大加載點處有幾個點也出現(xiàn)了信號（圖中標(biāo)2處），圖14（D）中 時最大加載點處都出現(xiàn)了信號，這說明在半軸的正下方焊點處開始出現(xiàn)疲勞損傷，隨著試驗的進(jìn)行，信號的數(shù)量開始逐步增大。這很好的說明了裂紋的生長過程。從圖中我們可以得到半軸正上方（1斷口對應(yīng)處）的裂紋萌生時間應(yīng)該在靠近623飛行小時處，半軸正下方（2斷口對應(yīng)處）的裂紋萌生時間應(yīng)該靠近在643飛行小時處。圖15對應(yīng)圖14中各個時間點的撞擊hits對應(yīng)幅度的分布圖，從圖15發(fā)現(xiàn)在隨著試驗的進(jìn)行除了信號的信號數(shù)量變化外幅度分布向高幅度方向移動，這也很好的說明了裂紋發(fā)展過程，信號的幅度由小變大。

圖11 半軸的斷口圖片 圖13 對應(yīng)圖11中2處斷口放大圖

圖14 撞擊hits隨時間變化圖 圖15 撞擊數(shù)hits對幅度的分布圖
隨著試驗的進(jìn)行，對數(shù)據(jù)做同樣處理，圖16為峰值頻率（peak frequency）為170kHz和上升時間（rise time）為22 的信號撞擊數(shù)hits隨時間變化圖，處理的時間段為662～715飛行小時，圖16、圖17中（A）、（B）、（C）、（D）、（E）分別對應(yīng)的時間點為662飛行小時、669飛行小時、676飛行小時、682飛行小時、715飛行小時，從圖16發(fā)現(xiàn)隨著試驗的進(jìn)行，在兩個最大加載點處信號是逐步增加，對應(yīng)的幅度分布如圖17所示，幅度分布隨著試驗的進(jìn)行繼續(xù)向高幅度方向移動，這段時間說明上下裂紋是在加速擴展的階段。
對748～887飛行小時段進(jìn)行同樣的處理，圖18為hits隨時間變化圖，圖19為幅度分布圖。圖18、圖19中（A）、（B）、（C）、（D）、（E）分別對應(yīng)的時間點為748飛行小時、779飛行小時、813飛行小時、853飛行小時、887飛行小時，從圖18發(fā)現(xiàn)隨著試驗的進(jìn)行，在兩個最大加載點處信號是趨于穩(wěn)定的，對應(yīng)的幅度分布如圖19所示，幅度分布隨著試驗的進(jìn)行不再向高幅度方向移動，主要在62dB為中心的范圍內(nèi)分布，說明隨著試驗的進(jìn)行，裂紋開始均勻擴展。

圖16 撞擊hits隨時間變化圖 圖17 撞擊數(shù)hits對幅度的分布圖

圖18 撞擊hits隨時間變化圖 圖19撞擊數(shù)hits對幅度的分布圖
4 頻率分析

圖20 裂紋信號的波形圖 圖21 裂紋信號的頻譜圖
我們提取出參數(shù)特性為上升時間（rise time）為22 和峰值頻率（peak frequency）為170kHz裂紋信號，我們?nèi)〔煌瑫r間點的10個波形信號對其進(jìn)行頻譜分析，看信號是否具有一致性質(zhì)。圖20為其中一個裂紋信號的波形圖，從波形上看這些裂紋信號是非常相似，為了更能說明問題從頻譜上來分析。監(jiān)控中采樣頻率為5MHz，圖21對應(yīng)其頻譜圖，頻譜圖上出現(xiàn)了四個峰值，其中（1）、（2）、（3）、（4）對應(yīng)的頻率分別為175.8kHz、449.2kHz、556.6kHz、644.5kHz。說明裂紋信號是一個寬頻信號，從一致性上看這十個信號在這些頻率點處都出現(xiàn)峰值，能量主要集中175.8kHz附近，頻譜圖非常接近，都出現(xiàn)了相同的主峰頻率，所以認(rèn)為這些信號是同一材料（裂紋擴展）發(fā)出來的。
5 結(jié)論
（1）通過對水平尾翼的運行過程和加載點分析，根據(jù)Kaiser效應(yīng)，認(rèn)為裂紋信號僅出現(xiàn)在加載時間段。
（2）上升時間（rise time）為22 和峰值頻率（peak frequency）為170kHz信號含有大量裂紋信號信息。其撞擊數(shù)hits對時間的趨勢分布、出現(xiàn)的時間點、周期性、幅度分布和信號的頻譜分析，均可說明具有此類特征的信號為裂紋信號。據(jù)此能找出裂紋的萌生時間和生長過程，證明同一種材料產(chǎn)生的裂紋信號經(jīng)過單一路徑傳遞，信號參數(shù)具有統(tǒng)計特性。
（3）在半軸的裂紋信號監(jiān)控中，根據(jù)裂紋信號參數(shù)具有的統(tǒng)計特性，可以很容易地找出裂紋信號。根據(jù)圖8、圖10所示，這些信號占總體數(shù)量將近50%，當(dāng)然還有一些裂紋信號漏掉，但數(shù)量相對很少，對分析結(jié)果沒有影響。
（4）由于窄帶傳感器的諧振頻率主要在150kHz處，信號的一些信息無法反映出來，所以寬帶傳感器在監(jiān)控半軸中效果更好。