CN109000866B - 风沙-热环境下无人机复材机翼动特性和损伤检测装备 - Google Patents

Abstract

风沙‑热环境下无人机复材机翼动特性和损伤检测装备，包括环境模拟机构、激振机构、回转工作台、多点柔性夹具、第一减速器、第一电机、复合材料机翼、自动检测机构和悬吊机构，本发明装置能够模拟不同程度的风环境、热环境、热风环境和风沙环境，通过激光测振仪和超声波探伤仪双重检测准确定位损伤位置和动特性；本发明多点柔性夹具可以实现对复合材料的不损伤夹持，不会因为夹持造成其在夹持位置产生损伤；多点柔性夹具可以使得复合材料机翼跟随回转工作台一起旋转到合适的激振方向，确保振动激励的效果；本发明激振机构可以在不同的振动激励强度下，让待测有损伤的复合材料机翼会产生新的损伤和裂纹，帮助设计人员评价其动特性下降的趋势。

Description

风沙-热环境下无人机复材机翼动特性和损伤检测装备

技术领域

本发明属于动特性和损伤检测技术领域，具体涉及风沙-热环境下无人机复材机翼动特性和损伤检测装备。

背景技术

随着军用无人机的不断发展，未来任何战争改变游戏规则的工具必将是无人机。美国使用捕食者无人机攻击在也门和巴基斯坦的基地组织。英国使用无人机装备战斗机中队。以色列军队认为，拥有最好的无人机技术的国家将成为未来战争的赢家。然而，无人机坠落事故也在频繁上演，2001年9月至今，美军无人机共发生400多起重大坠毁事故，该数字和同一时期美军有人驾驶飞机的事故相当。捕食者无人机服役初期，每飞行10万小时发生4.79起事故，收割者无人机每飞行10万小时发生3.17起事故，该事故率远远高于有人驾驶飞机。专家研究认为，无人机存在结构损伤或缺陷是无人机坠毁的重要原因之一。为确保无人机安全执行任务，其装备使用的复合材料机翼的健康状况是无人机设计、质检、技术保障部门首先必须要考虑的问题。

传统动特性和损伤检测装备也不少，如激振器、振动台、超声波探伤仪、涡流探伤仪、射线探伤仪等。但上述仪器和设备使用的检测技术方法单一，功能单一。对于复合材料机翼这种对象来说，传统的损伤检测装备无法满足大尺寸复合材料机翼准确、快速的损伤检测需求；另外，高温环境会使复合材料机翼产生蠕变，这种不可逆的塑性变形会严重的导致复合材料机翼的形状和尺寸发生变化，甚至发生破裂，导致其不可靠、不安全；风沙环境会严重侵蚀复合材料机翼，使其产生裂纹和促使腐蚀疲劳的发展，极大缩短了复合材料机翼的使用寿命，然而，目前上述传统的、单一功能的动特性和损伤检测装备无法满足风沙-热环境下无人机复合材料机翼动特性和损伤检测需求，因此，设计并发明一款可以模拟风沙-热环境且可以在上述复杂环境下实现无人机复材机翼动特性和损伤检测的装备系统就显得尤为重要。

发明内容

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

风沙-热环境下无人机复材机翼动特性和损伤检测装备，包括环境模拟机构，所述环境模拟机构内腔中间板顶部左端设置有激振机构，所述激振机构顶部设置有回转工作台，所述回转工作台一端通过螺栓固定连接多点柔性夹具，所述回转工作台另一端通过联轴器设置第一减速器，所述第一减速器输入端通过联轴器设置有第一电机，所述第一电机固定安装在激振机构顶部，所述多点柔性夹具右端设置有复合材料机翼，所述环境模拟机构中间板顶部设置有自动检测机构，且自动检测机构位于复合材料机翼后端，所述环境模拟机构内腔顶板底部设置有悬吊机构。

所述环境模拟机构包括框体，所述框体前后左右四面设置有亚克力板，所述框体中部设置有中间板，所述中间板与框体底板之间设置有竖板，左端所述竖板与框体之间中部设置有短横板，所述框体底板顶部设置有第二减速器，所述第二减速器输入端通过联轴器设置有第二电机，所述第二电机输出轴与框体底板顶部通过螺栓固定安装，所述框体内腔设置有螺旋输送机，所述螺旋输送机贯穿中间板底端抵在短横板顶部，且螺旋输送机主轴底端通过联轴器与第二电机输出端固定安装，所述螺旋输送机顶部贯穿框体顶板并固定安装在框体顶板顶部，所述框体底板右端顶部设置有位于右端竖板右端的倾斜式液压升降机，所述倾斜式液压升降机顶部贯穿中间板，所述倾斜式液压升降机顶部设置有风机，所述中间板顶部后端左右两侧设置有加热管，两个所述加热管之间中间板顶部两支撑板之间设置有滑轨，所述滑轨一端通过联轴器固定安装有第三电机，所述螺旋输送机左端中间板顶部设置有沙漏，所述螺旋输送机左端短横板顶部设置有收沙盘，且收沙盘右端焊接在螺旋输送机开口处，所述框体顶板顶部设置有倾斜沙槽，所述倾斜沙槽右端设置有进沙口。

所述激振机构包括振动台，所述振动台底端四角设置有振动台腿，所述振动台腿外壁设置有压缩弹簧，所述振动台中部设置有激振器，且振动台腿通过螺栓与框体中间板顶部固定安装。

所述自动检测机构包括机械臂底盘，所述机械臂底盘底部设置有与中间板顶部滑轨配合的滑块，所述机械臂底盘顶部设置有机械臂，所述机械臂末端分别设置有激光测振仪和超声波探伤仪。

所述回转工作台包括底座和工作台，所述底座中心处设置有工作台，所述工作台中心处设置有回转支承，所述回转支承外圈通过双头螺栓与工作台固定安装，所述回转支承内圈通过沉头螺栓与底座固定安装，所述底座中下部设置有贯穿工作台的蜗杆，且蜗杆中部螺纹与回转支承外圈螺纹配合，所述蜗杆两端设置有滚动轴承，所述蜗杆两端设置有位于滚动轴承外侧的轴承盖，且蜗杆通过轴承盖安装在底座上。

所述多点柔性夹具包括夹具底座，所述夹具底座左端设置有耳板，所述耳板上下两端夹具底座上设置有第二滑槽，所述耳板内侧设置有滚动轴承，所述耳板外侧设置有手轮，所述滚动轴承内圈设置有螺杆，且螺杆左端与手轮末端焊接，所述螺杆外表面螺接有移动箱，且移动箱后端通过滑轨滑动安装在第二滑槽上，所述第二滑槽右端设置有位于移动箱右端的固定箱。

所述移动箱和固定箱均包括针盘和顶杆团，所述移动箱和固定向箱体中部均设置有顶杆团，所述顶杆团一端设置有推板，所述推板的外侧设置有推板头，所述针盘贯穿顶杆团上的通孔且末端抵在移动箱和固定箱内壁的盲孔孔底。

所述顶杆团由若干个顶杆组成，所述顶杆截面设置为六边形，所述顶杆上均匀设置有通孔。

所述悬吊机构包括横滑轨和竖滑轨，两个所述横滑轨之间通过滑轮安装有竖滑轨，每根所述竖滑轨上滑动安装有两个滑轮。

风沙-热环境下无人机复材机翼动特性和损伤检测的方法，采用风沙-热环境下无人机复材机翼动特性和损伤检测装备，包括以下步骤，

步骤1，根据厂家提供的无损伤的待测复合材料机翼的结构尺寸参数，利用有限元方法建立其有限元模型，并在不考虑损伤的情况下计算获得各阶模态振型，同时，对各阶模态振型的计算数据的幅值进行正则归一化处理，化为无量纲的表达式，则正则归一化处理后模态振型的计算数据，只具有相对意义，其绝对值没有意义，这样便于与风沙-热环境下测试获得的无损伤待测复合材料机翼的正则归一化模态振型的测试数据进行比较；

步骤2，正式开始试验，复合材料机翼从外部运送到检测装备右端时，打开右端亚克力板，将两根竖滑轨移动到检测装备右端，将竖滑轨上的滑轮移动到合适的位置，分别用两个滑轮上的绳索竖直绑住复合材料机翼左右两端，并通过竖滑轨将复合材料机翼移动到多点柔性夹具附近；

步骤3，将移动箱和固定箱上的针盘抽出，通过推板上的推板头将顶杆团顶出一定的距离，将复合材料机翼靠近多点柔性夹具一端移动至移动箱和固定箱中间，然后摇动手轮，移动箱慢慢靠近固定箱，当移动箱上的顶杆团接触复合材料机翼表面时，顶杆团此时被顶回移动箱内部，各个顶杆团上的顶杆随复合材料机翼伸出不同的长度，从而随着复合材料机翼表面形成一个曲面，之后插上针盘将移动箱上的顶杆团固定，接着移动移动箱和复合材料机翼往固定箱一侧运动，当固定箱上的顶杆团接触复合材料机翼表面时，顶杆团此时被顶回固定箱内部，各个顶杆团上的顶杆随复合材料机翼伸出不同的长度，从而随着复合材料机翼表面形成一个曲面，之后插上针盘将固定箱上的顶杆团固定，接着在进一步移动移动箱往固定箱一侧移动，夹住复合材料机翼，完成装夹，移动竖滑轨运动至原始位置，并将绳索缠起固定；

步骤4，关闭检测装置右端亚克力板，使加热管加热，对待测复合材料机翼进行加热，模拟不同温度的热环境；

步骤5，启动倾斜式液压升降机将风机上升到环境模拟机构中间板上部，开启风机和螺旋输送机，以实现风沙环境的模拟，通过倾斜式液压升降机使风机转换不同的角度和复合材料机翼配合形成多方向的风沙环境的模拟，由于在风机的作用下，沙子最终被吹到中间板左端的沙漏中进而流进收沙盘，从而实现沙子的循环使用；

步骤6，设定上述风沙-热环境的持续时长和强度，并确保在规定的时间内实现对待测复合材料机翼的热风沙模拟环境的准确提供，使复合材料机翼产生不同程度的损伤；关闭风机、加热管、螺旋输送机、激振机构和回转工作台，等待待测复合材料机翼的温度降至室温，并稳定30分钟以上；

步骤7，调节自动检测机构，使超声波探伤仪在空间中的任意位置移动，从而调节超声波探伤仪到达合适的位置；然后在无振动激励条件下，利用自动检测机构中的超声波探伤仪初步实现对待测有损伤的复合材料机翼的损伤情况进行检查，并将损伤数据传回至上位机进行存储和损伤定位分析；

步骤8，调节自动检测机构，使激光测振仪在空间中的任意位置移动，从而调节激光测振仪到达合适的位置，同时，开启激振机构和回转工作台，使得复合材料机翼跟随回转工作台一起旋转到合适的激振方向，并在激振机构的作用下产生振动，从而在某个振动激励强度下实现对复合材料机翼的振动激励；

步骤9，在某个激振激励强度，根据正弦扫频测试方法，利用自动检测机构中的激光测振仪在较大的频率范围内，获得待测有损伤的复合材料机翼的振动响应信号的频谱，通过峰值辨识方法获得待测有损伤的复合材料机翼的各阶固有频率，同时，通过比较峰值的大小的方式，来客观评价在某个振动激励强度下有损伤的复合材料机翼的动特性好坏；

步骤10，在某个振动激励强度，按照固有频率从低到高的方法依次激发复合材料机翼达到不同模态阶次对应的共振状态，然后控制自动检测机构上的激光测振仪进行扫描，使其完成沿待测损伤复合材料机翼多行多列的扫描测试，将扫描测试数据传回至上位机进行存储，即可根据激光扫描模态振型测试法依次获得有损伤的复合材料机翼的各阶模态振型数据，进而对各阶模态振型数据的幅值进行正则归一化处理，便可获得正则归一化后的各阶模态振型的测试数据，根据损伤定位原理可知，损伤结构在某位置处的刚度改变越大，即损伤程度越大时，在该处的振型曲率奇异性就会越明显，利用二维中心差分法对正则归一化模态振型的计算数据和测试数据进行处理，可分别获得相应的计算曲率振型数据和测试曲率振型数据，然后，将计算得到的未损伤复合材料机翼上每点对应的曲率振型值与测试得到的相同点的曲率振型值做差，通过获取绝对值的方法，便可得到损伤位置指数，即实现了某个振动激励强度下复合材料机翼的损伤定位；

步骤11，按照振动激励强度从小到大的原则，不断增加激励强度，在不同的振动激励强度下，待测有损伤的复合材料机翼会产生新的损伤和裂纹，此时重复步骤7-步骤10，在不同的振动激励强度下，对待测含不同的损伤和裂纹的复合材料机翼再次进行动特性和损伤测试，一方面帮助设计人员实现客观评价其动特性下降的趋势，另一方面，利用风沙-热环境下获得的复合材料机翼的损伤定位数据，帮助设计人员客观、量化地评估复合材料机翼在不同程度的风沙-热环境和振动激励条件下的损伤情况。

本发明的有益效果：

1、本发明装置能够模拟不同程度的风环境、热环境、热风环境和风沙环境，通过激光测振仪和超声波探伤仪双重检测准确定位损伤位置，报告准确性更高；

2、本发明装置中的多点柔性夹具可以实现对复合材料的不损伤夹持，不会因为夹持造成其在夹持位置产生损伤；多点柔性夹具可以使得复合材料机翼跟随回转工作台一起旋转到合适的激振方向，确保振动激励的效果；

3、本发明装置激振机构可以在不同的振动激励强度下，让待测有损伤的复合材料机翼会产生新的损伤和裂纹，可以帮助设计人员实现客观评价其动特性下降的趋势；

4、通过机械臂和环境模拟机构实现了更高的检测效率，并且能在风沙-热环境下实时检测，实时反馈复合材料机翼在风沙-热环境下动特性和损伤情况的变化过程，进而改进复合材料机翼的结构设计，提高复合材料机翼的生产加工工艺。

附图说明

图1为本发明装置整体结构前视图；

图2为本发明装置整体结构后视图；

图3为本发明装置环境模拟机构部分示意图；

图4为本发明装置激振机构部分示意图；

图5为本发明装置自动检测机构部分示意图；

图6为本发明装置回转工作台结构部分示意图；

图7为本发明装置回转工作台中的蜗杆、第一滚动轴承和轴承盖部分结构示意图；

图8为本发明装置多点柔性夹具结构部分示意图；

图9为本发明装置多点柔性夹具中的推板头、推板和顶杆团结构示意图；

图10为本发明装置顶杆团部分结构示意图；

图11为本发明装置悬吊机构部分结构示意图；

1-环境模拟机构，2-激振机构，3-回转工作台，4-多点柔性夹具，5-第一减速器，6-第一电机，7-复合材料机翼，8-自动检测机构，9-悬吊机构，10-框体，11-亚克力板，12-中间板，13-竖板，14-短横板，15-第二减速器，16-第二电机，17-螺旋输送机，18-倾斜式液压升降机，19-风机，20-加热管，21-滑轨，22-第三电机，23-沙漏，24-收沙盘，25-倾斜沙槽，26-进沙口，27-振动台，28-振动台腿，29-压缩弹簧，30-激振器，31-机械臂底盘，32-滑块，33-机械臂，34-激光测振仪，35-超声波探伤仪，36-底座，37-工作台，38-回转支承，39-双头螺栓，40-沉头螺栓，41-蜗杆，42-第一滚动轴承，43-轴承盖，44-夹具底座，45-耳板，46-第二滑槽，47-第二滚动轴承，47-手轮，48-螺杆，50-移动箱，51-固定箱，52-针盘，53-顶杆团，54-推板，55-推板头，56-通孔，57-顶杆，58-横滑轨，59-竖滑轨，60-滑轮。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

如图1和图2所示，风沙-热环境下无人机复材机翼动特性和损伤检测装备，包括环境模拟机构1，所述环境模拟机构1内腔中间板12顶部左端设置有激振机构2，所述激振机构2顶部设置有回转工作台3，所述回转工作台3一端通过螺栓固定连接多点柔性夹具4，所述回转工作台3另一端通过联轴器设置第一减速器5，所述第一减速器5输入端通过联轴器设置有第一电机6，所述第一电机6固定安装在激振机构2顶部，所述多点柔性夹具4右端设置有复合材料机翼7，所述环境模拟机构1中间板12顶部设置有自动检测机构8，且自动检测机构8位于复合材料机翼7后端，所述环境模拟机构1内腔顶板底部设置有悬吊机构9。

如图3所示，所述环境模拟机构1包括框体10，所述框体10前后左右四面设置有亚克力板11，所述框体10中部设置有中间板12，所述中间板12与框体10底板之间设置有竖板13，左端所述竖板13与框体10之间中部设置有短横板14，所述框体10底板顶部设置有第二减速器15，所述第二减速器15输入端通过联轴器设置有第二电机16，所述第二电机16输出轴与框体10底板顶部通过螺栓固定安装，所述框体10内腔设置有螺旋输送机17，所述螺旋输送机17贯穿中间板12底端抵在短横板14顶部，且螺旋输送机17主轴底端通过联轴器第二电机16输出端固定安装，所述螺旋输送机17顶部贯穿框体10顶板并固定安装在框体10顶板顶部，所述框体10底板右端顶部设置有位于右端竖板13右端的倾斜式液压升降机18，所述倾斜式液压升降机18顶部贯穿中间板12，所述倾斜式液压升降机18顶部设置有风机19，所述中间板12顶部后端左右两侧设置有加热管20，两个所述加热管20之间中间板12顶部两支撑板之间设置有滑轨21，所述滑轨21一端通过联轴器固定安装有第三电机22，所述螺旋输送机17左端短横板14顶部设置有沙漏23，且收沙盘23右端焊接在螺旋输送机17开口处，所述螺旋输送机17左端短横板14顶部设置有收沙盘24，所述框体10顶板顶部设置有倾斜沙槽25，所述倾斜沙槽25右端设置有进沙口26。

如图4所示，所述激振机构2包括振动台27，所述振动台27底端四角设置有振动台腿28，所述振动台腿28外壁设置有压缩弹簧29，所述振动台27中部设置有激振器30，且振动台腿28通过螺栓与框体10中间板12顶部固定安装。

如图5所示，所述自动检测机构8包括机械臂底盘31，所述机械臂底盘31底部设置有与中间板12顶部滑轨21配合的滑块32，所述机械臂底盘31顶部设置有机械臂33，所述机械臂33末端分别设置有激光测振仪34和超声波探伤仪35。

如图6和图7所示，所述回转工作台3包括底座36和工作台37，所述底座36中心处设置有工作台37，所述工作台37中心处设置有回转支承38，所述回转支承38外圈通过双头螺栓39与工作台37固定安装，所述回转支承38内圈通过沉头螺栓40与底座36固定安装，所述底座36中下部设置有贯穿工作台37的蜗杆41，且蜗杆41中部螺纹与回转支承38外圈螺纹配合，所述蜗杆41两端设置有第一滚动轴承42，所述蜗杆41两端设置有位于第一滚动轴承42外侧的轴承盖43，且蜗杆41通过轴承盖43安装在底座36上。

如图8和图9所示，所述多点柔性夹具4包括夹具底座44，所述夹具底座44左端设置有耳板45，所述耳板45上下两端夹具底座44上设置有第二滑槽46，所述耳板45内侧设置有第二滚动轴承47，所述耳板45外侧设置有手轮48，所述第二滚动轴承47内圈设置有螺杆49，且螺杆49左端与手轮48末端焊接，所述螺杆49外表面螺接有移动箱50，且移动箱50后端通过滑块32滑动安装在第二滑槽46上，所述第二滑槽46右端设置有位于移动箱50右端的固定箱51，多点柔性夹具4在夹持过程中通过推板54上的推板头55将顶杆团53顶出一定的距离，摇动手轮47使移动箱50移向固定箱51，在此过程中移动箱50和固定箱51上的顶杆团53均与复合材料机翼7表面接触，使各个顶杆团53上的顶杆57随着复合材料机翼7伸出不同的长度，此时顶杆团53上顶杆57的变化形成的曲面与复合材料机翼7表面的曲面相同，进而实现复合材料机翼7的柔性连接，由于多点柔性夹具4可实现与复合材料机翼7表面相同的表面，在夹持过程中对复合材料机翼7表面不产生磨损和破害，保证复合材料机翼7的表面精度，进而不影响损伤检测和动特性结果。

所述移动箱50和固定箱51均包括针盘52和顶杆团53，所述移动箱50和固定向51箱体中部均设置有顶杆团53，所述顶杆团53一端设置有推板54，所述推板54的外侧设置有推板头55，所述针盘52贯穿顶杆团53上的通孔56且末端抵在移动箱50和固定箱51内壁的盲孔孔底。

如图10所示，所述顶杆团53由若干个顶杆57组成，所述顶杆57截面设置为六边形，所述顶杆57上均匀设置有通孔56。

如图11所示，所述悬吊机构9包括横滑轨58和竖滑轨59，两个所述横滑轨58之间通过滑轮60安装有竖滑轨59，每根所述竖滑轨59上滑动安装有两个滑轮60。

风沙-热环境下无人机复材机翼动特性和损伤检测的方法，采用风沙-热环境下无人机复材机翼动特性和损伤检测装备，包括以下步骤，

步骤1，根据厂家提供的无损伤的待测复合材料机翼7的结构尺寸参数，利用有限元方法建立其有限元模型，并在不考虑损伤的情况下计算获得各阶模态振型，同时，对各阶模态振型的计算数据的幅值进行正则归一化处理，化为无量纲的表达式，则正则归一化处理后模态振型的计算数据，只具有相对意义，其绝对值没有意义，这样便于与风沙-热环境下测试获得的无损伤待测复合材料机翼7的正则归一化模态振型的测试数据进行比较；

步骤2，正式开始试验，复合材料机翼7从外部运送到检测装备右端时，打开右端亚克力板11，将两根竖滑轨59移动到检测装备右端，将竖滑轨59上的滑轮60移动到合适的位置，分别用两个滑轮60上的绳索竖直绑住复合材料机翼7左右两端，并通过竖滑轨59将复合材料机翼7移动到多点柔性夹具4附近；

步骤3，将移动箱50和固定箱51上的针盘52抽出，通过推板54上的推板头55将顶杆团53顶出一定的距离，将复合材料机翼7靠近多点柔性夹具4一端移动至移动箱50和固定箱51中间，然后摇动手轮47，移动箱50慢慢靠近固定箱51，当移动箱50上的顶杆团53接触复合材料机翼7表面时，顶杆团53此时被顶回移动箱50内部，各个顶杆团53上的顶杆57随复合材料机翼7伸出不同的长度，从而随着复合材料机翼7表面形成一个曲面，之后插上针盘52将移动箱50上的顶杆团53固定，接着移动移动箱50和复合材料机翼7往固定箱51一侧运动，当固定箱51上的顶杆团53接触复合材料机翼7表面时，顶杆团53此时被顶回固定箱51内部，各个顶杆团53上的顶杆57随复合材料机翼7伸出不同的长度，从而随着复合材料机翼7表面形成一个曲面，之后插上针盘52将固定箱51上的顶杆团53固定，接着在进一步移动移动箱50往固定箱51一侧移动，夹住复合材料机翼7，完成装夹，移动竖滑轨59运动至原始位置，并将绳索缠起固定；

步骤4，关闭检测装置右端亚克力板11，使加热管20加热，对待测复合材料机翼7进行加热，模拟不同温度的热环境；

步骤5，启动倾斜式液压升降机18将风机19上升到环境模拟机构1中间板12上部，开启风机19和螺旋输送机17，以实现风沙环境的模拟，通过倾斜式液压升降机18使风机19转换不同的角度和复合材料机翼7配合形成多方向的风沙环境的模拟，由于在风机19的作用下，沙子最终被吹到中间板12左端的沙漏23中进而流进收沙盘24，从而实现沙子的循环使用；

步骤6，设定上述风沙-热环境的持续时长和强度，并确保在规定的时间内实现对待测复合材料机翼7的热风沙模拟环境的准确提供，使复合材料机翼7产生不同程度的损伤；关闭风机19、加热管20、螺旋输送机17、激振机构2和回转工作台3，等待待测复合材料机翼7的温度降至室温，并稳定30分钟以上；

步骤7，调节自动检测机构8，使超声波探伤仪35在空间中的任意位置移动，从而调节超声波探伤仪35到达合适的位置；然后在无振动激励条件下，利用自动检测机构8中的超声波探伤仪35初步实现对待测有损伤的复合材料机翼7的损伤情况进行检查，并将损伤数据传回至上位机进行存储和损伤定位分析；

步骤8，调节自动检测机构8，使激光测振仪34在空间中的任意位置移动，从而调节激光测振仪24到达合适的位置，同时，开启激振机构2和回转工作台3，使得复合材料机翼7跟随回转工作台3一起旋转到合适的激振方向，并在激振机构2的作用下产生振动，从而在某个振动激励强度下实现对复合材料机翼7的振动激励；

步骤9，在某个振动激励强度，根据正弦扫频测试方法，利用自动检测机构8中的激光测振仪34在较大的频率范围内，获得待测有损伤的复合材料机翼7的振动响应信号的频谱，通过峰值辨识方法获得待测有损伤的复合材料机翼7的各阶固有频率，同时，通过比较峰值的大小的方式，来客观评价在某个振动激励强度下有损伤的复合材料机翼7的动特性好坏；

步骤10，在某个振动激励强度，按照固有频率从低到高的方法依次激发复合材料机翼7达到不同模态阶次对应的共振状态，然后控制自动检测机构8上的激光测振仪34进行扫描，使其完成沿待测损伤复合材料机翼7多行多列的扫描测试，将扫描测试数据传回至上位机进行存储，即可根据激光扫描模态振型测试法依次获得有损伤的复合材料机翼7的各阶模态振型数据，进而对各阶模态振型数据的幅值进行正则归一化处理，便可获得正则归一化后的各阶模态振型的测试数据，根据损伤定位原理可知，损伤结构在某位置处的刚度改变越大，即损伤程度越大时，在该处的振型曲率奇异性就会越明显，利用二维中心差分法对正则归一化模态振型的计算数据和测试数据进行处理，可分别获得相应的计算曲率振型数据和测试曲率振型数据，然后，将计算得到的未损伤复合材料机翼7上每点对应的曲率振型值与测试得到的相同点的曲率振型值做差，通过获取绝对值的方法，便可得到损伤位置指数，即实现了某个振动激励强度下复合材料机翼7的损伤定位；

步骤11，按照振动激励强度从小到大的原则，不断增加激励强度，在不同的振动激励强度下，待测有损伤的复合材料机翼7会产生新的损伤和裂纹，此时重复步骤7-步骤10，在不同的振动激励强度下，对待测含不同的损伤和裂纹的复合材料机翼7再次进行动特性和损伤测试，一方面帮助设计人员实现客观评价其动特性下降的趋势，另一方面，利用风沙-热环境下获得的复合材料机翼7的损伤定位数据，帮助设计人员客观、量化地评估复合材料机翼7在不同程度的风沙-热环境和振动激励条件下的损伤情况。

Claims (6)

1.风沙-热环境下无人机复材机翼动特性和损伤检测装备，其特征在于，包括环境模拟机构，所述环境模拟机构内腔中间板顶部左端设置有激振机构，所述激振机构顶部设置有回转工作台，所述回转工作台一端通过螺栓固定连接多点柔性夹具，所述回转工作台另一端通过联轴器设置第一减速器，所述第一减速器输入端通过联轴器设置有第一电机，所述第一电机固定安装在激振机构顶部，所述多点柔性夹具右端设置有复合材料机翼，所述环境模拟机构中间板顶部设置有自动检测机构，且自动检测机构位于复合材料机翼后端，所述环境模拟机构内腔顶板底部设置有悬吊机构；

所述环境模拟机构包括框体，所述框体前后左右四面设置有亚克力板，所述框体中部设置有中间板，所述中间板与框体底板之间设置有竖板，左端所述竖板与框体之间中部设置有短横板，所述框体底板顶部设置有第二减速器，所述第二减速器输入端通过联轴器设置有第二电机，所述第二电机输出轴与框体底板顶部通过螺栓固定安装，所述框体内腔设置有螺旋输送机，所述螺旋输送机贯穿中间板底端抵在短横板顶部，且螺旋输送机主轴底端通过联轴器与第二电机输出端固定安装，所述螺旋输送机顶部贯穿框体顶板且固定安装在框体顶板顶部，所述框体底板右端顶部设置有位于右端竖板右端的倾斜式液压升降机，所述倾斜式液压升降机顶部贯穿中间板，所述倾斜式液压升降机顶部设置有风机，所述中间板顶部后端左右两侧设置有加热管，两个所述加热管之间中间板顶部两支撑板之间设置有滑轨，所述滑轨一端通过联轴器固定安装有第三电机，所述螺旋输送机左端中间板顶部设置有沙漏，所述螺旋输送机左端短横板顶部设置有收沙盘，且收沙盘右端焊接在螺旋输送机开口处，所述框体顶板顶部设置有倾斜沙槽，所述倾斜沙槽右端设置有进沙口；

所述多点柔性夹具包括夹具底座，所述夹具底座左端设置有耳板，所述耳板上下两端夹具底座上设置有第二滑槽，所述耳板内侧设置有滚动轴承，所述耳板外侧设置有手轮，所述滚动轴承内圈设置有螺杆，且螺杆左端与手轮末端焊接，所述螺杆外表面螺接有移动箱，且移动箱后端通过滑轨滑动安装在第二滑槽上，所述第二滑槽右端设置有位于移动箱右端的固定箱；

所述移动箱和固定箱均包括针盘和顶杆团，所述顶杆团由若干个顶杆组成，所述顶杆截面设置为六边形，所述顶杆上均匀设置有通孔；所述移动箱和固定向箱体中部均设置有顶杆团，所述顶杆团一端设置有推板，所述推板的外侧设置有推板头，所述针盘贯穿顶杆团上的通孔且末端抵在移动箱和固定箱内壁的盲孔孔底。

2.根据权利要求1所述的风沙-热环境下无人机复材机翼动特性和损伤检测装备，其特征在于：所述激振机构包括振动台，所述振动台底端四角设置有振动台腿，所述振动台腿外壁设置有压缩弹簧，所述振动台中部设置有激振器，且振动台腿通过螺栓与框体中间板顶部固定安装。

3.根据权利要求1所述的风沙-热环境下无人机复材机翼动特性和损伤检测装备，其特征在于：所述自动检测机构包括机械臂底盘，所述机械臂底盘底部设置有与中间板顶部滑轨配合的滑块，所述机械臂底盘顶部设置有机械臂，所述机械臂末端分别设置有激光测振仪和超声波探伤仪。

4.根据权利要求1所述的风沙-热环境下无人机复材机翼动特性和损伤检测装备，其特征在于：所述回转工作台包括底座和工作台，所述底座中心处设置有工作台，所述工作台中心处设置有回转支承，所述回转支承外圈通过双头螺栓与工作台固定安装，所述回转支承内圈通过沉头螺栓与底座固定安装，所述底座中下部设置有贯穿工作台的蜗杆，且蜗杆中部螺纹与回转支承外圈螺纹配合，所述蜗杆两端设置有滚动轴承，所述蜗杆两端设置有位于滚动轴承外侧的轴承盖，且蜗杆通过轴承盖安装在底座上。

5.根据权利要求1所述的风沙-热环境下无人机复材机翼动特性和损伤检测装备，其特征在于：所述悬吊机构包括横滑轨和竖滑轨，两个所述横滑轨之间通过滑轮安装有竖滑轨，每根所述竖滑轨上滑动安装有两个滑轮。

6.风沙-热环境下无人机复材机翼动特性和损伤检测的方法，其特征在于：采用权利要求1所述的风沙-热环境下无人机复材机翼动特性和损伤检测装备，包括以下步骤，

步骤1，根据厂家提供的无损伤的待测复合材料机翼的结构尺寸参数，利用有限元方法建立其有限元模型，并在不考虑损伤的情况下计算获得各阶模态振型，同时，对各阶模态振型的计算数据的幅值进行正则归一化处理，化为无量纲的表达式，则正则归一化处理后模态振型的计算数据，只具有相对意义，其绝对值没有意义，这样便于与风沙-热环境下测试获得的无损伤待测复合材料机翼的正则归一化模态振型的测试数据进行比较；

步骤2，正式开始试验，复合材料机翼从外部运送到检测装备右端时，打开右端亚克力板，将两根竖滑轨移动到检测装备右端，将竖滑轨上的滑轮移动到合适的位置，分别用两个滑轮上的绳索竖直绑住复合材料机翼左右两端，并通过竖滑轨将复合材料机翼移动到多点柔性夹具附近；

步骤3，将移动箱和固定箱上的针盘抽出，通过推板上的推板头将顶杆团顶出一定的距离，将复合材料机翼靠近多点柔性夹具一端移动至移动箱和固定箱中间，然后摇动手轮，移动箱慢慢靠近固定箱，当移动箱上的顶杆团接触复合材料机翼表面时，顶杆团此时被顶回移动箱内部，各个顶杆团上的顶杆随复合材料机翼伸出不同的长度，从而随着复合材料机翼表面形成一个曲面，之后插上针盘将移动箱上的顶杆团固定，接着移动移动箱和复合材料机翼往固定箱一侧运动，当固定箱上的顶杆团接触复合材料机翼表面时，顶杆团此时被顶回固定箱内部，各个顶杆团上的顶杆随复合材料机翼伸出不同的长度，从而随着复合材料机翼表面形成一个曲面，之后插上针盘将固定箱上的顶杆团固定，接着在进一步移动移动箱往固定箱一侧移动，夹住复合材料机翼，完成装夹，移动竖滑轨运动至原始位置，并将绳索缠起固定；

步骤4，关闭检测装置右端亚克力板，使加热管加热，对待测复合材料机翼进行加热，模拟不同温度的热环境；

步骤5，启动倾斜式液压升降机将风机上升到环境环境模拟机构中间板上部，开启风机和螺旋输送机，以实现风沙环境的模拟，通过倾斜式液压升降机使风机转换不同的角度和复合材料机翼配合形成多方向的风沙环境的模拟，由于在风机的作用下，沙子最终被吹到中间板左端的沙漏中进而流进收沙盘，从而实现沙子的循环使用；

步骤6，设定上述风沙-热环境的持续时长和强度，并确保在规定的时间内实现对待测复合材料机翼的热风沙模拟环境的准确提供，使复合材料机翼产生不同程度的损伤；关闭风机、加热管、螺旋输送机、激振机构和回转工作台，等待待测复合材料机翼的温度降至室温，并稳定30分钟以上；

步骤7，调节自动检测机构，使超声波探伤仪在空间中的任意位置移动，从而调节超声波探伤仪到达合适的位置；然后在无振动激励条件下，利用自动检测机构中的超声波探伤仪初步实现对待测有损伤的复合材料机翼的损伤情况进行检查，并将损伤数据传回至上位机进行存储和损伤定位分析；

步骤8，调节自动检测机构，使激光测振仪在空间中的任意位置移动，从而调节激光测振仪到达合适的位置，同时，开启激振机构和回转工作台，使得复合材料机翼跟随回转工作台一起旋转到合适的激振方向，并在激振机构的作用下产生振动，从而在某个振动激励强度下实现对复合材料机翼的振动激励；

步骤9，在某个激振激励强度，根据正弦扫频测试方法，利用自动检测机构中的激光测振仪在较大的频率范围内，获得待测有损伤的复合材料机翼的振动响应信号的频谱，通过峰值辨识方法获得待测有损伤的复合材料机翼的各阶固有频率，同时，通过比较峰值的大小的方式，来客观评价在某个振动激励强度下有损伤的复合材料机翼的动特性好坏；

步骤10，在某个振动激励强度，按照固有频率从低到高的方法依次激发复合材料机翼达到不同模态阶次对应的共振状态，然后控制自动检测机构上的激光测振仪进行扫描，使其完成沿待测损伤复合材料机翼多行多列的扫描测试，将扫描测试数据传回至上位机进行存储，即可根据激光扫描模态振型测试法依次获得有损伤的复合材料机翼的各阶模态振型数据，进而对各阶模态振型数据的幅值进行正则归一化处理，便可获得正则归一化后的各阶模态振型的测试数据，根据损伤定位原理可知，损伤结构在某位置处的刚度改变越大，即损伤程度越大时，在该处的振型曲率奇异性就会越明显，利用二维中心差分法对正则归一化模态振型的计算数据和测试数据进行处理，可分别获得相应的计算曲率振型数据和测试曲率振型数据，然后，将计算得到的未损伤复合材料机翼上每点对应的曲率振型值与测试得到的相同点的曲率振型值做差，通过获取绝对值的方法，便可得到损伤位置指数，即实现了某个振动激励强度下复合材料机翼的损伤定位；

步骤11，按照振动激励强度从小到大的原则，不断增加激励强度，在不同的振动激励强度下，待测有损伤的复合材料机翼会产生新的损伤和裂纹，此时重复步骤7-步骤10，在不同的振动激励强度下，对待测含不同的损伤和裂纹的复合材料机翼再次进行动特性和损伤测试，一方面帮助设计人员实现客观评价其动特性下降的趋势，另一方面，利用风沙-热环境下获得的复合材料机翼的损伤定位数据，帮助设计人员客观、量化地评估复合材料机翼在不同程度的风沙-热环境和振动激励条件下的损伤情况。