CN105092708A - 一种直升机复合材料桨叶损伤检测系统及方法 - Google Patents
一种直升机复合材料桨叶损伤检测系统及方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN105092708A CN105092708A CN201410188694.6A CN201410188694A CN105092708A CN 105092708 A CN105092708 A CN 105092708A CN 201410188694 A CN201410188694 A CN 201410188694A CN 105092708 A CN105092708 A CN 105092708A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- signal
- destructive testing
- testing index
- analytic system
- index extraction
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Landscapes
- Investigating Or Analyzing Materials By The Use Of Magnetic Means (AREA)
Abstract
本发明涉及一种复合材料桨叶损伤检测系统及方法，具体涉及一种基于动力学边界效应的复合材料桨叶损伤检测系统及方法。本发明的目的弥补常规检测方法的不足，建立一种非接触式的、高精度的、模型无关的、在线无损检测方法。可以实现对直升机复合材料桨叶结构小损伤，如裂纹、分层、内部空洞等的精确定位。
Description
技术领域
本发明涉及一种复合材料桨叶损伤检测系统及方法，具体涉及一种基于动力学边界效应的复合材料桨叶损伤检测系统及方法。
背景技术
目前，在复合材料桨叶的生产过程中广泛采用的无损检测方法包括超声波法、X光等多种无损检测技术，各种检查方法均存在各自的不足，如超声波法需要提前获得被试件的性能参数，且测试精度取决于探头的大小。X光检测仅对较大密度变化的损伤敏感，对复合材料检测精度较低。以上的检测方法均不能实现部件在工作状态的在线检测。
发明内容
本发明的目的：本发明的目的弥补常规检测方法的不足，建立一种非接触式的、高精度的、模型无关的、在线无损检测方法。可以实现对直升机复合材料桨叶结构小损伤，如裂纹、分层、内部空洞等的精确定位。
本发明的技术方案：本发明是一种动力学边界效应检测方法(BEEM)，其基本原理为：缺陷或者损伤会在结构件中引入新的边界，并影响边界处的振动响应，产生空间局部效应，利用动力学理论方法可以从结构的工作变形ODS(振动响应)中提取出中心解和边界层解。当结构中存在缺陷或损伤时，边界层解在损伤边界位置处其值为非零；而远离损伤边界的位置其值为零，因此，可以把边界层解作为损伤检测指标，利用这些损伤指标的特性来定位损伤。
一种直升机复合材料桨叶损伤检测系统，包括信号发生器1、功率放大器2、激振器3、无损检测指标提取与分析系统4、台钳5、含视频头6-1、传感器头6-2的扫描激光头6、信号控制箱7、视频控制箱8。其中试验件固定在台钳5上，激振器3与试件相连，激振器3受信号发生器1产生的并经功率放大器2放大的激振信号控制，信号发生器1产生的信号同时还提供给无损检测指标提取与分析系统4使用；试件左侧位置为包括视频头6-1和传感器头6-2组成的激光扫描头6，传感器头6-2由信号控制箱7控制，并向信号控制箱7反馈信号，经信号控制箱采集处理后提供给无损检测指标提取与分析系统4；视频头6-1受视频控制箱8控制，并反馈视频扫描结果，视频扫描结果经视频控制箱采集处理后提供给无损检测指标提取与分析系统4。
一种直升机复合材料桨叶损伤检测系统及方法，包括以下步骤
第一步、将被检测桨叶试件夹在台钳5上；控制信号发生器1的产生激励信号，经功率放大器2放大后，控制激振器3对被检测桨叶试件进行扫频激励。通过扫描激光头6采集信号后经信号控制箱7、视频控制箱8后传给无损检测指标提取与分析系统4。无损检测指标提取与分析系统通过五次傅里叶平均，获得桨叶试件的前八阶模态固有频率。
第二步、依据被测桨叶试件厚度，在固有频率中选择噪声干扰最小的频率作为激振频率。采用谐波快扫描和快速采集方式，获得结构工作变形数据，采集后传给无损检测指标提取与分析系统4。
第三步、由无损检测指标提取与分析系统4进行分析，提取边界层函数，根据各损伤指标的特性，完成损伤识别和定位。
本发明的优点：
本发明是一种模型无关法，不需要建立结构未损伤时的基准模型。只需用测试损伤后结构的工作变形，然后利用移动窗口最小二乘数据拟合技术从工作变形中提取边界效应来判定缺陷和损伤。
本发明可以实现工作环境激励下的在线检测。因为工作变形为结构的稳态响应工作振型，所以可以利用部件的工作环境激励来进行现场扫描，实现在线检测，无需特殊激励条件；而且可以通过将被测构件划分成多块区域的方法实现大型构件的检测。
本发明对损伤敏感，识别较高精度。研究表明，这种方法可以检测小损伤，例如可以对损伤程度1％(裂纹宽度与梁长度之比)的裂纹进行位置定位和程度估计，能检测到质量特性0.018％的附加变化。
附图说明：
图1为本发明无损检测系统构成要素示意图；
图2为无损检测系统构成要素示意图；
图3为实施例含两孔复合材料桨叶的无损检测指标示意图。
其中：1-信号发生器2-功率放大器3-激振器4-无损检测指标提取与分析系统5-台钳6-扫描激光头6-1-视频头6-2-传感器头7-信号控制箱8-视频控制箱。
具体实施方式：
实施例：下面结合实例对本发明做进一步详细描述。
图2是一片含两孔的复合材料桨叶，该桨叶总长541mm，弦向长度60mm,翼型选用NACA0012。实验中弹性模量E取124×1010pa，密度ρ＝2.7×103kg/m3，1﹟孔及2﹟孔在长度方向上的位置分别为Δx＝0.39以及Δx＝0.6附近。
无损检测及分析的过程、步骤如下：
(1)将被检测桨叶试件夹在台钳5上，控制信号发生器1的产生激励信号，经功率放大器2放大后，控制激振器3对被检测桨叶试件进行扫频激励。扫频时所采用的扫频范围为[0,2000]Hz，线数3200。通过扫描激光头6采集信号后经信号控制箱7、视频控制箱8后传给无损检测指标提取与分析系统4。无损检测指标提取与分析系统通过五次傅里叶平均，确定出该含两孔复合材料桨叶的前八阶模态固有频率，分别为15.63、98.44、270.3、543.8、821.9、989.8、1478、2241Hz。
(2)选取合适的激振电压以及布点总数，本次布点总数M＝269因为被测桨叶厚度相对较厚，采用的激振电压也较大，选用的激振电压U＝0.5V，但是过大的激振电压激振时会产生大的噪声，这对于损伤检测来说非常不利，所以应根据测量需要，选取合适的激振电压。选取第五阶模态频率821.9Hz进行激励，采用谐波快扫描和快速采集方式，频率带宽选取激振频率的0.02％，为减少试验噪声的影响，定频激励时加入带通滤波，本次试验中采取定频激励频率的±4Hz的频率通过。
(3)由无损检测指标提取与分析系统4对试验中获得的工作变形数据进行分析，根据各损伤指标的特性，完成损伤识别和定位。结果分析如图3，从其中的各个损伤曲线中可以看出：
损伤指标曲线C1×C3、C3的尖峰，C4-C2和C4的突然变号，可以清晰地指示1﹟孔和2﹟孔的位置，这四个指标很好地显示了损伤(即小孔)的位置。
Claims (2)
1.一种直升机复合材料桨叶损伤检测系统，其特征是，包括信号发生器(1)、功率放大器(2)、激振器(3)、无损检测指标提取与分析系统(4)、台钳(5)、含视频头(6-1)、传感器头(6-2)的扫描激光头(6)、信号控制箱(7)、视频控制箱(8)；其中试验件固定在台钳(5)上，激振器(3)与试件相连，激振器(3)受信号发生器(1)产生的并经功率放大器(2)放大的激振信号控制，信号发生器(1)产生的信号同时还提供给无损检测指标提取与分析系统(4)使用；试件左侧位置为包括视频头(6-1)和传感器头(6-2)组成的激光扫描头(6)，传感器头(6-2)由信号控制箱(7)控制，并向信号控制箱(7)反馈信号，经信号控制箱采集处理后提供给无损检测指标提取与分析系统(4)；视频头(6-1)受视频控制箱(8)控制，并反馈视频扫描结果，视频扫描结果经视频控制箱采集处理后提供给无损检测指标提取与分析系统(4)。
2.一种直升机复合材料桨叶损伤检测系统及方法，其特征是，包括以下步骤：
第一步、将被检测桨叶试件夹在台钳(5)上；控制信号发生器(1)的产生激励信号，经功率放大器(2)放大后，控制激振器(3)对被检测桨叶试件进行扫频激励；通过扫描激光头(6)采集信号后经信号控制箱(7)、视频控制箱(8)后传给无损检测指标提取与分析系统(4)；无损检测指标提取与分析系统通过五次傅里叶平均，获得桨叶试件的前八阶模态固有频率；
第二步、依据被测桨叶试件厚度，在固有频率中选择噪声干扰最小的频率作为激振频率；采用谐波快扫描和快速采集方式，获得结构工作变形数据，采集后传给无损检测指标提取与分析系统(4)；
第三步、由无损检测指标提取与分析系统(4)进行分析，提取边界层函数，根据各损伤指标的特性，完成损伤识别和定位。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201410188694.6A CN105092708A (zh) | 2014-05-07 | 2014-05-07 | 一种直升机复合材料桨叶损伤检测系统及方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201410188694.6A CN105092708A (zh) | 2014-05-07 | 2014-05-07 | 一种直升机复合材料桨叶损伤检测系统及方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN105092708A true CN105092708A (zh) | 2015-11-25 |
Family
ID=54573616
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201410188694.6A Pending CN105092708A (zh) | 2014-05-07 | 2014-05-07 | 一种直升机复合材料桨叶损伤检测系统及方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN105092708A (zh) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105510435A (zh) * | 2015-11-27 | 2016-04-20 | 航天晨光股份有限公司 | 一种基于激光振动检测金属波纹管缺陷的方法 |
| CN108106804A (zh) * | 2017-12-13 | 2018-06-01 | 中国飞机强度研究所 | 一种悬臂结构工作变形试验方法及系统 |
| CN110308026A (zh) * | 2019-06-11 | 2019-10-08 | 江西昌河航空工业有限公司 | 一种对复合材料桨叶包铁检测的表面处理方法 |
| CN111046547A (zh) * | 2019-12-04 | 2020-04-21 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机矩形复合材料柔性梁高周寿命快速计算方法 |
-
2014
- 2014-05-07 CN CN201410188694.6A patent/CN105092708A/zh active Pending
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| 何永亮等: "基于振动模态对直升机桨叶损伤检測研究", 《第六届中国航空学会青年科技论坛》 * |
| 王瑞娟: "基于动力学边界效应的直升机桨叶损伤检测方法研究", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技二辑》 * |
| 王瑞娟等: "基于动力学的无损检测方法在复合材料桨叶上的应用", 《直升机技术》 * |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105510435A (zh) * | 2015-11-27 | 2016-04-20 | 航天晨光股份有限公司 | 一种基于激光振动检测金属波纹管缺陷的方法 |
| CN108106804A (zh) * | 2017-12-13 | 2018-06-01 | 中国飞机强度研究所 | 一种悬臂结构工作变形试验方法及系统 |
| CN108106804B (zh) * | 2017-12-13 | 2020-04-28 | 中国飞机强度研究所 | 一种悬臂结构工作变形试验方法及系统 |
| CN110308026A (zh) * | 2019-06-11 | 2019-10-08 | 江西昌河航空工业有限公司 | 一种对复合材料桨叶包铁检测的表面处理方法 |
| CN111046547A (zh) * | 2019-12-04 | 2020-04-21 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机矩形复合材料柔性梁高周寿命快速计算方法 |
| CN111046547B (zh) * | 2019-12-04 | 2022-09-16 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机矩形复合材料柔性梁高周寿命快速计算方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Wang et al. | Damage detection method for wind turbine blades based on dynamics analysis and mode shape difference curvature information | |
| Yoon et al. | Local damage detection with the global fitting method using operating deflection shape data | |
| CN105092708A (zh) | 一种直升机复合材料桨叶损伤检测系统及方法 | |
| CN104502449B (zh) | 利用超声波a扫描判断风力发电叶片结构缺陷的方法 | |
| CN102213110B (zh) | 汽轮机组汽封径向间隙测量修整方法及其工具 | |
| CN102759487B (zh) | 基于局部刚度法的复合材料无损检测系统及其检测方法 | |
| BRPI0921218B1 (pt) | processo para análise de vibrações e dispositivo para a realização de uma análise de vibrações | |
| CN104535648A (zh) | 一种汽轮机叶片超声导波检测方法 | |
| CN103592365B (zh) | 一种转子裂纹快速检测方法 | |
| JP5701555B2 (ja) | ターボ機関のロータブレードの亀裂検査法 | |
| Mandache et al. | Aircraft engine blade tip monitoring using pulsed eddy current technology | |
| Janovec et al. | Eddy current array inspection of Zlin 142 fuselage riveted joints | |
| Caggiano et al. | Comparison of drilled hole quality evaluation in CFRP/CFRP stacks using optical and ultrasonic non-destructive inspection | |
| KR20160038493A (ko) | 음향 공진 비파괴 검사 시스템 | |
| Chakrapani et al. | Ultrasonic Rayleigh wave inspection of waviness in wind turbine blades: Experimental and finite element method | |
| JP2012032195A (ja) | タービン翼の探傷方法 | |
| CN107228900A (zh) | 一种叶片腹板后缘质量检测方法 | |
| Lu et al. | Shaft crack identification based on vibration and AE signals | |
| Cempel | Vibroacoustic condition monitoring: Ellis Horwood, 212pp.(1991) | |
| CN103528777A (zh) | 一种动力特性快速测定的随机激励方法 | |
| CN108801823B (zh) | 一种多尺度的复合材料结构局部疲劳评估方法及系统 | |
| CN104569150B (zh) | 煤岩力学参数检测仪及其测定煤岩力学参数的方法 | |
| CN107515247B (zh) | 一种复合材料板局部层间剥离位置检测方法 | |
| Zhang et al. | The application of ultrasonic phased array technology in wind turbine blade defect detection system | |
| Loendersloot et al. | Acousto-ultrasonic damage monitoring in a thick composite beam for wind turbine applications |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20151125 |