光纤传感技术在飞行器结构变形监测中的应用研究

工程16（2022）39研究高端测量仪器-综述基于光纤传感技术的飞行器结构变形监测研究进展朱连庆a，b，孙光凯a，b，包为民c，刘晓波，郑友d，刘晓波，孟凡勇a，b，董明丽a，b北京信息科技大学光电测量技术与仪器教育部重点实验室，北京100192&b北京信息科技大学光纤传感与系统北京实验室，北京100016&c中国航天科技集团公司，北京100048d清华大学精密仪器系，北京100084阿提奇莱因福奥文章历史记录：收到2020年2020年11月2日修订2021年2月2日接受2021年9月13日网上发售保留字：光纤传感技术变形监测结构健康监测飞行器航天A B S T R A C T基于光纤传感技术的飞行器结构变形监测一直是航空航天领域的研究热点。经过近30年的研究和发展，中国和国际研究人员在理论与方法，技术与系统，地面实验和飞行试验等领域取得了重大进展。这些进展使OFS技术从实验室研究阶段发展到工程应用阶段。然而，在实际应用中遇到的一些问题限制了该技术的广泛应用和进一步发展，因此迫切需要解决方案。本文回顾了飞行器变形监测的研究历史。它探讨了基于OFS的变形监测的各个方面，包括OFS技术的主要品种，技术的优点和缺点，在航空航天应用中的适用性，变形重建算法和典型应用。本文指出了工程应用中尚未解决的关键问题和主要的演化范式。并从进化范式、标准化、新材料、智能化、协同化等角度探讨了未来的发展方向。©2022 The Bottoms.Elsevier LTD代表中国工程院出版，高等教育出版社有限公司。这是一篇CC BY-NC-ND许可下的开放获取文章（http://creativecommons.org/licenses/by-nc-nd/4.0/）中找到。1. 介绍目前，飞行器结构维修正经历着从基于日历时间和飞行周期的预防性维修到基于结构状态监测数据的状态维修（CBM）的转变这一转变是由更好地确保飞行器在其生命周期内的结构完整性、功能性、安全性和可靠性以及降低系统维护成本的需求驱动的这为结构健康监测（SHM）技术在飞行器上的应用提供了机遇[1状态监测是状态监测的一个重要基础条件，它将传感器网络集成到结构中，通过对传感器网络采集的信号进行分析和处理，对结构的状态和完整性进行评估。监测参数的主要类型包括结构参数、*通讯作者。电子邮件地址：baoweimin@cashq.ac.cn（W. Bao），yz-dpi@tsinghua.edu.cn（Z.你）。应变、振动、温度等物理量，以及各种缺陷和损伤。其中，变形监测是飞行器安全健康管理的重要组成部分在飞行器全寿命周期内，采用有效的技术手段和设备对结构变形进行实时监测，是保证飞行器结构性能、安全性和可靠性，预测剩余使用寿命的关键。这种监测还可以显著降低检查和维护的成本。光纤传感技术被认为是各种监测方法中最有前途的技术之一。该技术以光纤为介质，将光信号传输与传感测量相结合，通过解调光的频率、相位、振幅和偏振态的变化，获取被测结构的应变、位移、加速度和温度等各种物理信息。本文重点介绍了OFS技术，这已经引起了相当大的关注，并在最近几年进行了广泛的研究。我们回顾和分析了https://doi.org/10.1016/j.eng.2021.02.0222095-8099/©2022 THE COMEORS.由爱思唯尔有限公司代表中国工程院和高等教育出版社有限公司出版。这是一篇基于CC BY-NC-ND许可证的开放获取文章（http://creativecommons.org/licenses/by-nc-nd/4.0/）。可从ScienceDirect获取目录列表工程杂志首页：www.elsevier.com/locate/engL. Zhu，G.太阳，W。Bao等人工程16（2022）3940介绍了结构变形监测技术的发展历史、技术种类、重建算法及应用情况，指出了目前存在的主要问题，并提出了今后的发展方向。2. 发展历史2.1. 变形分类及监测参数类型飞行器结构在制造和使用过程中会发生各种变形，可分为被动变形和功能变形。被动变形发生时，结构受到的作用，一个负载。这些可以进一步分为准静态和动态变形。准静态变形包括结构在气动力、冲击、振动、热辐射等作用下产生的微应变变形、热变形、残余变形等;动态变形包括结构在颤振、冲击、振动、热辐射等作用下产生的动态变形。功能变形指的是伸缩机构（如卫星太阳能电池阵列）和可变形结构（如变形飞行器的机翼）的空间变形。变形监测中涉及的主要参数还包括特定方向上特定点的应变、位移和加速度作为结构面的应变场和总位移。2.2. 变形监测技术目前现有的变形监测方法包括电阻应变计法、三维（3D）激光扫描、立体视觉测量和OFS监测[7电阻应变片法是在20世纪50年代发展起来的。它是一种用于测量和监测飞行器结构载荷参数的实时监测技术，具体实现如下：首先，在飞行器结构上部署电阻应变片阵列，形成监测网络。然后，通过地面标定试验和使用根据该矩阵计算了飞行过程中测得的载荷数据通过这种方式，可以实时测量和监测结构变形、振动、气动力和其他载荷参数以及飞行该方法经过70多年的研究和发展，已广泛应用于飞机载荷谱测试、高超声速飞行器结构应变测量、卫星结构监测等领域。它可以满足结构变形模拟试验、载荷标定试验、全机疲劳试验等地面试验要求。该方法只需在飞行器上部署少量的电阻应变片然而，这种方法在飞行中监测期间的应用由于几个缺点而受到限制这些缺点包括监测点少，网络线路冗余，布线繁琐，体积和重量大，对电磁干扰敏感，仪表芯片的服务周期短当部署由大量仪表芯片组成的监测网络用于多个参数的精确长期飞行测量时，这些缺点更加明显三维激光扫描法是一种高精度的测量方法，90年代发展起来的测绘技术。它使用激光束逐点扫描测试结构的一定表面区域，并收集每个扫描的反射激光束点该方法基于激光测距原理获取扫描区域的坐标数据和图像，结合数字图像相关等相关方法，最终计算出结构变形参数。该方法具有测量精度高、分辨率高、无损伤、扫描范围大、实时性好等特点，在机翼等飞行器结构变形测量中具有突出的优势。然而，由于飞行器内部空间复杂、封闭、狭窄，以及飞行器结构的复杂外形;激光束的入射和反射路径的阻挡;以及其他因素。此外，激光发射器的使用寿命和维护成本是限制其长期应用的重要因素。立体视觉测量是80年代发展起来的一种结构测量该技术利用双目或多镜头摄像机对测试结构进行拍摄，通过图像特征计算和三维重建，获得其三维变形参数这种方法根据图像的性质为了实现视频测量方法，首先，需要在测试结构的表面上标记多个点然后利用立体视觉测量技术跟踪标记点的三维坐标，测量变形参数该方法具有系统结构简单、配置灵活、精度高、动态测量性能好等但它只能测量标记点处的变形参数，难以测量整个场地的三维变形此外，当目标结构在飞行期间振动时，无法获得稳定、高速和为了实现数字图像相关方法，首先应将散斑图案涂覆到结构的表面然后，利用图像匹配算法分析结构变形前后散斑图的该方法虽然具有较高的测量精度和全场测量能力，但其涂层散斑图容易被高速气流去除，不适用于飞行测量。OFS技术起源于20世纪70年代，经过多年的发展，随着光通信技术的广泛应用，与电阻应变片和体光学传感器等其他测量设备相比，光纤传感器具有体积小、重量轻、抗电磁干扰、本质安全、耐腐蚀等优点。光纤传感器支持使用多路复用和分布式测量技术形成高速和高容量的传感器网络。此外，它可以部署在各种结构的内部或表面上，用于实时多参数监测。OFS技术是飞行器结构参数实时在线监测的理想技术，有望应用于飞行器全寿命周期的结构健康管理和寿命评估。然而，光纤传感器在工程应用中存在各种问题，例如表面安装可靠性、植入物兼容性、长期生存性、老化引起的性能退化等。迫切需要解决这些问题。2.3. 新需求驱动新技术近年来，飞机、卫星、载人航天器等重大装备的性能不断提高此外，新技术和新设备已被L. Zhu，G.太阳，W。Bao等人工程16（2022）3941-这些技术包括空天飞机、高超音速飞行器、变形飞行器和深空探测器。由于这些进步，传统的非实时变形检测模式，如地面测试和定期检查，不再能够满足这些类型的设备的维修需求。在此背景下，国内外研究人员对飞行器结构变形实时监测技术进行了广泛的研究。在这些新的监测技术中，OFS由于其独特的优势而获得了进一步研究和开发的重要性。OFS被认为是飞行器结构实时监测随着多参数、高灵敏度光纤传感器、高速微型解调器、监测网络、数据处理、高精度重建等相关技术的快速发展[93. OFS技术3.1. OFS技术OFS技术可根据不同的传感原理分为四种类型[12第一种类型是干涉OFS技术，其主要使用光纤第二类是基于波长调制的，主要包括光纤布拉格光栅（FBG）、长周期FBG、啁啾FBG和倾斜FBG[14，19，20]。第三类是基于强度调制的，包括基于黑体辐射的高温光纤传感器。第四类是分布式OFS技术，主要利用瑞利散射、布里渊散射、拉曼散射等现象，通过光时域反射计（OTDR）和光频域反射计（OFDR）实现分布式传感和测量[14，19]。3.2. OFS技术的优缺点及适用性分析用于飞机结构监测的理想OFS技术表1比较了几种典型的OFS技术的性能。干涉OFS技术的主要优点是其高灵敏度和高分辨率。光纤法布里-珀罗干涉传感器是结构应变测量中应用最广泛的传感器。由于其应变分辨率优于0.15le，测量范围大于±5000le，分选长度小于1mm，耐温性高于250 °C。此外，它可以集成到各种结构中进行单点应变测量。 光纤传感器基于Mach-Zehnder干涉、Michelson干涉、Sagnac干涉等，目前，干涉型光纤传感器存在两个主要缺点：①多个敏感参数之间存在交叉干扰;②难以利用复用技术构建光纤光栅传感技术是一种准分布式传感技术。它的主要优点是空间和应变分辨率高，响应速度快，能够实现绝对测量，并通过复用等技术支持形成大容量的多测点传感器网络。采用波长扫描激光解调、小型衍射光栅电荷耦合器件（CCD）固态光谱仪解调、微集成阵列波导分级（AWG）解调等技术，可实现从静态信号到兆赫兹以上信号的传感器信号高速采集和处理。此外，它允许机载解调器的小型化，这有效地减小了它们的体积和重量。目前，光纤光栅传感技术已应用于各种飞行器结构的飞行测量，包括机翼、机身、尾翼、起落架等关键结构件然而，这种技术只在少量飞行试验中得到检验，因此，可用的测量数据量是有限的。为了有效地验证传感器部署方法的可靠性和传感器系统的长期性能，需要进行大量的飞行验证试验。此外，在大尺度结构参数的高精度监测和这些系统在工程应用中的可靠性方面仍然存在一些悬而未决的问题。分布式OFS技术在进行远距离连续传感和监测时具有突出的优势。它使用光纤本身作为传感单元和信号传输介质;因此，不需要设计额外的传感元件。测量基于散射原理。该技术允许沿着光纤传输路径连续感测空间分布和物理量（例如应变和温度）的变化，这有利于长距离和宽范围（高达几公里）的感测和联网。基于瑞利散射和布里渊散射等原理的分布式光纤传感技术是目前结构监测中的主流技术。应变测量量程可达±10 000le，工作温度范围是从268到900 °C。然而，该技术具有缺点，具有低的解调速率，其范围通常从几赫兹到几十秒，并且可能需要长达几分钟。因此，难以实现高速和动态参数测量。而且，其测量灵敏度、分辨率和解调速率随着增大而显著降低的感测距离，和它遭受从可靠性表1典型OFS技术的性能比较。传感器类型空间分辨率应变分辨率测量速度复用容量FBG高高高低瑞利散射光时域反射计低低低高瑞利散射OFDR介质介质低高布里渊散射光时域反射计低低低高L. Zhu，G.太阳，W。Bao等人工程16（2022）3942这些问题类似于FBG传感技术在工程应用中的问题。分布式声传感技术具有时空精度高、动态定量检测、大范围测量等优点。它在飞机结构振动监测中具有良好的应用前景，但其检测灵敏度相对较低。这些缺点限制了分布式OFS技术的广泛应用;因此，需要优先解决这些问题。近年来，为了提高监测系统的检测灵敏度、时间和空间分辨率、解调速率和鲁棒性，发展了多层次、多参数的分布式传感技术。3.3. 一种空中光纤实时监测方法飞行器结构变形OFS监测方法的发展涉及到光纤传感器布设方法、传感器组网技术、信号采集与处理、动态实时变形重构等技术。考虑到监控系统的长期性能和可靠性，飞行器中使用的光纤传感器、数据采集设备和网络系统必须满足重量轻、体积小、速度快、容量大和精度高此外，光纤技术在安装到飞行器后具有良好的兼容性和耐用性，这确保了其高可靠性。3.3.1. 传感器部署目前有两种主要方法将光纤传感器部署到结构上：表面安装和植入[18]。前一种方法使用粘合剂、金属焊接或其他手段将光纤传感器固定到结构的表面上。这种部署方法广泛用于短期测试阶段，对结构的性能影响较小但在长期使用中也存在一些问题，如凝胶老化或纤维断裂引起的脱落植入用于在制造过程期间将感测光纤嵌入复合材料结构内部以形成感测网络。随后，将具有传感能力的结构组装到飞行器上以进行飞行中监测。这种方法的优点是传感光纤受到复合材料结构的保护，不会因外界环境的影响而脱落或损坏然而，嵌入光纤的芯径通常大于增强纤维的芯径，这影响了结构的力学性能而且光纤在集中应力的作用下逐渐产生疲劳裂纹，影响传感器的使用寿命。3.3.2. 信号解调在监测网络中执行信号采集和处理功能的主要设备是解调器。FBG网络信号解调单元常用的解调技术有可调谐滤波法、可调谐激光扫描法、CCD光谱仪测量法、AWG解调法、边缘滤波法等。理想的机载解调装置应具有解调精度高、速度快、传感器复用容量大、稳定性好等特点。表2中列出了几种典型的解调方法。在这些技术中，前四种技术表现出良好的飞行中监测的适用性。其中，可调谐滤波法和可调谐激光扫描法具有测量范围大、解调精度高、采集速度快、动态测量能力强、复用光栅大等优点这使得它们在高精度解调和高频动态信号测量方面具有突出的优势。CCD测量方法具有高度稳定性，使其适合于在用于飞行监控的大容量多路复用网络中进行高速解调但它的测量范围小，解调精度较低边缘滤波、匹配滤波、啁啾光栅等解调方法测量范围小、解调精度低、网络复用能力差，限制了它们在飞行监测中的应用。AWG解调技术近年来发展迅速，在兆赫以上高频动态信号的高速解调方面显示出突出的优势[21]。利用OTDR和OFDR技术的分布式光纤监测网络所进行的信号解调主要基于光强检测和相干检测的原理。网络信号由光电探测器、高速采集系统和其他相关算法联合解调。目前，分布式传感器的解调率较低。因此，在大量密集分布的网络测量点存在的情况下，难以实现高频动态信号的高速、高精度多参数解调。此外，还需要在增加系统稳定性和可靠性的同时减小系统的体积和重量，这可以提高系统对飞行中监控环境的适应性。3.3.3. 变形重构飞行器结构动态变形的实时重建主要基于瞬态应变场数据，这些数据由光纤监测网络通过高速解调和处理获得。利用变形重建算法建立了由位移等物理量表示的变形场目前，常用的变形重建算法包括反向有限元法、模态分析法和Ko位移法[9，22]。理想的飞机结构变形重构算法应具有重构精度高、实时性好、抗干扰能力强等特点。表3中比较了典型的变形重建算法。在这些算法中，逆有限元法相对更适合于动态变形的实时监测，因为它具有最高的精度和实时性，适应各种边界条件，并且可以在不考虑结构力学参数和外载荷的情况下重建变形4. 重建算法4.1. 逆有限元法有限元逆方法（iFEM）是由Tessler等人提出的一种结构变形重构方法[23]21世纪初。该方法基于类似于有限元法的思想，其工作原理如下：①通过对结构的力学特性进行理论分析，确定问题的单元。②利用结构的力学模型结合单元形函数构造单元。③确定单元几何形状、节点数及其自由度、应变-位移矩阵。将待求解的结构离散化，使用构造的元素。收集所有监测点的实测应变数据，利用最小二乘法建立实测应变场与计算应变场L. Zhu，G.太阳，W。Bao等人工程16（2022）3943表2典型解调方法的性能比较解调方法解调精度解调速度复用容量稳定性激光扫描法高快速介质好可调滤波方法高快速介质好CCD光谱仪测量方法介质快速介质好AWG解调方法高最快介质介质分布式解调方法介质慢大介质表3变形重建方法的性能比较重建方法精度效率抗干扰能力适用范围逆有限元法高高强大模态分析方法介质介质弱大Ko位移法高高强小法通过求解误差函数的最小值，得到结构所有单元节点的自由度，从而完成结构变形场的构造。使用iFEM进行结构变形重建的输入是从监测网络获得的应变测量数据变形参数的计算使用的系统方程，通过最小化测量和计算的应变之间的误差建立。输出由结构单元节点的变形幅值组成。iFEM的关键步骤包括应变数据采集、单元构造和最小误差计算。iFEM的发展历史如下：2003年，Tessler等人[23]使用最小二乘变分原理分析基于一阶剪切变形理论的板壳结构。他们根据应变-位移方程重建了变形场，该方程是通过最小二乘法处理结构表面的计算和测量应变而获得的。由此产生的重建方法被称为iFEM方法[23]。由于变形场是根据应变-位移关系重建的，因此不需要材料特性、惯性、载荷、结构阻尼等参数。 2010年，Gherlone等[24]提出了基于Kellshenko梁理论的iFEM梁单元的概念，实现了基于应变测量数据的三维梁框架结构静动态变形场的实时重建。2013年，Cerracchio等人[10]通过将精化锯齿理论引入iFEM，将iFEM扩展到复合材料层压板和夹层结构，从而为飞行器复合材料结构的实时变形重建铺平了道路。2018年，Kefal等人[25]和Tessler等人[26]提出了基于iFEM和逐步增量法的大位移、非线性和动态变形重建方法。该方法在固定翼飞机机翼、变形蒙皮、浮空器气囊、卫星太阳帆、太阳帆航天器、空间望远镜遮阳板等各类大变形结构的动态监测中具有重要的应用价值。美国国家航空航天局（NASA）认为基于iFEM的变形重构技术在飞行器结构实时监测中具有明显的优势，具有重要的意义。该技术已逐渐从实验室发展到实际应用[27其主要优点包括：动态变形场求解速度快、实时性好、不需要考虑材料特性和复杂性外载荷、对具有复杂轮廓的结构的适应性以及使用相对稀疏的测量点以高精度重建变形场的能力从2012年到2016年，NASA阿姆斯特朗飞行研究中心（AFRC）通过中心创新基金资助了一个飞行试验项目，以验证实时结构变形监测技术的整体性能该验证基于光纤传感器网络和iFEM再现技术。从精度、实时性、使用成本、对飞行环境的适应性、安全可靠性等方面该项目为该技术在各种飞行器结构监测中的应用铺平了道路。4.2. 模态分析方法1995年，Foss和Haugse[11]提出了一种模态分析方法。它把结构变形看作是各阶模态变形的和，即应变场和位移场表示为各阶模态分量的加权线性组合。首先，使用数值、解析或实验方法分析结构的振动模式。选取了模态阶数，得到了模态坐标和应变模态振型矩阵。其次，通过监测网获取应变量测数据，利用测点应变矩阵与全场应变矩阵之间的转换方程计算应变场。最后，利用应变-位移方程求出位移场，从而实现变形场的重建。NASA兰利研究中心（LRC）评估了模态方法在重建板壳结构弹性变形中的适用性。由于该方法的重建精度依赖于精确的结构建模和模态分析，因此模态阶数的选择、传感器布局和结构材料的性质将显著影响重建精度。这限制了该方法在飞行器结构变形实时监测中的应用。4.3. Ko位移法Ko位移法是Ko和Richards在2007年提出的一种变形重建方法，基于应变积分原理和该方法对梁结构进行逐段处理，并部署相应的应变测点建立了测点应变微分方程和变形位移矢量，L. Zhu，G.太阳，W。Bao等人工程16（2022）3944××××在假设的纯弯曲的梁，提出了欧拉和伯努利。最后通过多项式外推和积分运算得到变形位移场。Ko位移法已逐渐改进到可以重建板壳结构中发生的各种变形的水平，包括弯曲、扭转和混合变形。2009年，NASA AFRC利用Ko位移法和光纤传感器网络对Ikhana无人驾驶飞行器（UAV）的双锥翼进行了地面载荷试验。在试验中，实现了机翼弯曲和扭转变形的重建，并将重建结果与有限元分析结果进行了比较，验证了Ko算法的准确性后来，美国宇航局AFRC在2010年对AeroVirginia全球观察者无人机的全尺寸机翼进行了地面载荷测试通过对比电阻应变片和目视测量方法的性能，验证了Ko位移法重建大范围机翼变形的技术可行性5. 应用案例用于飞行监测的光纤传感器通常采用两种技术进行组网[32-基于光纤光栅复用的准分布式监测网络可以从监测点获得准确的测量值，如利用光栅应变传感器测量主应变的方向和大小，精确确定变形点的坐标，利用小型轻便的机载解调器高速采集和处理高频动态信号。但是，由于监测点的数量取决于FBG的数量，因此不能对整个网络进行连续监测，没有光栅传感器的区域是盲区。与FBG复用技术不同，OFDR技术使光纤的任何一段都成为传感单元，便于对整个网络中的任何一个点进行连续监测。然而，这类传感器网络在多参数高精度测量、精确定位、高频动态测量、解调速率、设备小型化等方面存在不足，而且光纤传感器的高可靠性部署是工程应用中最关键的挑战之一.目前，在结构上部署OFS网络的主要方法包括粘贴、焊接和嵌入。大量的应用案例证明了这些方法的可行性。然而，这些传感器在恶劣条件下飞行时受到很大的材料应力时容易损坏，如风暴闪电或高湍流气流。因此，它们的健壮性是一个有待进一步研究的突出问题5.1. 飞机20世纪90年代中期，NASA AFRC启动了OFS技术研发（R D）项目，研究基于FBG复用、OTDR和OFDR原理的光纤监测技术和系统。1999年，NASA对安装在F/A-18战斗机平台上的FBG多路复用光纤监测系统原型进行了飞行中测试[35，36]。然而，这些测试揭示了原型系统的光源（可调谐激光器）的性能不满足飞行中测试的要求：在影响下，监测系统的采样率低至0.01 Hz振动和温度，只有一个采集通道。因此，原型系统无法实时监测应变和温度等参数，这意味着飞行试验未能达到预期的验证目标。后来，为了满足机载设备在飞行环境中的性能要求，NASAAFRC启动了一个特殊的研发项目，开发一种基于OFDR和弱反射FBG原理的高鲁棒性和高速机载光纤传感系统（FOSS）。在该项目中，2008年在Ikhana无人机上进行了机翼变形监测技术验证飞行试验，如图1所示[30]。试验中，光纤监测系统传感器总数为16000个，解调器最大采样频率为100Hz，解调通道为8个，解调器尺寸为190.5mm、330.2mm、330.2mm，重量为13.61kg。如图所示，在机翼上共部署了2880个FBG传感器、16组电阻应变片和8个热电偶，用于变形测量、误差补偿和对比验证。 1（b）[30]。以高分辨率高速光学测量系统的测试数据为基准，利用Ko位移法重建机翼的二维变形，完成了光纤监测系统的地面标定试验。随后，共进行了18次飞行试验，共计36个飞行小时。这些飞行试验验证了光纤监测系统在飞行条件下的适用性飞行试验结果表明，光纤监测数据与电阻应变片监测数据基本一致，如图1（d）[30]所示。在Ikhana无人机成功飞行测试后，NASAAFRC在全球观察者无人机上安装了OFS系统，并在2010年进行了六次飞行测试，如图2（a）所示[31]。部署的传感器和安装的机载解调设备如图2（b）[31]所示。在五次飞行试验中，OFS系统成功记录了机翼和机身的应变数据。此外，美国航天局还利用“全球观察者”无人机作为实验平台进行了地面载荷测试。以目视测量数据为基准，在全尺寸机翼上验证了FOSS和Ko位移法在大尺寸机翼实时变形监测中的适用性，如图2（c）[31]所示。试验结果表明，175英尺（1英尺= 1.5米）的二维弯曲变形的位移测量误差小于30.48厘米）全尺寸机翼结构为±2.7英寸（1英寸= 2.54厘米）。增加FOSS应变测量点的数量超过一定数量不会进一步提高变形重建精度这种行为表明，变形重构精度不会与监测点数量的增加成比例地增加。造成这种现象的原因是复杂的，需要深入分析。此外，变形重建算法应具有足够的鲁棒性，以适应不完整的飞行测量应变数据-即即使从光纤监测网获得的测量数据不完整，变形重建精度也应满足飞行监测要求2014年，美国宇航局AFRC开发了一种轻型和小型化的机载FOSS监测系统。它的解调装置重2.72公斤，测量88.9毫米144.8毫米304.8 mm，最大采样频率为100 Hz，由4个通道和8000个传感器组成。2017年，NASA对X-56变形翼无人机进行了变形监测飞行试验，如图所示。 3（a）[31]。 光纤监测网络、机载解调装置和监测信号如图所示. 3（b）[31]。试验数据表明，重建的二维机翼L. Zhu，G.太阳，W。Bao等人工程16（2022）3945图1.一、OFS系统验证飞行试验由NASA AFRC在Ikhana无人机上进行[30]。（a）安装了光纤监测系统的Ikhana无人驾驶飞行器（b）飞行中监测系统的光纤传感器网络和布局4l是两个相邻传感点之间的距离1英寸= 2.54厘米; 1英尺= 30.48厘米。（c）地面校准试验。(d)飞行测量数据的对比验证。利用光纤监测数据和Ko位移法得到的变形量与实测值吻合较图二.全球观察者无人机的FOSS地面验证试验[31]。(a)自由和开放源码软件系统验证飞行试验;（b）机载解调装置和部署的传感器;（c）机翼变形监测地面试验。电阻应变片的结果。NASA AFRC实现了实时变形监测和机翼变形反馈控制，证实了光纤监测系统在飞行变形监测中的适用性。2015年，来自特拉维夫Bengurian机场IAI工程部的Kressel，来自特拉维夫大学的Botsev和来自印度国家航空航天实验室的Gupata在印度Dawn无人机上部署了FBG多路传感器网络，用于飞行中的负载监测测试。 该试验用于评估光纤监测技术在飞机SHM中的适用性，如图所示。 4 [33]。其主要目的是衡量光纤监测系统测量应变和计算飞行参数的精度水平，并验证主成分分析（PCA）和人工神经网络（ANN）用于飞行载荷计算、振动分析和损伤识别的适用性试验中选取尾桁在复合材料尾部桁架的制造过程中，根据图4（b）[33]所示的布局，将四根聚酰亚胺包层光纤（每根光纤上有四个FBG）植入结构中。该纤维被用于测量在起飞、巡航和着陆过程中由水平和垂直方向的该WX-04 M解调器，manufac- tured的智能光纤，有一个采样率为2.5千赫。它既可作为机载解调处理装置，又可作为数据记录仪，实时采集和存储光纤监测信号。利用有限元仿真数据对神经网络模型进行离线训练，利用训练好的神经网络模型和应变监测数据对结构载荷进行估计。采用主成分分析算法对损伤信号进行分析和本研究验证了OFS技术和神经网络算法在飞机结构监测中的适用性但是，它并没有实现数据的实时处理.日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）的和田和东京大学的村山合作进行了一次飞行L. Zhu，G.太阳，W。Bao等人工程16（2022）3946××·图三. X-56变形翼无人机上的OFS系统验证飞行试验[31]。(a)NASA飞行试验中使用的X-56变形翼无人机;（b）光纤网络、机载解调器和监测信号。图四、光纤光栅多传感器监测技术在尼桑无人机上的飞行试验(a)Nishant无人机;（b）植入尾部桁架结构中的四根光纤和FBG的布局。CH：频道。经IOP Publishing，Ltd.许可，转载自参考文献[33]，©2015年。2018年在中型喷气式客机上使用OFDR-FBG进行分布式OFS监测技术的验证测试[34]。本试验的目的是研究对大型飞机结构实施密集、高速监测试验中使用的光纤监测系统采用了几米长的弱反射光纤光栅作为传感元件。利用OFDR技术在频域计算FBG反射谱的空间分布信息，实现结构应变、温度等参数的解调最高空间分辨速度达到了亚毫米级，解调速率频率为151 Hz，重复误差为±8.2皮米（pm），对应于±6.8le。机载传感器和解调装置的布局如图所示。 5（a）[34]。两条底线FBG通过粘合剂固定在纵向梁结构上，FBG长度为4.5 m，如图5（b）[34]所示，并固定在舱壁上，FBG长度为350 mm，如图 5（c）[34]。解调装置安装在一个尺寸为425 mm 450 mm 220mm的机载箱中。为了验证光纤监测数据的准确性，研究人员在舱壁和纵向梁上的FBG位置部署了一系列电阻应变片和热电偶，并使用NR600数据记录仪（Keyence Co.，有限公司、日本）收集电传感器的应变和温度数据采用笔记本电脑实时存储光纤监测数据和电传感器测量数据。在飞行测试中，飞机从日本名古屋机场起飞，在太平洋南部上空飞行，然后返回。飞行高度为15000 ft，飞行时间为80 min主要动作包括起飞、滑行、转弯和着陆。在测试过程中，加速度和陀螺仪数据由全球定位系统（GPS）辅助惯性导航系统采集。利用加速度和陀螺数据，结合历史应变监测数据，分析了舱壁和纵梁在不同飞行动作下的结构响应飞行试验数据表明，在不同的飞行动作过程中，光纤测量的历史应变数据与电传感器获得的结构应力分析数据一致，如图5（d）[34]所示。虽然应力集中区的变形场没有得到精确的重建，但变形测量在结构疲劳分析中的重要性得到了强调。2019年，Wada等人[4]进行了类似的飞行试验，以验证基于OFDR-FBG的分布式光纤传感器技术应用于中型喷气式客机机翼应变2019年，来自韩国科学高等研究院的Kwon和技术（KAIST）和韩国航空航天研究院（KARI）的Kim合作进行了准分布式光纤传感器监测技术的飞行验证试验。该技术基于FBG多路复用，CTLS- ELA单翼双座小型飞机用作平台[20]。飞机的关键部件，如机翼，水平稳定器，垂直尾翼，起落架和螺旋桨，都是由碳纤维复合材料制成的。飞机的空载重量为326公斤，最大起飞重量为600公斤，巡航速度为240公里/小时。在试验过程中，选择机翼作为监测对象。机载光纤监测系统的总体布局如图6（a）[20]所示。在机翼制造时，将带有六个FBG的丙烯酸酯包层光纤嵌入并固化在下翼梁帽和下翼梁帽之间。用于应变监测的翼梁肋。光纤监测点的布局和植入翼的过程如图6（b）[20]所示。光纤光栅温度传感器的固定，L. Zhu，G.太阳，W。Bao等人工程16（2022）3947图五.由日本宇宙航空研究开发机构和东京大学联合进行的基于OFDR-FBG的分布式光纤传感器监测技术验证飞行试验。(a)机载传感器和解调设备的部署方案;（b）部署在飞机纵梁上的传感器的照片;（c）部署在飞机舱壁上的传感器的照片;（d）OFDR-FBG和电阻应变片之间的飞行试验数据的比较复制自Ref。[34]经IOP Publishing，Ltd.许可，©2018年。机翼下蒙皮内表面上的粘合剂，用于监测温度变化。测量的温度变化被用来补偿相应的应变测量误差。Bitelinx BIG-SM 04解调器（BitelinxInc.，大韩民国）从光纤监测网络收集数据，通过高度和航向参考系统获取飞机姿态和其他飞行参数。一个专用的数据采集，处理和存储（DAPS）模块被用来将解调的光谱数据转换为应变数据。然后将转换后的数据与飞行参数数据一起存储在闪存中。测得的飞行时间应变历史数据如图6（c）[20]所示。在地面标定试验的基础上建立了应变-载荷方程，并结合飞行验证数据对地面标定数据进行了验证，得到了应变-载荷方程的修正系数。在飞行试验中，飞机的主要动作包括起飞、爬升、下降和倾斜转弯。对不同飞行状态下机翼的受力情况和飞行参数数据进行分析表明，利用光纤监测数据计算的载荷因子--即机翼推重比的平均误差为4.19%。这一微小的误差验证了光纤光栅多重传感技术应用于飞机翼载监测的可行性5.2. 航天器航天器在大气层或太空中飞行时，由于高温、辐射、真空、微重力、振动、冲击等复杂恶劣的环境因素，会发生各种形式、不同幅度的结构变形，使其性能下降。20世纪90年代以来，欧洲航天局（ESA）、美国宇航局（NASA）、美国海军研究实验室（NRL）等机构开展了光纤监测技术和航天器结构监测系统的研究[35该研究促进了该技术在航天器结构制造、测试和全寿命健康监测中的应用[442005年，欧空局公布了其关于开发用于测量航天器参数的光纤监测技术的研究计划这些方案包括[38]：①在要求高尺寸稳定性的卫星结构上部署光纤传感器，部署的传感器可以实时监测由热辐射和振动引起的结构变形;②将光纤传感器嵌入具有自驱动主动变形功能的自适应复合材料结构中，实时监测主动变形，可以补偿被动变形或抑制振动;③将光纤传感器贴附或嵌入到L. Zhu，G.太阳，W。Bao等人工程16（2022）3948图六、KAIST和KARI联合进行的FBG复用监测技术验证飞行试验（a）机载光纤监测系统的总体布局DAPS：数据采集、处理和存储。（b）光纤监测点的位置和在机翼中植入传感器的方法（c）飞行试验期间测得的历史应变数据。转载自参考文献[20]，经SAGE Publications许可，©2019。或航天飞机等可重复使用运载器的大型低温贮箱和复合材料内贮箱内，进行静态和动态应变的实时监测利用光纤传感器和解调频率为千赫兹量级的高速解调装置，在地面试验中测量反射面天线的声和振动干扰信号;在太阳帆结构上部署光纤传感器，监测动态应变和变形。2009年，欧空局对Proba-2卫星上的光纤传感器演示器（FSD）进行了飞行测试，证明了FSD对空间环境的适应性[39]。2009年至2010年，NASA AFRC和LRC联合开展了载人航天器全尺寸复合材料客舱FOSS地面监控试验，如图7所示[30，31]。在实验中，在客舱和接口段的机翼上布置了光纤传感器，并采用四通道解调器采集光纤监测信号。通过座舱增压试验和相应的有限元建模计算，验证了结构应变光纤监测数据的准确性。在实验结束时进行的结构破坏试验中，福斯始终能够连续可靠地监测应变，并成功捕捉到客舱结构破坏瞬间的冲击波信号。NASA AFRC和联邦科学与工业研究组织（CSIRO）于2011年至2015年联合对航天器热防护系统进行了在测试中，FOSS被用来监测应变、温度、变形、冲击损伤等。L. Zhu，G.太阳，W。Bao等人工程16（2022）3949热防护结构的重要参数，如图8[30，31]所示。试验验证了FOSS在航天器热防护结构健康监测中的适用性。从2013年开始，西班牙国家航空航天技术研究所对OPTOS纳米卫星上的光纤监测系统进行了为期两年的飞行测试。两个光纤光栅用于监测卫星在轨的结构应变和温度。通过高度集成的微型轻量化解调装置对监测信号进行处理，并将获得的数据与地面标定数据进行对比，验证光纤监测系统在空间环境中的适用性[41]。山东航天电子技术研究院于2016年开展了星载光纤光栅传感器系统的飞行试验，实现了对卫星舱内外温度和应变的在轨监测[48]。北京信息科技大学（BISTU）开发的光纤传感器监测系统于2018年在天一研究所拥有的湘江新区卫星上进行了飞行测试。该测试系统通过光纤光栅多路复用，构建了由1个应变测量点和10个温度测量点组成的应变监测网络。利用可调谐激光扫描法对测点采集的信号进行解调，实现了卫星在轨结构的应变和温度监测。图9示出了机载光纤监测系统。经过两年多的飞行试验，见图7。由NASA AFRC和LRC联合进行的全尺寸复合材料舱FOSS监测地面验证试验[30，31]。(a)载人飞船的客舱美国航天局开发的自由和开放源码软件系统见图8。由NASA和CSIROO联合进行的航天器热防护结构FOSS监测的实验验证[30，31]。验证了光纤传感器和微型轻量化解调器在空间环境中的应用 此后，北京科技大学与中国空间技术研究院等单位合作，在各类卫星上开展了一系列光纤传感系统飞行验证试验，并正在开展基于光纤传感系统的空间站测控试验，如图所示。 10个。5.3. 火箭和导弹2015年，NASA&的发射服务计划资助了一个研发项目，用于开发运载火箭的光纤监测系统，如图所示。 11 [30，31]. NASA AFRC和马歇尔航天飞行中心（MSFC）合作研制了机载光纤监测