CN114754691B - 直升机桨叶弯扭形态分布式光纤监测与反演方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种直升机桨叶弯扭弯扭分布式光纤监测与反演方法，属于结构健康监测技术领域。包括以下步骤，步骤一：光纤Bragg光栅传感器网络布置；步骤二：光纤Bragg光栅传感器信息采集及应变信息转换；步骤三：倾斜布局光纤Bragg光栅传感器弯曲扭转应变解耦；步骤四：根据光纤Bragg光栅传感器的空间位置与直升机桨叶的翼型，计算得到桨叶形态曲线的离散空间弯扭曲率信息，并将其连续化处理；步骤五：根据直升机桨叶形态曲线的空间弯扭曲率信息，计算其弯扭形态。本发明方法简单方便、精度高、可靠性好。

Description

直升机桨叶弯扭形态分布式光纤监测与反演方法
技术领域
本发明属于结构健康监测技术领域，具体提出了直升机桨叶弯扭形态分布式光纤监测与反演方法。
背景技术
随着新材料、变形结构和系统以及智能化控制技术的发展，针对直升机各种典型飞行状态，开展桨叶外形智能变形的控制方法和控制机构技术研究，建立智能旋翼的技术基础，可使直升机桨叶外形从全任务包线能力综合最优的单一外形，发展到各任务状态桨叶外形都对应变化的多外形智能变换，达到提高直升机装备性能的目标。
国内外关于飞行器结构变形场的反演与监测主要包括非接触式测量和接触式测量两种。非接触式测量主要分为摄影测量、激光扫描测量。基本原理是通过光学摄影设备和图像处理技术来辨识结构在不同时刻变形场的变化。但非接触式测量难以在轨实时实现，在飞行器飞行过程中无法安装，且重量较大，大多数应用场景并不适用。
接触式测量方法主要是通过应变信息或曲率信息来反演航空航天结构的变形。一般情况下，由于航空航天结构体积较大，且对形态监测的精度要求较高，因此，结构表面的应变测量点数需要的比较多，需要多个应变片。而电阻应变片在使用的过程中外接线路复杂繁多，大大加重了传感系统的重量，影响结构自身性能，致使桨叶结构的载荷参量难以测量，且无法在直升机飞行过程中实时监测桨叶的弯扭形态。
与传统的应变片相比，光纤传感器具有更大的重量优势，因为使用多个传感器所需的布线工作更少。此外，还可以将多个光纤Bragg光栅(FBG)传感器集成到一根长达数米的光纤中。与应变片相比，光纤光栅的信噪比更好，并且可以承受更多的载荷循环。。
发明内容
技术问题：本发明所要解决的技术问题是提供一种直升机桨叶弯扭形态分布式光纤监测与反演方法。
该方法采用光纤Bragg光栅传感器实时采集直升机桨叶表面的应变分布信息，通过构建传感器拓补网络，提取直升机桨叶环向不同位置的应变信息实现轴向弯曲应变与扭转应变的解耦，再根据应变分布与弯扭形态信息的映射模型换算得到桨叶弯扭形态的曲率信息，最后反演得到直升机桨叶的弯扭形态。
技术方案：为解决上述技术问题，本发明的所采用的技术方案包括以下步骤：
步骤一：光纤Bragg光栅传感器网络布置；
步骤a：确定直升机桨叶任一剖面的形心位置，以形心O为坐标原点，桨叶旋转切线方向为y轴正方向，厚度方向向上为z轴正方向，沿桨叶展向为x轴正方向，定义角度逆时针为正方向；
步骤b：选取三条应变测量路径path1～path3，定义桨叶根部剖面z轴与桨叶上表面的交点A，定义桨叶尖部剖面z轴与桨叶上表面的交点B，path1定义为AB连线；定义桨叶根部剖面线段OC，OC与OA夹角为120°，C为OC与桨叶表面的交点，定义桨叶尖部剖面线段OD，OD与OA夹角为120°，D为OD与桨叶表面的交点，path2定义为CD连线；定义桨叶根部剖面线段OE，OE与OA夹角为240°，E为OE与桨叶表面的交点，定义桨叶根部剖面线段OF，OF与OA夹角为240°，F为OF与桨叶表面的交点，path3定义为EF连线；
步骤c：在桨叶上均匀选取4个剖面作为传感截面，相邻两个传感截面的间隔为200mm，在每个传感截面上沿着path1～path3方向布置4个光纤Bragg光栅传感器，共16个光纤Bragg光栅传感器。定义α为传感器粘贴方向与桨叶轴线方向的夹角，左偏为正。其中path1上粘贴与轴线方向角度为α的4个传感器命名为FBG1～FBG4；path2上粘贴与轴线方向角度为α的4个传感器命名为FBG5～FBG8；path2上粘贴与轴线方向角度为-α的4个传感器命名为FBG9～FBG12；path3上粘贴与轴线方向角度为α的4个传感器命名为FBG13～FBG16。
步骤二：光纤Bragg光栅传感器信息采集及应变信息转换；
将桨叶单端固支于夹具上，在自由端施加任意方向载荷使桨叶发生弯扭形态的改变，采集光纤Bragg光栅传感器中心波长偏移信息并换算为实测应变值，path1提取的应变值为εl1(j)、path2提取的应变值为εl2(j)与εl3(j)、path3提取的应变值为εl4(j)，其中j＝1、2、3、4，表示第j个传感截面；
步骤三：倾斜布局光纤Bragg光栅传感器弯曲扭转应变解耦；
此时，单个应变传感器同时受到扭转应变εt、弯曲应变εα影响，单个应变传感器的实际测量值εl可表示为：
εl＝(cos2α-μsin2α)εα+cosαsinαεt (1)
其中，α为应变传感器相对于桨叶轴线方向的夹角，μ为直升机桨叶结构的泊松比，此时单个截面4个应变传感器测量所得应变值εl1(j)～εl4(j)，可组成如下方程组：
Figure GDA0003975300490000031
其中，α、μ为已知量，通过求解式(2)所示的非线性矩阵方程组，解耦计算可得扭转应变εt(j)与三条应变测量路径上的轴向应变εα1(j)～εα3(j)大小
步骤四：根据光纤Bragg光栅传感器的空间位置与直升机桨叶的翼型，计算得到桨叶形态曲线的离散空间弯扭曲率信息，并将其连续化处理；
通过步骤二所得的桨叶表面应变分布信息，提取第j个传感截面的计算得到桨叶形态曲线的离散空间弯扭曲率信息
Figure GDA0003975300490000032
式(3)中，θb(j)表示第j个传感截面处直升机桨叶弯曲方向相对于局部坐标系y轴的偏移角度；θi(j)表示第j个传感截面处第i条路径相对y轴的偏移角度其中i＝1、2、3，κ(j)表示第j个传感截面处曲率分量,ri(j)表示第j个传感截面处第i条应变测量路径相对于直升机桨叶结构形心位置的距离。
定义表观曲率向量为：
Figure GDA0003975300490000033
式(4)中，单位向量p、q表示局部坐标系的y轴和z轴。直升机桨叶弯扭形态的曲率κ(j)和沿着y轴和z轴方向分解曲率分量κ1(j)、κ2(j)可表示为：
Figure GDA0003975300490000034
Figure GDA0003975300490000035
Figure GDA0003975300490000041
式(5)～(7)中，N＝3，由此可获得每个传感器粘贴剖面的曲率分量κ1(j)、κ2(j)，将其沿着展向连续化处理，得到曲率分量关于展向长度的关系κ1(s)、κ2(s)。
步骤五：直升机桨叶形态曲线可描述为：
Figure GDA0003975300490000042
式(8)为表征直升机桨叶形态曲线的状态空间方程，其中T表示空间曲线的单位切向量，N1、N2为空间曲线R(s)法平面内两个相互垂直的单位向量。通过对单位切向量T(s)的积分即可得到直升机桨叶中心曲线沿着弧长方向的弯扭坐标r(s)，定义r0为曲线的起点坐标(0,0,0)，可得：
r(s)＝∫T(s)ds+r0 (9)
本发明的优点是：本发明为一种直升机桨叶弯扭形态分布式光纤监测与反演方法，该方法通过构建光纤Bragg光栅传感器拓补网络来实现直升机桨叶弯扭形态的监测与反演。本发明适用于特殊翼型剖面直升机桨叶的形态反演等工程领域，所具备的优点为：相较于传统传感方式，具有线路布置简单、抗电磁干扰能力强、实时性好等优点，且本发明针对对象为特殊翼型桨叶，将传统形态感知针对的对象拓展到了直升机桨叶此类特殊横截面结构。
附图说明
图1桨叶应变提取路径path1～path3示意图；其中图1(a)为桨叶根部剖面示意图，图1(b)为桨叶尖部剖面示意图；
图2桨叶光纤Bragg光栅传感器布局示意图；其中图2(a)为桨叶结构正面示意图，图2(b)为桨叶结构背面示意图；
图3基于光纤Bragg光栅传感器与RMF理论的直升机桨叶三维形态感知算法实现流程。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作更进一步的说明。
步骤一：光纤Bragg光栅传感器网络布置；
步骤a：确定直升机桨叶任一剖面的形心位置，以形心O为坐标原点，桨叶旋转切线方向为y轴正方向，厚度方向向上为z轴正方向，沿桨叶展向为x轴正方向，定义角度逆时针为正方向；
步骤b：选取三条应变测量路径path1～path3，定义桨叶根部剖面z轴与桨叶上表面的交点A，定义桨叶尖部剖面z轴与桨叶上表面的交点B，path1定义为AB连线；定义桨叶根部剖面线段OC，OC与OA夹角为120°，C为OC与桨叶表面的交点，定义桨叶尖部剖面线段OD，OD与OA夹角为120°，D为OD与桨叶表面的交点，path2定义为CD连线；定义桨叶根部剖面线段OE，OE与OA夹角为240°，E为OE与桨叶表面的交点，定义桨叶根部剖面线段OF，OF与OA夹角为240°，F为OF与桨叶表面的交点，path3定义为EF连线；
步骤c：在桨叶上均匀选取4个剖面作为传感截面，相邻两个传感截面的间隔为200mm，在每个传感截面上沿着path1～path3方向布置4个光纤Bragg光栅传感器，共16个光纤Bragg光栅传感器。定义α为传感器粘贴方向与桨叶轴线方向的夹角，左偏为正。其中path1上粘贴与轴线方向角度为α的4个传感器命名为FBG1～FBG4；path2上粘贴与轴线方向角度为α的4个传感器命名为FBG5～FBG8；path2上粘贴与轴线方向角度为-α的4个传感器命名为FBG9～FBG12；path3上粘贴与轴线方向角度为α的4个传感器命名为FBG13～FBG16。
步骤二：光纤Bragg光栅传感器信息采集及应变信息转换；
将桨叶单端固支于夹具上，在自由端施加任意方向载荷使桨叶发生弯扭形态的改变，采集光纤Bragg光栅传感器中心波长偏移信息并换算为实测应变值，path1提取的应变值为εl1(j)、path2提取的应变值为εl2(j)与εl3(j)、path3提取的应变值为εl4(j)，其中j＝1、2、3、4，表示第j个传感截面；
步骤三：倾斜布局光纤Bragg光栅传感器弯曲扭转应变解耦；
此时，单个应变传感器同时受到扭转应变εt、弯曲应变εα影响，单个应变传感器的实际测量值εl可表示为：
εl＝(cos2α-μsin2α)εα+cosαsinαεt (1)
其中，α为应变传感器相对于桨叶轴线方向的夹角，μ为直升机桨叶结构的泊松比，此时单个截面4个应变传感器测量所得应变值εl1(j)～εl4(j)，可组成如下方程组：
Figure GDA0003975300490000051
其中，α、μ为已知量，通过求解式(2)所示的非线性矩阵方程组，解耦计算可得扭转应变εt(j)与三条应变测量路径上的轴向应变εα1(j)～εα3(j)大小
步骤四：根据光纤Bragg光栅传感器的空间位置与直升机桨叶的翼型，计算得到桨叶形态曲线的离散空间弯扭曲率信息，并将其连续化处理；
通过步骤二所得的桨叶表面应变分布信息，提取第j个传感截面的计算得到桨叶形态曲线的离散空间弯扭曲率信息
Figure GDA0003975300490000061
式(3)中，θb(j)表示第j个传感截面处直升机桨叶弯曲方向相对于局部坐标系y轴的偏移角度；θi(j)表示第j个传感截面处第i条路径相对y轴的偏移角度，其中i＝1、2、3，κ(j)表示第j个传感截面处曲率分量,ri(j)表示第j个传感截面处第i条应变测量路径相对于直升机桨叶结构形心位置的距离。
定义表观曲率向量为：
Figure GDA0003975300490000062
式(4)中，单位向量p、q表示局部坐标系的y轴和z轴。直升机桨叶弯扭形态的曲率κ(j)和沿着y轴和z轴方向分解曲率分量κ1(j)、κ2(j)可表示为：
Figure GDA0003975300490000063
Figure GDA0003975300490000064
Figure GDA0003975300490000065
式(5)～(7)中，N＝3，由此可获得每个传感器粘贴剖面的曲率分量κ1(j)、κ2(j)，将其沿着展向连续化处理，得到曲率分量关于展向长度的关系κ1(s)、κ2(s)。
步骤五：直升机桨叶形态曲线可描述为：
Figure GDA0003975300490000071
式(8)为表征直升机桨叶形态曲线的状态空间方程，其中T表示空间曲线的单位切向量，N1、N2为空间曲线R(s)法平面内两个相互垂直的单位向量。通过对单位切向量T(s)的积分即可得到直升机桨叶中心曲线沿着弧长方向的弯扭坐标r(s)，定义r0为曲线的起点坐标(0,0,0)，可得：
r(s)＝∫T(s)ds+r0 (9)

Claims (1)

1.一种直升机桨叶弯扭形态分布式光纤监测与反演方法，其特征在于包括以下步骤：
步骤一：光纤Bragg光栅传感器网络布置；
步骤a：确定直升机桨叶任一剖面的形心位置，以形心O为坐标原点，桨叶旋转切线方向为y轴正方向，厚度方向向上为z轴正方向，沿桨叶展向为x轴正方向，定义角度逆时针为正方向；
步骤b：选取三条应变测量路径path1～path3，定义桨叶根部剖面z轴与桨叶上表面的交点A，定义桨叶尖部剖面z轴与桨叶上表面的交点B，path1定义为AB连线；定义桨叶根部剖面线段OC，OC与OA夹角为120°，C为OC与桨叶表面的交点，定义桨叶尖部剖面线段OD，OD与OA夹角为120°，D为OD与桨叶表面的交点，path2定义为CD连线；定义桨叶根部剖面线段OE，OE与OA夹角为240°，E为OE与桨叶表面的交点，定义桨叶根部剖面线段OF，OF与OA夹角为240°，F为OF与桨叶表面的交点，path3定义为EF连线；
步骤c：在桨叶上均匀选取4个剖面作为传感截面，相邻两个传感截面的间隔为200mm，在每个传感截面上沿着path1～path3方向布置4个光纤Bragg光栅传感器，共16个光纤Bragg光栅传感器；定义α为传感器粘贴方向与桨叶轴线方向的夹角，左偏为正，其中path1上粘贴与轴线方向角度为α的4个传感器命名为FBG1～FBG4；path2上粘贴与轴线方向角度为α的4个传感器命名为FBG5～FBG8；path2上粘贴与轴线方向角度为-α的4个传感器命名为FBG9～FBG12；path3上粘贴与轴线方向角度为α的4个传感器命名为FBG13～FBG16；
步骤二：光纤Bragg光栅传感器信息采集及应变信息转换；
将桨叶单端固支于夹具上，在自由端施加任意方向载荷使桨叶发生弯扭形态的改变，采集光纤Bragg光栅传感器中心波长偏移信息并换算为实测应变值，path1提取的应变值为εl1(j)、path2提取的应变值为εl2(j)与εl3(j)、path3提取的应变值为εl4(j)，其中j＝1、2、3、4，表示第j个传感截面；
步骤三：倾斜布局光纤Bragg光栅传感器弯曲扭转应变解耦；
此时，单个应变传感器同时受到扭转应变εt、弯曲应变εα影响，单个应变传感器的实际测量值εl可表示为：
εl＝(cos2α-μsin2α)εα+cosαsinαεt (1)
其中，α为应变传感器相对于桨叶轴线方向的夹角，μ为直升机桨叶结构的泊松比，此时单个截面4个应变传感器测量所得应变值εl1(j)～εl4(j)，可组成如下方程组：
Figure FDA0003975300480000021
其中，α、μ为已知量，通过求解式(2)所示的非线性矩阵方程组，解耦计算可得扭转应变εt(j)与三条应变测量路径上的轴向应变εα1(j)～εα3(j)大小
步骤四：根据光纤Bragg光栅传感器的空间位置与直升机桨叶的翼型，计算得到桨叶形态曲线的离散空间弯扭曲率信息，并将其连续化处理；
通过步骤二所得的桨叶表面应变分布信息，提取第j个传感截面的计算得到桨叶形态曲线的离散空间弯扭曲率信息
Figure FDA0003975300480000022
式(3)中，θb(j)表示第j个传感截面处直升机桨叶弯曲方向相对于局部坐标系y轴的偏移角度；θi(j)表示第j个传感截面处第i条路径相对y轴的偏移角度，其中i＝1、2、3，κ(j)表示第j个传感截面处曲率分量,ri(j)表示第j个传感截面处第i条应变测量路径相对于直升机桨叶结构形心位置的距离；
定义表观曲率向量为：
Figure FDA0003975300480000023
式(4)中，单位向量p、q表示局部坐标系的y轴和z轴；直升机桨叶弯扭形态的曲率κ(j)和沿着y轴和z轴方向分解曲率分量κ1(j)、κ2(j)可表示为：
Figure FDA0003975300480000024
Figure FDA0003975300480000031
Figure FDA0003975300480000032
式(5)～(7)中，N＝3，由此可获得每个传感器粘贴剖面的曲率分量κ1(j)、κ2(j)，将其沿着展向连续化处理，得到曲率分量关于展向长度的关系κ1(s)、κ2(s)；
步骤五：直升机桨叶形态曲线可描述为：
Figure FDA0003975300480000033
式(8)为表征直升机桨叶形态曲线的状态空间方程，其中T表示空间曲线的单位切向量，N1、N2为空间曲线R(s)法平面内两个相互垂直的单位向量；通过对单位切向量T(s)的积分即可得到直升机桨叶中心曲线沿着弧长方向的弯扭坐标r(s)，定义r0为曲线的起点坐标(0,0,0)，可得：
r(s)＝∫T(s)ds+r0 (9)。
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