結構健康監測技術在航天運載器結構中的應用探索

王 群 焦競儀 王端志 張闖志 季寶鋒

(1.北京宇航系統工程研究所，北京 100076；2.北京精密機電控制設備研究所，北京 100076； 3.南京高華科技股份有限公司，南京 210000)

1 引 言

結構健康監測的概念最早是由美國軍方提出的，結構健康監測(SHM)類似于人體的神經網絡系統[1]，將布置在結構以及材料的關鍵部位或表面的傳感器、測試元件以及測試儀器作為神經系統，同時將數據采集、控制以及信號處理等相關技術引進人工智能領域，使其以生物界的方式感知和測量材料和構件在運行過程中的各種狀態(結構整體形變、局部應力應變、強度、剛度等)以及所經歷的外部環境，同時按照一定的評估方法，對構件和材料的壽命、穩定性、安全性以及可靠性等進行評估，在線監測結構的“健康”狀態，進一步用于結構健康狀況預判及輔助相應的控制決策，建立基于結構實際健康狀況與性能的視情維護策略。

圍繞結構健康監測，國內外已經開展了近20年的研究，取得了較大進展。如Boeing公司采用傳感器對溫度和應力進行遙測，實現了對航天飛機結構的評估，并監測了航天飛機所處的環境變化[2]；Airbus公司應用FBG溫度和應力傳感器監測了運載器結構的溫度變化和應力情況，并在A340客機上進行了測試實驗，取得了較好的成果[3]；日本的Ogisu等[4]利用壓電陶瓷驅動器/FBG傳感器，實現了對新一代運載器先進合材料結構的損傷監測；德國航空中心的Konrath等研究用光纖傳感技術對微小運載器在風洞低雷諾數、下滑運載條件下的物理參量進行集成測試；美國諾斯羅普·格魯門公司利用壓電傳感器及光纖傳感器，監測具有隔段的F-18機翼結構的損傷及應變[5]；洛克希德·馬丁公司將Bragg光柵光纖傳感網絡用于X-33箱體結構件的應力和溫度的準分布監測。此外，DALTA II火箭的復合材料火箭發動機箱采用了基于光纖傳感器網絡的結構健康監測系統，歐洲聯合研制的Eurofight 2000新型戰機亦采用了先進的結構健康監測技術。澳大利亞國防科學技術組織(DSTO)研制的用于結構健康監測的智能補丁“Smart Patch”已在F-18機翼前緣上進行了實驗等等。

從結構健康監測的發展和應用看，不難發現，目前多集中在航空等領域，但隨著近年航天運載器的研制和日益頻繁的發射任務，航天領域同樣提出了迫切的需求。航天運載器在總裝完成后，相當長的一段時間內一直處于全箭封閉狀態。在這種使用模式下，運載器對于外界來說相當于一個黑盒子，造成殼段結構及箭體內部處于無法監測的狀態；尤其在發射前，決策者只能通過相信運載器結構的可靠性而認為結構是完好的，實際對于決策而言缺乏數據支撐。

基于以上原因，對于航天運載器結構健康監測變得十分必要和有意義。通過把微型傳感器(如溫度、壓力、噪聲、振動、沖擊、過載等功能傳感器)納入箭體結構設計之中，和箭體結構集成為一體，從而達到結構自身對環境參數、受載情況的實時監測記錄，一方面實現全箭的貯存、運輸、總裝、運載全過程的可檢可測，另一方面可以快速輔助發射決策、提供故障分析依據，提高發射能力。根據航天運載器結構健康監測的需求，前期初步開展了溫度、振動、壓力等傳感器單機的設計研究，本文以溫度傳感器為例進行簡單介紹和交流。

2 無線溫度傳感器設計研究

基于系統集成設計技術的溫度傳感器要求實現傳感器的實時測量、數據存儲與傳輸以及自主供電等功能。據此，設計了無線溫度傳感器電路，原理如圖1所示。該方案涉及電源模塊、MCU模塊、放大調理模塊和敏感元件模塊共四個模塊。研制后的無線溫度傳感器樣機如圖2所示(圖中為傳感器和6英寸屏幕手機的大小對比)。

圖1 無線溫度傳感器電路原理框圖Fig.1 Diagram of wireless temperature sensor circuit principle

圖2 無線溫度傳感器樣機示意圖Fig.2 Diagram of wireless temperature sensor prototype

2.1 電源模塊

按照箭上工作環境及敏感節點實際要求，電池需滿足如下條件：寬溫區工作，-40℃～85℃；低自放電系數，滿足兩年免維護要求；小體積，可充電；高能量密度；抗沖擊、振動、過載；高可靠，高安全系數。

傳感器選用高可靠性的二次鋰電池。針對寬溫區的指標要求，進行了電池高低溫試驗。試驗要求：(a)低溫試驗(-40℃)：低溫靜置4h，以30 mA恒流放電至2.5V；(b)高溫試驗(+85℃)：高溫靜置2h，以30mA恒流放電至2.5V；

測得試驗結果如表1所示。

表1 試驗結果數據

Tab.1 Data of experiment

圖3 電池高低溫放電曲線圖Fig.3 Curve of battery discharging in high and low temperature

根據圖3放電曲線可以看出，溫度對電池的放電影響比較明顯，當低溫-40℃時，電池放電容量要明顯低于+85℃時的放電容量。

同時，為了最大限度地發揮電池的續航能力，通過兩個肖特基二極管降壓之后，直接給射頻處理器供電，這樣電池的電量可以不經中間器件損失，全部用于處理器供電。同時通過射頻處理器的IO端口電壓穩壓之后供電，這樣可達到供電的可控。當不需要采樣和發送時，射頻處理器可以進入低功耗模式，同時控制IO端口關閉電壓輸出，切斷給芯體的供電，從而有效地控制了電能的消耗，即在不需要供電的時候，將電源斷開，起到節能目的。

2.2 MCU模塊

無線溫度傳感器使用的射頻處理器由電池直接供電，通過GPIO端口輸出電壓穩壓后為前端PT1000橋路供電，從而實現溫度敏感體供電可控，當不需要傳感器工作時，可控制單機進入睡眠模式，此時敏感體電源也關斷，不會消耗電能流，從而延長產品的存儲期，提高電池電量的續航能力。MCU利用片上集成的射頻收發器，與無線接收設備進行無線通信，實現無線數據傳輸。

為方便箭上結構安裝以及集成化小型化的總體思路，在傳感器采集節點外殼上安裝一個突出的天線體顯然不適合，同時考慮到傳感器節點的安裝方向不固定，所以要求天線的敏感角度至少能滿足半球覆蓋。綜合考慮后，本方案傳感器節點的天線方案采用與外殼一體的微帶板式設計。利用HFSS軟件(三維電磁仿真軟件)進行了仿真研究，考慮到小型化設計，天線尺寸很小并且要求180度全輻射，天線結構的微帶天線形式如圖4所示，采用同軸電纜饋電，極化方式為垂直極化。測試參數如圖5所示。

從仿真結果可以看出，天線的設計滿足使用要求。

圖4 微帶天線示意圖Fig.4 Diagram of microstrip antenna

圖5 無線傳感器天線測試方向圖Fig.5 Diagram of antenna pattern of wireless temperature sensor antenna

2.3 敏感元件模塊

溫度敏感體為PT1000，通過如圖橋路輸出差分信號。在單片機的GPIO口后連接一塊MAX6034電壓基準進行穩壓處理來提供穩定的電壓。

2.4 放大調理模塊

由于MCU中ADC的參考電壓為1V，無法直接接收敏感體輸出的差分電壓信號。所以需要添加放大調理模塊來實現信號AD采樣。通過MAX6034電壓基準將GPIO口電壓轉化為儀表放大器所需的2.5V參考電壓，由儀表放大器將信號轉化為MCU能夠接收的(0～1)V的電壓信號輸入到單片機的AD口。

圖6 放大調理電路圖Fig.6 Diagram of enlarge conditioning circuit

溫度傳感器有兩個不同的量程，分別為(-40～85)℃、(-40～200)℃。不同量程的傳感器輸出的差分信號大小也不同，通過調整上RG(圖 6中的R8)的大小來實現不同信號的調理。

3 搭載整機試驗考核驗證

將溫度傳感器搭載某運載器整機聯合熱試車試驗，考核評價結構健康監測技術在航天器結構中的應用情況。

為了對比微型溫度傳感器和整機試驗熱環境數據的差異性，在測點位置布局時盡量保證兩側點位置相近。如圖7(a)、(b)所示，分別為溫度傳感器和傳統傳感器溫度環境測量結果。

(a) 溫度傳感器測量數據 (b) 傳統傳感器環境測量數據圖7 熱環境測量數據記錄曲線圖Fig.7 Curve of thermal environment measurement data

從圖中可以看出，兩曲線趨勢基本相同，但在數據處理方面存在一定的差異。初步分析主要是因為研制的溫度傳感器數據采集方面波動不均勻，測量精度有待進一步提高。但整體看，溫度傳感器測量數據和傳統傳感器試驗數據趨勢基本吻合，溫度區間范圍一致。初步驗證了溫度傳感器方案的正確性及結構健康監測技術在航天器結構中應用的可行性。

4 后續工作的思考

關于結構健康監測在航天運載器結構領域的應用，前期只進行了初步的探索和嘗試，還有許多工作需要繼續探索和研究。

4.1 傳感器小型化集成化研究

目前研制的傳感器相對于傳統使用的傳感器在體積和重量上都要小數倍，但要實現整個運載器的結構健康監測，至少需要上百個傳感器，總和加起來將使運載器附加相當大的重量。所以要實現傳感器在航天運載器結構上的推廣和應用，還需要進一步提高傳感器的小型化和集成化，大幅度減小傳感器結構的質量和體積，同時實現溫度、振動、沖擊、應力、壓力等監測功能一體化，讓傳感器成為運載器結構真正意義上的“電子皮膚”。

4.2 傳感器網絡系統研究

要實現航天運載器結構的健康監測，需要在結構上安置大量的傳感器，形成遍布結構的“神經網絡”。有別于單機傳感器的情況，對于傳感器網絡仍有許多問題有待解決。

如測點的空間分布，即傳感器的最優布置問題。測點布置應使獲得的測試數據盡量包含更多的結構整體和局部的信息，且這些測點信息對于損傷應是足夠敏感的，即具有較小的信息熵[6]，因此優化測點布置具有重要意義。

又如傳感器的供電問題，運載器裝整裝貯過程中，再給每個傳感器更換電池是不現實的，而且這也是一項非常大的工作量，所以傳感器網絡系統的供電形式有待進一步進行優化；另外，還需進一步考慮大規模傳感器網絡數據與外設之間的數據傳輸問題；傳感器網絡系統研究還同時涉及到電纜的排布和優化，傳感器和結構的快速連接，傳感器的可靠性、穩定性、環境適應性以及智能感知系統的冗余設計等等一系列問題。

4.3 全壽命周期監測大數據的分析與后處理技術研究

箭體結構全壽命周期采集的數據量非常大，如何通過后期的大數據處理、對比和分析，從大量測試數據中篩選辨識出有用的信息成為航天運載器結構健康監測的關鍵技術之一。后續還可以結合人工智能技術，設計開發出能夠自動分析、辨別、預警的軟件。

5 結束語

結構健康監測技術是一項復雜的工程，涵蓋了多學科多專業，若要在航天領域得到更好的應用，還需要深入進行相關探索研究。實現智能感知系統的輕質化、集成化、網絡化和精細化，打造航天智能殼段結構[7]，對于促進航天工程的發展具有重要意義和深遠影響。

[1] 卿新林，王奕首，高麗敏等．多功能復合材料結構狀體感知系統[J].實驗力學，2011，26(5)：611～616．

[2] 張博明，郭艷麗．基于光纖傳感器網絡的航空航天復合材料結構健康監測技術研究現狀[J].上海大學學報，2014，20(1)：33～42．

[3] 楊波，彭俊毅．光纖光柵傳感器在現代大型飛機中的應用探討[C].大型飛機關鍵技術高層論壇暨中國航空學會年學術年會，2007):531～535．

[4] Ogisu T，Shimanuki M，Kiyoshima S，et al． Development of damage monitoring system for aircraft structure using a PZT actuator/FBG sensor hybrid system[C].//Smart Structures and Materials 2004: Industrial and Commercial Applications of Smart Structures Technologies，2004:425～436．

[5] Staszewsi W， Boller C． Strctural Health Monitoring of Aerospace Strcture[M]． Wiley Inter science， Join-Wiley & Sons Inc.，2004．

[6] 顧鈞元，徐廷學，余仁波，等．結構健康監測及其關鍵技術研究[J].兵工自動化，2011，30(8)：61～64．

[7] 李洪．智慧火箭發展路線思路[J].宇航總體技術，2017，1(1)：1～7．