智能材料與結構及其在智能飛行器中的應用

裘進浩，季宏麗，徐志偉，張 超，陶翀驄

（南京航空航天大學機械結構力學及控制國家重點實驗室，智能材料與結構研究所，南京 210016）

自1903 年萊特兄弟發(fā)明飛機至今，人類對飛行器更高、更快、更遠的努力從未止步。近年來，隨著智能材料與結構、人工智能的迅猛發(fā)展，智能飛行器技術已經(jīng)成為航空航天發(fā)展的又一項重要趨勢。美、英、法、俄等世界強國紛紛開始制定智能飛行器戰(zhàn)略規(guī)劃、明確發(fā)展目標、加強技術開發(fā)，根據(jù)本國戰(zhàn)略需求發(fā)展相關技術、培育新興產(chǎn)業(yè)，搶占未來軍事、經(jīng)濟、科技力量競爭的制高點。自20 世紀80 年代末以來，中美科技、貿易摩擦日益頻繁，美國聯(lián)合西方國家出臺了《瓦森納協(xié)定》，在智能飛行器技術領域對華實施了嚴厲的技術封鎖［1］。因此，我國智能飛行器技術發(fā)展必須依靠自主創(chuàng)新。

有別于傳統(tǒng)飛行器，智能飛行器正向著結構輕質、高可靠性、高維護性、高生存能力等方向發(fā)展，而智能材料結構所具有的自感知、自修復、自變形、自控制等能力很好地適應了這些要求［2］。國內外對飛行器結構智能化開展了許多研究，如針對智能材料與器件性能和功能方面的研究和飛行器變形方面的研究，如“智能翼”計劃、SAMPSON 計劃、NASA Aircraft Morphing 計劃［3］等；針對飛行器減振降噪技術的研究；針對智能結構自診斷、自修復、自預測等研究；針對飛行器加工和裝配過程的智能化研究等。美國DARPA 的Smart Wing 項目研究［4-5］探索了將基于智能材料的驅動器用于無縫、無鉸鏈機翼控制面中的可行性，用以改善軍用飛機的空氣動力學性能和氣動彈性性能，分別驗證了采用形狀記憶合金（Shape memory alloy，SMA）分布式驅動的前緣、后緣無人機風洞模型和基于超聲電機的后緣高頻驅動系統(tǒng)。歐盟的智能飛機結構（Smart intelligent aircraft structures，SARISTU）計劃［6-7］設計集成了含SMA 和壓電作動器的變彎度機翼系統(tǒng)，利用SMA 驅動器驅動機翼后緣連續(xù)變彎度，利用壓電作動器驅動尾緣高頻振動抑制湍流。目前針對上述研究進展，總結了很多綜述性論文［8-12］。

南京航空航天大學（簡稱南航）智能材料與結構研究所一直圍繞航空航天智能飛行器結構開展研究，在智能材料與器件、智能結構減振降噪、變體結構、結構監(jiān)測、檢測與壽命預測等方面積累了一定的研究經(jīng)驗，形成了具有自主知識產(chǎn)權的系列研究成果。本文結合前期基礎，分別介紹南航智能結構研究團隊在智能材料與結構及其在智能飛行器中應用的研究進展。

1 壓電智能材料與結構

壓電材料是一種特殊的彈性體，除了具有一般彈性材料的彈性特征外，還具有壓電效應（Piezoelectric effect），且壓電效應是可逆的。利用正、逆壓電效應，壓電材料既可作為傳感元件，又可作為驅動元件［13］。以壓電陶瓷材料（目前工程界使用最廣泛的是PZT）為主要代表的壓電智能材料或結構在應用中體現(xiàn)出了突出的優(yōu)越性，得到了廣泛的應用，但壓電陶瓷PZT 本身仍存在一些問題，如應變量小、材質脆性強、易碎、抗沖擊能力差、與基體材料集成時容易影響基體材料的強度等。隨著科技的不斷進步，壓電材料的制作與應用也日趨完善和成熟。如柔性壓電復合材料（Flexible piezoelectric fiber composite devices，F(xiàn)PD）、含金屬芯壓電陶瓷纖維（Metal-core piezoelectric fibers，MPF）等壓電復合材料的出現(xiàn)，增加了壓電材料的柔韌性，改善了壓電材料的力學性能，擴展了壓電材料的應用范圍，成為當今壓電材料研究的重要方向之一。

1.1 含金屬芯壓電陶瓷纖維

利用自主研發(fā)的成形裝置，通過擠壓成形工藝，在世界上首次成功制備了直徑為150～250 μm 的含有金屬芯（直徑50 μm）壓電陶瓷纖維（MPF）［14-15］。在MPF 中，金屬芯處于纖維的正中位置，周圍是圓管狀壓電陶瓷，金屬芯可以用作一個電極，而噴鍍在纖維表面的金屬層可以用作另一個電極，其結構如圖1 所示。當纖維的整個表面都噴鍍上金屬層并外加電場后，纖維將沿著長度方向產(chǎn)生伸縮變形，稱為全電極含金屬芯壓電纖維（MPF）；當纖維的半個表面噴鍍上金屬層并外加電場后，纖維將沿著長度方向產(chǎn)生彎曲變形，稱為半電極含金屬芯壓電纖維（HMPF）；當在MPF 上施加力載荷，纖維將在兩個電極上產(chǎn)生電勢差，這樣單根的MPF 就可以作為傳感器或驅動器使用。MPF 的體積較小，其外徑一般為220～500 μm，長度根據(jù)需要一般為20～60 mm，MPF 可以輕松集成到復合材料內部，而不會對基體材料造成很大的影響。同時MPF 具有重量輕、傳感性能好（具有方向性）、需要的外部設備少的優(yōu)點，這使得MPF 具有在MEMS 中作為微型功能器件使用的潛力［16-17］，尤其在航空航天飛行器的結構健康監(jiān)測中擁有廣闊的應用前景。團隊針對不同的應用，開發(fā)了各種形式的MFP 器件，如圖2 所示。

圖1 MPF 結構Fig.1 Structure of MPF

圖2 MPF 器件Fig.2 Various types of MPF devices

為了優(yōu)化設計，面向工程應用，筆者課題組對MPF 和HMPF 的驅動、傳感特性進行了較系統(tǒng)的研究［18-20］。采用能量方法，建立了MPF 和HMPF的靜態(tài)本構方程；基于振動理論，采用平均電荷方法，建立了MPF 和HMPF 的動態(tài)本構方程。并基于靜動態(tài)方程，得到了懸臂桿結構MPF 和懸臂梁結構HMPF 受到外加激勵后的響應，分別如圖3和圖4 所示。建立了懸臂桿結構MPF 驅動器和懸臂梁結構HMPF 驅動器的理論模型，研究了金屬芯半徑和彈性模量對驅動性能的影響關系。設計了MPF 靜態(tài)電荷型應變傳感器、HMPF 電荷型（電壓型）動態(tài)微力傳感器等。

圖3 MPF 的自由端位移測量值和等效力測量值Fig.3 Free end displacement and equal driving force of MPF

圖4 HMPF 的自由端位移測量值和等效力測量值Fig.4 Free end displacement and equal driving force of HMPF

1.2 柔性壓電復合材料

柔性壓電復合材料（FPD）是一種由聚酰亞胺/銅叉指電極、聚合物基體以及單向平行排布于基體中的矩形截面壓電纖維組成的三明治式復合材料器件，于2000 年由美國國家航空航天局蘭利研究中心（NASA LRC）提出［21］，并于2004 年由德國智能材料公司（Smart Material Corp.）購買專利開發(fā)形 成 商 業(yè) 產(chǎn) 品 Macro Fiber CompositeTM（MFC）。相比于壓電陶瓷和其他結構型式的壓電器件，F(xiàn)PD 具有厚度薄、重量輕、易粘貼、應變能密度高、正交各向異性驅動/傳感、可大幅度彎曲和扭轉、可通過優(yōu)化設計靈活調整電學與力學特性和可貼附于曲面復雜結構等優(yōu)點［22-23］，在結構變形控制［24-27］和減振降噪［28-29］等領域具有巨大的優(yōu)勢和市場前景。然而，該產(chǎn)品在制備及銷售方面長期由西方發(fā)達國家把控，不僅在制備和應用技術上對中國采取高度保密和技術封鎖措施，還僅僅只對國內少數(shù)科研機構銷售特定尺寸的產(chǎn)品。為打破這一局面，研究團隊就FPD 的制備封裝及性能測試進行了深入研究。

在制備封裝方面，摸索出適合于產(chǎn)業(yè)化及工程應用的、集壓電纖維復合層制備與叉指電極層和壓電纖維復合層集成封裝于一體的復合材料驅動器成套制備技術［30-31］，采用兩步切割工藝制得壓電纖維陣列，再采用手工鋪層法將兩片叉指電極包裹在壓電纖維陣列兩側，并通過熱壓工藝實現(xiàn)叉指電極層和壓電纖維復合層的一體化封裝。該技術解決了制備過程中纖維斷裂/排列不整齊、電極錯位扭曲、各相界面結合不牢固及整體器件一致性差等問題，而且制備工藝簡單、生產(chǎn)效率高，有助于實現(xiàn)產(chǎn)品的批量生產(chǎn)。圖5 為該制備技術的工藝核心：兩步切割工藝流程圖。圖6 為采用該技術制備所得具有良好柔韌性的FPD 實物圖及顯微結構圖。如圖6 所示，制備的FPD 厚度均勻一致、表面平整性好、各相界面結合牢固、壓電陶瓷纖維排列整齊，叉指電極對正。

圖5 兩步切割工藝流程圖Fig.5 Flow chart of two-step cutting process

圖6 南航制備的MFCFig.6 MFC manufactured by NUAA

在性能表征方面，為了避免FPD 使用時驅動電壓過大導致退極化和電擊穿問題，提出了基于FPD 鐵電參數(shù)預測其工作電場范圍的方法，即以次矯頑電場作為負向工作電場下限，以極化電場作為正向工作電場上限，并對所提方法的可靠性進行了實驗驗證?；趬弘姺匠掏茖Я薋PD 驅動力計算方法，以FPD 的拉伸應變性能（彈性模量）和不同電壓下的自由應變，即可計算出其對應電壓下的驅動力，可實現(xiàn)對驅動器自身屬性的評定，進而指導驅動器的定制生產(chǎn)和選片使用。經(jīng)測試，團隊自主研發(fā)的FPD 在不同驅動條件下的自由應變性能、力學拉伸性能、驅動力大小以及驅動懸臂梁偏轉效果如圖7 所示。由圖可知，F(xiàn)PD 縱向自由應變最大可達1 883.5 με，驅動力最大可達794.5 N，與NASA 同類型產(chǎn)品性能參數(shù)對照表如表1 所示。從表1 中可以看出，自制FPD 產(chǎn)品性能可媲美NASA 同類型產(chǎn)品。自主知識產(chǎn)權FPD 的研制打破了中國在智能材料及其器件制備方面的技術瓶頸，突破西方國家對我國的技術封鎖，有望滿足中國軍事、民用領域對高性能智能材料與結構的迫切需求。

表1 NASA 同類型產(chǎn)品與自制FPD 性能參數(shù)對照表Table 1 Performance comparison between homemade FPD and NASA products of the same type

圖7 有效寬度為57 mm 的FPDFig.7 FPD with an effective width of 57 mm

2 智能結構在飛行器中的應用

航空領域最早開展了智能結構的研究。目前，航空領域仍是智能結構技術最主要的應用領域之一，智能蒙皮、自適應機翼、振動噪聲控制和結構健康監(jiān)測等是智能材料結構在飛行器上的典型應用。其中，利用壓電材料作為傳感器和驅動器對結構進行健康監(jiān)測和減振降噪控制，利用形狀記憶合金作為驅動器驅動指定結構變形從而改變飛行器氣動性能是智能結構研究的重要方向。

2.1 智能結構減振降噪

2.1.1 壓電智能結構減振降噪［35］

近年來，隨著開關并聯(lián)技術的發(fā)展，提出了通過非線性開關控制改變壓電元件電壓特性的方法。在Richard 等［36］提出的 同步開關 阻尼（Synchronized switch damping，SSD）技術方法中，壓電元件上的電壓在振動的應變或位移極值處切換，通過開關的切換，在改變壓電元件電壓相位的同時，提高壓電元件上的電壓幅值，使得壓電元件產(chǎn)生的控制力與振動速度始終反向，從而實現(xiàn)振動控制效果，如圖8 所示。SSD 半主動控制方法結合了主被動控制方法的優(yōu)點，通過巧妙的電路設計，使得壓電元件與被控結構有效耦合，實現(xiàn)振動能量的再利用，具有效率高、功耗低、重量輕等優(yōu)點。實現(xiàn)優(yōu)異控制性能的關鍵在于提高控制電路與結構的耦合效率以及電路中開關控制效率。環(huán)境、載荷與結構的耦合對高性能開關控制方法的提出和控制電路的設計帶來了挑戰(zhàn)。團隊圍繞上述難題，針對SSD 方法的建模、參數(shù)影響規(guī)律、電路設計、系統(tǒng)小型化及應用等方面開展了大量研究。

圖8 SSD 控制原理Fig.8 SSD control principle

在理論建模方面［37-39］，建立了一般條件下包含結構、壓電器件和電路的全參數(shù)機電能量轉換耦合模型，如圖9 所示，提出了傅里葉級數(shù)展開、概率統(tǒng)計和Z 變換融合的直接求解方法，獲得了任意參數(shù)條件下的轉換能量解析表達式。掌握了開關切換引起的機電能量轉換機理，明晰了非理想切換和隨機切換條件下頻率、相位等開關切換參數(shù)對控制性能的影響規(guī)律；發(fā)現(xiàn)了SSD 半主動控制中因切換電壓產(chǎn)生的模態(tài)耦合現(xiàn)象，揭示了發(fā)生模態(tài)耦合的條件，解釋了多模態(tài)控制效果在某些情況下比最優(yōu)單模態(tài)控制效果好的現(xiàn)象。

在開關控制方法和控制電路設計方面［40-42］，提出了若干種方法，提高控制性能和穩(wěn)定性，如圖10 所示。針對飛行器復雜服役環(huán)境，提出了自適應同步及增強型同步的開關切換方法，消除了環(huán)境噪聲、擾動等對系統(tǒng)穩(wěn)定性和控制性能的影響；針對復雜載荷和復雜結構，提出了位移和能量閾值的開關切換方法，降低了開關切換損耗，充分利用模態(tài)耦合有助于提高能量轉換效率的機理，大幅提升了振動控制效果。發(fā)明了負電容SSD 半主動控制方法，克服了傳統(tǒng)SSD 控制系統(tǒng)中電壓翻轉效率和控制效果受電路品質因子影響的頑疾，機電能量轉換效率提升3 倍以上；針對壓電器件工作電壓非對稱的本征特性，發(fā)明了非對稱SSD 半主動控制理論，提出了非對稱控制電路設計方法，壓電器件的驅動能力提升1 倍。

圖10 多種SSD 控制方法Fig.10 Multiple SSD control methods

在系統(tǒng)小型化和應用方面［43］，研制了多種質量小（＜0.5 kg）、功耗低（＜2 W）、控制電壓高（正向電壓≥1 300 V，負電壓≥400 V）的半主動振動控制系統(tǒng)樣機，如圖11 所示，并應用于中國空間技術研究院GEO-SAR 型號衛(wèi)星天線展開臂、ARJ21 飛機壁板等的振動抑制地面驗證中。以展開臂為例，采用氣浮、懸掛等手段模擬太空失重狀態(tài)，針對長15 m、負載質量300 kg 的展開臂開展了自由衰減振動抑制試驗和穩(wěn)態(tài)激勵下的振動抑制試驗，試驗結果如圖12 所示?？刂坪笞枘岜葟脑瓉淼?.15% 提高到6.8%，獲得了良好的振動抑制效果。

圖11 展開臂試驗系統(tǒng)Fig.11 Experimental setup of the unfolding arm

圖12 自由衰減控制效果和穩(wěn)態(tài)激勵控制效果Fig.12 Free attenuation control effect and steady-state excitation control effect

2.1.2 基于聲學黑洞原理的結構減振降噪

結構振動及引起的噪聲其本質是波動現(xiàn)象，對結構中的波進行高效操控是實現(xiàn)結構減振降噪性能提升的突破口［44］。聲學黑洞（Acoustic black hole，ABH）效應是通過對結構厚度的梯度設計，使得介質中傳播的波速發(fā)生變化，在黑洞區(qū)域實現(xiàn)能量高度聚集，同時布置少量阻尼或能量轉換元件，就可實現(xiàn)能量的高效耗散，如圖13所示。ABH 具有有效作用頻率范圍寬、實現(xiàn)靈活等優(yōu)點［45］。設計高性能ABH 結構，提高波操控效率，且滿足工程強度需要是其關鍵核心。然而，ABH 的有效作用頻率與結構尺寸相關，頻率越低，黑洞尺寸越大，結構強度越弱，ABH 結構的有效作用頻率與結構強度難以協(xié)調［46］；其次黑洞中心處布置的能量轉換元件或阻尼材料的幾何/材料參數(shù)等對ABH 效應和能量轉換有很大影響［47］，需要折中考慮。圍繞上述難題，研究團隊圍繞ABH 的建模、機理揭示、參數(shù)影響規(guī)律分析、結構設計、工程應用等方面開展了很多研究。

圖13 聲學黑洞效應Fig.13 Acoustic black hole effect

在模型和分析方法建立方面［48-51］，針對ABH結構與阻尼等能量轉換元件強耦合的特征，以及波長隨空間位置急劇變化的特點，建立了小波基-拉格朗日ABH 能量耦合模型，設計了基于激光超聲非接觸式的波場能量時頻域實驗方法，提出了基于程函方程的波軌跡數(shù)值分析方法，獲得了能量可視化的傳播特性，直觀揭示了二維ABH效應的形成機制，解決了幾何聲學和阻抗模型難以高效分析非均勻阻尼層、邊界條件等全耦合影響的難題，快速實現(xiàn)了復雜二維ABH 結構中波傳播路徑的追蹤和能量聚集位置的預測，如圖14所示。基于建立的模型和分析方法，明晰了非理想ABH 結構全耦合情況下幾何參數(shù)、材料參數(shù)對彎曲波聚集、轉換和耗散效率的影響規(guī)律，獲得了最優(yōu)結構設計方案和附加元件的布置方式，提高了能量聚集和耗散效率；建立了分別基于模態(tài)空間和波數(shù)域的兩種ABH 封閉聲腔的聲振耦合模型，闡明了局部模態(tài)降低有效作用頻率的現(xiàn)象，發(fā)現(xiàn)了ABH 聲振解耦的特殊優(yōu)異功能，解釋了ABH 實現(xiàn)降噪的內在機理。

圖14 ABH 結構的模型、能量聚集預測方法以及ABH 聲振解耦機理Fig.14 Model of ABH structure，energy aggregation prediction method, and ABH acoustic vibration decoupling mechanism

在評價體系建立和結構設計方面［52-55］，建立了在ABH 結構任意位置處含有阻尼情況下一維ABH 結構波操控性能的反射系數(shù)評價指標，如圖15 所示，獲得了結構和阻尼材料等參數(shù)對ABH 反射系數(shù)的影響規(guī)律；建立了基于功率流法的能量光斑二維評價方法，實現(xiàn)了能量聚集效果的定量評估。針對ABH 結構局部強度弱的問題，提出了復合式、非理想、多維動力吸振ABH 等多種ABH 新構型（圖15），不僅提升了結構的強度，提高了能量聚集效應，而且豐富了ABH 結構優(yōu)化設計的可調節(jié)參數(shù)；針對ABH 有效頻率與結構強度難以協(xié)調的矛盾，發(fā)明了分布式ABH、多個非準周期ABH等結構形式，揭示了低頻衰減帶隙形成的作用機理，闡明了結構尺寸、位置、數(shù)量等參數(shù)對控制效果的影響規(guī)律，不僅有效解決了強度與頻率之間的矛盾，而且克服了傳統(tǒng)ABH 可調頻率范圍窄的不足。

圖15 ABH 能量聚集效果評價方法及ABH 結構優(yōu)化設計方法Fig.15 Evaluation method of ABH energy aggregation effect and optimization design method of ABH structure

在ABH 應用方面［56-58］，針對飛機客艙、直升機駕駛艙、飛機機翼、整流罩、空氣舵等結構開展了減振降噪研究，均獲得了理想的寬頻帶（甚至全頻帶）的控制效果。以無人機靶機試驗為例（圖16），基于ABH 對設備艙進行了減振降噪設計，并進行了飛行試驗驗證。在不改變外部機艙結構和不影響適航特性的前提下，僅對內飾結構進行改造。為了進行控制效果的前后對比，同時避免不確定因素，測試過程中將無人機用配重壓于地面，控制總距50%（模擬懸停狀態(tài)），使發(fā)動機處于正常工作轉速（5 500 r/min）。實驗結果如圖17 所示，直升機的旋翼頻率、倍頻，以及主減頻率和倍頻處振動均有大量降低，絕大多數(shù)頻率下振動水平降低10 dB 以上，對于艙內的噪聲，除了少數(shù)頻帶的結果不理想，聲壓的1/3 倍頻程平均降低1～3 dB，整體上呈現(xiàn)出良好的降噪效果。

圖16 無人機設備艙聲振測試Fig.16 Acoustic vibration test of UAV equipment cabin

圖17 結構振動和艙內噪聲的測試結果Fig.17 Test results of structural vibration and cabin noise

2.2 變體結構

SMA 是一種集傳感和驅動于一身的功能材料［59］，其重要宏觀力學性能包括形狀記憶效應（Shape memory effect，SME）和超彈性效應（Pseudoelastic effect，PE）。超彈性效應與形狀記憶效應是形狀記憶合金在不同溫度下表現(xiàn)出的不同宏觀力學性能，兩者均與溫度有著密切的關系。其中形狀記憶效應在航空飛行器變體結構中的應用最為廣泛。SMA 在航空領域主要用作驅動器，能夠自感知溫度，對外輸出力或位移，驅動特定的結構運動從而改變結構特性或觸發(fā)預設動作。主要的應用有飛機發(fā)動機進/排氣調節(jié)、機翼翼型變形調節(jié)、發(fā)動機減振降噪等［60-62］。

2.2.1 激波小變形流場控制

SMA 的運用方式目前主要是利用形狀記憶合金絲的收縮變形產(chǎn)生驅動力，而后通過各種機構或輔助裝置將其轉化為所需的變形，其優(yōu)點在于形狀記憶合金絲的制備技術較為成熟，并且變形量大、加熱控制相對簡單，而缺點則在于需要增設較為復雜的輔助機構，結構一體性較差。團隊提出了二維形狀記憶合金條帶和三維形狀記憶合金鼓包（圖18）的結構，用于小變形的激波控制，改善流場特性，從而提高氣動性能等，具有一體性好、結構簡單、承載能力強等優(yōu)點。

圖18 鼓包進氣道Fig.18 Inlet with bump

在基于SMA 自適應DSI 進氣道方面，提出了一種適用于約束邊界條件下的三維SMA 鼓包結構的訓練方法，并完成形狀記憶合金圓板的雙向形狀記憶效應訓練［63］，其結構如圖19 所示。經(jīng)訓練后的形狀記憶合金板具有升溫變平、降溫鼓起的雙向形狀記憶變形特性，在經(jīng)過大約80 次訓練后，殘余變形高度以及最大變形撓度均趨于穩(wěn)定，在相變過程中可產(chǎn)生約1.2 mm 的可回復豎向撓度變形（圖20），變形量約為變形區(qū)半徑的3%。通過控制溫度的加載實時改變鼓包的形狀，使DSI 具備了自由調節(jié)鼓包形狀的功能，可以保證在不同的飛行狀態(tài)下的流量要求、高總壓恢復、低總壓畸變。

圖19 三維SMA 鼓包訓練方案及訓練好的SMA 鼓包Fig.19 3-D SMA bump training scheme and a trained SMA bump

圖20 三維SMA 鼓包測試結果Fig.20 Experimantal test results of 3-D SMA bump

在基于SMA 自適應激波控制鼓包方面［64］，針對飛行器馬赫數(shù)的提高，機翼表面會出現(xiàn)激波，導致變彎度后緣效率降低的問題。團隊根據(jù)等熵壓縮方法，提出了一種基于SMA 雙程記憶效應的自適應激波控制鼓包（Adaptive shock control bump，ASCB）的調控思路，提高了變彎度后緣在激波出現(xiàn)后的氣動效率，改善了翼型高亞聲速氣動特性。提出的二維和三維鼓包，如圖21 所示，其主動變形的實現(xiàn)主要依靠3 個方面：形狀記憶合金蒙皮構成的鼓包、形狀記憶合金加熱裝置（電磁渦流加熱等）、形狀記憶合金冷卻（空氣冷卻）?？刂圃砣鐖D22 所示，通過加熱裝置改變SMA 鼓包溫度，控制鼓包形狀，改變機翼局部構型，進而減小波阻。在迎角AOA=2.31°時，ASCB 能夠減阻6.15%；在迎角AOA=2.8°時，減阻效果達到10.28%，如圖23 所示。

圖21 自適應SMA 激波控制鼓包Fig.21 Self-adaptive SMA adaptive shock control bump

圖22 自適應SMA 激波控制鼓包的工作原理圖Fig.22 Principle of self-adaptive SMA shock control bump

圖23 自適應SMA 激波控制鼓包的減阻效果Fig.23 Drag reduction effect of self-adaptive SMA shock control bump

2.2.2 中大尺度變形控制

團隊從“十一五”至今一直開展智能結構的變體研究，主要包括機翼變厚度、機翼后緣連續(xù)偏轉、折疊翼、伸縮翼、變后掠與大變形蒙皮結構，以及智能驅動器等的研究，完成了從方案設計、理論分析、系統(tǒng)的集成和制造到地面及風洞實驗等完整的研究工作［65-67］。例如采用SMA 驅動器和電機驅動器復合驅動系統(tǒng)，實現(xiàn)了機翼前緣、后緣襟副翼、翼尖小翼以及全動平尾的自適應結構變體，完成了半機翼模型的設計、制作以及風洞試驗，如圖24 所示，模型機身長度3.1 m，半展長1.3 m，試驗中最高風速達到0.6Ma，機身迎角變化范圍0～8°。實驗獲得了圓滿的成功，驗證了復合驅動器的驅動能力，飛行器機翼自適應變體結構以及多點分布式驅動控制方法的可行性。此外還進行了飛行試驗，實現(xiàn)了在高空飛行過程中機翼后緣和翼尖小翼的自適應變體，最高飛行速度達到了60 m/s，如圖25 所示，成功實現(xiàn)了在空中飛行過程中的自適應變體功能。

圖24 形狀記憶合金和電機復合驅動變體機翼模型及風洞實驗Fig.24 Shape memory alloy and motor co-actuated variant wing model and their wind tunnel experiments

圖25 SMA 驅動可偏轉翼梢小翼和后緣機翼飛行實驗Fig.25 Flight experiments of deflected tip winglets and trailing edge wings driven by SMA

變體飛行器蒙皮不僅要滿足承載，還要滿足連續(xù)光滑變形的需求，同時還要考慮蒙皮變形驅動力、可靠性等技術要求。這些設計指標相互矛盾，給大變形柔性蒙皮設計帶來了很大的挑戰(zhàn)。團隊以變彎度后緣、柔性剪切變形機翼蒙皮設計為背景，分別設計了對應的纖維增強彈性體蒙皮［68-69］。根據(jù)非線性變形體動力學，確定了變體機翼柔性蒙皮的適用條件，即蒙皮內部張力不能為壓力。針對用于變彎度后緣結構的單向變形碳纖維增強硅橡膠柔性蒙皮，如圖26 所示，分析了蒙皮的非線性力學特性，通過實驗測試，驗證了力學模型的適用范圍。提出了用于柔性剪切變形機翼的二維柵格結構剪切變形蒙皮，如圖27 所示，實驗結果表明，利用粗纖維增強后，剪切變形蒙皮承載能力大幅提升，與無纖維增強蒙皮相比，承載能力提高了60%，且對變形驅動力影響較小。力學超材料兼具大變形和承載的特有性能。團隊提出并設計了一種由反手性四韌帶和內凹蜂窩結構混合的力學超材料單元［70］，展現(xiàn)出較大的負泊松比特性，在橫向拉伸時，縱向將會“膨脹”。將其作為機翼的芯材，能夠有效地增大機翼的面積，從而增大升力；同時由于結構為蜂窩形，機翼結構重量顯著減低，并具有較好的承載能力，如圖28 所示。

圖26 單向纖維增強彈性體蒙皮和含有蒙皮的變后緣結構Fig.26 Unidirectional fiber-reinforced elastomer skin and variable trailing edge structure with skin

圖27 含有增強纖維的柔性剪切變形蒙皮和含有蒙皮的變后掠結構Fig.27 Flexible shear-deformed skin with reinforcing fibers and variable sweep structure with skin

圖28 力學超材料大變形蒙皮和變面積翼型Fig.28 Large deformation skin with mechanical metamaterial and variable area airfoil

2.3 飛行器結構監(jiān)測、檢測與壽命預測

2.3.1 結構健康監(jiān)測技術

基于壓電傳感器的結構健康監(jiān)測技術利用壓電材料的正逆壓電效應傳感和激發(fā)超聲波，可實現(xiàn)結構異常載荷和損傷的原位在線識別。然而，壓電材料具有脆性且功能單一，復雜的服役環(huán)境也會降低監(jiān)測結果的精度和可靠性。因此，為推動基于壓電元件的結構健康監(jiān)測技術在航空航天結構中的應用，研究團隊從傳感器設計、載荷監(jiān)測以及損傷識別方法等方面開展了多項研究。

在新型傳感器的設計與應用方面，MPF 不僅能夠測量結構中的超聲導波，而且可以通過感知軸向應變判斷導波的傳播方向，據(jù)此提出了一種基于導波方向概率推斷的沖擊定位方法［71-73］。如圖29所示，與傳統(tǒng)的電阻應變片相似，MPF 通常采用花形結構形式進行導波傳感，每根纖維的相互夾角為120°。利用歸一化幅值與導波傳播方向的關系，每個纖維花傳感器能夠根據(jù)響應幅值的情況判斷沖擊位置與傳感器位置連線的角度。為了提高噪聲環(huán)境中沖擊定位算法的魯棒性，建立了一種基于花形傳感器幅值響應的沖擊方向概率成像方法，根據(jù)兩個不同位置的花形傳感器就能夠實現(xiàn)沖擊載荷的定位。如圖30（a）所示，基于導波方向概率推斷的沖擊定位方法成功應用于ARJ21 壁板結構的沖擊監(jiān)測中。壁板大小為86 cm×55 cm，厚度為1 mm。對花形傳感器進行不同角度沖擊的擬合實驗，驗證了傳感器響應與沖擊引起超聲導波傳播方向的關系，如圖30（b）所示。根據(jù)擬合數(shù)據(jù)進行了壁板沖擊定位實驗，測試范圍取30 cm×30 cm，如圖30（c）所示，測試所得數(shù)據(jù)的平均相對誤差為2.7%。

圖29 基于MPF 方向性的沖擊定位實驗原理圖(單位：mm)Fig.29 Experimental schematic diagram of impact localization based on directivity of MPF（unit:mm）

圖30 基于MPF 的沖擊定位方法在飛行器結構中的應用驗證Fig.30 Application validation MPF based impact localization method in aircraft structure

在復雜服役環(huán)境下的高超聲速飛行器熱防護結構健康監(jiān)測方面，對含熱防護材料的承載結構進行了不同環(huán)境溫度下不同能量的沖擊定位研究。采用16 個壓電傳感器組成的柔性壓電陣列感知沖擊引起的超聲導波信號，通過提取導波的到達時刻，并根據(jù)距離、時間和波速三者之間的關系就可以計算出沖擊源的位置。為了降低沖擊定位中環(huán)境噪聲對定位結果的影響，定位方法利用短期/長期 平 均（Short term average /Long term average，STA/LTA）低信噪比信號處理方法對壓電傳感器監(jiān)測信號進行預處理，實現(xiàn)了復雜環(huán)境下的壓電信號噪聲濾波。同時，通過赤池信息量準則（Akaike information criterion，AIC）算法獲得導波波達時間，提升了計算效率。如圖31 所示，用不同高度落球模擬不同沖擊能量，并對熱防護結構不同沖擊位置進行了試驗，同時為了驗證沖擊定位方法在高溫環(huán)境下的定位效果，在熱振耦合試驗臺中模擬了高溫加熱和5.4g的隨機振動。定位結果如圖32 所示，其中最大定位誤差為30 mm。

圖31 落球沖擊實驗及熱振耦合環(huán)境下的試驗Fig.31 Ball-dropping testing under laboratory conditions and thermo-vibration conditions

圖32 不同高度下落球沖擊定位圖Fig.32 Impact localization results of ball-dropping test at different heights

在含熱防護材料的承載結構的脫粘損傷監(jiān)測方面，模擬了兩傳感器間的路徑中的熱防護材料與承載結構的脫粘。采用層析成像算法對損傷進行定位，選用時域特征RMS、Skewness、Kurtosis、Shape factor、Impulse factor、Margin factor 組合作為損傷因子，利用核主成分分析（Kernel principal component analysis，KPCA）算法進行特征處理。該算法首先引入非線性映射函數(shù)，將原始空間中的數(shù)據(jù)映射到高維空間，在特征空間中進行數(shù)據(jù)處理。KPCA 的關鍵在于引入核函數(shù)，把特征空間的運算轉化為原始空間的核函數(shù)計算，具體過程如圖33 所示［74］。以20 ℃下采集的健康信號作為基準信號，計算不同溫度下的健康信號和損傷信號損傷因子值，利用KPCA 損傷因子和層析成像算法對損傷進行成像，對比20 ℃與50 ℃下的損傷定位結果，如圖34 所示。可以看出，即便在變化溫度的情況下，采用時域特征組合的KPCA 算法，定位的精度不會發(fā)生改變。

圖33 KPCA 溫度補償流程圖Fig.33 Flowchart of temperature compensation with KPCA

圖34 不同溫度下的脫粘損傷定位結果Fig.34 Debonding damage localization results at different temperatures

2.3.2 激光超聲無損檢測

激光超聲無損檢測技術使用高能脈沖激光結合同步控制的二維振鏡偏轉，將激光頭發(fā)射的激光脈沖反射至結構表面的不同位置，完成掃查式激光超聲激勵，并利用固定位置的傳感單元進行導波響應的實時采集，掃查完成后獲得三維波場數(shù)據(jù)，通過先進信號處理方法提取波場傳播特征，實現(xiàn)結構損傷表征［75］。激光超聲波場可視化原理如圖35 所示［76］。由于高能脈沖激光的入射角度對其在結構中激發(fā)超聲波的影響較小，使得“掃描激勵-固定傳感”的激光超聲檢測方式十分適用于含曲面、大尺寸的航空結構。研究團隊針對不同的材料結構檢測需求分別搭建了低掃查速率（20 Hz［77］）和高掃查速率（1 kHz［78］）兩套激光超聲檢測系統(tǒng)，如圖36 所示，并圍繞多種航空結構開展了損傷檢測研究。

圖35 激光超聲波場可視化原理Fig.35 Principle of wave filed visualization with laser ultrasonic

圖36 激光超聲檢測系統(tǒng)Fig.36 Laser ultrasonic testing system

在碳纖維增強樹脂基復合材料隨爐件的分層損傷檢測方面，利用高掃查速率的激光超聲檢測系統(tǒng)獲得了超聲導波波場，如圖37 所示。提出了基于局部波數(shù)估計的波場頻散特征提取算法，通過識別的局部波數(shù)值表征復合材料結構及分層損傷的分布位置，準確地檢測出隨爐件中預置的分層損傷陣列［76］。在典型金屬-有機材料層合結構的脫粘損傷檢測方面，通過對激光超聲檢測系統(tǒng)采集的導波響應信號進行時頻域分析，得到了適用于損傷檢測的導波響應頻帶及導波模態(tài)，如圖38 所示。在此條件下，通過計算波場能量分布實現(xiàn)了層間脫粘損傷的大小和位置識別［79］。

圖37 含分層的碳纖維復合材料板的激光超聲檢測Fig.37 Laser ultrasonic testing of carbon fiber reinforced composites with delaminations

圖38 含脫粘的金屬有機材料層合結構的激光超聲檢測Fig.38 Laser ultrasonic testing of metal-organic laminate structure with internal debonding

2.3.3 壽命預測

疲勞損傷是復合材料構件在服役過程中最常見也是最重要的一種損傷形式，疲勞損傷的不斷累積會導致其力學性能的下降，從而進一步發(fā)生疲勞破壞，導致結構失效。據(jù)統(tǒng)計，機械零件破壞的50%～90%為疲勞破壞，結構發(fā)生疲勞破壞時的載荷循環(huán)次數(shù)，或從開始受載到發(fā)生斷裂所需要的時間稱為疲勞壽命。隨著飛行器結構向大型化、復雜化，高可靠性和智能化的方向發(fā)展，服役環(huán)境也越來越復雜，隨機因素不斷增加，對疲勞壽命預測的準確性和穩(wěn)定性也提出了更高的要求。與此同時，快速崛起的人工智能算法也給壽命預測方法帶來了新思路，人工神經(jīng)網(wǎng)絡、機器學習等算法不斷地被運用到機械部件的壽命預測當中，與物理模型相結合，發(fā)展了基于數(shù)據(jù)驅動和物理機制與數(shù)據(jù)驅動相融合的壽命預測方法，其優(yōu)勢在于不需要了解構件內部具體的損傷機理，即可得到較準確的壽命預測結果。

在復合材料結構疲勞壽命預測方面，一方面可以通過激光超聲系統(tǒng)測量獲取在疲勞加載過程中測量復合材料結構中超聲波傳播的波場信號，如圖39 所示，建立了基于Lamb 波波速的復合材料層合板軸向剛度退化模型，并在此基礎上發(fā)展了疲勞壽命預測的物理模型、概率模型和數(shù)據(jù)驅動模型；另一方面，課題組還通過實驗和有限元相結合的手段研究了復合材料疲勞損傷累積過程中的模態(tài)轉換效應，如圖40 所示，結果表明裂紋密度的增加是導致發(fā)生模態(tài)轉換的主要原因。這一研究成果有望為復合材料結果疲勞壽命預測提供一種新的研究思路［80］，如圖41 所示。

圖39 疲勞加載過程中測量的Lamb 波波場信號Fig.39 Measured lamb wave signal during fatigue test

圖40 疲勞損傷累積過程中逐漸增強的模態(tài)轉換效應Fig.40 Increased mode conversion effect with fatigue damage accumulation

圖41 基于Lamb 波波速測量的疲勞損傷表征Fig.41 Fatigue damage characterization based on Lamb wave velocity

在基于物理機制的疲勞壽命預測方面，課題組結合復合材料力學和Lamb 波的傳播特性，推導了Lamb 波S0 模態(tài)波速與復合材料層合板軸向剛度之間的關系（如式（1）所示），建立了基于波速的復合材料剛度退化模型；進一步結合Paris 公式，推導了復合材料疲勞裂紋形成和擴展階段的損傷演化規(guī)律［81］，通過與實驗數(shù)據(jù)的比較驗證演化模型的正確性，如圖42 所示?；谔岢龅膿p傷演化模型，結合疲勞失效準則，即可實現(xiàn)對復合材料疲勞壽命的預測。

圖42 疲勞損傷演化規(guī)律與實驗數(shù)據(jù)比較Fig.42 Comparison between fatigue damage evolution law and experimental results

在基于不確定性的疲勞壽命預測方面，疲勞加載過程中損傷機制復雜，損傷形式多樣化，來自試件本身、服役環(huán)境和預測模型的不確定性都會增加疲勞壽命預測結果的誤差。課題組一方面采用貝葉斯推斷理論和連續(xù)蒙特卡羅采樣方法，建立了疲勞壽命預測的概率模型，通過模型參數(shù)的概率分布來表征疲勞壽命預測過程中的不確定性，考慮纖維斷裂、基體裂紋和分層3 種疲勞損傷形式，建立了對應不同模型參數(shù)的5 個子模型，結合貝葉斯模型平均方法，對壽命預測子模型進行評價和選擇，從而優(yōu)化和提高疲勞壽命預測的結果［82］。另一方面，由于復合材料結構疲勞壽命具有分散性較大的特點，傳統(tǒng)的以靜態(tài)數(shù)值作為失效閾值的方法得到的壽命預測結果往往誤差很大，課題組考慮了試件之間由于初始缺陷存在導致的隨機性，結合貝葉斯理論，提出了一種動態(tài)的失效準則，可以提高疲勞壽命預測結果的準確性和穩(wěn)定性，尤其是當測量數(shù)據(jù)較少時，相比傳統(tǒng)的靜態(tài)失效準則，具有更明顯的優(yōu)勢，如圖43 所示［83］。

圖43 動態(tài)失效準則和靜態(tài)閾值下壽命預測結果與實驗值對比結果Fig.43 Comparisons of predicted fatigue life vs experimental results under dynamic failue criterion and static threshold

在基于數(shù)據(jù)驅動的疲勞壽命預測方法方面，研究了人工神經(jīng)網(wǎng)絡在復合材料疲勞損傷演化建模過程中的適用性，使用β變分自編碼器提取數(shù)據(jù)中潛在的特征，利用常微分方程進行特征學習，人工神經(jīng)網(wǎng)絡模型的預測結果通過與現(xiàn)象學和力學模型結果對比得到了有效的驗證，如圖44 所示［84］。研究結果表明，該深度學習模型可以通過學習潛在的波特征來表征疲勞損傷，為未來深度學習方法在疲勞壽命預測領域進一步的發(fā)展應用奠定了基礎。

圖44 基于人工神經(jīng)網(wǎng)絡的剛度退化模型Fig.44 Stiffness degradation model based on artificial neural network

3 總結與展望

先進飛行器向著多功能、高機動、高可靠等方向發(fā)展，具有自診斷、自修復、自適應功能的智能化飛行器結構技術備受重視。隨著智能材料與結構技術的發(fā)展與進步及其在飛行器結構中的應用，智能化已成為飛行器結構發(fā)展的必然趨勢。本團隊圍繞“實現(xiàn)與提高飛行器結構智能化功能”以及“飛行器結構全周期智能化管理”兩大關鍵科學問題，聚焦結構的智能化設計和全周期的性能測試與評估兩個重要研究方向，以力學、航空宇航科學與技術、機械、儀器科學與技術相結合的多學科交叉為研究思路，開展了變體智能結構設計、結構減振降噪設計、飛行器結構設計與性能評估，以及先進飛行器結構全壽命周期的安全評估技術的研究，努力創(chuàng)新，重視理論基礎研究與工程實際應用的結合，取得了國防特色鮮明的應用成果和有國際影響力的學術成果。

當前，針對智能材料與結構在智能飛行器中的應用，國內外多數(shù)研究成果還處于實驗室階段，技術成熟度普遍不高。但是針對各項可行技術的探索一直沒有停止，部分成熟度較高的研究成果也以不同形式出現(xiàn)在航空航天產(chǎn)品型號中，例如用于波音787、空客A350 上的變彎度襟翼技術，可以在巡航過程中控制襟翼對機翼載荷、升力中心等進行調整，以減小飛行阻力，該技術就是變彎度機翼設計理念與現(xiàn)有技術相結合的產(chǎn)物。

伴隨智能材料與結構概念的不斷擴展，智能材料結構已經(jīng)成為集材料、機械、電子、控制于一體的多學科綜合技術理念。對于智能材料與結構在未來飛行器中的應用，應該主要聚焦于兩點：（1）加快現(xiàn)有成熟技術、設計理念在飛行器設計、制造、維修階段的應用參與度，推進智能材料與結構的工程化；（2）推動智能材料結構與超材料、柔順機構、傳統(tǒng)結構、復合材料、增材制造等技術的結合與創(chuàng)新，拓展智能材料/結構的可用范圍。