王彬文，肖迎春，白生寶，王 莉，黃 博，田 媛

（中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所，西安 710065）

飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)是飛機(jī)平臺(tái)的基礎(chǔ)，是確保飛機(jī)安全、長(zhǎng)壽命使用的最重要的承力架構(gòu)。隨著航空技術(shù)的不斷發(fā)展，飛機(jī)設(shè)計(jì)思想不斷演變發(fā)展，對(duì)飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)性能也不斷提出更高的要求。嚴(yán)酷的使用環(huán)境和嚴(yán)格的功能/性能綜合要求，使結(jié)構(gòu)完整性面臨重大挑戰(zhàn)。

傳統(tǒng)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全性和可靠性主要依賴增加設(shè)計(jì)裕度、試驗(yàn)驗(yàn)證和后期定期維護(hù)保障，使得新材料/新工藝/新結(jié)構(gòu)優(yōu)點(diǎn)難以體現(xiàn)，而損傷檢測(cè)效率低造成外場(chǎng)定期維護(hù)成本高。因此，迫切需要發(fā)展結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)與管理技術(shù)，在飛機(jī)的設(shè)計(jì)、試驗(yàn)和服役等全生命周期中對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的狀態(tài)進(jìn)行監(jiān)測(cè)和管理。

飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)與管理技術(shù)是利用傳感器獲取結(jié)構(gòu)狀態(tài)參數(shù)，通過(guò)對(duì)監(jiān)測(cè)參數(shù)數(shù)據(jù)預(yù)處理和特征參數(shù)提取與分析，識(shí)別并量化結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)監(jiān)測(cè)、診斷與評(píng)估，形成支持結(jié)構(gòu)維護(hù)決策的健康狀態(tài)信息，指導(dǎo)飛機(jī)維護(hù)保障和飛行任務(wù)決策[1-7]。飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)與管理主要包括健康監(jiān)測(cè)和健康管理兩部分。結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)主要是在線、及時(shí)獲得結(jié)構(gòu)健康相關(guān)的狀態(tài)數(shù)據(jù)，用于診斷與評(píng)估結(jié)構(gòu)安全性；健康管理主要是利用實(shí)測(cè)健康狀態(tài)數(shù)據(jù)，結(jié)合數(shù)據(jù)庫(kù)、資源庫(kù)和專家系統(tǒng)支撐維護(hù)維修和資源配置等管理過(guò)程，用于支撐結(jié)構(gòu)外場(chǎng)維護(hù)決策。結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)是實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)健康管理的前提和基礎(chǔ)，結(jié)構(gòu)健康管理是結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)發(fā)展的重要應(yīng)用。

結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)與管理技術(shù)概念的發(fā)源地是美國(guó)。美國(guó)國(guó)防部門(mén)、空軍研究室（AFRL）及波音公司、洛克希德·馬丁公司等工業(yè)部門(mén)對(duì)該技術(shù)的高度關(guān)注和持續(xù)參與，如美國(guó)NASA、空軍研究室等在多個(gè)研究計(jì)劃的支持下研發(fā)了健康管理系統(tǒng)，積極推動(dòng)了結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)與管理技術(shù)的發(fā)展[5，8-11]。

本文從飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱出發(fā)，闡釋飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)與管理技術(shù)的基本內(nèi)涵、任務(wù)和實(shí)施方法，綜述本領(lǐng)域國(guó)內(nèi)外最新的技術(shù)進(jìn)展，結(jié)合我國(guó)在飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)與管理技術(shù)領(lǐng)域的發(fā)展現(xiàn)狀，展望了結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)與管理技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)。

1 飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱任務(wù)

飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱任務(wù)是結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)與管理技術(shù)發(fā)展的驅(qū)動(dòng)力。

飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)經(jīng)歷了由靜強(qiáng)度—疲勞強(qiáng)度（安全壽命設(shè)計(jì)）—損傷容限（含破損安全）設(shè)計(jì)的重要思想轉(zhuǎn)變[12-13]。

飛機(jī)結(jié)構(gòu)安全-壽命方法主要預(yù)計(jì)結(jié)構(gòu)的使用替換時(shí)間，通常指起降次數(shù)或飛行小時(shí)。使用替換時(shí)間主要是通過(guò)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)中的統(tǒng)計(jì)學(xué)分析得到。

20世紀(jì)60年代后期，在民用航空領(lǐng)域“結(jié)構(gòu)破損安全”設(shè)計(jì)理念逐漸被引入，適航當(dāng)局允許在安全壽命設(shè)計(jì)和破損安全設(shè)計(jì)兩種方法中進(jìn)行選擇。1970年以后，固體力學(xué)學(xué)科中發(fā)展出斷裂力學(xué)，斷裂力學(xué)的出現(xiàn)和發(fā)展為飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷容限[12-13]設(shè)計(jì)思想奠定了理論基礎(chǔ)。

不同飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思想關(guān)注的核心問(wèn)題不同，其中安全壽命設(shè)計(jì)方法關(guān)注裂紋萌生問(wèn)題，破損安全設(shè)計(jì)方法關(guān)注廣布微損傷融合問(wèn)題，損傷容限設(shè)計(jì)方法關(guān)注宏觀裂紋擴(kuò)展問(wèn)題。在軍、民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)實(shí)踐中，針對(duì)具體的結(jié)構(gòu)對(duì)象，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法單獨(dú)使用或綜合使用，共同構(gòu)成了當(dāng)今的飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)體系，也成為飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性的理論基礎(chǔ)。通過(guò)耐久性設(shè)計(jì)滿足飛機(jī)結(jié)構(gòu)長(zhǎng)壽命、經(jīng)濟(jì)性的設(shè)計(jì)要求，通過(guò)損傷容限設(shè)計(jì)滿足飛機(jī)結(jié)構(gòu)安全性要求，從而構(gòu)成了現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計(jì)原則。

飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性關(guān)注的問(wèn)題可以用圖1表達(dá)[14-16]，飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性關(guān)注的核心問(wèn)題是結(jié)構(gòu)損傷。結(jié)構(gòu)損傷發(fā)展的4個(gè)主要階段：1—裂紋萌生階段；2—小裂紋形成階段；3—宏觀裂紋擴(kuò)展階段；4—裂紋擴(kuò)展階段。解決第1階段問(wèn)題的方法是疲勞統(tǒng)計(jì)學(xué)原理，即安全壽命設(shè)計(jì)思想，形成于20世紀(jì)50～60年代；解決第3階段問(wèn)題的方法是斷裂力學(xué)原理，即損傷容限設(shè)計(jì)思想，形成于20世紀(jì)70～80年代；解決第2階段問(wèn)題的方法是相關(guān)的小裂紋理論，形成于20世紀(jì)90年代，對(duì)應(yīng)的是廣布損傷、腐蝕等問(wèn)題。這些解決方法構(gòu)成了結(jié)構(gòu)完整性控制的基本理論體系，形成過(guò)程長(zhǎng)達(dá)半個(gè)多世紀(jì)。

圖1 設(shè)計(jì)思想與結(jié)構(gòu)損傷發(fā)展之間的關(guān)系Fig.1 Relationship between idea of design and development stages of structure damage

結(jié)構(gòu)完整性大綱（Aircraft structural integrity program，ASIP）將飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性全壽命過(guò)程分為五大任務(wù)包，包括設(shè)計(jì)、分析、驗(yàn)證、管理數(shù)據(jù)包和使用管理。結(jié)構(gòu)完整性大綱控制體系[17]如圖2所示。

圖2 飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱控制體系Fig.2 Aircraft structural integrity program control system

ASIP任務(wù)IV為飛機(jī)承包商制定部隊(duì)管理計(jì)劃（圖3）[17]，該計(jì)劃包含了3個(gè)基本內(nèi)容：部隊(duì)結(jié)構(gòu)維護(hù)計(jì)劃（Force structural integrity program，F(xiàn)SIP）；載荷／環(huán)境譜測(cè)量（Loads/environment spectra survey，L/ESS）；單機(jī)監(jiān)控程序（Individual aircraft tracking，IAT）。

圖3 飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱任務(wù)內(nèi)容Fig.3 Aircraft structural integrity program task content

初始FSMP制定了飛機(jī)檢查和維護(hù)工作計(jì)劃表，該計(jì)劃表根據(jù)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)載荷譜預(yù)計(jì)結(jié)構(gòu)累積損傷。當(dāng)基準(zhǔn)使用載荷譜變化時(shí)，修改該計(jì)劃。L/ESS是設(shè)計(jì)的數(shù)據(jù)采集和分析程序，以提供編制基準(zhǔn)使用載荷譜的數(shù)據(jù)?；贚/ESS數(shù)據(jù)形成的新基準(zhǔn)使用損傷累積速率被用來(lái)修改FSMP。根據(jù)IAT程序中測(cè)得的參數(shù)，計(jì)算和累積機(jī)隊(duì)中每架飛機(jī)每次飛行或每個(gè)飛行小時(shí)的裂紋擴(kuò)展增量。FSMP規(guī)定所要求的結(jié)構(gòu)檢查和維護(hù)的時(shí)限，而且估算了修理和檢查成本。時(shí)間和數(shù)量是根據(jù)相關(guān)基準(zhǔn)（平均）譜計(jì)算的FSMP裂紋擴(kuò)展曲線確定的。IV和V任務(wù)涉及三大基本要素[17]，即載荷譜、損傷狀態(tài)監(jiān)測(cè)和損傷演化模型（壽命計(jì)算模型、裂紋擴(kuò)展模型），其關(guān)系如圖4所示。

圖4 飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱控制體系簡(jiǎn)化Fig.4 Simplification of ASIP

L/ESS的任務(wù)是通過(guò)監(jiān)測(cè)手段和分析得到結(jié)構(gòu)監(jiān)控部位的載荷譜。IAT的任務(wù)是基于L/ESS或?qū)ｉT(mén)的監(jiān)測(cè)參量獲得的載荷譜、當(dāng)前的損傷狀態(tài)，通過(guò)損傷分析預(yù)計(jì)結(jié)構(gòu)的損傷擴(kuò)展情況，以安排或修訂維護(hù)計(jì)劃。L/ESS任務(wù)主要包含3部分內(nèi)容，包括監(jiān)測(cè)實(shí)際使用情況、實(shí)際使用情況和設(shè)計(jì)包線比較以及使用包線載荷和環(huán)境譜更新[17]，如圖5所示。

圖5 飛機(jī)載荷/環(huán)境譜監(jiān)測(cè)任務(wù)Fig.5 Loads/environment spectra survey (L/ESS) of aircraft

IAT主要是基于L/ESS或其他監(jiān)測(cè)參數(shù)，計(jì)算飛機(jī)結(jié)構(gòu)飛行載荷和地面操作載荷，得到結(jié)構(gòu)應(yīng)力狀態(tài)數(shù)據(jù)，進(jìn)而進(jìn)行耐久性損傷容限計(jì)算，確定監(jiān)控結(jié)構(gòu)裂紋萌生和擴(kuò)展時(shí)間，并以此為基礎(chǔ)安排或修訂維護(hù)計(jì)劃[17]，如圖6所示。

圖6 飛機(jī)結(jié)構(gòu)單機(jī)監(jiān)控任務(wù)Fig.6 Individual aircraft tracking (IAT)

隨著傳感器技術(shù)的發(fā)展，結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)與管理概念得以出現(xiàn)，在飛機(jī)載荷譜測(cè)量和損傷狀態(tài)的監(jiān)控方面產(chǎn)生了新的技術(shù)途徑，特別是結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測(cè)技術(shù)的發(fā)展，改變了傳統(tǒng)以無(wú)損檢測(cè)為主要技術(shù)的方法，從不連續(xù)損傷的檢查升級(jí)為損傷的連續(xù)監(jiān)測(cè)，為飛機(jī)IAT技術(shù)的發(fā)展提供了技術(shù)手段，使飛機(jī)設(shè)計(jì)方法和維護(hù)計(jì)劃策略迎來(lái)了新的發(fā)展機(jī)遇，如圖7所示。

圖7 基于結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)單機(jī)監(jiān)控任務(wù)Fig.7 Individual aircraft tracking based on structural health monitoring

2 飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)

飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)技術(shù)是通過(guò)監(jiān)測(cè)傳感器感知結(jié)構(gòu)狀態(tài)信息（應(yīng)力、應(yīng)變、溫度與損傷等），經(jīng)過(guò)相應(yīng)的算法將感知的結(jié)構(gòu)信息與結(jié)構(gòu)的狀態(tài)特征對(duì)應(yīng)，獲取結(jié)構(gòu)的狀態(tài)信息，結(jié)合結(jié)構(gòu)力學(xué)分析和耐久性/損傷容限分析，對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷和壽命進(jìn)行診斷與評(píng)估，從而實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)的連續(xù)監(jiān)測(cè)[18-21]。

結(jié)構(gòu)載荷監(jiān)測(cè)和損傷監(jiān)測(cè)是飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)技術(shù)最重要的技術(shù)內(nèi)容和任務(wù)。

2.1 飛機(jī)結(jié)構(gòu)載荷監(jiān)測(cè)技術(shù)

在飛機(jī)設(shè)計(jì)階段，主要通過(guò)計(jì)算流體力學(xué)和有限元方法來(lái)完成載荷的計(jì)算，利用地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正計(jì)算模型，從而提高載荷計(jì)算的精度和可信度。在飛機(jī)服役階段，主要通過(guò)對(duì)飛行參數(shù)的記錄和分析實(shí)現(xiàn)飛機(jī)服役載荷的監(jiān)控[22]。

早期對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)載荷的監(jiān)測(cè)主要通過(guò)飛行小時(shí)和起降次數(shù)的記錄來(lái)實(shí)現(xiàn)。20世紀(jì)40年代末期，澳大利亞通過(guò)記錄運(yùn)輸機(jī)加速度和速度的變化軌跡，獲得陣風(fēng)載荷統(tǒng)計(jì)特性[23]。20世紀(jì)50年代初期，速度-法向加速度-高度三參數(shù)記錄器開(kāi)始在美國(guó)使用。1954年英國(guó)皇家空軍全面開(kāi)始使用機(jī)械式加速度計(jì)數(shù)器對(duì)飛機(jī)的載荷變化情況進(jìn)行監(jiān)控。20世紀(jì)70年代初期，澳大利亞研制出按變程對(duì)計(jì)數(shù)原理的記錄器。在這期間，由于認(rèn)識(shí)到飛機(jī)結(jié)構(gòu)許多部件載荷（應(yīng)力）與重心加速度并不線性相關(guān)，導(dǎo)致能記錄具體某一部位應(yīng)變變化情況的記錄器出現(xiàn)，如應(yīng)變計(jì)。上述記錄器發(fā)展可歸納為3代。

第1代是機(jī)械式的載荷監(jiān)控設(shè)備，目前仍在一些老型飛機(jī)上使用，如疲勞計(jì)。

第2代是電子式多參數(shù)記錄系統(tǒng)（飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)），是目前國(guó)內(nèi)外飛機(jī)使用的主流，該系統(tǒng)記錄多種飛行參數(shù)的變化情況。飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)記錄了飛機(jī)各系統(tǒng)的工作情況、各種飛行狀態(tài)的載荷信息等。飛行參數(shù)分析可用于評(píng)定飛機(jī)安全、評(píng)價(jià)飛行員的操作和使用情況。同時(shí)，該系統(tǒng)記錄數(shù)據(jù)還可為飛行事故分析提供依據(jù)。

第3代是在飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)中增加了應(yīng)變數(shù)據(jù)的記錄，對(duì)疲勞危險(xiǎn)部位進(jìn)行監(jiān)控，保證飛機(jī)在壽命期內(nèi)安全和可靠。

載荷計(jì)算主要有3種方法：參數(shù)解析法、參數(shù)回歸分析法和直接測(cè)量法。參數(shù)解析法是將每種載荷情況下的一組飛行參數(shù)數(shù)據(jù)及已知的飛機(jī)重量、重心等數(shù)據(jù)代入飛機(jī)運(yùn)動(dòng)平衡方程，得到飛機(jī)各部件的啟動(dòng)載荷和慣性載荷。參數(shù)回歸分析法是利用回歸方法建立載荷與飛行參數(shù)之間的統(tǒng)計(jì)關(guān)系，得到用參數(shù)表示的載荷回歸方程，再把每種載荷情況中的一組飛行參數(shù)代入回歸方程中，從而得到各種載荷情況下的載荷應(yīng)力。直接測(cè)量法是指在飛機(jī)特定部位安裝應(yīng)變傳感器或者壓力傳感器，在地面對(duì)飛機(jī)施加一定形式的載荷，測(cè)出結(jié)構(gòu)響應(yīng)，確定飛機(jī)載荷與該部位應(yīng)變的對(duì)應(yīng)關(guān)系，飛行中實(shí)測(cè)出該部位應(yīng)變，代入方程，計(jì)算出飛機(jī)結(jié)構(gòu)載荷應(yīng)力。

美國(guó)F-22飛機(jī)采用參數(shù)回歸分析法進(jìn)行載荷計(jì)算，實(shí)現(xiàn)了670個(gè)記錄飛行參數(shù)監(jiān)測(cè)，建立了278個(gè)載荷計(jì)算方程，如圖8所示，同一種載荷和同一部位點(diǎn)應(yīng)力也有至少3個(gè)不同的載荷計(jì)算方程。

圖8 F-22飛機(jī)載荷監(jiān)測(cè)技術(shù)Fig.8 F-22 aircraft load monitoring technology

F-35飛機(jī)載荷監(jiān)控主要包括：監(jiān)測(cè)實(shí)際使用情況、實(shí)際使用情況和設(shè)計(jì)包線對(duì)比、使用包線載荷和環(huán)境譜更新。在F-35飛機(jī)中使用超過(guò)150多個(gè)傳感器來(lái)獲取參量的時(shí)間歷程數(shù)據(jù)，包括應(yīng)變片數(shù)據(jù)、加速度(轉(zhuǎn)動(dòng)和平動(dòng))、速度(轉(zhuǎn)動(dòng)和平動(dòng))、大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)參數(shù)(攻角AOA、馬赫數(shù)、海拔等)、控制面的偏轉(zhuǎn)角、飛機(jī)存儲(chǔ)物（武器、燃油等）分布和質(zhì)量、油箱狀態(tài)、發(fā)動(dòng)機(jī)參量，以及各種獨(dú)立參量(飛機(jī)起落輪上的重量，門(mén)的位置等)。通過(guò)對(duì)比設(shè)計(jì)包線確定實(shí)際運(yùn)行的損傷情況，首先確定外部載荷來(lái)源，采用應(yīng)變傳感器直接測(cè)量應(yīng)變，推出載荷。然后確定應(yīng)力狀態(tài)，對(duì)單個(gè)控制點(diǎn)采取將應(yīng)力直接計(jì)算成外部載荷函數(shù)的算法，對(duì)其他全局載荷使用適當(dāng)?shù)幕貧w技術(shù)研究算法。

在國(guó)內(nèi)，航空工業(yè)強(qiáng)度所以復(fù)合材料盒段結(jié)構(gòu)為應(yīng)用對(duì)象，開(kāi)展了基于應(yīng)變的載荷監(jiān)測(cè)技術(shù)研究，獲得了最優(yōu)應(yīng)變-載荷方程，誤差在10%以內(nèi)[24]。航空工業(yè)成都所強(qiáng)度設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)基于戰(zhàn)斗機(jī)大量實(shí)測(cè)飛行參數(shù)和載荷數(shù)據(jù)，建立了一套基于飛行參數(shù)的結(jié)構(gòu)飛行載荷獲取方法[25]，并在新機(jī)主起落架載荷預(yù)測(cè)中進(jìn)行了應(yīng)用[26]。

光纖傳感器發(fā)展給飛機(jī)應(yīng)變載荷監(jiān)測(cè)提供了新的技術(shù)手段，光纖傳感器具有不受電磁干擾、質(zhì)量輕、可實(shí)現(xiàn)波分復(fù)用構(gòu)成大型傳感網(wǎng)絡(luò)等優(yōu)點(diǎn)。光纖傳感器的發(fā)展使服役飛機(jī)的載荷在線監(jiān)控成為可能，載荷監(jiān)測(cè)的發(fā)展也朝著飛參/應(yīng)變混合監(jiān)測(cè)技術(shù)發(fā)展。國(guó)內(nèi)也在基于飛參/應(yīng)變混合監(jiān)測(cè)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)載荷監(jiān)測(cè)方向開(kāi)展了研究，航空工業(yè)計(jì)量所研發(fā)了光纖光柵監(jiān)測(cè)系統(tǒng)，在某型飛機(jī)的空中飛行中進(jìn)行了驗(yàn)證[27-28]；航空工業(yè)強(qiáng)度所自主研發(fā)了機(jī)載光纖光柵監(jiān)測(cè)系統(tǒng)，在貨運(yùn)飛機(jī)和教練機(jī)上進(jìn)行飛行應(yīng)用，用以監(jiān)控飛機(jī)結(jié)構(gòu)局部部位的載荷，如圖9所示。

圖9 飛機(jī)結(jié)構(gòu)載荷監(jiān)測(cè)系統(tǒng)Fig.9 Aircraft load monitoring system

2.2 飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測(cè)技術(shù)

國(guó)內(nèi)外針對(duì)飛機(jī)不同的監(jiān)測(cè)對(duì)象和損傷開(kāi)展了多種監(jiān)測(cè)技術(shù)的研究，目前取得巨大進(jìn)展，部分技術(shù)已在地面試驗(yàn)中得到應(yīng)用驗(yàn)證，并開(kāi)始探索飛行測(cè)試與驗(yàn)證。

（1）基于導(dǎo)波的損傷監(jiān)測(cè)。

基于導(dǎo)波的損傷監(jiān)測(cè)按照工作模式分為被動(dòng)監(jiān)測(cè)和主動(dòng)監(jiān)測(cè)兩種損傷監(jiān)測(cè)模式。被動(dòng)監(jiān)測(cè)主要用于對(duì)復(fù)合材料沖擊監(jiān)測(cè)，空客公司在飛機(jī)智能化（SARISTU—Smart intelligent aircraft structures）項(xiàng)目支持下，開(kāi)展了被動(dòng)式撞擊監(jiān)測(cè)技術(shù)研究[29]。主動(dòng)監(jiān)測(cè)方面，美國(guó)空軍對(duì)導(dǎo)波損傷監(jiān)測(cè)技術(shù)的環(huán)境適應(yīng)性在F-16上進(jìn)行了飛行演示驗(yàn)證[30]。美國(guó)諾斯羅普-格魯門(mén)公司利用壓電傳感器監(jiān)測(cè)了F/A-18機(jī)翼結(jié)構(gòu)的損傷。美國(guó)Honeywell公司聯(lián)合美國(guó)空軍對(duì)UH-60直升機(jī)主旋翼雙線支架進(jìn)行了結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測(cè)[31]。空客公司也長(zhǎng)期開(kāi)展基于導(dǎo)波的損傷監(jiān)測(cè)技術(shù)，開(kāi)發(fā)了結(jié)構(gòu)損傷導(dǎo)波監(jiān)測(cè)系統(tǒng)，并在A340-600上進(jìn)行了應(yīng)用測(cè)試和驗(yàn)證[32-35]；在A350飛機(jī)上布置了200個(gè)壓電智能夾層，對(duì)復(fù)合材料加筋壁板結(jié)構(gòu)沖擊損傷進(jìn)行監(jiān)測(cè)[36-37]。德國(guó)國(guó)家“Fraunhofer institute for structural durability and system reliability（LBF）”項(xiàng)目將ATR 72-600機(jī)身上壁板換成復(fù)合材料壁板，采用54支壓電傳感器來(lái)監(jiān)測(cè)蒙皮和長(zhǎng)桁的損傷。韓國(guó)國(guó)防發(fā)展局（Agency for Defense Development，ADD）于2008年成立了一個(gè)融合的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)項(xiàng)目KASHMOS（Korean aero-vehicles structures health monitoring system），該項(xiàng)目旨在發(fā)展機(jī)上和地面的復(fù)合材料無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)系統(tǒng)，采用壓電傳感器對(duì)復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)損傷進(jìn)行監(jiān)測(cè)[38]。

國(guó)內(nèi)在基于導(dǎo)波的結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測(cè)技術(shù)方面，中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所、南京航空航天大學(xué)等單位開(kāi)展了長(zhǎng)期的研究。中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所開(kāi)展了實(shí)驗(yàn)室和機(jī)載環(huán)境下傳感器的工程適用性研究與驗(yàn)證、典型結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測(cè)方法研究和小型化結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測(cè)系統(tǒng)研發(fā)等工作，建立了多種典型結(jié)構(gòu)損傷判據(jù)[39-46]，研發(fā)了主被動(dòng)一體的損傷監(jiān)測(cè)系統(tǒng)，并在多個(gè)型號(hào)的全機(jī)地面強(qiáng)度試驗(yàn)中進(jìn)行了測(cè)試與應(yīng)用，成功發(fā)現(xiàn)了多處金屬裂紋損傷和復(fù)合材料脫黏損傷。南京航空航天大學(xué)研發(fā)了適用性高的壓電智能夾層，建立了基于非線性導(dǎo)波的結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測(cè)及基于導(dǎo)波強(qiáng)化裂變聚合概率模型的結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測(cè)、損傷定位成像和疲勞裂紋擴(kuò)展預(yù)測(cè)等多種損傷識(shí)別和診斷算法[47-57]，并在機(jī)翼接頭耳片結(jié)構(gòu)、機(jī)翼梁結(jié)構(gòu)和復(fù)合材料機(jī)翼盒段結(jié)構(gòu)的地面強(qiáng)度試驗(yàn)中進(jìn)行了應(yīng)用。

（2）比較真空度裂紋監(jiān)測(cè)技術(shù)。

比較真空度裂紋監(jiān)測(cè)（Comparative vacuum monitoring，CVM）技術(shù)由澳大利亞發(fā)明。該技術(shù)是將被抽真空的薄膜傳感器粘貼在被監(jiān)測(cè)結(jié)構(gòu)表面，通過(guò)監(jiān)測(cè)傳感器壓強(qiáng)變化實(shí)現(xiàn)對(duì)裂紋的監(jiān)測(cè)。由于其原理簡(jiǎn)單，易實(shí)現(xiàn)工程化應(yīng)用，美國(guó)Sandia實(shí)驗(yàn)室、Structural Health Monitoring公司也相繼研發(fā)了CVM傳感器，并在波音公司飛機(jī)上進(jìn)行了飛行測(cè)試[58]?？湛凸驹贏320和A340-600飛行狀態(tài)對(duì)該監(jiān)測(cè)傳感器進(jìn)行了耐久性試驗(yàn)，并在A380全機(jī)疲勞試驗(yàn)中對(duì)關(guān)鍵部位的缺陷進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)。美國(guó)海軍針對(duì)H-53、RSAF S211等飛機(jī)，也采用該技術(shù)監(jiān)測(cè)關(guān)鍵部位裂紋。

（3）智能涂層裂紋監(jiān)測(cè)技術(shù)。

智能涂層（Smart coatings）監(jiān)測(cè)技術(shù)是涂覆在結(jié)構(gòu)表面的，由驅(qū)動(dòng)層、傳感層和保護(hù)層組成的一種表面裂紋監(jiān)測(cè)傳感器。加拿大與日本先后研制了智能涂層傳感器，用于監(jiān)測(cè)結(jié)構(gòu)疲勞裂紋的萌生和擴(kuò)展[59-60]。國(guó)內(nèi)西安交通大學(xué)也研制了智能涂層傳感器，并在飛機(jī)結(jié)構(gòu)地面試驗(yàn)和服役飛機(jī)上進(jìn)行了測(cè)試與應(yīng)用[61-62]。

（4）基于渦流薄膜的裂紋監(jiān)測(cè)技術(shù)。

渦流薄膜監(jiān)測(cè)技術(shù)是一種由激勵(lì)線圈和環(huán)狀感應(yīng)線圈組成，通過(guò)監(jiān)測(cè)各感應(yīng)線圈的信號(hào)變化情況，實(shí)現(xiàn)對(duì)裂紋損傷的定量監(jiān)測(cè)技術(shù)。2011年，美國(guó)斯坦福大學(xué)的學(xué)者提出了一種渦流傳感薄膜，用于金屬連接結(jié)構(gòu)裂紋的擴(kuò)展監(jiān)測(cè)[63]。空客公司在A320客機(jī)上采用了渦流薄膜傳感器以對(duì)結(jié)構(gòu)裂紋進(jìn)行監(jiān)測(cè)。國(guó)內(nèi)空軍工程大學(xué)團(tuán)隊(duì)開(kāi)發(fā)了面向飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)的花萼狀渦流傳感器優(yōu)化設(shè)計(jì)，并對(duì)金屬疲勞裂紋損傷進(jìn)行了實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)[64]。

3 飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康管理

飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康管理（Structural prognostic and health management，SPHM)作為飛機(jī)健康管理系統(tǒng)一個(gè)重要組成部分，隨著結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)技術(shù)的發(fā)展，也取得了積極進(jìn)步（圖10）。SPHM也是結(jié)構(gòu)完整性第IV和V任務(wù)包的重要任務(wù)內(nèi)容，它是FSMP、L/ESS和IAT技術(shù)發(fā)展的延續(xù)。根據(jù)SPHM技術(shù)發(fā)展演變情況，按照發(fā)展時(shí)間和趨勢(shì)大致可劃分為3個(gè)階段。

圖10 飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康管理技術(shù)發(fā)展Fig.10 Development of aircraft structural health management technology

第1階段，國(guó)外早期是通過(guò)飛行小時(shí)數(shù)和起降次數(shù)的統(tǒng)計(jì)對(duì)軍機(jī)機(jī)隊(duì)進(jìn)行管理，當(dāng)軍機(jī)達(dá)到指定飛行小時(shí)或起降次數(shù)后，就對(duì)該機(jī)型進(jìn)行退役處理，該階段適合于機(jī)群的簡(jiǎn)單管理。

第2階段，基于不同預(yù)測(cè)方法結(jié)合疲勞計(jì)、飛參、應(yīng)變等發(fā)展了單機(jī)壽命監(jiān)控技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了對(duì)軍機(jī)進(jìn)行單機(jī)疲勞壽命管理。

第3階段，近十幾年來(lái)隨著信息技術(shù)不斷進(jìn)步，在第2階段技術(shù)基礎(chǔ)上發(fā)展了基于網(wǎng)絡(luò)的綜合健康管理體系。

第1階段管理的優(yōu)點(diǎn)是不需要額外設(shè)備、經(jīng)濟(jì)方便，但其缺點(diǎn)也非常明顯，如不能區(qū)分不同的任務(wù)類型，不能實(shí)現(xiàn)關(guān)鍵部位的監(jiān)控等。國(guó)外在第2和第3階段的發(fā)展方面開(kāi)展了大量工作。

3.1 國(guó)外單機(jī)壽命監(jiān)控與管理發(fā)展情況

國(guó)外單機(jī)壽命監(jiān)控與管理技術(shù)研究最早為澳大利亞在運(yùn)輸機(jī)上開(kāi)展的陣風(fēng)載荷監(jiān)測(cè)。目前，單機(jī)壽命監(jiān)控技術(shù)及系統(tǒng)在美國(guó)、英國(guó)和荷蘭等先進(jìn)國(guó)家的軍用飛機(jī)上廣泛應(yīng)用，其中具有代表性的應(yīng)用機(jī)型如EF-2000、F-22、F-35等。傳感器技術(shù)發(fā)展推動(dòng)了單機(jī)壽命監(jiān)控技術(shù)發(fā)展，隨著結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)發(fā)展和工程化應(yīng)用能力的提高，以結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)技術(shù)為驅(qū)動(dòng)的單機(jī)壽命監(jiān)控技術(shù)迎來(lái)新的發(fā)展。

美國(guó)空軍一直依靠ASIP來(lái)保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)的使用安全，ASIP在飛機(jī)壽命管理中起到了重要作用。ASIP給出了結(jié)構(gòu)在使用階段壽命管理的基本要點(diǎn)，主要包括數(shù)據(jù)收集、分析和試驗(yàn)，這些工作是對(duì)擬定飛機(jī)的維修、改進(jìn)計(jì)劃所必須的，其目的是確保飛機(jī)結(jié)構(gòu)在退役前是安全可靠的。上述工作提供了有關(guān)飛機(jī)結(jié)構(gòu)狀態(tài)方面的信息，為實(shí)施機(jī)群壽命管理，即在綜合權(quán)衡結(jié)構(gòu)安全、費(fèi)用和使用效能3方面關(guān)系的條件下進(jìn)行決策，如制定和采取檢查、維修計(jì)劃，進(jìn)行結(jié)構(gòu)改進(jìn)和加強(qiáng)等提供了依據(jù)[65-68]。

加拿大空軍最初采用的是以安全壽命設(shè)計(jì)思想方法管理飛機(jī)的壽命。由于后來(lái)許多機(jī)型都需要延壽，為了滿足這一要求，加拿大轉(zhuǎn)而采用基于“損傷容限”設(shè)計(jì)思想的管理方法，以確保飛機(jī)在超出原始設(shè)計(jì)壽命后繼續(xù)使用的安全。因此，加拿大采用“安全壽命”和“損傷容限”的混合方法管理其多數(shù)機(jī)型的壽命，相關(guān)機(jī)型有CP-140和CF-18等[68-70]。

英國(guó)空軍是世界上最早開(kāi)展單機(jī)壽命監(jiān)控的國(guó)家之一，在英國(guó)空軍現(xiàn)役2/3的老型飛機(jī)上仍然使用疲勞計(jì)進(jìn)行單機(jī)疲勞監(jiān)控工作。通過(guò)按月收集每架疲勞計(jì)的讀數(shù)，并將其代入疲勞損傷公式中，就可以計(jì)算出各架飛機(jī)的疲勞損傷指數(shù)（FI），損傷計(jì)算公式采用的是基于材料S-N曲線的名義應(yīng)力法和Miner準(zhǔn)則。英國(guó)空軍飛機(jī)實(shí)施單機(jī)壽命監(jiān)控的主要機(jī)型有Tornado、HAWK和EF-2000等[71-77]。

荷蘭空軍1979年開(kāi)始使用F-16飛機(jī)[78-79]，F(xiàn)-16飛機(jī)的監(jiān)控系統(tǒng)由最初的機(jī)械式應(yīng)變計(jì)到現(xiàn)在的FACE系統(tǒng)，經(jīng)歷了數(shù)次更新。最初，飛機(jī)在出廠前，部分飛機(jī)上安裝了飛行載荷記錄器，同時(shí)在所有飛機(jī)上安裝了機(jī)械式應(yīng)變計(jì)。由于設(shè)備可靠性差和質(zhì)量問(wèn)題，1985年，載荷記錄器被全應(yīng)變橋系統(tǒng)所取代，但只在部分飛機(jī)上安裝。1990年，機(jī)械式應(yīng)變計(jì)被單通道電子應(yīng)變計(jì)所取代。1994年，又推出了4通道的電子監(jiān)控設(shè)備，新設(shè)備除保留了原有的應(yīng)變監(jiān)控通道外，增加了G（重量）、p（壓力）、V（速度）3個(gè)參數(shù)通道。每個(gè)機(jī)隊(duì)有3～4架飛機(jī)安裝了此系統(tǒng)。1997年又推出了新的FACE系統(tǒng)，取代了原系統(tǒng)，并將監(jiān)控范圍擴(kuò)大到所有飛機(jī)。FACE系統(tǒng)包括多個(gè)飛行參數(shù)通道和5個(gè)應(yīng)變通道。荷蘭國(guó)家航空實(shí)驗(yàn)室NLR參與了監(jiān)控系統(tǒng)更新?lián)Q代的全過(guò)程，并負(fù)責(zé)對(duì)飛機(jī)監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)進(jìn)行分析和對(duì)飛機(jī)使用進(jìn)行指導(dǎo)。損傷計(jì)算方法由NLR給出，選用了Paris裂紋擴(kuò)展公式，計(jì)算結(jié)果用裂紋嚴(yán)重指數(shù)（CSI）[80]表示。

德國(guó)空軍的主要機(jī)型是F-4F Phantom和Tornado飛機(jī)[81-82]。F-4F Phantom飛機(jī)上都安裝了單參數(shù)G（法向加速度）計(jì)數(shù)器，另外，在10%～15%的飛機(jī)上安裝了能記錄V（速度）、G（加速度）、H（高度）以及機(jī)翼位置和副翼位置多參數(shù)記錄系統(tǒng)。根據(jù)速度、加速度、高度（VGH）多參數(shù)記錄系統(tǒng)的數(shù)據(jù)，計(jì)算給出機(jī)群各種使用條件下的SN數(shù)據(jù)。根據(jù)G計(jì)數(shù)器的記錄結(jié)果，使用Miner準(zhǔn)則和已計(jì)算出的S-N數(shù)據(jù)，就可計(jì)算得到每架飛機(jī)的損傷指數(shù)。對(duì)Tornado飛機(jī)，分別使用單機(jī)跟蹤（IAT）、選擇跟蹤（SAT）和階段跟蹤（TAT）3種方式對(duì)整個(gè)機(jī)群進(jìn)行監(jiān)控。

3.2 國(guó)內(nèi)單機(jī)壽命監(jiān)控與管理發(fā)展現(xiàn)狀

在單機(jī)壽命監(jiān)控技術(shù)研究方面，國(guó)內(nèi)疲勞強(qiáng)度研究人員明確認(rèn)識(shí)到單機(jī)壽命監(jiān)控技術(shù)的迫切性和重要性，開(kāi)展了此項(xiàng)研究。目前，單機(jī)壽命監(jiān)控技術(shù)在我國(guó)第三代戰(zhàn)機(jī)上已經(jīng)得到應(yīng)用[83-92]。

隨著傳感器及監(jiān)測(cè)儀器技術(shù)、信息技術(shù)不斷進(jìn)步，飛機(jī)在服役期間的狀態(tài)監(jiān)控信息越來(lái)越豐富，由以往單純的載荷-時(shí)間歷程監(jiān)控，向結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測(cè)定位與擴(kuò)展監(jiān)控發(fā)展。國(guó)內(nèi)正在開(kāi)展基于該技術(shù)的飛機(jī)單機(jī)疲勞壽命監(jiān)控應(yīng)用研究[93-95]。

3.3 國(guó)外飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康管理發(fā)展情況

飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康管理技術(shù)由于其涵蓋的內(nèi)容多、范圍廣，在飛機(jī)安全性與經(jīng)濟(jì)性方面可以發(fā)揮巨大作用，在美國(guó)等先進(jìn)國(guó)家得到了政府和軍方的高度重視。

在軍事領(lǐng)域，美國(guó)國(guó)防部在其JSF項(xiàng)目（Joint strike fighter，JSF）中提出了健康技術(shù)[96-98]，將健康管理作為F-35飛機(jī)創(chuàng)新技術(shù)之一進(jìn)行研究和應(yīng)用，用于提高其經(jīng)濟(jì)性和安全性。F-35飛機(jī)PHM系統(tǒng)組成如圖11所示。NASA為可重復(fù)使用空間飛機(jī)X-33、X-37等研發(fā)了綜合管理系統(tǒng)IVHM（Integrated vehicle health management）[2，99]，通過(guò)在線監(jiān)測(cè)飛機(jī)健康信息實(shí)現(xiàn)維護(hù)決策和后勤保障資源配置，其系統(tǒng)組成如圖12所示。史密斯航空和英國(guó)國(guó)防部聯(lián)合開(kāi)發(fā)了機(jī)隊(duì)和使用管理系統(tǒng)（Health and usage monitoring systems，HUMS），對(duì)軍用直升機(jī)、飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)等使用過(guò)程中的健康狀態(tài)進(jìn)行監(jiān)測(cè)、故障診斷、壽命預(yù)測(cè)和管理。英國(guó)、美國(guó)和加拿大等聯(lián)合實(shí)施了直升機(jī)運(yùn)行監(jiān)控HOMP（Helicopter operation monitoring program）計(jì)劃，開(kāi)發(fā)出了HUMS系統(tǒng)，用來(lái)監(jiān)控發(fā)動(dòng)機(jī)的性能和完好狀態(tài)、旋翼轉(zhuǎn)子的軌跡和平衡狀態(tài)、齒輪箱狀態(tài)[100-101]。HUMS系統(tǒng)不僅應(yīng)用于直升機(jī)，在陣風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)、B-2轟炸機(jī)、C-130運(yùn)輸機(jī)、P-8A飛機(jī)等多種飛機(jī)上均實(shí)現(xiàn)應(yīng)用。由于HUMS系統(tǒng)的應(yīng)用效益明顯，美國(guó)、韓國(guó)等國(guó)家的軍用直升機(jī)已大量安裝了HUMS系統(tǒng)[102-103]。

圖11 F-35飛機(jī)PHM系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.11 PHM system structure of F-35 aircraft

圖12 NASA的IVHM系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.12 IVHM system structure of NASA

在民用航空領(lǐng)域，波音公司開(kāi)發(fā)了飛機(jī)健康管理（Airplane health management，AHM）系統(tǒng)。AHM系統(tǒng)已推廣到法國(guó)航空公司、美利堅(jiān)航空公司、日本航空公司和新加坡航空公司的波音777、波音747-400、A320、A330和A340等多型飛機(jī)上應(yīng)用。AHM系統(tǒng)為全球44%以上的波音777飛機(jī)和28%的波音747-400飛機(jī)提供實(shí)時(shí)監(jiān)控和決策支持服務(wù)，大大減少了航班延誤，節(jié)省了運(yùn)營(yíng)成本?？湛凸鹃_(kāi)發(fā)了飛機(jī)維護(hù)分析管理系統(tǒng)（Aircraft maintenance analysis，ARIMAN），該系統(tǒng)功能與波音公司AHM系統(tǒng)類似，目前也已經(jīng)在A320、A330、A340等機(jī)型上得到應(yīng)用。

國(guó)外對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康管理技術(shù)開(kāi)展了廣泛研究，開(kāi)發(fā)了多種飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康管理系統(tǒng)，并在不同機(jī)型上進(jìn)行應(yīng)用，見(jiàn)表1。

表1 國(guó)外常見(jiàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康管理系統(tǒng)Table 1 Foreign aircraft structure health management system

3.4 國(guó)內(nèi)飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康管理研究現(xiàn)狀

國(guó)內(nèi)科研機(jī)構(gòu)和高校前期研究主要集中在結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)技術(shù)方向，在結(jié)構(gòu)健康管理方面，北京航空航天大學(xué)、南京航空航天大學(xué)和中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所等單位[104-108]在結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)技術(shù)研究的基礎(chǔ)上，向結(jié)構(gòu)健康管理技術(shù)方向發(fā)展，開(kāi)展了理論框架研究，研發(fā)了結(jié)構(gòu)健康管理系統(tǒng)原理樣機(jī)。隨著我國(guó)航空數(shù)字化技術(shù)發(fā)展和應(yīng)用推進(jìn)，國(guó)內(nèi)提出了基于數(shù)字孿生的數(shù)字化全周期疲勞分析與結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)技術(shù)相結(jié)合的發(fā)展思路[109-110]，中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所以飛機(jī)結(jié)構(gòu)地面試驗(yàn)健康管理系統(tǒng)平臺(tái)為基礎(chǔ)探索開(kāi)展了研究[108]?？傮w來(lái)講，由于飛機(jī)結(jié)構(gòu)相對(duì)于航電、機(jī)電等部分具有復(fù)雜性和特殊性，結(jié)構(gòu)健康管理研究和應(yīng)用也相對(duì)落后于其他健康管理，但作為一種技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)，隨著研究的不斷深入和技術(shù)發(fā)展，必然會(huì)在航空領(lǐng)域取得技術(shù)突破和成功應(yīng)用。

4 結(jié)論

飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)相關(guān)技術(shù)如傳感器、監(jiān)測(cè)方法、子系統(tǒng)等已取得很大發(fā)展，并且開(kāi)始進(jìn)行飛行應(yīng)用測(cè)試。飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康管理概念、框架體系和原理系統(tǒng)已經(jīng)基本形成，但結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)模塊尚未真正集成到飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康管理系統(tǒng)平臺(tái)進(jìn)行應(yīng)用和驗(yàn)證。

在結(jié)構(gòu)完整性5大階段任務(wù)中，第4階段任務(wù)是對(duì)前3個(gè)階段，即設(shè)計(jì)、研制、試驗(yàn)3個(gè)階段的成果進(jìn)行總成，在此基礎(chǔ)上形成模型化、數(shù)字化、網(wǎng)絡(luò)化的強(qiáng)度分析軟件系統(tǒng)，這是實(shí)現(xiàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康管理的基礎(chǔ)。

飛機(jī)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)與管理技術(shù)是一個(gè)多專業(yè)融合交叉的技術(shù)領(lǐng)域，其發(fā)展和應(yīng)用尚需各專業(yè)持續(xù)融合發(fā)展并形成集成成果，這需要各相關(guān)領(lǐng)域科研工作者的持續(xù)努力。