無人機結構健康監測系統設計

(航空工業成都飛機工業(集團)有限責任公司 技術中心，四川 成都 610091)

結構健康監測系統是利用集成在結構中的各類傳感元件獲取能夠反映出結構健康狀況的性能參數(如應力、應變、振動等)，結合數據采集、信號處理技術，提取出結構的特征參數，感知結構狀態，實現結構健康自診斷，并對結構安全進行評估與預測[1-4]。結構健康監測系統能夠對大型結構進行實時檢測和診斷監控，評估其安全性并預測結構性能變化，并在航空領域得到廣泛應用[5-9]。

1979年，美國NASA啟動了智能蒙皮計劃，Claus等人首次將光纖傳感器埋入碳纖維增強復合材料蒙皮中，使材料具有感知能力和判斷損傷能力，這是世界上第一次關于結構健康監測系統的初步嘗試。此后美國針對F-18、F-22和JSF等飛行器都進行了結構健康監測技術的研究[10]。NASA德萊頓飛行研究中心最新研究了基于光纖光柵傳感器的飛機機翼結構健康監測[11]。結構健康監測技術也被應用在歐洲聯合研制的Eurofight 2000戰機中，并進行了一系列的飛行載荷監測試驗。空客公司研制了基于壓電元件的結構疲勞裂紋監測系統并將其應用于對A340-600上結構疲勞裂紋的監測[12]。

在高強度的飛行要求和復雜的外界環境下，無人機機體結構易出現各種損傷，并給機體結構造成安全隱患。為此，在無人機現有的飛行參數采集記錄系統平臺的基礎上，設計一套結構健康監測系統，對無人機的結構狀態進行監測與評估。結合無人機的結構特點，對結構進行靜強度和動響應分析，確定系統主要監測內容和系統主要功能，實現對無人機的結構健康監測。

1 系統總體設計

為實現對無人機的結構健康監測，系統需具備對結構測試數據進行測量、采集、傳輸、記錄、還原以及對結構狀態進行評估等功能。綜合分析，無人機結構健康監測系統由傳感器子系統、數據采集傳輸與記錄子系統、數據處理及還原子系統和結構狀態評估子系統組成，可完成對無人機結構關鍵部件的應力應變、振動過載的監測與結構狀態評估。無人機結構健康監測系統的總體設計如圖1所示。

圖1 無人機結構健康監測系統設計

其中，傳感器子系統包括應變傳感器、加速度傳感器和視頻攝像儀，可完成對結構數據的實時測量；數據采集傳輸與記錄子系統包括測試采集器和快取記錄器，可完成對數據的采集和數模轉換以及對數據的實時記錄；數據處理與還原子系統可完成對數據的處理及還原。結構狀態評估子系統結合對測試數據的分析對結構狀態進行安全預估。

2 子系統設計

2.1 傳感器子系統

根據無人機的飛行要求和外界環境影響，結合對無人機的機體結構的靜強度和動響應分析，確定結構的關鍵受力點、振動響應部位以及主要的攝像監測區域。應變和振動監測部位集中在發動機、油箱等重點區域，視頻攝像組件監測部位集中在對起落架、機翼結構以及全機的監測[13-15]。整機的傳感器網絡布局如圖2所示。

選用三花應變片和單向應變片，采用全橋電路形成多通道的應變測試；選用三軸過載傳感器和單軸過載傳感器形成多通道的振動測試；選用多路攝像儀形成視頻監測。傳感器配置表如表1所示。

2.2 數據采集傳輸與記錄子系統

本系統主要包括測試采集器和快取記錄器。測試采集器主要完成數據采集與A/D轉換，包括對應變測試數據、振動測試數據以及整機視頻數據的采集與壓縮；快取記錄器主要完成測試參數數據記錄、測試視頻

圖2 無人機結構健康監測傳感網絡布局

序號監測參量傳感器類型量程采樣頻率分辨率1應變單向應變片±105με5kHz—2應變三花應變片±105με5kHz—3振動單軸加速度傳感器±100g64Hz—4振動三軸加速度傳感器±100g64Hz—5視頻攝像儀—120f/s1280×720

數據記錄以及測試采集器與快取記錄器狀態信息記錄。此外，在系統上電后，測試采集器和快取記錄器同時具有自檢測功能。

測試采集器以64 Hz采樣率進行應變信號的采集，以5 kHz采樣率進行振動、過載信號的采集，并通過PAL信號接收整機攝像儀傳輸的視頻數據。測試采集器定時將測試采集器及快取記錄器的周期自檢信息進行組包發送給快取記錄器。

此外，測試采集器通過RS422廣播實時向快取記錄器進行數據傳輸的同時，也對飛參數據采集器進行授時，因此保證了監測系統中記錄的數據包時標與飛行參數采集記錄器的數據包時標保持一致，進而將結構健康系統與無人機的數據管理系統相統一，為后續對無人機的全機狀態評估提供保障。

2.3 數據處理與還原子系統

通過快取卡實現機載數據采集系統中結構測試數據的卸載，將機載測試數據存儲至數據處理站中的數據處理與還原子系統。通過地面數據處理軟件對記錄的測試監測數據進行處理與還原的同時，也對飛參數據進行還原，由此可以將無人機的結構健康監測信息與飛機的狀態信息相結合，由此判斷結構的應變振動與無人機的狀態是否一致。

本系統采用Visual Studio作為開發工具，設計了無人機結構健康監測系統平臺。系統的可視化界面主要完成對傳感器采集到的多參量數據信息進行處理與還原，并顯示出所有的參量監測結果，實現人機交互功能。

2.4 結構狀態評估子系統

根據地面數據處理與還原系統得到的參數信息，對無人機結構健康狀態進行評估。

① 由于機載設備系統實現了飛參數據、測試數據和視頻的時標統一，地面處理終端的數據處理軟件實現了對飛參數據、測試數據和視頻的聯合處理。由此可以將無人機的結構健康監測信息與飛機的狀態信息相結合，更精準地定位機體結構的異常狀態，大大提高了數據分析的準確性，降低了人工分析的難度與出錯率。

② 根據對結構的強度分析和動力學仿真研究，為各個監測參量設定告警閾值，監測各傳感區域的參數狀態，當有異常出現時，系統能自動告警，并及時對其做出故障判斷。

3 系統集成測試及驗證

3.1 應變、振動數據的可視化

通過安裝在無人機上的應變和加速度傳感器可以判斷出無人機結構所受到的載荷、應變及相關狀態。其中數據處理軟件對應變數據進行了零位自動校準。通過自動統計系統上電后采集的前50個應變平均值，后續再用應變減去平均值即可完成應變的零位校準。軟件零位自動校準代替了數據分析過程中人工執行零位校準操作，減少了數據分析的工作量，優化了應變數據分析流程。應變數據和振動數據的可視化監測界面如圖3和圖4所示。

圖3 應變數據監測界面

圖4 振動數據監測界面

在地面處理終端的可視化界面中，采集到的所有參數信息存儲在預管理模塊中，根據監測需求，可以選擇查看相應的參數數據信息，以及各參數隨時間的實時變化曲線。

3.2 數據時統與聯合處理

數據處理軟件實現了對飛參數據、測試數據和視頻的聯合處理。由于在數據采集階段實現了對測試數據和飛參數據的時統，由此在同一界面中對多種參數信息進行同步監測。多參量數據信息監測界面如圖5所示。

圖5 多參量數據信息監測界面

3.3 測試結果分析

3.3.1 應變測試結果

根據采集得到的測試數據，對飛機的應力應變進行分析，得到單向應變片、三花應變片提取局部數據的應變-時間歷程曲線，分別如圖6(a)和圖6(b)所示。

圖6 無人機結構關鍵監測點應變-時間歷程曲線

通過對監測系統得到的數據進行分析可知，結構關鍵監測點實測的應變值計算出的應力均小于材料破壞應力，對飛機結構強度未產生影響。

3.3.2 振動測試結果

根據采集得到的測試數據，對飛機的振動數據進行分析，選取受振動影響較大部分的振動傳感器測點數據，得到的加速度-時間歷程曲線，如圖7所示。

圖7 無人機結構關鍵監測點加速度-時間歷程曲線

通過對監測系統得到的數據進行分析可知，結構過載延續時間為毫秒量級并迅速衰減。結合應變測量結果和振動監測結果可以看出，無人機機體結構沒有出現損傷。

4 結論

本文研制了一套針對無人機的結構健康監測系統，主要完成了以下工作：

① 完成了結構健康監測系統的總體設計，結合結構的靜強度分析和動響特性，確定了結構的關鍵監測區域。

② 通過傳感器配置及布局構建了傳感網絡系統，結合數據采集傳輸及記錄技術，完成了對傳感數據信息的采集及記錄。

③ 搭建了基于Visual Studio的可視化監測平臺，實現了數據信息的處理與還原功能，并通過可視化界面進行顯示。

④ 對系統進行了集成測試及驗證，通過應變、振動等參量對無人機的結構狀態進行了評估，實現了無人機結構健康監測的數字化管理。