飛行器復合材料全壽命結構健康監測技術

卿新林，劉琦牮，張雨強，劉 曉

(廈門大學航空航天學院，福建 廈門 361102)

由于比強度和比剛度高、材料力學性能可設計、易于整體成型等優點，先進復合材料是輕質高效結構設計的最理想材料[1].特別在航空航天領域，其優異的性能不但可減輕結構重量，提高使用壽命，降低維護成本，同時也為增加民用飛機艙內壓力和空氣濕度，改善艙內環境設計提供了可能[2].近年來，復合材料技術得到了快速發展，在飛行器上的用量大幅提升.

飛行器復合材料不僅要承受長期而復雜的疲勞載荷和意外沖擊載荷的作用，而且還要承受溫度、濕度等嚴苛的外部環境因素的考驗；這些因素不論是單獨還是同時作用，均可導致復合材料的性能發生變化或被破壞.然而由于復合材料本身的結構特點及所受載荷和使用環境的復雜性，使得復合材料的完整性與耐久性分析變得非常困難[3-4].因此，及時發現飛行器復合材料中的結構損傷與破壞，對避免造成突發性破壞與結構失效具有重要意義.由于復合材料結構的缺陷與損傷模式具有不易被觀察與檢測的特點，盡管現有的無損檢測技術在飛行器復合材料結構損傷檢測中可以發揮一定的作用，但其無法進行現場實時監測，無法檢測隱藏部位的損傷，且受人為因素影響較大.除此之外，對于大尺寸復合材料，如波音公司B787、空客公司A350的復合材料機翼壁板長達十幾米甚至幾十米，傳統無損檢測技術不僅檢測成本高昂，而且檢測速度和效率都難以滿足各方面的要求.如何對飛行器復合材料結構的潛在和實際損傷及已有損傷的擴展進行實時監測，并快速評價其對飛行器結構可靠性的影響，是一個極富挑戰性的課題.

以永久集成在復合材料表面或嵌入結構內的分布式傳感器網絡為基礎的結構健康監測(SHM)技術是確定結構完整性的革命性創新技術[5-10].SHM技術通過在復合材料中內置傳感器網絡，可實時獲取其結構狀態以及服役環境等信息，從而實時掌握其結構的健康狀況，并在此基礎上對可能發生的損傷和故障進行預判，以便能及時采取措施，建立基于結構實際健康狀況與性能的視情維護策略，從而提高飛行安全性并降低運營維護成本.近年來，國內外學者在SHM的基礎理論、關鍵技術以及工程應用等方面開展了大量研究[11-15]，并逐步將SHM技術應用于先進飛行器結構的安全維護中[16-19].

SHM技術在復合材料結構的制造、服役及維護的全壽命周期中都可以發揮重要的作用，如圖1所示[5].目前可用于復合材料SHM的傳感器包括光纖傳感器、壓電傳感器、電磁傳感器、微機電系統、納米傳感器等[20-24].對于飛行器復合材料結構的狀態監測, 光纖傳感器有較大的優勢，可用于監測溫度、應變、氣動壓力等多種參數[25].而壓電傳感器由于重量輕、體積小，可同時用于主動和被動傳感，在復合材料結構損傷監測中有明顯優勢[26-27].目前在復合材料上集成了壓電傳感器，以Lamb波作為損傷信息傳遞媒介的在線SHM技術得到國內外研究人員的高度重視，開展了大量工作，已開始應用于先進復合材料結構的制造、服役及維護的全壽命周期健康監測[9-10,28-33].

本文針對飛行器復合材料結構在制造、服役及維護的全壽命周期內對SHM的需求，簡要介紹SHM技術應用于飛行器復合材料結構時的主要挑戰及其解決方案，并闡述飛行器復合材料SHM技術的發展趨勢和方向.

1 多功能傳感器網絡

集成在被監測復合材料中的傳感器網絡是SHM的重要組成部分，如何在結構中有機集成傳感器網絡是SHM首先要解決的問題.斯坦福大學提出的傳感器網絡智能層(SMART Layer)通過柔性印刷電路和層壓技術將傳感元器件嵌入到柔性介質薄膜上，為在結構上安裝傳感器網絡提供了方便、有效的手段[11,34-35].根據不同的要求，智能層可以有不同的結構形式：除常用的壓電傳感器外，同時也可集成其他類型傳感器，如應變、溫度與濕度傳感器等，圖1為典型的SMART Layer結構[35-36].

圖1 SMART Layer示意圖[35-36]

SMART Layer既能安裝在現有復合材料的表面，如圖2(民用飛機A350內表面實物圖)所示；SMART Layer又可以在復合材料結構的成型過程中(比如纏繞成型、樹脂傳遞模塑(RTM)成型)嵌入復合材料結構內部[26-27]，如圖3所示.

圖2 SMART Layer粘貼安裝于現有復合材料結構表面[5]

圖3 SMART Layer在復合材料結構成型過程中被嵌入結構內部[27]

由于飛行器復合材料結構尺寸通常較大、狀態性能參數多，需要大型多功能傳感器網絡來感知結構狀態和監測結構損傷[37].為此，斯坦福大學Chang和廈門大學Qing等開發了一種基于聚合物的可擴展柔性傳感“神經”網絡，有機集成多種類型的高密度傳感器陣列[5,38-42].如圖4所示，借鑒納米和微電子集成電路設計工藝，將聚酰亞胺高聚物薄膜加工成可伸展的微線網絡；通過在各個方向上的拉伸，可將網絡從微觀大小擴展到宏觀尺度；通過在功能節點上放入多種類型的傳感器、激勵源、電子元件或其他功能材料，利用微線連接功能節點，即形成傳感器網絡.類似于上述的SMART Layer，可擴展多功能傳感器網絡可以粘貼在復合材料結構表面或者埋入復合材料結構中對其全壽命周期的狀態進行實時監測.

圖4 集成溫度、應變和壓電傳感器的可擴展多功能傳感器網絡[5]

2 復合材料固化過程監測

復合材料的質量及力學性能與其固化工藝和制造過程密切相關.為了穩定復合材料的產品質量，降低生產成本，各國學者開展了大量基于先進傳感技術的復合材料固化過程監控研究工作.樹脂基復合材料的制造與成型工藝方法多種多樣，各有所長.由于成本低、效率高、適用于制造復雜的三維大尺寸結構，復合材料液體模塑成型(LCM)工藝正在成為關注的焦點[43-45].本節主要介紹復合材料LCM固化過程在線監測方法，這些方法同樣適用于復合材料其他成型過程的監測.

復合材料LCM固化過程主要監測固化度、溫度、殘余應力和流動前沿4個物理量[24,46-47].目前復合材料LCM固化過程的監測方法有很多，按其監測原理可分為電、熱、光、聲4類，但每一種方法都只能監測部分參數，具有一定的局限性，在使用時需要根據具體條件進行選擇評估.

2.1 電學方法

電學方法用于復合材料LCM固化監測主要有阻抗(ER)、介電(DI)和時域反射(TDR)等方法[48-53].ER法可用于監測樹脂流動前沿[48]，能捕捉到快速注入時樹脂的流動過程；此外，將傳感器嵌入預浸漬材料中，通過監測電阻的變化能夠得到固化過程中的內部應變[49].DI法通過監測周圍環境介電性質的變化引起的電信號變化，可監測復合材料LCM固化過程中樹脂流動的前沿位置，并可得到固化度、凝膠點、玻璃點等參數[50-53].TDR監測利用固化過程中阻抗的不連續造成TDR信號的變化，同樣可監測樹脂流動前沿和固化度[54-55].電學方法是各種監測方法中最簡易直接的辦法，但是相較于其他方法，電學方法有著致命缺點.如易受電磁場影響，幾乎難以用于碳纖維增強復合材料中；盡管研制出了帶電磁屏蔽的傳感器，電學方法在碳纖維增強復合材料實驗中所表現出的精度仍待提高[56].

2.2 熱學方法

復合材料LCM固化過程中的溫度監測通常采用熱電偶(TC).除監測溫度外，TC還可監測一些固化特性，如固化度和樹脂流動[57].除TC外，紅外熱成像(IR)法也可應用于監測復合材料LCM固化過程中的樹脂流動前沿與固化度[58-59].但IR法具有較大的局限性，只能用于開模或透明模具的工藝中，且易受環境因素干擾，僅能得到表面信息.總之，熱學方法多為輔助，需要和其他方法配合使用才能更加精確有效.

2.3 光學方法

光學方法主要通過分析經光纖傳感器調制后的光信號特征(如光的強度、波長、頻率、相位、偏振態等)的變化來實現復合材料LCM固化監測.根據光信號調制方式，光纖傳感器分為強度調制、相位調制、波長調制和分布式等.強度調制型主要用來監測固化度和樹脂流動[60-61]；相位調制型主要用來監測復合材料固化時內部溫度和殘余應力大小[62-64]；波長調制型主要有光纖布拉格光柵(FBG)和長周期光柵傳感器，用來實時監測復合材料主要固化工藝參數，包括原位監測復合材料LCM固化過程中的樹脂流動前沿、固化度、應變和溫度等[65-67].光纖的材料性能與增強纖維比較接近，嵌入復合材料內部時對成品性能影響小，且光纖傳感具有高靈敏度、無電磁干擾的優點.

2.4 聲學方法

在復合材料LCM固化過程中，當基體材料發生相變時，會導致材料彈性模量變化，因此彈性模量是反映固化狀態的重要參數.超聲固化監測利用超聲波速和材料密度與彈性模量的相互關系，通過實時測量超聲波的波速和衰減來獲取復合材料的固化信息[68-69].按照超聲傳感器的放置位置，將超聲監測分為接觸式和非接觸式，2種方法均可使用脈沖回波和收發傳輸模式，都可用來監測復合材料固化時的動態機械性能和固化度[70-72].

因為傳播距離相對較長，且對傳播路徑上的不連續情況(包括材料厚度上的任何區域)敏感，利用基于壓電傳感器的超聲導波監測復合材料LCM固化過程具有很大的優勢[28-29,73-75].廈門大學Qing等[28]提出的壓電傳感器“神經”網絡實現了在復合材料LCM固化過程中對樹脂流動前沿和固化反應進程的有效監測.

壓電傳感器“神經”網絡監測復合材料LCM固化過程中樹脂三維流動前沿的原理如圖5所示.對于具有3個可變截面的模具，分別安裝3層壓電傳感器網絡來監測樹脂在不同截面上的流動前沿.傳感器及其傳感路徑分為3部分:1)下表面傳感器Sl1～Sl6，前11條傳感路徑；2)中部表面傳感器Sm1和Sm2，第12條傳感路徑；3)上表面傳感器Sh1和Sh2，第13條傳感路徑.樹脂三維流動前沿的監測過程：在注入樹脂前，采用一發一收模式從各傳感路徑采集Lamb波信號作為參考信號；在樹脂注入過程中，按一定的時間間隔采集各傳感路徑的Lamb波信號，當樹脂流動前沿經過某特定傳感路徑時，Lamb波的能量會泄漏到樹脂中，導致Lamb波信號衰減，提取Lamb波的變化特征；當樹脂到達腔體厚度改變點時，流動將由二維向三維發展，相對應截面上傳感路徑的Lamb波信號會繼續發生改變.然后將Lamb波的振幅等變化特征與理論計算或標定實驗得到的曲線進行對比，即可得到此時樹脂流動前沿在對應路徑中的位置，進而得到當前樹脂的流動前沿.在樹脂填充完成后的固化過程中，Lamb波信號可用于監測樹脂的固化行為.

圖5 復合材料LCM三維樹脂流動前沿超聲導波監測原理[28]

圖6(a)所示是復合材料LCM三維樹脂流動前沿監測的實驗結果，4條曲線反應了4條路徑上Lamb波信號的變化情況，Pn-m表示圖6(b)～(d)中第n號壓電傳感器和第m號壓電傳感器之間的傳感路徑.當傳感路徑連續被樹脂覆蓋時，泄露到液體樹脂中的Lamb波越來越多.覆蓋路徑越長，能量衰減越大，信號幅值越小.當傳感路徑被完全覆蓋時，信號振幅趨于穩定.由此可見，Lamb信號直達波的振幅變化可以表征樹脂的流動前沿，同時通過對信號幅值變化的絕對值進行積分和歸一化可以得到固化反應進展曲線，進而實現對樹脂固化過程的實時監測.

①～⑥為傳感器序號.

復合材料固化成型過程監測是自動化生產的基礎，也是決定復合材料結構性能的關鍵，復合材料制造業非常重視各種SHM技術在復合材料成型制造上的應用.多種傳感技術的集成融合可以實現復合材料固化工藝參數的全方位監測，克服單一傳感技術的不足.同時隨著材料科學、制造工藝、微納電子以及信息科學等技術迅猛發展，集傳感、驅動、通信和計算為一體的多功能傳感系統是今后發展的重點，這將為復合材料固化成型過程的實時監測和主動控制優化的有機結合提供契機，為復合材料智能制造提供技術支撐.

3 飛行器復合材料服役狀態的SHM

利用與飛行器復合材料集成一體的多功能傳感器網絡，在復合材料服役過程中全面監測其運行狀態，如應變、溫度、氣動壓力以及結構損傷等，實現復合材料的“自感知”、“自思考”、“自適應”，是飛行器復合材料的發展趨勢[37].利用此概念設計和制造的未來飛行器復合材料可以克服現有損傷容限設計假設較大損傷存在于復合材料中的局限性，使飛行器結構能在它的物理極限內運行，充分發揮復合材料的優異性能.

飛行器SHM系統的功能可以概括為：監測飛行載荷和環境參數，例如速度、氣動壓力等；感知結構狀態參數，例如應變/應力、溫度；監測結構損傷，包括脫粘、分層、裂紋等.

3.1 飛行器表面氣動壓力的測量

飛行器的氣動外形對飛行性能、氣動噪聲、動力響應等起著決定性的作用，好的氣動外形不僅能夠大大地提高飛行器的氣動性能和飛行效率，而且對飛行器的結構設計、機械系統設計以及機載系統設計也有重要影響.飛行器表面氣動壓力分布是飛行器氣動外形設計的主要依據，準確、完整的氣動壓力分布測量可以用于確定飛行器表面最小壓力點的位置、激波位置、氣流分離情況等，這對設計出性能優異的氣動外形具有重要意義[76-78].飛行器結構表面氣動壓力的測量方法主要有：測壓孔[79-80]、壓敏漆[81-82]、基于電信號或基于光信號的壓力傳感器等[83-84].但這些方法要么系統復雜、不易安裝，受溫度影響較大；要么只適用于風洞內實驗.質量輕、體積小、靈敏度高、可適應于復雜非平整表面且不影響飛行器氣動特性的微型柔性傳感器是氣動壓力測量技術的發展趨勢.通過將這類新型傳感器與飛行器復合材料集成，不但可實現風洞實驗中復合材料表面氣動壓力的測量，而且有望實現飛行器復合材料全壽命周期內氣動壓力的實時監測.

廈門大學楊曉鋒等[85-89]分別從化學和物理兩個方面探索了基于雙電層電容器和界面極化效應的柔性電容傳感器的傳感機理及傳感性能，圍繞傳感材料制備與分析、傳感原理模型、傳感器制備工藝與結構設計和氣動壓力傳感特性等方面進行了較為深入的研究.基于離子薄膜介電層的柔性電容傳感器通過引入雙電層電容器提高了傳感器的靈敏度[85-87]；發展了基于界面極化效應的柔性電容傳感器設計方法，有效地提高了傳感器的靈敏度和耐久性[88]；同時提出了一種簡單高效的表面微結構制備工藝，用于制備基于表面微結構介電層的高靈敏柔性電容傳感器[89-90].這些傳感器對氣動壓力的變化較為敏感，能準確測量出結構表面的氣動壓力大小和位置，為未來飛行器表面氣動壓力的測量提供了更多的選擇.

3.2 飛行器復合材料的結構狀態監測

飛行器復合材料的結構狀態監測主要通過間斷或者連續的監測，獲取復合材料在服役過程中的應變、溫度等信息，再利用基礎試驗獲得的材料性能退化數據等來實現.

3.2.1 應變監測

美國航空航天局(NASA)從20世紀90年代中期開始引入光纖光柵傳感技術，并于1998年采用光纖光柵傳感器感知可重復使用運載器(X-33飛行試驗)低溫貯箱的狀態(包括溫度和應變場)[91-92].在21世紀初,美國NASA開始研究機翼形狀的測量方法,研究人員在一根復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,并計算彎扭組合狀態下的撓度[93].從2014年開始,NASA阿姆斯特朗飛行研究中心逐步開展機翼蒙皮變形測量方面的研究,將之前的理論與技術積累進一步發展到工程應用領域,將局部的變形測量值進一步擴展到整個翼面,并重構整個翼面的變形狀態[94-95].NASA在多次往返航天飛行器項目中,利用FBG傳感器監測DC-XA Flight 2的結構狀態[96-97].到目前為止，FBG在飛行器結構狀態監測方面已有較高的技術成熟度和廣泛的應用[98].

與光柵光纖傳感器相比，分布式光纖傳感器具有測點多、分辨率高等特點,在應變場重構等技術領域具有更大的優勢.但基于光纖傳感器的飛行器結構狀態感知技術對環境的影響比較敏感，在實際應用中易受干擾，實際應用中需針對飛行器結構的應用環境進行光信號補償或環境因素解耦.

3.2.2 撞擊監測

外界物體撞擊造成的目不可視的內部結構損傷是飛行器復合材料結構安全的最大隱患，因此撞擊監測是復合材料結構狀態監測的一個重要方向.目前國內外最常用的撞擊監測方法是利用壓電傳感器接收撞擊所產生應力波，再對信號進行分析，提取信號的波速、幅值、到達時間等特征用于撞擊載荷重構與定位[99-100].

撞擊監測算法一般有基于應力波到達時間、基于模型和基于神經網絡的方法等.基于應力波到達時間的撞擊監測方法通過計算波達時間、波速和撞擊點與傳感器的距離，運用三者的數學關系對撞擊進行定位[99-105].由于復合材料存在各向異性，應力波在復合材料中的傳播存在嚴重的彌散現象，難以計算精確的波達時間，導致誤差較大.另外，基于波達時間的計算方法往往只能計算撞擊的位置，無法對撞擊載荷歷程進行重構.在載荷重構等方面主要依靠基于模型和基于神經網絡的方法.基于模型的方法通過建立復雜的數學模型為監測系統提供應力波在結構中傳播的動態特性[106-107]實現撞擊監測.但由于實際系統復雜且邊界條件未知，大多數在簡單結構上進行的模型研究難以應用于實際工程中，即使可以模擬撞擊響應，也很難根據傳感器輸出信號重建撞擊載荷歷程.基于神經網絡的方法通過訓練找到相互關聯的并行元素之間的關系，計算出確定輸入的特定輸出[108-110]，但基于神經網絡的撞擊識別方法需要大量的輸入元素進行訓練，導致該方法在實際應用中的適用性較差.

近年來新發展的系統辨識技術是一種在實際工程應用中行之有效的撞擊監測算法[111-113]，該方法既不需要建立復雜的物理模型，也不需要進行大量先驗訓練，只需要進行少量實驗獲取輸入與輸出信號，通過分析輸入與輸出信號之間的關系建立可以描述系統動態響應的傳遞函數，利用傳遞函數求逆的方法獲得輸入的撞擊載荷歷程，其撞擊監測過程如圖7所示.值得一提的是，在傳統系統辨識技術中將整個系統視為線性系統，而實際應用中的結構性質并不完全一致，在標定及插值過程中若使用線性方法將大大降低載荷重構的精度需求，廈門大學李文卓[113]通過使用成本函數進行加權計算和非線性傳遞函數插值方法，無論是撞擊定位還是載荷重構均得到了高精度的計算結果，并對復雜復合材料結構有較強的適用性.除此之外，一些新的撞擊監測方法與技術還在不斷涌現[114-116].

圖7 撞擊監測系統辨識技術流程示意圖[113]

3.3 飛行器復合材料結構損傷監測

飛行器復合材料結構在服役過程中的損傷監測大致可以分為損傷位置未知的大面積范圍內結構隨機損傷(如外界撞擊等)監測和關鍵部位的局部損傷監測.

3.3.1 大面積范圍內的結構損傷監測

超聲導波在結構中傳播距離長且對復合材料脫粘、分層、裂紋等損傷敏感，因此超聲導波損傷監測技術是目前大面積范圍內復合材料結構損傷監測最有效的技術手段[5,10,14].超聲導波SHM技術通常利用壓電元件作為驅動器和傳感器，以超聲導波作為損傷信息傳遞媒介在線實時監測復合材料結構上的損傷及其擴展情況，其基本原理如圖8所示.

圖8 超聲導波SHM的基本原理

損傷診斷算法是超聲導波SHM的核心，現有的損傷監測算法包括相控陣技術[117-118]、延遲疊加成像方法[119]、層析成像技術[120]、橢圓加權分布損傷成像[26,121-123]、時間反轉[124-125]等.然而由于飛行器復合材料的材料特性和構造復雜性，比如材料各向異性、帶曲率結構和加筋結構等，導波在這些結構中的傳播非常復雜，在實際結構中很難獲得精確的波速，難以精準布設傳感器，再加上環境噪聲影響，大多數方法的可靠性和有效性應用于實際飛行中具有較大的挑戰性.橢圓加權分布成像技術由于提取的是和基準信號對比的散射信號，可以消除傳感器布設誤差、環境噪聲等對測量結果的影響，且不受頻散特征及復雜結構的影響，越來越受到廣泛的重視.

基于多激勵-傳感路徑的橢圓加權分布損傷成像方法主要基于：激勵-傳感路徑上的信號變化與結構的變化正相關，與損傷或缺陷離激勵-傳感路徑的距離負相關.該方法本質上屬于一種基于概率統計的損傷成像算法，通過加權分布函數將傳感器陣列中每條傳感路徑所校對的損傷因子值映射為缺陷在傳感陣列所包圍的檢測區域內的每個離散坐標點上出現的概率值.該方法包含如下兩個計算步驟：1)計算傳感器陣列中每條傳感路徑上的損傷因子，2)根據損傷因子構建損傷圖像.圖9所示是使用橢圓加權分布損傷成像法監測復合材料火箭燃料罐撞擊損傷的實驗結果，壓電傳感器智能層在復合材料火箭燃料罐的制造過程中嵌入其結構內部[26-27].

圖9 復合材料火箭燃料罐撞擊損傷監測結果[26]

3.3.2 關鍵部位的局部損傷監測

在飛行器復合材料結構的一些關鍵部位不但承受循環載荷，結構本身還具有復雜的非線性耦合因素(如螺栓連接結構)，損傷發生概率相對較高，必須針對這些結構開發局部損傷診斷技術.國內外學者提出了多種基于新型傳感器技術的關鍵部位微小損傷監測方法，包括基于比較真空監測(CVM)傳感器、智能涂層監測(ICM)傳感器、柔性渦流(FEC)傳感器、壓電傳感器以及聲發射(AE)傳感器等監測方法.

1)CVM方法

CVM通過測量粘貼在結構表面傳感器密封氣腔的壓強差變化,以表征結構表面微裂紋密度.美國聯邦航空管理局、波音、空客及美澳軍方等組成的研究小組對CVM的適用性進行了測試，試驗證明其耐久性達到使用標準，波音、空客等航空業巨頭都表現出對該技術的興趣[21].

2)ICM方法

ICM傳感器本質上是一種電阻性功能梯度材料，當其涂層的幾何形狀及厚度確定后，其阻值隨涂層襯底裂紋變化而變化.當被監測結構產生裂紋時，涂布在結構表面的ICM傳感器涂層襯底也會產生裂紋.因此，通過ICM傳感器電阻值的測量可以實現對結構上的裂紋監測.ICM技術已在航空工業相關研究所和空軍裝備研究院等單位進行了試驗和考核[126].

3)FEC傳感器

本課題組[127-129]提出了基于內置FEC傳感網絡的復合材料螺栓連接結構在線監測技術，設計了一種由一個激勵線圈和多個接收線圈組成的渦流陣列傳感薄膜與螺栓連接結構相結合，用于監測復合材料螺栓連接結構的完整性，如圖10所示.實驗與數值模擬表明該渦流陣列傳感薄膜能有效監測復合材料螺栓連接結構沿孔邊軸向與徑向的損傷以及擠壓損傷[127].

4)機電阻抗法(EMI)

復合材料結構中的局部微小損傷的產生和發展會影響其機電阻抗，因此通過監測粘貼在結構上的壓電傳感器的阻抗變化可以表征結構微小損傷狀態.國內外學者在應用EMI監測局部損傷方面開展了很多工作[130-136]，但這些機電阻抗監測方法主要基于直接采集阻抗信號并計算其對應損傷指標的處理方式.

本課題組[137-138]圍繞基于壓電傳感器和機電阻抗理論模型的SHM方法進行了較為深入的研究，提出了一種基于機電阻抗模型的損傷特征信號(DCMI)的提取方法,該方法能夠更有效地表征結構損傷與信號特征之間的關系.同時，為了能夠直觀地顯示損傷定位結果，在經典概率加權損傷成像(PDI)算法的基礎之上，提出了一種改進概率加權損傷成像(MPDI)算法以及集成的EMI-DCMI-MPDI損傷成像方法.實驗結果表明這些方法能夠明顯改進損傷監測結果[139].

5)壓電傳感器超聲導波法

壓電傳感器超聲導波法是關鍵部位局部損傷監測的一種最常用方法[5,14,16-18,140-141]，其監測原理與3.3.1 節大面積范圍內結構損傷的超聲導波監測方法相同.相比于基于CVM傳感器、ICM傳感器、FEC傳感器的監測方法，壓電傳感器超聲導波監測方法具有2個主要優點：1)可遠離損傷區域監測Lamb波傳播路徑上的損傷；2)可監測結構內部和表面的多種損傷形式，包括裂紋、分層、脫層、孔洞等.

損傷的定量化是關鍵部位局部損傷壓電傳感器超聲導波監測的重點和難點，目前對于復雜結構局部損傷擴展的定量化監測通常需要采用半經驗化方法來實現.圖11為使用基于SMART Layer的超聲導波SHM技術對復合材料修補片下疲勞裂紋擴展監測的一個例子.基于SMART Layer的主動SHM系統用來監測損傷在疲勞載荷下的擴展，通過一個半經驗化方法來量化損傷的大小，對損傷擴展進行實時定量監測.在這個半經驗化的方法中，通過給出損傷指數曲線的幾個初始數據點(裂紋長度)，來確定損傷指數與實際裂紋長度的關系[9,142].

6)非線性超聲導波早期損傷檢測

考慮到在沖擊載荷下，復合材料沖擊損傷初期階段會產生基體開裂、纖維斷裂，后期會演化為分層及斷裂失效.根據美國NASA的TM-2001-210844報告，沖擊損傷對復合材料結構的完整性和使用壽命構成威脅，但是很難被檢測發現.在這一背景下，本課題組開展了基于非線性超聲導波二次諧波[143]和非線性超聲導波混頻檢測技術[144]的復合材料低速沖擊損傷檢測和監測研究，對低速沖擊損傷導致的復合材料內部微缺陷實現了有效的檢測和評價.此外，還開展了利用線性和非線性超聲Lamb波對復合材料在熱疲勞和水侵入作用下的材料性能退化評價研究[145-146].

此外，SHM技術同樣可應用于復合材料的維護修理中，國內外學者在這方面也開展了一些研究[18,30,147-148].

4 飛行器復合材料SHM技術展望

經過多年的發展，飛行器復合材料SHM技術在基礎理論、關鍵技術以及工程應用等多方面都取得了重要進展.少數用于感知結構狀態的監測方法開始應用于飛行器型號；一些監測方法已經通過飛行器結構地面驗證，正處在飛行驗證階段；大多數SHM技術，特別是能給飛行器維護帶來巨大經濟效益的SHM，還處于實驗室驗證階段.SHM技術在飛行器上應用的主要挑戰在于不僅要求監測系統具有足夠高的可靠性和損傷檢測概率，而且要求對服役環境具有高耐受性，特別是在民用航空領域，監測系統還需滿足適航要求.

在航空航天領域，SHM技術的發展趨勢可以概括為以下幾點[4,5,37]：傳感器向小型化、集成化、智能化的多場耦合傳感技術發展；監測方法從線性向非線性、從低頻向高頻發展，數據處理方法向智能化發展，診斷結果從定性向定量發展；監測過程向復合材料的結構設計、制造、服役到維護的全壽命周期發展.

特別值得強調的是，基于壓電傳感器的超聲導波監測方法在復合材料SHM方面具有很大潛力，受到廣泛關注.但要實現其在飛行器型號上的廣泛應用，需要重點解決兩個關鍵問題：損傷定量化的有效性和環境補償技術的魯棒性.盡管國內外學者在這些領域已開展了大量工作，但離實際型號應用需求還有一些差距.毫無疑問，在今后相當長的一段時間內飛行器復合材料SHM技術將是航空航天領域的一個重要發展方向.從工程應用的角度，飛行器復合材料SHM技術近期的發展方向主要包括：

1)提高一些應用潛力大的SHM方法的技術成熟度，實現從實驗室及模擬飛行條件下的驗證到現實的飛行應用.基于光纖傳感器、壓電傳感器、CVM傳感器等的SHM技術在一些特定飛行器結構上應用的技術成熟度已經接近6或7，正在進行模擬飛行環境下的試驗驗證或飛行驗證.

2)從相對簡單的應變、應力、溫度等結構狀態參數測量到結構損傷的直接監測.通過監測飛行器結構的應力/應變，再結合相關力學/物理模型與損傷準則，理論上可以計算出結構損傷；但由于飛行器復合材料結構的復雜性，計算分析結果的準確度受到限制.

3)從只檢測事件是否發生和定位，到監測定量化.損傷監測定量化是實現復合材料結構視情維護的基礎，但由于復合材料結構本身的復雜性以及服役環境的影響，現有的一些損傷定量化診斷算法存在較大的局限性，亟需發展和完善先進的損傷診斷算法.

4)從幾個傳感器對單個或少數幾個參數的局部監測到大型傳感器網絡對全局多參數監測.在這里需要解決的主要挑戰包括：大型傳感網絡的構建及其與復合材料結構的有機集成，不同傳感單元之間的協同工作，多源傳感信息的有效融合等.

5)從復合材料結構在制造、服役、維修等各環節中各自應用，到使用同一傳感網絡對復合材料結構進行全壽命周期健康監測.復合材料結構制造、服役、維修等各環節的監測對象存在差異性，如何構建傳感器網絡的多功能性是一個富有挑戰的問題.

6)將SHM與預測模型相結合，對復合材料結構剩余壽命進行預測.利用SHM的結果，通過對剩余強度與壽命預測模型中涉及的各種不確定性進行協同分析以及對結構狀態信息進行更新，實現復合材料結構全壽命服役期內高效可靠的剩余壽命預測及安全評估.

5 總 結

隨著先進復合材料在飛行器結構中的大量應用，亟需發展先進的傳感技術實現對復合材料結構狀態的實時監測.飛行器復合材料SHM技術是確定復合材料結構完整性的革命性創新技術，對于提高飛行安全性、實現飛行器結構視情維護、降低運營維護成本具有重要意義.

本文綜述了飛行器復合材料SHM技術的研究與應用進展，主要包括多功能傳感網絡(SMART Layer、可擴展“神經”網絡)、復合材料固化過程監測(樹脂流動前沿監測、固化度監測等)、復合材料服役狀態監測(飛行器表面氣動壓力測量、復合材料結構狀態監測、復合材料結構損傷監測).重點闡述了本課題組在多功能傳感網絡技術、復合材料LCM固化過程超聲導波監測、柔性傳感器的設計與制備、關鍵部位局部損傷監測等方面的研究成果，同時展望了飛行器復合材料SHM技術的發展趨勢.

致謝：本文在撰寫過程中得到了廈門大學飛行器健康管理技術研究中心王奕首博士、李衛彬博士、孫虎博士、朱健健博士、楊曉鋒博士以及曾現萍、顏佳佳、李文卓等多位研究生的幫助與支持，在此一并致謝！