[发明专利]一种大型航空结构实时冲击监测仪及方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种大型航空结构实时冲击监测仪及方法，尤其涉及用于大型航空结构的实时冲击区域和冲击精确位置确定、冲击载荷大小和冲击载荷历程计算的冲击信号采集场合，能自动提取冲击到来时的多路有效压电传感器数据，可工作于主控和受控模式下，监测数据和计算结果通过外部总线提交给外部控制中心。

背景技术

复合材料以其比强度高、比刚度大、抗疲劳性能好及材料性能可设计等一系列优点，在航空、航天、汽车等工程领域得到了日益广泛的应用，尤其是在军用、民用飞机上已开始越来越多地使用先进复合材料结构。目前国际上最先进的第四代战机F22，其上面树脂基复合材料的用量已达到飞机结构重量的24%。在A380客机上，复合材料结构的重量已达整机重量的25%，而在波音787客机上高达50%。总体而言，使用复合材料结构能够达到减轻机体结构重量，提高机体结构品质的目的。

然而层合板复合材料在服役过程中不可避免的要承受各种能量物体的冲击，比如，冰雹的撞击、飞行器翼面与空中飞鸟的碰撞、飞行器受到枪击及工具经常在维护过程中掉落在飞行器表面等。这些冲击极易造成复合材料结构的内部分层、基体开裂和纤维断裂等损伤。这些内部损伤将使层合结构的力学性能严重退化，强度可削弱35%～40%，导致承载能力大大降低，对结构的整体破坏和失效形成潜在的威胁。而且这些损伤多发生在材料内部不易从表面发现，留下严重的隐患，使得具有损伤的复合材料结构具有突发性和灾难性失效的潜在能力，并且它在损伤、失效等方面的表现却是机理复杂，现象多样，判别困难。因此很有必要对复合材料结构进行全寿命的监测，以确保结构的稳定性和安全性。人们一般通过对飞行器的定期检查防止损伤程度的升级，但对飞行器定期检测和常规维护，需要花费很多的时间和费用，以美国的EF-111A为例，每年的检测工时大约需要8000多个小时。目前已有许多传统的已被广泛应用的无损检测技术，例如敲击、超声、X射线、电涡流射线、电位测量以及热应力场等方法。但是这些检测方法一般设备复杂、耗时耗力，需要对损伤的位置有初步的了解，使用不方便，局限性大，不易做到服役环境下的实时在线监测，不适合未来大型航空、航天飞行器结构的健康监测与诊断。为此可采用被动结构健康监测获取冲击的位置等信息。为感受结构状态和环境的各类参数，有多种传感器件可用以检测，压电元件及其测量系统具有成本低、灵敏度高、频响宽、动态范围大等优点，已在健康监测研究中得到了广泛的应用。

但是针对大型航空结构的冲击监测工程实验，以采用24路压电元件监测冲击信号为例，按照传统高速数据采集测试方式进行监测信号采集，系统硬件采用商用的4通道高速模拟数据采集卡和4通道电荷放大调理器，那么完成该工程的实验至少需要6张数据采集卡和6台电荷调理器，外加集成此数量所需的带统一控制核心的处理器和机箱。大量应用功能独立、集成度不高的模块直接导致测试环境复杂度和测试系统调试难度的提高，同时在硬件和软件上的成本开销也给实验的开展带了很大的困难。

应用于大型飞行器结构的复合材料冲击监测系统必须监测范围广、集成度高、体积小、质量轻、便于携带、安装和使用，且能实时采集得到监测数据。

发明内容

技术问题：

本发明要解决的问题是开发一种大型航空结构实时冲击监测仪及方法，该设备采集通道多，监测范围广，硬件资源开销少，系统集成度高。该设备满足n路压电传感通道的连续数据采集，能判断冲击信号的到来，且依据定位最有效原则对多个通道采集到的数据进行筛选，保留有效通道的数据进行保存和传输。设备能采用信号处理计算方法得到冲击发生区域和冲击精确位置。系统可工作于主控模式和受控模式。主控模式下，由系统微控制器按照默认参数指导系统工作，监测数据存于系统内部的存储卡中。受控模式下，系统受外部设备或总线命令控制。系统充分利用可编程逻辑器件并行工作的机制优势，冲击信号判断、数据保存和数据传输以及监测信号预处理3线程并行工作，最大限度保证监测的快速实时性。

技术方案