摘 要：在某型飛機(jī)水平尾翼疲勞試驗(yàn)中對(duì)關(guān)鍵構(gòu)件半軸的監(jiān)控，因其不可達(dá)而十分困難，本文提出了聲發(fā)射技術(shù)（AE）對(duì)半軸進(jìn)行監(jiān)控的一些新方法。利用了同一種材料的裂紋信號(hào)AE參數(shù)具有統(tǒng)計(jì)特性的特點(diǎn)，提出了基于信號(hào)上升時(shí)間（rise time）和峰值頻率（peak frequency）濾波提取裂紋信號(hào)（參數(shù)濾波）的方法，并對(duì)濾波后的信號(hào)進(jìn)行分析和論證。這種方法能夠準(zhǔn)確找出裂紋的萌生時(shí)間和裂紋的生長(zhǎng)過(guò)程及裂紋信號(hào)特性，因而具有實(shí)用價(jià)值。
關(guān)鍵詞：聲發(fā)射；水平尾翼；半軸；趨勢(shì)分析；上升時(shí)間；峰值頻率；參數(shù)濾波
0 前言
水平尾翼又稱水平安定面或簡(jiǎn)稱平尾，是飛機(jī)舵面系統(tǒng)的重要組成部分。由于飛機(jī)在飛行中機(jī)翼升力不可能在所有狀態(tài)都能通過(guò)飛機(jī)重心，因此會(huì)產(chǎn)生一個(gè)不平衡的力矩。平尾的功能即是在飛機(jī)因各種干擾偏離原來(lái)的飛行姿態(tài)時(shí)恢復(fù)飛機(jī)原有姿態(tài)，對(duì)飛機(jī)起穩(wěn)定作用。
水平尾翼是全動(dòng)式的，作用是控制飛機(jī)俯仰和傾斜飛行，由左右兩部分組成，利用固定在機(jī)身上45號(hào)框的半軸轉(zhuǎn)動(dòng)，半軸由剛質(zhì)模鍛成型的兩個(gè)圓錐體和一個(gè)圓柱體焊接而成。水平尾翼利用兩個(gè)支點(diǎn)懸掛在半軸上，一個(gè)支點(diǎn)位于水平尾翼2號(hào)支承件里的軸承，另一個(gè)支點(diǎn)是與傳動(dòng)支臂連接并支承在半軸圓柱體部分上的軸承。半軸的另一端插入到機(jī)身第45框的兩個(gè)孔里，并用螺帽固定，用以將水平尾翼和機(jī)身連接。在機(jī)身尾梁側(cè)壁板上裝有止動(dòng)件，以防止半軸轉(zhuǎn)動(dòng)。半軸的好壞與飛機(jī)的安全息息相關(guān)，當(dāng)半軸斷裂后，平尾將失去功能，飛機(jī)將因失去平衡而無(wú)法飛行。平尾的結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖如圖1所示。

1.機(jī)身第45框; 2.半軸；3、7.焊縫；4.機(jī)體；5.保持半軸不動(dòng)的銷子；6.軸承的襯套；8.平尾固定支座
圖1 半軸結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖
由于半軸的重要性，在水平尾翼疲勞試驗(yàn)中要對(duì)其進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)控，但半軸安裝在機(jī)體和水平尾翼的內(nèi)部，是不可達(dá)部件，無(wú)法采用常規(guī)無(wú)損檢測(cè)方法。因此，其狀態(tài)的監(jiān)測(cè)只能依靠聲發(fā)射技術(shù)，但需要將傳感器安裝在具有良好聲傳遞通道的機(jī)體適當(dāng)部位。由于試驗(yàn)過(guò)程中的強(qiáng)背景噪聲干擾，需要采用恰當(dāng)?shù)男盘?hào)處理技術(shù)。
本文通過(guò)對(duì)半軸的運(yùn)動(dòng)、受力、加載過(guò)程和載荷分布進(jìn)行了分析，并對(duì)聲發(fā)射數(shù)據(jù)進(jìn)行了處理，能夠很好的把裂紋信號(hào)提取出來(lái)，為半軸的狀態(tài)監(jiān)控提供有力的保障。
1 半軸的受力分析
水平尾翼傳動(dòng)裝置結(jié)構(gòu)如圖2所示，依靠連接軸承，作動(dòng)筒通過(guò)伸縮的方式推動(dòng)水平安定面的轉(zhuǎn)動(dòng)支臂繞著固定在半軸上的軸承轉(zhuǎn)動(dòng)，參見(jiàn)圖3。半軸受到交變載荷的作用，載荷譜如圖4所示。0～8.5s是從負(fù)的最大載荷到達(dá)平衡位置的時(shí)間，這一時(shí)間段相當(dāng)于半軸回落到平衡位置。從平衡位置操控裝置通過(guò)作動(dòng)筒推動(dòng)水平尾翼繞著半軸轉(zhuǎn)動(dòng)，轉(zhuǎn)動(dòng)角度為 ，載荷從零由小變到最大 ，這一段加載時(shí)間為5s。從最高點(diǎn)回落到達(dá)平衡位置的時(shí)間為8.5s，然后，操控裝置通過(guò)作動(dòng)筒推動(dòng)水平尾翼繞著半軸轉(zhuǎn)動(dòng)，轉(zhuǎn)動(dòng)角度為 ，載荷從零由小變到最大 ，這一段加載時(shí)間為5s。因此，一個(gè)循環(huán)周期需時(shí)27s，由于到達(dá)極限位置和平衡位置時(shí)，水平尾翼要停止幾秒鐘，這些時(shí)間一共用去3.8s，所以實(shí)際的循環(huán)周期為30.8s，半軸就在這樣周而復(fù)始的交變載荷作用下運(yùn)動(dòng)。
圖2水平尾翼傳動(dòng)裝置結(jié)構(gòu)圖 圖3 水平尾翼繞半軸轉(zhuǎn)動(dòng)示意圖
半軸受力圖如圖5所示，支點(diǎn)1為機(jī)體的45框，支點(diǎn)2在機(jī)體上，這兩個(gè)支點(diǎn)分別對(duì)應(yīng)圖1中1、4兩個(gè)位置。半軸主要受兩個(gè)力 和 的作用，作用點(diǎn)為圖1中的6，軸承的襯套和8及平尾固定支座，圖5中受力方向?yàn)樗轿惨韽钠胶馕恢美@半軸旋轉(zhuǎn)到角度為 受力方向，當(dāng)水平尾翼從平衡位置繞半軸旋轉(zhuǎn)到角度為 時(shí)受力方向相反。
超聲波物位計(jì) 超聲波液位計(jì) 超聲波清洗機(jī) 洗片機(jī)
圖4半軸受交變載荷示意圖 圖5 半軸受力圖
由于半軸除了要承受水平尾翼的重量，還要受到水平尾翼上下移動(dòng)交變載荷的作用，所以對(duì)半軸的材料強(qiáng)度，加工工藝都要求非常高。在載荷的作用下半軸要變形，而最薄弱的環(huán)節(jié)可能出現(xiàn)在圖1中3、7焊接處和保持半軸不動(dòng)的銷子處，焊點(diǎn)的好壞對(duì)半軸的壽命將產(chǎn)生直接的影響。
由于半軸安裝在飛機(jī)的內(nèi)部所以給監(jiān)控工作帶來(lái)了很大的困難，通過(guò)現(xiàn)場(chǎng)觀察和斷鉛試驗(yàn)我們發(fā)現(xiàn)在圖1中定位銷（位置5）正下方機(jī)體處可以安裝傳感器，通過(guò)圖1中8處斷鉛，試驗(yàn)信號(hào)很好的被傳感器接收到，幅度在60dB左右。考慮到無(wú)法在其它位置安裝傳感器因而不能對(duì)聲源定位，在此位置安裝了寬帶傳感器，并利用參數(shù)和波形相接合的分析方法來(lái)監(jiān)控半軸。監(jiān)控系統(tǒng)為美國(guó)物理聲學(xué)公司（PAC）的DiSP系統(tǒng)。
2 參數(shù)分析
2.1 幅度分布
對(duì)撞擊數(shù)hits幅度的分布圖進(jìn)行了分析，在535～616飛行小時(shí)段（注：每1512次循環(huán)相當(dāng)于100飛行小時(shí)，換算關(guān)系下同）取不同時(shí)間點(diǎn)進(jìn)行數(shù)據(jù)分析，每次數(shù)據(jù)采集時(shí)間為10個(gè)加載循環(huán)。分布圖如圖6所示，圖中（A）、（B）、（C）、（D）、（E）分別對(duì)應(yīng)535飛行小時(shí)、568飛行小時(shí)、576飛行小時(shí)、609飛行小時(shí)、616飛行小時(shí)的撞擊數(shù)hits對(duì)幅度的分布圖，可以看出，這幾個(gè)時(shí)間點(diǎn)的幅度分布變化很小，并有相同的規(guī)律，這也從一個(gè)側(cè)面說(shuō)明趨勢(shì)分析的可行性。
在623～854飛行小時(shí)段的幅度分布情況如圖7所示，（A）、（B）、（C）、（D）、（E）分別對(duì)應(yīng)623、649、719、775和854飛行小時(shí)。可以發(fā)現(xiàn)圖7與圖6有明顯的不同，在50～65dB這段幅度范圍內(nèi)hits的數(shù)量分布明顯多于圖1中的分布，同時(shí)在圖7中隨著試驗(yàn)的進(jìn)行幅度的分布圖逐漸向高幅度方向移動(dòng)。說(shuō)明隨著試驗(yàn)的進(jìn)行，AE信號(hào)的幅度分布發(fā)生了顯著變化，變化主要集中在50～65dB范圍內(nèi)，預(yù)示半軸的狀態(tài)有可能已發(fā)生變化，產(chǎn)生疲勞裂紋的可能性增大。在此基礎(chǔ)上可作進(jìn)一步分析。

圖6 撞擊數(shù)hits對(duì)幅度的分布圖 圖7 撞擊數(shù)hits對(duì)幅度的分布圖
2.2 趨勢(shì)分析
對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了趨勢(shì)分析。為減小噪聲干擾的影響，取60～85dB之間的信號(hào)進(jìn)行分析，見(jiàn)圖8。
圖8 幅度在60～85dB之間hits隨時(shí)間的變化趨勢(shì)圖
取541～900飛行小時(shí)這段時(shí)間的信號(hào)進(jìn)行分析，在圖8中，541～623這段時(shí)間撞擊數(shù)hits隨時(shí)間變化不明顯，從623飛行小時(shí)開(kāi)始，撞擊數(shù)hits隨飛行試驗(yàn)的進(jìn)行逐漸增加，hits到達(dá)3400不再升高而是在3200上下浮動(dòng)，這很好的說(shuō)明了疲勞裂紋的生長(zhǎng)過(guò)程，分界點(diǎn)應(yīng)該在623飛行小時(shí)左右。當(dāng)然，準(zhǔn)確確定裂紋開(kāi)始發(fā)生的時(shí)間還有較大困難，但軸的狀態(tài)在620飛行小時(shí)段已有明顯改變，這是可以判斷的。
3 參數(shù)濾波分析
3.1 參數(shù)濾波趨勢(shì)分析
前邊對(duì)水平尾翼的加載過(guò)程進(jìn)行了分析，水平尾翼運(yùn)動(dòng)一個(gè)周期有兩個(gè)加載過(guò)程：一個(gè)是從平衡位置到轉(zhuǎn)動(dòng)角度為 這個(gè)過(guò)程，另一個(gè)是水平尾翼回到平衡位置后，再?gòu)钠胶馕恢玫睫D(zhuǎn)動(dòng)角度為 這個(gè)過(guò)程。下面給出監(jiān)控半軸的第4通道hits對(duì)時(shí)間變化圖，圖9所示。在圖9中標(biāo)1的為從平衡位置到 采集到的峰值信號(hào)，標(biāo)2的為從平衡位置到 采集到的峰值信號(hào)，根據(jù)Kaiser效應(yīng)，裂紋擴(kuò)展只有在最大載荷下才產(chǎn)生裂紋信號(hào)，所以裂紋信號(hào)的產(chǎn)生在標(biāo)1的位置和標(biāo)2位置，其它時(shí)間段大部分往往都是噪聲信號(hào)，針對(duì)這種情況我們從其它參數(shù)特性來(lái)分析裂紋信號(hào)。
取775飛行小時(shí)的信號(hào)作為分析對(duì)象，根據(jù)前邊的分析該時(shí)間段應(yīng)該包含裂紋信號(hào)，由于半軸裂紋擴(kuò)展信號(hào)是由單一材料產(chǎn)生的，且傳遞路徑單一，所以從裂紋信號(hào)的參數(shù)上應(yīng)該具有統(tǒng)計(jì)特性。對(duì)加載點(diǎn)的信號(hào)分析可發(fā)現(xiàn)峰值頻率（peak frequency）為170kHz的信號(hào)出現(xiàn)的很多，且呈周期變化，而上升時(shí)間（rise time）一般都是22 ，所以