民用飛機復合材料結構健康監測技術研究

孫俠生 肖迎春 白生寶 劉國強 杜振華 袁慎芳 薛景鋒

摘要：飛機結構健康監測技術是一個將對飛機結構設計、試驗和維護產生重要影響的技術領域。國內航空界持續關注該領域的發展，逐步形成了高校、科研院所和主機廠所的聯合團隊，對飛機結構健康監測技術相關概念、內涵和策略，傳感器工程適用性，監測方法，監測儀器，系統集成以及試驗驗證方面展開了深入研究，實現了結構健康監測技術在飛機結構地面強度試驗中的應用。本文全面介紹了國內聯合研究團隊在飛機復合材料結構健康監測技術研究方面的研究進展。

關鍵詞：復合材料結構；飛機結構健康監測；傳感器；損傷監測方法；結構健康監測系統

中圖分類號：V240.2文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.07.008

飛機結構健康監測技術是指利用與結構集成一起的傳感器或驅動器網絡系統實現對飛機結構健康狀況進行監測的綜合技術。它通過傳感器感知或驅動器產生激勵—傳感器獲取響應的方式，經過相應的算法將感知的結構自然的或激勵響應的電子信號與結構的狀態特征對應，從而獲取結構的狀態信息（如應力、應變、溫度、損傷等），結合先進的力學建模方法和結構耐久性/損傷容限分析技術，對飛機結構的壽命和損傷狀態進行評估，從而實現對結構健康狀態的連續監測[1-3]。結構健康監測技術可以使飛機結構有效實施“視情維護”策略，對提高結構效率和降低維護成本有巨大的應用潛力。結構健康監測技術自出現以來，世界各航空先進國家對其發展和應用前景保持高度的關注[3-5]。

在材料、工藝水平和容許使用應力水平一定的條件下，采用結構健康監測可以延長檢查間隔，降低維護檢測成本。而在檢測間隔要求不變的情況下，結構健康監測可以提高容許使用應力的水平，給飛機結構設計的綜合減重提供了很大優化空間。因而，飛機結構健康監測技術是有可能給未來飛機結構設計理念和維護策略帶來革命性變化的技術領域，在各航空技術強國得到持續的重視。結構健康監測技術概念的發源地在美國，比較有名的研究部門有斯坦福大學、西北大學及美國國家航空航天局（NASA）等，對相關理論和技術的形成有重要貢獻。而美國國防部門、空軍及波音公司、洛克希德-馬丁飛機公司等工業部門的應用需求對促進結構健康監測技術的發展發揮了重要作用，如美國NASA“Integrated Vehicle Health Management”計劃、空軍研究室（AFRL）結構健康監測（SHM）發展計劃，洛克希德-馬丁飛機公司F-35飛機故障預測與健康管理（PHM）系統的研發，以及波音飛機健康管理系統（airplane health management，AHM）的研發，積極地推動了結構健康監測技術的發展。歐洲各國家研究機構也在歐盟框架的支持下發展自己的結構健康監測技術。歐盟在第6框架計劃項目SMIST中將結構健康監測技術發展劃分為4個階段，即地面結構試驗應用階段、在役飛機的離線監測階段、在役飛機的在線監測階段、與飛機其他監測系統全集成的應用階段，并按此計劃在積極地推進飛機結構健康監測技術研究[5-8]。

世界各國飛機結構健康監測技術研究基本以傳感器監測技術研究為基礎開展，按照傳感機理/原理、傳感器耐久性、監測概率、監測儀器研發、使用環境下的性能測試（耐久性、存活率等），實驗室結構試驗中的應用測試，技術成熟度標準化試驗和評定，以及部件試驗的演示驗證等這樣一個技術路線圖[6-9]。國內高校和有關科研機構持續追蹤并開展飛機結構健康監測技術的研發。在國家和航空工業部門相關基金的支持下，在光纖光柵傳感器、導波傳感器以及智能涂層傳感器等先進監測技術方面開展基礎和應用研究。

隨著民用航空技術的發展，我國民用飛機的研發跨入快速發展階段，給先進材料、結構以及設計等技術領域的研究帶來蓬勃的發展機遇。復合材料的使用比例已成為當代先進民用客機的重要標志，為了研制有競爭力的大型客機，我國在復合材料結構的研究上加大了投入，隨著復合材料結構逐漸成熟，其應用逐漸向非承力結構—承力結構—主承力結構擴展，復合材料使用量也得到極大提升。而對于已開始廣泛應用的復合材料結構，受載情況比較復雜，作為主承力結構，多數受彎、剪、扭的復合載荷，靜載、動載、疲勞載荷，有的部位還可能在過屈曲狀態下受載，損傷模式復雜多樣，不易從表面觀察到。如果這些損傷和潛在危險不能及時發現，就有可能導致結構突發性破壞，造成結構失效，這為保證飛機結構的安全性提出了新的要求，復合材料結構安全使用面臨嚴峻的挑戰。而結構健康監測技術作為一種在保證飛機安全和降低飛機運營成本方面具有巨大潛力的先進技術，開始成為航空業界研究的熱點，給飛機結構健康監測技術帶來發展契機。國內相關科研機構、高校和主機廠所組成聯合研究團隊，在相關課題的支持下，以民用飛機主體結構大量采用復合材料的應用需求為背景，深入開展了飛機結構SHM技術研究工作。

在建立聯合研究團隊以前，結構健康監測技術研究的推動主要以高校為主，研究側重于基礎性、理論性研究，亟須與飛機結構的工程需求緊密結合，促進成果的應用，以消除航空結構工程界對SHM技術的監測原理、先進傳感器的工程適用性等的疑慮。因此研究團隊首先需要對飛機SHM概念內涵、傳感器工程適用性、監測系統及其能力與現有結構損傷容限體系的相容性，以及未來在線應用的前景進行深入、詳細的研究與試驗驗證[1]。

聯合團隊從民用飛機結構健康監測技術策略、傳感器技術工程適用性、結構健康監測儀器技術及集成、典型復合材料結構損傷監測方法和飛機結構地面試驗中的綜合驗證5個方面開展了較為系統的研究工作。本文將對這5個相關的研究工作進行介紹，側面反映我國在飛機結構健康監測技術方面的研究概況。

1飛機結構健康監測技術概念、內涵和策略

結構健康監測技術從技術發展的邏輯來看，一般要經過傳感器、傳感能力、耐久性、集成儀器、系統集成等不同發展階段。人們通常習慣于將每個階段的研究工作都稱之為SHM研究，這容易引起飛機結構SHM概念的混淆。飛機結構健康監測技術是一個整體概念，與具體的系統結合之后，涉及的問題則遠遠不限于此。飛機結構健康監測，如何選擇傳感器，傳感器在飛機結構中的工程適用性、耐久性，對系統儀器的適航要求，如何實現飛機結構的健康監測，需要對飛機結構完整性，飛機結構健康監測的概念、內涵和范疇、適航性條件、具體結構條件等進行分析研究。因此，研究團隊首先對飛機結構完整性控制體系，飛機結構健康監測技術概念、內涵、范疇，飛機結構健康監測效益實現的途徑和飛機結構SHM的策略進行了深入研究。

圍繞飛機結構出現的疲勞、裂紋擴展等問題，基于疲勞統計學和斷裂力學理論，逐步發展出一系列的應對和控制方法，形成了飛機結構完整性大綱（aircraft structural integrity program，ASIP）。這套體系關注的核心問題其實是結構的損傷。結構損傷的演化一般包括了裂紋萌生、小裂紋、宏觀裂紋、裂紋不穩定快速擴展等幾個階段。引起結構疲勞的原因是重復載荷造成的裂紋萌生。基于疲勞試驗數據概率統計分析，針對性地對結構進行安全壽命設計是早期飛機結構解決疲勞損傷的方法，也是當前結構設計中選材的基礎。多處或多部位小裂紋損傷同樣會引起安全問題，應對方法即是結構廣布損傷抑制設計。假定存在初始裂紋，以裂紋擴展壽命為基礎對結構進行安全設計，此即是損傷容限設計思想，如圖1所示。由此可見，結構完整性的發展史實質上是一個尋求對結構損傷及其演化（裂紋）進行控制的歷史。結構完整性控制體系其實就是一個大的結構健康監測體系。要實現結構健康監測技術的效益，結構健康監測技術一是必須參與到結構設計中，二是需要改進結構的維護方式，而飛機結構設計和飛機維護計劃都是復雜的系統工程，如結構維護就隱含了龐大的管理流程、組織結構，甚至物流體系等。因此，飛機結構健康監測技術如何集成到耐久性損傷容限設計中去，對具體關鍵部位重要損傷的萌生、擴展進行監測和預計，如何和無損檢測技術一起來確定結構的檢測方案，進而確定整個飛機的維護策略，需要從理論到實踐地開展深入的探索。

現代飛機結構的完整性是依靠耐久性損傷容限設計和控制體系來實現的。這個體系可以用圖2來表述，圖3是圖2的簡化形式。通過獲取機群飛行的飛行包線、統計數據、全尺寸疲勞試驗數據，進行應力應變分析和損傷擴展分析，預計損傷擴展壽命，合理定義檢查間隔，制定檢查程序，按計劃進行損傷檢測，以確定是否修理和更換，來確保結構的完整性。

從圖3中可以看出，只有應力譜和當前損傷程度是需要進行監測的。在現有的飛機結構完整性控制體系中，損傷的監控是在規定的間隔、定期進行無損檢測來完成的，這是一種間斷的監測方式。結構健康監測技術的參與，有可能使得整個監控體系變成一種連續的監測方式。

根據監測變量的不同，可以將飛機結構健康監測分為壽命監測（見圖4）和損傷監測（見圖5）兩大類。其中壽命監測方法從最早的起落計數開始，經過重心過載計數、應變片監測等一直延續發展至今。損傷監測方式一直隨著無損檢測技術的進步而發展，結構健康監測技術的出現有可能改變間斷式的損傷監測為在線的連續監測。理想的監測策略是將兩者結合起來，兼具預測和報警兩大功能（見圖6）。

實際的工程應用中，根據傳感器技術水平及功能的不同，基于這兩大類基本監測策略框架，往往采取具體的監測策略。依據策略分析，研究團隊將傳感器研究領域確定在應變監測（光纖光柵FBG）和損傷監測傳感器（導波PZT等）兩類先進傳感器。

另外，研究團隊通過對波音、空客等國外先進國家結構健康監測技術的發展規劃和經驗進行分析，對開展的飛機結構健康監測技術研究進行了定位，制定了飛機結構健康監測技術發展路線圖（見圖7）。

2傳感器工程適用性

結構健康監測領域傳感器技術飛速發展，先進傳感器不斷出現，飛機結構健康監測技術密切相關的傳感器主要是應變監測傳感器和損傷監測傳感器兩類。研究團隊對所有先進傳感器技術呈開放態度，對國內出現的幾乎所有的先進傳感器技術進行了關注、跟蹤和研究，對光纖光柵傳感器（FBG）、壓電導波傳感器（PZT）、聲發射傳感器（AE）、含金屬芯導波纖維傳感器（MPF）、智能涂層傳感器（SC）、真空比較裂紋監測（CVM）傳感器、非本征型F-P干涉（EFPI）傳感器7種類型傳感器監測復合材料結構的工程適用性進行了試驗研究[10-17]（見表1）。篩選出了適合復合材料結構實施健康監測的光纖光柵、壓電導波、聲發射和含金屬芯導波纖維4種傳感器。其中，光纖光柵傳感器適用于復合材料結構關鍵部位應變監測，導波傳感器和含金屬芯導波纖維傳感器適用于復合材料整體結構的區域的沖擊、脫黏和分層損傷監測，聲發射傳感器適用于復合材料結構局部損傷被動監測。

研究團隊重點關注的則是光纖光柵應變監測傳感器和壓電導波損傷監測傳感器，不僅是因為它們是最為熱門的和最富想象空間的先進傳感器，它們的出現對促進結構健康監測技術概念的形成和發展有重要作用，同時也因為它們符合飛機結構監測策略的需要。

同時，通過大量的試驗、分析和研制工作，重點解決了光纖光柵、壓電導波、聲發射和含金屬芯導波纖維4種傳感器的安裝、封裝、環境補償、校準、網絡優化等工程適用性問題，研制了封裝式FBG應變傳感器、封裝式FBG應變花傳感器、PZT智能夾層傳感器（見圖8～圖10），制定了FBG/PZT傳感器的安裝工藝，并在試驗中對其工程適用性進行了驗證考核，實現了健康監測傳感器在飛機結構試驗中的工程應用能力。

3典型復合材料結構損傷監測方法

研究團隊針對復合材料結構典型損傷，按照由元件SHM監測試驗建立基本特征信號數據庫，通過細節件、組合件等逐級試驗來考慮連接形式、部位、幾何尺寸和環境等因素對信號的影響，進而得到實際可應用的損傷特征數據庫的技術路線，開展了復合材料結構損傷監測研究（見圖 11）。對復合材料主結構的監測部位進行了分析、篩選，綜合考慮缺陷/損傷的可檢性和對復合材料結構的威脅程度，先期重點對4類復合材料結構（層合板、T形、π形、單搭接，見表2）的三種典型損傷（分層損傷、脫黏和沖擊損傷）開展了監測方法研究。建立了基于導波、聲發射和MPF傳感技術的損傷監測方法（見表3），如主動蘭姆波的損傷指數法、基于三角測量和最優化技術的復合材料沖擊定位兩步法、基于聲發射和神經網絡技術的復合材料沖擊定位方法、基于時間反轉聚焦的損傷合成成像方法（見圖12）、基于導波傳感器的損傷被動定位方法、基于MPF花型傳感器的沖擊定位方法和損傷監測、識別、定位相關算法判據[18-31]，構建了典型復合材料結構損傷診斷數據庫。

4結構損傷監測儀器和綜合集成

驅動傳感器產生信號，用傳感器接收結構損傷萌生時的應力波信號或結構產生的發射信號，對信號特征進行監測、處理、識別和診斷，需要一個計算機驅動系統才能完成這樣的任務，因此相應的監測儀器是實現結構健康監測的基礎。傳感器功能不同，監測儀器結構也完全不同。團隊研究中監測儀器的開發大致分兩類，即應變監測和損傷監測。應變監測儀器以光纖光柵解調儀為主，依托航空工業計量所團隊研制；損傷監測儀器以導波損傷監測技術為主，分為主動監測儀器和被動監測儀器兩類，主動監測儀器的研制依托南京航空航天大學團隊；被動監測儀器的研制依托大連理工大學團隊；航空工業強度所從推進工程化應用和網絡化系統集成的目的出發研發了壓電導波主被動合成監測儀器。

經過數年的努力，成功研發了光纖光柵應變監測系統、多通道導波損傷監測系統，并快速實現性能升級（見圖13～圖16），性能達到國際同類設備的水平。

飛機結構強度地面試驗是結構健康監測技術應用的重要場景之一，在地面試驗中對飛機結構尤其是全機結構實施健康監測是一個綜合任務，需要多個子系統的協同工作。SHM只有實現對全尺寸結構的全面監測和綜合監測，對地面試驗才有重大意義，而這唯有多子系統協同工作才能實現。為此，航空工業強度所突破了系統集成、數據融合等關鍵技術，研發了一個集多系統，異構數據綜合分析、評估、管理、于一體的結構健康綜合監測系統平臺，此系統具備遠程網絡傳感控制、監測數據管理、損傷診斷、健康狀態綜合評估和基于VR的監測數據3D可視化功能，如圖17所示。

5 SHM在飛機全尺寸結構地面強度試驗中的驗證和應用

針對復合材料結構典型損傷形式，研究團隊建立了面內破壞模型、分層破壞模型、凹坑回彈的蠕變模型。開發了基于疲勞損傷評估判據的復合材料層合板性能計算軟件和復合材料加筋結構剩余強度評估軟件，包括復合材料層合板和加筋結構低速沖擊損傷分析系統、復合材料層合板和加筋結構剩余強度（損傷容限）分析系統、含內埋孔復合材料層合板剩余強度分析等子系統。

針對復合材料結構特點，開展了復合材料結構載荷監測方法研究，建立了復合材料結構應變—載荷關系測試方法，開發了應變—載荷數據處理及載荷監測軟件，通過基于實測載荷數據的載荷譜編制方法研究，建立了基于實測載荷數據的載荷譜編制方法。

另外，研究團隊按照“積木”式試驗驗證方法，結合復合材料結構主結構（機翼、機身、機頭）項目和強度所開展的飛機結構地面試驗項目，通過復合材料壁板結構試驗、復合材料盒段結構試驗、復合材料機翼結構試驗等逐級對傳感器工程適用性、損傷監測方法、結構健康監測儀器及綜合集成系統平臺進行了多層級驗證（見圖18～圖20）。

6總結與思考

6.1總結

經過多年的通力協作，國內在飛機結構健康監測領域取得了很大進展，大體表現在如下幾個方面。

（1）理清了民用飛機結構健康監測技術與現有結構完整性的關系，確定了飛機結構健康監測技術的內涵、范疇和策略，明晰了民用飛機結構健康監測技術發展路徑。

（2）解決了基于柔性基底的光纖光柵、壓電晶片、含金屬芯壓電纖維等傳感器的封裝、安裝工藝；建立了光纖光柵、壓電傳感器網絡的溫度補償方法。實現了傳感器在飛機結構地面試驗中工程應用。

（3）建立了復合材料結構損傷的多域表征指數及基于稀疏傳感器陣列的健康監測方法，實現了復合材料結構損傷和沖擊載荷的快速、準確識別。

（4）研制了自主知識產權的光纖光柵應變監測系統和壓電健康監測系統，建立了結構健康監測綜合集成系統平臺。

（5）基于“積木”式體系，系統開展了結構健康監測技術研究與驗證，研究成果應用于C919中央翼盒段靜力和MA600全機疲勞等重點型號試驗，并持續在各類型號試驗中推廣。

6.2幾點思考

飛機結構健康監測技術相關的傳感器、監測方法、子系統的研制等研究進展很快，但仍然離實現飛機結構健康監測管理的在線應用有很大距離，從某種意義上講似乎已經進入了瓶頸期。為此，下面提供一些思考以拋磚引玉，希望以此能引起更多的探索與創新。

（1）新的功能材料的發展日新月異。要繼續關注新的傳感器技術在SHM領域的應用潛力。現有傳感器技術和監測方法也還需要進一步的提升和完善。

（2）單項結構健康監測系統從傳感器、監測方法到子系統，可以實現對單一結構細節部位進行損傷監測，作為遠程終端，其網絡能力還可以隨著5G等先進網絡技術的發展進一步改進。

（3）綜合集成監測平臺通過集成多種結構狀態監測手段，可以實現對全尺寸乃至全機地面強度試驗的應變、損傷等狀態監測。綜合集成平臺能力還可以往多試驗平臺、多場景網絡發展，形成飛機地面強度試驗數據中心的雛形。在此基礎上可以衍生或促進飛機結構數字孿生、虛擬試驗、虛擬現實等諸多技術的發展。

（4）文中飛機結構健康監測的策略分析可以發現耐久性損傷容限分析方法和計算模型是解決飛機結構SHM和PHM問題的根本。損傷監測數據和載荷監測數據只有經過損傷模型和壽命模型分析才能發揮作用，否則現有的結構健康監測技術構建的只是一個沒有心臟的空殼子。飛機結構強度計算和耐久性損傷容限分析是一個強度領域的傳統問題，不太容易引起SHM研究者們的重視，也不容易獲取新的項目資金支持，但它是否能隨網絡技術的發展而不斷地創新，卻是決定能否實現飛機結構SHM/PHM技術在線應用的基礎。結構強度數據需要數字化、模型化，計算理論需要結合具體的結構形式實現模型化、模塊化和信息化。

（5）在結構完整性五大階段任務中，第四階段任務是對前三個階段（即設計、研制、試驗三個階段）的成果總成，其中強度技術的成果總成對飛機結構健康管理技術的形成起到非常關鍵的作用，將其實現信息化是實現飛機結構PHM管理的基礎。

飛機結構健康監測技術有著光明的應用前景，但道路是漫長的，還有很多路程需要堅實地探索。

參考文獻

[1]孫俠生，肖迎春.飛機結構健康監測技術的機遇與挑戰[J].航空學報，2014，35（12）：3199-3212. Sun Xiasheng，Xiao Yingchun.Opportunities and challenges of aircraft structureal health monitoring[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2014，35（12）：3199-3212.（in Chinese）

[2]Herman V A，Bart P. International research projects on structural health monitoring：An overview[J].Structural Health Monitoring，2003，2（4）：341-358.

[3]袁慎芳.結構健康監控[M].北京：國防工業出版社，2007. Yuan Shenfang. Structural health monitoring and damage control[M].Beijing：National Defense Industry Press，2007.（in Chinese）

[4]Boller C.Next generation structural health monitoring and its integration into aircraft design[J]. International Journal of Systems Science，2000，31（11）：1333-1349.

[5]杜善義，張博明.飛行器結構智能化研究及其發展趨勢[J].宇航學報，2007，28（4）：773-778. Du Shanyi， Zhang Boming. Status and development of intelligent aircraft structures[J].Journal of Astronautics，2007，28（4）：773-778.（in Chinese）

[6]Hess A，Calvello G，Dabney T. PHM a key enabler for the JSF autonomic logistics support concept[C]// IEEE Aerospace Conference Proceedings，2004.

[7]Hess A. Prognostics，from the need to reality from the fleet users and PHM system designer/developers perspectives[C]// IEEEAerospace Conference Proceedings，2002.

[8]Hess A. The joint strike fighter（JSF）PHM concept：potential impactonagingaircraftproblems[C]//IEEEAerospace Conference Proceedings，2002.

[9]Christian B，Matthias B. Fatigue in aerostructures：where structural health monitoring can contribute to a complex subject[J]. Philosophical Transactions of the Royal Society，2007，365：561-587.

[10]Speckmann H，Christine B. Structural health monitoring（SHM）：a future alternative to conventional NDT[C]//ATAs 49th NDT Forum，2006.

[11]Speckmann H，Daniel J P. Structural health monitoring for airliner，from research to user requirements a European view[C]// CANEUS 2004-Conference on Micro-Nano-Technologies，2004.

[12]Speckmann H，Henrich R. Structural health monitoring（SHM）. overview on technologies under development[C]// IMRBPB Meeting，EASA，2007.

[13]白生寶，肖迎春，黃博. FBG傳感器應變標定方法[J].振動、測試與診斷， 2014， 36（2）：321-324. Bai Shengbao， Xiao Yingchun， Huang Bo. Research on strain calibration method of fiber bragg grating sensor[J]. Journal of Vibration，Measurement&Diagnosis， 2014， 36（2）：321-324.（in Chinese）

[14]石曉玲，袁慎芳，邱雷.抗電磁干擾壓電夾層優化設計[J].計量學報， 2012， 33（5）：457-462. Shi Xiaoling， Yuan Shenfang， Qiu Lei. Optimized design for piezoelectric layer of anti-electromagnetism interference[J]. ACTAMetrologica Sinica， 2012， 33（5）：457-462.（in Chinese）

[15]嚴春霞，裘進浩，羅俊.含金屬芯壓電纖維智能夾層制備與性能研究[J].壓電與聲光，2012，34 （3）：429-433. Yan Chunxia， Qiu Jinhao， Luo Jun. Study on preparation and performance of metal-core piezoelectric fiber SMART layer[J]. Piezoelectrics&Acoustooptics， 2012， 34 （3）： 429-433.（in Chinese）

[16]劉建，裘進浩，常偉杰.含金屬芯壓電纖維傳感Lamb波方向性研究[J].傳感器與微系統，2011，30 （2）：16-20. Liu Jian， Qiu Jinhao， Chang Weijie. Study of directivity of metal-corepiezoelectricfibersensingLambwaves[J]. Transducer and Microsystem Technologie， 2011，30 （2）：16-20.（in Chinese）

[17]白生寶，肖迎春，劉馬寶.智能涂層傳感器監測裂紋的工程適用性研究[J].無損檢測，2015，37 （1）：42-44. Bai Shengbao， Xiao Yingchun， Liu Mabao. Investigation on engineering applicability of monitoring crack by smart coatings sensor[J].Nondestructive Testing，2015，37 （1）：42-44.（in Chinese）

[18]孫亞杰，袁慎芳，邱雷.基于Lamb波相控陣和圖像增強方法的損傷監測[J].航空學報， 2009，30（7）：167-172. Sun Yajie，Yuan Shenfang，Qiu Lei.Structursl health monitoring based on lamb wave phased array and image enhancement[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2009，30（7）：167-172.（in Chinese）

[19]蘇永振，袁慎芳，周恒保.基于三角測量和最優化技術的復合材料沖擊定位兩步法[J].宇航學報，2009， 30（3）：1201-1206. SuYongzhen，YuanShenfang， ZhouHengbao. Impact localizationincompositeusingtwo-stepmethodby triangulation technique and optimization technique[J]. Journal ofAstronautics， 2009， 30（3）：1201-1206.（in Chinese）

[20]王強，袁慎芳.復合材料板脫層損傷的時間反轉成像監測[J].復合材料學報，2009， 26（3）：99-104. Wang Qiang， Yuan Shenfang. Time reversal imaging method for composite delamination monitoring[J]. Acta Materiae Compositae Sinica， 2009， 26（3）：99-104.（in Chinese）

[21]劉建，裘進浩，常偉杰.基于矩形壓電片的沖擊載荷定位新方法[J].振動、測試與診斷，2010，6 （30）：47-49. Liu Jian， Qiu Jinhao， Chang Weijie. Location of impact load using rectangular piezoelectric sensors[J]. Journal of Vibration， Measurement&Diagnosis， 2010，6 （30）：47-49.（in Chinese）

[22]邱雷，袁慎芳，張逍越.基于Shannon復數小波的復合材料結構時間反轉聚焦多損傷成像方法[J].復合材料學報，2010， 27（2）：101-107. Qiu Lei， Yuan Shenfang， Zhang Xiaoyue. Shannon complex wavelet and time reversal focusing based multi-damage imaging method on composite structures[J]. Acta Materiae Compositae Sinica， 2010， 27（2）：101-107.（in Chinese）

[23]劉國強，肖迎春，李明.復合材料膠接損傷的指數監測方法研究[J].航空學報，2012，33（7）：1275-1280. Liu Guoqiang， Xiao Yingchun， Li Ming. An index method of monitoring composite debonding[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2012， 33（7）：1275-1280.（in Chinese）

[24]劉國強，孫俠生，肖迎春.基于Lamb波和Hilbert變換的復合材料T型加筋損傷監測[J].復合材料學報， 2014，31（3）：818-823. LiuGuoqiang， SunXiasheng， Xiao Yingchun.Damage monitoring of composites T-joint using Lamb wave and Hilbert transform[J].Acta Materiae Compositae Sinica，2014，31（3）：818-823.（in Chinese）

[25]李明，肖迎春，韓暉.包絡提取在沖擊損傷成像方法中的應用[J].振動、測試與診斷，2014，3（2）：503-507. Li Ming， Xiao Yingchun，Han Hui.Research on impact damage imaging based on wave packet extraction[J]. Journal of Vibration， Measurement&Diagnosis， 2014， 3（2）： 503-507.（in Chinese）

[26]陳霞，肖迎春.含沖擊損傷復合材料層壓板壓縮破壞機制的聲發射特性研究[J].實驗力學， 2013，28（2）：50-55. Chen Xia， Xiao Yingchun. Experimental investigation on compression failure mechanism of composite laminates with impact damage based on acoustic emission[J]. Journal of Experimental Mechanics， 2013，28（2）：50-55.（in Chinese）

[27]鮑嶠，袁慎芳.基于陣列傳感器的復合材料結構損傷MUSIC成像方法[J].復合材料學報， 2017， 34（2）：452-456. Bao Qiao， Yuan Shenfang.A damage imaging method based on MUSIC algorithm of linear sensor array for composite structure[J]. Acta Materiae Compositae Sinica， 2017， 34（2）：452-456.（in Chinese）

[28]劉國強，肖迎春，張華.復合材料加筋板損傷識別的概率成像方法[J].復合材料學報，2018，35（2）：311-319. Liu Guoqiang， Xiao Yingchun， Zhang Hua. Probability-based diagnostic diagnostic imaging for damage identification of stiffened composite panel[J]. Acta Materiae Compositae Sinica， 2018， 35（2）：311-319.（in Chinese）

[29]邱雷，房芳，袁慎芳.基于導波強化裂變聚合概率模型的損傷監測方法[J].振動、測試與診斷， 2018， 38（3）：438-455. Qiu Lei， Fang Fang， Yuan Shenfang. Damage monitoring method based on guided wave enhanced fission probanility model[J]. Journal of Vibration， Measurement&Diagnosis， 2018， 38（3）： 438-455.（in Chinese）

[30]王莉，劉國強，肖迎春.基于線性相控陣的金屬損傷定量監測仿真研究[J].壓電與聲光，2019，41（4）：582-585. Wang Li， Liu Guoqiang， Xiao Yingchun. Simulation study on quantitative monitoring of metal damage based on linear phased array[J]. Piezoelectrics & Acoustooptics， 2019， 41（4）： 582-585.（in Chinese）

[31]王莉，肖迎春，劉國強，復合材料層合板損傷的延遲累加成像算法[J].科學技術與工程， 2019， 19（14）：365-370. Wang Li，Xiao Yingchun，Liu Guoqiang.Delay and sum damage imaging algorithm of laminates composite panel[J]. Science Technology and Engineering， 2019， 19（14）： 365-370.（in Chinese）（責任編輯陳東曉）

作者簡介

孫俠生（1962-）男，博士，研究員。主要研究方向：飛行器綜合優化設計，航空CAE軟件研發。

Tel：010-57827551

E-mail：sunxiasheng@cae.ac.cn

肖迎春（1964-）男，博士，研究員。主要研究方向：飛機結構健康監測技術。

Tel：13669232661E-mail：xiaoyc623@163.com

白生寶（1979-）男，碩士，高級工程師。主要研究方向：飛機結構健康監測技術。

劉國強（1984-）男，碩士，高級工程師。主要研究方向：飛機結構健康監測技術。

杜振華（1982-）男，碩士，高級工程師。主要研究方向：飛機結構健康監測技術。

袁慎芳（1968-）女，博士，教授。主要研究方向：智能結構技術。

薛景鋒（1973-）男，博士，研究員。主要研究方向：傳感器技術。

Research on Structural Health Monitoring Technology of Civil Aircraft Composites

Sun Xiasheng1，*，Xiao Yingchun2，Bai Shengbao2，Liu Guoqiang2，Du Zhenhua2，Yuan Shenfang3，Xue Jingfeng1

1. Chinese Aeronautical Establishment，Beijing 100029，China

2. Aircraft Strength Research Institute of China，Xian 710065，China

3. Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China

Abstract： Aircraft structure health monitoring technology is a technology field that will have an important impact on aircraft structure design， test and maintenance. The aviation industry of China has been paying attention to the development in this field. A joint team of domestic university， scientific research institute and aircraft manufacturer has been formed step by step to conduct in-depth research on the concept， connotation and strategy of aircraft structural health monitoring technology， sensor engineering suitability， monitoring methods， monitoring instruments， system integration and verification， and realize the application of structural health monitoring technology in aircraft structural ground strength test. The paper comprehensively introduces the research progress of the joint research team in the field of aircraft composites structure health monitoring technology.

Key Words： composite structure； aircraft structure health monitoring； sensors； damage monitoring methods； structure health monitoring system