結構狀態監測技術飛行應用的若干問題與關鍵技術

高麗敏 楊海楠 趙琳 馬超 龐煒涵 魯明宇 張君一 朱凱歌

摘要：在民機結構設計、制造、飛行及地面維護的全生命周期，特別是在地面試驗與飛行測試中，越來越需要通過采集與處理能反映結構狀態的數據，對結構狀態進行實時監測與分析。為了推進結構狀態監測技術的應用，本文對傳感器、黏結劑、線纜、接頭和設備的設計及安裝等方面進行了研究，分析了系統的性能、環境、安全性、可靠性和維修性要求，提出了實現飛行應用所需要完成的工作及部分應對策略，以期解決結構狀態監測系統在民機應用方面的問題，推動其在飛行測試及型號中的應用。

關鍵詞：結構狀態監測；飛行應用；環境要求；可靠性；安全性；維修性

中圖分類號：V241.01文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.07.012

近年來，隨著結構狀態監測技術的成熟，各飛機制造商在該領域已經開展了大量的地面試驗與飛行試驗工作。波音公司在進行全尺寸疲勞測試中應用了多種結構狀態監測傳感器。達美航空公司運營的7架波音737客機上裝備了傳感器用以監測中央翼盒鋁合金配件的裂紋?？湛蛯350XWB開展了多種結構狀態監測方法的飛行驗證，包括艙門復合材料機體結構的沖擊實時監測、垂尾平面連接螺釘的拉伸預應力監測、水平安定面的載荷監測等，并在2013年首飛的A350上安裝了壓電傳感器，驗證傳感器的生存能力和監測能力。中國商飛在地面和飛行試驗中進行了結構狀態監測技術的驗證，并正在論證結構狀態監測技術的應用場景和具體需求。在ARJ21-700飛機試飛中，利用狀態監測系統進行了結構的飛行載荷監測，對結構減載優化設計提供支持。目前來看，結構狀態監測技術已從實驗室的驗證階段逐步走向飛機地面測試及試飛應用中。

從民用飛機應用的角度，本文將對結構狀態監測系統民機應用中涉及的傳感器、黏結劑、線纜、接頭及設備等若干應用問題和關鍵技術進行簡要的分析。由于監測對象及要求不同，如應變的實時監測與損傷監測的具體要求差別很大，監測算法完全不同，算法及軟件問題將不在文中討論。無論監測對象及監測要求如何變化，軟件均需要遵守RTCA/DO-178《機載系統和設備認證中的軟件考慮因素》等要求。

1傳感器及其黏結劑要求

當前結構狀態監測系統的傳感器多以黏結的方式集成到飛機上，在飛機實際的使用過程中經歷的環境條件與飛機結構的環境條件相同。傳感器和黏結劑需要滿足機載性能、環境、安全等方面的要求，從而確保傳感器能夠在各種可預期的運行條件下以一定的可靠性置信度完成預定功能。采用永久的方式集成結構狀態監測傳感器是此領域近年來研究的熱點之一，但其對結構本身的影響及應用還有很多問題未闡述清楚，需要進行大量的地面和飛行試驗驗證。

1.1性能要求

傳感器精度誤差通常是線性度、遲滯和重復性等參數的綜合指標，統計分析大量傳感測量結果，為了準確識別結構狀態的變化，傳感器在一段較長時間內保持其最大誤差不得高于3%，以滿足機載測試要求。

用于結構狀態監測的一些傳感器受環境溫度變化的影響顯著，需要采取溫度補償等方法，以提高監測的準確性及穩定性。溫度補償與標定系數的精度對監測結果的準確性有較大的影響。例如，采用光纖傳感器進行載荷或應變監測時，在被測結構上粘貼光纖溫度傳感器進行溫補，通過地面標定試驗，測得光纖傳感器擬合度不低于0.999，對大量傳感測量數據分析，傳感器輸出與輸入之間呈較好線性關系并可滿足機載測試需求。采用壓電傳感器進行損傷監測時，通過地面標定試驗，測得壓電傳感器補償后與基準信號相對誤差不得大于-30dB，以保證機載環境下識別損傷位置和大小的準確性。

飛機結構隨著環境侵蝕、材料老化和載荷的長期效應、疲勞效應與突變效應等多種因素的相互作用，將不可避免地導致傳感器的損傷。傳感器損壞或脫黏造成信號異常，則會直接導致監測結果不準確等問題。所以傳感器的維護對結構狀態監測系統的有效運行極為重要。傳感器失效包括傳感器破損、傳輸線路故障、傳感器膠層質量退化等。傳感器線路故障以及傳感器損壞，主要通過傳感器信號消失來進行判斷，需要將受到損壞的傳感器進行替換；傳感器膠層質量的診斷基于傳感器信號參數的正常與否，信號異常說明粘貼不均勻或脫膠，可以通過重新黏結進行修復。

傳感器的黏結劑選擇時，需要選擇與被測結構性能相容的黏結劑。為保證粘貼于飛機結構表面的傳感器在使用中免于脫落，黏結劑應該具備良好的延伸性，當被測結構受環境應力和機械應變時，以維持傳感器的黏結安全和正常使用。建議選取可在室溫和標準大氣壓下固化并與傳感器集成的黏結劑，不需使用高溫固化或紫外固化等額外條件。

1.2環境要求

傳感器及黏結劑的環境適應性應滿足被測結構的環境要求，考慮到民用飛機的服役環境，具體包括高低溫、濕熱、振動、沖擊、低氣壓、鹽霧、吹沙塵、霉菌、流體敏感性等環境要求[1-2]，見表1。針對表1中的每一項環境要求，均需要完成一系列試驗驗證，證明傳感器與黏結劑的組合可以在上述環境條件下正常工作。以隨機振動為例，傳感器及其黏結劑需完成的隨機振動環境條件見表2。

1.3可靠性要求

傳感器和黏結劑的可靠性應滿足在飛機服役中預期的環境條件（如溫度和濕度的影響）下，仍能使用較長時間而不發生失效，且長期保持良好的使用性能，即質量穩定性，具備較強的抗破壞能力，從而維持傳感器及黏結劑安全和正常使用。傳感器和黏結劑的可靠性試驗驗證依據GJB899A—2009《可靠性鑒定和驗收試驗》[3]和HB6139—1987《航空機載設備可靠性試驗（鑒定和驗收）》[4]標準進行。傳感器和黏結劑的可靠性評估，必須結合試驗依據和服役經驗支持的重復載荷和靜力分析，以確定因綜合環境、疲勞、意外損傷引起的傳感器和黏結劑預期的損傷部位和損傷模式，從而建立可靠性壽命統計模型，預測傳感器和黏結劑的壽命。

1.4安全性要求

為了保證飛行安全，結構狀態監測系統必須滿足一定的安全性要求，對于傳感器及黏結劑，閃電防護和阻燃性要求是其中需要重點考慮的。

傳感器設計必須滿足民機的閃電防護要求，不致因閃擊而危及飛機，或具有可接受的分流措施將產生的電流分流而不致危及飛機。傳感器中的金屬組件應合適地搭接到飛機機體上（包括機體外部和機體內部），而傳感器中非金屬組件的設計可將產生的電流分流，同時必須保證飛機閃電防護功能的有效性。此外，傳感器及其黏結劑需要滿足民機阻燃性的要求。阻燃性表示材料阻止延續燃燒的程度，旨在通過各種不同的物理和化學方法防止或減緩點火的進一步發展。傳感器及黏結劑材料的阻燃防火性需要滿足CCAR-25-R4《運輸類飛機適航標準》中D分部“設計與構造”中防火部分中飛機材料燃燒測試的要求[5]。目前主要通過燃燒速率和極限氧指數評判阻燃性能。

2線纜及接頭要求

與傳感器相同，結構狀態監測系統的傳感器和設備之間的線纜及接頭也需要滿足各項機載方面的要求，從而確保線纜及接頭能夠配合整個監測系統正常完成預期的工作。由于線纜及接頭與傳感器直接相連，所以其需要滿足的環境和可靠性要求與傳感器相似，本節著重介紹性能、安全性和維修性要求。

2.1性能要求

在傳感器集成和組網中，傳感器之間、傳感器與分路器之間、傳感器與數據采集設備之間線纜的選擇非常關鍵，既要保護內部傳輸線，又要輕便，盡量減小附加質量。傳感器走線過程中通常需要滿足環境、曲率、布線空間等要求，為此，傳感器傳輸線纜需要滿足以下特點：（1）柔軟性強、易于彎折；（2）直徑小、重量（質量）輕；（3）環境適應性強、耐高低溫、化學穩定性好、耐腐蝕、阻燃性好、低熱膨脹、高抗蠕變；（4）布置方便、可操作性強等。

同樣，傳感器之間的連接及傳感器與數據采集設備之間的接頭也是工程應用中比較關鍵的環節，在降低損耗的同時考慮布置足夠的冗余和快速維護，可以實現快速可靠的插接方式，形成不同應用特點的分線形式，避免信號的損耗，提高安裝和更換維護的效率。針對結構狀態監測對象在飛行工作時的環境條件，傳感器接頭在環境適應性、防水性能等方面需滿足以下特點：尺寸小、密封防水、操作快捷方便等。

2.2安全性要求

根據CCAR-25-R4，結構狀態監測系統的線纜和接頭屬于電氣線路互聯系統（EWIS），所以線纜和接頭的安全性要求，需要符合CCAR-25-R4中H分部“電氣線路互聯系統（EWIS）”中的相關要求。線纜和接頭要與飛機結構和其他機載系統具有適當的物理和電氣隔離，以保證線纜和接頭不會發生摩擦和卡阻，不會影響飛機結構正常作動，也不會發生電氣干擾，以使其對整機或系統的危險影響的可能性降至最低。即使線纜和接頭發生物理和功能失效，也不能對飛機安全性造成負面影響。此外，要求線纜和接頭本身以及為其提供保護的材料必須是阻燃和耐火的。

2.3維修性要求

飛機結構所處的環境變化及飛機的振動等條件可能使線纜及接頭受到損壞。線纜及接頭的維修性設計應可以使系統便于進行信號快速檢查，準確發現故障源頭，若線纜及接頭發生故障，應可及時安裝備份線纜及接頭，保障狀態監測功能的正常工作。為此，航空插拔式接頭的設計應由端面上左右兩個導引孔與導引針進行定位對中，實現信號傳輸線路的快速正確對接，便于安裝與維護。

另外，考慮到故障診斷性能和維護維修性能，以便更換發生故障的線纜段，傳輸線纜應進行分段設計，對于設備安裝在電子電氣設備艙中的結構狀態監測系統，其線纜至少應包括：傳感器引出線，由被監測結構到穿艙處、穿艙段、穿艙后與設備連接段等，如圖1所示。

3設備要求

結構狀態監測系統設備應可以實現系統控制，人機界面、圖像用戶界面和指定的數據采集控制，進而能夠進行數據采集、數據存儲、數據輸出和自診斷等。輸出的數據傳送至結構狀態分析軟件，并進行結構狀態分析。

總體來講，飛機結構狀態監測系統設備應具有如下特點：可靠性高、外形尺寸小、重量輕、成本低、工作穩定性不受其周圍環境（如壓力、溫度和濕度等）變化的影響，不受飛機機動、振動和加速度的影響[6-7]。

3.1性能要求

在性能方面，結構狀態監測設備在全飛行包線內應具備能夠通過采集和分析獲取的數據，監測、測量和診斷被監測結構狀態的診斷能力。能夠被結構狀態監測系統監測出的結構狀態類型應包括結構所處環境溫度、損傷及其擴展、應力、應變和載荷等。此外，應該在測量前強制性激活系統的自檢功能，自動檢查系統操作性能和完整性，特別要確認傳感器數據的完整性，以保證不會采集到無效數據。

在設備數據采集、存儲與處理方面，設備的數據采集頻率和時間間隔應可由用戶根據監測需求進行設定；設備內置GPS授時模塊，具有鎖相石英頻率標準，使設備數據與飛機系統實現時間同步；信號輸出及數據傳輸滿足監測需求，至少應包括數據采集時間、傳感器編號、能夠反映結構狀態信息的有效數據。

電氣方面，結構狀態監測系統屬于機載電子電氣設備，所以應滿足CCAR-25-R4中F分部“設備”中的總則以及電氣系統和設備的要求。在滿足結構狀態監測功能要求的前提下，將設備耗電量降至最低；任何形式的內部供電中斷和直流電源極性反轉都不能對設備造成損壞；設備不會受到其他機載系統的電磁干擾，也不會對任何其他系統造成干擾。

3.2環境要求

根據飛機需求，飛機分為若干艙段，這些飛機艙段根據功能的不同，其環境條件也不同，環境類型可分為增壓溫度控制區、增壓溫度部分控制區、非增壓非溫控區等，E-E（電子電氣設備）艙屬于氣密艙，用于安裝飛機各系統的電子和電氣設備，具有較高的環境控制和維修性要求[8]。結構狀態監測設備建議安裝在E-E艙內，因為其環境要求相對較低，需要滿足的環境試驗項目相對較少。但也可根據就近原則，將監測設備安裝在監測對象附近的艙段，具體的環境測試要求要根據相應艙段的環境條件來確定。根據RTCA/DO-160G《機載設備環境條件和測試程序》的要求，以安裝在E-E艙的機載設備為例，需要完成的環境測試試驗見表3。

3.3可靠性要求

與傳感器、線纜和接頭相似，設備的可靠性也應滿足在飛機服役環境條件下能較長時間穩定工作的要求。設備的可靠性要求要依據GJB899A—2009標準進行可靠性驗證。進行可靠性試驗統計方案研究，針對設備可靠性試驗要求，確定可靠性試驗的統計方案，并進行綜合環境試驗設計，開展綜合環境試驗的任務剖面、環境剖面和試驗剖面的研究，確定設備使用中的環境條件，據此確定電應力、振動應力、溫度應力和濕度應力，并完成綜合環境試驗，對設備進行可靠性評估，最終完成設備的開發、改進和定型。

3.4安全性要求

結構狀態監測系統硬件作為機載電子電氣設備，其安全性需要符合CCAR-25-R4中第1309條款“設備、系統及安裝”的要求，該條款是整個飛機及系統安全性的基礎，對機載系統和設備的安裝、不同失效狀態發生的概率、故障告警等方面提出了通用要求。設備自身的失效或故障可能會對飛行安全產生影響，因此需要在設備安全性評估過程中對其失效模式和影響、失效狀態類別及安全性需求、系統失效-安全架構設計進行評估。設備的安全性要求即使在失效狀態下，設備也不能對飛機安全造成任何負面影響；不能對任何乘客和機組人員造成任何危險；不能對其他零部件或結構造成損傷或污染；當設備集成在結構中時，不顯著降低材料結構的完整性（如當需要鉆孔安裝時）。

3.5維修性要求

機載設備受到環境變化及飛機的振動等影響可能發生故障，導致狀態監測系統失效，此時則需要對設備進行維修或更換。為了滿足設備的維修性要求，在設備的設計階段就要考慮到其維修性，不但需要設備具有自我檢測和故障診斷功能，還要使其容易安裝、維修和更換[10]。提高設備的小型化和模塊化設計，便于維修更換發生故障的部件。例如，結構狀態監測設備應具備信號發生模塊（主動式設備）、信號采集模塊、通道切換模塊、信號調理模塊、采集控制模塊和數據存儲模塊等，任何模塊發生故障時都應當可以單獨進行維修或更換。

4安裝要求

將符合要求的傳感器、線纜、設備等硬件集成于飛機上，完成結構狀態監測系統的安裝。安裝質量的好壞將直接影響狀態監測數據精度及飛行安全[11]。結構狀態監測系統安裝主要分為傳感器布設與安裝、線纜敷設和設備安裝。

4.1傳感器布設與安裝

飛行應用安裝方案中的傳感器布設與安裝主要包括傳感器布設、傳感器安裝和傳感器檢查等。

為了更好地達到測試目的和測試需求，往往需要針對被測結構特性，設計及優化傳感器布設方案，結構狀態監測系統傳感器具體布設要求如下：（1）傳感器布設應該確保被測結構力學特性不受影響；（2）傳感器構成的監測網絡應滿足可靠性要求；（3）在確保辨識精度和可靠性的條件下，應盡量減少傳感器數量，最大限度降低對被測結構的負面影響和監測網絡的復雜程度；（4）在測量關鍵區域時，適量增加傳感器密度。

所以，針對安裝結構受力特性和運動行程，結合結構狀態監測系統傳感器布設要求，應設計傳感器布設方案，詳細說明傳感器位置、個數、備份情況、溫度補償信息等。傳感器安裝時應根據傳感器布設方案，結合結構特性，給出傳感器安裝方案。詳細說明傳感器安裝步驟、黏結劑選取類型及固化條件、傳感器保護、注意事項等信息，建議選取常溫常壓固化類型的黏結劑，否則還需評估固化條件是否對被測結構有影響。傳感器保護措施一般為硅膠保護。

為了確保安裝于被測結構上的傳感器能夠進行有效監測，需要進行傳感器檢查，根據傳感器特征指標對安裝前后的傳感器進行測試檢查，確保傳感器安裝前及安裝后性能完好。

4.2線纜敷設

結構狀態監測系統線纜敷設是指將從飛機被測結構傳感器線纜引出端，到采集設備前端之間的線纜敷設到飛機上的流程。線纜安裝主要包括線纜長度設計、分段設計、線纜敷設及線纜檢查。

線纜敷設安裝前，應根據飛機結構數模，估算出安裝結構與監測設備之間的總長度，如果監測設備放置在飛機增壓控溫艙，則需要額外考慮穿艙線纜和穿艙后線纜的長度。長度設計時，應考慮冗余度。在線纜總長度確定后，要依據飛機結構對線纜進行分段設計，分段線纜之間用航插接頭連接。以傳感器安裝在飛機平尾上的結構狀態監測系統為例，圖2為平尾到垂尾線纜敷設分段示意圖，分段設計時將此段線纜共分成三段，第一段在平尾結構內部敷設，第二段在垂尾結構內部敷設，第三段是垂尾后端線纜敷設。

線纜敷設時，從傳感器引出端第一個分支點開始就逐一用卡箍或系帶進行固定，其中捆扎或固定間距建議選取為0.25～0.3m。在固定線纜時，應確保平順、避免交叉、不得扭曲，兩個固定點之間的線纜不允許過緊或過松。由于安裝于結構上的傳感器引出端線纜較細，在與其他傳感器的分支線束合并前，應做好保護工作[12]。如圖2所示，平尾結構前的傳感器引出端即為需要進行額外保護的區域。當線纜敷設需進行穿艙時，需將所有線纜敷設完成后，適當調節穿艙線纜位置，防止由于某一端過緊而造成線纜應力過大，調節好之后再將穿艙孔進行密封。

線纜敷設前應先進行全面檢查，確保敷設線纜完好，符合設計要求，同時還應檢查飛機上線纜的敷設路徑，確保實施的可行性。當線纜敷設完成后，還應對線纜是否能夠正常傳輸信號進行檢查。若信號傳輸正常，則表示線纜敷設成功，若信號傳輸異常，則采用逐級排查法進行篩查，以靠近設備端的線纜為第一級，以傳感器引出端為最后一級，逐級向下檢查，替換異常線纜。以共二級線纜為例，逐級排查法流程圖如圖3所示。

4.3設備安裝

結構狀態監測設備安裝時，需將設備固定到飛機上并連接電源，確保設備能夠正常采集傳感器信號，安裝過程分為機械安裝和電氣安裝。

結構狀態監測設備機械安裝前，應設計設備安裝方式、安裝尺寸、安裝位置等。機械安裝時，應選取滿足強度、長度和直徑要求的螺栓或螺釘，以保證能夠承受飛行中出現的最大過載；應選取合適的設備支撐件（如支板和托架等），使其具有足夠的強度和剛度，保證在飛機所有飛行狀態下均能對設備提供固定支持；監測設備周圍應留有足夠的空間，保證設備通風和安裝可達性。

結構狀態監測設備電氣安裝前，根據飛機電力系統電源特性設計設備接線接頭和與機載電源對接的方式。電氣安裝的絕緣電源線敷設時不能干擾飛機上的其他線纜。如果監測設備還有其他模塊需要和飛機對接，應在設備安裝時一并實施。如結構狀態監測設備需要與飛機GPS信號同步，應提前確認飛機GPS輸出信號格式和輸出接頭類型，準備相應的對接線纜，在設備安裝時一并進行敷設。

另外，在滿足監測需求的同時，確定了設備安裝區域后，不僅要考慮設備本身所需的安裝空間，還要考慮到相關線纜和接頭插拔所需要的路徑和空間，以及維護維修和更換設備時使用工具所需要的必要空間，確保不與鄰近的飛機結構和設備發生干涉，滿足維護維修的可達性要求。

5結論

本文對結構狀態監測系統在民機應用中涉及的傳感器、黏結劑、線纜、接頭及設備等若干應用問題和關鍵技術進行了簡要的分析，得出如下結論：

（1）系統應達到一定的性能要求，使其能夠以較高的準確性和精度對結構的狀態進行監測，以提高飛行安全性。

（2）系統應滿足一定的環境試驗要求，并按照相關標準規范進行環境測試，具體試驗項目和測試條件根據系統安裝位置進行確定。

（3）系統應滿足一定的可靠性要求，在飛行環境條件下能夠以較高的準確性和穩定性長時間地實現狀態監測功能。

（4）系統應滿足一定的安全性要求，即使在失效的狀態下也不能對飛行安全造成任何負面影響；系統應滿足一定的維修性要求，能夠方便快捷地進行自診斷，發現故障點，并能進行及時維修或更換，保證正常的監測功能。

（5）在進行系統安裝前，要進行充分的設計規劃，實施安裝時，要在對飛機結構不造成負面影響的前提下，滿足系統安裝要求，保證實現系統正常監測功能。

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作者簡介

高麗敏（1983-）女，博士，研究員。主要研究方向：復合材料及其結構狀態監測技術。

Tel：010-57808823

E-mail：gaolimin@comac.cc

楊海楠（1988-）男，碩士，工程師。主要研究方向：結構狀態監測設備設計及驗證技術。

趙琳（1982-）女，博士，高級工程師。主要研究方向：結構狀態監測傳感器設計及驗證技術。

馬超（1992-）男，碩士，助理工程師。主要研究方向：結構狀態監測信號采集及處理技術。

龐煒涵（1992-）男，碩士，助理工程師。主要研究方向：適航符合性分析及驗證技術。

魯明宇（1983-）女，博士，高級工程師。主要研究方向：基于狀態監測的結構優化及減重技術。

張君一（1979-）女，博士，研究員。主要研究方向：安全性及可靠性技術。

朱凱歌（1986-）男，博士，高級工程師。主要研究方向：基于壓電傳感器的損傷監測技術。

Issues and Key Technologies in Flight Application of Structural Condition Monitoring Technology

Gao Limin1，2，*，Yang Hainan1，2，Zhao Lin1，2，Ma Chao1，2，Pang Weihan1，2，Lu Mingyu1，2，Zhang Junyi1，2，Zhu Kaige1，2

1. COMAC Beijing Aircraft Technology Research Institute，Beijing 102211，China

2. Beijing Key Laboratory of Civil Aircraft Structure and Composite Materials，Beijing 102211，China

Abstract： In the whole life cycle of civil aircraft structure design， manufacturing， flight and ground maintenance， especially in the ground test and flight test of the structures， it is necessary to collect and process the data that can reflect the structure state， and to monitor and analyze the structure state in real time. In order to promote the application of structural condition monitoring technology， this paper studies the design and installation of sensors， adhesives， cables， connectors and equipment， analyzes the performance， environment， safety， reliability and maintainability requirements of the system， and puts forward the work to be completed and some countermeasures to realize the flight application， so as to solve the issues of structural condition monitoring system in aircraft application， promoting its application in flight test.

Key Words： structural condition monitoring； flight application； environmental requirements； reliability； safety； maintainability