兌紅娜 劉小冬 王勇軍 董江 張立新

摘要：新一代先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)對機(jī)體平臺的要求為輕重量、高承載、長壽命及多功能。為實(shí)現(xiàn)這個(gè)目標(biāo)，結(jié)構(gòu)故障預(yù)測與健康管理（SPHM）技術(shù)是一項(xiàng)亟須解決的關(guān)鍵技術(shù)，是實(shí)現(xiàn)由傳統(tǒng)的事后維修和定期維修轉(zhuǎn)向基于狀態(tài)的視情維修的重要手段。針對SPHM的主要功能、關(guān)鍵技術(shù)和系統(tǒng)設(shè)計(jì)與研制，本文闡述了強(qiáng)度設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)近年來在SPHM方面的研究成果、設(shè)計(jì)實(shí)踐、技術(shù)發(fā)展及后續(xù)展望。這些技術(shù)成果已成功應(yīng)用于新一代戰(zhàn)機(jī)SPHM系統(tǒng)的研制。

關(guān)鍵詞：SPHM；載荷/環(huán)境譜；金屬結(jié)構(gòu)損傷評估；復(fù)合材料損傷監(jiān)測；腐蝕損傷監(jiān)測

中圖分類號：V215.5+1文獻(xiàn)標(biāo)識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.07.010

近年來，隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭對軍用飛機(jī)任務(wù)出勤率和戰(zhàn)備完好率要求的提高，以及材料科學(xué)、測試技術(shù)、信號分析和人工智能技術(shù)的發(fā)展，在新一代先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)上采用故障預(yù)測與健康管理（prognostic and health management， PHM）技術(shù)的需求日益增強(qiáng)[1-2]。PHM技術(shù)是基于先進(jìn)的傳感器/驅(qū)動器集成，綜合利用信息融合、信息處理、人工智能等技術(shù)，通過強(qiáng)大的故障監(jiān)測、故障診斷和預(yù)測，實(shí)現(xiàn)自主保障能力。

新一代先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)以突出“作戰(zhàn)能力”“生存能力”“保障能力”和“經(jīng)濟(jì)可承受能力”四大能力為標(biāo)志，PHM技術(shù)是實(shí)現(xiàn)這些能力的重要技術(shù)基礎(chǔ)之一。戰(zhàn)機(jī)對機(jī)體平臺的研制要求為輕重量、高承載、長壽命及多功能，結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)/分析/驗(yàn)證技術(shù)必須提升以適應(yīng)這些要求[3]，其中，結(jié)構(gòu)故障預(yù)測與健康管理（SPHM）技術(shù)是一項(xiàng)亟待解決的關(guān)鍵技術(shù)。

SPHM系統(tǒng)是飛機(jī)PHM系統(tǒng)的重要組成部分，從早期單機(jī)壽命監(jiān)控技術(shù)[4-6]發(fā)展而來。通過飛機(jī)狀態(tài)參數(shù)及傳感器數(shù)據(jù)，實(shí)時(shí)監(jiān)測飛機(jī)結(jié)構(gòu)使用環(huán)境（載荷、振動、溫度、腐蝕等），并對這些監(jiān)測參數(shù)進(jìn)行深度學(xué)習(xí)和智能分析，獲取飛機(jī)結(jié)構(gòu)的使用環(huán)境和受載情況，診斷結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)，合理指導(dǎo)飛機(jī)使用安排和結(jié)構(gòu)維護(hù)決策。采用SPHM技術(shù)是實(shí)現(xiàn)由傳統(tǒng)的事后維修和定期維修轉(zhuǎn)向基于狀態(tài)維修的重要手段，在保證結(jié)構(gòu)安全性和可靠性的前提下，可有效減少維修時(shí)間和費(fèi)用，同時(shí)可大幅提高飛機(jī)的戰(zhàn)備完好率和任務(wù)成功率。

本文針對SPHM的主要功能、關(guān)鍵技術(shù)和系統(tǒng)設(shè)計(jì)與研制，對強(qiáng)度設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)近年來在SPHM方面的研究成果、設(shè)計(jì)實(shí)踐、技術(shù)發(fā)展及后續(xù)展望進(jìn)行闡述。

1 SPHM主要功能

飛機(jī)使用中機(jī)體結(jié)構(gòu)的主要故障表現(xiàn)為金屬結(jié)構(gòu)的疲勞開裂、斷裂、腐蝕、應(yīng)力腐蝕，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的基體開裂、纖維斷裂、分層、脫黏以及運(yùn)動機(jī)構(gòu)的卡滯、磨損、失效等。通過建立并不斷完善SPHM系統(tǒng)，應(yīng)逐步實(shí)現(xiàn)以下功能：（1）量化評定維護(hù)/斷裂關(guān)鍵件的損傷狀態(tài)，綜合預(yù)測機(jī)體結(jié)構(gòu)剩余壽命，給出單機(jī)使用調(diào)整和維修計(jì)劃調(diào)整的建議；（2）識別和記錄使用中的結(jié)構(gòu)超限事件（超過載、超速、超載荷、重著陸），評估超限事件影響，并提出相應(yīng)的維護(hù)方法；（3）跟蹤記錄單機(jī)結(jié)構(gòu)損傷、維護(hù)、修理、更換等信息；（4）為制訂和修訂部隊(duì)結(jié)構(gòu)維護(hù)計(jì)劃（FSMP）、完成和更新載荷/環(huán)境譜測量（L/ESS）、單機(jī)跟蹤（IAT）等結(jié)構(gòu)完整性大綱規(guī)定的任務(wù)提供可靠的數(shù)據(jù)和維護(hù)決策建議；（5）逐步實(shí)現(xiàn)對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的損傷監(jiān)測和識別；（6）逐步提高對結(jié)構(gòu)腐蝕狀態(tài)的檢測能力和預(yù)測準(zhǔn)確性；（7）逐步實(shí)現(xiàn)對關(guān)鍵運(yùn)動機(jī)構(gòu)（武器艙門、起落裝置等）的健康監(jiān)控和預(yù)測。

2 SPHM關(guān)鍵技術(shù)

2.1數(shù)據(jù)融合與處理分析

SPHM系統(tǒng)涉及多種類型的傳感器數(shù)據(jù)，除包括飛行狀態(tài)、姿態(tài)角/角速度、操縱面位置、武器信息、發(fā)動機(jī)參數(shù)、各種開關(guān)量等基本飛行參數(shù)，還包括載荷傳感器、腐蝕傳感器和損傷監(jiān)控傳感器等專門的SPHM傳感器。

SPHM系統(tǒng)從信號提取、故障檢測/診斷和預(yù)測、狀態(tài)評估、決策支持等各個(gè)階段都需要廣泛使用數(shù)據(jù)融合技術(shù)，且需在傳感器級、特征級、決策級等多個(gè)層級上進(jìn)行，以實(shí)現(xiàn)多層次、多角度、多參數(shù)的故障檢測和診斷以及決策命令的綜合智能化[5]。

數(shù)據(jù)處理包含對原始數(shù)據(jù)的有效性判斷、異常值檢測和修正、數(shù)據(jù)濾波與平滑（采用傅里葉分析、小波分析等）、同步采樣率、補(bǔ)全偽碼/缺失信號等功能。

數(shù)據(jù)分析分為在線（機(jī)上）處理和地面處理，對于簡單的故障識別和代碼可以在機(jī)上完成，前提是不增加機(jī)載設(shè)備的負(fù)擔(dān)。對于涉及大量運(yùn)算的結(jié)構(gòu)載荷識別、疲勞損傷評估和腐蝕壽命分析模塊，通常需在地面系統(tǒng)完成。

2.2結(jié)構(gòu)使用載荷/環(huán)境譜獲取

獲取單機(jī)結(jié)構(gòu)使用載荷的方法有應(yīng)變法和飛參法[6-8]。應(yīng)變法是基于應(yīng)變載荷電橋數(shù)據(jù)，通過“應(yīng)變—載荷”方程（通過載荷標(biāo)定試驗(yàn)和飛行載荷測試數(shù)據(jù)構(gòu)建）獲取結(jié)構(gòu)載荷歷程；飛參法是基于飛行參數(shù)，通過由神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、線性/非線性回歸分析等機(jī)器學(xué)習(xí)算法[8]構(gòu)建的“飛參—載荷”方程獲取結(jié)構(gòu)載荷歷程。飛參法的前提是可靠性較高的飛參和載荷樣本，樣本依賴于載荷實(shí)測飛機(jī)的直接測量（應(yīng)變法）結(jié)果。

目前國外各種機(jī)型采用的載荷監(jiān)控方式不盡相同，大多采用以飛參法為主、應(yīng)變法為輔的方式[9-10]。在飛機(jī)使用過程中，不斷積累/擴(kuò)充實(shí)測飛機(jī)的飛參和載荷數(shù)據(jù)庫，后續(xù)新樣本既可用來修正和完善載荷方程，又可作為校驗(yàn)樣本對載荷方程進(jìn)行驗(yàn)證。

為構(gòu)建高精度的“應(yīng)變—載荷”方程，本團(tuán)隊(duì)以虛擬樣機(jī)和虛擬載荷標(biāo)定作為輔助，確定應(yīng)變電橋的最佳數(shù)量和方位。根據(jù)歐式空間的施密特正交化法，提出一種從設(shè)計(jì)載荷工況庫中篩選地面標(biāo)定工況的有效方法，既最大限度地簡化地面試驗(yàn)，又能確保載荷工況的完備性和充分性。同時(shí)采用多元回歸分析和線性修正技術(shù)，結(jié)合虛擬載荷方程和地面載荷方程，實(shí)現(xiàn)高精度“應(yīng)變—載荷”方程的構(gòu)建。

通常，采用抽取一架飛機(jī)進(jìn)行專門的載荷測試改裝和地面標(biāo)定試驗(yàn)的途徑，獲得“應(yīng)變—載荷”方程。對于在多架飛機(jī)上安裝應(yīng)變載荷傳感器的情況，由于結(jié)構(gòu)原材料、制造、裝配、應(yīng)變片粘貼方位、黏合劑厚度、應(yīng)變片自身靈敏度等差異，不同飛機(jī)在同一載荷狀態(tài)下的電橋響應(yīng)通常是不同的。若每架飛機(jī)都采用復(fù)雜的地面標(biāo)定試驗(yàn)會大大增加實(shí)施SPHM的成本和難度，而且一次性的地面標(biāo)定試驗(yàn)不能解決飛機(jī)長期使用后應(yīng)變輸出值的漂移問題。

為了在滿足載荷精度要求的基礎(chǔ)上，盡可能簡化批產(chǎn)飛機(jī)載荷標(biāo)定試驗(yàn)的規(guī)模和難度，本團(tuán)隊(duì)提出一種空中載荷標(biāo)定方法，通過構(gòu)建單機(jī)飛參與應(yīng)變實(shí)測值之間的關(guān)系，對基準(zhǔn)飛機(jī)載荷方程進(jìn)行線性修正獲取單機(jī)載荷方程，以實(shí)現(xiàn)“單機(jī)標(biāo)定、他機(jī)可用”。若飛機(jī)在出廠前或在外場進(jìn)行簡單的地面標(biāo)定，空中標(biāo)定可通過地面標(biāo)定進(jìn)行校驗(yàn)和修訂。

由于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性、飛機(jī)飛行狀態(tài)的多樣性以及載荷與飛行參數(shù)之間的非線性關(guān)系，建立基于飛行參數(shù)的高精度載荷識別模型并非易事。國內(nèi)外在這方面開展了大量研究，采用了神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)、回歸分析技術(shù)、機(jī)動識別技術(shù)、混合型識別技術(shù)等多種手段和方法[6-8]。

為構(gòu)建高精度的“飛參—飛行載荷”方程，本團(tuán)隊(duì)基于戰(zhàn)斗機(jī)大量實(shí)測飛參和載荷數(shù)據(jù)，從數(shù)據(jù)清洗、數(shù)據(jù)融合、數(shù)據(jù)壓縮、狀態(tài)分類和機(jī)器學(xué)習(xí)等方面展開研究，設(shè)計(jì)了完整的數(shù)據(jù)挖掘和人工智能算法系統(tǒng)，建立了一套基于飛行參數(shù)的結(jié)構(gòu)飛行載荷獲取方法，突破了機(jī)動識別[11]（見圖1）、輸入?yún)?shù)優(yōu)選技術(shù)[12-13]（結(jié)合多重共線性分析和逐步回歸分析方法，見圖2）以及基于遺傳算法優(yōu)化的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)法[14]等多項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。

在圖2（a）中，Rxi，xj是多元線性回歸分析中自變量xi和xj的偏相關(guān)系數(shù)，Rxi，j和Rxi，y是自變量xi和因變量y、自變量xj和因變量y分別在剩余自變量（排除xi和xj）下的偏相關(guān)系數(shù)，詳細(xì)解釋參見參考文獻(xiàn)[13]。

在圖2（b）中，t統(tǒng)計(jì)量是線性回歸系數(shù)進(jìn)行顯著性檢驗(yàn)的統(tǒng)計(jì)量（服從t分布），p是t統(tǒng)計(jì)量對應(yīng)的超越概率，α是門檻值，詳細(xì)解釋參見參考文獻(xiàn)[13]。

選取某架實(shí)測飛機(jī)多次飛行中若干非對稱機(jī)動在亞聲速下的實(shí)測飛參和機(jī)翼根部彎矩載荷樣本，對不同機(jī)器學(xué)習(xí)方法建模的擬合精度進(jìn)行對比分析可知：在擬合精度和泛化（預(yù)測）能力方面，經(jīng)遺傳算法優(yōu)化的BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)法是最優(yōu)的。訓(xùn)練樣本擬合精度對比如圖3所示。

結(jié)構(gòu)壽命監(jiān)控關(guān)注的是整個(gè)載荷歷程對關(guān)鍵部位造成的疲勞損傷，而非某一時(shí)刻的載荷值。針對中機(jī)身框某關(guān)鍵部位，采用局部應(yīng)力—應(yīng)變法，進(jìn)一步對比實(shí)測與預(yù)測載荷譜下每個(gè)起落累積疲勞損傷的差異，如圖4所示?？梢妰煞N載荷譜下累積疲勞損傷差異小于5%。

為構(gòu)建高精度的“飛參—地面載荷”方程，本團(tuán)隊(duì)通過對戰(zhàn)斗機(jī)起落架實(shí)測載荷數(shù)據(jù)的深度挖掘，建立了一套基于飛行參數(shù)的起落架地面載荷獲取方法，不需要額外在起落架上安裝傳感器，首先采用模糊識別技術(shù)對地面典型任務(wù)段進(jìn)行識別，然后采用數(shù)據(jù)挖掘技術(shù)分別構(gòu)建各任務(wù)段的“飛參—地面載荷”模型。

某典型起落的主起落架載荷預(yù)測結(jié)果如圖5所示，雖然個(gè)別載荷點(diǎn)誤差較大，但整個(gè)載荷譜對與起落架連接的機(jī)體結(jié)構(gòu)造成的疲勞損傷誤差較小。

除了常規(guī)的大部件載荷和起落架載荷，還需對發(fā)動機(jī)載荷、阻力傘載荷、油箱載荷、座艙載荷、武器投放載荷等局部載荷進(jìn)行視情監(jiān)測。對于如垂尾抖振、進(jìn)氣道噪聲、艙門振動等局部高頻載荷，不能被飛參數(shù)據(jù)充分表征，應(yīng)結(jié)合有限元模型、模態(tài)分析及相關(guān)載荷傳感器，構(gòu)建動態(tài)事件模型。目前該項(xiàng)技術(shù)本團(tuán)隊(duì)正在攻關(guān)中。

2.3金屬結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位損傷評估

目前主要針對影響飛行安全的金屬結(jié)構(gòu)疲勞/斷裂關(guān)鍵件，根據(jù)全機(jī)有限元分析、關(guān)鍵件細(xì)節(jié)應(yīng)力分析和疲勞壽命分析、模擬件/部件/全機(jī)疲勞試驗(yàn)、外場實(shí)際暴露的結(jié)構(gòu)故障等對耐久性/損傷容限關(guān)鍵部位進(jìn)行篩選。

對關(guān)鍵結(jié)構(gòu)部位的損傷監(jiān)控和預(yù)測，有間接監(jiān)控和直接監(jiān)控兩種方法[9-10]。間接監(jiān)控是基于對結(jié)構(gòu)所經(jīng)受的疲勞載荷（通過“飛參—載荷”方程或“應(yīng)變—載荷”方程獲得）的監(jiān)控結(jié)果，通過分析獲得結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位應(yīng)力歷程，按疲勞理論或斷裂力學(xué)理論進(jìn)行結(jié)構(gòu)疲勞損傷計(jì)算和剩余壽命預(yù)測。直接監(jiān)控是在結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位布置傳感器，如應(yīng)變、光纖、壓電或智能涂層傳感器，直接監(jiān)控該部位的應(yīng)變或損傷。在目前的技術(shù)水平下，損傷直接監(jiān)控方法具有局限性，尚不具備大范圍工程應(yīng)用的成熟條件，僅作為基于載荷監(jiān)控的結(jié)構(gòu)損傷間接監(jiān)控方法的有益補(bǔ)充。

關(guān)于金屬結(jié)構(gòu)疲勞損傷評估方法，目前尚未有一種通用的疲勞損傷模型能夠全面涵蓋疲勞壽命的所有階段和影響因素，且不同國家不同機(jī)型所采用的損傷模型和方法各有不同[15-17]。針對飛機(jī)不同結(jié)構(gòu)類型及可能的疲勞/斷裂破壞模式，盡可能采用多種疲勞分析（當(dāng)量、應(yīng)力、應(yīng)變）和基于斷裂力學(xué)的裂紋擴(kuò)展方法，也采用壽命類比法[18-20]，用各單機(jī)關(guān)鍵部位應(yīng)力/應(yīng)變歷程，與基準(zhǔn)載荷譜下該部位的試驗(yàn)和分析結(jié)果進(jìn)行對比，評估結(jié)構(gòu)壽命消耗情況，預(yù)測結(jié)構(gòu)剩余壽命。綜合各種分析方法的結(jié)果，給出該部位的疲勞損傷評定結(jié)論。

對于上述每種損傷模型和壽命分析方法，不同的關(guān)鍵部位有不同的損傷計(jì)算所需參數(shù)，如材料參數(shù)、幾何參數(shù)、各種損傷模型參數(shù)和修正系數(shù)等，部分參數(shù)需要通過元件/部件疲勞試驗(yàn)獲得，因此，應(yīng)對每個(gè)關(guān)鍵部位進(jìn)行疲勞損傷評定參數(shù)化模型研究，以理論分析、模擬件試驗(yàn)結(jié)果初步確定這些參數(shù)，并用部件/全尺寸疲勞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證和修正。

針對包含重復(fù)譜塊等可產(chǎn)生穩(wěn)定裂紋擴(kuò)展速率的隨機(jī)載荷譜，本團(tuán)隊(duì)構(gòu)建一種形式簡單的工程平均擴(kuò)展速率模型，并結(jié)合經(jīng)典斷裂力學(xué)模型，進(jìn)一步提出速率類比法，較壽命類比法對裂紋擴(kuò)展具有更強(qiáng)的通用性和適應(yīng)性?；诮Y(jié)構(gòu)模擬件/部件/全機(jī)疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)融合，提出一套采用廣義類比法（含壽命類比和速率類比）[21]的疲勞損傷評估方法，并根據(jù)不同關(guān)鍵部位特性定制耐久性和損傷容限損傷模型參數(shù)，流程如圖6所示。目前該套技術(shù)方法已應(yīng)用于新機(jī)SPHM系統(tǒng)。此外，本團(tuán)隊(duì)提出了一種基于貝葉斯理論采用Walker公式預(yù)測隨機(jī)譜下裂紋擴(kuò)展曲線的方法[22]。

針對單機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞分散系數(shù)的選取，本團(tuán)隊(duì)開展不同結(jié)構(gòu)部位和特性的差異化分散系數(shù)和可靠性系數(shù)研究[23]。單機(jī)壽命監(jiān)控中的結(jié)構(gòu)可靠性系數(shù)不僅是傳統(tǒng)的分散系數(shù)，還應(yīng)考慮載荷預(yù)測模型、疲勞損傷算法等引起的誤差。

2.4疲勞損傷表征與剩余壽命預(yù)計(jì)

關(guān)鍵結(jié)構(gòu)損傷可通過當(dāng)量飛行小時(shí)、壽命比、損傷度、損傷率等表征參數(shù)來確定，根據(jù)損傷表征參數(shù)，假設(shè)未來飛行載荷情況，可計(jì)算預(yù)計(jì)剩余壽命，進(jìn)一步指導(dǎo)維修決策建議和調(diào)整飛行計(jì)劃。

對于針對結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位的疲勞損傷評估，根據(jù)單機(jī)當(dāng)前已飛起落的應(yīng)力譜序列，若采用裂紋萌生類模型，可計(jì)算當(dāng)前飛行小時(shí)（FH）下的累積理論損傷，將其等損傷折算到基準(zhǔn)載荷譜下，可獲取當(dāng)量飛行小時(shí)。若采用裂紋擴(kuò)展類模型，可預(yù)測在單機(jī)實(shí)際使用情況下的裂紋擴(kuò)展曲線，在基準(zhǔn)擴(kuò)展曲線上找到當(dāng)前裂紋尺寸所對應(yīng)的壽命，即為當(dāng)量飛行小時(shí)，如圖7所示。

獲取當(dāng)量飛行小時(shí)之后，可計(jì)算壽命比、損傷度、損傷率等其他表征參數(shù)。將單機(jī)結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位損傷表征參數(shù)的實(shí)際值與基準(zhǔn)值進(jìn)行對比，對關(guān)鍵結(jié)構(gòu)損傷程度以及單機(jī)飛行輕重程度進(jìn)行評估，進(jìn)一步將評估結(jié)果落實(shí)到單機(jī)乃至機(jī)群的結(jié)構(gòu)壽命管理中，主要包括單機(jī)使用安排（飛行科目和使用頻次）的調(diào)整、各機(jī)隊(duì)飛機(jī)的適當(dāng)調(diào)換以及單機(jī)維修計(jì)劃（檢修時(shí)間與方法）的調(diào)整。

單機(jī)壽命管理的目標(biāo)[24]為：（1）合理地調(diào)整單機(jī)、機(jī)隊(duì)及機(jī)群的使用，保證單機(jī)當(dāng)量飛行小時(shí)數(shù)（或疲勞損傷）與實(shí)際飛行小時(shí)數(shù)的協(xié)調(diào)增長，保證機(jī)隊(duì)及機(jī)群的使用情況滿足規(guī)定的均衡性要求；（2）根據(jù)單機(jī)實(shí)際使用情況制訂合理的部隊(duì)結(jié)構(gòu)維護(hù)計(jì)劃（FSMP），保證每架飛機(jī)服役的安全性和經(jīng)濟(jì)性。

2.5復(fù)合材料損傷監(jiān)測

先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)復(fù)合材料用量越來越大，復(fù)合材料的損傷監(jiān)測和識別是影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性的一個(gè)重要方面。復(fù)合材料損傷監(jiān)測常用的傳感器大體分為光纖傳感器、壓電材料傳感器以及金屬材料傳感器。在國內(nèi)外近些年來的研究和試驗(yàn)中，應(yīng)用最為廣泛的是壓電材料傳感器[25]，包括壓電薄膜傳感器（PVDF）和壓電陶瓷傳感器（PZT）。

離散源低能量沖擊損傷是影響復(fù)合材料結(jié)構(gòu)完整性的主要損傷模式。由于低能量沖擊可能發(fā)生在飛機(jī)使用、停機(jī)維護(hù)的各個(gè)階段，要全程實(shí)時(shí)監(jiān)控所有復(fù)合材料結(jié)構(gòu)所遭受的各種沖擊是幾乎不可能的。

對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的損傷監(jiān)測，在新一代戰(zhàn)機(jī)中擬采用以下技術(shù)途徑：（1）對外場使用中易遭受沖擊損傷的部位，布置基于壓電傳感器的區(qū)域沖擊監(jiān)測系統(tǒng)，全程在線監(jiān)控沖擊部位和沖擊次數(shù)，為地面檢查和維護(hù)提供依據(jù)；（2）對外場不易接近的部位（如進(jìn)氣道），在復(fù)材結(jié)構(gòu)內(nèi)部或表面預(yù)置壓電傳感器，地面離線檢測以定位損傷，用超聲波檢測進(jìn)行損傷定量。

本團(tuán)隊(duì)聯(lián)合國內(nèi)有關(guān)院所當(dāng)前重點(diǎn)開展復(fù)合材料損傷監(jiān)測傳感器的工程化應(yīng)用以及損傷識別算法的研究。

2.6腐蝕/老化損傷監(jiān)測

腐蝕/老化是飛機(jī)結(jié)構(gòu)不可避免要面臨的問題，腐蝕環(huán)境還會促使和加速疲勞損傷的發(fā)生和擴(kuò)展。對使用中存在較嚴(yán)酷腐蝕環(huán)境的部位，不考慮腐蝕影響的壽命評估結(jié)果是不可靠的。由于影響因素眾多，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的腐蝕和老化問題是非常復(fù)雜的，各單機(jī)腐蝕和老化狀況的分散性也高于疲勞損傷的分散性，因此，準(zhǔn)確預(yù)測腐蝕/老化損傷是很困難的。

腐蝕和老化主要與飛機(jī)的防腐體系和使用環(huán)境相關(guān)，在對防腐體系的抗腐蝕品質(zhì)有較準(zhǔn)確的試驗(yàn)評估結(jié)果，并對飛機(jī)的使用環(huán)境（包括局部腐蝕環(huán)境）有比較準(zhǔn)確、完整記錄的前提下，通過合理的損傷預(yù)測模型，可以給出比較有價(jià)值的結(jié)構(gòu)腐蝕/老化預(yù)測結(jié)果，有助于指導(dǎo)外場飛機(jī)的腐蝕防護(hù)和維護(hù)工作。應(yīng)特別注意不斷積累同類飛機(jī)外場使用和維護(hù)中發(fā)現(xiàn)的結(jié)構(gòu)腐蝕/老化信息，逐步完善腐蝕預(yù)測模型。

目前新一代戰(zhàn)機(jī)采用在易腐蝕部位布置涂層退化傳感器（CDS）并結(jié)合腐蝕監(jiān)測自制件的方式，定期采集數(shù)據(jù)并對自制件腐蝕情況進(jìn)行檢測，以實(shí)現(xiàn)對結(jié)構(gòu)防腐涂層老化狀態(tài)的評估和監(jiān)控。

腐蝕/老化損傷預(yù)測的技術(shù)途徑為：以電化學(xué)理論、貝葉斯理論為基礎(chǔ)，通過飛機(jī)服役腐蝕環(huán)境的測試和積累，以實(shí)驗(yàn)室加速腐蝕/老化試驗(yàn)和自然腐蝕/老化試驗(yàn)相結(jié)合，建立腐蝕/老化概率預(yù)測模型；研制腐蝕損傷傳感器和涂層退化傳感器，不斷提高對腐蝕/老化預(yù)測和監(jiān)控的準(zhǔn)確性。目前該項(xiàng)技術(shù)本團(tuán)隊(duì)正在攻關(guān)中。

3 SPHM系統(tǒng)設(shè)計(jì)與研制

在當(dāng)前國內(nèi)SPHM技術(shù)尚未成熟、結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測傳感器工程化應(yīng)用成熟度較低的情況下，新一代戰(zhàn)機(jī)SPHM系統(tǒng)的設(shè)計(jì)研制思路是：充分借鑒國外SPHM技術(shù)發(fā)展路線；以目前國內(nèi)在單機(jī)壽命監(jiān)控和飛行載荷實(shí)測等方面已有的成熟技術(shù)為基礎(chǔ)；同時(shí)，組織國內(nèi)有關(guān)院所對各項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行專項(xiàng)攻關(guān)；在型號研制、地面試驗(yàn)、試飛和服役使用的過程中，持續(xù)開展SPHM技術(shù)的工程化應(yīng)用研究，逐步實(shí)現(xiàn)新機(jī)SPHM系統(tǒng)能力的增長與成熟。

SPHM系統(tǒng)目前采取“在線測量、離線分析”的方式，包括機(jī)載系統(tǒng)和地面系統(tǒng)。機(jī)載系統(tǒng)的主要功能是實(shí)現(xiàn)SPHM監(jiān)測數(shù)據(jù)的采集、存儲和傳輸，包括飛參數(shù)據(jù)、載荷傳感器數(shù)據(jù)和腐蝕監(jiān)測傳感器數(shù)據(jù)。

機(jī)體載荷測量子系統(tǒng)如圖8所示，采用成熟的應(yīng)變電橋來測量機(jī)體載荷。機(jī)體腐蝕監(jiān)測子系統(tǒng)如圖9所示，涂層退化傳感器（CDS）和腐蝕監(jiān)測自制件（CMC）與所監(jiān)控艙位的結(jié)構(gòu)材料及表面防護(hù)體系完全一致，并處于相同的局部環(huán)境。定期將地面保障設(shè)備與CDS相連，讀取并存儲機(jī)上CDS的涂層阻抗數(shù)據(jù)，判斷涂層是否失效。定期將CMC取回并進(jìn)行檢測，與CDS監(jiān)測結(jié)果互相驗(yàn)證。

SPHM地面系統(tǒng)為功能分析軟件系統(tǒng)，屬于自主保障信息支持系統(tǒng)（ALISS）的一個(gè)模塊，實(shí)現(xiàn)包括數(shù)據(jù)綜合處理分析、結(jié)構(gòu)載荷識別、超限事件分析、結(jié)構(gòu)損傷評估和剩余壽命預(yù)測等功能。將機(jī)載數(shù)據(jù)下載到地面系統(tǒng)，結(jié)合飛機(jī)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)分析資料、試驗(yàn)數(shù)據(jù)、制造和使用維護(hù)信息，對飛機(jī)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)的疲勞損傷情況進(jìn)行評估，診斷結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)及預(yù)測結(jié)構(gòu)剩余壽命，指導(dǎo)制訂結(jié)構(gòu)檢查維護(hù)計(jì)劃。軟件數(shù)據(jù)流如圖10所示。

采用以上章節(jié)所述的技術(shù)研究成果，對SPHM系統(tǒng)進(jìn)行模塊開發(fā)和軟件集成，并在外場部隊(duì)部署使用。

4結(jié)論

本文闡述了強(qiáng)度設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)近年來在SPHM方面的研究成果、設(shè)計(jì)實(shí)踐及技術(shù)發(fā)展。這些技術(shù)成果已成功應(yīng)用于新一代戰(zhàn)機(jī)SPHM系統(tǒng)的研制。

實(shí)現(xiàn)對機(jī)體結(jié)構(gòu)各種故障類型的準(zhǔn)確監(jiān)控和預(yù)測是一個(gè)長期的過程，基于目前技術(shù)水平，SPHM僅針對影響飛行安全和機(jī)體結(jié)構(gòu)壽命的主承力金屬結(jié)構(gòu)開展故障預(yù)測和健康管理。隨著技術(shù)發(fā)展，將逐步擴(kuò)大SPHM的監(jiān)控范圍，實(shí)現(xiàn)對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)和關(guān)鍵運(yùn)動機(jī)構(gòu)的健康監(jiān)控和預(yù)測。SPHM系統(tǒng)研制還會面臨越來越多的挑戰(zhàn)，本團(tuán)隊(duì)將在技術(shù)突破和工程實(shí)踐方面不懈開展工作，為提升軍用裝備的結(jié)構(gòu)健康管理水平做出更大貢獻(xiàn)。

參考文獻(xiàn)

[1]Smith G，Schroeder J B，Navarro S，et al. Development of a prognostics and health management capability for the joint strike fighter [C]//Institute of Electrical and Electronics Engineers，1997.

[2]Tim F，Devinder M. F-35 joint strike fighter structural prognostics and health management：an overview [C]// 25th ICAF Symposium-Rotterdam，2009.

[3]張立新，鐘順錄，劉小冬，等.戰(zhàn)斗機(jī)強(qiáng)度設(shè)計(jì)技術(shù)發(fā)展與實(shí)踐[EB/OL].航空學(xué)報(bào)， http：//hkxb.buaa.edu.cn/CN/10.7527/ S1000-6893. Zhang Lixin， Zhong Shunlu， Liu Xiaodong， et al. Strength design technology development and practice of high performance fighter [EB/OL]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， http：// hkxb.buaa.edu.cn/CN/10.7527/S1000-6893.（in Chinese）

[4]Aktepe B，Molent L. Management of airframe fatigue through individual aircraft loads monitoring programs [C]// Proceedings 8th International Aerospace Congress，Adelaide，Australia，1999.

[5]熊澤濤，邱雷，劉彬.飛機(jī)結(jié)構(gòu)PHM及其關(guān)鍵技術(shù)[J].測控技術(shù)， 2012， 31（增刊）：198-201. Xiong Zetao， Qiu Lei， Liu Bin. The prognostic and health manage-ment of aircraft structure and its key technologies [J]. Measurement & Control Technology， 2012， 31（Supplement）： 198-201. （in Chinese）

[6]Kaneko H，F(xiàn)urukawa T. Operational loads regression equation development for advanced fighter aircraft [C]// 24th International Congress of theAeronautical Sciences，2004.

[7]Tikka J，Salonen T. Parameter based fatigue life analysis for F-18 aircraft [C]// 24th ICAF Symposium-Naples，2007.

[8]Reed S，Mccoubrey B，Mountfort A. Introduction to service of an artificial neural network based fatigue monitoring [C]// 25th ICAF Symposium-Rotterdam，2009.

[9]Molent L，Aktepe B. Review of fatigue monitoring of agile military aircraft[J]. Journal of Fatigue and Fracture of Engineering Materials and Structures，2000，23：767-785.

[10]Molent L，Agius J. Structural health monitoring of agile military aircraft [C]// Encyclopedia of SHM-shm137，2008.

[11]WangYongjun，DongJiang，LiuXiaodong，etal. Identification and standardization of maneuvers based upon operational flight data [J]. Chinese Journal of Aeronautics，2015，28（1）：133-140.

[12]Dui Hongna，Wang Yongjun，Dong Jiang，et al. Research on an optimal multiple linear regression model for aircraft structural load analysis[C]// 29th ICAF Symposium-Nagoya，2017.

[13]兌紅娜，王勇軍，董江，等.基于飛行參數(shù)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)載荷最優(yōu)回歸模型[J].航空學(xué)報(bào)， 2018， 39（11）： 222158. Dui Hongna， Wang Yongjun， Dong Jiang， et al. Optimal regression model for aircraft structural load based on flight data [J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2018， 39（11）： 222158. （in Chinese）

[14]Wang Yongjun，Dong Jiang，Dui Hongna，et al. Aircraft structural load identification technology with high accuracy in SPHM system [C]// 29th ICAF Symposium-Nagoya，2017.

[15]Hongchul L. Estimation of aircraft structural fatigue life using the crack severity index methodology [J]. Journal of Aircraft，2010，47（5）：1672-1678.

[16]Iyyer N，Sarkar S. Aircraft life management using crack initiation and crack growth models：P-3C aircraft experience[J]. International Journal of Fatigue，2007（29）：1584-1607.

[17]Iyyer N，Sarkar S. Management of aging aircraft using deterministic and probabilistic metrics [C]// 11th Joint NASA/ FAA/DOD Conference onAgingAircraft，2008.

[18]張福澤.裂紋形成壽命的類比計(jì)算方法[J].航空學(xué)報(bào)，1982， 3（2） ： 51-60. Zhang Fuze. An analogy calculating method of fatigue life in the crack initiation [J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 1982， 3（2）： 51-60. （in Chinese）

[19]薛軍，王智，陳志偉.飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞損傷的工程類比法[J].機(jī)械強(qiáng)度， 2004， 26（5）： 138-141.Xue Jun， Wang Zhi， Chen Zhiwei. Engineering analogy method for calculating structural fatigue damage of aircraft [J]. Journal of Mechanical Strength， 2004， 26（5）： 138-141. （in Chinese）

[20]張彥軍，王斌團(tuán)，閔強(qiáng)，等.單機(jī)壽命監(jiān)控當(dāng)量損傷計(jì)算模型研究[J].航空科學(xué)技術(shù)， 2019， 30（9）： 101-107. Zhang Yanjun， Wang Bintuan， Min Qiang， et al. Study on equivalent damage model for individual aircraft life monitoring[J]. Aeronautical Science & Technology， 2019， 30（9）： 101-107.（in Chinese）

[21]Dui Hongna，Liu Xiaodong，Dong Jiang，et al. Assessment of aircraft structural service life using generalized correction methodology [C]// 30th ICAF Symposium-Krakow，2019.

[22]潘紹振，劉小冬，董江，等.一種預(yù)測隨機(jī)載荷譜下裂紋擴(kuò)展曲線的新方法[J].機(jī)械科學(xué)與技術(shù)， 2017，36（7）：1143-1148. Pan Shaozhen， Liu Xiaodong， Dong Jiang， et al. A new method for predicting crack propagation curve under random load spectrum[J].MechanicalScienceandTechnologyfor Aerospace Engineering， 2017， 36（7）：1143-1148. （in Chinese）

[23]Li Tang，Wang Yongjun，Dui Hongna，et al. Research on the scatter of structural load-time history in a fleet [C]// 30th ICAF Symposium-Krakow，2019.

[24]劉文珽，王智，隋福成，等.單機(jī)壽命監(jiān)控技術(shù)指南[M].北京：國防工業(yè)出版社， 2010. Liu Wenting， Wang Zhi， Sui Fucheng， et al. Individual aircraft tracking technology guide [M]. Beijing： Defense Industry Press， 2010.（in Chinese）

[25]王利恒.復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測系統(tǒng)的若干問題探討[J].航空科學(xué)技術(shù)， 2011（5）： 63-66. Wang Liheng. Discussion on composite structural health monitoring system [J]. Aeronautical Science & Technology， 2011 （5）： 63-66. （in Chinese）（責(zé)任編輯王為）

作者簡介

兌紅娜（1988-）女，碩士，工程師。主要研究方向：飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度設(shè)計(jì)與分析。

Tel：028-65020287

E-mail：duihn060379@126.com

劉小冬（1965-）男，博士，研究員。主要研究方向：飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度設(shè)計(jì)與分析。

Tel：028-66329595E-mail：liuxiaodong611@126.com

SPHM Technology Practice and Development in a New Generation of Fighter

Dui Hongna*，Liu Xiaodong，Wang Yongjun，Dong Jiang，Zhang Lixin

AVIC Chengdu Aircraft Design & Research Institute，Chengdu 610091，China

Abstract： The requirements for the airframe of a new generation of advanced fighter are light weight， high g capacity， long life and multi-function. To achieve this goal， SPHM is one of the key techniques that need to be solved， and also an important means to realize on-condition maintenance from the traditional breakdown maintenance and regular maintenance. This paper describes the research results， design practice and technical developments in SPHM by the strength team in recent years， which include the main function， key technologies and system designs of SPHM. These research results have been successfully applied to the development of a new generation of high performance fighter airframe.

Key Words：SPHM；load/environment spectrum；metal structure damage assessment；composite damage monitoring； corrosion damage monitoring