民用飞机复合材料结构健康监测技术研究

孙侠生 肖迎春 白生宝 刘国强 杜振华 袁慎芳 薛景锋

摘要：飞机结构健康监测技术是一个将对飞机结构设计、试验和维护产生重要影响的技术领域。国内航空界持续关注该领域的发展，逐步形成了高校、科研院所和主机厂所的联合团队，对飞机结构健康监测技术相关概念、内涵和策略，传感器工程适用性，监测方法，监测仪器，系统集成以及试验验证方面展开了深入研究，实现了结构健康监测技术在飞机结构地面强度试验中的应用。本文全面介绍了国内联合研究团队在飞机复合材料结构健康监测技术研究方面的研究进展。

关键词：复合材料结构；飞机结构健康监测；传感器；损伤监测方法；结构健康监测系统

中图分类号：V240.2文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.07.008

飞机结构健康监测技术是指利用与结构集成一起的传感器或驱动器网络系统实现对飞机结构健康状况进行监测的综合技术。它通过传感器感知或驱动器产生激励—传感器获取响应的方式，经过相应的算法将感知的结构自然的或激励响应的电子信号与结构的状态特征对应，从而获取结构的状态信息（如应力、应变、温度、损伤等），结合先进的力学建模方法和结构耐久性/损伤容限分析技术，对飞机结构的寿命和损伤状态进行评估，从而实现对结构健康状态的连续监测[1-3]。结构健康监测技术可以使飞机结构有效实施“视情维护”策略，对提高结构效率和降低维护成本有巨大的应用潜力。结构健康监测技术自出现以来，世界各航空先进国家对其发展和应用前景保持高度的关注[3-5]。

在材料、工艺水平和容许使用应力水平一定的条件下，采用结构健康监测可以延长检查间隔，降低维护检测成本。而在检测间隔要求不变的情况下，结构健康监测可以提高容许使用应力的水平，给飞机结构设计的综合减重提供了很大优化空间。因而，飞机结构健康监测技术是有可能给未来飞机结构设计理念和维护策略带来革命性变化的技术领域，在各航空技术强国得到持续的重视。结构健康监测技术概念的发源地在美国，比较有名的研究部门有斯坦福大学、西北大学及美国国家航空航天局（NASA）等，对相关理论和技术的形成有重要贡献。而美国国防部门、空军及波音公司、洛克希德-马丁飞机公司等工业部门的应用需求对促进结构健康监测技术的发展发挥了重要作用，如美国NASA“Integrated Vehicle Health Management”计划、空军研究室（AFRL）结构健康监测（SHM）发展计划，洛克希德-马丁飞机公司F-35飞机故障预测与健康管理（PHM）系统的研发，以及波音飞机健康管理系统（airplane health management，AHM）的研发，积极地推动了结构健康监测技术的发展。欧洲各国家研究机构也在欧盟框架的支持下发展自己的结构健康监测技术。欧盟在第6框架计划项目SMIST中将结构健康监测技术发展划分为4个阶段，即地面结构试验应用阶段、在役飞机的离线监测阶段、在役飞机的在线监测阶段、与飞机其他监测系统全集成的应用阶段，并按此计划在积极地推进飞机结构健康監测技术研究[5-8]。

世界各国飞机结构健康监测技术研究基本以传感器监测技术研究为基础开展，按照传感机理/原理、传感器耐久性、监测概率、监测仪器研发、使用环境下的性能测试（耐久性、存活率等），实验室结构试验中的应用测试，技术成熟度标准化试验和评定，以及部件试验的演示验证等这样一个技术路线图[6-9]。国内高校和有关科研机构持续追踪并开展飞机结构健康监测技术的研发。在国家和航空工业部门相关基金的支持下，在光纤光栅传感器、导波传感器以及智能涂层传感器等先进监测技术方面开展基础和应用研究。

随着民用航空技术的发展，我国民用飞机的研发跨入快速发展阶段，给先进材料、结构以及设计等技术领域的研究带来蓬勃的发展机遇。复合材料的使用比例已成为当代先进民用客机的重要标志，为了研制有竞争力的大型客机，我国在复合材料结构的研究上加大了投入，随着复合材料结构逐渐成熟，其应用逐渐向非承力结构—承力结构—主承力结构扩展，复合材料使用量也得到极大提升。而对于已开始广泛应用的复合材料结构，受载情况比较复杂，作为主承力结构，多数受弯、剪、扭的复合载荷，静载、动载、疲劳载荷，有的部位还可能在过屈曲状态下受载，损伤模式复杂多样，不易从表面观察到。如果这些损伤和潜在危险不能及时发现，就有可能导致结构突发性破坏，造成结构失效，这为保证飞机结构的安全性提出了新的要求，复合材料结构安全使用面临严峻的挑战。而结构健康监测技术作为一种在保证飞机安全和降低飞机运营成本方面具有巨大潜力的先进技术，开始成为航空业界研究的热点，给飞机结构健康监测技术带来发展契机。国内相关科研机构、高校和主机厂所组成联合研究团队，在相关课题的支持下，以民用飞机主体结构大量采用复合材料的应用需求为背景，深入开展了飞机结构SHM技术研究工作。

在建立联合研究团队以前，结构健康监测技术研究的推动主要以高校为主，研究侧重于基础性、理论性研究，亟须与飞机结构的工程需求紧密结合，促进成果的应用，以消除航空结构工程界对SHM技术的监测原理、先进传感器的工程适用性等的疑虑。因此研究团队首先需要对飞机SHM概念内涵、传感器工程适用性、监测系统及其能力与现有结构损伤容限体系的相容性，以及未来在线应用的前景进行深入、详细的研究与试验验证[1]。

联合团队从民用飞机结构健康监测技术策略、传感器技术工程适用性、结构健康监测仪器技术及集成、典型复合材料结构损伤监测方法和飞机结构地面试验中的综合验证5个方面开展了较为系统的研究工作。本文将对这5个相关的研究工作进行介绍，侧面反映我国在飞机结构健康监测技术方面的研究概况。

1飞机结构健康监测技术概念、内涵和策略

结构健康监测技术从技术发展的逻辑来看，一般要经过传感器、传感能力、耐久性、集成仪器、系统集成等不同发展阶段。人们通常习惯于将每个阶段的研究工作都称之为SHM研究，这容易引起飞机结构SHM概念的混淆。飞机结构健康监测技术是一个整体概念，与具体的系统结合之后，涉及的问题则远远不限于此。飞机结构健康监测，如何选择传感器，传感器在飞机结构中的工程适用性、耐久性，对系统仪器的适航要求，如何实现飞机结构的健康监测，需要对飞机结构完整性，飞机结构健康监测的概念、内涵和范畴、适航性条件、具体结构条件等进行分析研究。因此，研究团队首先对飞机结构完整性控制体系，飞机结构健康监测技术概念、内涵、范畴，飞机结构健康监测效益实现的途径和飞机结构SHM的策略进行了深入研究。

围绕飞机结构出现的疲劳、裂纹扩展等问题，基于疲劳统计学和断裂力学理论，逐步发展出一系列的应对和控制方法，形成了飞机结构完整性大纲（aircraft structural integrity program，ASIP）。这套体系关注的核心问题其实是结构的损伤。结构损伤的演化一般包括了裂纹萌生、小裂纹、宏观裂纹、裂纹不稳定快速扩展等几个阶段。引起结构疲劳的原因是重复载荷造成的裂纹萌生。基于疲劳试验数据概率统计分析，针对性地对结构进行安全寿命设计是早期飞机结构解决疲劳损伤的方法，也是当前结构设计中选材的基础。多处或多部位小裂纹损伤同样会引起安全问题，应对方法即是结构广布损伤抑制设计。假定存在初始裂纹，以裂纹扩展寿命为基础对结构进行安全设计，此即是损伤容限设计思想，如图1所示。由此可见，结构完整性的发展史实质上是一个寻求对结构损伤及其演化（裂纹）进行控制的历史。结构完整性控制体系其实就是一个大的结构健康监测体系。要实现结构健康监测技术的效益，结构健康监测技术一是必须参与到结构设计中，二是需要改进结构的维护方式，而飞机结构设计和飞机维护计划都是复杂的系统工程，如结构维护就隐含了庞大的管理流程、组织结构，甚至物流体系等。因此，飞机结构健康监测技术如何集成到耐久性损伤容限设计中去，对具体关键部位重要损伤的萌生、扩展进行监测和预计，如何和无损检测技术一起来确定结构的检测方案，进而确定整个飞机的维护策略，需要从理论到实践地开展深入的探索。

现代飞机结构的完整性是依靠耐久性损伤容限设计和控制体系来实现的。这个体系可以用图2来表述，图3是图2的简化形式。通过获取机群飞行的飞行包线、统计数据、全尺寸疲劳试验数据，进行应力应变分析和损伤扩展分析，预计损伤扩展寿命，合理定义检查间隔，制定检查程序，按计划进行损伤检测，以确定是否修理和更换，来确保结构的完整性。

从图3中可以看出，只有应力谱和当前损伤程度是需要进行监测的。在现有的飞机结构完整性控制体系中，损伤的监控是在规定的间隔、定期进行无损检测来完成的，这是一种间断的监测方式。结构健康监测技术的参与，有可能使得整个监控体系变成一种连续的监测方式。

根据监测变量的不同，可以将飞机结构健康监测分为寿命监测（见图4）和损伤监测（见图5）两大类。其中寿命监测方法从最早的起落计数开始，经过重心过载计数、应变片监测等一直延续发展至今。损伤监测方式一直随着无损检测技术的进步而发展，结构健康监测技术的出现有可能改变间断式的损伤监测为在线的连续监测。理想的监测策略是将两者结合起来，兼具预测和报警两大功能（见图6）。

实际的工程应用中，根据传感器技术水平及功能的不同，基于这两大类基本监测策略框架，往往采取具体的监测策略。依据策略分析，研究团队将传感器研究领域确定在应变监测（光纤光栅FBG）和损伤监测传感器（导波PZT等）两类先进传感器。

另外，研究团队通过对波音、空客等国外先进国家结构健康监测技术的发展规划和经验进行分析，对开展的飞机结构健康监测技術研究进行了定位，制定了飞机结构健康监测技术发展路线图（见图7）。

2传感器工程适用性

结构健康监测领域传感器技术飞速发展，先进传感器不断出现，飞机结构健康监测技术密切相关的传感器主要是应变监测传感器和损伤监测传感器两类。研究团队对所有先进传感器技术呈开放态度，对国内出现的几乎所有的先进传感器技术进行了关注、跟踪和研究，对光纤光栅传感器（FBG）、压电导波传感器（PZT）、声发射传感器（AE）、含金属芯导波纤维传感器（MPF）、智能涂层传感器（SC）、真空比较裂纹监测（CVM）传感器、非本征型F-P干涉（EFPI）传感器7种类型传感器监测复合材料结构的工程适用性进行了试验研究[10-17]（见表1）。筛选出了适合复合材料结构实施健康监测的光纤光栅、压电导波、声发射和含金属芯导波纤维4种传感器。其中，光纤光栅传感器适用于复合材料结构关键部位应变监测，导波传感器和含金属芯导波纤维传感器适用于复合材料整体结构的区域的冲击、脱黏和分层损伤监测，声发射传感器适用于复合材料结构局部损伤被动监测。

研究团队重点关注的则是光纤光栅应变监测传感器和压电导波损伤监测传感器，不仅是因为它们是最为热门的和最富想象空间的先进传感器，它们的出现对促进结构健康监测技术概念的形成和发展有重要作用，同时也因为它们符合飞机结构监测策略的需要。

同时，通过大量的试验、分析和研制工作，重点解决了光纤光栅、压电导波、声发射和含金属芯导波纤维4种传感器的安装、封装、环境补偿、校准、网络优化等工程适用性问题，研制了封装式FBG应变传感器、封装式FBG应变花传感器、PZT智能夹层传感器（见图8～图10），制定了FBG/PZT传感器的安装工艺，并在试验中对其工程适用性进行了验证考核，实现了健康监测传感器在飞机结构试验中的工程应用能力。

3典型复合材料结构损伤监测方法

研究团队针对复合材料结构典型损伤，按照由元件SHM监测试验建立基本特征信号数据库，通过细节件、组合件等逐级试验来考虑连接形式、部位、几何尺寸和环境等因素对信号的影响，进而得到实际可应用的损伤特征数据库的技术路线，开展了复合材料结构损伤监测研究（见图 11）。对复合材料主结构的监测部位进行了分析、筛选，综合考虑缺陷/损伤的可检性和对复合材料结构的威胁程度，先期重点对4类复合材料结构（层合板、T形、π形、单搭接，见表2）的三种典型损伤（分层损伤、脱黏和冲击损伤）开展了监测方法研究。建立了基于导波、声发射和MPF传感技术的损伤监测方法（见表3），如主动兰姆波的损伤指数法、基于三角测量和最优化技术的复合材料冲击定位两步法、基于声发射和神经网络技术的复合材料冲击定位方法、基于时间反转聚焦的损伤合成成像方法（见图12）、基于导波传感器的损伤被动定位方法、基于MPF花型传感器的冲击定位方法和损伤监测、识别、定位相关算法判据[18-31]，构建了典型复合材料结构损伤诊断数据库。

4结构损伤监测仪器和综合集成

驱动传感器产生信号，用传感器接收结构损伤萌生时的应力波信号或结构产生的发射信号，对信号特征进行监测、处理、识别和诊断，需要一个计算机驱动系统才能完成这样的任务，因此相应的监测仪器是实现结构健康监测的基础。传感器功能不同，监测仪器结构也完全不同。团队研究中监测仪器的开发大致分两类，即应变监测和损伤监测。应变监测仪器以光纤光栅解调仪为主，依托航空工业计量所团队研制；损伤监测仪器以导波损伤监测技术为主，分为主动监测仪器和被动监测仪器两类，主动监测仪器的研制依托南京航空航天大学团队；被动监测仪器的研制依托大连理工大学团队；航空工业强度所从推进工程化应用和网络化系统集成的目的出发研发了压电导波主被动合成监测仪器。

经过数年的努力，成功研发了光纤光栅应变监测系统、多通道导波损伤监测系统，并快速实现性能升级（见图13～图16），性能达到国际同类设备的水平。

飞机结构强度地面试验是结构健康监测技术应用的重要场景之一，在地面试验中对飞机结构尤其是全机结构实施健康监测是一个综合任务，需要多个子系统的协同工作。SHM只有实现对全尺寸结构的全面监测和综合监测，对地面试验才有重大意义，而这唯有多子系统协同工作才能实现。为此，航空工业强度所突破了系统集成、数据融合等关键技术，研发了一个集多系统，异构数据综合分析、评估、管理、于一体的结构健康综合监测系统平台，此系统具备远程网络传感控制、监测数据管理、损伤诊断、健康状态综合评估和基于VR的监测数据3D可视化功能，如图17所示。

5 SHM在飞机全尺寸结构地面强度试验中的验证和应用

针对复合材料结构典型损伤形式，研究团队建立了面内破坏模型、分层破坏模型、凹坑回弹的蠕变模型。开发了基于疲劳损伤评估判据的复合材料层合板性能计算软件和复合材料加筋结构剩余强度评估软件，包括复合材料层合板和加筋结构低速冲击损伤分析系统、复合材料层合板和加筋结构剩余强度（损伤容限）分析系统、含内埋孔复合材料层合板剩余强度分析等子系统。

针对复合材料结构特点，开展了复合材料结构载荷监测方法研究，建立了复合材料结构应变—载荷关系测试方法，开发了应变—载荷数据处理及载荷监测软件，通过基于实测载荷数据的载荷谱编制方法研究，建立了基于实测载荷数据的载荷谱编制方法。

另外，研究团队按照“积木”式试验验证方法，结合复合材料结构主结构（机翼、机身、机头）项目和强度所开展的飞机结构地面试验项目，通过复合材料壁板结构试验、复合材料盒段结构试验、复合材料机翼结构试验等逐级对传感器工程适用性、损伤监测方法、结构健康监测仪器及综合集成系统平台进行了多层级验证（见图18～图20）。

6總结与思考

6.1总结

经过多年的通力协作，国内在飞机结构健康监测领域取得了很大进展，大体表现在如下几个方面。

（1）理清了民用飞机结构健康监测技术与现有结构完整性的关系，确定了飞机结构健康监测技术的内涵、范畴和策略，明晰了民用飞机结构健康监测技术发展路径。

（2）解决了基于柔性基底的光纤光栅、压电晶片、含金属芯压电纤维等传感器的封装、安装工艺；建立了光纤光栅、压电传感器网络的温度补偿方法。实现了传感器在飞机结构地面试验中工程应用。

（3）建立了复合材料结构损伤的多域表征指数及基于稀疏传感器阵列的健康监测方法，实现了复合材料结构损伤和冲击载荷的快速、准确识别。

（4）研制了自主知识产权的光纤光栅应变监测系统和压电健康监测系统，建立了结构健康监测综合集成系统平台。

（5）基于“积木”式体系，系统开展了结构健康监测技术研究与验证，研究成果应用于C919中央翼盒段静力和MA600全机疲劳等重点型号试验，并持续在各类型号试验中推广。

6.2几点思考

飞机结构健康监测技术相关的传感器、监测方法、子系统的研制等研究进展很快，但仍然离实现飞机结构健康监测管理的在线应用有很大距离，从某种意义上讲似乎已经进入了瓶颈期。为此，下面提供一些思考以抛砖引玉，希望以此能引起更多的探索与创新。

（1）新的功能材料的发展日新月异。要继续关注新的传感器技术在SHM领域的应用潜力。现有传感器技术和监测方法也还需要进一步的提升和完善。

（2）单项结构健康监测系统从传感器、监测方法到子系统，可以实现对单一结构细节部位进行损伤监测，作为远程终端，其网络能力还可以随着5G等先进网络技术的发展进一步改进。

（3）综合集成监测平台通过集成多种结构状态监测手段，可以实现对全尺寸乃至全机地面强度试验的应变、损伤等状态监测。综合集成平台能力还可以往多试验平台、多场景网络发展，形成飞机地面强度试验数据中心的雏形。在此基础上可以衍生或促进飞机结构数字孪生、虚拟试验、虚拟现实等诸多技术的发展。

（4）文中飞机结构健康监测的策略分析可以发现耐久性损伤容限分析方法和计算模型是解决飞机结构SHM和PHM问题的根本。损伤监测数据和载荷监测数据只有经过损伤模型和寿命模型分析才能发挥作用，否则现有的结构健康监测技术构建的只是一个没有心脏的空壳子。飞机结构强度计算和耐久性损伤容限分析是一个强度领域的传统问题，不太容易引起SHM研究者们的重视，也不容易获取新的项目资金支持，但它是否能随网络技术的发展而不断地创新，却是决定能否实现飞机结构SHM/PHM技术在线应用的基础。结构强度数据需要数字化、模型化，计算理论需要结合具体的结构形式实现模型化、模块化和信息化。

（5）在结构完整性五大阶段任务中，第四阶段任务是对前三个阶段（即设计、研制、试验三个阶段）的成果总成，其中强度技术的成果总成对飞机结构健康管理技术的形成起到非常关键的作用，将其实现信息化是实现飞机结构PHM管理的基础。

飞机结构健康监测技术有着光明的应用前景，但道路是漫长的，还有很多路程需要坚实地探索。

参考文献

[1]孙侠生，肖迎春.飞机结构健康监测技术的机遇与挑战[J].航空学报，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.結构健康监控[M].北京：国防工业出版社，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]杜善义，张博明.飞行器结构智能化研究及其发展趋势[J].宇航学报，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]白生宝，肖迎春，黄博. FBG传感器应变标定方法[J].振动、测试与诊断， 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]石晓玲，袁慎芳，邱雷.抗电磁干扰压电夹层优化设计[J].计量学报， 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]严春霞，裘进浩，罗俊.含金属芯压电纤维智能夹层制备与性能研究[J].压电与声光，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，裘进浩，常伟杰.含金属芯压电纤维传感Lamb波方向性研究[J].传感器与微系统，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]白生宝，肖迎春，刘马宝.智能涂层传感器监测裂纹的工程适用性研究[J].无损检测，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]孙亚杰，袁慎芳，邱雷.基于Lamb波相控阵和图像增强方法的损伤监测[J].航空学报， 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]苏永振，袁慎芳，周恒保.基于三角测量和最优化技术的复合材料冲击定位两步法[J].宇航学报，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]王强，袁慎芳.复合材料板脱层损伤的时间反转成像监测[J].复合材料学报，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]刘建，裘进浩，常伟杰.基于矩形压电片的冲击载荷定位新方法[J].振动、测试与诊断，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，张逍越.基于Shannon复数小波的复合材料结构时间反转聚焦多损伤成像方法[J].复合材料学报，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]刘国强，肖迎春，李明.复合材料胶接损伤的指数监测方法研究[J].航空学报，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]刘国强，孙侠生，肖迎春.基于Lamb波和Hilbert变换的复合材料T型加筋损伤监测[J].复合材料学报， 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，韩晖.包络提取在冲击损伤成像方法中的应用[J].振动、测试与诊断，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]陈霞，肖迎春.含冲击损伤复合材料层压板压缩破坏机制的声发射特性研究[J].实验力学， 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]鲍峤，袁慎芳.基于阵列传感器的复合材料结构损伤MUSIC成像方法[J].复合材料学报， 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]刘国强，肖迎春，张华.复合材料加筋板损伤识别的概率成像方法[J].复合材料学报，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.基于导波强化裂变聚合概率模型的损伤监测方法[J].振动、测试与诊断， 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，刘国强，肖迎春.基于线性相控阵的金属损伤定量监测仿真研究[J].压电与声光，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，刘国强，复合材料层合板损伤的延迟累加成像算法[J].科学技术与工程， 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）（責任编辑陈东晓）

作者简介

孙侠生（1962-）男，博士，研究员。主要研究方向：飞行器综合优化设计，航空CAE软件研发。

Tel：010-57827551

E-mail：sunxiasheng@cae.ac.cn

肖迎春（1964-）男，博士，研究员。主要研究方向：飞机结构健康监测技术。

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

白生寶（1979-）男，硕士，高级工程师。主要研究方向：飞机结构健康监测技术。

刘国强（1984-）男，硕士，高级工程师。主要研究方向：飞机结构健康监测技术。

杜振华（1982-）男，硕士，高级工程师。主要研究方向：飞机结构健康监测技术。

袁慎芳（1968-）女，博士，教授。主要研究方向：智能结构技术。

薛景锋（1973-）男，博士，研究员。主要研究方向：传感器技术。

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