专利名称：一种大型航空结构实时冲击监测仪及方法
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对％。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-IllA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M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η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
为了解决上述的技术问题，一种大型航空结构实时冲击监测仪，其特征在于，包括系统电源模块，信号接口模块，电荷放大器模块，模数转换器模块，可编程逻辑器件模块，控制和计算中心，大容量板载高速存储器模块，外部交互接口，以及η路压电传感器；外部监测信号通过信号接口模块输入电荷放大器模块模块，电荷放大器模块的输出端串接模数转换器模块与可编程逻辑器件模块的输入端连接，可编程逻辑器件模块的输出端接控制和计算中心的输入端，可编程逻辑器件模块与大容量板载高速存储器模块双向通信，控制和计算中心通过外部交互接口与外部进行数据交互，所述η路压电传感器布置于监测对象上，系统电源模块给上述模块提供电源，其中η为大于1的自然数。优选地，所述电荷放大器模块包括η个结构相同的电荷放大器，每个电荷放大器都包括电荷放大电路和电压放大电路，其中η为大于1的自然数。优选地，所述模数转换器模块包括η个模数转换器，每个模数转换器都由信号调理电路依次串接差分转单端电路和高速模数转换器件构成。优选地，所述可编程逻辑器件模块包括逻辑控制模块以及由其内部资源构建的标准参数化模块，标准参数化模块包括Π个触发前数据缓存器、触发后数据缓存器模块、逻辑管理中心和η个电压比较器，其中对应设置的触发前数据缓存器和电压比较器的输出端分别接逻辑管理中心的输入端，逻辑管理中心的输出端接触发后数据缓存器模块的输入端， 电压比较器的负输入端接参考电压，电压比较器的正输入端接模数转换器模块的输出端。
优选地，所述与外部的交互接口，包括Can总线接口、1553b总线接口和串行数据总线接口。 一种大型航空结构实时冲击监测仪的监测方法如下，所述监测仪上电工作后，控制和计算中心完成系统电路的初始化配置；外部压电传感器感受结构应变，转化为电荷信号；电荷放大电路将输入的电荷量转化为电压量，电压信号通过AD转换器转化后输入至可编程逻辑器件中；η通道压电信号全部存入可编程器件的片内ram存储器中；在可编程器件内部利用门阵列电路开辟η个电压比较器，输入的电压量首先与参考电压数字量进行比较当η路比较器某一通道比较后的结果出现高电平时，逻辑管理中心将该触发所在通道和周围三个信号能量最大的通道列为数据存储有效通道，并抛弃其它通道的数据；逻辑管理中心将触发后所采集点数的信号转存入触发后数据缓存器# 1 # 4中，带计数到采样点数后，再将四通道的触发前采集数据和触发后采集数据存入外部大容量高速存储器中； 计算和控制中心能判定当前冲击事件发生的区域以及冲击发生的精确位置；外部大容量高速存储器等待来自总线对控制中心发来的下载命令，将所存数据通过外部接口传送出去。本发明为尽量缩短两次冲击监测的时间间隔，即避免单线程的串行工作，充发利用可编程器件的并行运行优势，冲击监测、数据保存和数据传输将组成三个独立的并行工作任务，利用信号量等方式在任务间保持通信，最大限度的保证实时冲击监测。有益效果
(1)系统具备大型航空结构被动监测的功能电路，配接相应上位机定位程序可实现冲击位置等冲击信息的确定。(2)系统具备触发预采集和连续采集功能，保证触发前后有用信号的全部记录。( 3 )系统自动选择离冲击源最近的四个传感器组成矩形监测阵列，在保证定位精度前提下，最大限度减少数据的存储和传输，降低不必要的存储器硬件资源和总线通讯资源。(4)系统多任务并行的工作机制，大大缩减两次监测任务的时间间隔，提高冲击监测的实时性。(5)系统提供面向航空机载应用的通用数据传输接口，方便批量数据的下载。(6)系统工作于主控和受控模式下，既能以独立仪器承担监测任务，也能作为从设备参与更大型综合实验。
图1是一种大型航空结构实时冲击监测仪的结构示意图； 图2是本发明电源分配示意图3是多路电荷放大器信号结构框图，(a)信号放大模块结构图，(b)单个放大通道结构图4是高速数据采集结构框图和电路图， 图5是可编程逻辑器件与外部大容量存储器卡的连接示意图； 图6是本发明外部接口连接与接口芯片示意图； 图7是本发明内部硬件板卡的堆叠方式示意图8是本发明与外部总线的通讯连接方式，图中1信号接口模块，2系统电源模块，3 高速模数转换器模块、电荷放大器模块，4可编程逻辑器件模块、控制和计算中心、大容量缓冲存储器模块、外部接口模块，5设备机箱。
具体实施例方式如图1所示，本实施例的一种大型航空结构实时冲击监测仪，包括系统电源模块， 信号接口模块，电荷放大器模块，模数转换器模块，可编程逻辑器件模块，控制和计算中心， 大容量板载高速存储器模块，以及系统与外部的交互接口，包括Can总线接口、155 总线接口和RS232等串行数据总线接口。如图2所示为整个系统接受外部提供的直流^V供电，系统电源模块将外部提供的电源通过DC/DC转换成系统内部各模块所需电源，包括+1.2V，+3. 3V、+5V、士 12V，这部分电源分别提供给系统内部不同的功能电源输入端。除信号接口模块采用无源的连接方式外，其余模块的电源供给分别为电荷放大器模块士 12V，模数转换器模块+5V，可编程逻辑器件I/O供电+3. 3V，内核供电+1. 2V，高速存储器模块以及系统与外部的交互接口使用+5V 电源。考虑系统的集成，士 12V电源由DC/DC模块转换得到外，其余低压电源均通过小体积贴片的低压差稳压器实现。信号放大器模块的功能是放大压电元件的传感信号。工作带宽为0.2Hz到 500KHZ，放大倍数可以根据实际监测的需求，通过程序来调整，接受来自控制中心的放大倍数控制数字信号。它具备η路低噪声、同时放大的能力，如图3(a)所示。通过将信号接口电路板上的η路电荷量信号接入至该电路，输出信号接入到模数转换的电路中。图3(b)是单个放大通道的结构图，采用三级电路结构电荷放大级将压电传感器的电荷量传感信号转换成电压信号，该级的灵敏度可以控制；低通滤波级起到滤除高频杂波的作用，它的_3dB 带宽在500KHZ ；最后相位补偿放大倍数调整级用来补偿前两级造成的信号相移，放大倍数在这几级程控。如图4所示模数转换器模块包括信号调理单元、单端转差分电路和A\D模数转换单元。它的功能是对传感信号转换后的电压信号进行高速数据采集，接收信号放大模块的放大信号。它具有η通道独立同时采集的能力，采样率可以到达10MHz，采样精度可达12 位，量程士 10V。它的高速高精度性能保证了传感信号的精度，从而提高了冲击定位的准确性和实时性。如图5所示为可编程逻辑器件模块实现的结构框图。它主要包括有电压比较器，通讯接口，采样时钟产生模块，触发前数据缓存区，内部大容量数据存储器和外部大容量数据存储器控制单元，以及逻辑控制中心。其中电压比较器和内部大容量数据存储器采用FPGA自带的参数化模块库构建完成。整个模块主要完成的任务可以划分为三个方面首先，利用与控制中心的通讯接口进行交互。控制和计算中心利用SPI串行总线下达对FPGA 的控制命令，FPGA内部接收来自这些命令，并设置相应的参数寄存器，如触发电压寄存器和采样长度、采样速率等采样参数。启动采集后，系统按照设定的寄存器值进行工作。其次， 系统判断触发信号的到来。η路通道的数字量按照采样速率进入到触发前缓存区中进行保存，与此同时，这些数字量参与跟阈值电压的比较，一旦某一通道的比较结果出现跳变时， 逻辑中心将检测到触发信号的到来。产生触发信号的数字通道被认定为触发通道，在逻辑控制中心内，按照触发到来时刻的各个通道数字量幅度大小，裁定冲击源周围的另外三路通道为有效通道。此四路通道的数据将在本次的触发事件中全部被保留，并作为监测数据存储至外部存储器中。最后，在触发通道连同有效通道选择完成后，这四个通路上的数据在采样长度/采样速率时间内全部记录下来，该数据部分涵盖保存于触发前数据缓冲区中的预记录值。四个通道的数据首先被保存于FPGA内部的存储器中，再采样完成后，再由外部存储器控制模块将缓存区中的数据保存入外部大容量高速缓存区中。外部大容量高速数据存储器采用CF卡实现。CF卡功耗较低，容量相对较大，速度快，价格便宜。如图6所示，通过外部存储器控制模块内地址通路模块、控制命令产生模块和数据通路模块相互配合，为CF卡提供正确的地址、数据和控制命令，从而将采集得到的数据源源不断的保存入该器件中。系统的控制和计算中心采用DSP实现，能对信号进行实时处理和产生相应的控制信号。在主控模式下，系统由本地控制中心负责协调工作。控制中心首先按照设计的默认的参数值完成对系统内部各个寄存器的设置，系统按照一定的工作条件执行监测任务，监测数据按照前面所述的工作流程保存入大容量的数据存储卡中。待监测任务完成后，用户可以取出该存储器卡，将保存在存储器卡中的基本信息和信号数据提取出来。在系统的受控模式下，控制中心主要负责传达从总线或者外部设备传递而来的命令，并将本地系统的数据输送到外部总线上。当总线命令要求控制和计算中心启动基本信号预处理功能时，存储器卡中数据首先由计算中心进行信号的滤波、去直流等处理和提取基本特征值后将处理后数据或者特征值输送出去。在不丢失有用信息的前提下，减少总线上数据的传输，可大大减少系统占用总线的时间，进一步保证实时性。控制和计算中心还能利用集成的小波分析高级定位算法对当前冲击发生后传递过来的信号数据进行计算分析，得到的冲击定位区域、冲击定位精确位置可直接通过总线接口传递给下一级控制核心。如图7、8所示为所设计系统与外部总线的通讯连接方式。包括有CAN总线通信方式、155 的通信方式和RS232串行的通信方式。当外部设计使用CAN总线通信模式时，系统内部采用的CAN控制器和CAN总线收发器将完成两者之间的命令和数据交互。当外部设计使用M53B总线通信模式时，系统内部采用155 总线协议芯片完成系统与外部的交互，。在非机载场合，使用外部主控设备通过串行总线与系统互连，使用的协议芯片可采用为USB总线接口芯片或者在可编程逻辑器件内部生成串行通信接口的软核。在本实施例中如图8所示。整体硬件集成在嵌入计算机整体式铝合金散热外壳内，各个模块以堆叠方式相互支撑。各个板卡从上往下堆叠次序依次为系统电源模块组成的1号板，高速模数转换器模块和电荷放大器模块组成的2号板和由可编程逻辑器件模块、 控制和计算中心、大容量缓冲存储器模块及外部接口模块组成的3号板。压电传感器信号经由信号接口模块电路板，从设备机箱外侧引入。
权利要求
1.一种大型航空结构实时冲击监测仪，其特征在于，包括系统电源模块，信号接口模块，电荷放大器模块，模数转换器模块，可编程逻辑器件模块，控制和计算中心，大容量板载高速存储器模块，外部交互接口，以及Π路压电传感器；外部监测信号通过信号接口模块输入电荷放大器模块模块，电荷放大器模块的输出端串接模数转换器模块与可编程逻辑器件模块的输入端连接，可编程逻辑器件模块的输出端接控制和计算中心的输入端，可编程逻辑器件模块与大容量板载高速存储器模块双向通信，控制和计算中心通过外部交互接口与外部进行数据交互，所述η路压电传感器布置于监测对象上，系统电源模块给上述模块提供电源，其中η为大于1的自然数。
2.如权利要求1所述的一种大型航空结构实时冲击监测仪，其特征在于，所述电荷放大器模块包括η个结构相同的电荷放大器，每个电荷放大器都包括电荷放大电路和电压放大电路，其中η为大于1的自然数。
3.如权利要求1所述的一种大型航空结构实时冲击监测仪，其特征在于，所述模数转换器模块包括η个模数转换器，每个模数转换器都由信号调理电路依次串接差分转单端电路和高速模数转换器件构成。
4.如权利要求1所述的一种大型航空结构实时冲击监测仪，其特征在于，所述可编程逻辑器件模块包括逻辑控制模块以及由其内部资源构建的标准参数化模块，标准参数化模块包括η个触发前数据缓存器、触发后数据缓存器模块、逻辑管理中心和η个电压比较器， 其中对应设置的触发前数据缓存器和电压比较器的输出端分别接逻辑管理中心的输入端， 逻辑管理中心的输出端接触发后数据缓存器模块的输入端，电压比较器的负输入端接参考电压，电压比较器的正输入端接模数转换器模块的输出端。
5.如权利要求1所述的一种大型航空结构实时冲击监测仪，其特征在于，所述交互接口包括Can总线接口、1553b总线接口和串行数据总线接口。
6.一种大型航空结构实时冲击监测仪的监测方法，其特征在于，所述监测仪上电工作后，控制和计算中心完成系统电路的初始化配置；外部压电传感器感受结构应变，转化为电荷信号；电荷放大电路将输入的电荷量转化为电压量，电压信号通过AD转换器转化后输入至可编程逻辑器件中；η通道压电信号全部存入可编程器件的片内ram存储器中；在可编程器件内部利用门阵列电路开辟η个电压比较器，输入的电压量首先与参考电压数字量进行比较当η路比较器某一通道比较后的结果出现高电平时，逻辑管理中心将该触发所在通道和周围三个信号能量最大的通道列为数据存储有效通道，并抛弃其它通道的数据；逻辑管理中心将触发后所采集点数的信号转存入触发后数据缓存器# 1 # 4中，带计数到采样点数后，再将四通道的触发前采集数据和触发后采集数据存入外部大容量高速存储器中；计算和控制中心能判定当前冲击事件发生的区域以及冲击发生的精确位置；外部大容量高速存储器等待来自总线对控制中心发来的下载命令，将所存数据通过外部接口传送出去。
全文摘要
本发明公布了一种大型航空结构实时冲击监测仪及方法，所述检测仪包括系统电源模块，信号接口模块，电荷放大器模块，模数转换器模块，可编程逻辑器件模块，控制和计算中心，大容量板载高速存储器模块，外部交互接口，以及n路压电传感器。所述方法如下初始化配置；采集应变信号；电荷放大电路将输入的电荷量转化为电压量，电压信号通过AD转换器转化后输入至可编程逻辑器件中；输入的电压量首先与参考电压数字量进行比较出现高电平时，将该触发所在通道和周围三个信号能量最大的通道列为数据存储有效通道，并抛弃其它通道的数据；判定当前冲击事件发生的区域以及冲击发生的精确位置；将所存数据通过外部接口传送出去。
文档编号G05B19/042GK102183350SQ20111005754
公开日2011年9月14日 申请日期2011年3月10日 优先权日2011年3月10日
发明者刘沛沛, 张炳良, 袁慎芳, 邱雷 申请人:南京航空航天大学