声发射技术在飞机主起落架疲劳试验中的应用研究
引言主起落架疲劳试验的主要目的是在疲劳试验过程中找出主起落架关键部位裂纹的萌生，位置以及扩展，从而为制定出主起落架的修理周期，
修理方式和未来型飞机的主起落架疲劳细节设计提供技术指导。声发射技术是疲劳试验中对主起落实施实时动态监测的一种有效手段。由于试验过程中易受到机械噪声、电噪声、背景声发射信号及信号衰减影响，真正能够明显观察到的裂纹信号十分微弱且具有不确定性。论文主要介绍了作者在试验早期阶段研究各部位背景声发射信号，为后续损伤监测提供经验时，发现了主起落梁某部位信号异常，通过提取特定载荷并在该载荷的基础上做幅值及空间滤波方式的综合处理，对滤波后的AE信号以趋势分析为主，辅以相关参数验证的方式处理，取得了满意结果。
1 监测区域及传感器布局
主起落架疲劳试验监测点多达20处，其中最值得关注的是起落架梁中央翼上下钛合金板处的应力变化情况，因此在起落架梁上布置了4个宽带传感器，实时监测该区域的动态变化。由于起落架梁隐蔽且结构复杂，图中无法标注其位置。右侧上、下臂支撑枢轴及作动筒上传感器安装布局图如图1。
2AE监测硬件设置、数据采集
采用美国PAC公司生产的DISP系统监测，固定门槛值40-46dB（依据干扰情况而定），前置放大增益为40dB，主放大增益为20dB，预触发时间为32μs，记录数据长度为1K，峰值定义时间(PDT)、波击定义时间(HDT)和波击锁定时间(HLT)分别为500μs,1000μ和3000μs。传感器1、2、3和4号具有波形采集功能，使用的是宽带传感器，相应的滤波频率是10KHz—2MHz，采样频率5MHz；其他则是以参数为主的谐振式传感器，使用的是窄带传感器，滤波频率是100 KHz—400 KHz，采样频率1MHz。
主起落架疲劳试验一个完整起落时间大约在12min左右，为保证能够采集到一个完整起落，采集数据长度必须大于12min，在此选择16min。为保证能够采集到主起落疲劳试验中全部4种状态的数据，四小时内必须获取8个数据，一天保证至少20个数据量。
用AE对某型飞机主起落架实施动态监测，要求在监测过程中能及时预报起落架各关键部位的状况。波形分析和频谱分析虽然能有效的处理AE信号,但时效性方面不足,趋势分析与参数相结合的方法很好的弥补了这一点。趋势分析是每次采集一个完整的起落(12min)数据后，首先根据监测目标观察AE信号波计数或者事件累计数此时段是否有较大变化（各通道的AE信号Hits或者Events的差别较大，但其相对的差别量相对稳定），如果发生变化，则比较累计数是否有较大的增加，假若相对增量β≥30%，就要利用其他方法加以分析，否则就没有分析的必要。其他方法包括：基于幅值滤波、空间滤波、能量滤波、载荷滤波等多种滤波方法及多参数综合验证的处理方式。所有这些数据处理都在数据采集间隔中进行，以保证监测的时效性。限于篇幅在此只选取加载过程中右侧有异常变化的AE信号进行分析。
3信号处理
3.1单通道趋势分析
在对X+639~X+696小时数据分析时，发现3、4通道的Hits变化趋势如图2（a）和(b）所示，图a中可以看出3通道Hits在X+642小时处由1031开始逐渐增加，X+669小时处达到2032，之后开始下降，到X+686小时时降为1000，并最终维持在1000左右震荡。图b的变化趋势和图a类似，Hits也是在X+642小时处由554开始急剧上升，X+669小时处到达1556，之后开始下降，X+686时降为660左右，之后一直维持在这个水平上下波动。由于3，4通道的Hits相对增量明显大于30%，根据趋势分析原理，初步判断3，4通道间有异常情况，但不确定。
3.2 载荷滤波及幅值滤波及空间滤波
载荷滤波方法可以分为设置特定载荷阀门电路以及后期载荷择取方法。特定载荷阀门电路主要是设置一个阈值载荷，当加载载荷大于阈值载荷时，声发射系统开始采集信号。后期载荷择取则不设置载荷阈值，数据实时处理中提取比较大的载荷来分析数据，同时也不会漏掉小载荷下有用的声发射信号。在主起落架疲劳试验中，一个完整起落的加载载荷共有10余种，而且是周期性循环加载（有2种载荷间隔一个起落循环加载）。每种载荷的声发射信号都具有一定的分析价值，但转弯作为加载过程中对主起落架梁某部位作用力最集中的环节即该部位在一个完整起落中所受的最大载荷，根据凯撒效应，把它单独提取出来信号分析更有利于疲劳试验监测。
从图3可以看出，转弯载荷处的Hits变化趋势类似于图2，这说明了分析转弯处载荷基本上可以取代整个主起落架一个完整起落的分析。
之前有论文已经指出，当疲劳裂纹萌生及扩展的声发射信号产生时，声发射信号中大于60dB的信号数值就会增加，从图4可看出X+642~X+669小时内随着时间的增加，大于60dB的信号开始增加，3通道82—97dB之间的Hits在前3幅中开始增加，到第4幅降为零，甚至60dB以后就没有Hits；同样4通道在80—97之间Hits前3幅中开始增加，到第4幅降为零。
经过证明提取损伤区域内的事件分析有利于信号分析。图5是在转弯载荷处3,4通道区域内信号幅值大于60dB的事件数，从图中我们可以看出在X+642~X+669小时时250—300mm区域内的定位事件开始集中并增加，第1和第4幅则没有定位事件。图6为3,4通道区域内的事件数变化趋势图，与图2,3 的Hits的变化趋势十分类似，也是从X+642小时处开始增长，X+669小处达到波峰后逐渐下降直至为0。
从以上各种分析可以发现在3,4通道250—300mm区域间(即离3通道250mm处)在X+642~X+686小时内定位事件比较集中，说明此时此处发生了应力集中—应变增大，分析还说明在这段时间内应变的变化呈增长趋势。这类似于疲劳裂纹的快速扩展阶段。但裂纹生成需经历三阶段：裂纹萌生，裂纹快速扩展，裂纹的稳定扩展时期。没有裂纹的萌生阶段，不可能出现裂纹的快速扩展阶段。这说明此处绝不是裂纹信号。在确保没有气体泄漏及周围环境干扰的情况下，依据图4,5,6得出声发射信号的增大是由加载系统发生故障产生从而导致3,4通道250—300mm区域内的应力集中，应变增大。
2.3参数验证
同噪声信号相比，声发射信号幅度大，能量高，上升时间长及信号强度大等特点。因此我们可以通过这些参数的变化趋势来验证上述分析。因应力集中区域发生在4探头附近，离3探头相对较远，3,4探头之间又因为结构原因，信号在传播到3探头途中衰减比较严重，所以选择4探头的参数来分析。图7是4通道信号强度随时间变化趋势图。对比图(6)可以发现,虽然是在转弯载荷下，但此处事件变化趋势与信号强度变化趋势几乎一致。这主要是因为一个完整的起落中转弯载荷作用力比较集中以及250—300mm区域内定位事件数的影响。信号强度在X+642小时处一路走高，到X+669小时时“波峰”后开始递减，在X+686小时处降至低点.并一直维持。进一步验证了3,4通道间250—300mm区域内应力集中的存在，证实加载系统的确存在故障。
在X+669小时时，对加载系统进行检查，发现右侧加载筒活动不畅，有摩擦产生。在及时通报工作人员，经过加润滑油的作业处理后，加载系统又恢复稳定，声发射信号也降了下来。
3结论
在飞机疲劳试验过程中，对声发射信号做实时处理，捕捉裂纹信号的同时也应注意时刻观察加载系统的稳定性情况。信号处理在分析主要作用载荷基础上，利用区域内的事件数变化趋势图等多种方法综合分析，并用相关参数的趋势进行验证，成功的对飞机疲劳监测的声发射信号进行了分析，报告了加载系统的状况。指出本课题情况下全面分析所有载荷下的声发射信号是不可取,在提取特定部位作用力集中的载荷做分析的基础上再对信号处理，很好的分析了监测数据，取得满意效果。进一步指出在大载荷比较多及载荷特定部位作用力比较集中的情况下分析全部载荷下的声发射信号是不可取的，这为以后的监测数据分析提供了指导意义。
参考文献
1. 刘文斌 耿荣生等.某型飞机疲劳试验过程中关键结构的AE监测.无损检测2009年第31卷第10期
2. 冯剑飞 邬冠华 耿荣生等.某型飞机飞行载荷疲劳试验过程中的声发射监测.无损检测.2008.30(8).526-529
3. 耿荣生 李伟.利用趋势分析技术对飞机结构进行状态监测. 第六届全国声发射技术研讨会论文集.1997.10
4. 耿荣生.声发射检测与飞机疲劳试验定寿. 第八届全国声发射技术研讨会论文集.1999.6
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