飞行器复合材料全寿命结构健康监测技术

卿新林，刘琦牮，张雨强，刘 晓

(厦门大学航空航天学院，福建 厦门 361102)

由于比强度和比刚度高、材料力学性能可设计、易于整体成型等优点，先进复合材料是轻质高效结构设计的最理想材料[1].特别在航空航天领域，其优异的性能不但可减轻结构重量，提高使用寿命，降低维护成本，同时也为增加民用飞机舱内压力和空气湿度，改善舱内环境设计提供了可能[2].近年来，复合材料技术得到了快速发展，在飞行器上的用量大幅提升.

飞行器复合材料不仅要承受长期而复杂的疲劳载荷和意外冲击载荷的作用，而且还要承受温度、湿度等严苛的外部环境因素的考验；这些因素不论是单独还是同时作用，均可导致复合材料的性能发生变化或被破坏.然而由于复合材料本身的结构特点及所受载荷和使用环境的复杂性，使得复合材料的完整性与耐久性分析变得非常困难[3-4].因此，及时发现飞行器复合材料中的结构损伤与破坏，对避免造成突发性破坏与结构失效具有重要意义.由于复合材料结构的缺陷与损伤模式具有不易被观察与检测的特点，尽管现有的无损检测技术在飞行器复合材料结构损伤检测中可以发挥一定的作用，但其无法进行现场实时监测，无法检测隐藏部位的损伤，且受人为因素影响较大.除此之外，对于大尺寸复合材料，如波音公司B787、空客公司A350的复合材料机翼壁板长达十几米甚至几十米，传统无损检测技术不仅检测成本高昂，而且检测速度和效率都难以满足各方面的要求.如何对飞行器复合材料结构的潜在和实际损伤及已有损伤的扩展进行实时监测，并快速评价其对飞行器结构可靠性的影响，是一个极富挑战性的课题.

以永久集成在复合材料表面或嵌入结构内的分布式传感器网络为基础的结构健康监测(SHM)技术是确定结构完整性的革命性创新技术[5-10].SHM技术通过在复合材料中内置传感器网络，可实时获取其结构状态以及服役环境等信息，从而实时掌握其结构的健康状况，并在此基础上对可能发生的损伤和故障进行预判，以便能及时采取措施，建立基于结构实际健康状况与性能的视情维护策略，从而提高飞行安全性并降低运营维护成本.近年来，国内外学者在SHM的基础理论、关键技术以及工程应用等方面开展了大量研究[11-15]，并逐步将SHM技术应用于先进飞行器结构的安全维护中[16-19].

SHM技术在复合材料结构的制造、服役及维护的全寿命周期中都可以发挥重要的作用，如图1所示[5].目前可用于复合材料SHM的传感器包括光纤传感器、压电传感器、电磁传感器、微机电系统、纳米传感器等[20-24].对于飞行器复合材料结构的状态监测, 光纤传感器有较大的优势，可用于监测温度、应变、气动压力等多种参数[25].而压电传感器由于重量轻、体积小，可同时用于主动和被动传感，在复合材料结构损伤监测中有明显优势[26-27].目前在复合材料上集成了压电传感器，以Lamb波作为损伤信息传递媒介的在线SHM技术得到国内外研究人员的高度重视，开展了大量工作，已开始应用于先进复合材料结构的制造、服役及维护的全寿命周期健康监测[9-10,28-33].

本文针对飞行器复合材料结构在制造、服役及维护的全寿命周期内对SHM的需求，简要介绍SHM技术应用于飞行器复合材料结构时的主要挑战及其解决方案，并阐述飞行器复合材料SHM技术的发展趋势和方向.

1 多功能传感器网络

集成在被监测复合材料中的传感器网络是SHM的重要组成部分，如何在结构中有机集成传感器网络是SHM首先要解决的问题.斯坦福大学提出的传感器网络智能层(SMART Layer)通过柔性印刷电路和层压技术将传感元器件嵌入到柔性介质薄膜上，为在结构上安装传感器网络提供了方便、有效的手段[11,34-35].根据不同的要求，智能层可以有不同的结构形式：除常用的压电传感器外，同时也可集成其他类型传感器，如应变、温度与湿度传感器等，图1为典型的SMART Layer结构[35-36].

图1 SMART Layer示意图[35-36]

SMART Layer既能安装在现有复合材料的表面，如图2(民用飞机A350内表面实物图)所示；SMART Layer又可以在复合材料结构的成型过程中(比如缠绕成型、树脂传递模塑(RTM)成型)嵌入复合材料结构内部[26-27]，如图3所示.

图2 SMART Layer粘贴安装于现有复合材料结构表面[5]

图3 SMART Layer在复合材料结构成型过程中被嵌入结构内部[27]

由于飞行器复合材料结构尺寸通常较大、状态性能参数多，需要大型多功能传感器网络来感知结构状态和监测结构损伤[37].为此，斯坦福大学Chang和厦门大学Qing等开发了一种基于聚合物的可扩展柔性传感“神经”网络，有机集成多种类型的高密度传感器阵列[5,38-42].如图4所示，借鉴纳米和微电子集成电路设计工艺，将聚酰亚胺高聚物薄膜加工成可伸展的微线网络；通过在各个方向上的拉伸，可将网络从微观大小扩展到宏观尺度；通过在功能节点上放入多种类型的传感器、激励源、电子元件或其他功能材料，利用微线连接功能节点，即形成传感器网络.类似于上述的SMART Layer，可扩展多功能传感器网络可以粘贴在复合材料结构表面或者埋入复合材料结构中对其全寿命周期的状态进行实时监测.

图4 集成温度、应变和压电传感器的可扩展多功能传感器网络[5]

2 复合材料固化过程监测

复合材料的质量及力学性能与其固化工艺和制造过程密切相关.为了稳定复合材料的产品质量，降低生产成本，各国学者开展了大量基于先进传感技术的复合材料固化过程监控研究工作.树脂基复合材料的制造与成型工艺方法多种多样，各有所长.由于成本低、效率高、适用于制造复杂的三维大尺寸结构，复合材料液体模塑成型(LCM)工艺正在成为关注的焦点[43-45].本节主要介绍复合材料LCM固化过程在线监测方法，这些方法同样适用于复合材料其他成型过程的监测.

复合材料LCM固化过程主要监测固化度、温度、残余应力和流动前沿4个物理量[24,46-47].目前复合材料LCM固化过程的监测方法有很多，按其监测原理可分为电、热、光、声4类，但每一种方法都只能监测部分参数，具有一定的局限性，在使用时需要根据具体条件进行选择评估.

2.1 电学方法

电学方法用于复合材料LCM固化监测主要有阻抗(ER)、介电(DI)和时域反射(TDR)等方法[48-53].ER法可用于监测树脂流动前沿[48]，能捕捉到快速注入时树脂的流动过程；此外，将传感器嵌入预浸渍材料中，通过监测电阻的变化能够得到固化过程中的内部应变[49].DI法通过监测周围环境介电性质的变化引起的电信号变化，可监测复合材料LCM固化过程中树脂流动的前沿位置，并可得到固化度、凝胶点、玻璃点等参数[50-53].TDR监测利用固化过程中阻抗的不连续造成TDR信号的变化，同样可监测树脂流动前沿和固化度[54-55].电学方法是各种监测方法中最简易直接的办法，但是相较于其他方法，电学方法有着致命缺点.如易受电磁场影响，几乎难以用于碳纤维增强复合材料中；尽管研制出了带电磁屏蔽的传感器，电学方法在碳纤维增强复合材料实验中所表现出的精度仍待提高[56].

2.2 热学方法

复合材料LCM固化过程中的温度监测通常采用热电偶(TC).除监测温度外，TC还可监测一些固化特性，如固化度和树脂流动[57].除TC外，红外热成像(IR)法也可应用于监测复合材料LCM固化过程中的树脂流动前沿与固化度[58-59].但IR法具有较大的局限性，只能用于开模或透明模具的工艺中，且易受环境因素干扰，仅能得到表面信息.总之，热学方法多为辅助，需要和其他方法配合使用才能更加精确有效.

2.3 光学方法

光学方法主要通过分析经光纤传感器调制后的光信号特征(如光的强度、波长、频率、相位、偏振态等)的变化来实现复合材料LCM固化监测.根据光信号调制方式，光纤传感器分为强度调制、相位调制、波长调制和分布式等.强度调制型主要用来监测固化度和树脂流动[60-61]；相位调制型主要用来监测复合材料固化时内部温度和残余应力大小[62-64]；波长调制型主要有光纤布拉格光栅(FBG)和长周期光栅传感器，用来实时监测复合材料主要固化工艺参数，包括原位监测复合材料LCM固化过程中的树脂流动前沿、固化度、应变和温度等[65-67].光纤的材料性能与增强纤维比较接近，嵌入复合材料内部时对成品性能影响小，且光纤传感具有高灵敏度、无电磁干扰的优点.

2.4 声学方法

在复合材料LCM固化过程中，当基体材料发生相变时，会导致材料弹性模量变化，因此弹性模量是反映固化状态的重要参数.超声固化监测利用超声波速和材料密度与弹性模量的相互关系，通过实时测量超声波的波速和衰减来获取复合材料的固化信息[68-69].按照超声传感器的放置位置，将超声监测分为接触式和非接触式，2种方法均可使用脉冲回波和收发传输模式，都可用来监测复合材料固化时的动态机械性能和固化度[70-72].

因为传播距离相对较长，且对传播路径上的不连续情况(包括材料厚度上的任何区域)敏感，利用基于压电传感器的超声导波监测复合材料LCM固化过程具有很大的优势[28-29,73-75].厦门大学Qing等[28]提出的压电传感器“神经”网络实现了在复合材料LCM固化过程中对树脂流动前沿和固化反应进程的有效监测.

压电传感器“神经”网络监测复合材料LCM固化过程中树脂三维流动前沿的原理如图5所示.对于具有3个可变截面的模具，分别安装3层压电传感器网络来监测树脂在不同截面上的流动前沿.传感器及其传感路径分为3部分:1)下表面传感器Sl1～Sl6，前11条传感路径；2)中部表面传感器Sm1和Sm2，第12条传感路径；3)上表面传感器Sh1和Sh2，第13条传感路径.树脂三维流动前沿的监测过程：在注入树脂前，采用一发一收模式从各传感路径采集Lamb波信号作为参考信号；在树脂注入过程中，按一定的时间间隔采集各传感路径的Lamb波信号，当树脂流动前沿经过某特定传感路径时，Lamb波的能量会泄漏到树脂中，导致Lamb波信号衰减，提取Lamb波的变化特征；当树脂到达腔体厚度改变点时，流动将由二维向三维发展，相对应截面上传感路径的Lamb波信号会继续发生改变.然后将Lamb波的振幅等变化特征与理论计算或标定实验得到的曲线进行对比，即可得到此时树脂流动前沿在对应路径中的位置，进而得到当前树脂的流动前沿.在树脂填充完成后的固化过程中，Lamb波信号可用于监测树脂的固化行为.

图5 复合材料LCM三维树脂流动前沿超声导波监测原理[28]

图6(a)所示是复合材料LCM三维树脂流动前沿监测的实验结果，4条曲线反应了4条路径上Lamb波信号的变化情况，Pn-m表示图6(b)～(d)中第n号压电传感器和第m号压电传感器之间的传感路径.当传感路径连续被树脂覆盖时，泄露到液体树脂中的Lamb波越来越多.覆盖路径越长，能量衰减越大，信号幅值越小.当传感路径被完全覆盖时，信号振幅趋于稳定.由此可见，Lamb信号直达波的振幅变化可以表征树脂的流动前沿，同时通过对信号幅值变化的绝对值进行积分和归一化可以得到固化反应进展曲线，进而实现对树脂固化过程的实时监测.

①～⑥为传感器序号.

复合材料固化成型过程监测是自动化生产的基础，也是决定复合材料结构性能的关键，复合材料制造业非常重视各种SHM技术在复合材料成型制造上的应用.多种传感技术的集成融合可以实现复合材料固化工艺参数的全方位监测，克服单一传感技术的不足.同时随着材料科学、制造工艺、微纳电子以及信息科学等技术迅猛发展，集传感、驱动、通信和计算为一体的多功能传感系统是今后发展的重点，这将为复合材料固化成型过程的实时监测和主动控制优化的有机结合提供契机，为复合材料智能制造提供技术支撑.

3 飞行器复合材料服役状态的SHM

利用与飞行器复合材料集成一体的多功能传感器网络，在复合材料服役过程中全面监测其运行状态，如应变、温度、气动压力以及结构损伤等，实现复合材料的“自感知”、“自思考”、“自适应”，是飞行器复合材料的发展趋势[37].利用此概念设计和制造的未来飞行器复合材料可以克服现有损伤容限设计假设较大损伤存在于复合材料中的局限性，使飞行器结构能在它的物理极限内运行，充分发挥复合材料的优异性能.

飞行器SHM系统的功能可以概括为：监测飞行载荷和环境参数，例如速度、气动压力等；感知结构状态参数，例如应变/应力、温度；监测结构损伤，包括脱粘、分层、裂纹等.

3.1 飞行器表面气动压力的测量

飞行器的气动外形对飞行性能、气动噪声、动力响应等起着决定性的作用，好的气动外形不仅能够大大地提高飞行器的气动性能和飞行效率，而且对飞行器的结构设计、机械系统设计以及机载系统设计也有重要影响.飞行器表面气动压力分布是飞行器气动外形设计的主要依据，准确、完整的气动压力分布测量可以用于确定飞行器表面最小压力点的位置、激波位置、气流分离情况等，这对设计出性能优异的气动外形具有重要意义[76-78].飞行器结构表面气动压力的测量方法主要有：测压孔[79-80]、压敏漆[81-82]、基于电信号或基于光信号的压力传感器等[83-84].但这些方法要么系统复杂、不易安装，受温度影响较大；要么只适用于风洞内实验.质量轻、体积小、灵敏度高、可适应于复杂非平整表面且不影响飞行器气动特性的微型柔性传感器是气动压力测量技术的发展趋势.通过将这类新型传感器与飞行器复合材料集成，不但可实现风洞实验中复合材料表面气动压力的测量，而且有望实现飞行器复合材料全寿命周期内气动压力的实时监测.

厦门大学杨晓锋等[85-89]分别从化学和物理两个方面探索了基于双电层电容器和界面极化效应的柔性电容传感器的传感机理及传感性能，围绕传感材料制备与分析、传感原理模型、传感器制备工艺与结构设计和气动压力传感特性等方面进行了较为深入的研究.基于离子薄膜介电层的柔性电容传感器通过引入双电层电容器提高了传感器的灵敏度[85-87]；发展了基于界面极化效应的柔性电容传感器设计方法，有效地提高了传感器的灵敏度和耐久性[88]；同时提出了一种简单高效的表面微结构制备工艺，用于制备基于表面微结构介电层的高灵敏柔性电容传感器[89-90].这些传感器对气动压力的变化较为敏感，能准确测量出结构表面的气动压力大小和位置，为未来飞行器表面气动压力的测量提供了更多的选择.

3.2 飞行器复合材料的结构状态监测

飞行器复合材料的结构状态监测主要通过间断或者连续的监测，获取复合材料在服役过程中的应变、温度等信息，再利用基础试验获得的材料性能退化数据等来实现.

3.2.1 应变监测

美国航空航天局(NASA)从20世纪90年代中期开始引入光纤光栅传感技术，并于1998年采用光纤光栅传感器感知可重复使用运载器(X-33飞行试验)低温贮箱的状态(包括温度和应变场)[91-92].在21世纪初,美国NASA开始研究机翼形状的测量方法,研究人员在一根复合材料制成的空心管上布置了多条弱反射光纤光栅传感器,并计算弯扭组合状态下的挠度[93].从2014年开始,NASA阿姆斯特朗飞行研究中心逐步开展机翼蒙皮变形测量方面的研究,将之前的理论与技术积累进一步发展到工程应用领域,将局部的变形测量值进一步扩展到整个翼面,并重构整个翼面的变形状态[94-95].NASA在多次往返航天飞行器项目中,利用FBG传感器监测DC-XA Flight 2的结构状态[96-97].到目前为止，FBG在飞行器结构状态监测方面已有较高的技术成熟度和广泛的应用[98].

与光栅光纤传感器相比，分布式光纤传感器具有测点多、分辨率高等特点,在应变场重构等技术领域具有更大的优势.但基于光纤传感器的飞行器结构状态感知技术对环境的影响比较敏感，在实际应用中易受干扰，实际应用中需针对飞行器结构的应用环境进行光信号补偿或环境因素解耦.

3.2.2 撞击监测

外界物体撞击造成的目不可视的内部结构损伤是飞行器复合材料结构安全的最大隐患，因此撞击监测是复合材料结构状态监测的一个重要方向.目前国内外最常用的撞击监测方法是利用压电传感器接收撞击所产生应力波，再对信号进行分析，提取信号的波速、幅值、到达时间等特征用于撞击载荷重构与定位[99-100].

撞击监测算法一般有基于应力波到达时间、基于模型和基于神经网络的方法等.基于应力波到达时间的撞击监测方法通过计算波达时间、波速和撞击点与传感器的距离，运用三者的数学关系对撞击进行定位[99-105].由于复合材料存在各向异性，应力波在复合材料中的传播存在严重的弥散现象，难以计算精确的波达时间，导致误差较大.另外，基于波达时间的计算方法往往只能计算撞击的位置，无法对撞击载荷历程进行重构.在载荷重构等方面主要依靠基于模型和基于神经网络的方法.基于模型的方法通过建立复杂的数学模型为监测系统提供应力波在结构中传播的动态特性[106-107]实现撞击监测.但由于实际系统复杂且边界条件未知，大多数在简单结构上进行的模型研究难以应用于实际工程中，即使可以模拟撞击响应，也很难根据传感器输出信号重建撞击载荷历程.基于神经网络的方法通过训练找到相互关联的并行元素之间的关系，计算出确定输入的特定输出[108-110]，但基于神经网络的撞击识别方法需要大量的输入元素进行训练，导致该方法在实际应用中的适用性较差.

近年来新发展的系统辨识技术是一种在实际工程应用中行之有效的撞击监测算法[111-113]，该方法既不需要建立复杂的物理模型，也不需要进行大量先验训练，只需要进行少量实验获取输入与输出信号，通过分析输入与输出信号之间的关系建立可以描述系统动态响应的传递函数，利用传递函数求逆的方法获得输入的撞击载荷历程，其撞击监测过程如图7所示.值得一提的是，在传统系统辨识技术中将整个系统视为线性系统，而实际应用中的结构性质并不完全一致，在标定及插值过程中若使用线性方法将大大降低载荷重构的精度需求，厦门大学李文卓[113]通过使用成本函数进行加权计算和非线性传递函数插值方法，无论是撞击定位还是载荷重构均得到了高精度的计算结果，并对复杂复合材料结构有较强的适用性.除此之外，一些新的撞击监测方法与技术还在不断涌现[114-116].

图7 撞击监测系统辨识技术流程示意图[113]

3.3 飞行器复合材料结构损伤监测

飞行器复合材料结构在服役过程中的损伤监测大致可以分为损伤位置未知的大面积范围内结构随机损伤(如外界撞击等)监测和关键部位的局部损伤监测.

3.3.1 大面积范围内的结构损伤监测

超声导波在结构中传播距离长且对复合材料脱粘、分层、裂纹等损伤敏感，因此超声导波损伤监测技术是目前大面积范围内复合材料结构损伤监测最有效的技术手段[5,10,14].超声导波SHM技术通常利用压电元件作为驱动器和传感器，以超声导波作为损伤信息传递媒介在线实时监测复合材料结构上的损伤及其扩展情况，其基本原理如图8所示.

图8 超声导波SHM的基本原理

损伤诊断算法是超声导波SHM的核心，现有的损伤监测算法包括相控阵技术[117-118]、延迟叠加成像方法[119]、层析成像技术[120]、椭圆加权分布损伤成像[26,121-123]、时间反转[124-125]等.然而由于飞行器复合材料的材料特性和构造复杂性，比如材料各向异性、带曲率结构和加筋结构等，导波在这些结构中的传播非常复杂，在实际结构中很难获得精确的波速，难以精准布设传感器，再加上环境噪声影响，大多数方法的可靠性和有效性应用于实际飞行中具有较大的挑战性.椭圆加权分布成像技术由于提取的是和基准信号对比的散射信号，可以消除传感器布设误差、环境噪声等对测量结果的影响，且不受频散特征及复杂结构的影响，越来越受到广泛的重视.

基于多激励-传感路径的椭圆加权分布损伤成像方法主要基于：激励-传感路径上的信号变化与结构的变化正相关，与损伤或缺陷离激励-传感路径的距离负相关.该方法本质上属于一种基于概率统计的损伤成像算法，通过加权分布函数将传感器阵列中每条传感路径所校对的损伤因子值映射为缺陷在传感阵列所包围的检测区域内的每个离散坐标点上出现的概率值.该方法包含如下两个计算步骤：1)计算传感器阵列中每条传感路径上的损伤因子，2)根据损伤因子构建损伤图像.图9所示是使用椭圆加权分布损伤成像法监测复合材料火箭燃料罐撞击损伤的实验结果，压电传感器智能层在复合材料火箭燃料罐的制造过程中嵌入其结构内部[26-27].

图9 复合材料火箭燃料罐撞击损伤监测结果[26]

3.3.2 关键部位的局部损伤监测

在飞行器复合材料结构的一些关键部位不但承受循环载荷，结构本身还具有复杂的非线性耦合因素(如螺栓连接结构)，损伤发生概率相对较高，必须针对这些结构开发局部损伤诊断技术.国内外学者提出了多种基于新型传感器技术的关键部位微小损伤监测方法，包括基于比较真空监测(CVM)传感器、智能涂层监测(ICM)传感器、柔性涡流(FEC)传感器、压电传感器以及声发射(AE)传感器等监测方法.

1)CVM方法

CVM通过测量粘贴在结构表面传感器密封气腔的压强差变化,以表征结构表面微裂纹密度.美国联邦航空管理局、波音、空客及美澳军方等组成的研究小组对CVM的适用性进行了测试，试验证明其耐久性达到使用标准，波音、空客等航空业巨头都表现出对该技术的兴趣[21].

2)ICM方法

ICM传感器本质上是一种电阻性功能梯度材料，当其涂层的几何形状及厚度确定后，其阻值随涂层衬底裂纹变化而变化.当被监测结构产生裂纹时，涂布在结构表面的ICM传感器涂层衬底也会产生裂纹.因此，通过ICM传感器电阻值的测量可以实现对结构上的裂纹监测.ICM技术已在航空工业相关研究所和空军装备研究院等单位进行了试验和考核[126].

3)FEC传感器

本课题组[127-129]提出了基于内置FEC传感网络的复合材料螺栓连接结构在线监测技术，设计了一种由一个激励线圈和多个接收线圈组成的涡流阵列传感薄膜与螺栓连接结构相结合，用于监测复合材料螺栓连接结构的完整性，如图10所示.实验与数值模拟表明该涡流阵列传感薄膜能有效监测复合材料螺栓连接结构沿孔边轴向与径向的损伤以及挤压损伤[127].

4)机电阻抗法(EMI)

复合材料结构中的局部微小损伤的产生和发展会影响其机电阻抗，因此通过监测粘贴在结构上的压电传感器的阻抗变化可以表征结构微小损伤状态.国内外学者在应用EMI监测局部损伤方面开展了很多工作[130-136]，但这些机电阻抗监测方法主要基于直接采集阻抗信号并计算其对应损伤指标的处理方式.

本课题组[137-138]围绕基于压电传感器和机电阻抗理论模型的SHM方法进行了较为深入的研究，提出了一种基于机电阻抗模型的损伤特征信号(DCMI)的提取方法,该方法能够更有效地表征结构损伤与信号特征之间的关系.同时，为了能够直观地显示损伤定位结果，在经典概率加权损伤成像(PDI)算法的基础之上，提出了一种改进概率加权损伤成像(MPDI)算法以及集成的EMI-DCMI-MPDI损伤成像方法.实验结果表明这些方法能够明显改进损伤监测结果[139].

5)压电传感器超声导波法

压电传感器超声导波法是关键部位局部损伤监测的一种最常用方法[5,14,16-18,140-141]，其监测原理与3.3.1 节大面积范围内结构损伤的超声导波监测方法相同.相比于基于CVM传感器、ICM传感器、FEC传感器的监测方法，压电传感器超声导波监测方法具有2个主要优点：1)可远离损伤区域监测Lamb波传播路径上的损伤；2)可监测结构内部和表面的多种损伤形式，包括裂纹、分层、脱层、孔洞等.

损伤的定量化是关键部位局部损伤压电传感器超声导波监测的重点和难点，目前对于复杂结构局部损伤扩展的定量化监测通常需要采用半经验化方法来实现.图11为使用基于SMART Layer的超声导波SHM技术对复合材料修补片下疲劳裂纹扩展监测的一个例子.基于SMART Layer的主动SHM系统用来监测损伤在疲劳载荷下的扩展，通过一个半经验化方法来量化损伤的大小，对损伤扩展进行实时定量监测.在这个半经验化的方法中，通过给出损伤指数曲线的几个初始数据点(裂纹长度)，来确定损伤指数与实际裂纹长度的关系[9,142].

6)非线性超声导波早期损伤检测

考虑到在冲击载荷下，复合材料冲击损伤初期阶段会产生基体开裂、纤维断裂，后期会演化为分层及断裂失效.根据美国NASA的TM-2001-210844报告，冲击损伤对复合材料结构的完整性和使用寿命构成威胁，但是很难被检测发现.在这一背景下，本课题组开展了基于非线性超声导波二次谐波[143]和非线性超声导波混频检测技术[144]的复合材料低速冲击损伤检测和监测研究，对低速冲击损伤导致的复合材料内部微缺陷实现了有效的检测和评价.此外，还开展了利用线性和非线性超声Lamb波对复合材料在热疲劳和水侵入作用下的材料性能退化评价研究[145-146].

此外，SHM技术同样可应用于复合材料的维护修理中，国内外学者在这方面也开展了一些研究[18,30,147-148].

4 飞行器复合材料SHM技术展望

经过多年的发展，飞行器复合材料SHM技术在基础理论、关键技术以及工程应用等多方面都取得了重要进展.少数用于感知结构状态的监测方法开始应用于飞行器型号；一些监测方法已经通过飞行器结构地面验证，正处在飞行验证阶段；大多数SHM技术，特别是能给飞行器维护带来巨大经济效益的SHM，还处于实验室验证阶段.SHM技术在飞行器上应用的主要挑战在于不仅要求监测系统具有足够高的可靠性和损伤检测概率，而且要求对服役环境具有高耐受性，特别是在民用航空领域，监测系统还需满足适航要求.

在航空航天领域，SHM技术的发展趋势可以概括为以下几点[4,5,37]：传感器向小型化、集成化、智能化的多场耦合传感技术发展；监测方法从线性向非线性、从低频向高频发展，数据处理方法向智能化发展，诊断结果从定性向定量发展；监测过程向复合材料的结构设计、制造、服役到维护的全寿命周期发展.

特别值得强调的是，基于压电传感器的超声导波监测方法在复合材料SHM方面具有很大潜力，受到广泛关注.但要实现其在飞行器型号上的广泛应用，需要重点解决两个关键问题：损伤定量化的有效性和环境补偿技术的鲁棒性.尽管国内外学者在这些领域已开展了大量工作，但离实际型号应用需求还有一些差距.毫无疑问，在今后相当长的一段时间内飞行器复合材料SHM技术将是航空航天领域的一个重要发展方向.从工程应用的角度，飞行器复合材料SHM技术近期的发展方向主要包括：

1)提高一些应用潜力大的SHM方法的技术成熟度，实现从实验室及模拟飞行条件下的验证到现实的飞行应用.基于光纤传感器、压电传感器、CVM传感器等的SHM技术在一些特定飞行器结构上应用的技术成熟度已经接近6或7，正在进行模拟飞行环境下的试验验证或飞行验证.

2)从相对简单的应变、应力、温度等结构状态参数测量到结构损伤的直接监测.通过监测飞行器结构的应力/应变，再结合相关力学/物理模型与损伤准则，理论上可以计算出结构损伤；但由于飞行器复合材料结构的复杂性，计算分析结果的准确度受到限制.

3)从只检测事件是否发生和定位，到监测定量化.损伤监测定量化是实现复合材料结构视情维护的基础，但由于复合材料结构本身的复杂性以及服役环境的影响，现有的一些损伤定量化诊断算法存在较大的局限性，亟需发展和完善先进的损伤诊断算法.

4)从几个传感器对单个或少数几个参数的局部监测到大型传感器网络对全局多参数监测.在这里需要解决的主要挑战包括：大型传感网络的构建及其与复合材料结构的有机集成，不同传感单元之间的协同工作，多源传感信息的有效融合等.

5)从复合材料结构在制造、服役、维修等各环节中各自应用，到使用同一传感网络对复合材料结构进行全寿命周期健康监测.复合材料结构制造、服役、维修等各环节的监测对象存在差异性，如何构建传感器网络的多功能性是一个富有挑战的问题.

6)将SHM与预测模型相结合，对复合材料结构剩余寿命进行预测.利用SHM的结果，通过对剩余强度与寿命预测模型中涉及的各种不确定性进行协同分析以及对结构状态信息进行更新，实现复合材料结构全寿命服役期内高效可靠的剩余寿命预测及安全评估.

5 总 结

随着先进复合材料在飞行器结构中的大量应用，亟需发展先进的传感技术实现对复合材料结构状态的实时监测.飞行器复合材料SHM技术是确定复合材料结构完整性的革命性创新技术，对于提高飞行安全性、实现飞行器结构视情维护、降低运营维护成本具有重要意义.

本文综述了飞行器复合材料SHM技术的研究与应用进展，主要包括多功能传感网络(SMART Layer、可扩展“神经”网络)、复合材料固化过程监测(树脂流动前沿监测、固化度监测等)、复合材料服役状态监测(飞行器表面气动压力测量、复合材料结构状态监测、复合材料结构损伤监测).重点阐述了本课题组在多功能传感网络技术、复合材料LCM固化过程超声导波监测、柔性传感器的设计与制备、关键部位局部损伤监测等方面的研究成果，同时展望了飞行器复合材料SHM技术的发展趋势.

致谢：本文在撰写过程中得到了厦门大学飞行器健康管理技术研究中心王奕首博士、李卫彬博士、孙虎博士、朱健健博士、杨晓锋博士以及曾现萍、颜佳佳、李文卓等多位研究生的帮助与支持，在此一并致谢！