基于光纖光柵傳感器的飛機油箱表面復合材料板振動研究

陸 觀，梁大開

(1.南通大學 機械工程學院，南通 226000;2.南京航空航天大學 智能材料與結構航空科技重點實驗室，南京 210016)

碳纖維等復合材料憑借智能材料結構的興盛應用越來越廣泛，尤其在航空航天等領域。現今的飛機需求量使得復合材料用量隨之增長，在A380、B787的結構材料中碳纖維復合材料有近30%［1－2］。然而復合材料對于低頻振動十分敏感，易造成損傷［3］。而機翼油箱在飛行時受到的兩種振源均為低頻:不平穩氣流造成的振動多為20 Hz左右;發動機沖程燃燒爆發壓力以及輸油慣性力產生的簡諧振動多為20－50 Hz［4］。

因此，加強對飛機結構上復合材料層合板的振動研究，不僅能推動復合材料損傷機理和復合材料損傷容限設計方法的發展，而且對于提高復合材料的設計應用能力，增強飛機設計水平有著十分重要的意義［5］。本文基于光纖光柵振動信號頻譜分析，對機翼油箱表面變截面碳纖維層合板的振動監測方法進行了研究。

1 光纖Bragg光柵傳感器

當一束光進入Bragg光柵時，它能對滿足光柵反射條件的入射光產生一種窄帶反射。其基本原理式為［6］:

式中λ為反射波峰波長;Λ為光柵周期;n為有效折射率。

在受作用應力時由于光柵周期的伸縮及彈光效應引起波長改變。假設此時光柵只受到拉伸應變［7］:

式中l為光柵級數。因為文中所用成柵技術為雙光束干涉法，由光柵周期［8］及式(1)、式(2)有:其中Pe為有效彈光函數［9］。由式(3)知恒溫時光柵波長位移與縱向應變呈線性關系。可見在恒溫下，光柵波長位移為應力引起的。

振動激勵對復合材料結構的應力變化可以引起復合材料結構中Bragg光柵的波長偏移，因此可以將Bragg光柵用于復合材料結構振動研究。有著絕緣、輕薄等優點的光纖光柵傳感器也比其他傳感器更適用于飛行器材料的傳感研究。

2 機翼油箱振動試驗簡介

對于飛機機翼油箱的振動研究中，測點布置應滿足以下要求:測點能完整正確的體現飛機機翼油箱每階振動形態;測點應該盡量均勻分布、對模態較密集以及主要研究的局部區域需要安排振動采集點;測點應該要方便正確的表示測點的振動特性，并要方便于測試之后的數據處理分析。下面將此試驗的傳感器排布方式及測點位置列出。

將光纖Bragg光柵粘貼于飛機機翼油箱表面試件，碳纖維材料為T300/QY8911，油箱試件尺寸為600 mm×300 mm×300 mm。飛機油箱表面復合材料板鋪層厚度變化如圖1所示，表面復合材料板最薄處為45 mm，最厚處為47.5 mm。試件采用四邊固支方式，其中金屬固支架的邊框寬度為40 mm。在試件表明變截面碳纖維層合板上布置6個光纖Bragg光柵傳感器，Bragg光柵傳感器柵長為10 mm。有效面積為520 mm×220 mm的四邊固支復合材料板，依據試驗研究其一半區域，按照需要劃分為4行、5列，長、寬均為40 mm的小格，基本都為變截面區域。由機翼油箱表面變截面復合材料碳纖維層合板振動試驗需求、對稱性、固支情況分析得出的結論，將傳感器排布方案定為圖1所示，各傳感器的波長與位置見表1。圖1同時也顯示了激勵點位置，在飛機油箱各個關鍵受力點進行激振，滿足飛機油箱動態分析要求。

圖1 油箱表面變截面碳纖維板Fig.1 Carbon fiber sheet of Aerofoil fuel tank

表1 光柵波長與位置Tab.1 Wavelength and position of sensors

圖2 飛機油箱振動監測系統Fig.2 Aerofoil fuel tank vibration monitoring system

圖2所示為飛機油箱振動監測系統，由光纖Bragg光柵傳感器、激振設備、飛機油箱試件、SI425型光纖Bragg光柵解調儀、計算機以及支架組成。本振動監測系統共用6個光纖Bragg光柵傳感器，分為3路連接SI425型光柵解調儀，均可以250 Hz頻率同時掃描信號。系統采用HEV－02型激振器及HEA－S功率放大器以激勵機翼表面變截面碳纖維層合板，激振器是用彈性繩懸掛在一個可移動的支架上，利用緊固件和飛機油箱表面變截面復合材料碳纖維層合板連接。利用解調儀實時監測傳感器的中心波長偏移值，再把動態信號輸入到計算機進行處理。

激振器工作時，飛機油箱由于受到垂直作用的振動激勵應力而引發應變，因為激振信號是正弦波，飛機油箱表面變截面復合材料碳纖維層合板隨著激振器往復振動，使得粘貼在飛機油箱上的傳感器隨之受拉或者受壓，所以光柵傳感器中心波長偏移值反應了飛機油箱表面變截面復合材料碳纖維層合板的振動情況。

3 振動試驗結果與分析

激振器的輸出電流為2 A，激勵頻率從10 Hz到120 Hz變換，光柵傳感器中心波長的偏移隨著頻率的改變而不一致。20～40 Hz頻帶對應的中心波長偏移明顯，所以對于飛機機翼油箱試件，20～40 Hz頻帶的振動容易引發飛機油箱的諧振。下面重點研究20～40 Hz正弦波激勵情況下，飛機機翼油箱的振動響應情況。

首先分析激勵飛機油箱表面變截面復合材料碳纖維層合板上的1號激勵點時，激勵信號設為22 Hz的正弦波時，輸出電壓峰值為2 V以及3 V時，光柵傳感器網絡監測到的振動響應信號頻譜見圖3及圖4所示。圖中的傳感信號從上到下為1－6號傳感器。

從圖3及圖4可知，當激勵飛機油箱表面變截面復合材料碳纖維層合板上的1號激勵點時，對振動時域信號進行傅里葉變換獲得頻譜圖，依據頻譜圖分析得出油箱的振動響應信號頻率為22 Hz，處理分析后得出分析表2及以下的結論:電壓峰值為2 V及3 V時傳感器頻譜分析與傳感器位置距離激勵點的遠近基本一致;電壓峰值2 V和3 V時傳感器頻譜分析與傳感器所處復合材料層合板位置的厚度基本一致;傳感器頻譜分析與電壓峰值的大小基本一致，電壓峰值3 V時振動響應頻譜圖幅值為2 V時的1.5倍左右。其他頻率的激勵信號也有上述規律。

近一步分析激勵2號激勵點激勵信號設為24 Hz正弦波時，當輸出電壓峰值為2 V及3 V時，光柵傳感器網絡監測的振動響應信號的頻譜見圖5及圖6所示。圖中所示的傳感網絡信號從上到下為1－6號傳感器。

表2 22Hz時激勵點1傳感網絡的振動分析表Tab.2 Frequency spectrums of 22 Hz at point 1

從圖5及圖6可得知，當激勵2號激勵點時，對油箱振動時域信號進行傅里葉變換得出頻譜圖，依據頻譜圖分析得出油箱振動響應信號的頻率是24 Hz，處理分析后得出分析表3及與1號激勵點相同的結論:傳感器頻譜分析與傳感器位置距離激勵點的遠近基本一致;傳感器頻譜分析與傳感器所處復合材料層合板位置的厚度基本一致;電壓峰值3V時振動響應頻譜圖幅值為2V時的1.5倍左右。

表3 24 Hz時激勵點2傳感網絡的振動分析表Tab.3 Frequency spectrums of 24 Hz at point 2

近一步分析激勵3號點信號設為30 Hz正弦波時，當輸出電壓峰值為2 V及3 V傳感器監測的油箱振動響應信號頻譜如圖7及圖8所示。圖中所示光柵傳感網絡監測的油箱振動信號從上到下為1－6號傳感器。

圖7 30 Hz、2 V時激勵點3傳感網絡的振動頻譜圖Fig.7 Frequency spectrums of 30 Hz、2 V at point 3

從圖7及圖8可知，當激勵飛機油箱上的3號激勵點時，對油箱振動時域信號進行傅里葉變換獲得頻譜圖，依據頻譜圖分析得出油箱振動響應信號的頻率是30 Hz，處理分析后得出分析表4及與1、2號激勵點相同的結論:傳感器頻譜分析與傳感器位置距離激勵點的遠近、傳感器所處復合材料層合板位置的厚度、電壓峰值大小基本一致，電壓峰值3 V時振動響應頻譜圖幅值為2 V時1.5倍左右。

圖8 30Hz、3V時激勵點3傳感網絡的振動頻譜圖Fig.8 Frequency spectrums of 30 Hz、3 V at point 3

表4 30 Hz時激勵點3傳感網絡的振動分析表Tab.4 Frequency spectrums of 30 Hz at point 3

綜上分析3個不同的激勵點下傳感網絡監測的振動響應信號頻譜圖，得到以下結論:沖擊點位置不同影響了振動信號頻譜圖，1號及3號激勵點振動信號頻譜圖幅值較明顯，2號激勵點振動頻譜圖除5號傳感器外都不明顯;傳感器方向不同影響了振動信號頻譜圖，3號激勵點下4號傳感器的信號頻譜幅值比1號激勵點下5號傳感器的要大，這與3號激勵點下4號傳感器屬于標準軸向受振動有關。

利用光纖Bragg光柵傳感網絡對飛機油箱表面變截面復合材料碳纖維層合板不同位置的振動進行監測，研究結果表明:傳感網絡監測的振動響應信號幅值與功率放大器電壓峰值的大小成正比;傳感器頻譜信號幅值與傳感器位置距離激勵點的遠近有關;傳感器頻譜信號幅值與傳感器所處復合材料層合板位置的厚度有關。上述結論為飛機油箱動態載荷監測提供了一定的試驗參考。

4 結論

飛行器在飛行的過程受多種低頻振動情況影響，復合材料結構一旦受到了振動激勵，就會產生低頻振動損傷問題。在產生振動激勵時就監測到復合材料結構上的振動信號，就可以記錄下可能造成的損傷情況。這樣具有潛在危害性的低頻振動損傷就可以盡可能檢測出來。

本文利用機翼油箱結構中布拉格光纖光柵傳感器受到振動激勵后中心波長隨應力變化這一特性，在恒溫下用Bragg光柵對油箱表面變截面碳纖維層合板受到的低頻振動信號進行監測。試驗表明布拉格光纖光柵傳感器可以探測復合材料振動信號，并得到了能夠為飛機油箱動態載荷監測提供一定參考依據的試驗結論。

［1］ Williams J G，Anderson M S，Rhodes M D，et al.Recent developments in design，testing and impact damage tolerance of stiffened composite panels［J］. NASA TM 80077，1979236.

［2］ Sauro L，Jason L，Speyer.Application of a fault detection filter to structural health monitoring［J］.Automatica，2006，42(7):1199－1209.

［3］ Xinlin Q， KumarA， GonzalezIF， etal. A hybrid piezoelectric/fiber optic diagnostic system for structural health monitoring［J］.Smart Mater Struct，2005，14(3):98－103.

［4］ Giurgiutiu V，Redmond J，Roach D，et al.Active sensors for health monitoring ofaging aerospace structures［C］.Proceedings of SPIE，2000:294－305.

［5］ Laliberte J F，Poon C.Post-impact fatigue damage growth in fiber-metal laminates［J］.International Journal of Fatigue，2002，24:249－256.

［6］ Papy J M，Van H S，Rippert L.On-line detection method for transient waves applied to continuous health monitoring of carbon fiber reinforced polymer composites with embedded optical fibers［J］.Proceedings of SPIE-The International Society for Optical Engineering，2003，5049:718－731.

［7］ Tomandl D，Schober A.A modified general regression neural network with new，efficient training algorithms as a robust‘Black Box’2Tool for data［J］.Neural Network，2001，14:1023－1034.

［8］ Jung J，Nam H，Lee J H.Simultaneous measurement of strain and temperature by use of a single fiber Bragg grating and an erbium-doped fiber amplifier［J］.Appl.Opt，1999，38(13):2749－2751.

［9］ Yuan L B.Multiplexed white-light interferometric fiber-optic sensor matrix with a long cavity Fabry-Perot resonator［J］.Applied Optics，2002，41(22):4460－4466.