王昌林，李 磊

(中国飞机强度研究所，陕西 西安 710065)

1 引 言

大型民用飞机全尺寸静力试验的检测要求将越来越高，对测量通道的需求也越来越多，应变测量点将数以万计。目前，国内在飞机静力试验中还主要采用集中式的电测方法，应变片粘贴、引线处理等工作量极大，且存在耐久性差、易受强电磁场干扰等缺陷，尤其是长期测试过程中存在的零点漂移容易导致测量结果严重失真[1，2]。点式应变片需要布置大量的线缆进行信号传输，其传输距离有限，传感信号易受外界环境的干扰[3，4]。因此，借鉴国内外先进技术，开展分布式、高效的应变测量技术研究，对提高我国飞机静力试验测量能力和水平具有重要的意义。

当前，国外已有基于总线技术的分布式测量和非接触式定位及测量技术。基于分布式数据采集技术，将采集仪器直接布置于试验件上，以减少测量导线的长度和数量，使用高速高带宽传输总线技术将每台采集仪的采集数据传输至测量服务器。

分布式光纤传感器是近年来发展迅速的新型传感器，具有抗电磁干扰、电绝缘性好、灵敏度高、质量轻、耐腐蚀，寿命长等诸多优点。分布式光纤传感器是一种高密度的应变/温度测量传感器，具有结构简单、施工方便、可靠性高、信息量大、结果精确的特点[5]。技术发达国家已经实现了利用分布式光纤测量技术对机身结构状态进行监测，但在国内，利用分布式光纤进行机身的大规模试验数据分布式测量及自动处理仍是技术空白。本文通过研究制备分布式光纤光栅传感器阵列的方式，实现对MA700飞机机身等直段全尺寸力学参数的分布式测量，满足了测量精度、效率等测量技术指标的需求，在一定程度上填补了该技术在飞机结构强度试验中应用的空白。

2 分布式光纤光栅应变测量技术

从1978年K.O.Hill等人利用驻波写入法获得第一根自感应光纤光栅起，光纤光栅技术开始走进大众视野。随着国内外学者对光纤布拉格光栅(Fiber Bragg Grating，FBG)研究的深入，FBG写入技术不断完善，其独特的优异性能受到了社会各领域越来越多的重视和肯定[6，7]。FBG受力产生光纤拉伸或者收缩的现象，会引起光纤参数Λ和neff的数值改变。对于FBG来说，光栅受到轴向和径向两个方面的应力。假设FBG受到大小为F的轴向力时，由材料力学的基本原理可知，其轴向应变为：

(1)

式中，E表示光纤的杨氏模量；S表示光纤的横截面积。

在轴向力F的影响下，FBG中心波长改变量与轴向力F满足关系式：

(2)

式中，Pe为弹光系数。

与轴向力相同，当FBG在检测过程中受径向力ΔP作用时，假设光纤光栅只受径向力作用，其他影响因素固定不变，当径向力大小改变时，有：。

(3)

普通光纤的相关参数具体数值为：P11=0.12；P12=0.27；

v=0.17；E=7.0×1010N/m2；neff=1.46。根据各参数数值可得到普通FBG径向应力灵敏度数值约为-2.8×10-6/MPa。

解调系统由扫频激光器、传感通路、嵌入式系统、参考通路等4个部分组成。高性能扫频激光器采用傅立叶域锁模(Fourier Domain Mode Locked，FDML)光纤激光器的工作模式。设计采用环状腔结构，由SOA、可调谐F-P滤波器、光隔离器和光耦合器构成，其工作原理是：利用腔长随驱动不断变化的F-P滤波器筛选SOA自发辐射的多纵模光，经过筛选的模光在腔内循环后再次进入SOA后被放大，最后通过光耦合器以一定比例输出能量，其余继续在腔内循环放大输出。由于光信号在腔内循环的频率远大于F-P驱动频率，故可认为同频率的光信号在腔内会被放大多次而不会马上被F-P滤波器滤掉。

扫频激光器输出的光信号经过耦合器到光分路器，光分路器将扫频光信号同时送入多路通道，实现空分复用。每一个通道内部由多个工作波长范围互不相同的光纤光栅传感器串接而成，实现波分复用。宽带光信号进入后，相应的光纤光栅传感器会反射光信号到光电二极管并被转化为电信号，经由前级放大电路放大后送入嵌入式系统。这样先通过光分路器送入每个通道，然后对每条通路进行解调，即可完成波分-空分复用系统的解调。为解决使用器件本身不稳定产生的绝对误差和外界环境(主要为温度)引起的误差，引入参考通路，参考通路由光梳状滤波器与单峰滤波器组成。光栅输出谱中心波长与温度变化关系理论表达式为：

(4)

式中，ΔL为相邻阵列波导的长度差，dNg/dT为波导的有效系数，λi(T)为第i通道的传输谱中心波长，m为衍射级次，ΔT为阵列波导光栅的温度变化量，λi(T0)为阵列波导光栅的初始温度。

解调算法采用高稳定性寻峰算法，不再将每个波峰信号的最大值点对应的位置作为波峰的位置，而是将每个波峰作为整体来考虑，计算构成每个波峰的离散数字量的数学期望和分位数，将计算结果所对应的位置作为波峰位置，降低了由于波形自身干扰和AD采样误差导致的寻峰算法性能的不稳定。

3 性能测试及标定

根据机身的结构和形状特点，利用拉丝塔在线制备光纤光栅技术在单条光纤上制备光纤光栅阵列。将制备的光纤光栅直接与被测物体粘贴，测得应变。光纤传感器制备完成，需要对传感器进行应变范围测试及标定试验，测试在室温恒定环境下进行。标定试验的原理是通过加载装置使悬臂梁弯曲，利用光纤光栅传感器对梁表面进行应变测量，采用应变片的测量结果作为标准，对光纤光栅传感器进行标定，如图1所示。

图1 传感器标定试验原理图

根据测量要求，光纤光栅应变测量的主要技术指标为：响应灵敏度为1.0pm/με，测量范围±4000με。因此，在±4000με范围内各进行2次拉向(0με～4000με)和压向(-4000με～0με)的标定试验，测量光纤光栅应变传感器的波长变化并计算灵敏度。根据测试数据，对其进行线性拟合处理，可以看出，波长漂移量与应变呈线性关系(如图2、图3所示)，波长漂移量与应变值的线性拟合度均达到99.99%，且多次试验具有很高的一致性。根据斜率可求得波长偏移量与应变之间的对应关系，即应变响应灵敏度为n=1pm/με，根据波长漂移量可按下式换算出对应变化的应变大小：ε=nΔλ。

(a)光栅第1次拉向数据

(b)光栅第2次拉向数据图2 拉向数据

(a)光栅第1次压向数据

(b)光栅第2次压向数据图3 压向数据

4 试验内容

4.1 试验方案

本次测量基于MA700飞机机身等直段疲劳及损伤容限试验-剩余强度试验过程进行。MA700飞机机身等直段试验件选取机身22框至28框作为等直段试验件考核区，在27框进行对接，试验件选取位置见图4。考核区两端各增加3个半框位用于试验件支持及载荷过渡，整个试验件共包括13个框及前后各370 mm连接区，试验件长7100 mm。

图4 等直段试验区选取位置

MA700飞机机身等直段试验件一端通过连接框的两圈共288颗螺栓固定在约束端框上。约束端框与自平衡框架的二框面通过16根螺栓螺杆相连[8]。采用自平衡框架的MA700等直段结构强度试验现场见图5。

图5 试验现场

根据试验任务，27框切面载荷在前端框上以集中力的形式进行施加。将试验载荷进行适当处理后，设置8个加载点。试验载荷施加和加载点布置示意图如图6所示。

图6 加载点布置示意图

除增压载荷外，其余7个加载点都布置在前端的加载夹具上。其中，X向加载点用于施加轴向载荷；Y向加载点用于施加侧向剪力Qy；Z向加载点用于施加垂向剪力Qz；弯矩My由Z向加载点主要加载；弯矩Mz由Y向加载点主要加载；扭矩Mx由Z向加载点加载。处理后各加载点的施加载荷见表1。1#～7#加载点载荷通过硬式连接作动筒以集中力的形式施加到加载夹具上。8#增压加载点载荷在支持夹具端板上及加载夹具端板上导入施加。试验现场安装见图7。

图7 试验现场安装图

加载点编号加载方向加载点载荷1X向 16191N2X向16461N3X向-16461N4X向-16191N5Y向0N6Z向-90840N7Z向-87603N增压载荷/0.045MPa

4.2 分布式光纤应变测量

应变测试的具体加载过程如下：

40%极限载荷预试：扣重后采零，以10%载荷级差逐级施加，加载至40%，检查正常后反向退载至扣重，重复此过程3次；100%极限载荷试验：进入扣重后采零，以10%载荷级差逐级施加，加载至100%，保载30s，逐级退载到扣重；对机身施加外部载荷，再一次重复上述过程。光纤在机身表面的粘贴位置如图8所示。

试验过程中，每达到一个测试阶段，根据指示台的指令进行一次测量，最后根据波长偏移量换算得到每个测点上应变量的大小。在两次试验过程中，1、2、4号光纤上各测点共计进行了46次测量，5号光纤仅进行了40%极限载荷预试的测量，共30次测量。汇总得到试验过程中测得的应变值如图9所示， 从图中可以明显看出各加载阶段对应的应变变化及分布情况。

图8 光纤在机身表面的粘贴位置

(a)1号光纤

(c)4号光纤

(d)5号光纤

5 结 论

本文基于光纤光栅传感技术进行了机身应变分布式测量系统的方案设计、光纤光栅传感器的制备以及试验数据处理等相关问题的研究，确立了光纤传感器在机身的粘贴、布设及具体测量方案。基于拉丝塔在线制备光纤光栅技术制备了多种密度的分布式光纤光栅应变传感器，在一条光纤上可串联数百个传感器，最小测量间隔可达2cm。通过实际MA700机身等直段强度试验过程中的数据采集和处理，得到了试验过程中不同阶段的高精度分布式应变测量数据。该光纤应变测量系统精度误差小于1%，实现了应变场的分布式测量。试验前的准备工作最快可在1h内完成，大大提高了应变测量的效率，可实时获取试验测量数据。

试验与测量结果表明，在结构强度试验中应用分布式光纤应变测量技术，能够在保证应变测量精度的前提下大幅提高试验测量效率，在一定程度上填补了该技术在飞机结构强度试验中应用的空白。