机翼结构状态监测的可伸展传感器设计方法研究

本项目围绕能够缠绕铺设在飞行器可折叠机翼表面或嵌入内部的可伸展传感器，对其设计、优化、损伤分析及其损伤检测的方法展开研究。针对可伸展传感器可伸展、易缠绕和抗损坏的要求，采用层合柔性构型并引入适应非共面基体几何形状的似弓形导桥，提出能够进行应变隔绝和易于实现双工步转印工艺的可伸展传感器的建模和设计方法；集成敏感电路元件，优化似弓形导桥的设计结构，得到相应的结构设计参数；将机翼颤振的非线性动力学响应作为位移边界条件，提出全耦合的非线性损伤分析方法，对可伸展传感器在机翼颤振行为下的损伤发展过程进行分析；进行冲击与交变载荷作用下的传感器柔性结构的非线性损伤、疲劳实验，揭示可伸展传感器的疲劳破坏机理，给出损伤与应力、应变的耦合作用对损伤演化、发展的影响规律；研究多故障解相关诊断方法，准确地诊断出可伸展传感器的裂纹故障。为飞行器可折叠机翼状态监测的可伸展传感器的设计提供有价值的基础理论和关键技术。

本项目对用于机翼结构状态监测的可伸展传感器的设计方法进行了研究。针对可伸展传感器具有柔性的要求，设计了传感器的层合柔性结构。通过建立可伸展传感器柔性层合结构的力学模型，从几个方面研究了柔性结构中各参数对应变隔绝的影响：（一）、可伸展传感器高阶shear-lag模型的建立。基于shear-lag模型，提出了一种高阶模型以研究可伸展传感器柔性结构的应力应变状态。（二）、应变隔绝层与敏感电路单元间的应力应变关系。基于柔性层合结构的力学模型，研究了PDMS（Polydimethylsiloxane）厚度与应变隔绝效果的关系。结果表明：PDMS厚度为25-50 μm时，敏感电路单元的应变较小，柔性结构能够满足应变隔绝的要求。（三）、应变隔绝层界面的应力分布规律。运用微分求积法求解了应力分布的高阶微分控制方程，研究了应变隔绝层厚度和长度变化时界面的应力分布规律。运用FEM研究了柔性结构中似弓形导桥的屈曲，结果表明：柔性结构的伸缩率与似弓形导桥的构型相关。实验研究了PDMS的制备方法，并采用制备的PDMS作为图章对刻蚀在SOI（Silicon-On-Insulator）片上硅薄膜的双工步转印过程进行了实验研究。实验发现：当PDMS从SOI片上剥离硅薄膜的速度越高，界面处硅薄膜越容易断裂。仿真分析中采用双线性内聚力本构关系，利用内聚力单元进行转印过程模拟，得到了硅薄膜的应力集中、裂纹扩展、应力传播等云图；获得了硅薄膜在剥离过程中的应力分布与演化规律。通过仿真和相关实验给出了转印效率和剥离速度的关系曲线。进行了应变隔绝层与硅薄膜的压曲实验，用扫描电镜观察了硅薄膜在压曲过程中的破坏形式，同时测得了硅薄膜与PDMS应变隔绝层间黏附界面的相对滑移量，得到了界面微结构与黏附力的关系。实验研究了PDMS-铝箔界面在压曲过程中裂纹扩展的规律，以及裂纹长度随加载时间变化的趋势。设计并制备了一种可伸展PVDF（Polyvinylidene Fluoride）柔性传感器，研究了其制备方法和工艺。运用FEM分析了PVDF传感器在各种载荷作用下的应力应变分布规律。对交变载荷作用下机翼构件的疲劳破坏进行了实验研究，确定了构件的损伤部位和损伤程度。实验结果表明：测得的疲劳寿命符合试件疲劳寿命的分布预期。本项目所开展的研究工作为飞行器可折叠机翼状态监测的可伸展传感器的设计和制造提供了有价值的基础理论和关键技术。