CN108146615A - 飞行器机电一体化大面积柔性冲击监测智能蒙皮系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种飞行器机电一体化大面积柔性冲击监测智能蒙皮系统，属于航空航天智能结构技术领域。该系统包括一体化大面积柔性冲击监测网络系统和飞行器复合材料蒙皮结构；所述一体化大面积柔性冲击监测网络系统包括大面积柔性压电传感器网络和大面积柔性冲击监测系统，两者顺序连接，通过柔性电路制造工艺一体化设计和制造；所述大面积柔性冲击监测网络系统与飞行器复合材料蒙皮结构通过基于真空‑热固化的共形耦合工艺进行集成连接，形成机电一体化智能蒙皮系统。本发明能够在线、连续的进行大面积飞行器复合材料结构的冲击监测，具有柔性化、集成一体化、轻量化、低功耗、可自供电的特点，可以提高飞行器结构的安全性和维护效率。
Description
技术领域
本发明涉及一种飞行器机电一体化大面积柔性冲击监测智能蒙皮系统，属于航空航天智能结构技术领域。
背景技术
飞行器智能蒙皮技术是一项改变未来先进飞行器设计的革命性新技术，能够极大提升先进战斗机和无人作战飞机等先进飞行器的作战飞行速度、操作机动性能、环境感知性能和安全维护性能，减少作战起落次数、延长滞空时间以及扩大作战半径。同时，我国正在大力发展各类载人航天器，其在轨道和深空飞行的环境感知及安全性能也迫切需要通过增加结构的智能性加以保障。因此，飞行器智能蒙皮技术对于我国国民经济和国防高科技领域的发展均具有重要的战略意义。
飞行器智能蒙皮技术的基本思想是将传感/驱动元件及微处理器与主体蒙皮结构集成为一个整体，通过力、热、光、电、磁等作用，提取结构的信息，经处理后形成控制激励，改变结构的形状、运动、受力状态等。智能蒙皮技术使得结构不仅具有承受载荷的能力，而且还具有识别、分析、处理及控制等多种功能，并能进行数据的传输和多种参数的监测，包括应变、损伤、温度、压力、声音、光波等；还能够主动做出反应，具有改变结构中的载荷分布、强度、刚度、电磁场、光学性能等多种功能；从而使蒙皮结构本身具有自诊断、自适应、自学习、自修复等能力。智能蒙皮研究的科学意义在于结构的智能化，通过结构的电学-力学-机械性能的耦合，赋予结构以智能特性。因此，飞行器智能蒙皮技术是提高先进飞行器的飞行性能、操作机动性能、环境感知性能和安全维护性能的重要技术保障。在飞行器智能蒙皮中，结构健康监测与诊断是核心功能之一。
近年来，飞行器结构，特别是机翼等主承力结构大量使用复合材料结构。复合材料相比于常规金属材料具有比刚度大、对疲劳和腐蚀抵抗力强以及设计灵活等优点。然而，对于飞行器复合材料结构而言，冲击可能发生在制造、服役和维护过程中，在其整个寿命周期中几乎是不可避免的。冲击极易造成复合材料结构的内部分层、基体开裂和纤维断裂等损伤，导致其机械性能的大幅下降，承载能力大大降低，对结构的整体破坏和失效形成潜在的威胁。针对大型飞行器而言，往往存在多个大尺寸复合材料结构，例如机翼、机身和垂尾等，因此迫切需要开展飞行器复合材料结构的大面积冲击监测。此外，由于飞行器结构的冲击是一种随机的瞬态事件，需要在冲击发生的时刻对其进行监测。所以冲击监测系统必须作为一种机载设备被安装在飞行器上进行在线、实时不间断的冲击监测，并满足航空机载应用对系统的轻量化、低功耗、高可靠性等要求。因此，亟待发展一种具有冲击监测功能的轻量化、低功耗、高可靠性的飞行器大面积复合材料结构智能蒙皮系统。
目前常规的冲击监测系统为了获取冲击信号实现精确的冲击定位与评估，包含由信号放大器、滤波器和数模转换器组成的模拟电路以及支持复杂监测算法的微处理器及外围器件组成的数字电路，再加之在对大尺度结构进行大面积监测时所需传感通道数多，导致系统整体的体积大、重量大和功耗大，并且可靠性难保证，所以很难达到航空机载应用的要求。小型化数字式冲击监测系统的提出为解决上述问题提供了很好的思路。该系统采用高速电压比较器直接将模拟量形式的冲击信号转换为冲击数字序列，并通过现场可编程逻辑门阵列实现基于数字序列的冲击区域定位。该系统具有体积小、质量轻、能够进行在线实时冲击监测的特点。但是，该小型化数字式冲击监测系统在实现冲击信号数字化时采用的高速电压比较器阵列是有源阵列，阵列中的每一个比较器都是用一个比较器芯片来实现的，而比较器芯片往往体积大、功耗高，在一定程度上增加了整个冲击监测系统的体积和功耗，不利于大面积复合材料结构冲击监测智能蒙皮系统的实现。
此外，在对大尺寸结构实施大面积冲击监测时，往往需要大量的压电传感器以传感网络的形式工作。然而目前的压电传感器大多以手工方式逐个布置，在实际应用时存在难以保证各个传感器性能的一致，传感器引线较多、引线附加重量大，传感器的布置效率低等问题。针对这些问题，压电智能夹层技术被提出来，其思想是将多个传感器按照一定工艺封装在柔性印刷电路板中，并用印刷线路代替普通导线连线，通过一个信号接口统一输出，使用时可将智能夹层直接布置在结构上。压电智能夹层的优点在于保证了生产工艺对各个传感器性能影响的一致性，大大简化了传感器的引线，降低了附加重量，提高了布置效率，并可以针对不同应用对象，对压电智能夹层的形式进行设计。虽然压电智能夹层表现出了良好的特性，但其只能作为传感装置来响应结构上的冲击信号，不具备数据采集、处理和冲击监测能力，还需要外接冲击监测系统，又进一步增大了完成整个冲击监测功能所需的硬件体积、重量和功耗。
综上所述，目前并没有集大面积传感器网络、冲击信号采集、处理和冲击监测于一体的轻量化、低功耗、高可靠性的飞行器大面积复合材料结构智能蒙皮系统。
发明内容
本发明为解决飞行器大面积复合材料结构冲击监测智能蒙皮系统的轻量化、低功耗和高可靠性实现的问题，提出了一种飞行器机电一体化大面积柔性冲击监测智能蒙皮系统，能够实现对飞行器结构的在线、实时、连续冲击监测，从而提高飞行器结构的安全性和可靠性。
本发明为解决其技术问题采用如下技术方案：
一种飞行器机电一体化大面积柔性冲击监测智能蒙皮系统，包括：一体化大面积柔性冲击监测网络系统和飞行器复合材料蒙皮结构；所述一体化大面积柔性冲击监测网络系统包括大面积柔性压电传感器网络和大面积柔性冲击监测系统，两者顺序连接，两者通过柔性电路制造工艺一体化设计和制造；所述大面积柔性冲击监测网络系统与飞行器复合材料蒙皮结构通过基于真空-热固化的共形耦合工艺进行集成连接，形成机电一体化智能蒙皮系统。
所述大面积柔性冲击监测系统包括冲击信号瞬态抑制阵列、基于现场可编程逻辑门阵列的数字转换及管理模块、机载总线通讯模块、监测数据存储模块、自供电模块和微小型通讯接口，其中，大面积柔性压电传感器网络中的压电传感器与冲击信号瞬态抑制阵列顺序连接，冲击信号瞬态抑制阵列与数字转换及管理模块顺序连接，数字转换及管理模块和机载总线通讯模块双向连接，数字转换及管理模块和监测数据存储模块双向连接，机载总线通讯模块和微小型通讯接口双向连接，机载总线通讯模块、监测数据存储模块和数字转换及管理模块分别与自供电模块连接，自供电模块和微小型通讯接口连接。
所述大面积柔性压电传感器网络输出的冲击信号由大面积柔性冲击监测系统的冲击信号瞬态抑制阵列和数字转换及管理模块组合实现数字化；所述冲击信号瞬态抑制阵列实现大面积柔性压电传感器网络输出的冲击信号的第一级数字化；所述数字转换及管理模块实现冲击信号的第二级数字化，并对数字化后的数字序列进行采集和处理。
所述冲击信号瞬态抑制阵列包括顺序连接的无源带通滤波器阵列和瞬态抑制二极管阵列。
所述大面积柔性压电传感器网络在设计制造过程中，首先根据所监测结构的形式和冲击监测需求对压电传感器的数量、位置和网络的外形轮廓进行设计，再采用柔性电路制造工艺，将多个压电传感器封装在大面积柔性印刷电路板中的特定位置，并用印刷线路代替普通导线输出各个压电传感器的冲击信号。
所述大面积柔性冲击监测网络系统与飞行器复合材料蒙皮结构通过基于真空-热固化的共形耦合工艺进行集成，包括如下三个步骤：步骤一：共形耦合工艺首先通过三维数模设计、激光加工和精密切割，制作两层粘结剂胶膜，在固化时分别布置在大面积柔性冲击监测网络系统的上下表面从而控制粘结剂胶量；步骤二：设计复合材料柔性防护层，将大面积柔性冲击监测网络系统与服役环境隔离；步骤三：通过真空-热固化方法实现粘结剂胶膜、大面积柔性冲击监测网络系统、粘结剂胶膜和复合材料柔性防护层依次从下至上的集成在飞行器复合材料蒙皮结构的表面。
所述飞行器复合材料蒙皮结构是机翼蒙皮结构或机头蒙皮结构或机身蒙皮结构或垂尾蒙皮结构或发动机蒙皮结构。
本发明具有以下有益效果：
（1）飞行器机电一体化大面积柔性冲击监测智能蒙皮系统具有柔性化、集成一体化、轻量化、低功耗、可自供电的特点。
（2）飞行器机电一体化大面积柔性冲击监测智能蒙皮系统能够在线、连续的进行大面积飞行器复合材料结构的冲击监测，从而提高飞行器结构的安全性和维护效率。
附图说明
图1为飞行器机电一体化大面积柔性冲击监测智能蒙皮系统。
图2为典型的飞行器复合材料机翼蒙皮结构。
图3为针对图2的具体结构所设计实现的飞行器机电一体化大面积柔性冲击监测智能蒙皮系统。
图4为基于冲击信号瞬态抑制阵列和现场可编程逻辑门阵列组合数字化的大面积柔性冲击监测系统的硬件架构。
图5为大面积柔性压电传感器网络的结构形式示意图。
图6为基于真空-热固化的共形耦合工艺组成及实施示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的技术方案进行详细说明。
图1所示为飞行器机电一体化大面积柔性冲击监测智能蒙皮系统示意图。本实施例以一个飞行器蒙皮结构的典型局部区域为例，对机电一体化大面积柔性冲击监测智能蒙皮系统的具体实施过程进行详细介绍。图2所示为本实施例采用的典型飞行器复合材料机翼蒙皮结构，蒙皮整体面积为1000mm×1000mm，沿竖直方向有4条长为650mm的加强筋，相互间距为200mm。针对该结构的冲击监测需求，本发明实现的飞行器机电一体化大面积柔性冲击监测智能蒙皮系统如图3所示，其中的大面积柔性冲击监测网络系统包含一个由25个压电传感器组成的800mm×800mm的大面积柔性压电传感器网络和基于冲击信号瞬态抑制阵列和现场可编程逻辑门阵列组合数字化的大面积柔性冲击监测系统，对蒙皮结构进行连续实时的冲击监测。
在本实施例中，基于冲击信号瞬态抑制阵列和现场可编程逻辑门阵列组合数字化的大面积柔性冲击监测系统的硬件架构如图4所示，各模块电路均采用柔性电路制造工艺实现。冲击信号瞬态抑制阵列由无源带通滤波器阵列和瞬态抑制二极管阵列组成，无源带通滤波器阵列包含25个带通滤波单元，瞬态抑制二极管阵列包含25个瞬态抑制二极管单元，每个带通滤波单元连接一个压电传感器，对该传感器的冲击信号的低频和高频噪声干扰进行抑制，再由瞬态抑制二极管单元对滤波后的冲击信号进行第一级数字化，即对幅值进行瞬态抑制。数字转换及管理模块对经过冲击信号瞬态抑制阵列的冲击信号进行第二级数字化，通过和第一级数字化的组合，将冲击信号转换生成数字序列，再进一步对该数字序列进行处理，实现冲击区域监测，并将数字序列和监测结果存储在监测数据存储模块中。自供电模块负责切换系统的供电模式，微小型通讯供电接口负责同机载总线的通讯以及航空电源的输入连接。系统中的冲击信号瞬态抑制阵列的各单元均采用小封装器件实现，均为无源器件，没有功耗；基于现场可编程逻辑门阵列的数字转换及管理模块、机载总线通讯模块、监测数据存储模块和自供电模块均使用低功耗、小封装的元器件实现，系统整体功耗小于30mW，整体尺寸在60mm×40mm左右。
在设计大面积柔性压电传感器网络时，考虑采用基于稀疏压电传感器阵列的冲击区域定位算法对图2所示的飞行器复合材料机翼蒙皮进行整个结构范围内的冲击监测，要求压电传感器网络能够最大限度的覆盖整个结构，共需要布置25个压电传感器。因此设计了如图5所示的大面积柔性压电传感器网络结构形式，设置了网络的尺寸轮廓、各压电传感器位置、基于冲击信号瞬态抑制阵列和现场可编程逻辑门阵列组合数字化的大面积柔性冲击监测系统的位置以及柔性印刷线路的排布方式。最终，通过柔性电路制造工艺实现了基于冲击信号瞬态抑制阵列和现场可编程逻辑门阵列组合数字化的大面积柔性冲击监测系统以及大面积柔性冲击监测网络的一体化集成制造，实现了完整的大面积柔性冲击监测网络系统。
在将上述大面积柔性冲击监测网络系统和飞行器复合材料机翼蒙皮结构进行集成时，首先基于大面积柔性冲击监测网络系统的外形轮廓进行一定的边缘扩展后，通过三维数模设计、激光加工和精密切割制作两层粘结剂胶膜，在固化时分别布置在大面积柔性冲击监测网络系统的上下表面从而控制粘结剂胶量；然后在粘结剂胶膜外形轮廓的基础上再次进行边缘扩展并制作柔性防护层，将大面积柔性冲击监测网络系统与服役环境隔离；最后，如图6所示，依次将粘结剂胶膜、大面积柔性冲击监测网络系统、粘结剂胶膜和柔性防护层平铺在碳纤维复合材料蒙皮表面，采用基于真空-热固化的共形耦合工艺实现同结构的表贴固化，形成了如图3所示的飞行器机电一体化大面积柔性冲击监测智能蒙皮系统。
Claims (7)
1.一种飞行器机电一体化大面积柔性冲击监测智能蒙皮系统，其特征在于，包括：一体化大面积柔性冲击监测网络系统和飞行器复合材料蒙皮结构；所述一体化大面积柔性冲击监测网络系统包括大面积柔性压电传感器网络和大面积柔性冲击监测系统，两者顺序连接，两者通过柔性电路制造工艺一体化设计和制造；所述大面积柔性冲击监测网络系统与飞行器复合材料蒙皮结构通过基于真空-热固化的共形耦合工艺进行集成连接，形成机电一体化智能蒙皮系统。
2.根据权利要求1所述的飞行器机电一体化大面积柔性冲击监测智能蒙皮系统，其特征在于，所述大面积柔性冲击监测系统包括冲击信号瞬态抑制阵列、基于现场可编程逻辑门阵列的数字转换及管理模块、机载总线通讯模块、监测数据存储模块、自供电模块和微小型通讯接口，其中，大面积柔性压电传感器网络中的压电传感器与冲击信号瞬态抑制阵列顺序连接，冲击信号瞬态抑制阵列与数字转换及管理模块顺序连接，数字转换及管理模块和机载总线通讯模块双向连接，数字转换及管理模块和监测数据存储模块双向连接，机载总线通讯模块和微小型通讯接口双向连接，机载总线通讯模块、监测数据存储模块和数字转换及管理模块分别与自供电模块连接，自供电模块和微小型通讯接口连接。
3.根据权利要求1所述的飞行器机电一体化大面积柔性冲击监测智能蒙皮系统，其特征在于，所述大面积柔性压电传感器网络输出的冲击信号由大面积柔性冲击监测系统的冲击信号瞬态抑制阵列和数字转换及管理模块组合实现数字化；所述冲击信号瞬态抑制阵列实现大面积柔性压电传感器网络输出的冲击信号的第一级数字化；所述数字转换及管理模块实现冲击信号的第二级数字化，并对数字化后的数字序列进行采集和处理。
4.根据权利要求1所述的飞行器机电一体化大面积柔性冲击监测智能蒙皮系统，其特征在于，所述冲击信号瞬态抑制阵列包括顺序连接的无源带通滤波器阵列和瞬态抑制二极管阵列。
5.根据权利要求1所述的飞行器机电一体化大面积柔性冲击监测智能蒙皮系统，其特征在于，大面积柔性压电传感器网络在设计制造过程中，首先根据所监测结构的形式和冲击监测需求对压电传感器的数量、位置和网络的外形轮廓进行设计，再采用柔性电路制造工艺，将多个压电传感器封装在大面积柔性印刷电路板中的特定位置，并用印刷线路代替普通导线输出各个压电传感器的冲击信号。
6.根据权利要求1所述的飞行器机电一体化大面积柔性冲击监测智能蒙皮系统，其特征在于，大面积柔性冲击监测网络系统与飞行器复合材料蒙皮结构通过基于真空-热固化的共形耦合工艺进行集成，包括如下三个步骤：步骤一：共形耦合工艺首先通过三维数模设计、激光加工和精密切割，制作两层粘结剂胶膜，在固化时分别布置在大面积柔性冲击监测网络系统的上下表面从而控制粘结剂胶量；步骤二：设计复合材料柔性防护层，将大面积柔性冲击监测网络系统与服役环境隔离；步骤三：通过真空-热固化方法实现粘结剂胶膜、大面积柔性冲击监测网络系统、粘结剂胶膜和复合材料柔性防护层依次从下至上的集成在飞行器复合材料蒙皮结构的表面。
7.根据权利要求1所述的飞行器机电一体化大面积柔性冲击监测智能蒙皮系统，其特征在于，所述飞行器复合材料蒙皮结构是机翼蒙皮结构或机头蒙皮结构或机身蒙皮结构或垂尾蒙皮结构或发动机蒙皮结构。
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