聲發射在某型飛機水平尾翼半軸狀態監控中的應用


摘 要：在某型飛機水平尾翼疲勞試驗中對關鍵構件半軸的監控，因其不可達而十分困難，本文提出了聲發射技術（AE）對半軸進行監控的一些新方法。利用了同一種材料的裂紋信號AE參數具有統計特性的特點，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（參數濾波）的方法，并對濾波后的信號進行分析和論證。這種方法能夠準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。
關鍵詞：聲發射；水平尾翼；半軸；趨勢分析；上升時間；峰值頻率；參數濾波
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都能通過飛機重心，因此會產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時恢復飛機原有姿態，對飛機起穩定作用。
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號框的半軸轉動，半軸由剛質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。在機身尾梁側壁板上裝有止動件，以防止半軸轉動。半軸的好壞與飛機的安全息息相關，當半軸斷裂后，平尾將失去功能，飛機將因失去平衡而無法飛行。平尾的結構簡圖如圖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 半軸結構簡圖
由于半軸的重要性，在水平尾翼疲勞試驗中要對其進行實時監控，但半軸安裝在機體和水平尾翼的內部，是不可達部件，無法采用常規無損檢測方法。因此，其狀態的監測只能依靠聲發射技術，但需要將傳感器安裝在具有良好聲傳遞通道的機體適當部位。由于試驗過程中的強背景噪聲干擾，需要采用恰當的信號處理技術。
本文通過對半軸的運動、受力、加載過程和載荷分布進行了分析，并對聲發射數據進行了處理，能夠很好的把裂紋信號提取出來，為半軸的狀態監控提供有力的保障。
1 半軸的受力分析
水平尾翼傳動裝置結構如圖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動支臂繞著固定在半軸上的軸承轉動，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是從負的最大載荷到達平衡位置的時間，這一時間段相當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動，轉動角度為 ，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動，轉動角度為 ，載荷從零由小變到最大 ，這一段加載時間為5s。因此，一個循環周期需時27s，由于到達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，所以實際的循環周期為30.8s，半軸就在這樣周而復始的交變載荷作用下運動。
圖2水平尾翼傳動裝置結構圖 圖3 水平尾翼繞半軸轉動示意圖
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到角度為 受力方向，當水平尾翼從平衡位置繞半軸旋轉到角度為 時受力方向相反。
超聲波物位計 超聲波液位計 超聲波清洗機 洗片機
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，而最薄弱的環節可能出現在圖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生直接的影響。
由于半軸安裝在飛機的內部所以給監控工作帶來了很大的困難，通過現場觀察和斷鉛試驗我們發現在圖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。考慮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，并利用參數和波形相接合的分析方法來監控半軸。監控系統為美國物理聲學公司（PAC）的DiSP系統。
2 參數分析
2.1 幅度分布
對撞擊數hits幅度的分布圖進行了分析，在535～616飛行小時段（注：每1512次循環相當于100飛行小時，換算關系下同）取不同時間點進行數據分析，每次數據采集時間為10個加載循環。分布圖如圖6所示，圖中（A）、（B）、（C）、（D）、（E）分別對應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，并有相同的規律，這也從一個側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623、649、719、775和854飛行小時?？梢园l現圖7與圖6有明顯的不同，在50～65dB這段幅度范圍內hits的數量分布明顯多于圖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。說明隨著試驗的進行，AE信號的幅度分布發生了顯著變化，變化主要集中在50～65dB范圍內，預示半軸的狀態有可能已發生變化，產生疲勞裂紋的可能性增大。在此基礎上可作進一步分析。

圖6 撞擊數hits對幅度的分布圖 圖7 撞擊數hits對幅度的分布圖
2.2 趨勢分析
對試驗數據進行了趨勢分析。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行分析，在圖8中，541～623這段時間撞擊數hits隨時間變化不明顯，從623飛行小時開始，撞擊數hits隨飛行試驗的進行逐漸增加，hits到達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，分界點應該在623飛行小時左右。當然，準確確定裂紋開始發生的時間還有較大困難，但軸的狀態在620飛行小時段已有明顯改變，這是可以判斷的。
3 參數濾波分析
3.1 參數濾波趨勢分析
前邊對水平尾翼的加載過程進行了分析，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，再從平衡位置到轉動角度為 這個過程。下面給出監控半軸的第4通道hits對時間變化圖，圖9所示。在圖9中標1的為從平衡位置到 采集到的峰值信號，標2的為從平衡位置到 采集到的峰值信號，根據Kaiser效應，裂紋擴展只有在最大載荷下才產生裂紋信號，所以裂紋信號的產生在標1的位置和標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，根據前邊的分析該時間段應該包含裂紋信號，由于半軸裂紋擴展信號是由單一材料產生的，且傳遞路徑單一，所以從裂紋信號的參數上應該具有統計特性。對加載點的信號分析可發現峰值頻率（peak frequency）為170kHz的信號出現的很多，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 的信號進行統計分析 （參數濾波）。

圖9 hits隨時間的變化圖 圖10 參數濾波后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行分析，對信號進行參數濾波，只保留峰值頻率等于170kHz和上升時間為22 的信號，對信號進行趨勢分析。圖10為參數濾波后撞擊數hits隨時間變化圖，在381～623飛行小時這段時間撞擊數hits幾乎為零，也就是說裂紋信號還沒發生，在623飛行小時以后信號逐漸并跳躍性增加，而當達到759飛行小時時hits數量達到最大為1532個，從759飛行小時之后信號趨于穩定，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飛行小時為裂紋穩定擴展的分界點。 對于這樣的一個結果可從其它方面進一步分析論證。
3.2 參數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，從圖中發現了兩個裂紋的萌生點上下對稱，圖12、圖13分別對應上下萌生點的局部放大圖，從圖中發現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節外，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的，半軸運動一個周期，上下兩處裂紋各擴展一次。根據上邊的分析，具有峰值頻率（peak frequency）為170kHz和上升時間（rise time）為22 參數特性的信號為裂紋信號，這些信號應該具有這樣特征：
（1）信號周期形變化，一個加載周期內上下裂紋各開裂一次。
（2）信號的數量應各從小到大，且發生在載荷最大處。
（3）信號的幅度上分布應該向高幅度方向移動，當達到一定時間趨于穩定。
（4）從信號的頻譜上看應該是一個寬頻范圍的信號，頻譜應該非常接近，主峰頻率應該一樣，從波形上看應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 這個極限位置時產生的，此時正是加載最大處。而圖14（B）在 最大加載點都出現了信號，由于采集十個周期信號，所以在十個時間點出現了信號，而這十個時間點對應水平尾翼運行到 的十個最大加載點（圖中標記1處），這可以用kaiser效應得到很好的證實，這說明了在半軸的正上方焊點處開始出現疲勞損傷，隨著試驗的進行，從圖14（C）發現在水平尾翼運行到 時最大加載點處有幾個點也出現了信號（圖中標2處），圖14（D）中 時最大加載點處都出現了信號，這說明在半軸的正下方焊點處開始出現疲勞損傷，隨著試驗的進行，信號的數量開始逐步增大。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斷口對應處）的裂紋萌生時間應該在靠近623飛行小時處，半軸正下方（2斷口對應處）的裂紋萌生時間應該靠近在643飛行小時處。圖15對應圖14中各個時間點的撞擊hits對應幅度的分布圖，從圖15發現在隨著試驗的進行除了信號的信號數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hits對幅度的分布圖
隨著試驗的進行，對數據做同樣處理，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發現隨著試驗的進行，在兩個最大加載點處信號是逐步增加，對應的幅度分布如圖17所示，幅度分布隨著試驗的進行繼續向高幅度方向移動，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發現隨著試驗的進行，在兩個最大加載點處信號是趨于穩定的，對應的幅度分布如圖19所示，幅度分布隨著試驗的進行不再向高幅度方向移動，主要在62dB為中心的范圍內分布，說明隨著試驗的進行，裂紋開始均勻擴展。

圖16 撞擊hits隨時間變化圖 圖17 撞擊數hits對幅度的分布圖

圖18 撞擊hits隨時間變化圖 圖19撞擊數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，我們取不同時間點的10個波形信號對其進行頻譜分析，看信號是否具有一致性質。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。監控中采樣頻率為5MHz，圖21對應其頻譜圖，頻譜圖上出現了四個峰值，其中（1）、（2）、（3）、（4）對應的頻率分別為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峰值，能量主要集中175.8kHz附近，頻譜圖非常接近，都出現了相同的主峰頻率，所以認為這些信號是同一材料（裂紋擴展）發出來的。
5 結論
（1）通過對水平尾翼的運行過程和加載點分析，根據Kaiser效應，認為裂紋信號僅出現在加載時間段。
（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hits對時間的趨勢分布、出現的時間點、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。據此能找出裂紋的萌生時間和生長過程，證明同一種材料產生的裂紋信號經過單一路徑傳遞，信號參數具有統計特性。
（3）在半軸的裂紋信號監控中，根據裂紋信號參數具有的統計特性，可以很容易地找出裂紋信號。根據圖8、圖10所示，這些信號占總體數量將近50%，當然還有一些裂紋信號漏掉，但數量相對很少，對分析結果沒有影響。
（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控半軸中效果更好。