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(duì)機(jī)體平臺(tái)的要求為輕重量、高承載、長(zhǎng)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(cè)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(duì)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(píng)估；復(fù)合材料損傷監(jiān)測(cè)；腐蝕損傷監(jiān)測(cè)

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

近年來，隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)對(duì)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(cè)試技術(shù)、信號(hào)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(cè)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(dòng)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(cè)、故障診斷和預(yù)測(cè)，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(duì)機(jī)體平臺(tái)的研制要求為輕重量、高承載、長(zhǎng)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(cè)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(cè)飛機(jī)結(jié)構(gòu)使用環(huán)境（載荷、振動(dòng)、溫度、腐蝕等），并對(duì)這些監(jiān)測(cè)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(duì)SPHM的主要功能、關(guān)鍵技術(shù)和系統(tǒng)設(shè)計(jì)與研制，對(duì)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(dòng)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(píng)定維護(hù)/斷裂關(guān)鍵件的損傷狀態(tài)，綜合預(yù)測(cè)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(shí)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(píng)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(cè)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(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的損傷監(jiān)測(cè)和識(shí)別；（6）逐步提高對(duì)結(jié)構(gòu)腐蝕狀態(tài)的檢測(cè)能力和預(yù)測(cè)準(zhǔn)確性；（7）逐步實(shí)現(xiàn)對(duì)關(guān)鍵運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)（武器艙門、起落裝置等）的健康監(jiān)控和預(yù)測(cè)。

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(dòng)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(hào)提取、故障檢測(cè)/診斷和預(yù)測(cè)、狀態(tài)評(píng)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(jí)、特征級(jí)、決策級(jí)等多個(gè)層級(jí)上進(jìn)行，以實(shí)現(xiàn)多層次、多角度、多參數(shù)的故障檢測(cè)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(duì)原始數(shù)據(jù)的有效性判斷、異常值檢測(cè)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(hào)等功能。

數(shù)據(jù)分析分為在線（機(jī)上）處理和地面處理，對(duì)于簡(jiǎn)單的故障識(shí)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(duì)于涉及大量運(yùn)算的結(jié)構(gòu)載荷識(shí)別、疲勞損傷評(píng)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(cè)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(cè)飛機(jī)的直接測(cè)量（應(yīng)變法）結(jié)果。

目前國(guó)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(cè)飛機(jī)的飛參和載荷數(shù)據(jù)庫(kù)，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(duì)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(kù)中篩選地面標(biāo)定工況的有效方法，既最大限度地簡(jiǎn)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(cè)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(duì)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(huì)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(zhǎng)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(jiǎn)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(cè)值之間的關(guān)系，對(duì)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(chǎng)進(jìn)行簡(jiǎn)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(shí)別模型并非易事。國(guó)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(dòng)識(shí)別技術(shù)、混合型識(shí)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(cè)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(dòng)識(shí)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(duì)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(cè)飛機(jī)多次飛行中若干非對(duì)稱機(jī)動(dòng)在亞聲速下的實(shí)測(cè)飛參和機(jī)翼根部彎矩載荷樣本，對(duì)不同機(jī)器學(xué)習(xí)方法建模的擬合精度進(jìn)行對(duì)比分析可知：在擬合精度和泛化（預(yù)測(cè)）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(duì)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(duì)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(duì)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(duì)比實(shí)測(cè)與預(yù)測(cè)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(duì)戰(zhàn)斗機(jī)起落架實(shí)測(cè)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(shí)別技術(shù)對(duì)地面典型任務(wù)段進(jìn)行識(shí)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(cè)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(duì)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(duì)發(fā)動(dòng)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(cè)。對(duì)于如垂尾抖振、進(jìn)氣道噪聲、艙門振動(dòng)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(dòng)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(píng)估

目前主要針對(duì)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(chǎng)實(shí)際暴露的結(jié)構(gòu)故障等對(duì)耐久性/損傷容限關(guān)鍵部位進(jìn)行篩選。

對(duì)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)部位的損傷監(jiān)控和預(yù)測(cè)，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(duì)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(cè)。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(píng)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(guó)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(duì)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(duì)比，評(píng)估結(jié)構(gòu)壽命消耗情況，預(yù)測(cè)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(píng)定結(jié)論。

對(duì)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(duì)每個(gè)關(guān)鍵部位進(jìn)行疲勞損傷評(píng)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(duì)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(jiǎn)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(duì)裂紋擴(kuò)展具有更強(qiáng)的通用性和適應(yīng)性。基于結(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(píng)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(cè)隨機(jī)譜下裂紋擴(kuò)展曲線的方法[22]。

針對(duì)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(cè)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(duì)于針對(duì)結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位的疲勞損傷評(píng)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(cè)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(duì)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(duì)比，對(duì)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(píng)估，進(jìn)一步將評(píng)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(zhǎng)，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(cè)

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(cè)和識(shí)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(cè)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(guó)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(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的損傷監(jiān)測(cè)，在新一代戰(zhàn)機(jī)中擬采用以下技術(shù)途徑：（1）對(duì)外場(chǎng)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(cè)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(duì)外場(chǎng)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(cè)以定位損傷，用超聲波檢測(cè)進(jìn)行損傷定量。

本團(tuán)隊(duì)聯(lián)合國(guó)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(cè)傳感器的工程化應(yīng)用以及損傷識(shí)別算法的研究。

2.6腐蝕/老化損傷監(jiān)測(cè)

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(huì)促使和加速疲勞損傷的發(fā)生和擴(kuò)展。對(duì)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(píng)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(cè)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(duì)防腐體系的抗腐蝕品質(zhì)有較準(zhǔn)確的試驗(yàn)評(píng)估結(jié)果，并對(duì)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(cè)模型，可以給出比較有價(jià)值的結(jié)構(gòu)腐蝕/老化預(yù)測(cè)結(jié)果，有助于指導(dǎo)外場(chǎng)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(chǎng)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(cè)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(cè)自制件的方式，定期采集數(shù)據(jù)并對(duì)自制件腐蝕情況進(jìn)行檢測(cè)，以實(shí)現(xiàn)對(duì)結(jié)構(gòu)防腐涂層老化狀態(tài)的評(píng)估和監(jiān)控。

腐蝕/老化損傷預(yù)測(cè)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(cè)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(cè)模型；研制腐蝕損傷傳感器和涂層退化傳感器，不斷提高對(duì)腐蝕/老化預(yù)測(cè)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(guó)內(nèi)SPHM技術(shù)尚未成熟、結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測(cè)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(guó)外SPHM技術(shù)發(fā)展路線；以目前國(guó)內(nèi)在單機(jī)壽命監(jiān)控和飛行載荷實(shí)測(cè)等方面已有的成熟技術(shù)為基礎(chǔ)；同時(shí)，組織國(guó)內(nèi)有關(guān)院所對(duì)各項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行專項(xiàng)攻關(guān)；在型號(hào)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(zhǎng)與成熟。

SPHM系統(tǒng)目前采取“在線測(cè)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(cè)數(shù)據(jù)的采集、存儲(chǔ)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(cè)傳感器數(shù)據(jù)。

機(jī)體載荷測(cè)量子系統(tǒng)如圖8所示，采用成熟的應(yīng)變電橋來測(cè)量機(jī)體載荷。機(jī)體腐蝕監(jiān)測(cè)子系統(tǒng)如圖9所示，涂層退化傳感器（CDS）和腐蝕監(jiān)測(cè)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(chǔ)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(cè)，與CDS監(jiān)測(cè)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(shí)別、超限事件分析、結(jié)構(gòu)損傷評(píng)估和剩余壽命預(yù)測(cè)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(duì)飛機(jī)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)的疲勞損傷情況進(jìn)行評(píng)估，診斷結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)及預(yù)測(cè)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(duì)SPHM系統(tǒng)進(jìn)行模塊開發(fā)和軟件集成，并在外場(chǎng)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(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)各種故障類型的準(zhǔn)確監(jiān)控和預(yù)測(cè)是一個(gè)長(zhǎng)期的過程，基于目前技術(shù)水平，SPHM僅針對(duì)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(cè)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(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)和關(guān)鍵運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的健康監(jiān)控和預(yù)測(cè)。SPHM系統(tǒng)研制還會(huì)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)。

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作者簡(jiǎn)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