復(fù)合材料飛機尾翼結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)研究.pdf

1、基于超聲導(dǎo)波的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)可以提高結(jié)構(gòu)運行安全程度、降低維護(hù)成本，在結(jié)構(gòu)設(shè)計、維護(hù)過程中都發(fā)揮著重要的作用。然而在飛行器結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測中，導(dǎo)波結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)的應(yīng)用面臨著許多挑戰(zhàn)，包括:如何在復(fù)雜結(jié)構(gòu)中優(yōu)化布置傳感器網(wǎng)絡(luò)，如何在復(fù)雜環(huán)境條件下保證損傷診斷方法的準(zhǔn)確度，如何制定合理的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測策略等。本文針對復(fù)合材料尾翼結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)特點和受載形式研究了基于導(dǎo)波的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)，并利用這一技術(shù)在全尺寸復(fù)合材料飛機尾翼結(jié)構(gòu)靜力加載過程中對

2、其進(jìn)行了健康狀況監(jiān)測。
　　本文的主要研究工作包括以下幾方面:
　　首先，介紹了基于導(dǎo)波的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)在飛機結(jié)構(gòu)上應(yīng)用的工程背景，對國內(nèi)外相關(guān)技術(shù)研究進(jìn)展進(jìn)行了綜述，并在此基礎(chǔ)上提出了本文的主要研究內(nèi)容、方法、路線以及結(jié)構(gòu)綱要。
　　第二，主要研究了結(jié)構(gòu)形式和環(huán)境溫度對導(dǎo)波傳播特性的影響，首先建立導(dǎo)波在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)上傳播的數(shù)值模型，包括壓電傳感器激發(fā)、接收導(dǎo)波的理論模型，結(jié)構(gòu)傳播導(dǎo)波的頻散模型與阻尼模型。然后，對飛

3、機結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測過程中導(dǎo)波傳播可能受到的影響進(jìn)行數(shù)值分析和實驗研究，包括結(jié)構(gòu)損傷、傳感器膠層質(zhì)量、結(jié)構(gòu)附著物、加強筋以及環(huán)境溫度的變化。
　　第三，提出了針對復(fù)雜結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測的壓電傳感器網(wǎng)絡(luò)優(yōu)化設(shè)計方法，并針對復(fù)合材料飛機尾翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行了傳感器網(wǎng)絡(luò)布置，安裝和路徑設(shè)置等研究。在本章中，尾翼結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測傳感器網(wǎng)絡(luò)設(shè)計問題被簡化成以每一列傳感器的個數(shù)為優(yōu)化對象，以使傳感器網(wǎng)絡(luò)達(dá)到預(yù)期覆蓋率為優(yōu)化目標(biāo)的優(yōu)化問題。首先，通過分析復(fù)合材料尾翼結(jié)

4、構(gòu)形式及損傷特點，得出了傳感器網(wǎng)絡(luò)優(yōu)化設(shè)計問題的約束條件。然后，利用典型加強筋板上的導(dǎo)波傳播實驗分別得出了不同路徑的有效覆蓋范圍。接下來，對傳感器數(shù)量不同的傳感器網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行覆蓋范圍模擬，根據(jù)優(yōu)化問題約束條件得到最優(yōu)傳感器網(wǎng)絡(luò)布置形式。最后，根據(jù)傳感器網(wǎng)絡(luò)布置和尾翼結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行了信號傳輸電纜的設(shè)置。
　　第四，基于信號斯皮爾曼等級相關(guān)系數(shù)，提出了一種對溫度變化不敏感但是對結(jié)構(gòu)損傷比較敏感的損傷因子。基于這種損傷因子的損傷診斷方法可以在

5、溫度變化環(huán)境中，利用一個基準(zhǔn)信號實現(xiàn)在較大溫度區(qū)間內(nèi)的損傷識別，從而減少信號空間中的基準(zhǔn)信號數(shù)量。本章在20℃～60℃溫度變化環(huán)境中進(jìn)行了復(fù)合材料板中的損傷診斷實驗。實驗結(jié)果表明:與散射信號能量損傷因子相比，斯皮爾曼等級損傷因子對溫度變化的敏感程度較低。以在不同溫度下采集到的尾翼右上翼面信號作為基準(zhǔn)信號和現(xiàn)行信號進(jìn)行損傷成像，結(jié)果證實了基于斯皮爾曼等級損傷因子的損傷診斷方法適合作為全尺寸復(fù)合材料尾翼結(jié)構(gòu)在溫度變化條件下的損傷診斷方法。<

6、br>　　第五，針對復(fù)合材料飛機結(jié)構(gòu)形式和受載特點提出了結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測策略。該策略分為損傷擴展監(jiān)測和損傷成像診斷兩個階段。在損傷擴展監(jiān)測階段，利用傳感器網(wǎng)絡(luò)的損傷擴展監(jiān)測采集模式進(jìn)行結(jié)構(gòu)健康狀況收集，結(jié)合信號典型相關(guān)分析提出了損傷擴展監(jiān)測方法，作為損傷在役監(jiān)測方法。在損傷成像診斷階段，利用信號全局采集模式，結(jié)合斯皮爾曼等級相關(guān)系數(shù)損傷成像診斷方法，在結(jié)構(gòu)停機狀態(tài)下進(jìn)行損傷影響范圍成像診斷。在復(fù)合材料T型接頭上的損傷在役監(jiān)測實驗結(jié)果驗證了該

7、策略在靜力加載條件下對典型飛機部件的有效性。通過尾翼模擬損傷監(jiān)測實驗得到了在飛機結(jié)構(gòu)中損傷識別閾值與損傷影響范圍的經(jīng)驗性對應(yīng)關(guān)系。
　　第六，結(jié)合某型號客機全尺寸復(fù)合材料尾翼結(jié)構(gòu)靜力加載實驗，進(jìn)行了針對真實飛機結(jié)構(gòu)的基于導(dǎo)波的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)應(yīng)用研究。首先，對傳感器網(wǎng)絡(luò)和健康監(jiān)測系統(tǒng)進(jìn)行了調(diào)試;然后，在尾翼靜力加載實驗進(jìn)行過程中對尾翼健康狀況進(jìn)行了監(jiān)測，利用第五章提出的結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測策略對運行中損傷擴展趨勢和停機后損傷影響范圍進(jìn)行了