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，因其不可達而十分困難，本文提出了聲發(fā)射技術(shù)（AE）對半軸進行監(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行了分析，并對聲發(fā)射數(shù)據(jù)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(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是從負的最大載荷到達平衡位置的時間，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。可以發(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(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(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(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