本發(fā)明涉及一種飛機(jī)蒙皮損傷監(jiān)測(cè)裝置，特別涉及一種基于無(wú)線(xiàn)壓電傳感技術(shù)的飛機(jī)蒙皮損傷監(jiān)測(cè)裝置及方法。

背景技術(shù)：

現(xiàn)代高速運(yùn)輸技術(shù)對(duì)飛機(jī)性能指標(biāo)越來(lái)越苛刻，復(fù)合材料大量應(yīng)用在飛機(jī)的機(jī)翼、機(jī)身等主承力復(fù)雜曲面板類(lèi)結(jié)構(gòu)。高強(qiáng)度嚴(yán)酷的飛行條件下，飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)極易發(fā)生損傷，尤其對(duì)飛鳥(niǎo)撞擊、零件脫落等沖擊或撞擊損傷非常敏感，這些損傷在服役期間不斷擴(kuò)張，容易導(dǎo)致飛機(jī)蒙皮結(jié)構(gòu)失效而引發(fā)災(zāi)難性事故。為了全面掌握整個(gè)飛機(jī)蒙皮的損傷狀態(tài)，設(shè)置壓電傳感器陣列被認(rèn)為是一種非常有效的方式，然而這也將帶來(lái)傳感系統(tǒng)連線(xiàn)復(fù)雜、數(shù)據(jù)處理量大的問(wèn)題。無(wú)線(xiàn)傳感器網(wǎng)絡(luò)被列為21世紀(jì)最有影響的21項(xiàng)技術(shù)和改變世界的10項(xiàng)技術(shù)之一。因此無(wú)線(xiàn)壓電傳感監(jiān)測(cè)技術(shù)已成為飛機(jī)蒙皮損傷監(jiān)測(cè)重點(diǎn)攻克的技術(shù)難關(guān)。

公開(kāi)號(hào)為CN102866201A的發(fā)明專(zhuān)利批露了一種飛機(jī)蒙皮健康監(jiān)測(cè)機(jī)器人及其控制系統(tǒng)，由上框架、下框架、中心軸轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)、無(wú)線(xiàn)CCD、超聲探頭和控制箱組成的控制系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)蒙皮結(jié)構(gòu)損傷進(jìn)行檢測(cè)，該技術(shù)需要利用健康監(jiān)測(cè)機(jī)器人在飛機(jī)蒙皮上來(lái)回移動(dòng)進(jìn)行檢測(cè)，不能在任何時(shí)刻對(duì)飛機(jī)蒙皮損傷實(shí)時(shí)在線(xiàn)監(jiān)測(cè)。公開(kāi)號(hào)為CN102426195A的發(fā)明專(zhuān)利批露了一種結(jié)構(gòu)損傷監(jiān)測(cè)系統(tǒng)及其監(jiān)測(cè)方法，該系統(tǒng)由電源系統(tǒng)、控制器、功率放大器、信號(hào)發(fā)生器、數(shù)據(jù)采集板、I/O控制板、電荷放大器、多通道切換裝置、24路傳感器陣列、計(jì)算機(jī)人機(jī)界面等組成，實(shí)現(xiàn)了集成化和便攜性好的實(shí)時(shí)采集數(shù)據(jù)及即時(shí)成像的機(jī)構(gòu)損傷監(jiān)測(cè)系統(tǒng)，該系統(tǒng)不適合應(yīng)用在大面積監(jiān)測(cè)、受空氣阻力相對(duì)較大的飛機(jī)蒙皮損傷監(jiān)測(cè)上，且該專(zhuān)利未提起無(wú)線(xiàn)監(jiān)測(cè)方面內(nèi)容，監(jiān)測(cè)系統(tǒng)比較臃腫。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為了解決上述技術(shù)問(wèn)題，本發(fā)明提供一種結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、監(jiān)測(cè)方便、準(zhǔn)確度高、智能化程度高的基于無(wú)線(xiàn)壓電傳感技術(shù)的飛機(jī)蒙皮損傷監(jiān)測(cè)裝置，并提供一種基于無(wú)線(xiàn)壓電傳感技術(shù)的飛機(jī)蒙皮損傷監(jiān)測(cè)方法。

本發(fā)明解決上述問(wèn)題的技術(shù)方案是：一種基于無(wú)線(xiàn)壓電傳感技術(shù)的飛機(jī)蒙皮損傷監(jiān)測(cè)裝置，包括機(jī)身無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置、左翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置、尾翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置、右翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置和損傷監(jiān)測(cè)裝置，所述機(jī)身無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置安裝在飛機(jī)機(jī)身蒙皮上，左翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置安裝在飛機(jī)左翼蒙皮上，尾翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置安裝在飛機(jī)尾翼蒙皮上，右翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置安裝在飛機(jī)右翼蒙皮上，損傷監(jiān)測(cè)裝置安裝在機(jī)頭內(nèi)飛行員觀(guān)測(cè)到的區(qū)域，所述機(jī)身無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置、左翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置、尾翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置、右翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置均與損傷監(jiān)測(cè)裝置進(jìn)行無(wú)線(xiàn)通訊。

上述基于無(wú)線(xiàn)壓電傳感技術(shù)的飛機(jī)蒙皮損傷監(jiān)測(cè)裝置中，所述機(jī)身無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置、左翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置、尾翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置、右翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置結(jié)構(gòu)相同且均包括一個(gè)中繼器和多個(gè)無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元，機(jī)身無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置、左翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置、尾翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置、右翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置的無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元分別安裝在對(duì)應(yīng)的飛機(jī)機(jī)身蒙皮、飛機(jī)左翼蒙皮、飛機(jī)尾翼蒙皮、飛機(jī)右翼蒙皮上，多個(gè)無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元均與中繼器相連，中繼器與損傷監(jiān)測(cè)裝置進(jìn)行無(wú)線(xiàn)通訊。

上述基于無(wú)線(xiàn)壓電傳感技術(shù)的飛機(jī)蒙皮損傷監(jiān)測(cè)裝置中，所述損傷監(jiān)測(cè)裝置包括監(jiān)控單元和網(wǎng)絡(luò)協(xié)調(diào)器，監(jiān)控單元通過(guò)RS232總線(xiàn)與網(wǎng)絡(luò)協(xié)調(diào)器相連，網(wǎng)絡(luò)協(xié)調(diào)器與機(jī)身無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置、左翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置、尾翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置、右翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置的中繼器行無(wú)線(xiàn)通訊。

上述基于無(wú)線(xiàn)壓電傳感技術(shù)的飛機(jī)蒙皮損傷監(jiān)測(cè)裝置中，所述無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元包括壓電激振器、內(nèi)圈導(dǎo)線(xiàn)、壓電傳感器、相位編碼器、外圈導(dǎo)線(xiàn)、電壓放大器、終端，所述內(nèi)圈導(dǎo)線(xiàn)和外圈導(dǎo)線(xiàn)同心設(shè)置，內(nèi)圈導(dǎo)線(xiàn)和外圈導(dǎo)線(xiàn)之間形成一個(gè)環(huán)形區(qū)域，壓電激振器位于內(nèi)圈導(dǎo)線(xiàn)的中心位置，8個(gè)壓電傳感器呈環(huán)形均勻設(shè)置在所述環(huán)形區(qū)域內(nèi)，每個(gè)壓電傳感器的一端均連接內(nèi)圈導(dǎo)線(xiàn)，每個(gè)壓電傳感器的另一端均經(jīng)一個(gè)相位編碼器后連接外圈導(dǎo)線(xiàn)，所述電壓放大器的輸入端與外圈導(dǎo)線(xiàn)相連，電壓放大器的輸出端與終端相連，終端與中繼器相連；每個(gè)無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元的壓電激振器和8個(gè)壓電傳感器均粘附于飛機(jī)對(duì)應(yīng)位置的蒙皮上。

上述基于無(wú)線(xiàn)壓電傳感技術(shù)的飛機(jī)蒙皮損傷監(jiān)測(cè)裝置中，所述中繼器為Zigbee中繼器。

上述基于無(wú)線(xiàn)壓電傳感技術(shù)的飛機(jī)蒙皮損傷監(jiān)測(cè)裝置中，所述終端為Zigbee終端。

一種利用上述基于無(wú)線(xiàn)壓電傳感技術(shù)的飛機(jī)蒙皮損傷監(jiān)測(cè)裝置的飛機(jī)蒙皮損傷監(jiān)測(cè)方法，包括以下步驟：

步驟一：飛機(jī)機(jī)身蒙皮、飛機(jī)左翼蒙皮、飛機(jī)尾翼蒙皮、飛機(jī)右翼蒙皮上各無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元發(fā)射無(wú)線(xiàn)監(jiān)測(cè)信號(hào)：

步驟二：中繼器接收對(duì)應(yīng)的無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元發(fā)射的無(wú)線(xiàn)監(jiān)測(cè)信號(hào)，并將信號(hào)發(fā)射出去；

步驟三：損傷監(jiān)測(cè)裝置的網(wǎng)絡(luò)協(xié)調(diào)器接收各中繼器發(fā)射的信號(hào)，并將信號(hào)經(jīng)RS232總線(xiàn)傳輸至監(jiān)控單元；

步驟四：由監(jiān)控單元將數(shù)據(jù)進(jìn)行存儲(chǔ)，并分析判斷飛機(jī)蒙皮是否出現(xiàn)損傷，將有損傷的蒙皮位置進(jìn)行聲音播報(bào)和圖像顯示。

上述基于無(wú)線(xiàn)壓電傳感技術(shù)的飛機(jī)蒙皮損傷監(jiān)測(cè)方法，所述步驟一具體步驟為

對(duì)飛機(jī)機(jī)身蒙皮、飛機(jī)左翼蒙皮、飛機(jī)尾翼蒙皮、飛機(jī)右翼蒙皮上各無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元的壓電激振器施加高頻電壓信號(hào)，由于逆壓電效應(yīng)，壓電激振器產(chǎn)生高頻振動(dòng)，在飛機(jī)蒙皮內(nèi)產(chǎn)生以壓電激振器為中心，向四周傳播的Lamb波，該Lamb波傳播到八個(gè)壓電傳感器位置，帶動(dòng)每個(gè)壓電傳感器做高頻振動(dòng)，由于壓電效應(yīng)，壓電傳感器產(chǎn)生高頻電壓信號(hào)，壓電傳感器產(chǎn)生的高頻電壓信號(hào)經(jīng)相位編碼器選擇，再由電壓放大器放大后經(jīng)導(dǎo)線(xiàn)傳輸至終端，再由終端將高頻電壓信號(hào)無(wú)線(xiàn)發(fā)射。

上述基于無(wú)線(xiàn)壓電傳感技術(shù)的飛機(jī)蒙皮損傷監(jiān)測(cè)方法，所述步驟一中，編碼器的選擇過(guò)程為：檢測(cè)開(kāi)始前，各無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元的八個(gè)相位編碼器處于斷開(kāi)狀態(tài)，壓電傳感器產(chǎn)生的信號(hào)不能經(jīng)過(guò)對(duì)應(yīng)的相位編碼器傳輸至終端；首先接通第一個(gè)相位編碼器，與第一個(gè)相位編碼器對(duì)應(yīng)的壓電傳感器產(chǎn)生高頻電壓信號(hào)傳輸至終端進(jìn)行無(wú)線(xiàn)發(fā)射，完畢后斷開(kāi)第一個(gè)相位編碼器，接通第二個(gè)相位編碼器，與第二個(gè)相位編碼器對(duì)應(yīng)的壓電傳感器產(chǎn)生高頻電壓信號(hào)傳輸至終端進(jìn)行無(wú)線(xiàn)發(fā)射，完畢后斷開(kāi)第二個(gè)相位編碼器，接通第三個(gè)相位編碼器；以此類(lèi)推，直至八個(gè)相位編碼器均接通又?jǐn)嚅_(kāi)；然后重復(fù)上述過(guò)程，周而復(fù)始地選擇八個(gè)壓電傳感器的高頻電壓信號(hào)，無(wú)線(xiàn)傳輸檢測(cè)飛機(jī)蒙皮上各無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元所在區(qū)域的狀態(tài)信號(hào)。

上述基于無(wú)線(xiàn)壓電傳感技術(shù)的飛機(jī)蒙皮損傷監(jiān)測(cè)方法，所述步驟四中，判斷飛機(jī)蒙皮是否出現(xiàn)損傷的過(guò)程為：根據(jù)Lamb波生成與檢測(cè)原理知，飛機(jī)蒙皮出現(xiàn)損傷前后所監(jiān)測(cè)的信號(hào)存在差異，將監(jiān)測(cè)到的壓電傳感器傳輸出來(lái)的監(jiān)測(cè)信號(hào)前后進(jìn)行對(duì)比，從而判斷飛機(jī)蒙皮是否出現(xiàn)損傷。

本發(fā)明的有益效果在于：

1、本發(fā)明的監(jiān)測(cè)裝置包括機(jī)身無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置、左翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置、尾翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置、右翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置和損傷監(jiān)測(cè)裝置，采用無(wú)線(xiàn)傳輸和智能定位對(duì)飛機(jī)蒙皮損傷進(jìn)行實(shí)時(shí)在線(xiàn)監(jiān)測(cè)，克服了有線(xiàn)監(jiān)測(cè)下的系統(tǒng)接線(xiàn)紊亂繁雜等的缺陷，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、體積小、重量輕、安裝方便的優(yōu)點(diǎn)。

2、本發(fā)明的監(jiān)測(cè)方法能夠?qū)︼w機(jī)蒙皮實(shí)時(shí)在線(xiàn)健康監(jiān)測(cè)，并且能實(shí)時(shí)準(zhǔn)確

判斷飛機(jī)蒙皮損傷位置及損傷程度，具有測(cè)量方便、準(zhǔn)確度高的優(yōu)點(diǎn)。

附圖說(shuō)明

圖1為本發(fā)明監(jiān)測(cè)裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為本發(fā)明監(jiān)測(cè)裝置中各部件的安裝位置示意圖。

圖3為圖1中無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖4為本發(fā)明的壓電傳感示意圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步的說(shuō)明。

如圖1、圖2所示，一種基于無(wú)線(xiàn)壓電傳感技術(shù)的飛機(jī)蒙皮損傷監(jiān)測(cè)裝置，包括機(jī)身無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置1、左翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置2、尾翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置3、右翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置4和損傷監(jiān)測(cè)裝置5，所述機(jī)身無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置1安裝在飛機(jī)機(jī)身11蒙皮上，左翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置2安裝在飛機(jī)左翼10蒙皮上，尾翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置3安裝在飛機(jī)尾翼9蒙皮上，右翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置4安裝在飛機(jī)右翼8蒙皮上，損傷監(jiān)測(cè)裝置5安裝在機(jī)頭12內(nèi)飛行員觀(guān)測(cè)到的區(qū)域，所述機(jī)身無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置1、左翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置2、尾翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置3、右翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置4均與損傷監(jiān)測(cè)裝置5進(jìn)行無(wú)線(xiàn)通訊。

所述機(jī)身無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置1、左翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置2、尾翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置3、右翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置4結(jié)構(gòu)相同且均包括一個(gè)Zigbee中繼器14和多個(gè)無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元13；機(jī)身無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置1、左翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置2、尾翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置3、右翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置4的無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元13分別安裝在對(duì)應(yīng)的飛機(jī)機(jī)身11蒙皮、飛機(jī)左翼10蒙皮、飛機(jī)尾翼9蒙皮、飛機(jī)右翼8蒙皮上，多個(gè)無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元13均與Zigbee中繼器14相連，Zigbee中繼器14與損傷監(jiān)測(cè)裝置5進(jìn)行無(wú)線(xiàn)通訊。

所述損傷監(jiān)測(cè)裝置5包括監(jiān)控單元15和網(wǎng)絡(luò)協(xié)調(diào)器16，監(jiān)控單元15通過(guò)RS232總線(xiàn)17與網(wǎng)絡(luò)協(xié)調(diào)器16相連，網(wǎng)絡(luò)協(xié)調(diào)器16與機(jī)身無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置1、左翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置2、尾翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置3、右翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置4的Zigbee中繼器14進(jìn)行無(wú)線(xiàn)通訊。

如圖3所示，所述無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元13包括壓電激振器101、內(nèi)圈導(dǎo)線(xiàn)102、壓電傳感器103、相位編碼器104、外圈導(dǎo)線(xiàn)105、電壓放大器106、Zigbee終端108，所述內(nèi)圈導(dǎo)線(xiàn)102和外圈導(dǎo)線(xiàn)105同心設(shè)置，內(nèi)圈導(dǎo)線(xiàn)102和外圈導(dǎo)線(xiàn)105之間形成一個(gè)環(huán)形區(qū)域，壓電激振器101位于內(nèi)圈導(dǎo)線(xiàn)102的中心位置，8個(gè)壓電傳感器103呈環(huán)形均勻設(shè)置在所述環(huán)形區(qū)域內(nèi)，并依次標(biāo)記為Ⅰ-Ⅷ，每個(gè)壓電傳感器103的一端均連接內(nèi)圈導(dǎo)線(xiàn)102，每個(gè)壓電傳感器103的另一端均經(jīng)一個(gè)相位編碼器104后連接外圈導(dǎo)線(xiàn)105，所述電壓放大器106的輸入端與外圈導(dǎo)線(xiàn)105相連，電壓放大器106的輸出端與Zigbee終端108相連，Zigbee終端108與中繼器相連；每個(gè)無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元13的壓電激振器101和8個(gè)壓電傳感器103均粘附于飛機(jī)對(duì)應(yīng)位置的蒙皮上。

一種利用上述基于無(wú)線(xiàn)壓電傳感技術(shù)的飛機(jī)蒙皮損傷監(jiān)測(cè)裝置的飛機(jī)蒙皮損傷監(jiān)測(cè)方法，包括以下步驟：

步驟一：飛機(jī)機(jī)身蒙皮、飛機(jī)左翼蒙皮、飛機(jī)尾翼蒙皮、飛機(jī)右翼蒙皮上各無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元13發(fā)射無(wú)線(xiàn)監(jiān)測(cè)信號(hào)，具體步驟為：對(duì)飛機(jī)機(jī)身11蒙皮、飛機(jī)左翼10蒙皮、飛機(jī)尾翼9蒙皮、飛機(jī)右翼8蒙皮上各無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元13的壓電激振器101施加高頻電壓信號(hào)，由于逆壓電效應(yīng)，壓電激振器101產(chǎn)生高頻振動(dòng)，在飛機(jī)蒙皮7內(nèi)產(chǎn)生以壓電激振器101為中心，向四周傳播的Lamb波6，該Lamb波6傳播到八個(gè)壓電傳感器103位置，帶動(dòng)每個(gè)壓電傳感器103做高頻振動(dòng)，由于壓電效應(yīng)，壓電傳感器103產(chǎn)生高頻電壓信號(hào)，壓電傳感器103產(chǎn)生的高頻電壓信號(hào)經(jīng)相位編碼器104選擇，再由電壓放大器106放大后經(jīng)導(dǎo)線(xiàn)傳輸至終端108，再由終端108將高頻電壓信號(hào)無(wú)線(xiàn)發(fā)射。

所述步驟一中，編碼器的選擇過(guò)程為：檢測(cè)開(kāi)始前，各無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元13的八個(gè)相位編碼器104處于斷開(kāi)狀態(tài)，壓電傳感器103產(chǎn)生的信號(hào)不能經(jīng)過(guò)對(duì)應(yīng)的相位編碼器104傳輸至終端108；首先接通相位編碼器Ⅰ，與相位編碼器Ⅰ對(duì)應(yīng)的壓電傳感器產(chǎn)生高頻電壓信號(hào)傳輸至終端108進(jìn)行無(wú)線(xiàn)發(fā)射，完畢后斷開(kāi)相位編碼器Ⅰ，接通相位編碼器Ⅱ，與相位編碼器Ⅱ?qū)?yīng)的壓電傳感器產(chǎn)生高頻電壓信號(hào)傳輸至終端108進(jìn)行無(wú)線(xiàn)發(fā)射，完畢后斷開(kāi)相位編碼器Ⅱ，接通相位編碼器Ⅲ；以此類(lèi)推，直至八個(gè)相位編碼器均接通又?jǐn)嚅_(kāi)；然后重復(fù)上述過(guò)程，周而復(fù)始地選擇八個(gè)壓電傳感器的高頻電壓信號(hào)，無(wú)線(xiàn)傳輸檢測(cè)飛機(jī)蒙皮上各無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元13所在區(qū)域的狀態(tài)信號(hào)。

步驟二：中繼器接收對(duì)應(yīng)的無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元13發(fā)射的無(wú)線(xiàn)監(jiān)測(cè)信號(hào)，并將信號(hào)發(fā)射出去。

機(jī)身11上的多個(gè)無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元發(fā)出的無(wú)線(xiàn)監(jiān)測(cè)信號(hào)與機(jī)身11上的Zigbee中繼器無(wú)線(xiàn)匹配接收，統(tǒng)一組合成機(jī)身無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置1監(jiān)測(cè)信號(hào)，由機(jī)身11上的Zigbee中繼器統(tǒng)一將監(jiān)測(cè)信號(hào)無(wú)線(xiàn)發(fā)出；左翼10上的多個(gè)無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元發(fā)出的無(wú)線(xiàn)監(jiān)測(cè)信號(hào)與左翼10上的Zigbee中繼器線(xiàn)匹配接收，統(tǒng)一組合成左翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置2監(jiān)測(cè)信號(hào)，由左翼10上的Zigbee中繼器統(tǒng)一將監(jiān)測(cè)信號(hào)無(wú)線(xiàn)發(fā)出；尾翼9上的多個(gè)無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元發(fā)出的無(wú)線(xiàn)監(jiān)測(cè)信號(hào)與尾翼9上的Zigbee中繼器無(wú)線(xiàn)匹配接收，統(tǒng)一組合成尾翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置3監(jiān)測(cè)信號(hào)，由尾翼9上的Zigbee中繼器統(tǒng)一將監(jiān)測(cè)信號(hào)無(wú)線(xiàn)發(fā)出；右翼8上的多個(gè)無(wú)線(xiàn)壓電傳感單元發(fā)出的無(wú)線(xiàn)監(jiān)測(cè)信號(hào)與右翼8上的Zigbee中繼器無(wú)線(xiàn)匹配接收，統(tǒng)一組合成右翼無(wú)線(xiàn)壓電傳感裝置4監(jiān)測(cè)信號(hào)，由右翼8上的Zigbee中繼器統(tǒng)一將監(jiān)測(cè)信號(hào)無(wú)線(xiàn)發(fā)出。

步驟三：損傷監(jiān)測(cè)裝置5的網(wǎng)絡(luò)協(xié)調(diào)器16接收各中繼器發(fā)射的信號(hào)，并將信號(hào)經(jīng)RS232總線(xiàn)17傳輸至監(jiān)控單元15。

步驟四：由監(jiān)控單元15將數(shù)據(jù)進(jìn)行存儲(chǔ)，并分析判斷飛機(jī)蒙皮是否出現(xiàn)損傷，判斷飛機(jī)蒙皮是否出現(xiàn)損傷的過(guò)程為：根據(jù)Lamb波生成與檢測(cè)原理知，飛機(jī)蒙皮出現(xiàn)損傷前后所監(jiān)測(cè)的信號(hào)存在差異，將監(jiān)測(cè)到的壓電傳感器傳輸出來(lái)的監(jiān)測(cè)信號(hào)前后進(jìn)行對(duì)比，從而判斷飛機(jī)蒙皮是否出現(xiàn)損傷；將有損傷的蒙皮位置進(jìn)行聲音播報(bào)和圖像顯示。