飛艇骨架結構動態(tài)損傷識別方法

余建新， 衛(wèi)劍征， 譚惠豐,*

1.哈爾濱工業(yè)大學 復合材料與結構研究所， 哈爾濱 150080

2.哈爾濱工業(yè)大學 分析測試中心， 哈爾濱 150001

飛艇骨架結構動態(tài)損傷識別方法

余建新1,2， 衛(wèi)劍征1， 譚惠豐1,*

1.哈爾濱工業(yè)大學 復合材料與結構研究所， 哈爾濱 150080

2.哈爾濱工業(yè)大學 分析測試中心， 哈爾濱 150001

針對飛艇骨架結構中損傷引起的模態(tài)躍遷現(xiàn)象導致無法通過匹配損傷前后動態(tài)特性參數(shù)變化來識別損傷的難題，給出3種只基于損傷后振動響應信息進行損傷識別的動態(tài)方法。通過模態(tài)分析方法獲得結構的模態(tài)參數(shù)，分別推導模態(tài)振型曲率法、均布載荷面曲率法和虛擬軸向應變法等3種損傷識別算法。定義損傷指標，并根據(jù)損傷指標局部峰值來識別和定位損傷桿件。以半硬式飛艇常見狹長構型三角截面碳纖維復合材料桁架為例，結合有限元法和自編MATLAB程序進行損傷識別仿真研究，影響參數(shù)包括損傷類型、損傷位置、損傷程度和噪聲量級等，最后對損傷識別算法的有效性進行試驗驗證。結果表明新?lián)p傷識別方法對損傷敏感，在環(huán)境噪聲工況下能準確識別和定位單個和多個損傷桿件。文中方法均基于結構整體振動信息進行損傷桿件識別，將來可用于構造飛艇骨架實時結構健康監(jiān)測系統(tǒng)。

損傷識別； 損傷指標； 飛艇骨架； 柔度矩陣； 均布載荷面

飛艇是浮空器的主要形式，它利用空氣浮力上升到預定高度，具有能量消耗低、垂直升空和降落特點，是新型空中運輸工具和高空移動平臺，成為近期研究熱點[1-5]。如2013年美國戰(zhàn)略空運力量新成員塘鵝飛艇，長約為77 m，結構自重為16 t，有效載荷高達66 t，飛行高度為18 000 ft(1 ft≈30.48 cm)，航速為120 kn，有效航程近6 000 km。塘鵝飛艇運載能力與大型運載機C-15相當，但是耗費的燃料卻只有后者的1/3。美國還投入巨資進行了高空飛艇(HAA)、海象 (Walrus)飛艇、NASA高空平臺飛艇、高空哨兵(HiSentinel)、高空長航時飛艇(HALE)等一系列飛艇項目[2]，陳務軍和董石麟[3]總結了以德國為代表的歐洲飛艇研究發(fā)展情況。國內也開展了多項飛艇的研究工作，許多新概念輕量化飛艇相繼提出[4]。2015年10月，由北京航空航天大學牽頭的中國第一艘臨近空間飛艇成功試飛并驗證多項關鍵技術[5]。

飛艇的結構安全是保證整個系統(tǒng)正常工作的前提，飛艇結構的損傷監(jiān)測具有以下特點[6]：① 飛艇屬于大型柔性結構，剛性差，在內外載荷作用下容易變形；② 使用環(huán)境復雜，包括高低溫度、紫外線、臭氧以及云層放電等引起損傷的因素較多；③ 工作時間長，必須保證結構安全才能實現(xiàn)功能部件正常工作。目前，飛艇結構的損傷識別和健康監(jiān)測系統(tǒng)還處于起步階段，其中損傷指標和損傷識別算法的有效性是構造飛艇結構損傷監(jiān)測系統(tǒng)的重要基礎。戈嗣誠和陳國良[6]建議采用電阻應變片和柔性聚酯壓電薄膜對飛艇蒙皮損傷進行多點監(jiān)測。但對于飛艇骨架損傷識別和健康監(jiān)測，目前暫時沒找到相關資料，本文對飛艇骨架結構進行損傷識別研究，對保障飛艇結構安全有重要意義。

圖1為德國齊柏林(Zeppelin NT)飛艇骨架結構示意圖，它由3根鋁合金縱向龍骨，12個三角形截面碳纖維框架和若干芳綸纖維拉索組成。飛艇骨架與吊艙、推進器、尾翼等相連，是半硬式飛艇的主要力傳遞支撐構件。

圖1 Zeppelin NT飛艇骨架結構Fig.1 Framework structure of Zeppelin NT airship

針對碳纖維飛艇骨架的力學性能，許多學者開展了研究，如Brandt[7]、 Schutze和Goetting[8]基于Zeppelin NT飛艇碳纖維骨架結構的承載性能進行了力學分析。熊波[9]采用參數(shù)敏感性分析方法，探討了纖維纏繞角度、腹桿壁厚、弦桿壁厚等參數(shù)對桁架彎曲、扭轉、軸壓承載特性的影響，為桁架優(yōu)化設計提供依據(jù)。李高勝等[10]通過對半硬式飛艇代表性桁架梁的截面力學參數(shù)進行分析，獲得簡化骨架模型，并進行飛艇在地面停放狀態(tài)和浮空狀態(tài)下桿件應力分析、干模態(tài)和濕模態(tài)分析。試驗測試方面，陶國權等[11]采用隨機子空間方法對大尺度輕質高強碳纖維復合材料桁架的模態(tài)特性進行試驗研究。但以上分析都基于材料和結構無缺陷的假設，沒有考慮結構中存在損傷工況。碳纖維復合材料桁架存在制備工藝不穩(wěn)定、成型桁架構件截面尺寸與設計值存在偏差、桿件壁厚不均勻、接頭剛度不一致等不確定因素。同時考慮到飛艇設計滯空飛行時間長達數(shù)月或1年，飛艇骨架在外載荷長期作用下結構局部損傷可能最后擴展到整體失效。為提高飛艇的可靠性，有必要進行碳纖維桁架結構損傷識別研究。

在目前的損傷識別研究方法中，基于結構整體振動響應和系統(tǒng)的動態(tài)特性參數(shù)變化的方法受到認可[12]。相對傳統(tǒng)的周期性間斷的損傷檢測，基于結構整體振動的動態(tài)方法不需要間斷工作狀態(tài)，通過合理布置傳感器網(wǎng)絡來實時監(jiān)測結構動態(tài)響應，然后經(jīng)數(shù)字信號處理、模態(tài)參數(shù)識別算法、損傷識別算法等多個模塊，最終可實時在線對結構完整性進行評估。柔度矩陣就是基于結構整體振動信息的損傷識別方法之一，由于柔度矩陣與結構的固有頻率平方成反比，對于頻率稀疏結構，只需少量的低階模態(tài)就能獲得滿意的結果。Pandey和Biswas[13]最先定義柔度矩陣并將其用于平板結構的損傷檢測，通過仿真和實驗驗證了柔度法的有效性；Zhang和Aktan[14]進一步構造均布載荷面(ULS)進行損傷識別；萬小朋等[15]通過比較模態(tài)振型變化進行損傷識別研究。然而上述方法的缺點是通過比較損傷前后模態(tài)參數(shù)的變化來識別損傷。但對服役中的結構，很難獲得損傷前的基準數(shù)據(jù)，以上因素限制了這些方法的應用范圍。同時由于飛艇骨架結構具有幾何對稱性，其固有頻率呈現(xiàn)低頻、密頻等特點。對這類結構，當損傷引起物理參數(shù)變化，可能導致整個結構的特征向量出現(xiàn)跳躍，無法通過匹配損傷前后結構動態(tài)特性參數(shù)變化來準確識別損傷。

綜上所述，本文提出只需已知損傷后的結構整體振動信息，就可進行飛艇骨架結構損傷識別的3種動態(tài)方法：第1種方法通過定義模態(tài)振型曲率作為損傷指標，并給出相應的損傷識別法進行損傷識別；第2種方法通過構造柔度矩陣以及均布載荷面，采用均布載荷面曲率法獲得損傷指標進行損傷識別研究；第3種方法通過擴展均布載荷面參數(shù)構造結構的虛擬軸向應變?yōu)閾p傷指標進行損傷定位。3種方法相互獨立，基于模態(tài)振型曲率法和均布載荷面曲率法將損傷定位到局部區(qū)域，采用虛擬軸向應變法利用均布載荷面對噪聲不敏感的優(yōu)點，能進一步將損傷定位到具體桿件。本文以德國Zeppelin NT半硬式飛艇中典型的狹長構型三角截面碳纖維增強復合材料桁架為例，通過仿真分析和試驗測試，驗證本文所提損傷識別方法的可靠性及其在噪聲環(huán)境下的有效性。

1 理論依據(jù)

1.1 模態(tài)分析

結構動力系統(tǒng)表達式為

(1)

式中：M為質量矩陣；K為剛度矩陣；x為單元節(jié)點位移。假設微分方程的通解表達式為xi=x0eiω t，其中：x0為初始位移；ω為結構圓頻率；i為虛數(shù)單位；t為時間；系統(tǒng)對應的特征方程為

|K-Mω2|=0

(2)

通過求解特征方程，可獲得系統(tǒng)的特征值和特征向量，從而獲得結構的固有圓頻率ω和對應的模態(tài)振型φ。

1.2 柔度矩陣

根據(jù)文獻[13]，柔度矩陣的表達式為

(3)

式中：模態(tài)振型φ需要進行質量歸一化處理；ωk為結構k階振動模態(tài)下的固有圓頻率；m為柔度矩陣模態(tài)參與數(shù)目；fi,j為在節(jié)點j上施加單位載荷后節(jié)點i的變形。

1.3 均布載荷面

根據(jù)文獻[14]，由均布載荷面的定義可知，其變形等效于在結構中各節(jié)點施加單位載荷。

(4)

1.4 擴展均布載荷面

傳統(tǒng)的均布載荷面只考慮在單位載荷作用下結構單方向的節(jié)點位移，并不足以用來直接構造桿件的應變。本文通過將振型進行重新組合，獲得除法向單位載荷下節(jié)點在其他方向的位移分量，具體如式(5)～式(7)所示，式中x、y、z為坐標軸。從而獲得任意方向載荷下節(jié)點各分量的位移，由此構造新?lián)p傷指標，用于損傷桿件識別。

(5)

(6)

(7)

2 損傷識別方法

通過模態(tài)分析，獲得結構的固有頻率和模態(tài)振型后，下面分別給出模態(tài)振型曲率法、均布載荷面曲率法和虛擬軸向應變法等3種損傷識別算法計算公式。

2.1 模態(tài)振型曲率法

在模態(tài)振型φ基礎上，通過式(8)計算模態(tài)振型曲率Ci。

(8)

式中：下標i表示節(jié)點編號；hi為節(jié)點之間的距離。定義損傷指標為

(9)

(10)

歸一化損傷指標為

(11)

(12)

2.2 均布載荷面曲率法

均布載荷面可等效為單位載荷下的靜態(tài)變形，而這種變形是包含位置信息的單調函數(shù)，所以也可以用來定義損傷指標。根據(jù)式(5)～式(7)，通過固有頻率和模態(tài)振型計算柔度矩陣和均布載荷面。

(13)

式中：φi為節(jié)點i的均布載荷下對應的變形(即ULS)，用來構造均布載荷面曲率法的損傷指標為

(14)

(15)

歸一化損傷指標

(16)

(17)

2.3 虛擬軸向應變法

同等外部載荷條件下，損傷桿件的軸向應變大于完好桿件，這樣可以通過識別所有桿件軸向應變的局部峰值來識別和定位損傷桿件。但傳統(tǒng)的桿件軸向應變并不能直接用于損傷識別，因為它與外載荷相關，在實際工況下外載荷較難確定。本文通過式(5)～式(7)將問題進行轉化，通過構造擴展均布載荷面獲得等效單位載荷下結構的變形，進一步獲得結構的虛擬軸向應變，構造損傷指標和損傷識別算法。對于桿件由i和j兩個節(jié)點相連，得到虛擬軸向應變計算公式為

(18)

式中：α、β和γ分別為桿件與坐標軸的夾角。Δxij、Δyij和Δzij分別為兩個節(jié)點在笛卡兒坐標下的相對位移；Lij為桿件的長度。

通過式(18)，將計算得到的各桿件虛擬軸向應變進一步進行歸一化處理得到損傷指標為

NDI3=abs(Sij/max(Sij))

(19)

2.4 白噪聲

為驗證本文提出的損傷指標在環(huán)境噪聲下進行損傷識別的有效性，仿真分析時對模態(tài)振型施加均值為0、方差為1的白噪聲，具體為

φ=φ(1+n%·rand(N,1))

(20)

式中：n%為噪聲量級；rand產(chǎn)生(0, 1)之間的隨機數(shù)；N為產(chǎn)生的隨機點數(shù)。

3 仿真校驗

3.1 材料參數(shù)、幾何參數(shù)及損傷工況

以半硬式飛艇Zeppelin NT骨架結構常見三角截面碳纖維復合材料桁架為例進行損傷識別研究。碳纖維桁架制備方法參見文獻[16]，其纖維含量為55%?；w采用強度高和耐高溫性能好的TDE-850環(huán)氧樹脂、咪唑類固化劑和T700-12K碳纖維?？紤]碳纖維桁架接頭部位為薄弱環(huán)節(jié)，在加工制作時對接頭進行局部強化來增加節(jié)點剛度。接頭增強主要分3步：第1步根據(jù)桁架接頭形式確定增強薄殼形狀，由織物預浸料[±45°]鋪放4層制備4瓣薄殼包覆桿件連接部位，通過環(huán)氧樹脂E51膠粘劑將碳纖維薄殼與碳纖維桿件包覆粘接。第2步采用手工引導浸潤纖維束對接頭進行纏繞加強，并保證纏繞時具備預緊力和纖維纏繞密度。第3步在接頭增強部位鋪放T700-3K碳纖維樹脂平紋織物，并通過螺絲緊固模具加壓固化，具體如圖2所示。

圖2 碳纖維桁架和接頭Fig.2 CFRP truss and joint

下面先采用有限元方法對碳纖維桁架結構的動態(tài)特性進行仿真分析，考慮飛艇內部支撐骨架規(guī)模龐大，并且含有大量復合材料桁架接頭，如果對每一個接頭都進行精細建模將耗費大量的計算資源。為了提高計算效率，建立不考慮接頭作用的剛性連接桁架分析模型。基于ANSYS12.0平臺，采用三維兩節(jié)點線性梁單元BEAM188對桿件進行模擬，不考慮接頭作用。BEAM188單元在默認狀態(tài)下包含沿節(jié)點坐標系x、y、z軸的平動和繞x、y、z軸的轉動。桁架的節(jié)點編號、桿件編號(圈中數(shù)字)、幾何尺寸和等效剛性節(jié)點如圖2 所示。正三角形截面外接圓直徑為0.3 m，桁架總長度為20 m(包含40等節(jié)，端部弦桿分別延伸0.1 m用于邊界固定)，弦桿、腹桿均為空心圓管，截面外徑分別為20.0 mm、16.0 mm，壁厚分別為2.0 mm、1.5 mm。接頭處圓管增強厚度為1.0 mm。有限元分析選用材料的參數(shù)由哈爾濱玻璃鋼研究院提供，T700-12K碳纖維/環(huán)氧樹脂單向復合材料的力學性能如表1所示，由T700-3K碳纖維/環(huán)氧樹脂復合材料制作的平紋織物的力學性能如表2所示。碳纖維桿件為單向桿件，仿真分析過程中損傷采用等比例減小彈性模量的方法進行模擬，損傷工況如表3所示。

表1T700-12K碳纖維/環(huán)氧樹脂復合材料力學性能

Table1MechanicalpropertiesforcompositesofT700-12Kcarbonfiber/epoxyresin

參數(shù)E1/GPaE2/GPaE3/GPaμ12=μ13μ23值1349.429.420.280.34參數(shù)G12/GPaG13/GPaG23/GPaρ/(kg·m-3)值6.506.503.401500

表2T700-3K碳纖維/環(huán)氧樹脂平紋織物復合材料力學性能

Table2MechanicalpropertiesforplainweavefabriccompositesofT700-3Kcarbonfiber/epoxyresin

參數(shù)E1/GPaE2/GPaμ12G12/GPaρ/(kg·m-3)值66.0066.000.044.101500

表3 損傷工況Table 3 Damage cases

3.2 仿真模態(tài)參數(shù)

假設桿件兩端為簡支邊界(約束x、y、z方向位移，不約束繞x、y、z軸的轉動)，表4為各工況下結構對應的固有頻率。由于結構具有對稱性，完好結構的固有頻率也成對出現(xiàn)。損傷破壞了結構的對稱性，導致結構固有頻率減小。

表4 結構的固有頻率Table 4 Natural frequencies of structures

圖3為結構完好狀態(tài)下對應的前8階模態(tài)振型，圖中紅色表示位移模態(tài)振型最大值，藍色表示位移模態(tài)振型最小值，從模態(tài)振型來看結構的低階模態(tài)主要以彎曲模態(tài)為主。

圖3 前8階模態(tài)振型Fig.3 The first 8 mode shapes

3.3 損傷識別方法仿真研究

3.3.1 模態(tài)振型曲率法

損傷導致桿件局部剛度減小、損傷位置處柔度增加。所以在同等外載荷作用下，損傷桿件處變形曲率將大于完好桿件。以表3中損傷工況3為例，采用位移模態(tài)，根據(jù)式(8)～式(12) 計算模態(tài)振型曲率，驗證模態(tài)振型曲率法進行損傷識別的有效性。圖4為損傷識別結果，基于前兩階彎曲模態(tài)振型曲率的損傷指標NDIS1和NDIS2在桿件損傷位置 (15#, 25#) 發(fā)生突變，說明該損傷指標準確識別損傷桿件位置。但是受差分算法限制，靠近邊界處桿件損傷識別存在誤差。

圖4 基于模態(tài)振型曲率法的損傷識別結果Fig.4 Damage detection results based on mode shape curvature

圖5 10%噪聲下模態(tài)振型曲率法損傷識別結果Fig.5 Damage detection results based on mode shape curvature under 10% noise

為驗證噪聲下模態(tài)振型曲率法進行損傷識別的有效性，對工況3中模態(tài)振型采用式(20)施加10%噪聲，得到損傷識別結果如所圖5示。圖中對應桿件(15#和25#)位置處曲線有局部突變，可見損傷位置在噪聲環(huán)境下同樣可以準確識別。高質量的結構響應數(shù)據(jù)在損傷識別過程中非常重要，在現(xiàn)場測試過程中必須設置低通濾波器，略去高頻噪聲，盡可能降低測試噪聲對數(shù)據(jù)的影響。

3.3.2 均布載荷面曲率法

為提高損傷指標在噪聲環(huán)境下的有效性，提出均布載荷面曲率法。下面分別從損傷位置、環(huán)境測試噪聲、損傷程度和模態(tài)階數(shù)等方面對基于均布載荷面曲率法的損傷識別算法進行評估。

考慮表3中3種工況，用式(14)～式(18) 構造均布載荷面曲率的損傷指標，研究了損傷位置對損傷識別結果的影響。

圖6 3種工況下均布載荷面(ULS)曲率法損傷識別結果Fig.6 Damage detection results for 3 cases based on uniform load surface (ULS) curvature

圖6為3種工況下采用均布載荷面曲率法進行損傷識別的結果，從圖6可以看出，均布載荷面曲率對損傷位置敏感，圖中曲率突變位置即損傷位置。圖6(a)和圖6(b)表示單根桿件15#和25#分別存在損傷，圖6(c)為多個桿件(15#和25#)同時存在損傷。通過圖6中結果可知，采用均布載荷面曲率法計算的損傷指標NDI1和 NDI2不僅能識別結構中單個損傷桿件，也能同時識別多個損傷桿件。

分析環(huán)境噪聲對損傷識別結果的影響，考慮噪聲量級為5%和10%的兩種工況。從圖7可以看出NDI1和 NDI2具有很好的抗噪能力，當噪聲量級達10%時，兩個損傷指標均能準確定位損傷桿件。通過比較圖5和圖7，驗證了基于均布載荷面曲率法的損傷指標比基于模態(tài)振型曲率法的損傷指標有更好的抵抗噪聲性能。

圖7 不同噪聲下均布載荷面曲率法損傷識別結果Fig.7 Damage detection results based on ULS curvature under different noise conditions

圖8 不同損傷程度下均布載荷面曲率法損傷識別結果Fig.8 Damage detection results based on ULS curvature with different damage severities

分析不同損傷程度對損傷識別結果的影響，分別考慮彈性模量減少50%和90%兩種工況。從圖8可知，兩種工況下的損傷桿件都能通過NDI1和NDI2的局部峰值進行識別和定位，桿件15#和25#都發(fā)生損傷。通過對比分析可知，損傷指標在大損傷(-90%)工況下比小損傷(-50%)工況更加敏感，并且隨著損傷程度增加而增加。

分析不同模態(tài)數(shù)目對損傷識別結果的影響，針對表3中工況3，分別考慮前3階模態(tài)。從圖9看出，隨模態(tài)階數(shù)增加，對應曲線更加光滑，損傷識別結果更可信。這說明在實際應用過程中，通過增加計算模態(tài)數(shù)目，可提高均布載荷面曲率法損傷識別結果的準確性和可靠性。

基于以上分析可知，基于均布載荷面曲率法的損傷識別算法能準確識別和定位多根損傷桿件，對測試噪聲不敏感，但對桿件損傷程度敏感。盡可能多地考慮結構模態(tài)階數(shù)更有利于提高損傷識別結果的準確性。

圖9 不同模態(tài)階數(shù)對均布載荷面曲率法損傷識別結果Fig.9 Damage detection results based on ULS curvature with different mode orders

3.3.3 虛擬軸向應變法

由于模態(tài)振型曲率法和均布載荷面曲率法需要將細長構型三角截面碳纖維桁架進行梁處理，實際損傷定位結果是與縱向桿件編號相同的等節(jié)區(qū)域。針對同一節(jié)點包含多根桿件，下面提出虛擬軸向應變法將損傷桿件進一步定位。

通過式(5)～式(7)和式(18)～式(19)構造虛擬軸向應變法，圖10為10%噪聲下的損傷識別結果及其局部放大圖。分析損傷指標NDI3局部峰值，即紅色標注位置就可確定對應的損傷桿件。通過施加環(huán)境噪聲，說明NDI3具有很好的抗噪聲能力，該損傷指標能同時識別多根損傷桿件。

圖10 10%噪聲下虛擬軸向應變法損傷識別結果Fig.10 Damage detection results based on virtual axial strain with 10% white noise

4 試驗驗證

為了驗證本文提出方法的有效性性，采用本課題組提出的樹脂基碳纖維復合材料桁架接頭連接專利技術[16]加工制作桁架，材料參數(shù)分別如表1 和表2所示。加工和制備兩個長度為2 m，中間跨距為0.6 m的3跨碳纖維增強復合材料桁架，其中桿件外直徑為10 mm，壁厚為1 mm，通過纏繞加強連接方式將兩個桁架連接為一個整體。由于兩個桁架中間位置沒有斜桿增強，將該處等效為桁架的損傷部位，如圖11所示。

采用DYTRAN力錘進行激勵，采用6個PCB公司生產(chǎn)的356A16三軸加速度計測量響應，采用DEWE-801多通道數(shù)采分析儀記錄力錘和加速度時域信號。采用固定點錘擊激勵，記錄3次響應并采用線性平均。數(shù)字信號處理時分析帶寬為0～640 Hz，采樣點為2 048個，頻率分辨率為0.313 Hz，采集3組移動加速度傳感器方法測試獲得各節(jié)點響應，表5為試驗模態(tài)分析獲得前3階振動模態(tài)參數(shù)。本次損傷識別采用第1階彎曲振動模態(tài)振型，對應的損傷識別結果如圖12～圖14所示。

圖11 試驗動態(tài)測試實物圖Fig.11 Experimental setup for dynamic testing

表5 試驗模態(tài)參數(shù)Table 5 Experimental modal parameters

模態(tài)頻率/Hz阻尼比/%振型180.14.871階彎曲293.41.60偏轉31601.942階彎曲

圖12 第1階模態(tài)振型曲率法損傷識別試驗結果Fig.12 Experimental results of damage detection with 1st order mode shape curvature

圖13 均布載荷面曲率法損傷識別試驗結果Fig.13 Experimental results of damage detection with ULS curvature

圖14 虛擬軸向應變法損傷識別試驗結果 Fig.14 Experimental results of damage detection with virtual axial strain

通過對比圖4和圖12、圖6和圖13、圖10和圖14，試驗結果與有限元仿真分析結果趨勢相同，損傷指標在損傷位置均出現(xiàn)突變，從而驗證了本文方法的可行性。

采用模態(tài)振型曲率法進行損傷識別是一種簡單、有效的損傷識別方法。通過結構低階模態(tài)參數(shù)構造柔度矩陣和均布載荷面，并通過均布載荷面曲率法來構造損傷指標可提高損傷識別結果的準確性。模態(tài)振型曲率法和均布載荷面曲率法能將損傷定位到桁架損傷等節(jié)局部區(qū)域。第3種方法為采用擴展均布載荷面構造與桿件唯一相關的虛擬軸向應變法，通過損傷指標的局部峰值對損傷桿件進行識別。從圖14及局部放大圖可知，縱向桿件的變形遠大于其他桿件，導致?lián)p傷部位3根桿件 (4#、11#和18#) 對應的虛擬軸向應變最大。第3種方法的損傷識別效果最好，能將損傷定位到具體桿件，但是該方法需要所有節(jié)點的完備信息，導致成本最高。在后續(xù)的飛艇骨架結構損傷識別和健康監(jiān)測中，建議采用基于模態(tài)振型曲率法和均布載荷面曲率法對飛艇骨架結構進行整體特性監(jiān)測。結合結構力學分析和屈曲分析，采用虛擬軸向應變法對關鍵部位和薄弱區(qū)域進行重點監(jiān)測。

5 結 論

1) 新定義的損傷指標能準確定位損傷，這些損傷識別方法不需要損傷前的基準數(shù)據(jù)，只需利用結構損傷后的數(shù)據(jù)即可對結構進行損傷識別和定位。這一優(yōu)點特別適合飛艇骨架結構，因為當這類結構存在損傷時，結構模態(tài)出現(xiàn)局部化和躍遷現(xiàn)象，無法通過匹配損傷前后的參數(shù)變化來識別損傷。

2) 本文損傷指標對損傷敏感，隨著損傷程度增加，更有利于損傷識別。本文損傷指標在噪聲環(huán)境下能對多個損傷桿件進行識別和定位。

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余建新男， 博士研究生， 工程師。主要研究方向： 空間結構損傷識別。

Tel.: 0451-86414179

E-mail: yujianxin03242@163.com

衛(wèi)劍征男， 博士， 副教授， 碩士生導師。主要研究方向： 柔性復合材料及力學和飛行器結構力學。

Tel.: 0451-86403612

E-mail: weijz@163.com

譚惠豐男， 博士， 教授， 博士生導師。主要研究方向： 柔性復合材料、 空間充氣展開結構、 飛艇結構與材料。

Tel.: 0451-86402327

E-mail: tanhf@hit.edu.cn

*Correspondingauthor.Tel.：0451-86402327E-mail:tanhf@hit.edu.cn

Dynamicdamagedetectionmethodsforairshipframeworkstructure

YUJianxin1,2,WEIJianzheng1,TANHuifeng1,*

1.CenterofCompositeMaterialsandStructures,HarbinInstituteofTechnology,Harbin150080,China2.CenterofAnalysisandMeasurement,HarbinInstituteofTechnology,Harbin150001,China

Themodejumpingphenomenonwiththepresenceofdamageinairshipframeworkstructuremadetraditionaldamagedetectionmethodsbymatchingstructuraldynamicparametersbeforeandafterdamagefailed.Hence,threedynamicmethodsweredevelopedfordamagedetectiononlyusingglobalvibrationresponseafterdamage.Modalparametersofstructureswereobtainedthroughmodalanalysismethod,andthenthreedamagedetectionmethodsnamedmodeshapecurvature,uniformloadsurfacecurvatureandvirtualaxialstrainwereproposed.Newdamageindicatorsweredefinedandthedamagedmemberswerelocalizedbylocalpeaksofdamageindicators.Anexamplewasgivenwithatypicallarge-scaletri-angularcarbonfiberreinforcedpolymercompositespacetrussstructure.Itwaswidelyusedforsemi-rigidityairshipframeworkstructure.Thewholedamagedetectionprocessesweresimulatedcombinedwithfiniteelementmethodandself-definedMATLABprogram,andtheinfluencefactorsincludedamagetypes,damagelocations,damageseverities,noiselevels,etc.Anexperimentaltestingwasconductedtoverifytheproposeddamagedetectionmethods.Allresultsshowthattheproposeddamageindicatorsaresensitivetodamageandcapableofidentifyingandlocatingsingleandmultipledamagedmembersunderenvironmentalnoisecondition.Theproposedmethodsbasedonstructuralglobalvibrationthuscouldbeusedforreal-timestructuralhealthmonitoringsystemforairshipframeworkinthefuture.

damagedetection;damageindicator;airshipframework;flexibilitymatrix;uniformloadsurface

2015-11-02；Revised2015-12-11；Accepted2016-03-10；Publishedonline2016-03-291537

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160329.1537.012.html

TheFundamentalResearchFundsfortheCentralUniversities(HIT.MKSTISP.201609)

2015-11-02；退修日期2015-12-11；錄用日期2016-03-10； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡出版時間

時間：2016-03-291537

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中央高校基本科研業(yè)務費專項資金 (HIT.MKSTISP.201609)

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.Tel.：0451-86402327E-mailtanhf@hit.edu.cn

余建新， 衛(wèi)劍征， 譚惠豐. 飛艇骨架結構動態(tài)損傷識別方法J． 航空學報,2016,37(11):3385-3394.YUJX,WEIJZ,TANHF.DynamicdamagedetectionmethodsforairshipframeworkstructureJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(11):3385-3394.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0074

V11

A

1000-6893(2016)11-3385-10