《Structural Health Monitoring》：Guided wave-based SHM for testing – A composite fuselage under mechanical load
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本研究探索了基于导波的结构健康监测（GW-SHM）在飞机复合材料结构结构试验中的应用。研究人员展示了一项全尺寸复合材料机身壁板试验的结果，该试验涉及真实冲击损伤、三种代表性载荷工况以及12至30°C范围的温度变化。随后，研究人员利用生成的试验数据集分析了环境与
本研究探索了基于导波的结构健康监测（GW-SHM）在飞机复合材料结构结构试验中的应用。研究人员展示了一项全尺寸复合材料机身壁板试验的结果，该试验涉及真实冲击损伤、三种代表性载荷工况以及12至30°C范围的温度变化。随后，研究人员利用生成的试验数据集分析了环境与运行因素及损伤对导波（GW）传播的相互作用。分析结果表明，载荷和温度均会引起飞行时间（ToF）和振幅产生相似数量级的变化，其中温度引起的变化分布较为均匀，而载荷效应则沿施加载荷方向表现出显著影响。此外，研究人员还考察了在变化的环境与运行条件（EOCs）下真实损伤的可检测性。全尺寸结构试验为GW-SHM在不同载荷和温度条件下于复合材料飞机结构中的实施提供了宝贵见解。研究结果表明，在变化的EOCs下能够检测到相关的冲击损伤，验证了该系统在门周围结构全尺寸疲劳试验中应用的适用性。
# 基于导波的结构健康监测技术在复合材料机身全尺寸结构试验中的应用研究解读
## 1 引言：研究背景与动机
### 1.1 结构试验与损伤容限设计的认证需求
飞机结构设计以损伤容限为核心理念，这一设计哲学自20世纪70年代发展而来，要求结构在存在允许损伤的情况下能够承受预定义的设计载荷，直至损伤被维护策略或其他既定协议所检测。复合材料在飞机结构中的广泛应用，以及金属与复合材料在损伤行为上的本质差异，促使相关损伤类型和结构失效机理需要重新定义。与金属材料相比，复合材料结构虽然也可能经历疲劳引发的损伤，但可通过适当设计和许用值来应对；然而，其冲击敏感性成为设计和试验中的关键因素。因此，复合材料结构必须能够在疲劳试验结束时以及在遭受冲击损伤后证明其剩余强度，方可通过认证。
航空认证机构已针对采用损伤容限方法进行复合材料飞机结构认证发布了新指南，定义了从低到高严重程度的五个损伤类别，以及带有此类损伤的结构必须承受的载荷。例如，1类损伤被定义为目视不可见冲击损伤（BVID）和允许的制造缺陷，要求结构承受相当于整个飞机寿命的疲劳试验并随后仍能承受极限载荷。
在飞机设计中，结构试验用于向认证机构证明结构符合法规要求。试验金字塔提供了从试样级到全尺寸结构验证的系统性试验和分析序列。全尺寸试验中的试件具有与原始设计相同的尺寸，被认为具有完全代表性，疲劳与损伤容限方法的验证最终通过全尺寸试验实现。
### 1.2 全尺寸结构试验中的GW-SHM应用价值
损伤容限设计的验证试验包括对结构施加代表性损伤的评估。在验证试验过程中，引入BVID和目视可见冲击损伤（VID），并由认证检查人员定期使用无损检测（NDI）手段进行检测。本研究考虑了在大型全尺寸复合材料机身结构试验中使用基于导波的结构健康监测（GW-SHM）技术来监测BVID和VID。
GW-SHM应用于结构试验的优势包括减少试验停机时间和缩短监测间隔。全尺寸疲劳试验是飞机研发阶段的关键环节，耗时巨大，例如A320认证所需的疲劳试验持续数年，相当于飞机设计寿命的三倍。在整个试验时间中，试验停机时间占相当大比例，主要取决于NDI检测计划的规模和执行检测所需时间。现有的机器人及自动化无损检测技术（NDT）虽然可作为替代方案，但需要足够的空间和可自由接近的表面，在全尺寸疲劳试验中受限于空间和布线密集区域。因此，GW-SHM作为一种适合结构监测的方法引起了关注，其目标是通过按需甚至连续监测来替代部分NDI检测任务，从而节省试验停机时间。
损伤容限方法根据增长速率将复合材料结构损伤分为三类：不增长、缓慢增长和止裂。在每个结构重要项目上，通过循环加载和随后的剩余强度试验来验证结构对损伤增长的敏感性。全尺寸疲劳试验中，检测间隔通常遵循在役维护计划。采用GW-SHM后，单次检测的时间和人力大幅减少，可实现连续监测，从而更好地分配损伤变化的时间并更快地响应疲劳试验中意外的损伤增长行为。
## 2 研究内容与试验设计
### 2.1 研究对象与研究动机
本研究通过在准静态飞行载荷条件下对全尺寸复合材料门周围结构进行冲击损伤引入和监测试验，验证GW-SHM用于全尺寸疲劳试验的适用性。选择该试验结构的理由如下：翼与水平尾翼之间的代表性机身段从承载角度看是机身最复杂的部分，因为不同载荷分量在此叠加，为评估GW-SHM系统的损伤检测能力提供了具有代表性和认证相关性的环境。在认证试验中，必须证明符合损伤容限方法，例如通过引入人工损伤并监测其增长来证明结构满足规定的增长限制。本研究采用准静态载荷条件作为初始简化步骤，便于在动态疲劳载荷之前对GW-SHM在复杂但运行简单的条件下进行评估。
### 2.2 试验结构
全尺寸复合材料机身结构由欧洲资助的MAAXIMUS项目设计制造，该项目旨在开发航空用碳纤维增强塑料（CFRP）结构的高度集成化和精密设计方法。该复合材料壁板设计代表宽体机身（如A350）的乘客门区域，尺寸为4100 × 5700 mm，涵盖9个框、17根长桁、4个窗户和门周围结构。
### 2.3 GW-SHM系统组成
在机身壁板上设计并安装了GW-SHM系统，该系统具有三大组成部分：换能器网络、多路复用连接单元和数据采集平台。
换能器网络基于DuraAct?压电复合换能器，由嵌入聚合物基体中的压电陶瓷元件组成，在机械载荷下具有更高的鲁棒性，可安装于曲面复合材料结构。采用模块化概念，每个阵列最多集成8个压电换能器，包括布线和接触用基板。
多路复用模块实现三个目标：简单可靠的换能器连接、通过多路复用大幅减少线缆、以及实现经济高效的安装。连接模块的多路复用功能在阵列内并联连接最多两个换能器，用于一发一收（pitch-catch）模式的GW测量，模块以菊花链配置连接到数据采集单元。
数据采集采用美国国家仪器公司的PXI系统以及德国航空航天中心（DLR）开发的GW采集软件模块，在采集平台内集成了射频（RF）开关矩阵，与压电复合阵列的多路复用功能相结合，实现了对全部148个换能器网络的一发一收测量。
### 2.4 加载与试验方案
壁板试验台由固定载荷框架和两个端框组成，一个端框固定，另一个可移动，通过气动系统施加压力载荷，并配置六个液压执行器，提供三个位移自由度和三个旋转自由度。
选择了三种代表性载荷工况：单轴拉伸（FXX）、左横向弯曲（LBL）和下垂直弯曲（VBD）。其中FXX并非代表性飞行载荷，仅用于研究目的。三种工况均施加至75%极限载荷（LL）的准静态载荷水平，试验在空载至75% LL之间多个载荷步停止，以便SHM系统在多个静态载荷水平下进行测量。
使用气枪按标准化方法施加BVID，弹丸为直径25.4 mm、质量835 g的半球形，通过压缩空气加速。在11个位置引入冲击损伤，损伤尺寸介于364至3720 mm2之间，均为BVID并被归类为欧洲航空安全局（EASA）定义的1类损伤。冲击损伤以蒙皮分层以及蒙皮与相邻结构元件（如ω长桁、框和肋间件）之间的脱粘形式存在。
设计了包含完整和简短两种载荷序列的试验顺序：完整载荷序列包含三种载荷工况从空载到75% LL的八个定义载荷步；简短载荷序列仅停止在空载、20%、40%和75% LL四个载荷步。试验过程为：结构处于完好状态时执行完整序列，随后每次冲击后执行简短序列，最后执行完整序列，共进行12次载荷循环。
## 3 主要关键技术方法
研究人员主要采用了以下关键技术方法：（1）基于DuraAct?压电复合换能器的模块化GW-SHM传感网络，分布于机身壁板左上限象限，共148个换能器，激励频率范围为50至200 kHz，采集半径400 mm范围内的所有激励-传感路径数据；（2）多路复用连接技术，实现最小化布线下的全网络一发一收测量；（3）多物理量同步监测手段，配备31个温度传感器和14个应变片，同步采集温度与应变参考数据；（4）基于气枪的标准BVID引入方法及基于相控阵超声的NDI参考检测（使用Olympus OmniScan MX）；（5）基于交叉小波变换的局部时间相干性方法用于提取飞行时间（ToF）变化；（6）基于希尔伯特变换的振幅特征提取方法。
## 4 研究结果
### 4.1 载荷对导波传播的影响
为观察载荷对GW传播的影响，研究人员选择了高载荷无损伤区域，并选取两条激励-传感路径，一条沿载荷方向、另一条与载荷方向成90°角。在FXX载荷工况下，加载方向的应变在75% LL时达到最大1587 με，与载荷呈线性关系。对于沿拉伸方向的路径（激励器9至传感器11），在90 kHz激励频率下，对称（S0）和反对称（A0）基本模态均随拉伸载荷表现出振幅增加和ToF减小。在40至90 kHz频率范围内，A0模态的振幅和ToF随载荷呈良好线性变化。对S0模态（140至200 kHz）的观察显示其特征同样随载荷线性变化，但变化幅度小于A0模态。对于受横向压缩的路径（激励器1至传感器5），压缩应力使振幅降低约19.7%，ToF略微减小（小于1 μs），同样呈线性关系。研究表明，GW对应力的敏感性在较低频率下更高，在固定频率下A0模态比S0模态对载荷变化更敏感，这与文献中基本弯曲模态对机械载荷最敏感的结论一致。值得注意的是，与各向同性金属板的经典声弹性结果不同，本研究数据显示拉伸和压缩载荷下ToF均减小，这可能与CFRP的各向异性、多轴应力状态、结构不连续性及波-结构相互作用的综合效应有关。
### 4.2 温度对导波传播的影响
试验在非气候控制机库中进行，为期3周，GW测量期间结构温度为12至30°C。在拉伸和压缩两种载荷情况下，温度影响一致：温度升高导致ToF增加和振幅减小。这与文献中复合材料刚度随温度降低而减小的结论一致。载荷与温度对GW传播的影响处于同一数量级：在70 kHz下，拉伸方向每1000 με引起ToF变化为?3.9 μs、振幅变化为+38.2%；压缩方向每1000 με引起ToF变化为?1.3 μs、振幅变化为?43.4%；温度每10°C引起ToF变化为+1.2 μs、振幅变化为?11%。载荷引起的振幅变化和ToF变化在示例路径上清晰地反映了局部应变效应，而温度效应则叠加其上。
### 4.3 大型结构上GW传播的变化
由于SHM传感器网络覆盖面积大（约5 m2），数百条激励-传感路径上的GW传播因局部载荷和温度条件、结构几何和材料属性而异。模拟应变分布显示，VBD载荷工况下，高正应变区域位于左上角；LBL载荷工况下，最高正应变出现在门切口左上区域。所有长度不超过300 mm的激励-传感路径在75% LL下相对于空载状态的ToF变化分布与模拟应变分布趋势一致：VBD下较大的ToF变化位于左上角纵向方向，LBL下较高的ToF变化位于门切口左侧。温度引起的ToF变化在整个监测区域呈均匀分布，而载荷引起的ToF变化则具有明显的方向性。
### 4.4 变化EOC条件下的损伤检测
为评估GW-SHM系统在载荷与温度变化条件下的BVID检测能力，研究人员选取了包含损伤的两条路径。第一个损伤案例位于高载荷区域，为尺寸29×20 mm的分层，载荷引起的ToF和振幅变化占主导，但在所有载荷水平下均观察到一致的振幅降低，表明损伤存在。第二个损伤案例位于轻载荷区域，温度（12-28°C）是主导的EOC因素，损伤由两个小分层组成，联合面积为26×14 mm，需要更精确的损伤检测策略来区分损伤效应与热效应。总体而言，在所有11个损伤区域上，损伤与未损伤状态均实现了清晰分离。较大损伤可能无需考虑载荷和温度效应即可识别，而较小损伤的检测则需要将载荷和温度信息与多信号特征相结合。
## 5 讨论与结论
### 5.1 讨论
在大型全尺寸机身结构中应用GW-SHM面临的一个关键挑战是，在复杂变化的EOC条件下GW响应的高度变异性与数据驱动方法有限的训练数据之间的矛盾。该变异性源于全尺寸机身中复杂且变化的EOC条件以及结构非均质性，没有两条激励-传感路径是完全相同的。一种可能的解决途径是使用不确定性感知的学习方法，如高斯过程（Gaussian Processes）。本数据集上的初步研究已在Moix-Bonet等人的研究中报告。
在全尺寸疲劳试验背景下，GW-SHM系统需要在试验调试和早期疲劳加载阶段进行初始训练。这一训练数据需求与认证疲劳试验的序列相一致：通常三个试验阶段模拟三倍飞机设计服役目标，第一阶段开始时预计无损伤，而第二、第三阶段需要证明损伤容限。随着检测工作量随时间增加，SHM在不因初始训练需求而受损的情况下可提供显著的监测优势。
### 5.2 结论
本研究的结论如下：GW-SHM系统已成功部署并在具有代表性的机械载荷、冲击损伤和环境变化条件下完成全尺寸复合材料机身结构的测试，所得数据集捕获了载荷、温度和损伤对导波传播在真实机身结构中的综合影响。结果表明，GW在较低频率下对机械载荷更为敏感，且A0模态比S0模态具有更高的敏感性。对于两种加载方向，载荷与ToF和振幅的变化之间存在近似线性关系。与各向同性金属板的经典声弹性行为相反，实测ToF在拉伸和压缩载荷下均减小，这一偏差可能与CFRP各向异性、与金属系统不同的材料属性、多轴应力状态、结构不连续性和波-结构相互作用的综合效应有关。温度和机械载荷引起的导波变化处于相似数量级，但具有根本不同的空间特征：温度效应呈广布分布，而载荷效应则强烈依赖于方向。在变化EOCs下损伤检测仍然可行，但性能取决于损伤尺寸和位置：某些损伤可在无额外EOC信息的情况下被检测，而较小尺寸或复杂几何形状的损伤则需要整合EOC数据和多种信号特征才能有效区分完好与损伤状态。总体而言，该研究证明了GW-SHM在认证相关条件下用于全尺寸复合材料结构的可行性，并凸显了当前解释方法在复杂各向异性结构中的潜力和局限性。研究人员将本次全尺寸结构试验视为GW-SHM在采用损伤容限设计的飞机复合材料结构中应用的开端，该技术在结构试验中的成功实施将加速其发展，并提升GW-SHM作为复合材料航空结构传统NDI替代方案的接受度和可见度。
