航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)研究進(jìn)展*

武湛君，渠曉溪，高東岳，2，劉科海，馮建民

（1.大連理工大學(xué)航空航天學(xué)院工業(yè)裝備結(jié)構(gòu)分析國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，大連 116024；2.大連理工大學(xué)材料科學(xué)與工程學(xué)院，大連 116024；3.中航工業(yè)飛機(jī)強(qiáng)度研究所，西安710065）

與傳統(tǒng)金屬材料相比，復(fù)合材料具有更高的比強(qiáng)度、比剛度并具有極強(qiáng)的可設(shè)計(jì)性，因此廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域[1-2]。美國航空航天局（NASA）蘭利研究中心在《航空航天用先進(jìn)復(fù)合材料發(fā)展報(bào)告》中指出，將復(fù)合材料應(yīng)用于機(jī)翼機(jī)身可實(shí)現(xiàn)減重24.3%的目標(biāo)[3]。先進(jìn)復(fù)合材料在航空航天結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用還可以實(shí)現(xiàn)抗腐蝕、減少連接結(jié)構(gòu)等目標(biāo)。復(fù)合材料的氣動剪裁技術(shù)可顯著提高結(jié)構(gòu)效率[4]；整體成形技術(shù)可有效減少連接，提高結(jié)構(gòu)可靠性，降低成本；復(fù)合材料耐腐蝕抗疲勞特點(diǎn)可降低維護(hù)成本。因此復(fù)合材料大量應(yīng)用于航空航天結(jié)構(gòu)中。部分民用飛機(jī)復(fù)合材料占總重量的比例如圖1[2]所示。

由于材料內(nèi)部存在復(fù)雜的非線性和分散性因素，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度和破壞模式預(yù)測十分困難[5-6]。因此，針對航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)與應(yīng)用環(huán)境發(fā)展健康監(jiān)測技術(shù)（Structural Health Monitoring,SHM）可以在結(jié)構(gòu)運(yùn)行中采集健康狀況信息，提高航空航天結(jié)構(gòu)的安全性[7-11]。將結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)與無損檢測技術(shù)相結(jié)合有助于實(shí)現(xiàn)航空航天結(jié)構(gòu)基于狀態(tài)維護(hù)，并最終為結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)迭代提供依據(jù)。

近年來，國內(nèi)外多家研究機(jī)構(gòu)及企業(yè)進(jìn)行了大量有關(guān)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測的基礎(chǔ)研究[12-16]，并逐步將結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)應(yīng)用于先進(jìn)飛行器復(fù)合材料結(jié)構(gòu)安全維護(hù)中[17-18]。NASA于1998年采用光纖光柵傳感器感知可重復(fù)使用運(yùn)載器（RLV X-33）低溫貯箱的狀態(tài)（包括溫度和應(yīng)變場）。隨后，NASA又開發(fā)了混合診斷工具BEAM，并將其應(yīng)用于航天飛機(jī)主引擎異常檢測[19-21]。洛克希德·馬丁公司為獲得較高的結(jié)構(gòu)可靠性及可維修性而在其新一代戰(zhàn)斗機(jī)F-35中安裝了先進(jìn)預(yù)測及健康管理系統(tǒng)（Prognostics & Health Management，PHM），該系統(tǒng)與地面的聯(lián)合分布式信息系統(tǒng)相結(jié)合形成了飛機(jī)集成健康管理系統(tǒng)[22]。在民用航空結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測領(lǐng)域，美國波音公司開展了大量探索性工作，構(gòu)建了飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測的基本體系結(jié)構(gòu)，在多個機(jī)型上采用結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)對結(jié)構(gòu)的微裂紋進(jìn)行監(jiān)測。歐洲空客公司研究了結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)在A320、A340、A350、A380等型號客機(jī)上的實(shí)現(xiàn)，并針對飛機(jī)不同部件提出了相應(yīng)的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測需求[20]。由空客集團(tuán)主持，歷時6年（2011～2016）的飛機(jī)智能化項(xiàng)目——（SARISTU，Smart Intelligent Aircraft Structures）中針對飛行器損傷診斷技術(shù)做了詳細(xì)的總結(jié)，包括：基于光纖的飛機(jī)結(jié)構(gòu)變形監(jiān)測技術(shù)[23]，基于超聲導(dǎo)波的損傷監(jiān)測技術(shù)[24]、多損傷評估技術(shù)（主動式）[25]和撞擊監(jiān)測技術(shù)[26]（被動式）、基于機(jī)電阻抗的裂紋監(jiān)測技術(shù)[27]。英國的QinetiQ公司研發(fā)了新型的結(jié)構(gòu)狀態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)，主要是針對結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測系統(tǒng)與民用飛機(jī)機(jī)翼設(shè)計(jì)和生產(chǎn)的集成問題與內(nèi)置式結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測系統(tǒng)[28]。這些技術(shù)項(xiàng)目的研究經(jīng)驗(yàn)顯示：在航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)運(yùn)行過程中，結(jié)構(gòu)的運(yùn)行狀態(tài)（形狀、溫度場、應(yīng)變場等）和損傷情況（位置、嚴(yán)重程度、擴(kuò)展趨勢等）是表征結(jié)構(gòu)健康狀況的主要信息[29-30]。

針對航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測的關(guān)鍵問題，本文介紹了應(yīng)用于航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的健康監(jiān)測技術(shù)，包括結(jié)構(gòu)狀態(tài)監(jiān)測和損傷診斷方法，重點(diǎn)綜述了各項(xiàng)技術(shù)的研究現(xiàn)狀、關(guān)鍵問題及主要挑戰(zhàn)，最后討論了航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)的發(fā)展趨勢。

圖1 民用飛機(jī)復(fù)合材料用量比例Fig.1 Consumption of the composite materials on civil aircraft

航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)研究現(xiàn)狀

健康監(jiān)測技術(shù)在航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中的實(shí)施流程如下：

（1）在結(jié)構(gòu)運(yùn)行過程中，首先，通過狀態(tài)感知技術(shù)獲取結(jié)構(gòu)的應(yīng)變場、溫度場等狀態(tài)特征，建立結(jié)構(gòu)的狀態(tài)模型；

（2）其次，利用損傷診斷技術(shù)識別結(jié)構(gòu)可能存在的損傷特征，包括損傷/撞擊位置、大小和擴(kuò)展趨勢等；

（3）再次，根據(jù)損傷診斷結(jié)果修改狀態(tài)模型，并再次迭代；

（4）在結(jié)構(gòu)運(yùn)行結(jié)束之后，根據(jù)狀態(tài)模型變化歷程和損傷特征實(shí)施對結(jié)構(gòu)的無損檢測與基于狀態(tài)維修，并為結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)積累數(shù)據(jù)。

健康監(jiān)測技術(shù)結(jié)合無損檢測技術(shù)將大大增強(qiáng)航空航天結(jié)構(gòu)的在役安全性、可靠性、耐久性，顯著提高結(jié)構(gòu)的使用效益[31-32]。為實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)，需要解決的關(guān)鍵問題包括：

（1）如何開發(fā)輕量化狀態(tài)感知方法以實(shí)現(xiàn)大面積結(jié)構(gòu)全局狀態(tài)綜合感知；

（2）如何提出損傷識別與撞擊監(jiān)測方法以實(shí)現(xiàn)復(fù)雜結(jié)構(gòu)內(nèi)部損傷在線診斷；

（3）如何針對復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)發(fā)展微裂紋萌生/擴(kuò)展監(jiān)測技術(shù)；

（4）如何設(shè)計(jì)適用于航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)的傳感器安裝方法。

從這些關(guān)鍵問題入手，本節(jié)綜述了幾種重要的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測方法的研究進(jìn)展、應(yīng)用場合與使用局限，包括：全局狀態(tài)感知技術(shù)（光纖傳感監(jiān)測法）、全局損傷診斷技術(shù)（波傳播法）和局部損傷診斷方法（機(jī)電阻抗監(jiān)測法、真空比較監(jiān)測法、智能涂層法等），并討論了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測傳感器的安裝方法。

1 全局狀態(tài)感知技術(shù)

結(jié)構(gòu)運(yùn)行狀態(tài)包括結(jié)構(gòu)的形狀、運(yùn)行姿態(tài)、溫度場、應(yīng)變場、應(yīng)力場等。在無損檢測技術(shù)中，常用點(diǎn)式應(yīng)變片和溫度傳感器在停機(jī)狀態(tài)下檢測結(jié)構(gòu)的應(yīng)變場和溫度場。這種技術(shù)形式的成熟度較高，作為重要的應(yīng)變場、溫度場重構(gòu)手段廣泛應(yīng)用于靜力加載、疲勞等試驗(yàn)中。但是這種技術(shù)傳感器及其線纜用量較大，檢測速度較慢，無法適應(yīng)實(shí)時數(shù)據(jù)采集的要求。為了監(jiān)測結(jié)構(gòu)在運(yùn)行狀態(tài)的實(shí)時變化趨勢，研究人員基于光纖傳感器開發(fā)了航空航天結(jié)構(gòu)在線狀態(tài)感知技術(shù)。光纖傳感的原理是通過分析經(jīng)光纖傳感器調(diào)制后的光信號特征（如光的強(qiáng)度、波長、頻率、相位、偏振態(tài)等）的變化來獲取被測參數(shù)（應(yīng)變、溫度、pH值等）。光纖傳感器具有靈敏，質(zhì)量輕、尺寸小、抗電磁干擾能力強(qiáng)、耐腐蝕等優(yōu)點(diǎn)[33]。光纖傳感器在航空航天結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測中的具體應(yīng)用包括：結(jié)構(gòu)溫度場感知[34]、結(jié)構(gòu)腐蝕監(jiān)測[35]、結(jié)構(gòu)沖擊損傷監(jiān)測[36]等。根據(jù)有效測量段的分布情況，光纖傳感器分為準(zhǔn)分布式和分布式兩種。由于加工條件的限制，目前應(yīng)用在航空航天結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測領(lǐng)域的光纖傳感器多為準(zhǔn)分布式光纖傳感器。準(zhǔn)分布式光纖光柵傳感器具有測量精度高、事件位置精確定位等優(yōu)點(diǎn)，因此，在航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)狀態(tài)感知研究中受到廣泛關(guān)注。

NASA從20世紀(jì)80年代開展利用應(yīng)變信息反映飛機(jī)機(jī)翼形狀變化的應(yīng)用研究，90年代中期開始引入光柵光纖傳感技術(shù)。21世紀(jì)初，NASA開始研究機(jī)翼形狀測量方法，研究人員在一根復(fù)合材料制成的空心管上布置了多條弱反射光纖光柵傳感器，并計(jì)算彎扭組合狀態(tài)下的撓度[37]。2014年，NASA在基于變形測量的飛機(jī)機(jī)翼變形主動控制方面取得了進(jìn)展[38]。從2014年開始，NASA阿姆斯特朗飛行研究中心逐步開展機(jī)翼蒙皮變形測量方面的研究，將之前的理論與技術(shù)積累進(jìn)一步發(fā)展到工程應(yīng)用領(lǐng)域，結(jié)合最小二乘、三次樣條插值以及計(jì)算機(jī)數(shù)值模擬等方法，將局部的變形測量值進(jìn)一步擴(kuò)展到整個翼面，并重構(gòu)整個翼面的變形狀態(tài)[39-40]。在多次往返航天飛行器項(xiàng)目中，基于布拉格光纖光柵原理的傳感器被認(rèn)為是進(jìn)行集成化健康監(jiān)測的最佳選擇[41]。DC-XA Flight 2光纖結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測系統(tǒng)如圖2[42]所示。

國內(nèi)關(guān)于光纖狀態(tài)監(jiān)測技術(shù)的研究大多集中在光柵光纖的原理和應(yīng)用研究上，針對分布式光纖傳感器在航空航天領(lǐng)域內(nèi)應(yīng)用的文獻(xiàn)較少。與光柵光纖相比，分布式光纖的優(yōu)點(diǎn)在于測量范圍大、安裝簡單、損耗小、易于布網(wǎng)、傳感單元成本相對較低，適合于大面積結(jié)構(gòu)狀態(tài)實(shí)時感知[43]。

2014年，大連理工大學(xué)與西安飛機(jī)強(qiáng)度設(shè)計(jì)研究所共同開發(fā)了基于分布式光纖傳感器的結(jié)構(gòu)狀態(tài)實(shí)時感知系統(tǒng)，并利用該系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了受載狀態(tài)下復(fù)合材料翼梢小翼的應(yīng)變場實(shí)時感知，其傳感器安裝形式及應(yīng)變場感知結(jié)果如圖3所示。

圖2 DC- XA Flight 2 基于光纖的結(jié)構(gòu)狀態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)Fig.2 Optical fiber-based health monitoring system on DC- XA Flight 2

圖3 復(fù)合材料翼梢小翼受載條件下狀態(tài)感知Fig.3 Condition perception of a composite winglet under loading

如圖3（a）所示，翼梢小翼結(jié)構(gòu)表面存在一些損傷，分布式光纖傳感器被布置在結(jié)構(gòu)表面，安裝形式為表面粘貼；如圖3（b）所示，利用液壓加載裝置在翼梢小翼結(jié)構(gòu)的背面施加均布載荷；如圖3（c）所示，應(yīng)變分布形式對結(jié)構(gòu)局部剛度的變化比較敏感，基于分布式光纖傳感器的應(yīng)變狀態(tài)監(jiān)測結(jié)果準(zhǔn)確地反映了翼梢小翼結(jié)構(gòu)的健康狀況。該試驗(yàn)驗(yàn)證了基于分布式光纖傳感器的全局狀態(tài)感知技術(shù)在實(shí)際復(fù)合材料航空航天結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測中的有效性。

基于光纖傳感器的結(jié)構(gòu)全局狀態(tài)感知技術(shù)適用于大面積結(jié)構(gòu)（如機(jī)翼蒙皮、貯箱壁等）的表面應(yīng)變場重構(gòu)。其中光柵光纖傳感器在航空航天結(jié)構(gòu)狀態(tài)監(jiān)測領(lǐng)域已有較高的技術(shù)成熟度和廣泛的應(yīng)用，分布式光纖傳感器與光柵光纖傳感器相比具有測點(diǎn)多、分辨率高等優(yōu)勢，因此更適用于應(yīng)變場重構(gòu)等技術(shù)領(lǐng)域。

基于光纖傳感器的全局狀態(tài)感知技術(shù)的局限性在于傳感器對環(huán)境影響非常敏感，因此在實(shí)際應(yīng)用中往往受到干擾較大。需要針對航空航天結(jié)構(gòu)的應(yīng)用環(huán)境進(jìn)行光信號補(bǔ)償或環(huán)境因素解耦研究。

2 全局損傷診斷技術(shù)

復(fù)合材料在生產(chǎn)、運(yùn)輸、加工過程中不可避免地存在一些微型缺陷，在使用過程中由于載荷、環(huán)境因素或撞擊事件的作用可能出現(xiàn)新的損傷。這些缺陷和損傷（如脫層、脫膠、界面裂紋、低速撞擊等）往往比較隱蔽，但是如果未被及時發(fā)現(xiàn)，這些微小的缺陷和損傷將會在載荷和環(huán)境的作用下迅速擴(kuò)展導(dǎo)致結(jié)構(gòu)突然失效。因此有必要研究復(fù)合材料結(jié)構(gòu)全局損傷診斷技術(shù)。

超聲導(dǎo)波在板殼類結(jié)構(gòu)中具有傳播距離遠(yuǎn)、能量集中、便于激勵/收集等優(yōu)點(diǎn)。隨著復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在航空航天領(lǐng)域內(nèi)的廣泛應(yīng)用，人們開始注重將超聲導(dǎo)波健康監(jiān)測技術(shù)應(yīng)用于機(jī)翼蒙皮、連接結(jié)構(gòu)、燃料貯箱等結(jié)構(gòu)中。基于超聲導(dǎo)波的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測方法的原理如圖4所示。

圖4 基于超聲導(dǎo)波的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測Fig.4 Guide wave-based structural health monitoring

如圖4所示，結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)分為主動式圖4（a）和被動式圖4（b）兩種。主動式結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測基本思想是首先采用激發(fā)傳感器將能量導(dǎo)入監(jiān)測結(jié)構(gòu)，與此同時傳感器在結(jié)構(gòu)上的其他位置接收結(jié)構(gòu)響應(yīng)信號，并對其進(jìn)行分析，據(jù)此對結(jié)構(gòu)的健康狀況進(jìn)行監(jiān)測[44-46]。被動式結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)的基本思想是利用傳感器采集結(jié)構(gòu)在外部作用（如撞擊）下發(fā)生的響應(yīng)（如應(yīng)變和應(yīng)力波），采取特定的算法估計(jì)外部載荷及其發(fā)生位置，與漸進(jìn)性損傷分析模型相配合就可以獲知結(jié)構(gòu)的健康狀況[32,47]。被動結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測方法只需要信號接收裝置，無需激勵裝置，一般不能離線使用。

2.1 基于超聲導(dǎo)波的主動式損傷診斷技術(shù)

導(dǎo)波根據(jù)信號收發(fā)方式分為Pitch-Catch[48]和 Pulse-Echo[49]兩種模式。在Pitch-Catch模式中，導(dǎo)波信號由A#傳感器激發(fā)，由B#傳感器接收，之間信號路徑為A-B；在Pulse-Echo模式中，導(dǎo)波信號由A#傳感器激發(fā)，由A#傳感器自身接收，信號路徑為A-A。在信號路徑上的結(jié)構(gòu)特性變化將會影響信號特征，在導(dǎo)波信號中提取這些特征以實(shí)現(xiàn)在全局范圍內(nèi)識別損傷的存在、確定損傷的位置并對損傷的嚴(yán)重程度進(jìn)行定量化評估?；谶@種原理，目前國內(nèi)外研究人員提出了很多基于導(dǎo)波的損傷識別方法，包括：相控陣成像方法[50-53]、層析成像方法[52,54]、偏移成像方法[54]、延遲疊加成像[55]和基于損傷概率分布（RAPID）成像[53,56]等方法。

為了最大限度地發(fā)揮基于超聲導(dǎo)波的主動式技術(shù)的損傷診斷能力，需要進(jìn)行傳感器網(wǎng)絡(luò)設(shè)計(jì)、信號激發(fā)頻率控制、損傷因子選擇、信號環(huán)境補(bǔ)償?shù)确矫娴难芯俊ａ槍@些問題研究人員進(jìn)行了大量的研究工作。

Gao等[57]研究了如何控制激發(fā)頻率以降低復(fù)合材料尾翼結(jié)構(gòu)中超聲導(dǎo)波傳播的衰減。Kessler[58-59]闡述了信號激勵頻率選擇對損傷診斷精度的影響。大連理工大學(xué)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測團(tuán)隊(duì)與中國商飛北京民用飛機(jī)技術(shù)研究中心合作研究了多肋復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中不同損傷因子的損傷定位誤差以及信號激發(fā)頻率對損傷診斷精度的影響[60]，大型復(fù)合材料機(jī)身壁板演示驗(yàn)證表明，該方法能夠有效識別大于2cm2的模擬附著物損傷，損傷定位誤差小于2cm。Yuan等基于信號峰值損傷指數(shù)對蜂窩夾芯和碳纖維復(fù)合材料中由能量沖擊引起的脫層損傷進(jìn)行了監(jiān)測，試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證了該方法的有效性[61]。航空航天結(jié)構(gòu)常處于變溫度的工作環(huán)境中，溫度的變化對超聲導(dǎo)波的傳播特性影響很大，因此會影響基于超聲導(dǎo)波的損傷診斷方法的精度[61-62]。Wang等[63]利用構(gòu)建信號空間的方式實(shí)現(xiàn)了對環(huán)境溫度影響的補(bǔ)償，試驗(yàn)結(jié)果證明該補(bǔ)償方法提高了變溫環(huán)境中損傷診斷的精度。

損傷定量化評估技術(shù)是結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)領(lǐng)域內(nèi)的關(guān)鍵問題，關(guān)系到結(jié)構(gòu)剩余壽命預(yù)測的準(zhǔn)確性，該技術(shù)的順利實(shí)施有助于實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)基于狀態(tài)維修。大連理工大學(xué)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測團(tuán)隊(duì)提出損傷二維形狀/尺寸識別方法，該方法借助損傷邊界可視為聲波信號激勵源的思想，將損傷邊界離散化為結(jié)構(gòu)二維空間中的點(diǎn)，依次遍歷損傷周圍各激勵傳感器激發(fā)導(dǎo)波信號并與損傷作用，提取損傷全路徑（反射與折射路徑）散射信號的到達(dá)時間，獲得各點(diǎn)的二維位置估計(jì)，同時結(jié)合各點(diǎn)位置的二元正態(tài)分布概率以及凸包函數(shù)實(shí)現(xiàn)損傷形狀/尺寸的二維特征識別，研究結(jié)果如圖5 所示[64]（面積 6.5m2，粘貼 320個壓電傳感器，設(shè)置73個隨機(jī)損傷）。針對全尺寸復(fù)合材料壁板應(yīng)用損傷二維形狀/尺寸識別方法，實(shí)現(xiàn)了多個損傷的準(zhǔn)確識別。

基于對超聲導(dǎo)波主動式損傷診斷技術(shù)關(guān)鍵問題的研究，大連理工大學(xué)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測團(tuán)隊(duì)與中航工業(yè)北京航空制造工程研究所合作，應(yīng)用該技術(shù)進(jìn)行了ARJ-21全尺寸復(fù)合材料尾翼靜力加載健康監(jiān)測試驗(yàn)，分析了復(fù)雜結(jié)構(gòu)形式對超聲導(dǎo)波傳播特性的影響[58,64-65]，提出了基于超聲導(dǎo)波的復(fù)雜結(jié)構(gòu)傳感器網(wǎng)絡(luò)布置方法[66]、變溫度下復(fù)合材料結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測方法[67]以及局部多損傷診斷方法[68]。復(fù)合材料全尺寸尾翼結(jié)構(gòu)靜力加載損傷診斷試驗(yàn)的試驗(yàn)設(shè)置及結(jié)果如圖6所示[66]。

圖5 復(fù)合材料機(jī)身壁板的損傷定量化監(jiān)測Fig.5 Quantitatively monitoring for composite material fuselage damage

圖6 ARJ-21全尺寸復(fù)合材料尾翼靜力加載健康監(jiān)測試驗(yàn)Fig.6 Health monitoring experiment of full-scale ARJ-21 composite tail under static loading

如圖6（a）所示，復(fù)合材料尾翼結(jié)構(gòu)被裝夾在試驗(yàn)架上，中央翼盒和翼面終端位置固定，在左右翼面上各分布著7個由液壓泵驅(qū)動的加載點(diǎn)，傳感器網(wǎng)絡(luò)布置在翼面加強(qiáng)筋之間，以監(jiān)測測靜力加載下的加強(qiáng)筋界面損傷；如圖6（b）所示，在120%載荷條件下加強(qiáng)筋界面出現(xiàn)了大量的健康狀態(tài)變化，上翼面的損傷情況比下翼面嚴(yán)重，這與理論分析結(jié)果一致。復(fù)合材料全尺寸尾翼結(jié)構(gòu)靜力加載損傷診斷試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證了超聲導(dǎo)波主動式損傷診斷技術(shù)在航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中應(yīng)用的有效性和可行性。

2.2 基于超聲導(dǎo)波的被動式撞擊監(jiān)測技術(shù)

航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在使用過程中將不可避免地受到外部撞擊，使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生目不可檢的損傷，如內(nèi)部分層、基體開裂、纖維斷裂等，這將導(dǎo)致結(jié)構(gòu)承載能力降低，強(qiáng)度和穩(wěn)定性退化，嚴(yán)重時會引起結(jié)構(gòu)的突發(fā)性破壞。因此，實(shí)時監(jiān)測復(fù)合材料結(jié)構(gòu)遭受的外部撞擊，評估撞擊位置、載荷大小與歷程，對于預(yù)測結(jié)構(gòu)剩余壽命、保障結(jié)構(gòu)安全性、實(shí)現(xiàn)基于狀態(tài)維修、降低結(jié)構(gòu)維護(hù)費(fèi)等方面具有重要意義。

實(shí)現(xiàn)撞擊損傷診斷技術(shù)的主要挑戰(zhàn)在于：（1）撞擊事件所產(chǎn)生的超聲導(dǎo)波頻帶較寬，呈現(xiàn)復(fù)雜的多模態(tài)特點(diǎn)；（2）航空航天結(jié)構(gòu)內(nèi)部含有大量加強(qiáng)筋和翼肋等結(jié)構(gòu)附件，對超聲導(dǎo)波的衰減、散射效果比較明顯。因此，通過簡單的信號分析難以準(zhǔn)確識別撞擊位置和撞擊歷程。

斯坦福大學(xué)Chang教授[69]與南京航空航天大學(xué)的袁慎芳教授[70]分別根據(jù)波的到達(dá)時間，利用三角定位法來估計(jì)撞擊位置。為了應(yīng)對超聲導(dǎo)波多模態(tài)特性對波達(dá)時間（TOF）定位方法精確度的影響，南卡羅來納州立大學(xué)Yuan教授等利用時間反轉(zhuǎn)法來確定平板結(jié)構(gòu)的撞擊位置，試驗(yàn)表明利用該方法可準(zhǔn)確識別多個撞擊位置[71]。大連理工大學(xué)結(jié)構(gòu)健康研究團(tuán)隊(duì)利用改進(jìn)的系統(tǒng)辨識方法[72]識別復(fù)合材料結(jié)構(gòu)所受撞擊。同時利用基向量法[73]實(shí)現(xiàn)了對撞擊能量的監(jiān)測，研究結(jié)果表明利用先進(jìn)的基向量法和系統(tǒng)辨識技術(shù)可以對復(fù)雜結(jié)構(gòu)的撞擊事件實(shí)現(xiàn)位置識別和歷程監(jiān)測。

壓電晶片陶瓷換能器（PZT）如果受到結(jié)構(gòu)波動的影響，會在壓電效應(yīng)的作用下產(chǎn)生電壓信號，在受到電壓信號的激勵時又會因逆壓電效應(yīng)而發(fā)生變形。因此，PZT可同時作為超聲導(dǎo)波信號的激勵/接收裝置，將多個PZT傳感器布置在結(jié)構(gòu)關(guān)鍵位置組成傳感器網(wǎng)絡(luò)，可實(shí)現(xiàn)對結(jié)構(gòu)的全方位監(jiān)測。利用這套傳感器網(wǎng)絡(luò)既可以通過相互主動激勵/接收信號來收集結(jié)構(gòu)健康信息實(shí)現(xiàn)主動式損傷診斷，又可以被動地接收裝機(jī)產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)響應(yīng)，實(shí)現(xiàn)被動式撞擊識別。主動式損傷診斷方法與被動式撞擊識別方法可以利用一套傳感器網(wǎng)絡(luò)實(shí)現(xiàn)撞擊事件評估、撞擊損傷預(yù)報(bào)、損傷狀態(tài)診斷等一系列健康監(jiān)測目標(biāo)。

基于分布式PZT傳感器網(wǎng)絡(luò)的超聲導(dǎo)波主/被動損傷識別方法具有效率高、可量化、既可實(shí)現(xiàn)主動損傷診斷又可以進(jìn)行被動撞擊識別等優(yōu)點(diǎn)，適于作為航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的全局損傷診斷技術(shù)。其關(guān)鍵問題在于如何排除環(huán)境（溫度、載荷）對導(dǎo)波信號的干擾，以實(shí)現(xiàn)真實(shí)環(huán)境下的全局損傷診斷。

圖7 局部損傷診斷技術(shù)Fig.7 Local damage detection technology

3 局部損傷診斷技術(shù)

大型復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的一些關(guān)鍵環(huán)節(jié)往往承受循環(huán)載荷，結(jié)構(gòu)本身還具有復(fù)雜的非線性耦合因素，使得這些局部結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度和破壞模式分析十分困難，因此，必須針對這些結(jié)構(gòu)開發(fā)局部損傷診斷技術(shù)，以監(jiān)測連接松動、微裂紋萌生等損傷變化趨勢。適用于航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的局部損傷診斷技術(shù)包括：基于壓電傳感器機(jī)電阻抗的裂紋損傷診斷方法、真空比較監(jiān)測方法、智能涂層感知方法等。這些方法具有很強(qiáng)的實(shí)用性，可以為復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在役損傷診斷工作提供更充足的信息。這些方法的原理如圖 7[6，74-75]所示。

下文分別針對這些方法的原理、適用范圍與局限展開討論。

3.1 機(jī)電阻抗法

局部微小裂紋的產(chǎn)生和發(fā)展會影響當(dāng)?shù)氐臋C(jī)電阻抗，因此通過監(jiān)測局部阻抗的變化可以表征結(jié)構(gòu)微小裂紋的萌生狀態(tài)。各國的科研人員對這些問題進(jìn)行了許多研究[76-77]。Chaudhry等[78]最早將壓電阻抗法用于航空結(jié)構(gòu)的損傷檢測；Castanien等[79]提出交叉耦合電導(dǎo)納概念，并利用統(tǒng)計(jì)方法分析耦合電導(dǎo)納的變化，識別了飛機(jī)機(jī)身的損傷，Winston等[80]利用壓電阻抗法成功地檢測噴氣機(jī)渦輪引擎的故障；Giurgiutiu等[81]用壓電阻抗法對一老化的航空結(jié)構(gòu)進(jìn)行了健康狀態(tài)評估；Lalande[82]和Koh[83]等分別研究了復(fù)合材料修復(fù)層和復(fù)合粘結(jié)智能結(jié)構(gòu)的損傷識別情況。

3.2 真空比較監(jiān)測法

由于環(huán)境和載荷的共同作用，航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中會不可避免地出現(xiàn)微裂紋損傷，利用一般監(jiān)測方法很難在微裂紋產(chǎn)生初期對其進(jìn)行監(jiān)測。真空比較監(jiān)測方法（CVM）利用粘貼在結(jié)構(gòu)表面的傳感器薄膜測試結(jié)構(gòu)表面真空度的變化，以表征結(jié)構(gòu)表面微裂紋密度。針對該技術(shù)的實(shí)用性，美國民航局、波音、空客及美澳軍方等組成的研究小組進(jìn)行了測試，試驗(yàn)證明其耐久性達(dá)到使用標(biāo)準(zhǔn)，空客、波音等航空業(yè)巨頭都表現(xiàn)出對該技術(shù)的興趣[74-84]。

3.3 智能涂層法

西安交通大學(xué)劉馬寶教授提出了利用納米技術(shù)對飛機(jī)上廣泛使用的高性能防腐涂層進(jìn)行物理改性，用特殊工藝制成具有“隨附損傷特性”的“智能涂層”傳感器，研發(fā)了以涂層為敏感末梢、電阻為損傷監(jiān)測參量、用計(jì)算機(jī)進(jìn)行巡檢的“信息智能涂層監(jiān)測系統(tǒng)（ICMS）”。目前該技術(shù)已在中航工業(yè)相關(guān)研究所和空軍裝備研究院等單位進(jìn)行了試驗(yàn)和考核，結(jié)果表明該技術(shù)具有較高的可靠性[6,75]。

這幾種局部損傷診斷技術(shù)的共同特點(diǎn)是對微小裂紋非常敏感，因此可以檢測復(fù)合材料局部微裂、脫層紋萌生。其局限性在于傳感器的監(jiān)測范圍較小，因此不適于對大面積結(jié)構(gòu)實(shí)行全局監(jiān)測。

4 結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測傳感器的安裝方式

為了收集結(jié)構(gòu)本身信息，需要將健康監(jiān)測傳感器耦合在結(jié)構(gòu)中。傳感器與結(jié)構(gòu)的耦合方式包括：干耦合式、嵌入結(jié)構(gòu)式和表面粘接式，如圖8[85]所示。

干耦合傳感器安裝方式常見于管道超聲導(dǎo)波損傷識別技術(shù)中[85]，該安裝方式往往需要復(fù)雜的緊固件，如圖8（a）所示，不利于航空航天結(jié)構(gòu)減重，同時航空航天結(jié)構(gòu)運(yùn)行時本身時常伴有的隨機(jī)振動也給干耦合式傳感器的信號重復(fù)性帶來一定挑戰(zhàn)。因此，在這種傳感器安裝方式不常見于航空航天結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)中。

復(fù)合材料本身具有極強(qiáng)的可設(shè)計(jì)性，因此可以在復(fù)合材料生產(chǎn)制造的過程中將微傳感元件集成到結(jié)構(gòu)當(dāng)中去，在保證結(jié)構(gòu)使用性能的前提下使其具有感知功能，這就是嵌入結(jié)構(gòu)式傳感器安裝方法的基本思想，如圖8（b）所示[86-90]。但是，在現(xiàn)階段，為了保證對結(jié)構(gòu)信息的收集效率，健康結(jié)構(gòu)傳感器普遍尺寸較大，預(yù)埋傳感器的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)可能會損失一部分界面強(qiáng)度，并增加結(jié)構(gòu)的材料性能分散性。以預(yù)埋光纖的復(fù)合材料層合板為例，科研人員研究了嵌入結(jié)構(gòu)式傳感器安裝方法對結(jié)構(gòu)本身性能的影響。丁慶東等[90]對預(yù)埋光纖和未預(yù)埋光纖的兩類層合板進(jìn)行了力學(xué)試驗(yàn)和數(shù)值模擬，試驗(yàn)結(jié)果顯示：預(yù)埋光纖的復(fù)合材料層合板拉伸強(qiáng)度和彈性模量均會略有下降，90°鋪層預(yù)埋光纖的復(fù)合材料層合板中會形成一個樹脂富集區(qū)，對光纖周圍的材料分布有較大的影響。因此，現(xiàn)階段在航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中不適合使用嵌入結(jié)構(gòu)式傳感器安裝方式。

表面粘貼式是一種常用的傳感器安裝方法。如圖8（c）所示，在該方法中，利用粘合劑將傳感器與結(jié)構(gòu)粘接在一起，以實(shí)現(xiàn)傳感器位置固定和應(yīng)變傳遞的傳感器安裝方法。在這種方法中，粘接劑起到至關(guān)重要的作用，需要保證較高的粘接強(qiáng)度、穩(wěn)定性和耐久性，因此，其老化問題就顯得極為重要。另外，由于一些分布式傳感器如主動式損傷診斷和被動式撞擊監(jiān)測中的壓電晶片換能器，需要線纜傳輸信號，過多的線纜將會影響結(jié)構(gòu)減重，也增加了線路故障的風(fēng)險。針對這些問題，研究人員提出利用薄膜將傳感器及其粘接劑包覆起來，利用印刷電路技術(shù)還可以將線纜集成在包覆薄膜中實(shí)現(xiàn)對傳感器、粘接劑和信號線路的全面保護(hù)。解決了粘接劑老化和信號線纜等技術(shù)問題之后，表面粘接式傳感器安裝方法將更加廣泛地應(yīng)用于航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)之中。

圖8 結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測傳感器的安裝方式Fig.8 Installation modes of structural health monitoring sensors

5 小結(jié)

綜上所述，基于光纖傳感器的狀態(tài)感知技術(shù)和基于超聲導(dǎo)波的損傷診斷技術(shù)具有對結(jié)構(gòu)影響小、監(jiān)測范圍大等優(yōu)點(diǎn)更適于應(yīng)用于大尺寸結(jié)構(gòu)全局狀態(tài)監(jiān)測和損傷診斷中；基于傳感器機(jī)電阻抗、結(jié)構(gòu)表面真空度和智能涂層的損傷診斷技術(shù)對微小損傷更加敏感，但監(jiān)測范圍較小，更適于監(jiān)測結(jié)構(gòu)局部區(qū)域可能出現(xiàn)的微裂紋損傷。

傳感器安裝方法方面，與干耦合式和嵌入結(jié)構(gòu)式相比，表面粘接式傳感器安裝方法結(jié)合傳感器薄膜保護(hù)方法更適于作為航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測傳感器安裝方法。

航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)展望

經(jīng)過多年的發(fā)展，結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)在航空航天復(fù)合材料領(lǐng)域內(nèi)的應(yīng)用越來越廣泛。許多健康監(jiān)測方法已經(jīng)通過了航空航天結(jié)構(gòu)地面驗(yàn)證階段。然而，航空航天結(jié)構(gòu)往往需要承受巨大載荷，工作環(huán)境也比一般結(jié)構(gòu)更加嚴(yán)酷，因此結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)在航空航天復(fù)合材料領(lǐng)域走向全面應(yīng)用還需要在以下方面進(jìn)一步改進(jìn)。

（1）發(fā)展多物理場綜合監(jiān)測技術(shù)，實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)健康狀況多維表征；

（2）研制微型傳感器，通過復(fù)合材料結(jié)構(gòu)內(nèi)部集成傳感器元件，實(shí)現(xiàn)航空航天結(jié)構(gòu)智能化；

（3）發(fā)展傳感器自診斷技術(shù)，借助傳感器網(wǎng)絡(luò)的自感知能力，提高航空航天結(jié)構(gòu)中健康監(jiān)測傳感器的耐久性；

（4）研究結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測環(huán)境補(bǔ)償技術(shù)，以應(yīng)對航空航天結(jié)構(gòu)不斷變化的應(yīng)用環(huán)境；

（5）建立極端環(huán)境和高載荷水平下的復(fù)合材料性能預(yù)測模型，結(jié)合漸進(jìn)性損傷分析技術(shù)；

（6）發(fā)展航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)剩余壽命預(yù)測技術(shù)。

通過對這些問題的改進(jìn)和研究，將實(shí)現(xiàn)航空航天結(jié)構(gòu)健康狀況全面感知，監(jiān)測技術(shù)全壽命應(yīng)用，感知元件-結(jié)構(gòu)一體化等研究目標(biāo)，進(jìn)一步推進(jìn)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)在航空航天領(lǐng)域的應(yīng)用并最終達(dá)到航空航天結(jié)構(gòu)智能化。

結(jié)束語

隨著先進(jìn)復(fù)合材料在航空航天結(jié)構(gòu)中的大量應(yīng)用，航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的健康狀況實(shí)時監(jiān)測需求日益強(qiáng)烈。

本文綜述了航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)和方法進(jìn)展，主要包括：全局狀態(tài)感知技術(shù)（光纖傳感監(jiān)測法）、全局損傷診斷技術(shù)（波傳播損傷診斷法）、局部損傷診斷方法（機(jī)電阻抗監(jiān)測法、真空比較監(jiān)測法、智能涂層法等）以及傳感器網(wǎng)絡(luò)在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中的安裝方法等，分別從多學(xué)科交叉融合和工程應(yīng)用角度討論了航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)的發(fā)展趨勢，總結(jié)了各種技術(shù)的優(yōu)勢與應(yīng)用場合，展望了航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)的發(fā)展趨勢。

基于光纖傳感器的結(jié)構(gòu)全局狀態(tài)感知技術(shù)適用于大面積結(jié)構(gòu)的狀態(tài)重構(gòu)。其技術(shù)局限性在于傳感器對環(huán)境影響非常敏感，因此在實(shí)際應(yīng)用中往往受到干擾較大。需要針對航空航天結(jié)構(gòu)的應(yīng)用環(huán)境進(jìn)行光信號補(bǔ)償或環(huán)境因素解耦研究。

基于分布式PZT傳感器網(wǎng)絡(luò)的超聲導(dǎo)波主/被動損傷識別方法具有效率高、可量化，既可實(shí)現(xiàn)主動損傷診斷又可以進(jìn)行被動撞擊識別等優(yōu)點(diǎn)，適于作為航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的全局損傷診斷技術(shù)。其關(guān)鍵問題在于如何排除環(huán)境（溫度、載荷）對導(dǎo)波信號的干擾，以實(shí)現(xiàn)真實(shí)環(huán)境下的全局損傷診斷。

這幾種局部損傷診斷技術(shù)的共同特點(diǎn)是對微小裂紋非常敏感，因此可以檢測復(fù)合材料局部微裂、脫層紋萌生。其局限性在于傳感器的監(jiān)測范圍較小，因此不適于對大面積結(jié)構(gòu)實(shí)行全局監(jiān)測。

在現(xiàn)階段，航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測傳感器網(wǎng)絡(luò)適合采用表面粘貼結(jié)合包覆保護(hù)層的方法作為其安裝方式。

總之，在航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)、制造、運(yùn)行、維修中應(yīng)用結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)，有助提高結(jié)構(gòu)的安全性與可維修性。針對航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的運(yùn)行環(huán)境和結(jié)構(gòu)特點(diǎn)發(fā)展結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)對于研發(fā)先進(jìn)航空航天結(jié)構(gòu)具有重要意義。解決了環(huán)境補(bǔ)償、傳感器壽命等關(guān)鍵問題之后該技術(shù)將會廣泛應(yīng)用于航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測領(lǐng)域。

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