CN109000872B - 激光扫描的风沙-热振下无人机机翼损伤检测设备及方法 - Google Patents

Abstract

本发明激光扫描的风沙‑热振下无人机机翼损伤检测设备及方法，包括工作平台，所述工作平台竖直部分顶部设置有激光扫描检测系统，所述工作平台水平部分顶部设置有底板，所述底板顶部设置有夹持装置，所述夹持装置上设置有热环境模拟装置，所述工作平台左端设置有底座，所述底座顶部设置有振动激励装置，本发明装置结构紧凑，可模拟不同程度的风沙‑热振环境、可准确定位损伤位置，帮助帮助设计人员客观、量化地评估机翼在不同程度的风沙‑热振环境下的损伤情况，进而改进机翼的结构设计，提高机翼的生产制作工艺。

Description

激光扫描的风沙-热振下无人机机翼损伤检测设备及方法

技术领域

本发明属于激光检测技术领域，具体涉及激光扫描的风沙-热振下无人机机翼损伤检测设备及方法。

背景技术

目前，无人机的应用越来越广泛，如无人机在军事领域可以应用于勘探、检测和侦察，在民用领域可以应用于航拍、农作物监测、交通指挥等多种领域。无人机机翼作为无人机重要组成部分之一，机翼的好坏，决定着无人机的飞行、降落的安全性，而由于人们对无人机使用次数的增多，无人机经常工作在高温和风沙恶劣环境中，由此带来的机翼磨损，机翼断裂等问题日益突出，不能达到人们预先设定的安全性指标。

工业生产上应用无人机机翼时，常常要求对无人机机翼的内部性能有着清楚的了解和认识。然而，由于无人机机翼工作条件的复杂性，其内部性能的测试精度并不是特别高。目前工业上普遍采用疲劳测试机进行测量。该方法存在着很多的局限性：成本方面：需要破坏较多的无人机机翼样本，成本较高；测量方法方面：传统方法的物理拉伸对仪器的精度和稳定性有较高的要求，测量的精确度难以保证，测量结果存在较大的误差；安全方面：测量过程中无人机机翼会断裂，在安全上存在较大隐患。

目前国内外对无人机机翼损伤检测这一方面的研究不是很深入。通过查阅资料得知，只有专利CN201320555911.1发明了一种新型的无人机机翼检测装置，通过布置在上下翼面和四角的传感器结合数字信号处理系统可以检测无人机机翼损伤情况，但是此种方法没有考虑到实际应用中的风沙，高温等复杂环境因素，不能有效测出上述复杂、恶劣工况下无人机机翼的具体损伤位置。因此对无人机机翼的损伤检测设备及方法都有待改进和提高，特别是需要设计、发明一款可以有效模拟风沙-热振环境下无人机机翼损伤检测的设备，并提供相应的损伤检测方法。

发明内容

针对现有技术的缺陷，本发明提供激光扫描的风沙-热振下无人机机翼损伤检测设备及方法。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

激光扫描的风沙-热振下无人机机翼损伤检测设备，包括工作平台，所述工作平台竖直部分顶部设置有激光扫描检测系统，所述工作平台水平部分顶部设置有底板，所述底板顶部设置有夹持装置，所述夹持装置上设置有热环境模拟装置，所述工作平台左端设置有底座，所述底座顶部设置有振动激励装置；

所述热环境模拟装置包括热箱和气泵，所述热箱包括热箱箱体，所述热箱箱体上下两端设置有亚克力透明板，所述热箱箱体长度方向侧壁内部设置有加热管，所述热箱箱体长度方向侧壁外部设置有与竖向导轨配合的长滑块，所述热环境模拟装置的热箱通过长滑块与竖向导轨配合安装在夹持装置上，所述热箱箱体右端设置有通气结构，所述通气结构右端进气口与输气管路一端固定安装，所述输气管路另一端与气泵出气端固定安装，所述通气结构靠近输气管路一端顶部设置有螺旋进沙管，所述热箱左端设置有密封圈，所述热箱底部左端设置有沙子收集箱。

所述工作平台包括水平底座钢管和连接钢管，所述水平底座钢管的个数为两个，两所述水平底座钢管之间一端焊接有连接钢管，两所述水平底座钢管之间另一端焊接有竖直钢管，所述竖直钢管的个数为两个，两所述竖直钢管之间焊接有连接钢管，所述竖直钢管与水平底座钢管之间焊接有斜钢管，顶端所述连接钢管内侧设置有横向导轨，所述横向导轨两端设置有连接丝杠钢板。

所述激光扫描检测系统包括滑块，所述滑块中部设置有丝杠，且丝杠两端固定在两连接丝杠板内侧，所述激光扫描检测系统通过滑块与横向导轨配合滑动安装在横向导轨上，所述滑块前端设置有机械臂，所述机械臂包括机械臂关节，所述机械臂关节末端转动设置有机械臂大臂，所述机械臂大臂末端设置有机械臂小臂，所述机械臂小臂末端设置有机械臂夹具，所述机械臂夹具内侧设置有激光模块。

所述夹持装置包括水平底座钢管和带轮底座钢管，所述水平底座钢管的个数为两个，两所述水平底座钢管之间焊接有带轮底座钢管，所述带轮底座钢管的个数为两个，两所述带轮底座钢管两端设置有轮子，两所述水平底座钢管顶部设置有支撑架，所述支撑架顶部设置有水平钢管，所述水平钢管顶部两端焊接有竖向导轨，两所述竖向导轨顶部焊接有水平钢管。

所述支撑架包括支撑钢管，所述支撑钢管中下部和中上部均焊接有两根固定钢管。

所述振动激励装置包括激振器支撑钢板，所述激振器支撑钢板底部四角处设置有支撑钢块，所述激振器支撑钢板顶部设置有激振器底座，所述激振器底座前端设置有高度调节手轮，所述激振器底座顶部设置有激振器主体，所述激振器主体左端中部设置有调节杆，所述激振器主体顶部分别设置有激振器操作面板和激振器垫片，所述激振器垫片顶部螺接有夹具一，所述夹具一远离激振器垫片一端顶部设置有夹具二，夹具一和夹具二组成夹持机构，所述夹具一和夹具二之间设置有机翼。

激光扫描的风沙-热振下无人机机翼损伤检测的方法，采用激光扫描的风沙-热振下无人机机翼损伤检测设备，包括以下步骤，

步骤1，根据厂家提供的无损伤的待测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-热振环境下测试获得的无损伤待测机翼的正则归一化模态振型的测试数据进行比较；

步骤2，正式开展实验，首先移开热箱，松开夹持机构上的旋拧螺钉，将机翼安装于夹持机构上，并且使机翼固定端到达夹具一槽底即基准位置，拧紧旋拧螺钉，当达到适宜的夹持力后停止；

步骤3，移回热箱，使加热管通电，对待测机翼进行加热，实现不同温度的热环境模拟；

步骤4，启动气泵，气泵出气端通过输气管路向热箱内充气，同时通过螺旋进沙管注入一些沙子，沙子通过螺旋进沙管可以分批次的进入，以此实现风沙环境的模拟，然后，拧紧密封圈的螺栓使热箱密封，密封圈上安装有热电偶传感器和放气阀，热箱内的温度达到指定温度时，可以实现保温功能，由于热箱底面的倾斜，在重力的作用下，沙子流进沙子收集箱，从而实现沙子的循环使用；

步骤5，开启振动激励装置，通过激励夹持机构进而带动待测机翼产生振动，从而实现风沙-热振环境的模拟；

步骤6，设定上述风沙-热振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机翼的热风沙环境模拟环境的准确提供，使机翼产生不同程度的损伤；

步骤7，关闭热环境模拟装置和振动激励装置，并停止注入沙子，等待待测机翼的温度变回室温，并稳定30分钟以上；

步骤8，调节贯穿在丝杠上的滑块带动激光扫描检测系统水平移动，调节机械臂使激光模块在空间中任意角度移动，从而调节激光扫描检测系统到达合适的位置，通过激光扫描检测系统移动激光模块发出的激光点位置，使其处于待测损伤机翼的自由端位置，同时，再次启动振动激励装置，使得待测损伤机翼产生振动，并根据正弦扫频测试方法，在较大的频率范围内进行激振测试，通过激光模块获得待测损伤机翼的振动响应信号的频谱，通过峰值辨识方法获得待测损伤机翼的各阶固有频率；

步骤9，按照固有频率从低到高的方法依次激发机翼达到不同模态阶次对应的共振状态，然后控制机械臂进行扫描测试，使其完成沿待测损伤机翼多行或多列的扫描测试，这样并可根据激光扫描模态振型测试法依次获得损伤机翼的各阶模态振型数据，接下来，对各阶模态模态振型数据的幅值进行正则归一化处理，并获得正则归一化后的各阶模态振型的测试数据；

步骤10，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，即已经实现了风沙-热振环境下机翼的损伤定位，该数据可帮助设计人员客观、量化地评估机翼在不同程度的风沙-热振环境下的损伤情况。

本发明的有益效果：本发明装置结构紧凑，可模拟不同程度的风沙-热振环境、可准确定位损伤位置，帮助帮助设计人员客观、量化地评估机翼在不同程度的风沙-热振环境下的损伤情况，进而改进机翼的结构设计，提高机翼的生产制作工艺。

附图说明

图1为本发明激光扫描的风沙-热振下无人机机翼损伤检测设备整体结构示意图；

图2为本发明工作平台和激光扫描检测装置结构示意图；

图3为本发明夹持装置结构示意图；

图4为本发明振动激励装置结构示意图；

图5为本发明热环境模拟装置结构示意图；

图6为本发明热箱结构示意图；

1-工作平台，2-激光扫描检测系统，3-底板，4-夹持装置，5-热环境模拟装置，6-底座，7-振动激励装置，8-水平底座钢管，9-连接钢管，10-竖直钢管，11-斜钢管，12-横向导轨，13-连接丝杠钢板，14-滑块，15-丝杠，16-机械臂，17-机械臂关节，18-机械臂大臂，19-机械臂小臂，20-机械臂夹具，21-激光模块，22-带轮底座钢管，23-轮子，24-支撑架，25-水平钢管，26-竖向导轨，27-支撑钢管，28-固定钢管，29-激振器支撑钢板，30-支撑钢块，31-激振器底座，32-高度调节手轮，33-激振器主体，34-调节杆，35-激振器操作面板，36-激振器垫片，37-夹具一，38-夹具二，39-机翼，40-热箱，41-气泵，42-热箱箱体，43-亚克力透明板，44-加热管，45-长滑块，46-通气结构，47-输气管路，48-螺旋进沙管，49-密封圈，50-沙子收集箱。

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-图6所示，激光扫描的风沙-热振下无人机机翼损伤检测设备，包括工作平台1，所述工作平台1竖直部分顶部设置有激光扫描检测系统2，所述工作平台1水平部分顶部设置有底板3，所述底板3顶部设置有夹持装置4，所述夹持装置4上设置有热环境模拟装置5，所述工作平台1左端设置有底座6，所述底座6顶部设置有振动激励装置7；

所述热环境模拟装置5包括热箱40和气泵41，所述热箱40包括热箱箱体42，所述热箱箱体42上下两端设置有亚克力透明板43，所述热箱箱体42长度方向侧壁内部设置有加热管44，所述热箱箱体42长度方向侧壁外部设置有与竖向导轨26配合的长滑块45，所述热环境模拟装置5的热箱40通过长滑块45与竖向导轨26配合安装在夹持装置4上，所述热箱箱体42右端设置有通气结构46，所述通气结构46右端进气口与输气管路47一端固定安装，所述输气管路47另一端与气泵41出气端固定安装，所述通气结构46靠近输气管路47一端顶部设置有螺旋进沙管48，所述热箱箱体42左端设置有密封圈49，所述热箱箱体42底部左端设置有沙子收集箱50。

所述工作平台1包括水平底座钢管8和连接钢管9，所述水平底座钢管8的个数为两个，两所述水平底座钢管8之间一端焊接有连接钢管9，两所述水平底座钢管8之间另一端焊接有竖直钢管10，所述竖直钢管10的个数为两个，两所述竖直钢管10之间焊接有连接钢管9，所述竖直钢管10与水平底座钢管8之间焊接有斜钢管11，顶端所述连接钢管9内侧设置有横向导轨12，所述横向导轨12两端设置有连接丝杠钢板13。

所述激光扫描检测系统2包括滑块14，所述滑块14中部设置有丝杠15，且丝杠15两端固定在两连接丝杠钢板13内侧，所述激光扫描检测系统2通过滑块14与横向导轨12配合滑动安装在横向导轨12上，所述滑块14前端设置有机械臂16，所述机械臂16包括机械臂关节17，所述机械臂关节17末端转动设置有机械臂大臂18，所述机械臂大臂18末端设置有机械臂小臂19，所述机械臂小臂19末端设置有机械臂夹具20，所述机械臂夹具20内侧设置有激光模块21。

所述夹持装置4包括水平底座钢管8和带轮底座钢管22，所述水平底座钢管8的个数为两个，两所述水平底座钢管8之间焊接有带轮底座钢管22，所述带轮底座钢管22的个数为两个，两所述带轮底座钢管22两端设置有轮子23，两所述水平底座钢管8顶部设置有支撑架24，所述支撑架24顶部设置有水平钢管25，所述水平钢管25顶部两端焊接有竖向导轨26，两所述竖向导轨26顶部焊接有水平钢管25。

所述支撑架24包括支撑钢管27，所述支撑钢管27中下部和中上部均焊接有两根固定钢管28。

所述振动激励装置7包括激振器支撑钢板29，所述激振器支撑钢板29底部四角处设置有支撑钢块30，所述激振器支撑钢板29顶部设置有激振器底座31，所述激振器底座31前端设置有高度调节手轮32，所述激振器底座31顶部设置有激振器主体33，所述激振器主体33左端中部设置有调节杆34，所述激振器主体33顶部分别设置有激振器操作面板35和激振器垫片36，所述激振器垫片36顶部螺接有夹具一37，所述夹具一37远离激振器垫片36一端顶部设置有夹具二38，夹具一37和夹具二38组成夹持机构，所述夹具一37和夹具二38之间设置有机翼39。

激光扫描的风沙-热振下无人机机翼损伤检测的方法，采用激光扫描的风沙-热振下无人机机翼损伤检测设备，包括以下步骤，

步骤1，根据厂家提供的无损伤的待测机翼39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-热振环境下测试获得的无损伤待测机翼39的正则归一化模态振型的测试数据进行比较；

步骤2，正式开展实验，首先移开热箱40，松开夹持机构上的旋拧螺钉，将机翼39安装于夹持机构上，并且使机翼39固定端到达夹具一37槽底即基准位置，拧紧旋拧螺钉，当达到适宜的夹持力后停止；

步骤3，移回热箱40，使加热管44通电，对待测机翼39进行加热，实现不同温度的热环境模拟；

步骤4，启动气泵41，气泵41出气端通过输气管路47向热箱40内充气，同时通过螺旋进沙管48注入一些沙子，沙子通过螺旋进沙管48可以分批次的进入，以此实现风沙环境的模拟，然后，拧紧密封圈49的螺栓使热箱40密封，密封圈49上安装有热电偶传感器和放气阀，热箱40内的温度达到指定温度时，可以实现保温功能，由于热箱40底面的倾斜，在重力的作用下，沙子流进沙子收集箱50，从而实现沙子的循环使用；

步骤5，开启振动激励装置7，通过激励夹持机构进而带动待测机翼39产生振动，从而实现风沙-热振环境的模拟；

步骤6，设定上述风沙-热振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机翼39的热风沙环境模拟环境的准确提供，使机翼39产生不同程度的损伤；

步骤7，关闭热环境模拟装置5和振动激励装置7，并停止注入沙子，等待待测机翼39的温度变回室温，并稳定30分钟以上；

步骤8，调节贯穿在丝杠15上的滑块14带动激光扫描检测系统2水平移动，调节机械臂16使激光模块21在空间中任意角度移动，从而调节激光扫描检测系统2到达合适的位置，通过激光扫描检测系统2移动激光模块21发出的激光点位置，使其处于待测损伤机翼39的自由端位置，同时，再次启动振动激励装置7，使得待测损伤机翼39产生振动，并根据正弦扫频测试方法，在较大的频率范围内进行激振测试，通过激光模块21获得待测损伤机翼39的振动响应信号的频谱，通过峰值辨识方法获得待测损伤机翼39的各阶固有频率；

步骤9，按照固有频率从低到高的方法依次激发机翼39达到不同模态阶次对应的共振状态，然后控制机械臂16进行扫描测试，使其完成沿待测损伤机翼39多行或多列的扫描测试，这样并可根据激光扫描模态振型测试法依次获得损伤机翼39的各阶模态振型数据，接下来，对各阶模态模态振型数据的幅值进行正则归一化处理，并获得正则归一化后的各阶模态振型的测试数据；

步骤10，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机翼39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，即已经实现了风沙-热振环境下机翼39的损伤定位，该数据可帮助设计人员客观、量化地评估机翼39在不同程度的风沙-热振环境下的损伤情况。

Claims (7)

1.激光扫描的风沙-热振下无人机机翼损伤检测设备，其特征在于，包括工作平台，所述工作平台竖直部分顶部设置有激光扫描检测系统，所述工作平台水平部分顶部设置有底板，所述底板顶部设置有夹持装置，所述夹持装置上设置有热环境模拟装置，所述工作平台左端设置有底座，所述底座顶部设置有振动激励装置；

所述热环境模拟装置包括热箱和气泵，所述热箱包括热箱箱体，所述热箱箱体上下两端设置有亚克力透明板，所述热箱箱体长度方向侧壁内部设置有加热管，所述热箱箱体长度方向侧壁外部设置有与竖向导轨配合的长滑块，所述热环境模拟装置的热箱通过长滑块与竖向导轨配合安装在夹持装置上，所述热箱箱体右端设置有通气结构，所述通气结构右端进气口与输气管路一端固定安装，所述输气管路另一端与气泵出气端固定安装，所述通气结构靠近输气管路一端顶部设置有螺旋进沙管，所述热箱左端设置有密封圈，所述热箱底部左端设置有沙子收集箱。

2.根据权利要求1所述的激光扫描的风沙-热振下无人机机翼损伤检测设备，其特征在于：所述工作平台包括水平底座钢管和连接钢管，所述水平底座钢管的个数为两个，两所述水平底座钢管之间一端焊接有连接钢管，两所述水平底座钢管之间另一端焊接有竖直钢管，所述竖直钢管的个数为两个，两所述竖直钢管之间焊接有连接钢管，所述竖直钢管与水平底座钢管之间焊接有斜钢管，顶端所述连接钢管内侧设置有横向导轨，所述横向导轨两端设置有连接丝杠钢板。

3.根据权利要求1所述的激光扫描的风沙-热振下无人机机翼损伤检测设备，其特征在于：所述激光扫描检测系统包括滑块，所述滑块中部设置有丝杠，且丝杠两端固定在两连接丝杠板内侧，所述激光扫描检测系统通过滑块与横向导轨配合滑动安装在横向导轨上，所述滑块前端设置有机械臂，所述机械臂包括机械臂关节，所述机械臂关节末端转动设置有机械臂大臂，所述机械臂大臂末端设置有机械臂小臂，所述机械臂小臂末端设置有机械臂夹具，所述机械臂夹具内侧设置有激光模块。

4.根据权利要求1所述的激光扫描的风沙-热振下无人机机翼损伤检测设备，其特征在于：所述夹持装置包括水平底座钢管和带轮底座钢管，所述水平底座钢管的个数为两个，两所述水平底座钢管之间焊接有带轮底座钢管，所述带轮底座钢管的个数为两个，两所述带轮底座钢管两端设置有轮子，两所述水平底座钢管顶部设置有支撑架，所述支撑架顶部设置有水平钢管，所述水平钢管顶部两端焊接有竖向导轨，两所述竖向导轨顶部焊接有水平钢管。

5.根据权利要求4所述的激光扫描的风沙-热振下无人机机翼损伤检测设备，其特征在于：所述支撑架包括支撑钢管，所述支撑钢管中下部和中上部均焊接有两根固定钢管。

6.根据权利要求1所述的激光扫描的风沙-热振下无人机机翼损伤检测设备，其特征在于：所述振动激励装置包括激振器支撑钢板，所述激振器支撑钢板底部四角处设置有支撑钢块，所述激振器支撑钢板顶部设置有激振器底座，所述激振器底座前端设置有高度调节手轮，所述激振器底座顶部设置有激振器主体，所述激振器主体左端中部设置有调节杆，所述激振器主体顶部分别设置有激振器操作面板和激振器垫片，所述激振器垫片顶部螺接有夹具一，所述夹具一远离激振器垫片一端顶部设置有夹具二，夹具一和夹具二组成夹持机构，所述夹具一和夹具二之间设置有机翼。

7.激光扫描的风沙-热振下无人机机翼损伤检测方法，采用权利要求1所述的激光扫描的风沙-热振下无人机机翼损伤检测设备，其特征在于：包括以下步骤，

步骤1，根据厂家提供的无损伤的待测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-热振环境下测试获得的无损伤待测机翼的正则归一化模态振型的测试数据进行比较；

步骤2，正式开展实验，首先移开热箱，松开夹持机构上的旋拧螺钉，将机翼安装于夹持机构上，并且使机翼固定端到达夹具一槽底即基准位置，拧紧旋拧螺钉，当达到适宜的夹持力后停止；

步骤3，移回热箱，使加热管通电，对待测机翼进行加热，实现不同温度的热环境模拟；

步骤4，启动气泵，气泵出气端通过输气管路向热箱内充气，同时通过螺旋进沙管注入一些沙子，沙子通过螺旋进沙管可以分批次的进入，以此实现风沙环境的模拟，然后，拧紧密封圈的螺栓使热箱密封，密封圈上安装有热电偶传感器和放气阀，热箱内的温度达到指定温度时，可以实现保温功能，由于热箱底面的倾斜，在重力的作用下，沙子流进沙子收集箱，从而实现沙子的循环使用；

步骤5，开启振动激励装置，通过激励夹持机构进而带动待测机翼产生振动，从而实现风沙-热振环境的模拟；

步骤6，设定上述风沙-热振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机翼的热风沙环境模拟环境的准确提供，使机翼产生不同程度的损伤；

步骤7，关闭热环境模拟装置和振动激励装置，并停止注入沙子，等待待测机翼的温度变回室温，并稳定30分钟以上；

步骤8，调节贯穿在丝杠上的滑块带动激光扫描检测系统水平移动，调节机械臂使激光模块在空间中任意角度移动，从而调节激光扫描检测系统到达合适的位置，通过激光扫描检测系统移动激光模块发出的激光点位置，使其处于待测损伤机翼的自由端位置，同时，再次启动振动激励装置，使得待测损伤机翼产生振动，并根据正弦扫频测试方法，在较大的频率范围内进行激振测试，通过激光模块获得待测损伤机翼的振动响应信号的频谱，通过峰值辨识方法获得待测损伤机翼的各阶固有频率；

步骤9，按照固有频率从低到高的方法依次激发机翼达到不同模态阶次对应的共振状态，然后控制机械臂进行扫描测试，使其完成沿待测损伤机翼多行或多列的扫描测试，这样并可根据激光扫描模态振型测试法依次获得损伤机翼的各阶模态振型数据，接下来，对各阶模态模态振型数据的幅值进行正则归一化处理，并获得正则归一化后的各阶模态振型的测试数据；

步骤10，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，即已经实现了风沙-热振环境下机翼的损伤定位，该数据可帮助设计人员客观、量化地评估机翼在不同程度的风沙-热振环境下的损伤情况。