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作者简介:

程淑莲,女,本科,助理工程师。主要研究方向:碳纤维复合材料、结构健康监测、功能材料与智能结构。E-mail:cslinda@163.com;

穆腾飞,男,博士,高级工程师。主要研究方向:飞机运行设计、飞机总体设计、飞机健康管理、系统工程。E-mail:mutengfei@comac.cc

通讯作者:

程淑莲,E-mail:cslinda@163.com

中图分类号:V267+.31;V219;V37

文献标识码:A

DOI:10.19416/j.cnki.1674-9804.2021.03.015

参考文献 1
卿新林,王奕首,赵琳.结构健康监测技术及其在航空航天领域中的应用[J].实验力学,2012,27(5):517-526.
参考文献 2
KURNYTA A,DRAGAN K,DZIENDZIKOWSKI M.Assessment of sensor technologies for aircraft SHM systems[J].Fatigue of Aircraft Structures,2013,1:53-59.
参考文献 3
FARRAR C R,WORDEN K.An introduction to structural health monitoring[J].New Trends in Vibration Based Structural Health Monitoring,2010,520:1-17.
参考文献 4
BERAL B,SPECKMANN H.Structural health monitoring(SHM)for aircraft structures:a challenge for system developers and aircraft manufacturers[J].Structural health monitoring,2003:15-17.
参考文献 5
WANG C S,CHANG F K.Diagnosis of impact damage in composite structures with built-in piezoelectrics network[C]SPIE’s 7th Annual International Symposium on Smart Structures and Materials.Smart Structures and Materials 2000:Smart Electronics and MEMS.Proceedings of SPIE,International Society for Optics and Photonics 3990,[S.l.:s.n.],2000:13-19.
参考文献 6
穆腾飞,李忠剑,戴喜妹.飞机结构健康监测技术[J].民用飞机设计与研究,2020(3):35-41.
参考文献 7
GIURGIUTIU V.Lamb wave generation with piezoelectric wafer active sensors for structural health monitoring[C]Smart Structures and Materials 2003:Smart Structures and Integrated Systems.Proceedings of SPIE,International Society for Optics and Photonics 5056,[S.l.:s.n.],2003:111-122.
参考文献 8
KESSLER S S,SPEARING S M,SOUTIS C.Damage detection in composite materials using Lamb wave methods[J].Smart materials and structures,2002,11(2):269.
参考文献 9
SU Z Q,YE L,LU Y.Guided Lamb waves for identification of damage in composite structures:A review[J].Journal of sound and vibration,2006,295(3-5):753-780.
参考文献 10
KESSLER S S.Piezoelectricbased insitu damage detection of composite materials for structural health monitoring systems[D].Massachusetts,U.S.:Massachusetts Institute of Technology,2002.
参考文献 11
SUN Y J,YUAN S F,QIU L,et al.Structural health monitoring based on Lamb wave phased array and image enhancement[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2009,30(7):1325-1330.
目录contents

    摘要

    近年来,飞机结构健康监测技术得到了快速的发展,并在航空航天等领域得到了广泛的应用,特别是在碳纤维复合材料结构的状态监控与损伤诊断方面更是明确了功能材料与智能结构的发展趋势。首先分析了航空领域典型的结构健康监测技术,包括模态法、机电阻抗法、超声法、声发射法、Lamb波法,并对其中的Lamb波法进行深入讨论。而后,开展了基于Lamb波技术的温度对压电陶瓷传感器信号传输影响的实验研究。该研究考虑了实验装置及传感器在高温环境下的特性,特制了用于测试压电陶瓷传感器信号传输特性的高温实验装置,将压电陶瓷传感器通过机械方式安装于实验装置上,开展环境实验。分别对五档不同温度下的实验结果进行分析,研究结果表明:温度对压电陶瓷传感器信号传输具有一定影响,并给出了信号受温度影响的变化规律。

    Abstract

    In recent years, aircraft structural health monitoring technology has been developed rapidly, and has been widely applied in aeronautics and astronautics, especially in the aspect of the condition monitoring and damage diagnosis of carbon fiber composite structures, which makes clear the development trend of functional materials and intelligent structures. Firstly, the typical aircraft structural health monitoring technologies were analyzed, including mode method, mechanical-and-electrical-impedance method, ultrasonic method, acoustic-emission method, Lamb-wave method, and Lamb-wave method was further discussed. Then, the influence of temperature on the piezoelectric transducer signal transmission was studied based on Lamb-wave technology. The research considers the characteristics of the experimental device and the sensors in the high temperature environment. A high temperature experimental device was designed to test the signal transmission characteristics of the piezoelectric transducer. The piezoelectric transducers were installed on the experiment device to carry out the environmental experiment by the mechanical method. The results of experiments at different temperatures of five gears were analyzed respectively. The analysis results show that the temperature has a certain influence on the signal transmission of piezoelectric transducer, and the variation law of the signal affected by temperature was given.

  • 0 引言

  • 飞机是具备高技术含量的长生命周期产品,飞机结构通常与飞机同寿。在飞机运行期间,飞机结构在温度、湿度和压力等耦合条件下,长期承受如疲劳等形式的载荷作用,经常会导致难以避免的结构损伤,进而导致结构部件功能的下降、甚至失效,引发灾难性事故的发生,如[1]:2001年,一架A300飞机在空中飞行过程中,其垂尾与机体分离,导致悲剧事故;1988年,一架波音737飞机在空中飞行过程中,其机身顶部结构与机体分离,导致悲剧事故。对传统的飞机结构而言,其主要结构材料为金属材料,基于该材料的损伤模式通常表现为疲劳裂纹、凹陷、腐蚀等。随着材料技术的迅猛发展,对现代飞机结构选材而言,目前的结构材料主要可分为先进合金材料和复合材料两大类,但由于复合材料具备性能可设计性强、比强度和比刚度高、抗腐蚀性和抗疲劳性良好、成型能力优秀等优势,在航空领域得到了愈加广泛的应用,如在波音787-8中,纤维加强复合材料使用比例为50%,在A350XWB中,复合材料应用比例高达52%。可以说,先进复合材料的应用程度已经成为了现代飞行器先进程度的重要指标之一[2-3]。相对金属材料,复合材料虽然具备一定优势,但也存在与金属材料类似的损伤问题,这类问题仍然会影响到飞机的运行安全与维护成本等。复合材料的损伤模式通常表现为纤维断裂、基体裂纹、纤维基体脱黏、分层等,如何有效地监测复合材料的健康状况,仍然是一项具备挑战的难题。

  • 为解决上述难题,结构健康监测(Structural Health Monitoring,简称SHM)概念被提出,特别是针对复合材料的结构健康监测技术,已得到了较为快速地发展[4]。结构健康监测技术是一种以结构数据为基础的在线诊断技术,该技术基于布置在结构中的传感器网络,实时获取传感器测量数据,采用信号处理方法提取信号特征参数,通过分析特征参数对结构的健康状态进行监测,从而保证结构的使用安全性。通常,结构健康监测系统主要由软硬件两个部分组成:硬件部分主要有传感器网络和相应的数据激励/采集设备,用来激励/接收传感器信号,以获取用于监测结构状态的数据及信息;软件部分的核心为信号分析和处理方法、损伤识别和监测算法等。结构健康监测系统运行示意图如图1所示。在结构健康监测系统中,传感器的选择和信号质量,是极其为重要的一个环节。

  • 图1 结构健康监测系统运行示意图

  • 1 结构健康监测技术

  • 飞机运行安全性,通常会从运行规则、操作手册、系统安全和结构安全四个方面考虑,其中,为保证飞机运行过程中的结构安全,飞机结构健康监测技术更关注微小损伤的发现和监测。现有的飞机结构健康监测技术按照监测过程特点可分为两大类:基于振动的结构健康监测技术与基于非振动的结构健康监测技术[5]。本文对基于振动的结构健康监测技术进行论述与分析,基于振动的结构健康监测技术需要已知结构的振动特性,在此基础上,对结构中的损伤进行监测,这类技术的典型代表方法如下[6]:

  • 1) 模态法。结构的基本属性可以用结构质量矩阵和刚度矩阵来表征,结构存在损伤时它的质量分布和刚度分布都会随之发生变化,其固有频率和振型也会产生改变,基于此特征可开展结构健康监测;在理想情况下,模态方法能够实现微小损伤的监测,但在实际应用中,由于边界条件、驱动力、结构阻尼以及振动等影响,模态法的微小损伤监测具有一定难度。

  • 2) 机电阻抗法。该方法一般采用低功率的压电陶瓷片作为传感器固定在结构上,基于压电陶瓷的机电耦合性能以及压电陶瓷与结构的相互作用,通过压电陶瓷与结构结合后的电阻抗表征结构的机电阻抗,基于此特征可开展结构健康监测;机电阻抗法对微小损伤十分敏感,但这种敏感性会随着损伤与传感器之间距离的增加而快速减弱,如果要监测大面积结构,则需布置大量的传感器以实现。

  • 3) 超声法。该方法使用压电晶体作为传感器,该传感器兼具信号激励与接受能力,激励传感器产生可以穿透结构的超声波,超声波在结构边界处反射,反射波通过接受传感器来感应,当结构中存在损伤时,可以通过损伤的反射信号分析开展结构健康监测;该类传感器与结构之间的耦合物质通常以油、水等液体为佳,否则传递信号质量并不理想,这也限制了超声法在飞机结构健康监测领域的应用范围。

  • 4) 声发射法。该方法根据结构内部损伤萌生和扩展时产生的瞬态应力波来监测结构的内部损伤,是一种动态的监测方法;然而,在复杂的动态环境中,该方法所接受的瞬态、不可逆的声信号中通常夹杂着其它噪声源产生的噪声等信息,目前,工程上很难分离声发射信号和环境噪声,这也限制了超声法在飞机结构健康监测领域的应用范围。

  • 5) Lamb波法。该方法通常使用压电陶瓷传感器作为信号激励/接受的载体,可同时用于主动监测及被动监测。Lamb波在传播过程中,遇到结构损伤时,由于损伤会导致局部的应力集中现象,即使在微小损伤边界也会引起在结构中传播的Lamb信号的散射和吸能效应,基于此特征可开展结构健康监测;此外,如采用Lamb波主动激励方式,可激励高频/超高频信号,因而提升信噪比,可以获得更好的信号鲁棒性。Lamb波对金属材料和复合材料损伤模式均较为敏感,可以用于监测微小损伤,适应范围较广,但其会受外部温度、压力等影响,对该方法的应用产生一定的限制。

  • 在飞机结构健康监测方面,需要考虑监测方法以及所使用的传感器,其主要需求为重量轻、耗能小、对环境影响鲁棒性强,且易于布置,此外,应具备持续实施监测能力。综上分析,Lamb波法是一种相对具备优势的一种方法,更能够适用于航空结构健康监测,特别是对航空复合材料结构。

  • 2 基于Lamb波技术的复合材料结构主动监测方法

  • 基于Lamb波技术的结构主动健康监测方法通常采用体积较小、重量较轻的压电陶瓷传感器进行Lamb波信号的激励和接受[7]。通常,基于Lamb波技术的主动监测方法可分为4个步骤:1)基于黏贴在结构表面或嵌入到结构内部的压电陶瓷传感器,激励Lamb波信号;2)Lamb波信号在结构材料中进行传播,遇到损伤或边界处会发生散射及能量衰减;3)基于黏贴在结构表面或嵌入到结构内部的压电陶瓷传感器,接受Lamb波信号;4)以Lamb波激励信号和接受信号为输入数据,开展面向结构健康监测的信号处理,识别结构损伤模式、位置及程度,实现结构健康监测。对于航空复合材料结构,根据其铺层制造工艺的特点,将压电陶瓷传感器嵌入至复合材料夹层中以实现具备结构健康监测能力的功能性结构材料已然成为一项研究热点,且有关研究已表明基于Lamb波技术的复合材料结构主动监测方法的可行性[8-9]。基于Lamb波技术的复合材料结构主动监测过程示意图如图2所示。然而,在实际工程应用过程中,航空复合材料结构所承受的外部载荷和环境温度等因素将会进一步传至压电陶瓷传感器,这也会影响压电陶瓷传感器的信号激励、接受与传递,特别是相对高温环境下,温度对压电陶瓷传感器信号传输的影响还有待摸索[10]

  • 图2 基于Lamb波技术的复合材料结构主动监测过程示意图

  • 3 温度对Lamb波传输的影响分析

  • 为了研究温度对压电陶瓷传感器信号传输的影响,即温度对Lamb波传输的影响,首先应确保该过程不受外部载荷所影响,为了排除由于温度变化导致的载荷影响,本项研究取用高温性能良好的金属铝板开展实验研究,以此分析和验证温度对Lamb波传输的影响,该分析结果同样对于复合材料监测具备参考价值。实验装置采用带有内部贯通孔的金属厚铝板,并留有特制的压紧螺栓,用于固定传感器。其中:金属铝板厚2cm,长和宽分别为40cm,内部贯通孔宽1cm,高0.2cm,用于放置传感器,在贯通孔上方,分别在距离金属板贯通孔方向两侧边缘10cm处,各布置一个0.5cm螺纹孔,用于加载压紧螺栓;将能够在实验温度范围内正常工作的高温压电陶瓷传感器分别放置贯通孔中的螺纹孔下方,采用压紧螺栓以机械的方式固定传感器,并连接抗高温导线,建立实验装置。此处,以机械的方式固定压电陶瓷传感器,目的在于确保在不同温度下的传感器激励信号的一致性(如采用胶黏的方式固定传感器,由于环境箱温度的变化,胶的特性会发生一定程度的改变,进而影响激励一致性以及接受信号的有效性);另外,实验件的选材、尺寸设计等均兼顾了在所需温度变化范围内的结构变形等方面的考虑,确保实验过程中,实验件不会受温度变化的影响,提升实验件在不同温度下的特性稳定性。实验件组成示意图及实验效果图如图3和图4所示。

  • 图3 实验件组成示意图

  • 图4 实验效果图

  • 实验过程中,首先将能耐受300℃高温的压电陶瓷传感器放置于金属板中,采用等同的低压力通过压紧螺栓固定压电陶瓷传感器,并采用一个传感器激励另外一个传感器接受的方式,反复调整激励幅值,调试出较优接受信号效果,其中,激励信号选择的是175kHz正弦调制信号[11]。在此基础上,分别在环境箱温度处于22℃、50℃、100℃、200℃和260℃下2h后,确保结构内外部温度平衡、稳定,在此条件下,开展压电陶瓷传感器的信号激励与接受,以此获取不同温度下的Lamb波传输能力衰减情况与相位变化情况。在不同温度下,接受的信号,以及对5个温度环境下的接受信号进行希尔伯特黄变换(Hilbert-Huang Transform, 简称HHT),结果如图5所示,其中,红色虚线圈区域信号为选取的有效信号段,即所关注及分析的信号段。

  • 图5 不同温度环境下的接受信号及HHT结果

  • 图6 不同温度环境下的接受信号强度

  • 对22℃、50℃、100℃、200℃和260℃五个温度下的有效信号段信号幅值进行正则化处理以获取信号强度规律,结果如图6所示。由实验结果可知:在22℃~100℃温度区域,在相同的激励信号下,所获得的接受信号逐渐增强,即Lamb波传输耗能随温度升高而减少;但在22℃~50℃区域,Lamb波传输耗能随温度升高而减少较为明显,在50℃~100℃区域,Lamb波传输耗能随温度升高而减少的明显程度放缓,即温度的变化对Lamb波传输耗能及耗能率均有一定的影响。在100℃~260℃区域,接受信号规律性较弱,出现不规律波动,经分析,这与高温压电陶瓷传感器特性以及对温度的敏感性有关,但可说明温度对压电陶瓷传感器信号传输有较大的影响,特别是在高温区域。此外,实验结果表明,温度对压电陶瓷传感器信号传输过程中的相位影响较小。

  • 4 结论

  • 随着航空结构健康监测技术的快速发展与工程应用增多,数年后,飞机材料将由先进的合金材料及复合材料升级为更为先进的功能化材料,航空结构也将迈入智能化结构的新时代。本项研究分析了航空领域典型的振动类结构健康监测技术,对其中的压电陶瓷技术展开深入讨论,并基于压电陶瓷传感器开展温度环境实验,分析Lamb信号传递随温度的变化规律,为相关研究及工程应用的开展提供支持与参考。

  • 参考文献

    • [1] 卿新林,王奕首,赵琳.结构健康监测技术及其在航空航天领域中的应用[J].实验力学,2012,27(5):517-526.

    • [2] KURNYTA A,DRAGAN K,DZIENDZIKOWSKI M.Assessment of sensor technologies for aircraft SHM systems[J].Fatigue of Aircraft Structures,2013,1:53-59.

    • [3] FARRAR C R,WORDEN K.An introduction to structural health monitoring[J].New Trends in Vibration Based Structural Health Monitoring,2010,520:1-17.

    • [4] BERAL B,SPECKMANN H.Structural health monitoring(SHM)for aircraft structures:a challenge for system developers and aircraft manufacturers[J].Structural health monitoring,2003:15-17.

    • [5] WANG C S,CHANG F K.Diagnosis of impact damage in composite structures with built-in piezoelectrics network[C]SPIE’s 7th Annual International Symposium on Smart Structures and Materials.Smart Structures and Materials 2000:Smart Electronics and MEMS.Proceedings of SPIE,International Society for Optics and Photonics 3990,[S.l.:s.n.],2000:13-19.

    • [6] 穆腾飞,李忠剑,戴喜妹.飞机结构健康监测技术[J].民用飞机设计与研究,2020(3):35-41.

    • [7] GIURGIUTIU V.Lamb wave generation with piezoelectric wafer active sensors for structural health monitoring[C]Smart Structures and Materials 2003:Smart Structures and Integrated Systems.Proceedings of SPIE,International Society for Optics and Photonics 5056,[S.l.:s.n.],2003:111-122.

    • [8] KESSLER S S,SPEARING S M,SOUTIS C.Damage detection in composite materials using Lamb wave methods[J].Smart materials and structures,2002,11(2):269.

    • [9] SU Z Q,YE L,LU Y.Guided Lamb waves for identification of damage in composite structures:A review[J].Journal of sound and vibration,2006,295(3-5):753-780.

    • [10] KESSLER S S.Piezoelectricbased insitu damage detection of composite materials for structural health monitoring systems[D].Massachusetts,U.S.:Massachusetts Institute of Technology,2002.

    • [11] SUN Y J,YUAN S F,QIU L,et al.Structural health monitoring based on Lamb wave phased array and image enhancement[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2009,30(7):1325-1330.

  • 参考文献

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    • [3] FARRAR C R,WORDEN K.An introduction to structural health monitoring[J].New Trends in Vibration Based Structural Health Monitoring,2010,520:1-17.

    • [4] BERAL B,SPECKMANN H.Structural health monitoring(SHM)for aircraft structures:a challenge for system developers and aircraft manufacturers[J].Structural health monitoring,2003:15-17.

    • [5] WANG C S,CHANG F K.Diagnosis of impact damage in composite structures with built-in piezoelectrics network[C]SPIE’s 7th Annual International Symposium on Smart Structures and Materials.Smart Structures and Materials 2000:Smart Electronics and MEMS.Proceedings of SPIE,International Society for Optics and Photonics 3990,[S.l.:s.n.],2000:13-19.

    • [6] 穆腾飞,李忠剑,戴喜妹.飞机结构健康监测技术[J].民用飞机设计与研究,2020(3):35-41.

    • [7] GIURGIUTIU V.Lamb wave generation with piezoelectric wafer active sensors for structural health monitoring[C]Smart Structures and Materials 2003:Smart Structures and Integrated Systems.Proceedings of SPIE,International Society for Optics and Photonics 5056,[S.l.:s.n.],2003:111-122.

    • [8] KESSLER S S,SPEARING S M,SOUTIS C.Damage detection in composite materials using Lamb wave methods[J].Smart materials and structures,2002,11(2):269.

    • [9] SU Z Q,YE L,LU Y.Guided Lamb waves for identification of damage in composite structures:A review[J].Journal of sound and vibration,2006,295(3-5):753-780.

    • [10] KESSLER S S.Piezoelectricbased insitu damage detection of composite materials for structural health monitoring systems[D].Massachusetts,U.S.:Massachusetts Institute of Technology,2002.

    • [11] SUN Y J,YUAN S F,QIU L,et al.Structural health monitoring based on Lamb wave phased array and image enhancement[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2009,30(7):1325-1330.

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