专利名称：一种机载小型化结构健康监测系统及其监测方法
技术领域：
本发明涉及一种机载小型化结构健康监测系统及其监测方法，属于结构健康监测技术领域。
背景技术：
复杂机械系统的安全服役对于国防及民用的诸多领域均具有极大的重要性。飞机系统是一类价值和维护成本都很高的复杂机械系统。对飞机实施健康监测与管理具有非常重要的意义，除能够减少经济损失、预防重大事故发生之外，还能够实现视情维护，大幅降低维护费用。而作为飞机健康监测与管理中极其重要的一个部分，飞机结构的健康监测与管理被视为保障飞机结构特别是复合材料结构使用和提高飞行器安全性、降低维护费用的关键技术。近年来，很多飞机失事的原因都是由于飞机主要承力结构出现疲劳造成机体解体。要达到对飞机结构的健康监测与管理，在飞机飞行过程中在线的健康监测是必须要实现的。基于压电传感器阵列和Lamb波的结构健康监测技术既可以满足正在大量应用的复合材料结构的健康监测与管理需求，又能够满足对目前大型航空复杂结构损伤的区域性监测的需求。国内外已有大量文献报道了相关技术的应用进展。为了促进我国基于压电传感器阵列和Lamb波的结构健康监测技术的应用，一种多通道集成压电扫查结构健康监测系统被提出并在地面实验及科学研究中得到了广泛的应用，但是该系统软硬件结构复杂，硬件各模块以卡式仪器实现，其体积、功耗和重量较大，不能满足机载使用的要求。为了能够实现系统的机载和技术的在线应用，一种嵌入式飞机主被动结构健康监测系统被提出。该系统以内部总线为架构基础，以控制器模块为信号处理及损伤诊断的核心，以数字管理模块作为硬件调度的核心，这种硬件集成的架构使得系统软硬件结构仍然较为复杂，导致系统的体积和功耗不能满足机载使用的要求，并且在目前的技术条件下还无法实现稳定可靠的机载在线结构健康监测。除此之外，目前基于压电传感器阵列和Lamb波的结构健康监测技术领域还没有提出适于机载在线监测的系统的任务工作流程，而该任务工作流程是保证系统软件稳定可靠运行的重要基础。所以到目前为止，已经提出的基于压电传感器阵列和Lamb波结构健康监测技术的结构健康监测系统，由于其内部结构复杂、体积大、功耗大、重量大，缺乏规范化的机载工作流程，因此仅限于实验室研究和地面离线监测的应用，没有实现真正的机载在线监测，不能满足飞机结构健康监测与管理对其提出的迫切的应用需求。
发明内容
本发明提出了一种机载小型化结构健康监测系统及其监测方法，它是一种适于机载的系统，可以在飞机执行飞行任务时按照规范化的流程对结构实施在线健康监测；可以在线的对压电传感器阵列中的激励-传感网络进行多通道轮询扫查，完成结构健康监测任务，如复合材料结构的脱胶、分层等微小损伤的在线监测和评估等。本发明为解决其技术问题采用如下技术方案:
一种机载小型化结构健康监测系统，包括核心执行模块、功率放大模块、通道切换模块、系统电源模块和信号接口模块，其中系统电源模块的输入端通过信号接口模块与机载电源相连，系统电源模块的输出端分别与核心执行模块、功率放大模块和通道切换模块连接，功率放大模块的输出端与通道切换模块的输入端相连，信号接口模块和通道切换模块连接，功率放大模块和通道切换模块分别与核心执行模块连接。所述核心执行模块包括电源转换单元、核心控制单元、激励信号产生单元、响应信号调理单元、响应信号采集单元、外部通讯单元、内存单元和高速数据储存器单元，其中核心控制单元、激励信号产生单元、响应信号调理单元、响应信号采集单元、外部通讯单元、内存单元和高速数据储存器单元分别与电源转换单元连接。所述核心控制单元由数字信号处理芯片电路或现场可编程逻辑门阵列电路或微处理器实现，所述内存单元由双倍速率同步动态随机存储器实现。一种机载小型化结构健康监测系统的监测方法，包括如下步骤:
1)系统启动多通道扫查损伤诊断循环，该循环的次数和间隔时间由损伤诊断次数及间隔时间参数决定；
2)核心执行模块中的核心控制单元将通断控制信号输出给功率放大模块开启其输出通断开关；
3)核心执行模块中的核心控制单元输出数字量形式的激励信号波形、激励信号产生时钟和激励信号产生使能信号，驱动激励信号产生单元输出高频、小功率激励信号；
4)功率放大模块对高频、小功率激励信号进行功率放大后转换为高频、大功率激励信号输出至通道切换模块；
5)核心执行模块中的核心控制单元输出通道切换控制信号驱动通道切换模块开启对应的激励-传感通道，此时，高频、大功率激励信号由通道切换模块输出至外部选定的激励传感器；
6)外部选定的响应传感器输出的压电传感器响应信号经过通道切换模块后输出至核心执行模块中的响应信号调理单元进行适调放大和滤波降噪；
7)核心执行模块中的响应信号采集单元对压电传感器响应信号进行采集，将其转换为数字量形式的响应信号；
8)核心执行模块中的核心控制单元接收数字量形式的响应信号并将其高速转存至高速数据存储器单元；
9)判别多通道扫查是否完毕，如果没有完毕，则核心执行模块中的核心控制单元继续输出通道切换控制信号开始下一个激励-传感通道的工作，如果完毕，则进行步骤10)；
10)核心执行模块中的核心控制单元运行损伤诊断算法得到损伤诊断结果并将该结果转存到高速数据存储器单元；
11)根据损伤诊断次数参数，判别损伤诊断任务是否结束，如果没有结束，则进行步骤12)，如果结束，则进行步骤13)至15)；
12)根据时间间隔等待下一次多通道扫查损伤诊断，如果等待时间等于地面维护人员设置的时间间隔参数，则运行步骤5)至9)的流程，如果等待时间小于地面维护人员设置的时间间隔参数，则继续等待；
13)核心执行模块中的核心控制单元输出激励信号产生的禁能信号，使得激励信号产生单元停止激励信号的输出；
14)核心执行模块中的核心控制单元输出通断控制信号，关闭功率放大模块的输出通道开关；
15)核心执行模块中的核心控制单元输出通道切换控制信号，驱动通道切换模块复位，也即是关闭通道切换模块中的所有开关。本发明的有益效果如下:
I)本发明的健康监测系统结构紧凑、抗振、抗电磁干扰、体积小、重量轻适用于机载。2)在飞机飞行状态下，健康监测系统能够按照规范化的流程在线完成激励、响应、通道切换和损伤诊断任务，实现了在线对飞机结构进行大面积在线的健康监测与损伤诊断。3)本发明能够满足飞机结构健康监测与管理系统的机载应用需求，可以促进我国先进飞机结构健康监测与管理系统的应用和发展。
图1是本发明的系统结构示意图。图2是本发明的系统电源模块结构图。图3是本发明的功率放大模块结构图。图4是本发明的通道切换模块结构图。图5是本发明的核心执行模块结构图。图6是本发明的系统封装结构组成图，其中:1、系统电源模块；2、核心执行模块；3、通道切换模块；4、功率放大模块；5、信号接口模块；6、机载系统加固机箱。图7是本发明的监测方法流程图。
具体实施例方式 下面结合附图对本发明创造做进一步详细说明。在飞机结构上布置16个压电传感器组成基于Lamb波技术的结构健康监测网络。每两个压电传感器组成一个激励-响应通道，共计16X (16-1)/2=120组激励-响应通道。其中，每个激励-响应通道中作为激励的压电传感器被称作激励传感器，作为响应的传感器被称为响应传感器。如图1所示，本发明的机载小型化结构健康监测系统，包括系统电源模块、核心执行模块、功率放大模块、通道切换模块和信号接口模块。核心执行模块的功能是实现激励信号输出、响应信号调理及采集、通道切换控制、损伤诊断、数据存储、数据高速下载和外部总线通讯功能。功率放大模块的功能是提高Lamb波激励信号的功率。通道切换模块接受核心执行模块的通道切换控制，为外部压电传感器阵列提供快速、稳定和准确的通道切换功能。系统电源模块的功能是将机载电源转换为系统所需电源对内部其它模块进行供电和电源管理。信号接口模块统一将外部信号与内部信号进行连接，实现机载电源、压电传感器的激励和响应、数据高速下载以及外部总线通讯信号的输入/输出。如图2所示，系统电源模块由电源输入保护单元、DC-DC降压型开关电源单元和输出过流保护单元组成。飞机机载电源提供直流18-32V以及±80V电源。系统电源模块将机载直流电源18—32V通过DC-DC降压型开关电源单元转换为+5V/1A、-5V/0.5A的电源，通过输出过流保护单元后为核心执行模块、功率放大模块和通道切换模块供电。+80V/200mA和_80V/200mA机载电源直接通过输出过流保护单元为功率放大模块供电。电源输入保护单元起到系统电源与机载电源隔离的作用，降低系统电源对机载电源产生的电磁干扰，起到保护机载电源的作用。输出过流保护单元的作用是防止系统其它模块发生短路故障时损坏系统电源模块和导致整个系统烧毁。系统整体功耗不超过14W。系统电源模块的尺寸为40mm X 10Omm X 10mm (长 X 宽 X 高)。如图3所示，功率放大模块由高频电压放大单元、高频电流提升单元、输出通断开关和负载短路保护单元组成。机载电源±80V为高频电压放大单元和高频电流提升单元供电。机载电源+5V为输出通断开关供电。核心执行模块输出的通断控制信号开启和关闭输出通断开关。由核心执行模块输出的±3.5V/±50mA的高频、小功率激励信号首先经过高频电压放大单元转换为±70V/±50mA的高电压激励信号，电压放大倍数为20倍，然后再经过高频电流提升单元转换为±70V/±200mA的高频、大功率激励信号，从而满足高电压驱动压电传感器所需电流的要求。从机载可靠性及安全性角度出发，当外部压电传感器在使用过程中损坏时，可能导致短路，所以设计短路保护单元，采用快速自恢复保险丝实现，当输出电流超过200mA时，该单元自动断开激励信号与压电传感器之间的物理连接。功率放大模块的_3dB带宽为DC-500kHz。功率放大模块的体积为80mmX IOOmmX IOmm(长X宽X闻)。如图4所示，通道切换模块由电源转换单元、主动切换控制单元、激励通道开关阵列和响应通道开关阵列组成。支持16个压电传感器工作。电源转换单元将系统电源模块提供的+5V电源提供响应通道开关阵列和激励通道开关阵列；电源转换单元内部设置DC-DC降压型开关电源，将+5V电源转换为3.3V电源对主动切换控制单元供电。主动切换控制单元采用单片机实现。响应通道开关阵列和激励通道开关阵列采用小型化的MOSFET继电器实现，开关切换的稳定时间小于5ms。该模块对120组激励-响应通道的每一次全网络通道的切换称之为多通道扫查。该模块实现一个激励-响应通道的切换过程为:首先，主动切换控制单元根据通道切换控制命令驱动激励通道开关阵列，将外部压电传感器阵列中选定的激励传感器与功率放大模块连接，实现高频大功率激励信号的输出；然后主动切换控制单元根据通道切换控制命令，驱动响应通道开关阵列，将外部压电传感器阵列中选定的响应传感器与核心执行模块的响应信号调理单元连接，实现压电传感器响应信号的输入。通过上述过程，可实现全网络通道的多通道扫查。通道切换模块的体积为SOmmX IOOmmX 5mm(长X宽X高)。如图5所示，核心执行模块包含电源转换单元、核心控制单元、激励信号产生单元、响应信号调理单元、响应信号采集单元、外部通讯单元、内存单元和高速数据储存器单元。电源转换单元将系统电源模块提供的+5V电源提供给激励信号产生单元、响应信号调理单元、响应信号采集单元、外部通讯单元、内存单元、高速数据存储器单元；电源转换单元内部设置DC-DC降压型开关电源，将+5V电源转换为3.3V和1.2V电源对核心控制单元供电；电源转换单元将系统电源模块提供的-5V电源提供给激励信号产生单元、响应信号调理单元。核心控制单元产生对应的控制命令驱动激励信号产生单元、响应信号调理单元、响应信号采集单元、外部通讯单元和高速数据存储器单元工作，并将通道切换控制信号和通断控制信号分别输出至通道切换模块和功率放大模块。核心控制单元内预置多种损伤诊断算法，如运算量较少的损伤因子诊断算法和运算量较大、诊断精度较高的损伤成像算法。核心控制单元由数字信号处理芯片(Digital Signal Process, DSP)电路或现场可编程逻辑门阵列(Field Programmable Gate Array, FPGA)电路或微处理器实现。高速数据存储器单元用于存储在线获得的响应信号、损伤诊断结果。高速数据存储器单元采用高速电子闪盘实现，在其中存储地面维护人员的参数设置、激励信号的波形、损伤诊断算法、在线获取的压电传感器响应信号以及损伤诊断结果。激励信号的波形形式为正弦波和正弦调制五波峰两种。激励信号产生单元接收到核心控制单元输出的激励控制命令后，产生激发Lamb波所需的高频小功率激励信号并输出至功率放大模块。激励信号产生单元采用电压垂直分辨率为14位的高速数模转换器和一级差分信号转单端信号的放大级实现，数模转换器输出的差分信号经过放大级后转换为±3.5V的单端信号。外部压电传感器的响应信号通过通道切换模块后输入至响应信号调理单元进行滤波降噪和适调放大。响应信号调理单元采用三级电路实现:第一级为电荷放大级，将以电荷量形式输出的压电传感器响应信号转换为电压信号；第二级为带通滤波级，_3dB通带为10kHZ--500kHZ ;第三级为适调放大级。响应信号调理单元综合的放大倍数为100倍。经过调理后的响应信号输入到响应信号采集单元被转换成数字信号。响应信号采集单元采用一级单端信号转差分信号的放大级和分辨率为12位，采样率为5MbyteS/S的高速模数转换器实现。由响应信号调理单元输出的单端形式的压电传感器响应信号通过单端转差分放大级转化为差分信号输入到模数转换器中，最终压电传感器响应信号被转化为数字量以后输出至核心控制单元。外部通讯单元实现外部总线或数据下载存储器与核心控制单元通讯的桥接功能。外部通讯单元采用USB2.0桥接芯片实现，系统与外部的通讯采用高速USB总线。内存单元为核心控制单元提供运行损伤诊断算法时所需的数据缓存。内存单元采用容量为512MB的双倍速率同步动态随机存储器实现。核心执行模块的体积为125mmX IOOmmX IOmm (长X宽X高)。如图6所示，为本实施方式的系统封装结构组成图。功率放大模块和通道切换模块依靠带弹簧铜质螺柱连接，然后再与核心执行模块利用带弹簧铜质螺柱连接，系统电源模块利用带弹簧铜质螺柱与核心执行模块连接，实现整体抗振。信号接口模块依靠带弹簧铜质螺柱直接固定在机载系统加固机箱侧壁内表面。整个系统内部各模块封装在机载系统加固机箱内。机载系统加固机箱抗振、抗冲击和电磁兼容特性满足国家军用标准和航空工业标准对机载设备机箱的要求。封装后的系统体积为140mmX IlOmmX 30mm (长X宽X高)，重量小于2kg。系统具有结构紧凑、抗振、抗电磁干扰、体积小和重量轻的特点。根据每次执行飞行任务时的结构健康监测需要，地面维护人员通过外部总线对系统进行参数设置。参数设置的内容主要包括:压`电传感器的激励信号波形、频率；压电传感器的响应信号采样率；损伤诊断算法编号；损伤诊断次数及间隔时间。系统作为机载设备对飞机结构实施在线的Lamb波激励和响应接收，在线获取结构损伤状态的诊断结果并进行存储。当飞机降落后，地面维护人员利用外部总线，通过高速下载存储器对监测结果进行下载，根据损伤诊断结果指导维护和下一次飞行任务的决策。如图7所示，为系统在飞行过程中在线健康监测的工作流程如下:
I)系统启动多通道扫查损伤诊断循环，该循环的次数和间隔时间由损伤诊断次数及间隔时间参数决定。2)核心执行模块中的核心控制单元将通断控制信号输出给功率放大模块开启其输出通断开关。3)核心执行模块中的核心控制单元输出数字量形式的激励信号波形、激励信号产生时钟和激励信号产生使能信号，驱动激励信号产生单元输出高频、小功率激励信号。
4)功率放大模块对高频、小功率激励信号进行功率放大后转换为高频、大功率激励信号输出至通道切换模块。5)核心执行模块中的核心控制单元输出通道切换控制信号驱动通道切换模块开启对应的激励-传感通道，此时，高频、大功率激励信号由通道切换模块输出至外部选定的激励传感器。6)外部选定的响应传感器输出的压电传感器响应信号经过通道切换模块后输出至核心执行模块中的响应信号调理单元进行适调放大和滤波降噪。7)核心执行模块中的响应信号采集单元对压电传感器响应信号进行采集，将其转换为数字量形式的响应信号。8)核心执行模块中的核心控制单元接收数字量形式的响应信号并将其高速转存至高速数据存储器单元。9)判别多通道扫查是否完毕，如果没有完毕，则核心执行模块中的核心控制单元继续输出通道切换控制信号开始下一个激励-传感通道的工作，如果完毕，则进行步骤10)。10)核心执行模块中的核心控制单元运行损伤诊断算法得到损伤诊断结果并将该结果转存到高速数据存储器单元。11)根据损伤诊断次数参数，判别损伤诊断任务是否结束，如果没有结束，则进行步骤12)，如果结束，则进行步骤13)至15)。12)根据时间间隔等待下一次多通道扫查损伤诊断，如果等待时间等于地面维护人员设置的时间间隔参数，则运行上述步骤5)至9)的流程，如果等待时间小于地面维护人员设置的时间间隔参数，则继续等待。13)核心执行模块中的核心控制单元输出激励信号产生的禁能信号，使得激励信号产生单元停止激励信号的输出。14)核心执行模块中的核心控制单元输出通断控制信号，关闭功率放大模块的输出通道开关。15)核心执行模块中的核心控制单元输出通道切换控制信号，驱动通道切换模块复位，也即是关闭通道切换模块中的所有开关。
权利要求
1.一种机载小型化结构健康监测系统，其特征在于包括核心执行模块、功率放大模块、通道切换模块、系统电源模块和信号接口模块，其中系统电源模块的输入端通过信号接口模块与机载电源相连，系统电源模块的输出端分别与核心执行模块、功率放大模块和通道切换模块连接，功率放大模块的输出端与通道切换模块的输入端相连，信号接口模块和通道切换模块连接，功率放大模块和通道切换模块分别与核心执行模块连接。
2.根据权利要求1所述的一种机载小型化结构健康监测系统，其特征在于所述核心执行模块包括电源转换单元、核心控制单元、激励信号产生单元、响应信号调理单元、响应信号采集单元、外部通讯单元、内存单元和高速数据储存器单元，其中核心控制单元、激励信号产生单元、响应信号调理单元、响应信号采集单元、外部通讯单元、内存单元和高速数据储存器单元分别与电源转换单元连接。
3.根据权利要求2所述的一种机载小型化结构健康监测系统，其特征在于所述核心控制单元由数字信号处理芯片电路或现场可编程逻辑门阵列电路或微处理器实现，所述内存单元由双倍速率同步动态随机存储器实现。
4.应用权利要求1所述的一种机载小型化结构健康监测系统的监测方法，其特征在于，包括如下步骤: 1)系统启动多通道扫查损伤诊断循环，该循环的次数和间隔时间由损伤诊断次数及间隔时间参数决定； 2)核心执行模块中的核心控制单元将通断控制信号输出给功率放大模块开启其输出通断开关； 3)核心执行模块中的核心控制单元输出数字量形式的激励信号波形、激励信号产生时钟和激励信号产生使能信号，驱动激励信号产生单元输出高频、小功率激励信号； 4)功率放大模块对高频、小功率激励信号进行功率放大后转换为高频、大功率激励信号输出至通道切换模 块； 5)核心执行模块中的核心控制单元输出通道切换控制信号驱动通道切换模块开启对应的激励-传感通道，此时，高频、大功率激励信号由通道切换模块输出至外部选定的激励传感器； 6)外部选定的响应传感器输出的压电传感器响应信号经过通道切换模块后输出至核心执行模块中的响应信号调理单元进行适调放大和滤波降噪； 7)核心执行模块中的响应信号采集单元对压电传感器响应信号进行采集，将其转换为数字量形式的响应信号； 8)核心执行模块中的核心控制单元接收数字量形式的响应信号并将其高速转存至高速数据存储器单元； 9)判别多通道扫查是否完毕，如果没有完毕，则核心执行模块中的核心控制单元继续输出通道切换控制信号开始下一个激励-传感通道的工作，如果完毕，则进行步骤10)； 10)核心执行模块中的核心控制单元运行损伤诊断算法得到损伤诊断结果并将该结果转存到高速数据存储器单元； 11)根据损伤诊断次数参数，判别损伤诊断任务是否结束，如果没有结束，则进行步骤12)，如果结束，则进行步骤13)至15)； 12)根据时间间隔等待下一次多通道扫查损伤诊断，如果等待时间等于地面维护人员设置的时间间隔参数，则运行步骤5)至9)的流程，如果等待时间小于地面维护人员设置的时间间隔参数，则继续等待； 13)核心执行模块中的核心控制单元输出激励信号产生的禁能信号，使得激励信号产生单元停止激励信号的输出； 14)核心执行模块中的核心控制单元输出通断控制信号，关闭功率放大模块的输出通道开关； 15)核心执行模块中的核心控制单元输出通道切换控制信号，驱动通道切换模块复位，也即是关闭通道切换 模块中的所有开关。
全文摘要
本发明公开了一种机载小型化结构健康监测系统及其监测方法，属于结构健康监测技术领域。该健康监测系统包括核心执行模块、功率放大模块、通道切换模块、系统电源模块和信号接口模块，其中系统电源模块的输入端通过信号接口模块与机载电源相连，系统电源模块的输出端分别与核心执行模块、功率放大模块和通道切换模块连接，功率放大模块的输出端与通道切换模块的输入端相连，信号接口模块和通道切换模块连接，功率放大模块和通道切换模块分别与核心执行模块连接。本发明能够在线完成激励、响应、通道切换和损伤诊断任务，实现了对飞机结构进行大面积在线的健康监测与损伤诊断。
文档编号B64D45/00GK103158881SQ20131004513
公开日2013年6月19日 申请日期2013年2月5日 优先权日2013年2月5日
发明者邱雷, 袁慎芳, 梅寒飞, 钱伟峰 申请人:南京斯玛特监测科技有限公司