飞行器结构自然环境论文范文

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1随机振动分析的基本原理

机翼结构系统振动试验中受多个非平稳随机激励的作用，其试验环境及主要条件保持不变，认为过程是线性、平稳和各态历经的随机过程。其运动方程表述为通过频响函数计算得到随机激励振动的统计特性，通过频率响应分析得到结构的频响函数H(ω)，然后求出响应的功率谱密度。

2机翼结构随机振动分析

本文的随机振动分析是一种采用功率谱密度作为输入的谱分析，分析确定频域响应特征值。以风压激励谱作为输入，从而得到结构的位移响应模态数据，作为后续损伤检测分析的基础。

2.1定义材料特性和单元属性本文机翼模型的基体为E-51(618)环氧树脂+酐固化剂，增强体为PAN(polyacrylonitrile)基碳纤维，材料参数分别为σ=2800MPa，E=200GPa，ρ=1．76g/cm3，d=6μm～8μm。

2.2有限元模型及约束条件机翼模型(见图1)由上下表面蒙皮、翼肋、翼梁组成。对该模型整体采用shell63壳单元，确定单元尺寸为0.1，对该模型进行自适应网格划分。对机翼模型连接面施加位移全约束。

2.3模态分析用Ansys软件对机翼结构进行模态分析，提取前30阶模态。前六阶固有频率见表1。

2.4机翼结构的风载荷谱PSD分析机翼结构系统受到的随机振动激励为垂直作用于机翼表面蒙皮的表面风压激励，根据PSD分析能得到结构各点的位移、速度、加速度功率谱密度响应。利用Fluent软件模拟速度为0.8马赫、攻角为4°的飞行环境，采集机翼受到的风压激励，通过FFT(FastFourierTransformation)变换得到机翼表面的风压功率谱密度。对机翼模型表面的所有节点施加垂直于表面的PSD谱，模拟机翼蒙皮在飞行环境中受到随时间变化的风压激励。用Ansys软件对机翼结构进行PSD分析，Ansys随机振动响应的计算模块中，能实现设置的PSD谱限制为10个，每个PSD谱的频率点限制为50。由此对所得到的PSD谱进行分级处理，分为10个不同等级;将机翼模型节点分为10个区域，分别对10个区域加载不同的PSD谱，从而使功率谱密度分析的激励设置接近真实飞行环境中模型所受到的激励，更好地模拟真实飞行环境中机翼结构的状态。机翼表面最大压力的功率谱密度曲线如图2所示。机翼模型在模态分析的基础上，由PSD分析得到计算结果，后文以节点的位移模态数据作为分析依据。

3结构损伤检测

3.1结构损伤的模拟方法和统计分析方法风压载荷冲击对智能结构材料蒙皮造成的损伤是突发性的，智能结构材料性能(刚度、强度)相应发生陡然下降。通常模拟微小损伤只考虑其结构刚度的变化，而不考虑质量的变化。本文单元损伤模拟通过降低结构有限元模型中某单元的刚度值，以实现结构的微小损伤828-835。在结构损伤检测的统计分析方面，本文的结构健康检测方法属于基于振动响应的损伤检测，利用结构随机振动响应的互相关函数幅值向量———CorV进行损伤检测。

3.2互相关函数幅值向量方法的原理一个在复杂的振动环境中工作的系统，其系统各个节点的响应信号必然存在有效联系。互相关函数能将响应信号之间的相关程度表示出来。本文利用互相关函数幅值向量，对比结构在有损与无损状态下的随机振动信号的相关性，进行损伤判断。

3.3确定结构损伤判断方法由机翼结构的振型图，该结构翼梢处为薄弱点，设置翼梢处1574号单元为损伤单元(白色)，另外在机翼蒙皮表面均布设置20个单元节点(黑色)，作为损伤单元识别的辅助测试点(见图3)。令单元1574的刚度分别降低10%、20%、30%、40%和50%来模拟损伤单元的损伤程度。在结构单元1574完好和损伤40%时，提取损伤单元上1506号节点的位移信号。通过对比分析，该节点z方向的位移损伤信号对比较为明显(见图4)。从而确定在以下损伤分析中，以单元节点的z方向位移信号作为分析依据。本文利用两个相似功率密度谱激励，对结构状态完好的机翼结构进行施加，处理得到各点与节点1506的两个ACorV，并计算得到相应的BCVAC，其值均小于0.9999998。且如果结构在未知状态(损伤或者完好状态)下的A+CorV与A－CorV之间的BCVAC明显小于0.9999998，则可认为结构发生了损伤。下文以BCVAC=0.9999998作为结构损伤与否的判断标准。图5为测试点1506和辅助测试点1712在无损状态下位移响应的互相关函数曲线。图6为无损状态下，测试点1506和二十个辅助测试点计算得到的ACorV。

3.4应用互相关函数幅值向量的单损伤检测为验证结构损伤特征参数BCVAC对机翼蒙皮结构损伤的敏感度及有效性，以损伤单元节点1506为中心，以测试点个数的多少设置为5种情况。在20个测试点的布局下，逐步减少离损伤单元的较远的测试点，设置B20CVAC为20个辅助测试点，即互相关函数幅值向量含有20个元素。由表2可看出，对于单损伤结构，在机翼翼梢部分的单元1574刚度降低10%的情况下，B20CVAC=0.99999946＜0.9999998，可以判断该结构出现损伤;其次以B20CVAC数据为起始数据，B14CVAC、B9CVAC、B5CVAC和B4CVAC数据都由于测试点位置逼近损伤单元，其在相同损伤程度情况下BCVAC值逐渐降低，表明辅助测试点离损伤单元越近，其值越低，能作为损伤位置判断依据。依据结构位移响应信号，对机翼复杂结构的损伤程度及损伤范围的判断获得较为理想的效果。但结构的复杂程度仍对结果数据的正确性有一定的影响，对试验数据的可靠性，应以整体数据的趋向性为准则，排除个别受到复杂结构影响的不理想数据。

4总结

本文采用流体分析软件Fluent，模拟NExT采集飞行环境激励谱数据，使后续分析更加与真实环境相符;以机翼结构作为研究对象进行随机振动PSD分析;以损伤前后节点位移信号为基础，采用BCVAC作为结构损伤敏感参数，验证其在复杂机翼结构上对损伤判断的有效性。结果表明:采集飞行器的气动载荷作为自然环境激励，通过Ansys处理，能较好地显示机翼损伤状况，从而确定以飞行载荷作为自然环境激励的结构健康监控方法的可靠性和有效性，对飞行器结构健康监控的研究有重要的研究价值。

作者：祝俊陈换过陈文华吴飞陈建华单位：浙江理工大学机械与自动控制学院