面向飛行器結(jié)構(gòu)的健康監(jiān)控技術(shù)研究現(xiàn)狀*

（北京航空航天大學(xué)可靠性與系統(tǒng)工程學(xué)院，北京 100191）

航空科學(xué)技術(shù)的飛速發(fā)展，大量新型材料和先進工藝的應(yīng)用，使現(xiàn)代飛行器結(jié)構(gòu)外形、結(jié)構(gòu)形式具有越來越復(fù)雜的趨勢，對傳統(tǒng)的結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測、結(jié)構(gòu)可靠性設(shè)計提出了新的需求[1]。隨著飛行器各項性能的不斷提高，裝備服役時間越來越長，裝備延壽服役已經(jīng)成為一種普遍現(xiàn)象。在長時間服役過程中，飛行器結(jié)構(gòu)不僅要承受復(fù)雜的長時間的疲勞載荷、意外沖擊載荷等作用，還要承受溫度、濕度、鹽度等嚴苛的外部環(huán)境考驗，在結(jié)構(gòu)表面或結(jié)構(gòu)內(nèi)部不可避免會產(chǎn)生形式多樣的損傷。若不能及時發(fā)現(xiàn)和修復(fù)這些損傷，會降低飛行器使用壽命，增加飛行器維修費用，甚至造成災(zāi)難性事故，因此迫切需要發(fā)展能夠?qū)︼w行器結(jié)構(gòu)完整性進行實時、持續(xù)監(jiān)測，并能快速、可靠評估結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)的監(jiān)測方法[2]。

目前，軍用和民用飛行器主要使用傳統(tǒng)的無損檢測方法，傳統(tǒng)的無損檢測技術(shù)主要包括C-掃描、射線檢測、紅外熱像技術(shù)、剪切散斑干涉、染料滲透技術(shù)、電渦流監(jiān)測等[3]。這些無損檢測方法通常需要檢測人員手持設(shè)備或依賴于地面設(shè)備，定期對飛行器結(jié)構(gòu)進行停機檢測，無法實時監(jiān)測飛行器結(jié)構(gòu)損傷，縮短了飛行器的服役時間。無論是鋁合金材料還是復(fù)合材料，損傷常常位于難以觀察的隱蔽位置，復(fù)合材料更是無法從外觀判斷是否存在損傷。在使用無損檢測方法時通常需要對結(jié)構(gòu)進行拆卸，在拆卸和檢測完后重新裝配過程中容易引入新的損傷[4]。大型運輸機、戰(zhàn)略轟炸機和民用飛機的幾何尺寸越來越大，使用傳統(tǒng)的無損檢測方法不僅價格昂貴，而且需要耗費大量的時間和人力。

結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控（Structural Health Monitoring，SHM）技術(shù)通過永久分布在結(jié)構(gòu)上的傳感器網(wǎng)絡(luò)，實現(xiàn)對結(jié)構(gòu)的健康狀態(tài)進行實時的、連續(xù)的、長期的評估，成為確保飛行器結(jié)構(gòu)安全、易于維修并滿足高性能飛行指標(biāo)的創(chuàng)新性技術(shù)[5]。結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)在飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計、飛行和維修等全壽命周期中都發(fā)揮著重大作用。結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)可以實時預(yù)報結(jié)構(gòu)，特別是關(guān)鍵結(jié)構(gòu)存在的損傷，減少安全隱患，提高飛行器的運行安全。能夠?qū)Y(jié)構(gòu)中存在的損傷進行定位，識別損傷種類，減少維修作業(yè)中的故障定位和故障隔離時間，提高飛行器系統(tǒng)的維修性。實現(xiàn)飛機結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)的預(yù)測和關(guān)鍵結(jié)構(gòu)剩余壽命預(yù)計，推動由定時維修向視情維修的轉(zhuǎn)變，降低對保障資源的依賴和裝備的維護成本。因此，開展結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)研究對提高結(jié)構(gòu)的安全性與可靠性，保證飛行器的安全服役并取得最大的經(jīng)濟效益具有重要意義[6]。

飛行器結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)已經(jīng)在民用和軍事領(lǐng)域獲得廣泛重視，并進入初步實用化階段。在民用領(lǐng)域，波音公司在777客機中就已經(jīng)開始部署了由Honeywell公司生產(chǎn)的航空器診斷與維護系統(tǒng)（Aircraft Diagnostic and Maintenance System，ADMS），成功將維護費用降低了50%～80%。波音公司在對最新型號787客機進行宣傳時，已經(jīng)將787客機內(nèi)建有結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控系統(tǒng)的全新開放式架構(gòu)列為其先進技術(shù)特性之一來重點介紹。美國Delta航空公司和美國Sandia國家實驗室在波音737測試機上安裝了100個真空度比較傳感器和壓電Lamb波傳感器，并通過了美國聯(lián)邦航空管理局FAA認證，這兩種傳感器將在美國商用飛機上使用。空客公司設(shè)計一套基于壓電傳感器網(wǎng)絡(luò)的裂紋損傷監(jiān)測系統(tǒng)，并將裝備于最新的A380客機。在軍事領(lǐng)域，美國在陸軍直升機上部署了健康與使用監(jiān)測系統(tǒng)（Health and Usage Monitoring Systems，HUMS），并用于評估直升機發(fā)動機、旋翼轉(zhuǎn)子的健康狀態(tài)，該系統(tǒng)將武器裝備的戰(zhàn)備完好性提高了10%[7]。美國軍方在F-35攻擊戰(zhàn)斗機上采用了先進的預(yù)測及健康管理系統(tǒng)（Prognostics & Health Management，PHM），主要實現(xiàn)對機身沖擊損傷、機身裂紋以及粘貼層完整性的實時監(jiān)測[8]。NASA研制了基于診斷工具BEAM（JPL公司研制）和Livingstone系統(tǒng)（ARC公司研制）的健康監(jiān)控系統(tǒng)，用于評估運載火箭X-34推進系統(tǒng)的健康狀態(tài)[9]。

針對飛行器結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控的關(guān)鍵問題，本文介紹了應(yīng)用于飛行器結(jié)構(gòu)的健康監(jiān)控技術(shù)，包括結(jié)構(gòu)損傷診斷技術(shù)和壽命評估技術(shù)，重點綜述了各項技術(shù)的研究現(xiàn)狀、關(guān)鍵問題及面臨的主要挑戰(zhàn)，最后討論了面向飛行器結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)的發(fā)展趨勢。

結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控系統(tǒng)的組成

飛行器結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控系統(tǒng)利用集成在結(jié)構(gòu)中的先進傳感器，通過相應(yīng)的硬件系統(tǒng)，在線實時地獲取與結(jié)構(gòu)健康狀況相關(guān)的信息（如應(yīng)力、應(yīng)變、溫度、振動模態(tài)等），在此基礎(chǔ)上與先進的信號信息處理方法和結(jié)構(gòu)力學(xué)建模方法相結(jié)合，提取結(jié)構(gòu)損傷特征參數(shù)，識別結(jié)構(gòu)的狀態(tài)，制定飛行器結(jié)構(gòu)維修決策。結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控系統(tǒng)通常由損傷診斷單元、壽命預(yù)計單元和維修決策單元3部分組成，如圖1所示。

目前應(yīng)用在結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控系統(tǒng)中的傳感器主要包括：壓電傳感器、智能涂層傳感器、光纖光柵傳感器、加速度傳感器和應(yīng)變片等。其中壓電傳感器靈敏度高，容易組成傳感器網(wǎng)絡(luò)，可以同時用作主動與被動監(jiān)測；智能涂層傳感器靈敏度高，控制系統(tǒng)簡單；光纖光柵傳感器具有絕緣、抗電磁干擾、抗腐蝕、質(zhì)量小等多方面優(yōu)勢，是目前應(yīng)用最為廣泛的3種傳感器。

圖1 結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控系統(tǒng)組成Fig.1 Components of SHM system

飛行器結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)

結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)可以實現(xiàn)對結(jié)構(gòu)狀態(tài)的在線實時監(jiān)測，為結(jié)構(gòu)安全性和可靠性提供保障，同時可以降低結(jié)構(gòu)維護費用，延長其服役壽命。本節(jié)針對幾種主要的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控方法，綜述了其研究進展、應(yīng)用場合及局限性，包括：基于結(jié)構(gòu)動力學(xué)的損傷診斷技術(shù)、基于超聲導(dǎo)波的全局損傷診斷技術(shù)、基于光纖傳感的結(jié)構(gòu)狀態(tài)感知技術(shù)、局部敏感區(qū)域損傷診斷技術(shù)、多傳感器融合診斷技術(shù)、結(jié)構(gòu)健康評估技術(shù)等。

1 基于結(jié)構(gòu)動力學(xué)的損傷診斷技術(shù)

當(dāng)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生損傷時，結(jié)構(gòu)的動力學(xué)特性會發(fā)生改變，通過測量結(jié)構(gòu)動力學(xué)特性的變化，實現(xiàn)對結(jié)構(gòu)損傷的監(jiān)測，目前常用的方法有應(yīng)變模態(tài)法、振動法和機電阻抗法。

應(yīng)變模態(tài)法始于20世紀80年代，當(dāng)結(jié)構(gòu)出現(xiàn)損傷時，損傷處的剛度則會降低，應(yīng)變變化增大，以應(yīng)變模態(tài)為損傷因子，建立其與損傷之間的定量關(guān)系，實現(xiàn)對結(jié)構(gòu)損傷的監(jiān)測。該方法若要對結(jié)構(gòu)進行全局損傷監(jiān)測，需要布貼傳感器的密度較大，不易于實施[10]。

振動法是通過對結(jié)構(gòu)進行振動測試，測量結(jié)構(gòu)動力學(xué)特性和響應(yīng)的變化情況，實現(xiàn)對結(jié)構(gòu)損傷有無的識別，并對損傷大小與位置進行診斷。振動法具有能夠大面積監(jiān)測的優(yōu)點，且能夠監(jiān)測不易于布貼傳感器位置的損傷[11]。

機電阻抗法發(fā)展于20世紀90年代，通過測量壓電傳感器在環(huán)境激勵下的電阻抗，從中提取結(jié)構(gòu)機械阻抗，與結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)下的阻抗信息對比分析實現(xiàn)損傷監(jiān)測。機電阻抗技術(shù)對早期損傷的敏感度較高，適用于初始損傷的檢測，但對損傷定位的精度較低[12]。

2 基于超聲導(dǎo)波的全局損傷診斷技術(shù)

基于超聲導(dǎo)波的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)具有對微小損傷和初始損傷敏感、易于組成傳感器網(wǎng)絡(luò)、掃查面積大等多種優(yōu)勢，是集成了壓電傳感器，以Lamb波作為損傷信息傳遞媒介的全局損傷診斷技術(shù)，得到了國內(nèi)外學(xué)者的高度重視。根據(jù)系統(tǒng)功能的不同，基于超聲導(dǎo)波的全局損傷診斷技術(shù)可分為主動監(jiān)測與被動監(jiān)測兩種。

主動監(jiān)測技術(shù)通過監(jiān)測系統(tǒng)主動產(chǎn)生激勵信號，對在被測物體中傳播后的響應(yīng)信號進行采集、處理和分析，從而獲得被測結(jié)構(gòu)的健康狀況。該方法主要用于監(jiān)測金屬結(jié)構(gòu)的腐蝕損傷、疲勞裂紋損傷和復(fù)合材料分層損傷。美國斯坦福大學(xué)的Chang等[13]利用Lamb波信號的損傷指數(shù)（即S0模式包絡(luò)能量的變化）建立與疲勞裂紋長度之間的關(guān)系。Murayama等[14]利用導(dǎo)波實現(xiàn)對長管道中損傷的監(jiān)測。Tua等[15]利用Lamb波在鋁管中的傳播時間以及信號的幅值變化實現(xiàn)對鋁管中裂紋的監(jiān)測。Giurgiutiu等[16]通過壓電晶片主動式傳感器（Piezoelectric Wafer Active Sensors，PWAS）裂紋檢測試驗，分析隨著裂紋的增長，PWAS機電阻抗特性變化和一發(fā)一收式Lamb波波形的變化，從而實現(xiàn)對結(jié)構(gòu)裂紋損傷的監(jiān)測。Leonard等[17]針對結(jié)構(gòu)中的腐蝕損傷開展了監(jiān)測研究。在研究中，待監(jiān)測的鋁合金薄板被布貼了正方形的壓電傳感器陣列，并通過代數(shù)重建算法（Algebraic Reconstruction Technique，ART）對損傷進行成像。Zhao等[18]提出了基于概率成像的RAPID算法（Reconstruction Algorithm for Probabilistic Inspection of Defects，RAPID），并通過鋁合金機翼結(jié)構(gòu)腐蝕損傷驗證了該算法的有效性。Zhao等[18]還比較了幾種不同斷層掃描的算法，包括FBP（Filtered Back Projection）、ART和RAPID算法。北京航空航天大學(xué)搭建了如圖2所示的鋁合金腐蝕損傷診斷系統(tǒng)，利用16個壓電傳感器組成傳感網(wǎng)絡(luò)，并采用斷層掃描算法對腐蝕損傷及孔邊腐蝕損傷進行成像。損傷診斷結(jié)果如圖3所示，其預(yù)測的腐蝕損傷大小與真實的腐蝕損傷大小相對誤差小于20%[19]。

被動監(jiān)測技術(shù)不需任何激勵信號，通過傳感器采集結(jié)構(gòu)在外部作用下的響應(yīng)信號來進行監(jiān)測，結(jié)合信號處理技術(shù)、載荷識別方法、損傷識別方法等就可以確定結(jié)構(gòu)的狀態(tài)，其可實現(xiàn)對振動、沖擊、載荷、應(yīng)力應(yīng)變等的監(jiān)測。近年來，國內(nèi)外學(xué)者對基于超聲導(dǎo)波的被動監(jiān)測技術(shù)進行了很多研究，其中對沖擊損傷的監(jiān)測研究較多。Sharif-Khodaei等[20]利用有限元方法進行仿真并利用訓(xùn)練好的人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)，實現(xiàn)了對復(fù)合材料加筋板上不同沖擊能量的沖擊進行定位。邱雷等[21]研究了一種基于Shannon復(fù)數(shù)小波和時間反轉(zhuǎn)聚焦的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)多源沖擊成像定位方法，并在復(fù)合材料層合板上進行了驗證，結(jié)果表明該方法能夠正確地對多個沖擊源進行成像和定位，其試驗樣板和結(jié)果如圖4所示。

圖2 試驗裝置Fig.2 Experiment equipment

3 基于光纖傳感的結(jié)構(gòu)狀態(tài)感知技術(shù)

在結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測中，常用光纖光柵傳感器監(jiān)測結(jié)構(gòu)的應(yīng)變場與溫度場，進而監(jiān)測結(jié)構(gòu)運行狀態(tài)。光纖光柵傳感的原理是通過分析經(jīng)過光纖光柵光信號的特征參量（如光的強度、波長、頻率、相位等）的變化來獲取被測量值（如應(yīng)變與溫度）。由于光纖光柵尺寸小，重量輕和靈敏度高等特性，可將其埋入飛行器的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中進行數(shù)據(jù)采集。美國國家航空航天局和宇航局在X-33上安裝了光纖光柵傳感器網(wǎng)絡(luò)，測量結(jié)構(gòu)的應(yīng)變與溫度，進而對結(jié)構(gòu)進行實時的健康監(jiān)測。埃姆斯研究中心在一個特別設(shè)計的套管中埋入光纖光柵，用這個結(jié)構(gòu)測量直升機旋翼的壓力，在試驗中提供實時的、兩維傳感數(shù)據(jù)[22]。德國國防原子武器發(fā)展局在復(fù)合材料機翼上布貼光纖光柵傳感器，監(jiān)測機翼在飛行過程中應(yīng)力和溫度的變化。Borinski等[23]在光纖光柵傳感器設(shè)計方面做出突出貢獻，并用設(shè)計的傳感器監(jiān)測無人機的運行狀態(tài)信息。

國內(nèi)關(guān)于光纖狀態(tài)監(jiān)測技術(shù)的研究大多集中在光柵光纖的原理和應(yīng)用研究上，國內(nèi)很多學(xué)者開展了大量研究工作，天津大學(xué)的劉鐵根等[24]對光纖光柵傳感關(guān)鍵技術(shù)進行了詳細描述，概述了F-P傳感技術(shù)、光纖陀螺傳感技術(shù)、光纖內(nèi)腔傳感技術(shù)在分立式光纖傳感中的應(yīng)用，以及干涉型擾動分布傳感技術(shù)、光頻域反射傳感技術(shù)、相關(guān)時域反射儀傳感技術(shù)在分布式光纖傳感技術(shù)中的應(yīng)用。但是對光纖傳感器在飛行器結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控應(yīng)用的文獻較少。2014年，大連理工大學(xué)與中國飛機強度研究所研發(fā)了基于分布式光纖傳感器的結(jié)構(gòu)狀態(tài)實時感知系統(tǒng)，獲取了翼梢小翼結(jié)構(gòu)的應(yīng)變響應(yīng)。北京航空航天大學(xué)建立了基于光纖傳感的應(yīng)力場實時重構(gòu)系統(tǒng)，可對飛機機翼的全局應(yīng)力場進行實時感知。如圖5所示，光纖光柵傳感器被布貼在機翼結(jié)構(gòu)的表面，在飛機機翼上加載外部載荷，由粘貼在機翼上的光纖光柵串S1、S2、S3和S4測得局部的應(yīng)力應(yīng)變，并結(jié)合飛機機翼結(jié)構(gòu)受力特性，借助有限元分析軟件，同時對光纖光柵采集得到的應(yīng)力應(yīng)變值進行處理，實時重構(gòu)出機翼上的應(yīng)力應(yīng)變場。

圖3 腐蝕損傷Fig.3 Corrosion damage

圖4 試驗樣板和結(jié)果Fig.4 Test templates and results

圖5 機翼結(jié)構(gòu)應(yīng)力應(yīng)變獲取示意圖Fig.5 Sketch of obtaining stress and strain of wing structure

4 局部敏感區(qū)域損傷診斷技術(shù)

飛行器關(guān)鍵結(jié)構(gòu)在飛行過程中往往承受循環(huán)交變載荷作用，并具有復(fù)雜的非線性耦合因素，因此難以對局部結(jié)構(gòu)強度進行有效監(jiān)測，結(jié)構(gòu)破壞模式分析也十分困難。針對飛行器關(guān)鍵結(jié)構(gòu)開展局部敏感區(qū)域損傷診斷技術(shù)的研究，以監(jiān)測結(jié)構(gòu)薄弱區(qū)域的裂紋萌生與擴展情況。以下幾種局部損傷診斷技術(shù)均對微小裂紋非常敏感，因此適用于飛行器關(guān)鍵結(jié)構(gòu)局部敏感區(qū)域裂紋萌生及擴展過程的監(jiān)測。其中包括基于光纖傳感器的裂紋監(jiān)測、基于智能涂層的裂紋監(jiān)測以及CVM傳感器技術(shù)。這些方法的原理如圖6所示。

光纖光柵傳感器的反射光譜會隨著外界應(yīng)力梯度的變化而變化，通過測量裂紋周邊應(yīng)力場變化對光纖光柵傳感器反射光譜的影響，可以實現(xiàn)對裂紋長度的定量診斷。Tadahito等[25]提出基于FBG傳感器反射光譜半高寬（FWHM）來監(jiān)測層合板橫向開裂程度的方法。Park等[9]提出建立反射光譜在長波長與短波長方向的兩個峰與復(fù)合材料分層、連接處應(yīng)變的定性關(guān)系。國內(nèi)南京航空航天大學(xué)袁慎芳團隊在孔邊裂紋的監(jiān)測中發(fā)展出一種基于T矩陣的方法來仿真光纖光柵反射強度譜用以重構(gòu)裂紋損傷的優(yōu)化方法[26]。在復(fù)合材料領(lǐng)域，在機翼盒段上利用表面安裝的FBG傳感器實現(xiàn)了盒段承受載荷的有效監(jiān)測[27]。北京航空航天大學(xué)針對鋁合金結(jié)構(gòu)孔邊裂紋監(jiān)測問題，提出了在多種布貼方式下基于光纖光柵反射譜變化的裂紋擴展監(jiān)測方法，通過分析光纖光柵反射光譜在裂紋通過光纖光柵傳感器前后的變化來判斷裂紋擴展的位置[28]。

西安交通大學(xué)劉馬寶團隊提出了利用智能涂層傳感器監(jiān)測結(jié)構(gòu)損傷狀況。智能涂層是一種具有“隨附損傷特性”的智能傳感器。它利用納米技術(shù)對廣泛應(yīng)用于飛機結(jié)構(gòu)的高性能防腐涂層材料進行改性，使其具有感知結(jié)構(gòu)損傷的能力。該團隊研發(fā)出“信息智能涂層監(jiān)測系統(tǒng)（ICMS）”，通過涂層感知結(jié)構(gòu)周圍應(yīng)力應(yīng)變變化，以電阻的變化作為損傷監(jiān)測參量，通過計算機巡檢來實時監(jiān)測結(jié)構(gòu)局部敏感區(qū)域損傷狀態(tài)。

真空比較監(jiān)測方法（CVM）是通過一種粘貼在結(jié)構(gòu)表面的傳感器薄膜在低真空狀態(tài)下對結(jié)構(gòu)損傷引起的真空度變化敏感感知來監(jiān)測結(jié)構(gòu)局部敏感區(qū)域損傷的方法[29]。該技術(shù)在國外有較多研究，航空巨頭波音、空客都對該技術(shù)表示了興趣，并且針對該技術(shù)的實用性組織美澳軍方、美國民航局及波音、空客等多方組成的專家小組對其耐久性進行了測試，測試結(jié)果達到了試驗標(biāo)準。目前國內(nèi)對CVM技術(shù)的研究較少，也沒有相應(yīng)的工程應(yīng)用經(jīng)驗。

5 多傳感器融合診斷技術(shù)

目前已應(yīng)用的飛行器結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測的傳感和監(jiān)測技術(shù)并不能適用于所有監(jiān)測對象?；趬弘妭鞲衅骶W(wǎng)絡(luò)易于實現(xiàn)區(qū)域掃查，在實際應(yīng)用時存在壓電元件穩(wěn)定性、電氣特性以及使用壽命等方面難以控制、傳感器引線較多、附加重量大等問題?；诠饫w光柵傳感器的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測方法可用于開展結(jié)構(gòu)中的應(yīng)變分布和程度較大損傷的監(jiān)測，但對小損傷不敏感。智能涂層對小損傷敏感，但是虛警率高，而且對于接頭、圓角、下陷、緊固件等具有復(fù)雜幾何特征的結(jié)構(gòu)，由于存在各種應(yīng)力集中形式，傳感器易發(fā)生失效。對于復(fù)雜結(jié)構(gòu)形式下的大尺寸飛行器結(jié)構(gòu)的健康監(jiān)測，必須在充分結(jié)合現(xiàn)有的多種結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測方法優(yōu)點的基礎(chǔ)上，開展其組合傳感方法和監(jiān)測策略的研究。北京航空航天大學(xué)開展了壓電與智能涂層傳感器、壓電與光纖傳感器的融合技術(shù)研究。

圖6 局部敏感區(qū)域損傷診斷技術(shù)Fig.6 Local sensitive region damage diagnosis technique

圖7為壓電傳感器與智能涂層傳感器融合損傷診斷系統(tǒng)，利用裂紋檢出概率模型和裂紋概率密度函數(shù)兩個衡量參數(shù)分析壓電和智能涂層傳感器對疲勞裂紋長度的監(jiān)測能力，其中壓電傳感器符合連續(xù)響應(yīng)信號模型，智能涂層傳感器符合離散響應(yīng)信號模型。建立的模型可以指導(dǎo)在不同裂紋長度下哪種傳感器給出的裂紋監(jiān)測長度更加可信，提高裂紋監(jiān)測的精度，降低裂紋監(jiān)測的虛警率。

壓電傳感器與光纖傳感器融合損傷診斷系統(tǒng)組成如圖 8所示，該系統(tǒng)主要包括3個組成部分：壓電傳感器激勵裝置、待測試驗件和光纖光柵解調(diào)器。待測試驗件作為Lamb波的傳導(dǎo)媒介，可選擇完整或有缺陷的試驗元件；超聲激勵裝置包括信號發(fā)生器、信號放大器和壓電片，信號發(fā)生器用于產(chǎn)生高壓脈沖電信號，作為壓電傳感器的激勵信號，壓電傳感器在自身壓電效應(yīng)的作用下使待測件內(nèi)產(chǎn)生超聲波；光纖光柵解調(diào)器包括FBG及其信號解調(diào)設(shè)備，F(xiàn)BG與超聲波聲軸線布置方向一致。其融合損傷診斷系統(tǒng)的基本原理是用FBG代替?zhèn)鹘y(tǒng)超聲無損檢測中的接受端，用于進行結(jié)構(gòu)的應(yīng)變、超聲的監(jiān)測，從而給出結(jié)構(gòu)的損傷診斷信息。這種檢測技術(shù)結(jié)合光纖光柵傳感器自身的優(yōu)勢，克服了傳統(tǒng)無損檢測中壓電傳感器的電磁干擾、多點難測的問題，在損傷檢測領(lǐng)域展現(xiàn)出很好的發(fā)展?jié)摿Α?/p>

6 結(jié)構(gòu)健康評估技術(shù)

結(jié)構(gòu)損傷可分為兩大類：突發(fā)損傷與漸變損傷。突發(fā)損傷由突然事件引起，使得損傷迅速達到臨界值，進而造成失效。由于其偶然性和瞬時性，損傷預(yù)測與剩余壽命評估往往沒有意義。因此，結(jié)構(gòu)損傷預(yù)測一般是針對漸變損傷。

結(jié)構(gòu)損傷的預(yù)測屬于故障預(yù)測領(lǐng)域。故障預(yù)測技術(shù)大致可分為有3種：基于數(shù)理統(tǒng)計的方法、基于數(shù)據(jù)驅(qū)動的方法和基于模型的方法，3種方法的預(yù)測精度依次增加?；跀?shù)理統(tǒng)計的方法是根據(jù)實際歷史數(shù)據(jù)的變化規(guī)律，從統(tǒng)計特性角度考慮，尋找預(yù)測故障的總體分布規(guī)律，典型的如“浴盆曲線”?；跀?shù)據(jù)驅(qū)動的方法是在很難建立復(fù)雜系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型的情況下，利用傳感器監(jiān)測歷史數(shù)據(jù)進行預(yù)測的方法，典型的如人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、模糊系統(tǒng)等智能算法?；谀Ｐ偷姆椒ㄊ侵竿ㄟ^集成物理或數(shù)學(xué)模型和隨機過程建模對故障狀態(tài)進行預(yù)測的方法，具有一定物理意義，并可實現(xiàn)實時預(yù)測。對于結(jié)構(gòu)來說，其故障主要是指疲勞、腐蝕、磨損等損傷，相對其他復(fù)雜系統(tǒng)來說故障模式較為單一，故一般采用精度較高的基于模型的方法進行預(yù)測。通過基于模型的方法預(yù)測結(jié)構(gòu)損傷主要包括以下兩方面的研究。

圖7 壓電傳感器與智能涂層傳感器融合損傷診斷系統(tǒng)Fig.7 Fusion damage diagnosis system based on piezoelectric sensor and ICMS

圖8 壓電傳感器與光纖傳感器融合損傷診斷系統(tǒng)Fig.8 Fusion damage diagnosis system based on piezoelectric sensor and optical fiber sensor

一是基于損傷發(fā)展規(guī)律建立確定性的損傷演化模型。飛行器金屬結(jié)構(gòu)最為常見的損傷是疲勞裂紋損傷，其中Paris模型受到廣泛認可，它描述了裂紋擴展速率與應(yīng)力強度因子之間的定量關(guān)系。之后，各學(xué)者基于Paris公式進行了諸多修正，考慮應(yīng)力比對裂紋擴展速率的影響，著名的有Forman公式和Walker公式。Elber觀察到裂紋閉合現(xiàn)象，加載過程中應(yīng)力大于某一值時則裂紋張開，卸載過程中應(yīng)力小于某一值則裂紋閉合，這解釋了變幅載荷下的裂紋擴展遲滯與加速現(xiàn)象，基于裂紋閉合理論提出有效應(yīng)力強度因子幅的概念?；诹鸭y閉合理論，各國學(xué)者對變幅載荷下的疲勞裂紋擴展模型開展了研究[30]。近期，Antunes等[31]研究了塑性致裂紋閉合與裂紋尖端鈍化的主要機制，建立了一個分析模型隔離殘余塑性變形對塑性致裂紋閉合的影響。Correia等[32]提出了一個可定量評估裂紋閉合效應(yīng)影響的理論模型，基于該模型可計算裂紋張開應(yīng)力強度因子。北京航空航天大學(xué)提出了小時間尺度疲勞裂紋擴展模型，研究在一個載荷周期內(nèi)任意時刻疲勞裂紋的擴展行為以及疲勞裂紋尖端應(yīng)力應(yīng)變場變化情況，建立疲勞裂紋擴展模型[33]。

二是考慮實際預(yù)測過程中的各不確定性進行隨機過程建模。目前應(yīng)用較多的是基于貝葉斯理論統(tǒng)計濾波的方法。常用的貝葉斯濾波方法主要包括卡爾曼濾波方法與粒子濾波方法。經(jīng)典卡爾曼濾波算法只能使用于高斯線性系統(tǒng)，但在損傷預(yù)測問題中，待識別的結(jié)構(gòu)損傷參數(shù)與結(jié)構(gòu)響應(yīng)之間是一種非線性關(guān)系。粒子濾波理論是一種基于蒙特卡洛方法和遞歸貝葉斯估計的統(tǒng)計濾波方法，逐漸被用于故障預(yù)測領(lǐng)域[34]。其存在的兩個基本過程為更新與預(yù)測，這兩個過程遞推進行。針對其存在的粒子退化、樣本匱乏、最優(yōu)的重要概率密度選擇等問題，許多改進算法被提出。北京航空航天大學(xué)通過建立損傷檢出概率模型，基于貝葉斯方法，利用損傷的實測數(shù)據(jù)對損傷演化模型參數(shù)進行更新，減小了損傷預(yù)測的不確定性[35]。

飛行器結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控研究面臨的挑戰(zhàn)

結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)從實驗室研究到實際應(yīng)用，特別是在飛行器結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用，目前還面臨著以下挑戰(zhàn)。

1 滿足機載要求的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控系統(tǒng)

重量是飛機的重要指標(biāo)之一，要想使結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控系統(tǒng)滿足機載要求，首先要實現(xiàn)系統(tǒng)的輕量化，即包含傳感器網(wǎng)絡(luò)、解調(diào)系統(tǒng)、監(jiān)測系統(tǒng)等所有部分的系統(tǒng)在重量上要能滿足機載設(shè)備的要求。此外，在滿足輕量化的基礎(chǔ)上，還應(yīng)該使裝置體積更小、能耗更低。飛機的一些關(guān)鍵部位長期暴露于空氣中，如機翼、尾翼等結(jié)構(gòu)，飛機飛行與降落過程中表面溫度變化較大，對于傳感器網(wǎng)絡(luò)本身的可靠性提出了較高要求。主要包含了兩個方面的含義，一方面需要克服光纖布拉格光柵傳感器和智能涂層傳感器受到的溫度變化的影響，從而保證結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控系統(tǒng)的精度和穩(wěn)定性；另一方面，在進行飛機表面?zhèn)鞲衅骶W(wǎng)絡(luò)布局時，需要考慮飛機表面溫度變化對傳感器物理特性的影響，避免因溫度變化造成傳感器的物理性損壞。結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控系統(tǒng)的抗電磁干擾性設(shè)計是滿足機載要求的又一重要指標(biāo)，只有對系統(tǒng)進行抗電磁干擾設(shè)計，才能保證結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控的可靠度和穩(wěn)定性。結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控系統(tǒng)的安全性是需要考慮的另一重要方面，主要是指結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控系統(tǒng)對飛機本身結(jié)構(gòu)性能的影響，如傳感器的布貼位置和方法對飛機關(guān)鍵部位強度的影響等因素。此外，對于結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控系統(tǒng)軟硬件設(shè)備在飛機中放置的位置等需要進行合理的設(shè)計，一方面避免在飛機運行過程中結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控系統(tǒng)機載設(shè)備的損壞；另一方面也避免飛行過程中結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控系統(tǒng)機載設(shè)備成為“多余物”并對飛機的正常運行造成影響；最后，需要考慮結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控系統(tǒng)機載設(shè)備與原有機載設(shè)備的相容性。要使結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控系統(tǒng)滿足機載要求，原有機載設(shè)備與監(jiān)測系統(tǒng)設(shè)備的相容性是必須考慮的問題。設(shè)備間的電磁干擾、供電等相容性的設(shè)計會影響到飛機整體的可靠性和安全性。而設(shè)備間的空間位置、組合方式等的相容性設(shè)計則會影響到飛機整體的維修性和保障性[36]。所以，結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控系統(tǒng)與原有機載設(shè)備的相容性設(shè)計十分重要。

2 大型傳感器網(wǎng)絡(luò)集成技術(shù)

圖9 結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測傳感器的安裝方式Fig.9 Installation method of structure health monitoring sensor

當(dāng)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測系統(tǒng)用于大范圍或大面積結(jié)構(gòu)監(jiān)測時，需要將健康監(jiān)測傳感器網(wǎng)絡(luò)與基體結(jié)構(gòu)集成為一體。傳感器與基體結(jié)構(gòu)的集成技術(shù)包括：表面粘接技術(shù)和嵌入式傳感器技術(shù)，如圖9所示。表面粘貼技術(shù)（圖9（a））通過環(huán)氧樹脂膠黏劑將傳感器粘貼在基體結(jié)構(gòu)的相應(yīng)位置，以實現(xiàn)傳感器的監(jiān)測功能。并且在傳感器與基體結(jié)構(gòu)的集成過程中，膠黏劑由于易受到光、熱和濕度等環(huán)境因素的影響而導(dǎo)致其粘接性能下降。因此，膠黏劑在長期服役環(huán)境下保持良好的耐久性和穩(wěn)定性是實現(xiàn)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控的重要保證。此外，由于傳感器材料和膠黏劑與結(jié)構(gòu)材料的機械性能、熱性能、力學(xué)性能等具有較大差異，集成結(jié)構(gòu)在服役環(huán)境下結(jié)構(gòu)材料的性能和傳感器的功能將會受到影響。因此，需要通過研究不同粘貼工藝，分析影響傳感器性能的各種因素，獲得最佳的傳感器與基體結(jié)構(gòu)的粘貼工藝。嵌入式傳感器技術(shù)（圖9（b））是在可設(shè)計性較強的材料（尤其是復(fù)合材料）的設(shè)計和加工過程中將微型傳感器布置于基體結(jié)構(gòu)中，并且集成過程中不能改變基體結(jié)構(gòu)的原有性能，同時也要保證傳感器的監(jiān)測功能。例如對于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，為了在結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控的過程中有效地收集結(jié)構(gòu)損傷前后的信息，采用的預(yù)先布置在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中的傳感器尺寸將會造成結(jié)構(gòu)部分性能的損失（如界面強度），并且復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的材料性能分布將會變得極不均勻。因此，通過研制微型傳感器并將其嵌入材料結(jié)構(gòu)內(nèi)部可實現(xiàn)嵌入式傳感器技術(shù)更廣泛地應(yīng)用于材料結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)之中。

3 傳感器自診斷技術(shù)

在結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控的實際應(yīng)用中，傳感器網(wǎng)絡(luò)中部分傳感器的失效將會造成損傷評估出現(xiàn)誤檢或?qū)е虏糠謪^(qū)域未得到有效監(jiān)測的現(xiàn)象。因此，為了使健康監(jiān)測系統(tǒng)的診斷功能在傳感器出現(xiàn)退化、損傷或缺失時更加穩(wěn)定和精確，急需傳感器的自診斷技術(shù)來精確地檢測和識別傳感器的故障[37]。傳感器的故障可能是由于極端的操作條件，如沖擊。此外，傳感器的故障也可能由傳感器的不當(dāng)安裝造成，包括粘接缺陷或處理過程中傳感器的意外破損[38]。例如對于壓電傳感器，可以通過測量傳感器的阻抗來檢測一個傳感器是退化或是損壞。此外，在兩個或多個傳感器之間會產(chǎn)生激勵-接受信號，通過對采集激勵-接受信號的分析可以確定傳感器是否出現(xiàn)損壞或出現(xiàn)部分脫粘。然后將功能退化或已損壞的傳感器從傳感器網(wǎng)絡(luò)中移去，并通過調(diào)用周圍的傳感器對移去傳感器的區(qū)域進行覆蓋，進而實現(xiàn)傳感器網(wǎng)絡(luò)的自我診斷與維護，以保證監(jiān)測結(jié)果的可靠性。

4 基于結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測的健康管理

基于結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測的健康管理的關(guān)鍵是如何準確地預(yù)測結(jié)構(gòu)損傷與剩余壽命，實現(xiàn)由定時維修向視情維修的轉(zhuǎn)變。飛行器在服役過程中多受到變幅載荷作用，不同幅值載荷的交互作用也會對疲勞裂紋擴展產(chǎn)生顯著影響。目前基于裂紋閉合理論，各國學(xué)者進行了多種修正模型，但尚未形成統(tǒng)一的方法，對于變幅載荷中的核心問題過載遲滯機理有待深入研究。此外，飛行器往往會受到腐蝕、高溫、振動等使用環(huán)境的影響，不同環(huán)境中其損傷演化規(guī)律不同，如何在考慮環(huán)境因素對損傷演化規(guī)律影響的基礎(chǔ)上對損傷模型進行修正，也是需要解決的關(guān)鍵問題。在對實際損傷進行預(yù)測時往往受到多種噪聲的影響，目前的研究針對個體差異引起模型參數(shù)的不確定性與傳感器監(jiān)測數(shù)據(jù)的不確定性展開較多研究，但相關(guān)算法仍然存在一些問題，如指出監(jiān)測點數(shù)量與間隔會影響評估的精度，需要進行優(yōu)化。同時，需要提高算法的容錯能力與魯棒性，對于傳感器監(jiān)測數(shù)據(jù)的偶然抖動也可以準確判斷，避免預(yù)測的較大偏差。此外，目前對于損傷演化模型的選擇都是單一的，未考慮模型選擇的不確定性，即假定所給定的模型形式可準確描述裂紋擴展的規(guī)律，而實際上目前對于很多損傷的演化機理研究存在多種不同的理論，相應(yīng)地存在多種基于不同機理的損傷演化模型[39]，在這種情況下如何考慮模型選擇的不確定性也是面臨的挑戰(zhàn)之一。對結(jié)構(gòu)的健康管理需要基于診斷/預(yù)測結(jié)果，考慮使用要求和可用的維修資源對維修活動做出適當(dāng)?shù)臎Q策，維修策略由定時維修和事后維修轉(zhuǎn)變?yōu)橐暻榫S修。視情維修包括驗證復(fù)查任務(wù)、損傷隔離任務(wù)與損傷修理任務(wù)3類。如何在對結(jié)構(gòu)損傷發(fā)展趨勢與剩余壽命預(yù)測的基礎(chǔ)上，最終決策適當(dāng)切入時間點進行適當(dāng)?shù)木S修工作是未來的挑戰(zhàn)之一。

結(jié)束語

結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)作為一項確定和評價飛行器結(jié)構(gòu)完整性的革命性創(chuàng)新技術(shù)，在飛行器設(shè)計、制造、運行、維護中都可以發(fā)揮重要作用，可實現(xiàn)飛行器結(jié)構(gòu)的狀態(tài)維護，并最終為飛行器結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計迭代提供依據(jù)。面向飛行器結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)的研究涉及結(jié)構(gòu)動力學(xué)、材料科學(xué)、信號處理技術(shù)、傳感器技術(shù)以及人工智能等多個學(xué)科。本文綜述了面向飛行器結(jié)構(gòu)的健康監(jiān)控技術(shù)和方法進展，總結(jié)了各種技術(shù)的優(yōu)勢與應(yīng)用場合，分別從多學(xué)科交叉融合和工程應(yīng)用角度討論了面向飛行器結(jié)構(gòu)的健康監(jiān)控技術(shù)面臨的挑戰(zhàn)，展望了未來的發(fā)展趨勢。目前成功應(yīng)用的案例表明了結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)在飛行器結(jié)構(gòu)上有著廣闊的應(yīng)用前景，但是從實驗室研究走向?qū)嶋H工程應(yīng)用仍需大量試驗驗證。結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)的發(fā)展需要與我國實際軍民用型號研制相結(jié)合，對研發(fā)我國具有自主知識產(chǎn)權(quán)的高性能飛行器具有重要意義。

[1]袁慎芳. 結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控[M]. 北京:國防工業(yè)出版社, 2007.YUAN Shenfang. Structural health monitoring[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2007.

[2]OU J P, LI H. Structural health monitoring in mainland China: review and future trends[J]. Structural Health Monitoring, 2010,9(3): 219-231.

[3]GENESTA M, MARTINEZA M,MRADB N, et al. Pulsed thermography for non-destructive evaluation and damage growth monitoring of bonded repairs[J]. Composite Structures, 2009, 88(1): 112-120.

[4]GREENE J A, PEREZ I M. Optical fiber corrosion sensors for aging aircraft[C]//Proceedings of Non-Destructive Evaluation Techniques for Aging Infrastructure and Manufacturing: Process Control and Sensors for Manufacturing. San Antonio, 1998.

[5]FARRAR C R, WORDEN K. An introduction to structural health monitoring[J].Philosophical Transactions of the Royal Society A:Mathematical Physical & Engineering Sciences,2007, 365(1851): 303-315.

[6]陶寶祺. 智能材料結(jié)構(gòu)[M]. 北京:國防工業(yè)出版社, 1997.TAO Baoqi. Smart material structures[M].Beijing: National Defense Industry Press, 1997.

[7]BLUNT D M, KELLER J A. Detection of a fatigue crack in a UH-60A planet gear carrier using vibration analysis[J]. Mechanical Systems &Signal Processing, 2006, 20(8): 2095-2111.

[8]FERRELL B L. Air vehicle prognostics and health management[C]//Proceeding of 2000 IEEE Aerospace Conference. Montana, 2000.

[9]PARK H G, CANNON H, BAJWA A,et al. Hybrid diagnostic system: beacon-based exception analysis for multimissions - Livingstone integration[C]//Proceeding of 58th Meeting of the Society for Machinery Failure Prevention Technology. Virginia Beach, 2004.

[10]XU Z D, WU K Y. Damage detection for space truss structures based on strain mode under ambient excitation[J]. Journal of Engineering Mechanics, 2012, 138(10): 1215-1223.

[11]王柏生, 何宗成, 趙琛. 混凝土大壩結(jié)構(gòu)損傷檢測振動法的可行性[J]. 建筑科學(xué)與工程學(xué)報, 2005, 22(2): 55-60.WANG Baisheng, HE Zongcheng, ZHAO Chen. Feasibility about vibration-based method for structural damage detection of concrete dam[J].Journal of Architecture and Civil Engineering,2005, 22(2): 55-60.

[12]曹俊. 裂紋擴展的實時健康監(jiān)測技術(shù)研究[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2006.CAO Jun. Research on real-time structural health monitoring for crack growth[D].Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2006.

[13]KIM Y, HA S, CHANG F K. Timedomain spectral element method for builtin piezoelectric-actuator-induced Lamb wave propagation analysis[J]. AIAA Journal, 2012,46(3): 591-600.

[14]MURAYAMA R, KOBAYASHI M.Pipe inspection system by guide wave using a long distance waveguide[J]. Modern Mechanical Engineering, 2015, 5(4): 139-149.

[15]TUA P S, QUEK S T, WANG Q.Detection of crack in thin cylindrical pipes using piezo-actuated Lamb waves[C]//Proceeding of Sensors and Smart Structures Technologies for Civil, Mechanical, and Aerospace Systems. San Diego, 2005.

[16]GIURGIUTIU V, XU B, CHAO Y,et al. Smart sensors for monitoring crack growth under fatigue loading conditions[J]. Smart Structures & Systems, 2006, 2(2): 101-113.

[17]LEONARD K R, MALYARENKO E V, HINDERS M K. Ultrasonic Lamb wave tomography[J]. Inverse Problems, 2002, 18(6):1795-1808.

[18]ZHAO X, ROYER R L, OWENS S E, et al. Ultrasonic Lamb wave tomography in structural health monitoring[J]. Smart Materials &Structures, 2011, 20(10): 105002.

[19]WANG D J, ZHANG W F, WANG X Y, et al. Lamb-wave-based tomographic imaging techniques for hole-edge corrosion monitoring in plate structures[J]. Materials, 2016, 9(11): 916.

[20]SHARIF-KHODAEI Z, GHAJARI M, ALIABADI M H. Determination of impact location on composite stiffened panels[J]. Smart Materials and Structures, 2012, 21(10): 105026.

[21]邱雷, 袁慎芳, 蘇永振, 等. 基于Shannon復(fù)數(shù)小波和時間反轉(zhuǎn)聚焦的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)多源沖擊成像定位方法[J]. 航空學(xué)報,2010, 31(12): 2417-2424.QIU Lei, YUAN Shenfang, SU Yongzhen,et al. Multiple impact source imaging and localization on composite structure based on shannon complex wavelet and time reversal focusing[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2010, 31(12): 2417-2424.

[22]TRUTZEL M N, WAUER K, BETZ D, et al. Smart sensing of aviation structures with fiber-optic Bragg grating sensors[C]//Proceeding of Smart Structures and Materials 2000: Sensory Phenomena and Measurement Instrumentation for Smart Structures and Materials. Newport Beach,2000.

[23]BORINSKI J, MELLER S A,PULLIAM W, et al. Optical fiber sensors for in-flight health monitoring[C]//Proceeding of Smart Structures and Materials 2000: Sensory Phenomena and Measurement Instrumentation for Smart Structures and Materials. Newport Beach,2000.

[24]劉鐵根, 于哲, 江俊峰, 等. 分立式與分布式光纖傳感關(guān)鍵技術(shù)研究進展[J].物理學(xué)報, 2017, 66(7): 60-76.LIU Tiegen, YU Zhe, JIANG Junfeng, et al.Advances of some critical technologies in discrete and distributed optical fiber sensing research[J].2017, 66(7): 60-76.

[25]TADAHITO M, YOJI O, NOBUO T.Quantitative evaluation of transverse cracks in carbon fiber reinforced plastic quasi-isotropic laminates with embedded small-diameter fiber Bragg grating sensors[J]. Smart Materials and Structures, 2003, 12(6): 898-903.

[26]HUANG G J, WEI C B, CHEN S Y, et al. Reconstruction of structural damage based on reflection intensity spectra of fiber Bragg gratings[J]. Measurement Science and Technology, 2014, 25(12): 125109.

[27]邱雷, 袁慎芳, 苗苗. 基于FBG的機翼盒段結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測系統(tǒng)功能驗證研究[J].壓電與聲光, 2009, 31(3): 350-353.QIU Lei, YUAN Shenfang, MIAO Miao. An evaluation research on the wing box structural health monitoring system based on FBG sensor[J].Piezoelectrics & Acoustooptics, 2009, 31(3):350-353.

[28]HE J J, YANG J S, WANG Y X, et al.Probabilistic model updating for sizing of holeedge crack using fiber bragg grating sensors and the high-order extended finite element method[J].Sensors, 2016, 16(11): 1956.

[29]ROACH D. Real time crack detection using mountable comparative vacuum monitoring sensors[J]. Smart Structures and Systems, 2009,5(4): 317-328.

[30]SHYAM A, ALLISON J, JONES J.A small fatigue crack growth relationship and its application to cast aluminum[J]. Acta Materialia,2005, 53(5): 1499-1509.

[31]ANTUNES F V, CASTANHEIRA F A, BRANCO R. A numerical analysis of the mechanisms behind plasticity induced crack closure: application to variable amplitude loadings[J]. International Journal of Fatigue,2016, 89: 43-52.

[32]CORREIA J A F O, DE JESUS A M P,MOREIRA P M G P, et al. Crack closure effects on fatigue crack propagation rates: application of a proposed theoretical model[J]. Advances in Materials Science and Engineering, 2016, 2016:3026745.

[33]YANG J, ZHANG W, LIU Y M.Existence and insufficiency of the crack closure for fatigue crack growth analysis[J]. International Journal of Fatigue, 2014, 62(2): 144-153.

[34]ZIO E, PELONI G. Particle filtering prognostic estimation of the remaining useful life of nonlinear components[J]. Reliability Engineering & System Safety, 2011, 96(3): 403-409.

[35]HE J J, WANG D J, ZHANG W F.Lamb wave-based damage quantification and probability of detection modeling for fatigue life assessment of riveted lap joint[J]. AIP Conference Proceedings, 2015, 1650(1): 1940-1947.

[36]BINEID M, FIELDING J P.Development of an aircraft systems dispatch reliability design methodology[J]. The Aeronautical Journal, 2006, 110(1108): 345-352.

[37]LIU K B, MA Q, GONG W, et al.Self-diagnosis for detecting system failures in large-scale wireless sensor networks[J]. IEEE Transactions on Wireless Communications, 2014,13(10): 5535-5545.

[38]LIANG D, WU L N, GAN Z F, et al.Self-diagnosis and self-reconfiguration of piezoelectric actuator and sensor network for large structural health monitoring[J]. International Journal of Distributed Sensor Networks, 2015,2015: 1-16.

[39]COMPARE M, BARALDI P,TURATI P, et al. Interacting multiplemodels, state augmented Particle Filtering for fault diagnostics[J]. Probabilistic Engineering Mechanics, 2015, 40: 12-24.