压电-光纤综合结构健康监测系统的研究及验证

　第30卷　第2期航　空　学　报

Vol 130No 12　2009年 2月ACTA A ERONAU TICA ET ASTRONAU TICA SIN ICA Feb.　2009

收稿日期:2007211211;修订日期:2008205219基金项目:国家“863”计划(2007AA03Z117);国家自然科学基金

50830201);

通讯作者:袁慎芳E 2mail :ysf @https://www.360docs.net/doc/9f9551062.html,

文章编号:100026893(2008)022*******

压电2光纤综合结构健康监测系统的研究及验证

袁慎芳,邱雷,王强,苗苗,余振华

(南京航空航天大学智能材料与结构航空科技重点实验室,江苏南京　210016)

Application R esearch of a H ybrid Piezoelectric 2optic Fiber Integrated Structural

H ealth Monitoring System

Yuan Shenfang ,Qiu Lei ,Wang Qiang ,Miao Miao ,Yu Zhenhua

(The Aeronautical Key Laboratory for Smart Materials and Structures ,Nanjing University of Aeronautics and

Astronautics ,Nanjing 210016,China )

摘　要:以某型无人机机翼盒段试验件为对象,进行了压电2光纤综合结构健康监测系统的研究。自主研发了国内首台集成压电多通道扫查系统,可实现多达552个激励2传感通道的损伤自动扫查,并同光纤光栅解调系统组合,自行开发了集成健康监测系统软件,构成了压电2光纤综合结构健康监测系统。基于该系统进行了大型碳纤维复合材料盒段试验件弯扭强度实验过程中的结构健康监测功能验证研究,监测结构尺寸达41000m ×11200m ×01265m ,监测对象包括结构的应变场分布及抽钉失效。系统监测了全盒段上下壁板共34点的应变场分布情况,应变场监测准确;监测系统不仅对结构抽钉的缺失实现了准确监测,而且可以分辨所实验结构的4种抽钉缺失程度。

关键词:结构健康监测;PZT ;Bragg 光纤光栅;传感阵列;应变;监测;连接失效中图分类号:TP30211 文献标识码:A

Abstract :This article presents the research on the development of a hybrid piezoelectric 2optic fiber sensor ar 2ray 2based integrated structural health monitoring (SHM )system and its function evaluation on a composite un 2manned aerial vehicle (UAV )wing box specimen.First ,a multi 2channel SHM scanning system for piezoelec 2tronic transducer (PZT )sensor arrays is developed.This system can automatically scan up to 552PZT actua 2tor 2sensor channels.With this PZT sensor scanning system and the fiber Bragg grating (FB G )interrogation system as hardware ,an integrated system software is designed to control the damage monitoring and estima 2tion process.These three parts form a hybrid piezoelectric 2optic fiber sensor array 2based integrated SHM sys 2tem.Based on this system ,a SHM evaluation research is performed on a composite UAV wing box specimen with the dimension of 41000m ×11200m ×01265m.The SHM monitored objects are the strain distribution on the wing box skins and the joint failure which occurs during its strength experiments.Totally 34strain points are monitored.The test proves that the system can monitor the occurrence of joint failure successf ully.In addition ,it can distinguish 4kinds of joint failure grades.

K ey w ords :structural health monitoring ;PZT ;fiber Bragg grating ;sensor array ;strain ;monitoring ;joint failure

结构健康监测(St ruct ural Healt h Monito 2

ring ,SHM )的基本思想是采用智能材料结构的新概念,利用集成在结构中的先进传感/驱动元件网络,在线实时地获取与结构健康状况相关的信息(如应力、应变、温度等),结合先进的信息处理方法和结构力学建模方法,提取结构特征参数,识别结构的状态和故障情况,从而实现结构状态评估。飞行器结构健康监测技术的发展和应用可以有效提高飞行器结构检查与维护的有效性、保障

结构的安全性、降低结构的维护费用、延长结构的使用寿命,可以为提高适航性能与飞行器可靠性带来革命性技术突破[122]。结构健康监测技术在实际飞行器工程结构中的功能验证是该技术走向实用所必不可少的环节。近几年来,国外对结构健康监测系统的功能验证研究已逐步开展。在军用航空领域,美国波音公司在地面实验中,利用压电传感器监测了F 216尾部隔框的裂纹[3];洛克希德2马丁公司将Bragg 光栅光纤(Fiber Bragg Grating ,FB G )传感网络用于X 233箱体结构件的应力和温度的准分布监测[4];欧洲针对联合研制的Euro fight 2000新型战机进行了基于16点应变片网络的飞行载荷监测系统的飞行功能验

　第2期袁慎芳等:压电2光纤综合结构健康监测系统的研究及验证　

证[5]。在民用航空领域,Airbus已研制了一套基于压电元件的结构疲劳裂纹监测系统,在A3402 600上进行了试测,效果明显[6]。国外还有很多专家学者也在积极开展这方面的应用研究[728]。我国飞行器结构健康监测技术的研究起步早,在原理方面的研究水平接近国外同类研究水平,但在将其往实际飞行器结构上推进的功能验证研究方面同国外相比差距较大。

不同于原理性研究,针对真实飞机结构实现工程验证和应用的结构健康监测系统必须解决以下关键问题:①真实飞机结构不同于实验室内简单的梁、板结构,其结构形式比较复杂,这为结构健康监测的实现带来了困难,如何充分利用已有的多种结构健康监测方法,并发挥其各自的优点,需要加以解决;②基于压电元件和主动Lamb技术的结构健康监测方法在前期的原理性研究时,对结构中的小损伤监测效果较明显,但针对真实的飞机结构,由于结构中带有抽钉孔、加筋、肋等,会对结构中的Lamb造成大量的反射信号叠加,造成严重的模式混叠,使得通常所采用的基于Lamb波模式分析方法的结构损伤辨识无法很好地实现,这是在研究中应加以解决的问题;③针对真实飞机结构件尺寸大、传感网络中传感器数目多的特点,必须研发出集成度高、可靠性高、实时性高的小型化多通道健康监测网络扫查系统,同时研发带有监测参数可调、可自动提取结构损伤特征并加以辨识、使用灵活方便的软件系统。

基于上述问题,研制了一套基于压电传感器阵列和准分布式FB G传感器阵列的压电2光纤综合结构健康监测系统,并在某型无人机碳纤维复合材料机翼盒段试验件的地面强度实验中,对结构健康监测系统的功能进行了验证实验研究。

1　综合结构健康监测系统的研制

111　多通道压电健康监测扫查系统

基于压电元件和主动Lamb波技术的结构健康监测方法在前期实验室阶段的原理性研究中[9],对结构中的小损伤监测效果明显。但是与实验室小试件不同,真实飞行器结构件尺寸大,形式复杂,要求在其健康监测的应用中使用多个压电传感器组成传感器阵列。常规的基于压电传感器的结构健康监测系统由于主要是在实验室中使用,大多采用独立仪器搭建,主要包括波形产生器、功率放大器、电荷放大器和基于数据采集卡的计算机数据采集系统。这些独立的仪器设备所组成的监测系统,系统复杂、重量大、连线多、使用不方便、不适合实际工程应用的需要。国外Acel2 lent公司已针对上述问题研发了一套称为Smart Suitcase的集成计算机系统[10]。针对上述问题,笔者所在的课题组也自主研发了一台集成化多通道压电健康监测扫查系统[11],硬件功能同Smart Suitcase类似。研究中将多通道压电扫查系统同光纤光栅解调系统组合,研发了集成结构健康监测系统软件,构成了压电2光纤综合结构健康监测系统。多通道压电扫查系统集成的含义如下:①多通道是指激励传感网络中,任两个压电片构成一个激励传感通道,激励传感网络中多个压电元件就构成了多个激励传感通道;②扫查是指按一定顺序导通每一个激励传感通道,采集每一个通道的传感器数据,组成一个供数据分析软件进行数据处理的数据文件;③系统集成是指将控制激励传感网络工作的硬件,软件集成为一个便于携带的计算机系统。多通道集成压电健康监测扫查系统的主要特点是可以方便地对压电传感阵列进行多通道扫查,便于对大型航空航天结构实现结构健康监测。

112　压电2光纤综合结构健康监测系统

FB G传感器利用Bragg光纤光栅作为敏感元件。FB G传感器体积小,重量轻,在进行健康监测时对结构性能的影响比较小;而且与应变片相比,一根光纤上可以串接多个FB G传感器,这样可以简化传感网络,减少引线,大大降低引线的重量,特别是大型结构,这个特点尤为明显;由于FB G传感器使用波长调制,抗干扰能力强。因为上述优点,基于FB G传感器的结构健康监测方法在航空领域有着广泛的应用前景。

在前期工作中,已进行了一些关于FB G传感器的标定、温度测试、粘结剂性能等研究。

本文考虑基于压电元件和主动Lamb波健康监测方法对结构中小损伤敏感的优点,以及FB G 传感器抗电磁干扰、可串接多点使用、重量轻等优点,综合两种方法的优势,采用压电传感阵列及FB G传感器阵列的组合,建立压电2光纤综合结构健康监测系统。系统整体架构如图1所示。FB G传感网络利用美国MO I公司的SI425解调系统进行解调。

在综合系统的软件实现上,考虑了系统在线监测的实时性以及软件的通用性和可扩展性;在信号处理和损伤判别方面集成了关于小波变换和

943

　

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黄氏变换方法、模式识别和神经网络等。整个系统软件架构如图2。

图1　压电2光纤综合结构健康监测系统

Fig 11　Hybrid piezoelectric 2optic fiber sensor array 2based integrated SHM system

图2　系统软件的整体架构

Fig 12　Framework of system software

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2　综合结构健康监测系统的功能验证实验

针对某型无人机碳纤维复合材料机翼盒段试验件,在其强度实验中进行了功能验证实验研究。该无人机机翼盒段由沈阳飞机设计研究所设计,盒段材料是碳纤维复合材料,上下蒙皮壁板为泡沫碳纤维复合材料夹层板;下翼面的前后梁突缘与蒙皮缝合成预成形件,5个肋突缘与蒙皮是抽钉连接;梁腹板是泡沫夹层板,肋腹板为层板,与突缘紧固连接;上翼面为紧固连接。该盒段对象的结构健康监测需求是:①监测结构在载荷情况下的应变场分布,作为强度分析的参考;②监测结构在实验中可能出现的抽钉连接失效。

211　碳纤维复合材料机翼盒段

盒段的结构示意图如图3(a)所示。整个盒段长4000mm,宽1200mm,高245mm。为进行实验,盒段两端分别制作了铝制的支持端和加载端。复合材料盒段的上下蒙皮壁板为泡沫夹层板,厚度为4mm,上下结构对称。铺层方式为: [45/0/-45/90/0/-45/0/90/-45/0/45/0]S,其中,上下22层各向异性夹板的材料属性为:E11= 125GPa,E22=9.1GPa,G12=513GPa,泊松比0132;中间1层各向同性泡沫板的材料属性为: E=70M Pa,G=19M Pa,泊松比不考虑。复合材料盒段内部有4根肋,将其分成5段,肋的间距为800mm,如图3(b)所示。

图3　盒段结构图和现场传感器布置情况

Fig13　Wing box structure and locale of sensor placement 212　传感器网络的布置

针对盒段的健康监测需求,采用压电传感网络进行连接抽钉失效的监测,采用FB G网络进行结构应变场的监测。

考虑到压电传感器布置的一致性和信号获取的规范性,采用柔性印刷线路工艺将压电传感器网络设计制作成压电智能夹层以有效地解决压电监测系统中常用的直接将压电片粘贴在结构上所引起的胶层厚度不均、电绝缘问题、传感性能分散、串扰大的弊端。其主要优点在于:①智能夹层采用改进的柔性印刷技术,可以有效地解决压电片同复合材料集成过程中的电绝缘问题、引线问题并保证多个传感器埋入工艺的一致性;智能夹层可以被预先制造、测试、储藏和合成到结构中,使用方便;智能夹层是一种柔性膜,可便于根据各种应用结构的形状,在制作时把智能夹层制成各种形状,还可以根据三维结构的形状做适当的剪裁。图4(a)为所设计的压电智能夹层的实物照片。为监测抽钉失效,在机翼盒段上壁板内表面靠近加载端的第3肋和第4肋两边分别粘贴了两条压电智能夹层,在上壁板外表面靠近加载端的第4肋两边也粘贴了两条压电智能夹层,用于监测两条肋上的抽钉连接失效,一共18个压电传感

图4　压电智能夹层的研制实物图和布置图Fig14　Design of smart layers and their placement

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器,编号分别为1号到18号,如图4(b )所示。在传感器的优化布置时考虑,考虑边界反射的影响,所以压电片布置尽量远离边界。

FB G 传感器的布置如图5所示,其布置位置根据实验前盒段的有限元建模确定,共布置了68只光栅监测34点的结构应变。传感器的布置是在北京盒段生产单位北京航空工程制造研究所完

成,考虑到试件需要长途运送到实验地点西安中国飞机强度研究所进行实验,因此上述34点的结构监测点处都布置了2只光栅。实际光栅的布置效果很好,没有一只光栅在运输及试件装夹中发生损坏。本文也在部分FB G 传感器附近布置了应变片,以对光栅的监测结果进行验证,图6(a )是FB G 传感器布置的局部图。图6(b )是光纤过

图5　FB G 传感器网络

Fig 15　FB G sensor network

图6　FB G 传感器和应变片的安装

Fig 16　Placement of FB G and strain sensors

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肋的保护情况,图6(c)是FB G传感器和应变传感器的引出线比较图,从此图可以看出应变传感器引出线多而复杂,FB G传感器的引出线简洁,使用起来非常方便。

213　盒段试件加载情况

实验中对机翼盒段结构分别在扭转和弯曲载荷情况下进行了11次加载,加载现场如图7所示,分别为:8次加载至极限载荷的60%(工作载荷),2次加载至极限载荷的80%(设计载荷),1次加载至极限载荷的100%(极限载荷,结构强度认证实验)。扭转极限载荷大小为31172kN?m,弯曲极限载荷大小为63190kN?m。载荷通过杠杆分配到盒段上下表面,利用帆布袋对盒段进行加载。由于在盒段设计时强度裕量大,所以在实际的加载中没有出现抽钉失效情况。因此在实验过程中人为地将抽钉取出,以此来人为地造成失效。上述8次加载至极限载荷的60%中包括:2次无抽钉失效损伤加载,2次1颗抽钉失效损伤,2次2颗抽钉失效损伤,2次5颗抽钉伤失效损伤。

图7　现场加载情况

Fig17　Locale of the experiment

214　功能验证结果

(1)系统稳定性验证

为考察压电传感器采用夹层布置技术布置在盒段结构上的性能稳定性,选取了不同压电监测通道进行了其监测稳定性的研究。图8为一组典型实验结果。其中,17号压电元件作为激励元件,13号压电元件为传感元件,组成激励2传感通道,并使这个通道分别工作一段时间,采集7次信号。分别对比该通道7次信号的最大值和最大值的平均值,结果如图8所示。从图8(a)可以看出7次测量的信号基本重合在一起。从图8(b)可以看出7次测量的信号的最大幅值相对于最大幅值的均值波动很小,相对误差为0190%。这说明该集成系统采集信号的重复性较好,工作性能稳定。图9是FB G32和FB G4在3次弯曲状态加载到

图8　两个典型通道7次信号重复性数据曲线

Fig18　Repeatable data of seven times response signals

f rom two typical channels

图9　FB G32和FB G4测量重复性比较

Fig19　Repeatability comparison of FB G32and FB G4

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60%过程中所测得的应变数据。由图中可见,两个传感器的这3组数据基本吻合,FB G32的误差在116个微应变,重复性为1190%,FB G4最大误差在5个微应变,重复性为1136%。这里面还包含结构每次加载的实验装置误差,说明FB G传感器工作的重复性和稳定性是比较好的。

(2)抽钉失效判别验证

利用所布置的压电元件激励2传感网络阵列,进行以抽钉失效损伤为监测目标的损伤判别实验,并用上述激励6号2传感2号通道来说明集成系统进行损伤识别的功能。

损伤识别的过程是:①在抽钉失效前采集激励6号2传感2号通道的健康信号;②使3号抽钉失效采集该通道的损伤信号;③使3号、5号两颗抽钉失效采集该通道的损伤信号;④使1号到5号5颗抽钉都失效采集该通道的损伤信号。

验证过程采集的信号如图10所示。在验证过程中,激励信号中心频率为50k Hz。由Lamb 波的频散曲线可知[9],在如上所述的盒段复合材料铺层形式的情况下,中心频率为50k Hz的Lamb 波S0模式的传播速度为5300～5400m/s,A0模式的传播速度为1600～1700m/s。激励6号2传感2号的Lamb波传播距离为01522m,由此可得出S0模式的到达时刻在967×10-7～985×10-7s 之间,A0模式的到达时刻在3070×10-7～3263×10-7s之间。从图10中可以看出,A0,S0两个模式在损伤前后都发生了变化,但是A0模式变化更加明显。在A0模式后面有明显的信号变化,这是由损伤反射信号叠加造成的。在研究中,为了使损伤判别结果更加准确,使用多特征联合判决。通过提取信号的变化特征,组成特征量,由自组织特征映射人工神经网络辨识了抽钉的失效和失效级别。定义以下抽钉状态:P1:结构抽钉正常;P2:结构抽钉失效1颗;P3:结构抽钉失效2颗;P4:结构抽钉失效5颗。定义表征结构抽钉失效的特征参数向量x=(x1,x2,x3,x4,x5),其中:x1为时域信号能量,V?ms;x2为时域信号峰值,V;x3为时域信号峰值到达时间,ms;x4为中心频率处小波细节信号能量,V?ms;x5为中心频率处小波细节峰值,V。

图10　损伤前后信号比较图

Fig110　Signal comparison between health and damage state

表1为实验所获得的3组典型压电传播路径上的标准样本。神经网络训练结果如图11所示,神经网络经训练可稳定区分失效有无并判别失效程度。

(3)盒段应变监测功能验证

验证实验表明34个应变点应变监测情况良好。图12(a)为一组典型监测结果,是扭转载荷结构强度实验中每级载荷下FB G32～FB G34所测得的应变数据变化规律。从图7中可以看出FB G33和FB G34对称于扭转轴并且在扭转过程中FB G33受到拉应力作用,FB G34受到压应力作用,所以FB G33的值随着载荷的增加而增大, FB G34的值则正好相反,符合剪应力变化规律。图12(b)是在弯曲载荷下利用FB G1～FB G5监测盒段轴向应变变化趋势。图12(c)为弯曲载荷结构强度实验中,在每级载荷下,沿着盒段轴向安置的FB G传感器(即第2路传感器)所测得的应变数据与应变片所测得应变数据的对比。由图12(b)中可见,FB G和应变片这两种传感器所测得的应变值较接近,有一定差异的主要原因是由

453

　第2期袁慎芳等:压电2光纤综合结构健康监测系统的研究及验证 表1　3组典型压电传感通道的标准样本

T able 1　S ample form of three typical ch annels 激励2传感通道抽钉状态

特征参数向量

x 1

x 2

x 3

x 4

x 5

激励17号2传感14号

P 1

01129110300112110106701329P 201175117630112060109101571P 301205119330112070110801615P 401210210800112100111001669激励17号2传感15号

P 1

01100017100108460104601198P 201102016980108410104801208P 301105017250108310105001222P 401109017770108330105201219激励6号2传感2号

P 1

01131116700121410105501438P 201166117420121190106401489P 301174119900121170107901583P 4

01185

21200

012116

01085

01650

图11　标准样本的训练结果

Fig 111　Training result of samples

于应变片粘贴时的表面覆盖硅胶及光纤光栅的表面保护,FB G 所布置位置同应变片的布置有一定差异;FB G 的标定采用了光纤光栅的理论波长2应变关系,没有进行现场标定,因此没有考虑胶层的传递作用,也带来一定的误差。在研究中,主要使用FB G 52FB G 1,FB G 102FB G 6和FB G 202FB G 16对盒段整体结构在弯曲载荷下沿轴线方向的受力进行监测。图13是在极限载荷的100%情况下FB G 传感器的应变分等高线布图。从图13可以

看出,盒段前缘根部有应力突变,说明在该情况下,结构出现了局部失稳现象,这个结论与中国飞机强度所根据应变片测得的结论一致。总地来讲,该系统对结构进行应变监测具有可靠性。

3　结　论

实现了一个盒段级压电2光纤综合结构健康监测系统的研制和功能验证。在功能验证过程中,使用18个压电传感器和34个FB G 传感器组成综合结构健康监测传感器网络,利用抽钉失效

图12　扭转和弯曲实验部分FB G 传感器测量数据

Fig 112　FB G sensor data acquired f rom torsion and

bending load conditions

图13　盒段结构在极限载荷下的应变分布等高线图

Fig 113　Strain distribution of the wing box at extreme

load

5

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损伤引起的压电传感器响应变化,使用自组织映射人工神经网络对其进行了有效的判别;利用FB G传感器的应变响应对结构的整体应变分布进行了有效的监测。所研制的多通道压电健康监测扫查系统和FB G传感器应变监测系统具有一定的应用前景。

本文进行的功能验证实验忽略了温度对传感器的影响而且是地面验证实验,下一步的研究工作是考虑传感器更有效地封装以及传感器温度补偿;改进系统的集成度使之适合机载要求,并考虑在真实飞行状态下验证该系统的功能。

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(责任编辑:蔡斐)

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