可重复使用运载器结构健康监测技术研究进展

杜 飞，徐 超，鱼则行

(西北工业大学航天学院，西安 710072)

0 引 言

可重复使用运载器(Reusable launch vehicle, RLV)是指具有可重复使用能力，可在地球表面和太空之间自由往返用以运送有效载荷；也可以较长时间在轨停留和在轨机动，执行各种空间任务的新型航天飞行器[1-4]。完整性、可靠性和安全性对可重复使用运载器，特别是对载人运载器而言是至关重要的[5],及时掌握运载器结构在轨道和地面上的健康状况，对于维持其安全运行非常关键[6]。

结构健康监测(Structural health monitoring, SHM)是立足于传感器、智能结构和数据分析等新兴技术发展基础上的前沿技术。根据国际航空航天工业SHM指导委员会的定义[7-8]，结构健康监测是指通过在被监测结构中集成传感器，并从传感器获取和分析数据以确定结构健康状况的过程。结构健康监测技术具有结构功能一体化集成、原位监测和实时在线诊断的能力。研究表明，SHM系统可能在可重复使用运载器全寿命周期的各个阶段为评估结构的健康状态提供自主解决方案[9-10]。在发射前的总装测试阶段，SHM系统能对长期贮存材料的性能和连接部位等进行完整性评估，确定剩余寿命，甚至有可能替代部分地面动力学评价试验，极大缩短发射前的地面准备周期。在发射阶段，SHM系统可用于发射环境监测，载荷评估以及监测由外载荷引起的结构性能改变等。在轨运行阶段，SHM系统能够执行部组件性能评估、空间碎片冲击监测、以及在轨环境下材料和结构性能演化监测等任务。在再入返回阶段，SHM系统能够为再入路径规划提供数据输入，对再入环境、结构温度和应变、材料退化等进行监测。因此，发展和应用结构健康监测技术对确保可重复使用运载器结构完整性、可靠性和安全性有重大意义。美国国家航空航天局(NASA)已将结构健康监测技术列入面向未来20年技术需求发布的2015技术路线图中[11]。

国际上最早的针对可重复使用运载器结构健康系统设计和应用的工作可追溯至20世纪90年代。美国为可重复使用运载器原理样机DC-XA设计和开发出一套集成化结构健康监测系统，实现了对复合材料液氢贮箱等的近实时监测[12-13]。近20年来，随着传感器技术、智能结构和数据处理技术的快速发展，结构健康监测技术的成熟度不断提高。另一方面，可重复使用运载器技术也不断发展，受到更广泛的关注，其对高度集成化、高可靠性和高度自主化的原位结构健康监测系统的需求也日益急迫。2005年，波音公司的一项研究确定了空天飞行器结构健康监测应用的五大高回报部位，分别是热防护系统、燃料贮箱、机翼结构、前缘结构和推力结构[9]。与普通航空飞行器不同，空天飞行器在起飞和降落会承受极端的机械和热载荷，在轨期间又易于受到微小外部物体的撞击，可能发生的损伤类型丰富多样的，所需要的SHM系统往往十分复杂，给其实际部署带来一系列挑战。

本文对近20年来国内外可重复使用运载器开展的结构健康监测技术研究进行了梳理。对于其高回报部位结构健康监测的研究工作进展，特别是热防护系统连接松动检测、低温贮箱健康监测、结构冲击损伤识别、在轨验证等四个方面开展的结构健康监测系统研究和应用情况进行了详细讨论，并分析了技术需求和发展趋势。

1 热防护系统螺栓连接松动检测技术

为满足再入热环境的要求，可重复使用运载器设计有热防护系统。热防护系统的功能完整性对确保再入安全具有至关重要的作用[14]。以航天飞机为例，其再入速度高达Ma25，前缘部位的表面温度高达1650 ℃。航天飞机热防护系统的主要设计目标就是确保内部金属承载结构的温度不超过175 ℃。

未来可重复使用空天飞行器的热环境可能会更恶劣，需要应用新型的机械连接式热防护系统，如结构防热一体化的金属热防护系统、碳碳热防护系统等。这类采用机械固定方式的热防护系统的螺栓连接部位在外部气动、冲击等载荷下极易发生松动，导致热防护结构之间出现缝隙，高温气体可能通过缝隙侵入并破坏飞行器基体。因此，提高螺栓松动的早期检测能力，对确保热防护系统的功能是极为重要的[14]。图1所示为空天飞行器上典型的碳碳热防护系统连接方式和受载情况[15]。

螺栓松动的早期现象主要表现为预紧力下降，这类损伤非常微小，很难直接被检测到。由于热防护系统一般为薄壁结构，基于超声导波的损伤监测技术是结构健康监测研究的热点之一[16-17]，目前研究多利用超声导波传播特性进行松动监测。当导波通过螺栓连接面时，透射导波能量与结合面真实接触面积成正比，因此根据导波的衰减特性就可以实现对螺栓预紧力变化的监测[18]。

针对碳碳热防护系统连接松动监测问题，在美国空军研究实验室的支持下，斯坦福大学开发了一种内置式螺栓松动检测技术[15,19]。如图2所示，该技术利用压电陶瓷材料制作了智能垫圈，智能垫圈可以激励和接收超声导波，通过分析透过螺栓连接部超声导波的衰减特性实现了对热防护板上、下两处连接螺栓的松动监测。

超声导波的透射波能量作为拧紧指数被广泛用作螺栓松动监测，然而根据粗糙接触力学理论，当接触压力达到一定值时，连接界面处的真实接触面积会达到饱和值[20]。因此当螺栓预紧力达到一定值后，透过的导波能量不再变化，此时其检测灵敏度会显著降低。另一方面，由于超声导波透射过螺栓连接部时会发生复杂的模态转换，导致接收信号非常复杂，如何为接收信号选择合适的时间窗口，成为影响该方法准确性的又一因素。为此，南京航空航天大学[21]及美国休斯敦大学学者等[22-23]提出采用时间反转导波进行预紧力监测，然而该方法仍无法实现螺栓松动早期监测。

针对上述不足，西北工业大学作者所在的团队提出虚拟时间反转方法[24-25]，大幅提高了螺栓预紧力监测灵敏度。该方法共分为5步，原理如图3所示:1)在健康状态下的螺栓连接部A点激励超声导波;2)在螺栓另外一侧B点接收导波信号;3)将其时域反转，并记为参考重发射信号(RRS)。随后在预紧力未知时，在A点利用RRS激励，导波可在B点重聚焦，利用重聚焦信号的幅值等，可以实现预紧力的高灵敏度检测。

实际热防护系统连接螺栓数目多，为此西北工业大学作者所在团队针对热防护板松动螺栓定位问题，进一步构建了由多压电元件构成的传感器阵列(如图4所示)，并提出了一种基于虚拟时间反转导波及Kohonen网络聚类的螺栓松动定位方法[26]。该方法通过在各被测支架处粘贴压电传感器，并利用在上述压电传感器处重构信号的幅值作为松动指标向量，利用Kohonen网络对上述松动指标向量进行聚类分析，以此实现了松动螺栓定位。

值得注意的是，目前针对热防护系统连接松动的研究还主要集中在实验室的原理验证阶段，对实际使用中的温度补偿、硬件重量、系统集成等因素考虑还不充分，需要在后续研究中重视和加强。

2 低温贮箱结构健康监测技术

由于可重复使用运载器多使用液氢等低温燃料，贮箱温度极低。极端低温环境对结构完整性有重要影响，同时低温环境也会降低结构健康监测系统中传感元件的性能[27]。因此，可重复使用运载器低温贮箱的结构健康监测技术研究具有很大的挑战性。

在20世纪美国麦道公司开发了的单机入轨可重复使用运载器的原理验证机DC-X，NASA在后续的升级版DC-XA运载器上验证了大量新技术，其中结构健康监测系统即为其中之一。如图5所示，该结构健康监测系统主要采用多通道光栅光纤传感器实现了对复合材料液氢贮箱、铝锂合金液氧贮箱和箱间结构应变的实时监测。此外，该系统还包括在复合材料贮箱关键部位安装的声发射传感器等。DC-XA通过4次飞行试验验证了所设计的结构健康监测系统的有效性[12-13]。

随后美国洛克希德-马丁公司研制了可重复使用空天飞机验证机X-33[28]。针对X-33低温贮箱，特别是复合材料液氢贮箱的结构健康监测需求，开发了一套基于多通道光纤传感器网络的贮箱应变和温度监测系统，目标是通过集成应变测量、温度测量和氢气泄漏测量等综合测试手段，在线监测复合材料液氢贮箱的健康状态。在该健康监测系统中，应用了两种不同的测量架构[29]。一种是在应变和氢气泄漏测量方面，采用了波长可调窄线宽激光器、布拉格光栅光纤传感网络、光检测光电二极管、信号调节电子器件和数字信号处理器。另外一种是在温度测量方面，采用了带有宽带激光源的多模光纤。图6展示了粘贴于复合材料液氢贮箱表面的分布式光纤系统，该系统中单根光纤能够测量20处双轴应变。图7展示了粘贴于液氢贮箱隔热材料上的用于温度测量光纤系统，该系统中单根光纤能够实现50处的温度测量。

最近，NASA针对太空发射系统(Space Launch System)上面级的液氧、液氢复合材料贮箱的损伤监测[31]，综合利用声发射传感器、光纤传感器、压电主动传感器等开发了结构健康监测系统，并在充满液氮的贮箱原型上进行了验证，试验结果对于SHM系统的实际部属具有重要的推动作用。

日本也在低温贮箱结构健康监测系统研发中进行了若干基础性工作。日本宇宙航空研究开发机构(JAXA)开展了传感器粘接层的低温性能研究，及低温补偿技术研究等工作[32]，针对复合材料液氢贮箱开发了基于布拉格光栅传感器的实时应变监测系统，该系统安装于JAXA开发的可重复使用运载器中，如图8所示。JAXA于2003年进行了若干飞行试验，验证了系统设计的有效性，结果表明还可以利用SHM系统测量数据对飞行载荷进行识别。

国内对基于光纤传感器的结构健康监测系统也开展了较为广泛的研究，然而多聚焦于管道、航空飞行器等，而对于RLV中低温贮箱的相关应用研究关注较少。大连理工大学结构健康监测团队针对火箭贮箱结构、复合材料低温贮箱结构开展了基于压电晶片和超声导波的结构健康监测系统研究[27,33]。该团队进行了一系列低温测试试验，考察了长时间处于低温环境下的压电晶片传感器和粘接剂的性能退化情况，并对复合材料板进行了低温下基于超声导波的损伤诊断试验。

从上述分析可以看出，目前国外开发的RLV低温贮箱通常采用复合材料，一般利用光纤传感器对于温度、应变、泄漏等进行监测，目前美国、日本等研究机构已经完成了上述结构健康监测系统在RLV上的试验校验，技术相对较为成熟，与之相比国内的相关研究工作主要停留在实验室阶段，在RLV低温贮箱的监测系统开发和试验校验方面较为缺乏。

3 结构冲击损伤监测技术

可重复使用运载器在发射、在轨运行和再入阶段都容易受到外部物体的冲击碰撞。2003年，美国“哥伦比亚”号航天飞机发射后不久燃料箱外脱落的一个泡沫碎块击中航天飞机机翼前缘，造成机体上出现裂纹孔洞，导致超高温气体进入航天飞机，最终酿成事故[34]。NASA在此次事故后，为航天飞机机翼前缘部位专门设计了冲击损伤在线监测系统[35-36]。该系统基于被动声发射技术，通过在机翼碳碳前缘内部布置声发射传感器阵列，监测冲击事件的发生。

该系统如图9所示，为测试该系统设计了地面试验。由8个声发射传感器构成的阵列被安装在机翼试验件前缘内的前墙上，试验件受到气炮发射物的冲击。试验中声发射传感器很好地记录了冲击波的幅值和到达时间，校验了对冲击事件监测和位置识别的有效性。在后续的航天飞机飞行中，均强制性的安装了该系统。随后NASA还对该系统进行了扩展以进行微流星、轨道碎片的冲击监测[34]。

采用被动声发射传感器能够识别冲击的发生和位置，但很难重构出冲击的波形，也就很难进一步评估结构的损伤程度和剩余寿命。为解决该问题，文献[37-38]进一步提出了一种基于物理结构有限元建模的冲击识别策略。该方法利用有限元分析构建冲击力与结构响应的映射关系，进而根据测量信号实现冲击力估计，根据估计结果可以进一步利用有限元模型计算冲击导致的结构应力，进而评估结构的剩余寿命。采用复合材料平板进行了试验测试，验证了冲击识别的有效性。

采用有限元法可以准确模拟弹性波传播，文献[39]采用有限元法研究了弹性波在复合材料热防护板中的传播规律。然而冲击的高频谱特征，导致对结构进行有限元分析提出了极高的计算耗费需求，为了捕捉短时冲击行为，需要极小的网格尺寸和时间步长。为此，西北工业大学作者所在的团队发展了基于时域谱单元方法的弹性波和冲击模拟技术[40-42]。图10给出了典型的三维有限元单元和三维谱单元的差别。由于采用的高阶插值和特殊的积分规则，使得在冲击模拟问题中谱单元的计算效率非常的高。作者所在的团队进一步提出了基于谱单元的一种冲击识别策略，并在以空间站桁架结构为背景的空间结构冲击识别中进行了应用[43]，研究结果表明，所建立的方法能够有效地实现框架结构中的冲击识别，时域谱单元方法能够以较小的计算耗费更快地实现冲击定位，对激励重构的效果也要好于传统方法。

声发射传感器虽然可以有效地监测冲击事件，但在实际应用中，其仍存在一些挑战：(1)声发射传感器重量往往较大，构造传感器网络会增加不少结构质量；(2)冲击事件都是瞬态事件，要求系统具有较高频带范围。相比于声发射传感器，压电晶片传感器具有重量轻、频带范围宽等优点。最近英国巴斯大学学者[44]提出在碳纤维复合材料(Carbon fiber reinforced polymer, CFRP)中嵌入压电晶片传感器以构建智能CFRP板，然后利用两个平行的CFRP板根据冲击产生的弹性波信号实现冲击损伤的准确监测。国内北京空间飞行器总体设计部[45]提出采用压电传感器网络进行冲击监测，并在实验室环境下进行了验证。

可以看出，对于RLV的冲击损伤监测，由于其在轨服役、再入返回等过程中遭受的冲击速度高，压电传感器频率响应范围宽，目前受到学者更多的关注。另一方面，在冲击力、冲击损伤位置监测的基础上，如何对结构的损伤程度和剩余寿命进行准确评估成为学者日益关心的问题。

4 结构健康监测系统的在轨验证

可重复使用空天飞机在其入轨后，仍然需要SHM系统对微流星、小尺度空间碎片等外来物体撞击等进行监测[34]。然而在空间环境下，极端温度、真空、微重力、辐射等因素会对SHM系统中的关键元件如压电传感器等产生不可预知的影响，进而直接影响结构健康监测系统的准确性。因此对SHM系统进行在轨验证，成为该技术在可重复使用航天器中进行实际部署的必要验证环节。

针对上述问题，欧洲学者在罗马尼亚太空署的资助下，在地面实验室模拟了空间的极端温度、辐射环境，并研究了压电传感器等关键部件在空间环境中的性能演化[46-47]。美国南卡来罗纳大学学者进一步考虑了真空环境对于压电传感器的影响[48]。美国新墨西哥矿业理工大学学者在美国联邦航空管理局等的资助下也开展了类似的研究[49-50]，结果表明辐射会通过影响压电陶瓷的压电常数、弹性常数等，进而导致其频率响应曲线发生改变。

由于地面模拟环境与太空环境仍然存在一定差距，为在空间环境中验证结构健康系统的有效性，美国新墨西哥矿业理工大学在NASA等的资助下，研制了集成化结构健康监测搭载载荷[51]，利用热气球开展了高空试验，并利用基于超声导波、机电阻抗的损伤监测技术，对螺栓松动损伤和裂纹损伤进行了监测，同时研究了气球高度对于机电阻抗和超声导波监测的影响[52]。上述试验局限于同温层，新墨西哥矿业理工大学随后利用探空火箭开展了亚轨道搭载试验，并研制了类似的集成化结构健康监测载荷[53]，如图11所示，力图检验系统在低重力、低温等环境下的可靠性。然而亚轨道飞行的轨道高度仍然较低，高度仅约112 km，在空间停留时间短，仅为2′35″。为此，美国空军研究实验室提出利用国际空间站开展结构健康监测系统的搭载试验[54-55]，以验证系统及关键部件在长期在轨环境中的有效性。

目前国内在此方面的研究较少，西北工业大学作者所在团队，为在卫星等航天器上进行搭载以开展在轨验证，自主开发了基于机电阻抗技术的集成化结构健康监测搭载载荷，用于太空环境中机电阻抗等结构健康监测技术的在轨验证，如图12所示。

可以看出，对结构健康监测系统进行在轨验证是其在可重复使用航天器中实际部署前的必要环节，国内外学者都已经意识到该项工作的重要性，从公开报道文献来看，国外学者已经完成了结构健康监测系统在亚轨道等临近空间的验证。而国内相关研究工作相对较为欠缺，仍未开展在轨验证试验。

5 总结与展望

结构健康监测技术会对可重复使用运载器的完整性、安全性和可靠性产生重要的影响。经过近20年的发展，该技术的成熟度不断提高，逐步走到了工程实际应用的门槛。

对可重复使用运载器而言，热防护系统连接松动检测、低温贮箱健康监测、冲击监测、监测系统的空间环境适用性等，是结构健康监测技术研究的关键领域。本文分别对其国内外的研究进展情况进行了梳理，给出了相关技术的发展概貌。总的看来，国外技术较为成熟，国内的研究工作已逐步起步和发展，已在某些专门问题中进行了试验验证和尝试，但目前仍然需要在结构健康监测理论方法、关键元件、系统集成、原型系统验证等方面做大量的工作。具体而言，为尽快实现结构健康监测系统的实际部署，以下问题亟需国内学者重点关注：

1)对于热防护系统连接松动检测，目前的研究还局限于实验室的原理验证阶段，对实际使用中的温度补偿、硬件重量、系统集成等因素考虑还不充分，需要在后续研究中重视和加强。

2)对于低温复合材料贮箱的损伤监测，国内的相关工作仍主要停留在实验室阶段，如何综合利用光纤传感器、压电传感器等实现对贮箱温度、应变、泄漏等损伤的有效监测，并开发面向RLV低温贮箱的监测系统原型是今后需要重点关注的研究工作。

3)对于RLV的冲击损伤监测，由于其在轨服役、再入返回等过程中遭受的冲击速度高，压电传感器重量轻频率响应范围宽，目前受到学者更多的关注。同时如何根据监测结果对结构的损伤程度和剩余寿命进行准确评估也已成为需要重点关注的问题。

4)结构健康监测系统的在轨验证是其在可重复使用航天器中实际部署前的必要测试环节，利用空间站、卫星等航天器可以实现对结构健康监测系统的长期在轨验证，目前国内相关研究工作较为欠缺。

5)由于结构健康监测系统的复杂性，建议在可重复使用空天飞行器初始设计阶段就将结构健康监测系统融入飞行器设计中，实现从制造、装配到服役全寿命周期的结构健康状态有效感知，最大化提高飞行器的可靠性和安全性。