鹿利單，郭陽寬，閆　光，祝連慶，*

（1.北京信息科技大學光電信息與儀器北京市工程研究中心，光電測試技術(shù)北京市重點驗室，北京100016；2.北京信息科技大學生物醫(yī)學檢測技術(shù)及儀器北京實驗室，北京100192）

基片式FBG在飛機蒙皮測試中的對稱補償研究*

鹿利單1，郭陽寬2，閆光1，祝連慶1，2*

（1.北京信息科技大學光電信息與儀器北京市工程研究中心，光電測試技術(shù)北京市重點驗室，北京100016；2.北京信息科技大學生物醫(yī)學檢測技術(shù)及儀器北京實驗室，北京100192）

基片式FBG傳感器封裝結(jié)構(gòu)在應(yīng)變測試中受到廣泛關(guān)注，尤其是在航空航天領(lǐng)域，其粘貼方式對監(jiān)測飛機蒙皮應(yīng)變具有重要意義。為了提高基片式封裝結(jié)構(gòu)的FBG測量飛機蒙皮應(yīng)變精度，對薄板試驗件粘貼基片式FBG傳感器進行力學性能研究，實驗結(jié)果表明傳統(tǒng)粘結(jié)基片式FBG傳感器方式會引起被測薄板材在拉伸過程中產(chǎn)生非線性變形。據(jù)此，通過ANSYS有限元分析軟件仿真粘貼1 mm傳感單元的1.5 mm薄板靜態(tài)加載過程，并進行靜力學有限元優(yōu)化分析，力學分析及理論推導結(jié)果顯示，對稱粘貼基片式FBG傳感單元能夠解決應(yīng)變與波長非線性關(guān)系，且能夠有效補償溫度對測量的影響。搭建FBG解調(diào)系統(tǒng)與MTS力學測試實驗系統(tǒng)，實驗結(jié)果表明，在對稱補償?shù)牟键c方式下，應(yīng)變測試線性度為0.998，傳感單元應(yīng)變靈敏度為0.946 pm/με，提高了應(yīng)變測試精度，可以有效的應(yīng)用到飛機蒙皮應(yīng)變測試。

FBG；飛機蒙皮；有限元分析；粘貼方式；薄板試驗件；力學性能；測試精度

EEACC：7620；7230E doi：10.3969/j.issn.1004-1699.2016.10.012

FBG（Fiber Bragg Grating）傳感器與傳統(tǒng)電阻式應(yīng)變相比，具有結(jié)構(gòu)簡單、質(zhì)量輕、抗電磁干擾、高測量精度、波長編碼和易于組網(wǎng)等優(yōu)點，因此在航空航天領(lǐng)域有很大的應(yīng)用前景［1-3］。

飛機結(jié)構(gòu)經(jīng)濟壽命可靠性設(shè)計與評定需要借助某種敏感元件，對飛機結(jié)構(gòu)關(guān)鍵危險部位的損傷狀態(tài)進行監(jiān)控［4］。高性能光纖光柵傳感器已經(jīng)應(yīng)用到重大機械裝備監(jiān)測及其他場合［5-7］，F(xiàn)BG作為敏感元件測量飛機機翼結(jié)構(gòu)很有必要，由于基片式FBG傳感單元基底的楊氏模量等物理參數(shù)存在一定的差異，F(xiàn)BG傳感器封裝后粘貼在被測物體表面時對應(yīng)變測量也因基底形狀和材料的不同而存在差異。而進行不同封裝后的FBG傳感器所測得的應(yīng)變和結(jié)構(gòu)的真實應(yīng)變值不一致，影響測試精度。Benjiamin Torres提出了一種不對稱封裝結(jié)構(gòu)布局的FBG應(yīng)變傳感器固定到被測結(jié)構(gòu)的表面上，用三維有限元數(shù)學模型分析傳感器封裝與試驗件粘貼后FBG應(yīng)變傳感器的精度［8］；Panopoulou A、Andrea Bernasconi用有限元分析法分析了試驗件上被選點的應(yīng)力分布情況［9-10］。

目前很多研究都是針對傳感器的本身結(jié)構(gòu)，并未考慮傳感器對粘貼所選擇的被測件的影響，本文為了測量飛機機翼蒙皮載荷譜，對基片式FBG在飛機蒙皮測試中的對稱補償進行探究，研究薄板材被測件對薄板材拉伸時性能與傳感器布點位置之間的關(guān)系，以期提高用基片式FBG傳感器測量飛機機翼蒙皮應(yīng)變測試精度。

1　基片式FBG不同黏貼方法的有限元分析

飛機的蒙皮材料是由航空鋁7075-T6組成，不同部承載部位受力狀況不同，蒙皮厚度不一，厚度一般分布在1 mm～5 mm間。為了測試所研制的基片式FBG傳感器粘貼在飛機機翼蒙皮的測量精度，進行了薄板材拉伸測試實驗，實驗結(jié)果顯示用基片式FBG傳感器測量薄板試驗件，F(xiàn)BG中心波長變化與薄板應(yīng)變呈非線性線關(guān)系?？梢酝ㄟ^大量的實驗去控制變量，但是由于試驗件或者基片的制造公差所造成的影響很難精確控制。于是對粘貼基片式FBG傳感器的薄板試驗件進行的ANSYS有限元分析與優(yōu)化［11］。

1.1單片粘貼方式FBG應(yīng)變傳感器有限元分析

將基片式FBG應(yīng)變傳感器用環(huán)氧樹脂單面粘貼在薄板試驗件表面，F(xiàn)BG傳感器結(jié)構(gòu)如圖1所示，粘貼部位如圖2所示。薄板選用材料是航空鋁7075-T6，尺寸是260 mm×25 mm×1.5 mm，薄板試驗件兩端加持端的有效長度是160 mm。選用帶有聚酰亞胺涂覆層、光譜反射率達≥90%的切趾FBG，本文中使用的所有光纖光柵的性能指標參數(shù)如表1，F(xiàn)BG應(yīng)變傳感器基底和試驗件材質(zhì)相同，環(huán)氧樹脂將光柵固定在基片槽內(nèi)，光纖保護套與基片兩端使用改性丙烯酸酯固定。

圖1　基片式FBG傳感器結(jié)構(gòu)

圖2　傳感器粘貼部位

表1　光纖光柵

由FBG應(yīng)變傳感器通過粘結(jié)層固定到被測薄板進行拉伸試驗所提供的數(shù)據(jù)與實驗現(xiàn)象可知，F(xiàn)BG應(yīng)變傳感器所承受的應(yīng)變與拉應(yīng)力并不是線性關(guān)系。有限元模型中，薄板試驗件一端固定，另外一段進行拉伸，研究基片式FBG傳感器對薄板試驗件拉伸性能的影響。利用Ansys有限元分析軟件，選取solid185實體單元模型，solid185單元用于構(gòu)造三維固體結(jié)構(gòu)。單元通過8個節(jié)點來定義，每個節(jié)點有3個沿著xyz方向平移的自由度。單元具有超彈性，應(yīng)力鋼化，蠕變，大變形和大應(yīng)變能力。還可采用混合模式模擬幾乎不可壓縮彈塑材料和完全不可壓縮超彈性材料。根據(jù)基片材質(zhì)鋁合金7075-T6性質(zhì)，選用此單元體。根據(jù)實際尺寸進行建模，通過自底向上的方法建立模型，分塊掃掠及自由網(wǎng)格相結(jié)合，建立的有限元模型及網(wǎng)格劃分如圖3（a）所。設(shè)置材料屬性，基片式FBG通過膠層（彈性模量為2 GPa）單面黏貼在被測件（彈性模量為71 GPa）上，光纖通過膠層（彈性模量為20 GPa）緊固在基片槽內(nèi)。連接方式采用Ansys里面的布爾操作對實體進行g(shù)lue操作，使得接觸面不發(fā)生相對位移。設(shè)置加載方式，基片左側(cè)上下表面約束三向位移，基片右側(cè)施加位移邊界條件，即一端自由度為零，另一端X方向位移1 mm。模擬應(yīng)力加載相應(yīng)失穩(wěn)波結(jié)果如圖3（b），基片、膠層及光纖物理特性不一致，所產(chǎn)生的應(yīng)變也不一致，當鋁板上的應(yīng)力水平在350 kPa左右時，光纖最終傳遞僅有40 kPa～60 kPa左右的水平，在試驗件加載軸向最大位移量1 mm，試驗件有很明顯的彎曲，和實驗現(xiàn)象吻合。

圖3　薄板試驗件單面粘貼有限元分析

1.2優(yōu)化FBG應(yīng)變傳感器粘貼方式

為了平衡由于只在薄板試驗件中間粘貼傳感器所產(chǎn)生的變形，得出FBG傳感器中心波長與所承受的應(yīng)變呈線性關(guān)系，在厚度1.5 mm的薄試驗件上均勻分布三個基片式FBG傳感器，進行有限元模擬分析，應(yīng)力分布如圖4（a）所示，側(cè)面局部變形如圖4（b）所示。鋁板受兩端純拉力變形，局部變形會有所改善，三個基片所處的應(yīng)力狀態(tài)比較接近，且都很低。光纖上的應(yīng)力水平比鋁板上的應(yīng)力水平低一個量級，當鋁板上的應(yīng)力水平在350 kPa左右時，光纖上僅有60 kPa～120 kPa左右的水平，高應(yīng)力區(qū)域的鋁材進入屈服以后，基片上的應(yīng)力相當于被卸載了，但是基片式FBG傳感器也會隨著試驗件彎曲，仍未達到優(yōu)化要求。

圖4　單面粘貼三個傳感器有限元分析

完全平衡掉由于單面粘貼所產(chǎn)生的局部彎曲，假定試驗件上下表面對稱，對稱位置分別粘貼同質(zhì)同型號的FBG1和FBG2。在所有引起光柵Bragg波長移位的因素中，最直接的是應(yīng)力、應(yīng)變參量。在引起波長移位可由方程式（1）來說明：

式中，λB為FBG波長；neff的纖芯有效折射率；Λ為光柵周期。FBG波長的漂移與應(yīng)變與溫度的關(guān)系為：

式中，ΔλB為波長變化；Pε為光彈常數(shù)；ξ為光纖熱光系數(shù)；α為光纖熱膨脹系數(shù)。而雙面粘貼FBG中心波長變化量與試驗件應(yīng)變關(guān)系如下：

實際飛機機翼在空中受力，并不僅僅受到拉伸力，若由于被測件本身不僅受到拉伸加載，受到彎曲產(chǎn)生形變時，由于光柵粘貼位置的應(yīng)變相等ε=ε1=-ε2，則式（3）與式（4）相減，可得

選定FBG后，光柵初始波長λ1與λ2為確定值，則兩光柵波長差與應(yīng)變成正比，消除了飛機機翼應(yīng)變監(jiān)測時受溫度的影響。

在雙面對稱粘貼傳感器應(yīng)變分布分析結(jié)果如圖5所示，粘貼傳感器的薄板試驗件在純拉伸時并不會發(fā)生彎曲變形，兩光柵波長差與應(yīng)變成正比?；系膽?yīng)力水平140 kPa～220 kPa仍然比鋁板上（350 kPa左右）的要小，但是由于應(yīng)變傳遞效率隨基片與膠層會有所降低的原因［12］，此種優(yōu)化方案已經(jīng)達到優(yōu)化要求。

圖5　雙面對稱粘貼傳感器薄板材應(yīng)變分布圖

2　結(jié)果與討論

2.1試驗系統(tǒng)搭建

實驗測試系統(tǒng)裝置如圖6所示，ASE（Amplified Spontaneous Emission）寬帶光源，帶寬范圍1 525 nm～1 570 nm，平坦度2 dB。發(fā)出的寬譜光經(jīng)過3 dB耦合器（插入損耗）入射到FBG，F(xiàn)BG受外界作用力產(chǎn)生形變，Ibsen解調(diào)儀（波長分辨率0.5 pm）對反射譜解調(diào)尋峰，通過上位機軟件將中心波長值解調(diào)為FBG傳感器的應(yīng)變。

圖6　系統(tǒng)示意圖

2.2拉伸實驗

拉伸試驗件材料相關(guān)參數(shù)如表2，薄板實驗件兩端各夾持部位40 mm進行標記。選用高溫航空膠353ND粘貼FBG與基片，低溫固化環(huán)氧樹脂DP420對稱粘貼傳感單元與試驗件，固化后FBG中心波1 550.195 nm。試驗在室溫中采用30 t MTS（Material Test System）拉伸機，引伸計（標距20 mm）夾持在粘貼FBG應(yīng)變傳感器的位置如圖7所示，同時記錄FBG應(yīng)變傳感器中心波長變化，加載過程中的瞬態(tài)光譜如圖8所示。

圖7　單面粘貼FBG傳感器的拉伸試驗

圖8　基片式光纖光柵反射譜

表2　薄板試驗件

以0.02 mm/s緩慢施加拉伸載荷，加載100 s對應(yīng)薄實驗件拉伸3 000 με。通過MTS試驗機引伸計采集到的應(yīng)力應(yīng)變關(guān)系曲線如圖9（a）所示，基片式FBG傳感器中心波長與應(yīng)變關(guān)系曲線如圖9（b）。

在FBG傳感器測量到 1 967 με時候，對應(yīng)FBG傳感器的中心波長在1 550.917 nm處出現(xiàn)明顯下降趨勢，表明單面黏貼基片式FBG傳感器出現(xiàn)了彎曲，且朝向有傳感器的那一面彎曲，與理論分析相吻合。FBG監(jiān)測的波形有一個突降現(xiàn)象，可能原因有兩個：其一，由于膠層中有氣泡，在拉伸的時候，會有突降情況。其二，引伸計測量應(yīng)變時受到環(huán)境干擾。

圖9　單面粘貼傳感元件實驗結(jié)果

2.3優(yōu)化實驗

本次實驗對ANSYS優(yōu)化結(jié)果進行驗證，實驗測試系統(tǒng)裝置與上面相同。薄板試驗件兩邊對應(yīng)位置同時粘結(jié)光纖FBG（布拉格光柵）應(yīng)變傳感器，兩個FBG傳感器中心波長與所受載荷呈線性關(guān)系，在金屬拉伸彈性范圍內(nèi)，線性度0.998。

圖10　雙面粘帖FBG的中心波長-應(yīng)變關(guān)系曲線

如圖10（a）所示，原始中心波長為1 530.828 nm的傳感器在加載2 265 με內(nèi)光柵中心波長與薄板試驗件應(yīng)變呈現(xiàn)線性關(guān)系，且應(yīng)變靈敏度為0.947 pm/με，在薄板試驗件加載到 2 265με～3 000 με范圍時，試驗件開始變形，中心波長開始隨施加載荷緩慢上升，但并沒有單面粘貼傳感器時候的下降趨勢。如圖10（b）所示，原始中心波長為1 539.940 nm應(yīng)變靈敏度為0.945 pm/με，在薄板試驗件加載到2 060με～3 000 με范圍內(nèi)時，試驗件開始變形。由于一般金屬材料所能承受彈性微應(yīng)變都是在2 000 με左右，在薄板試驗件加載到2 000 με范圍內(nèi)時，試驗件開始變形，這屬于材料本質(zhì)現(xiàn)象，且雙面粘貼方式的基片式FBG應(yīng)變傳感器中心波長開始隨施加載荷緩慢上升，但并沒有單面粘貼傳感器時候的下降趨勢。

薄板試驗件單面黏貼基片F(xiàn)BG傳感器，傳感器與薄試驗件緊緊黏貼在一起，相當于薄板試驗件在黏貼傳感器的位置厚度增大，即截面積增大，在拉伸時加載同樣的力時，產(chǎn)生的應(yīng)變值小于沒有黏貼傳感器位置的應(yīng)變，產(chǎn)生了彎曲現(xiàn)象，而雙面對稱黏貼時，平衡掉單面彎曲的現(xiàn)象，可以有效的應(yīng)用到薄板材應(yīng)變測量中。

2.4飛機蒙皮測試實驗

在實驗室飛機機翼模型上按照上面粘貼光纖光柵的布片方式，并用電阻應(yīng)變計的1/4橋，電阻應(yīng)變電阻值120 Ω，應(yīng)變傳遞因子2.08。用解調(diào)儀記錄光纖光柵中心波長值，同時DAQ-9188機箱的應(yīng)變信號輸入板卡DAQ-9237監(jiān)測電阻應(yīng)變計的應(yīng)變量，加載應(yīng)變量，實驗現(xiàn)場如圖11所示，在機翼的面部與背部黏貼作為對稱應(yīng)變補償?shù)幕紽BG傳感器，中心波長分別為1 545.188 nm與1 559.275 nm，如圖12（a）所示。

由于實際飛機機翼表面是有航空鋁7075-T6，外界施加載荷所產(chǎn)生的應(yīng)變值仍處于金屬本身的拉伸彈性范圍內(nèi)，單點加載，對電阻應(yīng)變計測量值與基片式FBG傳感器進行監(jiān)測采集進行擬合，中心波長與應(yīng)變呈線性關(guān)系，如圖12（b）所示，由于此時黏貼位置誤差，實驗測量與操作誤差，使得機翼上表面應(yīng)變值與翼背應(yīng)變存在0.11%的誤差。機翼測量的應(yīng)變靈敏度約為0.849 5 pm/με，驗證了將此種對稱補償研究的布片方式可以有效監(jiān)測飛機蒙皮應(yīng)變。

飛機蒙皮實驗的應(yīng)變靈敏度低于薄板材試驗件的應(yīng)變靈敏度，根據(jù)應(yīng)變傳遞分析［12］，傳感單元與被測件之間膠層的厚度是由手工點膠決定，厚度越大，傳遞效率越低，膠層厚度對于飛機蒙皮實驗的影響，以待后續(xù)研究。

圖11　飛機機翼模型應(yīng)變測量現(xiàn)場

圖12　飛機蒙皮實驗數(shù)據(jù)處理

3　結(jié)論

通過對同質(zhì)地薄板試驗件與基片式FBG傳感器進行建模，ANSYS有限元分析結(jié)果得出：1 mm厚的傳感單元改變了1.5 mm薄板試驗件結(jié)構(gòu)的力學性能，最終引起傳感單元屈曲變形。針對傳感單元粘貼方式進行有限元優(yōu)化分析，最終確定為雙面對稱粘貼方式進行應(yīng)變補償。MTS機對試驗件進行拉伸測試，應(yīng)變實驗結(jié)果與理論模擬分析相吻合，薄板試驗件應(yīng)變與基片式FBG中心波長呈線性關(guān)系，線性度0.998，此種粘帖方式下的基片式FBG應(yīng)變靈敏度為0.946 pm/με，飛機機翼測試中的對稱補償實驗基片式FBG在飛機蒙皮。

本文傳感器基片材料是鋁7075-T6，比底部槽內(nèi)的環(huán)氧樹脂彈性模量要高很多，起到了一個阻隔（或者說降載）的作用，如果要提高FBG傳感器靈敏度系數(shù)，應(yīng)該選擇小彈性模量的基片，最好是和環(huán)氧樹脂相近的材質(zhì)，這樣有利于把底板的變形傳遞到光纖上；隨著光纖光柵刻寫工藝的提高，光纖光柵柵區(qū)減小，基片尺寸的減小可以降低傳感單元對飛機蒙皮應(yīng)變測量的影響，提高測量精度。

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鹿利單（1990-），女，北京信息科技大學在讀碩士，研究方向為光纖傳感技術(shù)，15201297184@163.com；

郭陽寬（1964-），男，北京信息科技大學教授，博士，研究方向為精密測量技術(shù)及生物醫(yī)學測試技術(shù)及儀器，13693193028@ 163.com；

祝連慶（1963-），通訊作者，男，北京信息科技大學教授，博士，研究方向為精密測量技術(shù)、光纖傳感技術(shù)及生物醫(yī)學測試技術(shù)及儀器，zhulianqing@sina.com。

Symmetrical Compensation Research for Airplane Covering Measurement of Based on the Substrate FBG Sensor*

LU Lidan1，GUO Yangkuan2，YAN Guang1*，ZHU Lianqing1，2
（1.Beijing Engineering Research Center of Optoelectronic Information and Instruments，Beijing Key Laboratory for Optoelectronics Measurement Technology，Beijing Information Science and Technology University，Beijing 100016，China；2.Beijing Laboratory for Biomedical Detection Technology and Instrument，Beijing Information Science and Technology University，Beijing 100192，China）

Substrate type FBG sensor package structure attracted a wide spread attention in the strain tests，particularly in the fields of aeronautics and astronautics，which paste mode plays an important role for monitoring the strain of aircraft skin.In order to improve measurement precision on which the substrate package structure FBG measures the strain on wing surface.Tensile properties of the thin test piece pasted substrate FBG sensor was studied，experimental results showed that the traditional bonding method of substrate FBG sensor will cause the measured nonlinear deformation during stretching.Accordingly，emulation on static loading condition about pasting sensor unit（1 mm）to thin test-part（1.5 mm）was investigated by finite element analysis software-ANSYS，adding static optimization of finite element analysis and theoretical analysis，and results show the symmetrical pasted substrate type FBG strain sensor unit would solve non-linear relationship between the wavelength and the stain，effectively compensate for the effects of temperature on the measurement.FBG demodulation system with MTS mechanical testing experimental system was conducted，the experimental results show that the test linearity of new bonding method is 0.998，sensitivity of strain sensing unit is 0.946 pm/με，improving strain test accuracy and can be effectively applied to aircraft skin strain testing.

FBG；airplane covering；finite element analysis；bonding method；thin test-part；tensile properties；measurement accuracy

TH823

A

1004-1699（2016）10-1535-07

項目來源：長江學者和創(chuàng)新團隊發(fā)展計劃項目（IRT1212，光電信息與儀器）；北京市重大科技計劃項目（Z151100003615010）；北京市屬高等學校創(chuàng)新團隊發(fā)展計劃項目（IDHT20130518）

2016-04-10修改日期：2016-06-23