張彥軍 王斌團(tuán) 寧宇 薛海峰 彭航

摘要：本文介紹了飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度關(guān)鍵表征參數(shù)——應(yīng)變監(jiān)控技術(shù)的研究進(jìn)展，探討了當(dāng)前基于飛行參數(shù)結(jié)合傳統(tǒng)應(yīng)變的結(jié)構(gòu)部位受力狀態(tài)監(jiān)測技術(shù)的有效性，以及光纖光柵技術(shù)在結(jié)構(gòu)應(yīng)變監(jiān)測中的應(yīng)用。研究表明，采用飛行參數(shù)結(jié)合應(yīng)變監(jiān)控技術(shù)，可為飛機(jī)載荷監(jiān)測與修正、結(jié)構(gòu)響應(yīng)監(jiān)控、結(jié)構(gòu)延壽和維修管理，提供重要的數(shù)據(jù)輸入和技術(shù)手段。

關(guān)鍵詞：應(yīng)變；光纖；監(jiān)控；結(jié)構(gòu)健康；疲勞

中圖分類號：V215文獻(xiàn)標(biāo)識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.07.015

作為飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性的重要組成部分，結(jié)構(gòu)載荷、變形、受力、壽命等因素的監(jiān)控與管理貫穿于飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計、制造、試驗和服役使用的全過程。美國、歐洲等航空技術(shù)相對發(fā)達(dá)的國家，飛機(jī)結(jié)構(gòu)監(jiān)控和管理技術(shù)經(jīng)過半個多世紀(jì)的發(fā)展，走在前列并已取得工程化成果。20多年來，結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測與診斷技術(shù)一直是國外研究的熱點領(lǐng)域，部分技術(shù)已開始在新型飛機(jī)上使用[1]。而基于結(jié)構(gòu)應(yīng)變的健康監(jiān)控是目前最有前景的方法之一。

本文簡要介紹了當(dāng)前國內(nèi)外基于應(yīng)變監(jiān)控的總體研究情況、工程應(yīng)用情況，以及光纖技術(shù)在結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控中的研究概況，并探討了飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)變監(jiān)控的難點。

1基于結(jié)構(gòu)應(yīng)變的監(jiān)控方法

飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)變監(jiān)控采用應(yīng)變傳感器（傳統(tǒng)應(yīng)變片或光纖傳感器等）實時采集關(guān)鍵結(jié)構(gòu)應(yīng)變歷程，以跟蹤結(jié)構(gòu)中應(yīng)力應(yīng)變分布及變化信息。

應(yīng)變監(jiān)控的目的是通過測量得到的應(yīng)變數(shù)據(jù)構(gòu)建、校驗和修正飛機(jī)結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位的載荷方程，提高關(guān)鍵部位局部載荷或應(yīng)力的預(yù)測精度。應(yīng)變監(jiān)控?zé)o法直接監(jiān)控結(jié)構(gòu)表面的損傷，但可通過實測應(yīng)變數(shù)據(jù)、計算方法和評估判據(jù)（建立裂紋萌生與擴(kuò)展識別模型），來間接實現(xiàn)對損傷和壽命的監(jiān)控。應(yīng)變監(jiān)控除了應(yīng)用傳統(tǒng)應(yīng)變片，光纖光柵傳感器（fiber bragg grating， FBG）以其可測量量多和自身諸多優(yōu)越性能正在受到大量研究關(guān)注[2]。

基于結(jié)構(gòu)應(yīng)變的監(jiān)控關(guān)鍵在于關(guān)聯(lián)結(jié)構(gòu)載荷模型的建立。飛機(jī)結(jié)構(gòu)受力復(fù)雜、不同任務(wù)段載荷情況差異大，需要通過全機(jī)有限元分析和全機(jī)靜力或疲勞試驗，建立各關(guān)鍵部位上的應(yīng)變與飛行參數(shù)之間的轉(zhuǎn)換方程，以及部位的應(yīng)力變化歷程數(shù)據(jù)，并據(jù)此分析評估薄弱部位的強(qiáng)度和疲勞特性。

2國外研究情況

2.1總體研究情況

美、歐針對飛機(jī)結(jié)構(gòu)監(jiān)控已從監(jiān)控機(jī)理、試驗驗證到機(jī)載實現(xiàn)等方面開展了大量的地面試驗和飛行驗證研究，并通過飛行實測、有限元模擬以及全機(jī)試驗標(biāo)定等針對飛機(jī)不同的結(jié)構(gòu)部位建立了較為完整的模板數(shù)據(jù)庫[3，8]。

當(dāng)前國外投入應(yīng)用的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控（structural health monitoring， SHM）技術(shù)，多以傳統(tǒng)應(yīng)變和飛行參數(shù)混合監(jiān)控為主，同時光纖應(yīng)變監(jiān)控正處于大量地面試驗和初步的飛行試驗研究中。

2.2應(yīng)變監(jiān)控應(yīng)用情況

F-35的健康監(jiān)測與管理（prognosis and health management， PHM）系統(tǒng)代表了目前美軍能夠達(dá)到的自主式后勤保障維護(hù)的最高水平。F-35的PHM系統(tǒng)通過采用應(yīng)變片在線監(jiān)測結(jié)合飛行參數(shù)監(jiān)測，對金屬結(jié)構(gòu)進(jìn)行監(jiān)測和預(yù)測。采用PHM技術(shù)可使F-35的故障不能復(fù)現(xiàn)率減少82%，使維修人力減少20%～40%，后勤保障規(guī)模減小50%，出動架次率提高25%，使飛機(jī)的使用與保障費用比過去的機(jī)種減少了50%以上[3]。

F-22飛機(jī)安裝了應(yīng)變傳感器進(jìn)行飛行中的結(jié)構(gòu)部位監(jiān)控。結(jié)合飛參數(shù)據(jù)共建立了278個載荷計算方程以及800多個控制點應(yīng)力計算方程。同一種載荷和同一控制點應(yīng)力都至少有三個不同的方程，分別對應(yīng)飛機(jī)亞聲速、跨聲速、超聲速和艙門開啟等狀態(tài)[4]。

芬蘭從2007年開始采用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法對F/A-18飛機(jī)進(jìn)行結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控及評估。以飛參和實測應(yīng)變數(shù)據(jù)作為原始數(shù)據(jù)，采用人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法建立控制點載荷方程，評估結(jié)構(gòu)部位的疲勞壽命消耗。給出的后機(jī)身壁板、機(jī)翼前緣、后梁和垂尾連接接頭等控制點的載荷方程預(yù)測結(jié)果表明，預(yù)測值與測量值基本吻合[7]。

歐洲EF2000飛機(jī)安裝了SHM系統(tǒng)，通過采用參數(shù)型監(jiān)控方式時，各控制點上的應(yīng)力值通過與模板進(jìn)行比較和迭代加以確定。該飛機(jī)共建立了17500個模板，構(gòu)成了模板數(shù)據(jù)庫用于實際使用監(jiān)控[5，9]。

波蘭開展了蘇-22載荷監(jiān)測和延壽研究。在6架飛機(jī)上安裝了載荷監(jiān)測系統(tǒng)，在機(jī)身、起落架與機(jī)翼連接、機(jī)翼關(guān)鍵部位等布置8個應(yīng)變和三個加速度采集通道。根據(jù)采集數(shù)據(jù)評估了結(jié)構(gòu)的疲勞壽命消耗，其基準(zhǔn)使用壽命通過全尺寸耐久性試驗結(jié)果確定。該項研究使延壽計劃取得了成功[10]。

日本F-2飛機(jī)在實施載荷監(jiān)控過程中，利用多元回歸分析技術(shù)構(gòu)建了22個載荷方程來計算飛機(jī)結(jié)構(gòu)的主傳力部件上的載荷，方程系數(shù)通過對飛機(jī)實測飛行參數(shù)和應(yīng)變數(shù)據(jù)的多元線性回歸分析確定[11]。

C-130J飛機(jī)的SHM系統(tǒng)通過飛機(jī)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)上的一系列控制點得到預(yù)計應(yīng)力，并按疲勞方法評估每次飛行的嚴(yán)酷度。機(jī)翼下翼面監(jiān)控應(yīng)力與設(shè)計應(yīng)力對比吻合很好[12]。根據(jù)與設(shè)計使用情況預(yù)計結(jié)果的比較，安排合理檢修計劃。

L. Molent等基于F/A-18的工作數(shù)據(jù)，提出了一種將機(jī)上結(jié)構(gòu)應(yīng)變測量數(shù)據(jù)和飛機(jī)飛行參數(shù)統(tǒng)一起來的方法，能夠評估戰(zhàn)斗機(jī)的疲勞壽命，是第一個根據(jù)已退役的F/A-18飛機(jī)上的疲勞損傷情況來驗證單機(jī)壽命監(jiān)控的有效性[13]。

2.3光纖應(yīng)變監(jiān)控研究情況

航空領(lǐng)域?qū)饫w光柵傳感器技術(shù)非常重視。僅波音公司就注冊了多個FBG傳感器技術(shù)專利。2002年，B.Daniel等把FBG溫度和應(yīng)變傳感器安裝在A340-600客機(jī)機(jī)身，實現(xiàn)對該型客機(jī)結(jié)構(gòu)的載荷標(biāo)定[14]。

意大利通過對翼梁采用光纖傳感器和數(shù)值分析，從局部應(yīng)變重構(gòu)了結(jié)構(gòu)件的完整應(yīng)變場，并對每種傳感器布局，比較了預(yù)估載荷和真實載荷之間的誤差，吻合較好[15]。

日本將光纖傳感器安裝于飛機(jī)機(jī)身艙門附近內(nèi)表面的兩個位置。使用三根光纖獲取了17處應(yīng)變數(shù)據(jù)，而相同數(shù)量的傳統(tǒng)應(yīng)變獲取則需要至少34根電纜[16]。

以色列開展了基于光纖的長航時無人機(jī)健康與使用監(jiān)測系統(tǒng)（health and usage monitoring system， HUMS）研究。通過機(jī)翼和尾梁上安裝的54個FBG傳感器，對振動特征和實際載荷條件進(jìn)行跟蹤。目的是檢測和識別單個無人機(jī)正常使用中的危險情況，促使采取必要的糾正措施和維修[17]。

加拿大國家研究院（national research council， NRC）開發(fā)了F/A-18戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)翼從簡單懸臂梁到全尺寸的SHM測試平臺。制造了全尺寸翼盒結(jié)構(gòu)并在關(guān)鍵位置預(yù)制疲勞裂紋。同時評估了聲發(fā)射、超聲、光纖應(yīng)變傳感器和NRC研制的裂紋識別傳感器在模擬條件下識別此類損傷并持續(xù)監(jiān)測其擴(kuò)展的能力，以及環(huán)境條件對傳感器信號的影響[18]。還開展了在F/A-18飛機(jī)全尺寸疲勞試驗中使用光纖應(yīng)變傳感器來取代傳統(tǒng)應(yīng)變片的研究。通過光纖傳感器感知試驗中光纖方向2371個位置的軸向應(yīng)變。試驗測量了6m長光纖上以2.6mm為間隔的各點應(yīng)變，并使用線性最小二乘法給出了水平尾翼展向載荷方程。載荷對比表明光纖測量精度滿足工程要求[19]。

以色列研究了直升機(jī)復(fù)材槳葉的視情維修，通過在S-76直升機(jī)主槳葉后緣安裝光纖傳感器，對載荷作用下的應(yīng)變信息進(jìn)行實時監(jiān)控以發(fā)現(xiàn)損傷[20]。

空客公司開展了ATR72-600全尺寸復(fù)合材料飛機(jī)的飛行試驗和地面試驗，在壁板上粘貼了由40個傳感器組成的光纖傳感器網(wǎng)絡(luò)，同時還采用壓電傳感器網(wǎng)絡(luò)來監(jiān)測結(jié)構(gòu)的沖擊損傷。期望未來通過飛行和地面結(jié)構(gòu)部件的監(jiān)測能力提升，更新載荷標(biāo)準(zhǔn)并校準(zhǔn)用于疲勞分析的一些參數(shù)[21]。

為解決光纖傳感數(shù)據(jù)和其他飛行測試數(shù)據(jù)的同步和校正難題，荷蘭宇航中心（netherlands aerospace center， NLR）研發(fā)集成光纖傳感技術(shù)和傳統(tǒng)數(shù)據(jù)采集設(shè)備系統(tǒng)。同時NLR正在“Clean Sky”項目下開展將基于光纖傳感的健康系統(tǒng)用于飛機(jī)運動部件的研究。預(yù)計在2020年該項目完成后，基于光纖傳感的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控系統(tǒng)成熟度將達(dá)到7級，未來有望進(jìn)一步將該系統(tǒng)成熟度發(fā)展到9級并投入商業(yè)運營[22]。

3國內(nèi)研究情況

3.1技術(shù)方法研究

國內(nèi)不少學(xué)者開展了基于應(yīng)變監(jiān)控相關(guān)的技術(shù)方法研究。

姚衛(wèi)星[23]等面向結(jié)構(gòu)疲勞壽命在線監(jiān)測提出了一種基于物理原型的疲勞載荷的反演和壽命評估方法。通過對疲勞危險部位附近應(yīng)變場監(jiān)測，反演結(jié)構(gòu)所受外載荷，然后獲得結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。耳片疲勞壽命在線監(jiān)測試驗表明預(yù)測結(jié)果與試驗結(jié)果相比在兩倍誤差帶內(nèi)，吻合很好。

殷之平[24]等圍繞飛行載荷參數(shù)識別問題及相關(guān)技術(shù)方法進(jìn)行了研究與驗證，提出了從原始飛行數(shù)據(jù)到關(guān)鍵部位載荷數(shù)據(jù)的完整思路與方法，編制了有一定工程應(yīng)用價值的飛行載荷參數(shù)識別系統(tǒng)。

王勇軍[25-26]等開展了飛機(jī)關(guān)鍵部位服役中的結(jié)構(gòu)載荷監(jiān)控研究，提出了一種綜合建立最優(yōu)多元線性回歸載荷模型的方法。以某飛機(jī)關(guān)鍵連接位置的載荷和應(yīng)力為例，給出了建立最優(yōu)回歸方程的過程。該方法不僅能保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)載荷分析的準(zhǔn)確性，而且能對影響較大的參數(shù)進(jìn)行統(tǒng)計分析。

顧宇軒[27]等研究了BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)載荷預(yù)測模型，并與多元線性回歸模型進(jìn)行了對比，神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)預(yù)測模型精度更高，更適合用于單機(jī)應(yīng)變監(jiān)控。

楊鈺、袁慎芳[28]等建立了光纖溫度傳感模型和應(yīng)變傳感模型，通過構(gòu)建適用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)變測量的解調(diào)系統(tǒng)，在某型飛機(jī)上對不同傳感器和解調(diào)系統(tǒng)進(jìn)行了試驗驗證，并與傳統(tǒng)應(yīng)變片測量數(shù)據(jù)進(jìn)行了對比。

3.2地面結(jié)構(gòu)試驗應(yīng)用研究

國內(nèi)在結(jié)構(gòu)強(qiáng)度地面試驗中廣泛采用各種方法采集應(yīng)變并開展健康監(jiān)控方面的研究，既有基于傳統(tǒng)應(yīng)變片的也有基于光纖光柵傳感器的試驗研究。

黃博[29]等利用光纖光柵傳感器對結(jié)構(gòu)的動態(tài)應(yīng)變進(jìn)行測試，應(yīng)用應(yīng)變模態(tài)識別技術(shù)對結(jié)構(gòu)局部的動態(tài)應(yīng)變響應(yīng)特征進(jìn)行提取，并構(gòu)建損傷識別指標(biāo)，對結(jié)構(gòu)的損傷位置和損傷程度進(jìn)行了識別。結(jié)果表明，動態(tài)應(yīng)變響應(yīng)特征對結(jié)構(gòu)局部損傷敏感，同時損傷識別指標(biāo)能夠反映損傷區(qū)域以及損傷的程度。

鐘貴勇[30]等基于飛機(jī)全機(jī)疲勞試驗實測應(yīng)變數(shù)據(jù)，結(jié)合數(shù)據(jù)特點，提出了門檻值法和歷程數(shù)據(jù)線回歸法兩種結(jié)構(gòu)損傷自動監(jiān)測方法，并給出了分析原理及流程。經(jīng)驗證，該方法有效、可行。

張衛(wèi)方[31]建立了基于光纖傳感的應(yīng)力場實時重構(gòu)系統(tǒng)。由粘貼在機(jī)翼上的光纖傳感器測得局部的應(yīng)力應(yīng)變，并結(jié)合飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)受力特性，實時重構(gòu)出機(jī)翼上的應(yīng)力應(yīng)變場。

李鴻[32]等在某型飛機(jī)主起落架疲勞試驗時外筒某部位發(fā)生疲勞破壞，結(jié)合應(yīng)變監(jiān)控和隨機(jī)載荷譜變化特點，通過對疲勞斷口的定量分析，得到了疲勞裂紋擴(kuò)展壽命。

王曉鑫[33]等針對全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度試驗損傷快速定位問題，提出了一種小概率事件原則的結(jié)構(gòu)損傷快速定位方法，通過劃分應(yīng)變片單元，動態(tài)監(jiān)控應(yīng)變數(shù)據(jù)，及時發(fā)現(xiàn)異常應(yīng)變數(shù)據(jù)，應(yīng)用小概率事件原則進(jìn)行判斷，能夠?qū)崿F(xiàn)結(jié)構(gòu)損傷的快速定位。

3.3上機(jī)應(yīng)用研究

國內(nèi)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控方面目前開展較多的是基于重心過載的單機(jī)壽命監(jiān)控研究。對于如何由飛機(jī)飛參數(shù)據(jù)和應(yīng)變監(jiān)控數(shù)據(jù)得到關(guān)鍵控制點上的局部載荷/應(yīng)力方面方法研究較多，但鮮見飛機(jī)型號應(yīng)用機(jī)載結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控系統(tǒng)的公開報道，有較多飛行載荷測量方面的研究。

薛軍[34]等研究了某型飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞危險部位的機(jī)載應(yīng)變采集與預(yù)處理系統(tǒng)的設(shè)計與組成思路，并應(yīng)用于科研試飛，獲取了200多飛行小時的數(shù)據(jù)結(jié)果，表明系統(tǒng)簡捷有效。

曹景濤[35]研究了對全動式鴨翼載荷飛行實測的應(yīng)變測量方法，通過設(shè)計不同敏感性的應(yīng)變電橋以及載荷校準(zhǔn)，并通過數(shù)據(jù)多元線性回歸分析，建立了鴨翼載荷模型并進(jìn)行了驗證。

楊全偉[36]等基于線性變換的起落架載荷解耦測量原理，研究了載荷方程對地面校準(zhǔn)誤差及飛行應(yīng)變測量誤差的免疫問題，提出了載荷方程魯棒性的概念，并推導(dǎo)了其評價指標(biāo)——敏感因子，建立了基于線性和魯棒性的載荷方程優(yōu)選方法。

薛景鋒[37]等研制的光纖傳感系統(tǒng)在多型飛機(jī)上進(jìn)行了飛行驗證，認(rèn)為將光纖光柵用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)變監(jiān)測是可行的。與傳統(tǒng)電阻應(yīng)變片相比，光纖光柵的優(yōu)勢更為明顯，如環(huán)境適應(yīng)性更強(qiáng)、準(zhǔn)確率更高等。

4飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)變監(jiān)測技術(shù)的有效性與難點

綜合分析應(yīng)變監(jiān)控技術(shù)的方法研究、地面試驗及上機(jī)應(yīng)用方面，國內(nèi)外都開展了很多卓有成效的研究和應(yīng)用，其有效性與難點可歸納如下：

（1）應(yīng)變監(jiān)測成為目前飛機(jī)載荷實測、標(biāo)定、修正的有效方法，但如何從測量應(yīng)變結(jié)果準(zhǔn)確構(gòu)建關(guān)鍵部位的載荷轉(zhuǎn)換方程，一直是應(yīng)變監(jiān)控技術(shù)應(yīng)用的難點之一。被大量采用的方法是結(jié)合飛機(jī)飛參數(shù)據(jù)和結(jié)構(gòu)局部實測應(yīng)變數(shù)據(jù)，發(fā)展先進(jìn)高效的參數(shù)識別方法如遺傳算法、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法，為獲取高精度載荷，準(zhǔn)確預(yù)測關(guān)鍵部位響應(yīng)提供輸入。

飛機(jī)載荷的監(jiān)測是伴隨從試飛到服役使用全周期的，載荷轉(zhuǎn)換方程也需要隨任務(wù)使用情況的變化而迭代更新。實際使用中，可通過對服役飛機(jī)一定間隔的使用數(shù)據(jù)進(jìn)行跟蹤，并用之迭代修正載荷轉(zhuǎn)換方程來提高載荷預(yù)測的精度。

（2）應(yīng)變監(jiān)控技術(shù)雖然有效，但目前上機(jī)應(yīng)用仍受到一定局限。飛機(jī)結(jié)構(gòu)很多關(guān)鍵部位，受限于結(jié)構(gòu)布置、通路空間、結(jié)構(gòu)連接方式等，無法直接安裝應(yīng)變傳感器，只能選擇在關(guān)鍵部位附近區(qū)域安裝。通過結(jié)構(gòu)有限元建模分析計算，反演推算關(guān)鍵部位的應(yīng)力應(yīng)變響應(yīng)。應(yīng)變片的布設(shè)位置選擇對數(shù)據(jù)采集和反演分析結(jié)果的精度有較大影響。另外，應(yīng)變片本身存在壽命有限、易損壞等缺點，也限制了其在飛機(jī)上長壽命周期的使用。FBG傳感器技術(shù)比應(yīng)變片技術(shù)具有明顯的優(yōu)點，國外有成功案例，國內(nèi)也開展了大量研究，但仍需在提高光纖傳感器及與結(jié)構(gòu)連接的耐久性、數(shù)據(jù)可靠性和快速安裝等方面開展深入研究。

5結(jié)束語

本文簡述了飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)變監(jiān)控的研究進(jìn)展，探討了飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)變監(jiān)控的有效性與難點，可以有以下幾個認(rèn)識。

（1）應(yīng)變與飛行參數(shù)結(jié)合的監(jiān)控方式是當(dāng)前飛機(jī)結(jié)構(gòu)監(jiān)控的有效手段。采用該監(jiān)控技術(shù)可為飛機(jī)載荷監(jiān)測與修正、結(jié)構(gòu)響應(yīng)監(jiān)控、結(jié)構(gòu)延壽和維修管理，提供重要的數(shù)據(jù)輸入和技術(shù)手段。

（2）從應(yīng)變實測到關(guān)鍵部位的載荷轉(zhuǎn)換方程的構(gòu)建是飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)變監(jiān)控的難點。同時，為提高監(jiān)控精度，需要根據(jù)機(jī)隊的任務(wù)使用情況對載荷轉(zhuǎn)換方程進(jìn)行修正。

（3）光纖傳感器等新型監(jiān)測技術(shù)，在飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)變監(jiān)控中已顯示很大優(yōu)勢，但仍要在提高傳感器系統(tǒng)及與結(jié)構(gòu)連接的耐久性、數(shù)據(jù)可靠性和快速安裝等方面，開展深入的機(jī)載適用性研究工作。

（4）結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控將成為新一代飛機(jī)未來使用需求，需要研制方更新設(shè)計理念，實現(xiàn)用戶需求，在結(jié)構(gòu)方案設(shè)計中考慮監(jiān)控系統(tǒng)的布置。

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作者簡介

張彥軍（1985-）男，碩士，高級工程師。主要研究方向：飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞及損傷容限設(shè)計、結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控。

王斌團(tuán)（1965-）男，博士，研究員。主要研究方向：飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計。

寧宇（1982-）男，高級工程師。主要研究方向：飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計。

薛海峰（1990-）男，工程師。主要研究方向：飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞及損傷容限設(shè)計、分析與試驗。

彭航（1990-）男，工程師。主要研究方向：飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞及損傷容限設(shè)計、分析與試驗。

Research Progress on Strain Monitoring Technology for Aircraft Structures

Zhang Yanjun*，Wang Bintuan，Ning Yu，Xue Haifeng，Peng Hang AVIC The First Aircraft Institute，Xian 710089，China

Abstract： This paper describes the current research progress of strain monitoring technology for key parameters of aircraft strength， and discusses the efficiency of current structural monitoring technology based on aircraft parameters combined with traditional strain， and the application of optical fiber grating technology in aircraft health monitoring. Research shows that the combination of flight parameters and strain monitoring can provide inputs and an important technical method for monitoring and correction of aircraft loads and structure response monitoring， life extension and repair management.

Key Words： strain； optical fiber； monitoring； structural health； fatigue