CN112660417B - 一种用于飞行器结构部件的结构损伤诊断方法及诊断系统 - Google Patents

一种用于飞行器结构部件的结构损伤诊断方法及诊断系统 Download PDF

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CN112660417B CN202011565563.7A CN202011565563A CN112660417B CN 112660417 B CN112660417 B CN 112660417B CN 202011565563 A CN202011565563 A CN 202011565563A CN 112660417 B CN112660417 B CN 112660417B
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Abstract

本发明公开了一种用于飞行器结构部件的结构损伤诊断方法及诊断系统，可以根据实际需求将监测节点安放于飞行器待检测结构部件的任意位置，扩大监测范围，解决了传统有线方式布线难的问题，能在日常检查过程中及时反馈飞行器的结构健康状况，预防飞行安全事故的发生；在无线传感器网络的通信基础上，结合导波损伤监测的特性，实现了飞行器结构损伤的定位成像，最终可以得到飞行器结构部件损伤的可视化诊断结果；采用多个监测节点协同工作的策略来完成结构损伤的诊断任务，使飞行器结构部件整体监测区域离散化为多个局部区域，实时连续监测即可实现损伤源及其扩展情况的动态显示，通过损伤图像获取结构状态信息将更加方便、更加快捷，检测精度高。

Description

一种用于飞行器结构部件的结构损伤诊断方法及诊断系统
技术领域
本发明属于结构健康监测技术领域，特别涉及一种用于飞行器结构部件的结构损伤诊断方法及诊断系统。
背景技术
随着服役年限的增加，航空航天飞行器不可避免会受恶劣环境或超负荷使用的影响，致使其可靠性降低、经济性变差，并且带来严重的安全隐患。事实经验表明，飞行器的诸多关键结构部件(例如连接件、压力容器等)在工作时都承受着巨大的载荷与冲击，极易出现应力集中、裂纹等现象，造成突发性的损坏，从而造成安全事故。
当前，大部分航空航天飞行器是通过人工维护或者大规模布置有线式结构健康监测设备来判断的。然而，飞行器关键结构部件的结构往往十分复杂，仅凭经验判断会存在很大的主观性；另一方面，有线式结构健康监测的方法通常需要铺设大量电缆，因此操纵不方便，其监测范围受到了布线规模的限制，并且它无法直观显示出飞行器结构部件损伤的轮廓，给飞行器工作状态的可靠性分析带来了极大不便。
综上，寻求一种操作方便、不需要铺设大量电缆、监测范围不受限制、直观可靠的飞行器结构部件的结构损伤诊断方法，能够对飞行装备在服役周期内的可靠性与安全性起到至关重要的作用。
发明内容
本发明的目的在于，针对现有的飞行器结构部件的损伤检测时存在的操作不便、布线困难、监测范围受限、无法实现损伤成像的不足，提供一种用于飞行器结构部件的结构损伤诊断方法及诊断系统，操作方便，不需要在飞行器结构部件上布线，监测范围大，并能够对损伤进行成像，直观可靠。
为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是：
一种用于飞行器结构部件的结构损伤诊断方法，其特点是包括以下步骤：
步骤1，在待诊断的结构部件上布置N个监测节点；其中，每个监测节点包括一压电片组，每组压电片组包括一个激励传感器和一个接收传感器；N个监测节点的布置位置满足：将结构部件三维模型图展开成二维平面图P1后，N个监测节点绕该二维平面图P1的边界位置布置；N≥2；
步骤2，在所述二维平面图P1所在的平面建立二维坐标系XOY，并将所述二维平面图P1所处的大小为N′×N″的矩形区域划分为N′×N″个单元区域；
步骤3，针对各监测节点，执行下述操作：
激励传感器在结构部件表面激发出导波信号；
接收传感器接收与导波信号对应的回波信号；
对回波信号进行预处理后，提取出回波信号对应的包络线函数fn(t)，fn(t)表示第n个监测节点在t时刻接收到的回波信号；
步骤4，获得像素矩阵AN′×N″，像素矩阵AN′×N″中第i行第j列的元素Aij的计算公式为：
Figure BDA0002860539920000021
其中，αn为第n个监测节点中的压电片组中压电片的温度补偿系数，Tijn为接收时间间隔，Lijn为二维坐标系XOY中坐标值为(i，j)的单元区域与第n个监测节点之间的距离，v为导波传播波速，tn为预设的回波波包到达时间的下限阈值，tn0为第n个监测节点的初始激励时刻，fn(Tijn+tn0)表示Tijn+tn0时刻的包络线函数值，指数k依据下式确定：
Figure BDA0002860539920000022
其中，tn′为预设的回波波包到达时间的上限阈值；
步骤5，重复步骤3～步骤4，直至获得m个像素矩阵AN′×N″；
步骤6，计算融合后的聚焦矩阵
Figure BDA0002860539920000023
其中
Figure BDA0002860539920000024
步骤7，将聚焦矩阵
Figure BDA0002860539920000025
中数值超过设定值M的点视为疑似损伤点输出。
借由上述方法，仅需在飞行器待诊断的结构部件上布置多个监测节点，通过监测节点对结构部件激发出导波信号，并接收与导波信号对应的回波信号，再对回波信号进行相应处理，即可实现对结构部件进行诊断，操作非常简单方便。
进一步地，还包括步骤8，将聚焦矩阵
Figure BDA0002860539920000031
转换成二维视图，该二维视图即为结构损伤二维诊断图，非常直观。
进一步地，还包括步骤9，将结构损伤二维诊断图转换成结构损伤三维诊断图。
作为一种优选方式，所述步骤4中，
Figure BDA0002860539920000032
为第n个监测节点在二维坐标系XOY中的坐标值，fv为包络线函数fn(t)的最大值的z倍，z＞1。
作为一种优选方式，所述步骤3中，所述预处理包括滤波处理。
滤波处理可以去除杂波，例如边界反射回波等。
作为一种优选方式，所述步骤3中，所述预处理包括利用矩形窗函数进行加窗处理；所述步骤4中，未达到窗函数截止位置的单元区域对应的Aij按照公式计算，达到窗函数截止位置的单元区域对应的Aij直接赋值为0。
加窗函数进行预处理，并在扫描至窗函数截止位置时停止计算，可以在保证诊断正确率的前提下，缩短计算处理时间，提高诊断效率。
进一步地，每组无线传感器节点还包括一信号驱动及接收模块和一无线传输模块，激励传感器、接收传感器、无线传输模块均与信号驱动及接收模块电连接；各无线传输模块与无线传感器网络中的基站节点通讯，基站节点与PC端通讯；
所述步骤3中，PC端依次通过基站节点和无线传输模块发送激励指令至信号驱动及接收模块后，信号驱动及接收模块发送激励信号至激励传感器，激励传感器在结构部件表面激发出导波信号；
接收传感器将接收到的与导波信号对应的回波信号发送至信号驱动及接收模块，信号驱动及接收模块依次通过无线传输模块和基站节点将回波信号发送至PC端；PC端对回波信号进行预处理并提取出包络线函数。
借由上述方法，本发明利用无线传感器网络进行通信，可以根据实际需求将监测节点安放于飞行器关键结构部件的任意位置，扩大了监测范围，解决了传统有线方式布线难的问题。
基于同一个发明构思，本发明还提供了一种用于飞行器结构部件的结构损伤诊断系统，其特点是包括：
布置在待诊断的结构部件上的N个监测节点；其中，每个监测节点包括一压电片组，每组压电片组包括一个用于在结构部件表面激发出导波信号的激励传感器和一个用于接收与导波信号对应的回波信号的接收传感器；N个监测节点的布置位置满足：将结构部件模型图展开成二维平面图P1后，N个监测节点绕该二维平面图P1的边界位置布置；
二维坐标系建立单元：用于在所述二维平面图P1所在的平面建立二维坐标系XOY；
单元区域划分单元：用于将所述二维平面图P1所处的大小为N′×N″的矩形区域划分为N′×N″个单元区域；
预处理单元：用于对回波信号进行预处理；
包络线函数提取单元：用于提取预处理后的回波信号对应的包络线函数fn(t)，fn(t)表示第n个监测节点在t时刻接收到的回波信号；
像素矩阵计算单元：用于获得m个像素矩阵AN′×N″，像素矩阵AN′×N″中第i行第j列的元素Aij的计算公式为：
Figure BDA0002860539920000041
其中，αn为第n个监测节点中的压电片组中压电片的温度补偿系数，Tijn为接收时间间隔，Lijn为二维坐标系XOY中坐标值为(i，j)的单元区域与第n个监测节点之间的距离，v为导波传播波速，tn为预设的回波波包到达时间的下限阈值，tn0为第n个监测节点的初始激励时刻，fn(Tijn+tn0)表示Tijn+tn0时刻的包络线函数值，指数k依据下式确定：
Figure BDA0002860539920000042
其中，tn′为预设的回波波包到达时间的上限阈值；
聚焦矩阵计算单元：用于计算融合后的聚焦矩阵
Figure BDA0002860539920000043
其中
Figure BDA0002860539920000044
损伤点判断单元：用于将聚焦矩阵
Figure BDA0002860539920000051
中数值超过设定值M的点视为疑似损伤点输出。
进一步地，还包括图像转换单元：用于将聚焦矩阵
Figure BDA0002860539920000052
转换成二维视图，该二维视图即为结构损伤二维诊断图。
进一步地，每组无线传感器节点还包括一信号驱动及接收模块和一无线传输模块，激励传感器、接收传感器、无线传输模块均与信号驱动及接收模块电连接；各无线传输模块与无线传感器网络中的基站节点通讯，基站节点与PC端通讯。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
(1)本发明可以根据实际需求将监测节点安放于飞行器待检测结构部件的任意位置，扩大监测范围，解决了传统有线方式布线难的问题，能在日常检查过程中及时反馈飞行器的结构健康状况，给维护工程师提供准确的损伤信息，预防飞行安全事故的发生。
(2)本发明在无线传感器网络的通信基础上，结合导波损伤监测的特性，实现了飞行器结构损伤的定位成像。压电片组产生的导波在结构部件中传播时，对各类损伤非常敏感，遇到缺陷损伤会有部分导波反射回来，分布式监测节点采集后，通过无线传感器网络上传至PC端进行定位分析，经过成像诊断方法，最终可以得到飞行器结构部件损伤的可视化诊断结果。
(3)本发明采用多个监测节点协同工作的策略来完成结构损伤的诊断任务，使飞行器结构部件整体监测区域离散化为多个局部区域，实时连续监测即可实现损伤源及其扩展情况的动态显示，通过损伤图像获取结构状态信息将更加方便、更加快捷，同时有效弥补了人工维护与有线式飞行器关键结构诊断方法的缺陷，提高了检测精度。
附图说明
图1为本发明方法流程图。
图2为监测节点布置示意图。
图3为监测节点获得的回波信号及其包络线函数示意图。
图4为本发明定位成像原理图。
图5为本发明二维诊断图的效果示意图。
具体实施方式
如图1和图2所示，用于飞行器结构部件的结构损伤诊断方法包括以下步骤：
步骤1，在待诊断的结构部件上布置N个(N≥2，优选为4个及以上，实施例中布置了4个监测节点)监测节点；其中，每个监测节点包括一压电片组，每组压电片组包括一个激励传感器和一个接收传感器；N个监测节点的布置位置满足：将结构部件模型图展开成二维平面图P1后，N个监测节点绕该二维平面图P1的边界位置布置。每组无线传感器节点还包括一信号驱动及接收模块和一无线传输模块，激励传感器、接收传感器、无线传输模块均与信号驱动及接收模块电连接；各无线传输模块与无线传感器网络中的基站节点通讯，基站节点与PC端通讯。
步骤2，在所述二维平面图P1所在的平面建立二维坐标系XOY，并将所述二维平面图P1所处大小为N′×N″的矩形区域划分为N′×N″个单元区域。
步骤3，针对各监测节点，执行下述操作：
PC端依次通过基站节点和无线传输模块发送激励指令至信号驱动及接收模块后，信号驱动及接收模块发送激励信号至激励传感器，激励传感器在结构部件表面激发出导波信号。
接收传感器接收与导波信号对应的回波信号，将回波信号发送至信号驱动及接收模块，信号驱动及接收模块依次通过无线传输模块和基站节点将回波信号发送至PC端。
PC端对回波信号进行预处理(包括滤波处理和利用矩形窗函数进行加窗处理)后，经过希尔伯特变换变换获取回波信号的幅值在时域上对应的包络线函数fn(t)，fn(t)表示第n个监测节点在t时刻接收到的回波信号。图3为监测节点获得的回波信号及其包络线函数示意图。
本实施例中，激励信号为频率厚度积为0.52MHz·mm，中心频率为260kHz，波峰数为5的正弦调制信号，具体为：
I(t)＝[H(t)-H(t-N/fc)]×(1-cos(2πfct/N))sin 2πfct
式中，fc为激励信号的中心频率，H(t)为Heaviside函数，N为sin调制信号的波峰数。
实施例中，依据下述方法对回波信号进行移动均值滤波、窗函数处理：
Figure BDA0002860539920000071
式中，n表示数字采样点序号，x(n)表示数字采样点幅值，y(n)表示平滑后的数字采样点幅值，windowSize表示移动窗的大小。为了保证波形的平滑效果，本实施例中将窗口大小设定为5。
为了便于后续分析，滤波处理后还需要添加窗函数来屏蔽无关。通常的做法是选用便于分辨的矩形窗对滤波后的信号进行截断，其表达式如下：
Figure BDA0002860539920000072
式中，t1为开始时刻，t2为截止时刻，它们的取值根据需求而定。
步骤4，在每个监测节点所在的监测路径上，使用希尔伯特变换提取出的包络线幅值点对像素矩阵AN′×N″中的N′×N″个像素矩阵点进行赋值，可以求出各单元区域在像素矩阵中的赋值参数。
每个单元区域对应一个微元像素点，划分获得像素矩阵AN′×N″，像素矩阵AN′×N″中第i行第j列的元素Aij的计算公式为：
Figure BDA0002860539920000073
Figure BDA0002860539920000074
其中，αn(Tijn-tn)表示相对距离的权值，αn为第n个监测节点中的压电片组中压电片的温度补偿系数，Tijn为接收时间间隔，Lijn为二维坐标系XOY中坐标值为(i，j)的单元区域与第n个监测节点之间的距离，即，假设单元区域所在的位置存在损伤(虚拟损伤)，Lijn为第n个监测节点到虚拟损伤位置(i，j)的虚拟路径距离，v为导波传播波速，tn为预设的回波波包到达时间的下限阈值，tn0为第n个监测节点的初始激励时刻，fn(Tijn+tn0)表示Tijn+tn0时刻的包络线函数值，指数k依据下式确定：
Figure BDA0002860539920000081
其中，tn′为预设的回波波包到达时间的上限阈值。
所述步骤4中，
Figure BDA0002860539920000082
(xn,yn)为第n个监测节点在二维坐标系XOY中的坐标值，fv为图像分辨率的大小，fv一般取包络线函数fn(t)的最大值的z倍，z＞1。
所述步骤4中，未达到窗函数的截止位置的单元区域对应的Aij按照公式计算，达到窗函数的截止位置的单元区域对应的Aij直接赋值为0。
步骤5，重复步骤3～步骤4，直至获得m个像素矩阵AN′×N″。
步骤6，计算融合后的聚焦矩阵
Figure BDA0002860539920000083
其中
Figure BDA0002860539920000084
即将得到的m个像素矩阵相加，得到融合后的聚焦矩阵。
步骤7，将聚焦矩阵
Figure BDA0002860539920000085
中数值超过设定值M的点视为疑似损伤点输出。
步骤8，将聚焦矩阵
Figure BDA0002860539920000086
转换成二维视图，该二维视图即为结构损伤二维诊断图。
步骤9，将结构损伤二维诊断图转换成结构损伤三维诊断图。
用于飞行器结构部件的结构损伤诊断系统包括：
布置在待诊断的结构部件上的N个监测节点；其中，每个监测节点包括一压电片组，每组压电片组包括一个用于在结构部件表面激发出导波信号的激励传感器和一个用于接收与导波信号对应的回波信号的接收传感器；N个监测节点的布置位置满足：将结构部件模型图展开成二维平面图P1后，N个监测节点绕该二维平面图P1的边界位置布置；
二维坐标系建立单元：用于在所述二维平面图P1所在的平面建立二维坐标系XOY；
单元区域划分单元：用于将所述二维平面图P1所处的大小为N′×N″的矩形区域划分为N′×N″个单元区域；
预处理单元：用于对回波信号进行预处理；
包络线函数提取单元：用于提取预处理后的回波信号对应的包络线函数fn(t)，fn(t)表示第n个监测节点在t时刻接收到的回波信号；
像素矩阵计算单元：用于获得m个像素矩阵AN′×N″，像素矩阵AN′×N″中第i行第j列的元素Aij的计算公式为：
Figure BDA0002860539920000091
其中，αn为第n个监测节点中的压电片组中压电片的温度补偿系数，Tijn为接收时间间隔，Lijn为二维坐标系XOY中坐标值为(i，j)的单元区域与第n个监测节点之间的距离，v为导波传播波速，tn为预设的回波波包到达时间的下限阈值，tn0为第n个监测节点的初始激励时刻，fn(Tijn+tn0)表示Tijn+tn0时刻的包络线函数值，指数k依据下式确定：
Figure BDA0002860539920000092
其中，tn′为预设的回波波包到达时间的上限阈值；
聚焦矩阵计算单元：用于计算融合后的聚焦矩阵
Figure BDA0002860539920000093
其中
Figure BDA0002860539920000094
损伤点判断单元：用于将聚焦矩阵
Figure BDA0002860539920000095
中数值超过设定值M的点视为疑似损伤点输出。
用于飞行器结构部件的结构损伤诊断系统还包括图像转换单元：用于将聚焦矩阵
Figure BDA0002860539920000096
转换成二维视图，该二维视图即为结构损伤二维诊断图。
每组无线传感器节点还包括一信号驱动及接收模块和一无线传输模块，激励传感器、接收传感器、无线传输模块均与信号驱动及接收模块电连接；各无线传输模块与无线传感器网络中的基站节点通讯，基站节点与PC端通讯。
本发明中，监测节点(包括压电片组、信号驱动及接收单元、无线传输模块)设置在飞行器待诊断结构部件的表面。
PC端依次通过基站节点和无线传输模块将激励指令发送至信号驱动及接收单元，信号驱动及接收单元发送激励信号至压电片组的激励传感器，激励传感器在待测结构部件表面激发出导波，结构部件的损伤作为这种导波的二次波源，使得传播至损伤位置的导波信号发生反射，所述压电片组的接收传感器用于接收该回波信号。信号驱动及接收单元采集接收传感器接收到的回波信号后，将回波信号依次通过无线传输模块、基站节点发送至PC端，由PC端进行后续处理。
实施例中，压电片组为同规格的陶瓷PZT压电片，每组压电片组中包含2片相距3cm的圆形压电片，其中一个压电片作为激励传感器与无线传感器节点的窄带信号驱动端相连，另一个压电片作为接收传感器与无线传感器节点的采集端相连，将所述飞行器待诊断结构部件的三维模型图展开成二维平面图P1，4个监测节点绕该二维平面图P1的边界位置布置。
由于正负压电效应，使得压电片既可以作为导波发生单元又作为损伤反射回波敏感单元，多个压电片协同工作，能够获得更大的扫查范围。提取监测区域内不同组别损伤信号有利于提高损伤定位的准确性，大幅度增加监测系统的灵敏度。图4为本发明定位成像原理图。假设各单元区域存在虚拟损伤，经过计算后，获得真实损伤。
单轮次诊断的结果往往具有一定的随机误差，采用融合成像的方法，将多次监测到的像素矩阵进行叠加，虽然每条路径中存在的干扰具有随机性，但它不会对损伤位置的聚焦产生较大影响。经过结构损伤诊断方法处理，补偿了成像效果，极大提高了飞行器结构部件损伤的辨识度与诊断精度。
整个聚焦矩阵对应所展开的二维构件视图，聚焦矩阵中的数值大小反映了该位置映射关系下飞行器结构部件的损伤情况，在本实施例中，认为数据值超过20则表示该位置存在疑似损伤点，为了实现损伤的可视化诊断，在MatLAB中设定诊断图像的底色为蓝色，将融合后的聚焦矩阵数据代入到该图像的各个像素点当中，设定像素值大于5时，像素点变为黄色，经过图形化处理后，最终可以得到被诊断结构部件的二维损伤诊断图像，图5为本发明二维诊断图的效果示意图(实际为彩图，本申请中转换成了灰度图示出，图5中中间区域颜色较亮的区域即为疑似损伤位置)。通过将二维诊断图转换为三维图，能够进一步还原出飞行器结构部件的真实损伤，便于及时的排查与维护。
本发明结合无线传感器网络与导波损伤监测的特性，实现了飞行器结构部件结构损伤的成像诊断。在复杂的环境下，本发明可以根据实际监测要求安置于航空航天飞行器的任意待诊断结构部件上，配合损伤成像技术对监测节点上传的损伤信息进行诊断，能够有效预防飞行试验中的结构损坏问题。
上面结合附图对本发明的实施例进行了描述，但是本发明并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是局限性的，本领域的普通技术人员在本发明的启示下，在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，这些均属于本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种用于飞行器结构部件的结构损伤诊断方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1，在待诊断的结构部件上布置N个监测节点；其中，每个监测节点包括一压电片组，每组压电片组包括一个激励传感器和一个接收传感器；N个监测节点的布置位置满足：将结构部件模型图展开成二维平面图P1后，N个监测节点绕该二维平面图P1的边界位置布置；N≥2；
步骤2，在所述二维平面图P1所在的平面建立二维坐标系XOY，并将所述二维平面图P1所处的大小为N′×N″的矩形区域划分为N′×N″个单元区域；
步骤3，针对各监测节点，执行下述操作：
激励传感器在结构部件表面激发出导波信号；
接收传感器接收与导波信号对应的回波信号；
对回波信号进行预处理后，提取出回波信号对应的包络线函数fn(t)，fn(t)表示第n个监测节点在t时刻接收到的回波信号；
步骤4，获得像素矩阵AN′×N″，像素矩阵AN′×N″中第i行第j列的元素Aij的计算公式为：
Figure FDA0002860539910000011
其中，αn为第n个监测节点中的压电片组中压电片的温度补偿系数，Tijn为接收时间间隔，Lijn为二维坐标系XOY中坐标值为(i，j)的单元区域与第n个监测节点之间的距离，v为导波传播波速，tn为预设的回波波包到达时间的下限阈值，tn0为第n个监测节点的初始激励时刻，fn(Tijn+tn0)表示Tijn+tn0时刻的包络线函数值，指数k依据下式确定：
Figure FDA0002860539910000012
其中，tn′为预设的回波波包到达时间的上限阈值；
步骤5，重复步骤3～步骤4，直至获得m个像素矩阵AN′×N″；
步骤6，计算融合后的聚焦矩阵
Figure FDA0002860539910000013
其中
Figure FDA0002860539910000014
步骤7，将聚焦矩阵
Figure FDA0002860539910000021
中数值超过设定值M的点视为疑似损伤点输出。
2.如权利要求1所述的用于飞行器结构部件的结构损伤诊断方法，其特征在于，还包括步骤8，将聚焦矩阵
Figure FDA0002860539910000022
转换成二维视图，该二维视图即为结构损伤二维诊断图。
3.如权利要求2所述的用于飞行器结构部件的结构损伤诊断方法，其特征在于，还包括步骤9，将结构损伤二维诊断图转换成结构损伤三维诊断图。
4.如权利要求1所述的用于飞行器结构部件的结构损伤诊断方法，其特征在于，所述步骤4中，
Figure FDA0002860539910000023
(xn,yn)为第n个监测节点在二维坐标系XOY中的坐标值，fv为包络线函数fn(t)的最大值的z倍，z＞1。
5.如权利要求1所述的用于飞行器结构部件的结构损伤诊断方法，其特征在于，所述步骤3中，所述预处理包括滤波处理。
6.如权利要求1所述的用于飞行器结构部件的结构损伤诊断方法，其特征在于，
所述步骤3中，所述预处理包括利用矩形窗函数进行加窗处理；
所述步骤4中，未达到窗函数的截止位置的单元区域对应的Aij按照公式计算，达到窗函数的截止位置的单元区域对应的Aij直接赋值为0。
7.如权利要求2所述的用于飞行器结构部件的结构损伤诊断方法，其特征在于，每组无线传感器节点还包括一信号驱动及接收模块和一无线传输模块，激励传感器、接收传感器、无线传输模块均与信号驱动及接收模块电连接；各无线传输模块与无线传感器网络中的基站节点通讯，基站节点与PC端通讯；
所述步骤3中，PC端依次通过基站节点和无线传输模块发送激励指令至信号驱动及接收模块后，信号驱动及接收模块发送激励信号至激励传感器，激励传感器在结构部件表面激发出导波信号；
接收传感器将接收到的与导波信号对应的回波信号发送至信号驱动及接收模块，信号驱动及接收模块依次通过无线传输模块和基站节点将回波信号发送至PC端；PC端对回波信号进行预处理并提取出包络线函数。
8.一种用于飞行器结构部件的结构损伤诊断系统，其特征在于，包括：
布置在待诊断结构部件上的N个监测节点；其中，每个监测节点包括一压电片组，每组压电片组包括一个用于在结构部件表面激发出导波信号的激励传感器和一个用于接收与导波信号对应的回波信号的接收传感器；N个监测节点的布置位置满足：将结构部件模型图展开成二维平面图P1后，N个监测节点绕该二维平面图P1的边界位置布置；
二维坐标系建立单元：用于在所述二维平面图P1所在的平面建立二维坐标系XOY；
单元区域划分单元：用于将所述二维平面图P1所处的大小为N′×N″的矩形区域划分为N′×N″个单元区域；
预处理单元：用于对回波信号进行预处理；
包络线函数提取单元：用于提取预处理后的回波信号对应的包络线函数fn(t)，fn(t)表示第n个监测节点在t时刻接收到的回波信号；
像素矩阵计算单元：用于获得m个像素矩阵AN′×N″，像素矩阵AN′×N″中第i行第j列的元素Aij的计算公式为：
Figure FDA0002860539910000031
其中，αn为第n个监测节点中的压电片组中压电片的温度补偿系数，Tijn为接收时间间隔，Lijn为二维坐标系XOY中坐标值为(i，j)的单元区域与第n个监测节点之间的距离，v为导波传播波速，tn为预设的回波波包到达时间的下限阈值，tn0为第n个监测节点的初始激励时刻，fn(Tijn+tn0)表示Tijn+tn0时刻的包络线函数值，指数k依据下式确定：
Figure FDA0002860539910000032
其中，tn′为预设的回波波包到达时间的上限阈值；
聚焦矩阵计算单元：用于计算融合后的聚焦矩阵
Figure FDA0002860539910000033
其中
Figure FDA0002860539910000034
损伤点判断单元：用于将聚焦矩阵
Figure FDA0002860539910000035
中数值超过设定值M的点视为疑似损伤点输出。
9.如权利要求8所述的用于飞行器结构部件的结构损伤诊断系统，其特征在于，还包括图像转换单元：用于将聚焦矩阵
Figure FDA0002860539910000041
转换成二维视图，该二维视图即为结构损伤二维诊断图。
10.如权利要求8或9所述的用于飞行器结构部件的结构损伤诊断系统，其特征在于，每组无线传感器节点还包括一信号驱动及接收模块和一无线传输模块，激励传感器、接收传感器、无线传输模块均与信号驱动及接收模块电连接；各无线传输模块与无线传感器网络中的基站节点通讯，基站节点与PC端通讯。
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