綦磊 岳桂軒 孫立臣 邵容平 芮小博 張宇

(1 天津大學(xué) 精密測試技術(shù)及儀器國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，天津 300072)(2 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094)

載人飛船、空間站、衛(wèi)星等航天器在軌道上運(yùn)行時，由于受到空間碎片帶、微流星、原子氧的撞擊和腐蝕威脅，容易產(chǎn)生航天器艙體結(jié)構(gòu)泄漏，嚴(yán)重威脅航天器正常運(yùn)行和航天員的生命安全[1-2]。2007年，奮進(jìn)號航天飛機(jī)在執(zhí)行STS-118號任務(wù)時，受到空間碎片撞擊?？臻g碎片徹底擊穿散熱器面板及其下面的熱控系統(tǒng)外殼，造成航天飛機(jī)發(fā)生嚴(yán)重泄漏[3]。2018年8月29日，?？俊皣H空間站”的聯(lián)盟號載人飛船(MS-09)軌道艙受到空間碎片撞擊發(fā)生氣體泄漏。長期在軌運(yùn)行的航天器都將面臨類似的在軌泄漏問題。因此，研究航天器在軌泄漏檢測意義重大。

2000年以來，NASA等研究機(jī)構(gòu)針對航天器在軌泄漏檢測開展了大量的研究工作，主要包括紅外成像[4]、光纖檢測[5]、質(zhì)譜檢測[6]、聲學(xué)檢測等。其中，聲學(xué)泄漏檢測技術(shù)通過分析泄漏聲波特征，并結(jié)合定位算法，可實(shí)現(xiàn)泄漏的在線檢測和定位。這種方法靈敏度較高、檢測時間較短、儀器設(shè)備簡捷、易于工程實(shí)現(xiàn)[7-9]。華北電力大學(xué)閆勇等人[10]利用經(jīng)驗(yàn)?zāi)B(tài)分解(Empirical Mode Decomposition)對泄漏信號進(jìn)行多層分解，利用互相關(guān)得到了特定模態(tài)下的到達(dá)時間差，有效解決了CO2輸送管道的泄漏定位難題。Mclaskey G C等人[11]應(yīng)用傳感器陣列采集混凝土中聲源所激發(fā)的聲信號，利用波束形成原理，實(shí)現(xiàn)了對聲源的準(zhǔn)確定位Grabowski等人[12]提出的一種新的基于幅度的估計(jì)方法，利用了8個分布式傳感器。該方法基于被測物體表面聲信號的幅度衰減特性，通過測量聲信號的幅度衰減系數(shù)并與先驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行比較，從而得到泄漏位置。這些方法只適合于平板，光滑直管等簡單結(jié)構(gòu)的泄漏定位，無法適合航天器艙體加強(qiáng)筋縱橫交錯的復(fù)雜結(jié)構(gòu)。在復(fù)雜結(jié)構(gòu)中，由于加強(qiáng)筋引起的多次波反射，實(shí)際的聲波到達(dá)方向會變得模糊。

為了解決以上問題，本文提出一種過筋能量系數(shù)加權(quán)波束形成方法。通過對加筋板和平板進(jìn)行對比試驗(yàn)，研究聲波經(jīng)過加強(qiáng)筋的頻率和幅值特性，得到一種可以量化表征加強(qiáng)筋對不同頻率信號影響的距離補(bǔ)償過筋系數(shù)曲線。以該系數(shù)曲線為依據(jù)，通過對不同頻率的能量函數(shù)進(jìn)行加權(quán)平均，獲得了優(yōu)于傳統(tǒng)波束形成方法的定向結(jié)果。本文的研究結(jié)果可為航天器泄漏檢測聲波頻段選擇提供指導(dǎo)，有助于提高傳統(tǒng)算法對于加筋板的適應(yīng)性及檢測精度，可進(jìn)一步推動航天器加筋板結(jié)構(gòu)的泄漏檢測技術(shù)發(fā)展。

1 聲波過筋系數(shù)計(jì)算

聲波在泄漏孔處產(chǎn)生，隨后向四周傳播，遇到加強(qiáng)筋后一部分反射，形成反射波，一部分透射，形成透射波；并且在加強(qiáng)筋處，聲波垂直板面沿著加強(qiáng)筋方向向上傳播并經(jīng)過加強(qiáng)筋上表面發(fā)生反射，如圖1所示。

圖1 加強(qiáng)筋節(jié)點(diǎn)處聲波多方向傳播示意圖

由此可見，不同于均勻薄板中聲信號的傳播，信號在加強(qiáng)筋的節(jié)點(diǎn)處存在多方向傳輸?shù)膹?fù)雜現(xiàn)象。美國Reusser等人[13]曾提出用某頻率聲波過筋后和過筋前的能量比值作為該頻率聲波的過筋系數(shù)，以此表征加強(qiáng)筋對不同頻率蘭姆波能量的影響，但并未考慮到聲波在平板中傳播時能量隨傳播距離發(fā)生的衰減。為了解決以上問題，本文提出距離補(bǔ)償過筋系數(shù)概念，用以表征加強(qiáng)筋對聲波傳播的影響，其表示頻率為f的聲波在加筋板和平板中傳播相同距離后的能量比值為

(1)

式中：EB(f)表示加筋板中頻率為f的蘭姆波在經(jīng)過加強(qiáng)筋后的能量，EF(f)表示平板中頻率為f的蘭姆波在傳播相同距離后的能量。

加筋板和平板均采用航天常用的5A06型鎂鋁合金板整體加工而成，具體參數(shù)見表1。加筋板和平板四周粘貼吸收膠泥，可有效抑制邊界聲波反射，試驗(yàn)板實(shí)物如圖2所示。

表1 試驗(yàn)板參數(shù)表

圖2 試驗(yàn)板實(shí)物圖Fig.2 Figure of test plate

以加筋板中心為坐標(biāo)原點(diǎn)，利用加筋板上(0,0)處直徑1.0 mm漏孔泄漏為聲源，將聲發(fā)射傳感器布設(shè)在過1條加強(qiáng)筋的A點(diǎn)(20,0)，如圖3(a)所示，利用數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采集2只傳感器的信號60 ms。按照相同的傳感器及聲源位置，利用平板重復(fù)上述試驗(yàn)，如圖3(b)所示。對所采集信號進(jìn)行時域和頻域分析，如圖4和圖5所示。

利用式(1)計(jì)算得到距離補(bǔ)償過筋系數(shù)曲線，如圖6所示。

圖3 傳感器布設(shè)位置示意圖Fig.3 Schematic diagram of sensors location

圖4 加筋板內(nèi)傳感器信號時域及頻域圖Fig.4 Time-domain and frequency-domain signal in stiffened plate

圖5 平板內(nèi)傳感器信號時域及頻域圖Fig.5 Time-domain and frequency-domain signal in surface plate

圖6 距離補(bǔ)償過筋系數(shù)曲線Fig.6 Curve of distance compensated transmission coefficient through stiffener

2 過筋系數(shù)加權(quán)波束形成算法

過筋系數(shù)加權(quán)波束形成算法首先利用泄漏聲波過筋試驗(yàn)獲取距離補(bǔ)償過筋系數(shù)權(quán)重因子矩陣。然后按照各頻率過筋系數(shù)不同對傳統(tǒng)波束形成算法進(jìn)行加權(quán)修正，最終得到加筋系數(shù)加權(quán)波束形成計(jì)算公式。

波束形成利用傳感器陣列各陣元信號延遲求和來計(jì)算聲波到達(dá)某個假設(shè)方向的能量，從而估計(jì)波到達(dá)的方向。在波束形成算法中，傳感器陣列形狀的選擇至關(guān)重要。根據(jù)前期研究結(jié)果，本文采用一個帶有8個傳感器的L型陣列作為接收傳感器陣列，如圖7所示。

圖7 L型陣列傳感器Fig.7 L-shaped array

圖7中傳感器陣列標(biāo)記為n，包括0～7號。其中，0號傳感器為參考傳感器。當(dāng)泄漏發(fā)生時，聲波通過平板傳播并被傳感器獲取。F(t,n)被定義為各傳感器在t時刻獲取的信號，泄漏源和陣列之間的相對角θ定義為泄漏源的實(shí)際方向，θ′表示假設(shè)方向。

當(dāng)傳感器陣列與泄漏源之間的距離遠(yuǎn)大于陣列的尺寸時，可以認(rèn)為信號波沿平行路徑傳播。在這個假設(shè)下，參考傳感器0號采樣的信號是由其他陣列元素記錄的延時信號的副本。陣列元素之間的時間延遲由信號源到陣列元素n號的相對距離(與到達(dá)方向下的參考傳感器0號相比)和波速決定。通常，到達(dá)的方向是未知，一個假設(shè)的方向到達(dá)θ的設(shè)置。根據(jù)圖1的幾何關(guān)系，第0個信號的時延可以表示為

(2)

如果θ′與真角θ一致，則信號將通過延時的疊加而集中。因此,每個傳感器的信號延遲和疊加獲得下列延遲和信號G(t,θ′)為

(3)

信號的能量可以通過對疊加信號進(jìn)行時域平方和積分得到。通過掃描計(jì)算假設(shè)的角度不同,一個能量函數(shù)B(θ′)相關(guān)的角度可以獲得

(4)

為減小噪聲對定位結(jié)果的影響，在進(jìn)行能量函數(shù)計(jì)算之前，信號還需進(jìn)行濾波處理，則不同濾波頻率下獲得的能量函數(shù)可表示為

(5)

式中：G(t,θ’,f)為f頻率下的延遲和信號。

根據(jù)圖6的過筋系數(shù)曲線，以10 kHz為帶寬，可以得到不同頻帶下過筋系數(shù)權(quán)重因子，如圖8所示。

設(shè)各頻段過筋系數(shù)權(quán)重因子為H(f),那么多頻帶過筋系數(shù)權(quán)重因子加權(quán)的波束形成公式為

(6)

將能量函數(shù)峰值的角度作為定向結(jié)果，通過兩個陣列定向結(jié)果的交點(diǎn)即可定位泄漏點(diǎn)位置。

圖8 過筋系數(shù)權(quán)重因子Fig.8 Weighting factor of distance compensated transmission coefficient through stiffener

3 試驗(yàn)與數(shù)據(jù)分析

為對定位方法進(jìn)行驗(yàn)證，本文搭建了試驗(yàn)系統(tǒng)，由真空泄漏系統(tǒng)和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)組成，如圖9所示。

圖9 試驗(yàn)系統(tǒng)圖Fig.9 Experiment system

真空泄漏系統(tǒng)主要由真空泵、閥門、抽氣管道和試驗(yàn)板組成。試驗(yàn)板中心位置預(yù)先制作了直徑1.0 mm的圓形漏孔，通過真空泵抽真空可模擬漏率0.1 Pa·m3/s以上的泄漏。為驗(yàn)證不同情況下本文所提方法的定位效果，共選取15個不同傳感器位置及3種不同傳感器朝向進(jìn)行試驗(yàn)，如圖10所示。

圖10 陣列傳感器位置圖Fig.10 Position of sensor array in the experiment

使用該方法進(jìn)行計(jì)算獲得的圖10中A、B兩傳感器位置的定向結(jié)果如圖11所示。從圖11中可以看出，能量函數(shù)存在一極大值主瓣及兩個旁瓣，且旁瓣能量遠(yuǎn)小于主瓣不會對定向結(jié)果產(chǎn)生明顯影響。

為比較本文所提方法與傳統(tǒng)波束形成方法定向效果的差異，本文使用傳統(tǒng)波束形成方法進(jìn)行了定向計(jì)算。根據(jù)過筋系數(shù)曲線選取過筋系數(shù)較大的5個頻帶進(jìn)行濾波處理，各頻帶帶寬均為10 kHz，中心頻率分別為195 kHz、215 kHz、265 kHz、285 kHz和355 kHz。從表2中可以看出，使用各頻段下使用傳統(tǒng)波束形成方法的平均定向誤差在3°～5°之間，而使用本文所提出的過筋能量系數(shù)加權(quán)波束形成方法的平均誤差為2.6°，減小了19.4%。

圖11 泄漏定向結(jié)果圖

表2 各傳感器位置定位結(jié)果

Table 2 Leak orientation results at different sensor positions

編號聲陣列坐標(biāo)/cm真實(shí)角度/(°)不同頻帶定向誤差/(°)頻段1/kHz180～190頻段2/kHz210～220頻段3/kHz260～270頻段4/kHz280～290頻段5/kHz350～360過筋能量系數(shù)加權(quán)定向誤差/(°)1(0,5)6018-7-67772(0,15)60617-1-26-23(0,25)60-2-501-204(0,35)6045-14-225(0,45)6025-23-646(-5,0)3077-3-65-67(-15,0)30-8-4-1-60-28(-25,0)30-33-62-729(-35,0)30-6-3-6-5-7-310(-45,0)30-3-34-42-411(5,-5)45-2-15-2-3012(15,-15)45-4-250-2013(25,-25)45-221-1-3-114(35,-35)45-4-17-2-3-215(45,-45)45-2-15-2-62平均誤差絕對值/(°)4.94.43.13.14.12.6

將定向誤差小于5°的結(jié)果作為正確定向結(jié)果，統(tǒng)計(jì)各種情況下的定向準(zhǔn)確率如圖12所示。從圖12中可以看出本文所提出的方法的正確率為93.3%，相比傳統(tǒng)方法提升了13.3%以上。

圖12 定向準(zhǔn)確率Fig.12 Histogram of orientation accuracy

4 結(jié)束語

隨著我國載人航天工程的推進(jìn)，航天器在軌泄漏檢測已成為關(guān)注的熱點(diǎn)。本文針對航天器艙壁加強(qiáng)筋結(jié)構(gòu)泄漏定位問題，提出一種過筋系數(shù)加權(quán)的波束形成定位法。試驗(yàn)結(jié)果表明，該方法比傳統(tǒng)的波束形成法定位誤差減小19.4%，定位準(zhǔn)確率提高13.3%，可為我國在軌航天器泄漏檢測研究提供參考。