基于FBC传感器的冲击损伤定位

针对复合材料冲击损伤,提出了一种基于光纤布拉格光栅(fiber bragg grating, 简 称FBG)网络的定位方法,该方法仅依据冲击期间FBG测得最大应变和FBG的相对位置,即可对 被测结构进行损伤定位,并在某飞机使用的复合材料层板上进行了试验验证。试验结果表明, FBG监 测的位置和实际冲击位置的最大定位绝对误差约为３．３４ cm,5个冲击点的平均定位误差 仅为126　cm。该损伤定位方法所需参数少、快速且简便易行,其识别精度满足工程实际 要求。     

复合材料蜂窝夹层板低速冲击损伤模拟及实验研究

复合材料蜂窝夹层板因其良好的力学特性及质量轻等优点在工程中得到了广泛应用,但其抗冲击能力较差。本文研究了复合材料蜂窝夹层板受低速冲击后的变形和损伤情况,采用光滑粒子动力学结合有限元数值模拟方法分析了复合材料蜂窝夹层板受不同能量冲击后的响应,并通过试验和模拟计算结果对比分析,给出了不同冲击能量下复合材料蜂窝夹层板的位移和损伤。研究结果表明:给出的复合材料蜂窝夹层板冲击数值模型能够合理的模拟低速冲击行为,能为工程中复合材料蜂窝夹层板结构受冲击损伤的测定提供参考依据。     

光纤光栅传感网络的冲击定位方法

针对航空航天层合板结构冲击与振动监测的需求,提出一种基于小波包分解方法和分布式光纤光栅传感网络的板状结构低速冲击辨识方法。根据四边固支板结构的承载形式与光纤光栅传感器的感知特性,设计合理的传感器网络布局,再利用快速傅里叶变换(fast Fourier transformation,简称FFT)与小波包分解对光纤光栅传感网络监测到的冲击响应信号进行时频域分析,获取能表征冲击特性的时域特征分解信号。在此基础上,分别计算出每一个特征分解信号与其对应的时域原始信号之间的互相关系数,并将其做为相似度分配权值,分解出所有样本冲击点对应冲击响应信号的特征分解信号,构建样本信息库。利用Haudorff距离计算测试信号与样本信息库各个信号之间的相似度,并根据相似度来确定冲击点的位置坐标。研究表明,该方法能够实现对航空航天层合板结构低速冲击位置的辨识。     

基于FBG传感器的冲击损伤定位

针对复合材料冲击损伤,提出了一种基于光纤布拉格光栅(fiber bragg grating,简称FBG)网络的定位方法,该方法仅依据冲击期间FBG测得最大应变和FBG的相对位置,即可对被测结构进行损伤定位,并在某飞机使用的复合材料层板上进行了试验验证.试验结果表明,FBG监测的位置和实际冲击位置的最大定位绝对误差约为3.34cm,5个冲击点的平均定位误差仅为1.26 cm.该损伤定位方法所需参数少、快速且简便易行,其识别精度满足工程实际要求.     

混杂复合材料蜂窝夹层结构冲击特性研究

采用试验与有限元分析相结合的方法研究了复合材料蜂窝夹层结构的抗冲击性能.基于Vumat子程序建立其三维渐进失效准则,通过试验来验证仿真模型的准确性.利用精确仿真模型来进一步对不同参数下蜂窝夹层结构的抗冲击特性进行研究.结果 表明:冲击能低于一定值时,冲击峰值力随冲击能的增加而增加,当冲击能超过该值时,冲击峰值力将会稳定不变;冲头直径越小,冲击峰值力越小,蜂窝夹层结构吸收能越大;蒙皮厚度的增加可使蜂窝夹层结构抗冲击性能增强,但蒙皮厚度对吸能特性影响较小.     

基于小波神经网络的智能复合材料冲击损伤定位的研究

复合材料的力学性能对冲击损伤极为敏感，为此实现复合材料的智能化，从而在线实时监测复合材料的冲击损伤具有重要的意义。应用小波神经网络对智能复合材料冲击损伤进行了定位研究，并与改进的BP网络进行了对比，结果表明小波网络具有非线性建模逼近能力强、识别精度高和推广能力强等优点。小波神经网络为复合材料的进一步智能化提供了更为先进的信号处理方法。     

复合材料蜂窝夹芯结构的低速冲击试验设计

复合材料蜂窝夹芯结构具有优越的材料性能,广泛应用于航空、航天和船舶制造等领域.结构在受到冲击时,很容易出现损伤.试验分析表明,低速冲击将严重降低蜂窝夹芯板的抗拉、抗压能力,造成面芯层间发生分层扩展.本文对复合材料蜂窝夹芯结构的低速冲击试验进行设计,并对结果进行分析,得出了相关变化规律.     

Nomex蜂窝复合材料冲击损伤及剩余剪切强度试验

Nomex蜂窝复合材料在航空航天中的应用越来越广泛,但其对低速冲击损坏较为敏感,针对Nomex蜂窝复合材料冲击损伤问题,研究了蜂窝材料在冲击作用下的损伤行为,并进行了剩余剪切强度试验,观察试验件应变值变化,得出试验结构件破坏载荷和最大破坏应变,并与未进行冲击试验的试验件进行对比。结果表明:冲击损伤后,破坏载荷的保持率为69.0%左右,破坏最大应变的保持率为78.8%,即冲击损伤使蜂窝复合材料的力学性能恶化,且影响较大。     

光纤复合材料结构低速冲击判位研究

复合材料智能结构容易产生从表面无法探测到的低速冲击损伤。试验利用光纤复合材料结构中布拉格光纤光栅传感器受到低速冲击后中心波长随应力变化这一特性,在恒温下用布拉格光栅对复合材料智能结构受到的低速冲击位置给出判别。通过计算冲击待测数字采样信号与所有冲击模板数字采样信号的Hausdorff距离,给出两者的相似度,利用相似度判别复合材料结构低速冲击位置。试验表明布拉格光纤光栅传感器可以监测复合材料冲击信号,能够对复合材料结构低速冲击进行判位研究。     

光纤复合材料结构低速冲击判位研究

复合材料智能结构容易产生从表面无法探测到的低速冲击损伤。试验利用光纤复合材料结构中布拉格光纤光栅传感器受到低速冲击后中心波长随应力变化这一特性,在恒温下用布拉格光栅对复合材料智能结构受到的低速冲击位置给出判别。通过计算冲击待测数字采样信号与所有冲击模板数字采样信号的Hausdorff距离,给出两者的相似度,利用相似度判别复合材料结构低速冲击位置。试验表明布拉格光纤光栅传感器可以监测复合材料冲击信号,能够对复合材料结构低速冲击进行判位研究。     

基于小波包特征提取及支持向量回归机的光纤布拉格光栅冲击定位系统

以光纤布拉格光栅(FBG)为传感网络,构建了复合材料冲击载荷实时在线监测系统,研究了基于小波包特征提取及支持向量回归机的光纤-碳纤维复合材料结构冲击定位方法.针对同一冲击点,分析不同传感信号,获得了冲击响应信号小波包能量谱,分析结果表明小波包能量谱中特定阶数对冲击敏感.改变冲击点位置研究小波包能量谱与冲击位置之间的关系,提出将第6阶小波包能量值作为冲击定位的特征向量.采用支持向量回归机建立样本数据的回归模型,预测冲击载荷位置,并对支持向量机的相关调整参数进行了优化.实验表明,支持向量机的网络测试误差为4.81％.研究结果可为碳纤维复合材料(CFRP)层状结构的冲击性能评估提供可行的实验方法.     

基于光纤光栅传感器的复合材料损伤识别系统

利用光纤布拉格光栅(FBG)构建了传感器网络;结合小波分解与重构算法、频谱分析和支持向量多分类机算法研究了碳纤维复合材料板损伤的模式识别算法。首先,对带有不同损伤模式的复合材料结构进行冲击试验,探索损伤模式与信号特征之间的关系。然后,对信号进行小波分解与重构去除基线干扰;采用傅里叶变换频谱分析提取信号幅频特性,构建了复合材料结构损伤模式识别方法。最后,将提取的信号幅频特性作输入,复合材料结构损伤模式作输出,利用支持向量多分类机,实现了复合材料结构损伤模式识别。在500mm×500mm×2mm的碳纤维复合材料板中心,选定200mm×200mm的实验区域,对30组测试样本进行了损伤模式识别。实验结果表明:29组损伤模式得到了准确识别,正确率为96.7%。研究结果为碳纤维复合材料板的损伤模式识别提供了一种可靠的方法。     

微小卫星帆板展开火工冲击减振结构研究

以某卫星太阳帆板展开时卫星本体所受的冲击为研究对象,设计了一种蜂窝夹层板式冲击减振装置。从减振设计的角度出发,对冲击响应动力学模型、冲击减振设计要点进行了详细的说明。通过引入弹簧单元等对蜂窝夹层板及附属结构进行改进,并对该系统法向进行冲击特性试验研究,分析了该冲击减振装置应用于卫星后的动力学响应。结果表明,蜂窝夹层板减振装置具有良好抗冲击性能,应用于卫星单机安装板,能够有效减少冲击响应,同时满足发射条件,该设计合理。     

复合材料蜂窝夹层结构翼梁优化设计

利用三明治夹芯板理论,对蜂窝夹层结构翼梁进行预先等效处理,把夹层板用当量层合板模拟,将蜂窝芯子看作一特殊单层,则复合材料蜂窝夹层梁模拟成了复合材料层合结构梁.以质量最轻为目标函数,以材料的设计许用应力和单元满足应变要求作为约束函数,利用MSC.NASTRAN对当量复合材料层合结构梁进行尺寸优化设计,得到最优蜂窝芯子厚度、各铺层角度的铺层厚度.按照层合板铺层设计一般原则得到合理的单层铺层角度以及铺层顺序.     

复合材料铺层角度对蜂窝板动态性能的影响

为了提高卫星探测器蜂窝板的动态性能,将蜂窝板中的蒙皮和支撑结构采用复合材料设计。对蒙皮和支撑结构设计了六种复合材料铺层方案,并与常用的铝材结构进行分析对比,利用大型通用有限元分析软件ABAQUS,通过对复合材料件及蜂窝板整体结构的动态性能分析,研究铺层角度对蒙皮、支撑结构及整体蜂窝板刚度的影响,确定了最佳方案,满足航天飞行器基频设计要求。研究工作为蜂窝板的结构优化设计提供了理论依据,对同类航空结构的设计也有很好的借鉴作用。     

应变片在复合材料低能量冲击定位中的应用

针对应用在航空结构中的碳纤维增强树脂基复合材料(carbon fiber reinforced plastics,简称CFRP)的冲击与振动检测的需求,提出了利用电阻式应变片实现冲击定位的方法。通过应变片获取动态应变信号,运用小波变换提取信号的波达时间,采用Mindlin板理论计算波速,最后使用笔者提出的定位算法计算冲击源的位置。在一个尺寸为400mm×400mm×2mm的CFRP层合板样板上进行实验,结果显示误差小于10mm,证明所提出的方法可用于碳纤维增强树脂基复合材料层合板的冲击定位,为航空结构的结构健康监控提供了一定的依据。     

复合材料层板OFDR分布式光纤冲击判位方法研究

基于复合材料的航空航天器结构在服役过程中受到外界物体冲击易造成损伤,常规光纤Bragg光栅冲击监测模式需要借助大量试验建立冲击响应样本库,不仅工作量大,还会影响被测结构力学性能,甚至造成预先损伤。为此,提出了一种基于应变幅值非线性加权原理的复合材料层板结构分布式光纤冲击位置辨识方法,通过提取结构应变响应幅值作为特征量,结合无需先验样本的非线性加权原理实现冲击载荷位置辨识。借助有限元数值仿真,模拟得到冲击载荷作用下复合材料层板结构应变响应与分布特征,并根据仿真结果对该辨识方法加以验证。构建了基于高空间分辨率分布式光纤传感器的冲击监测系统,平均定位误差约为8.44 mm。研究表明,所提方法具有便于集成、通用性强以及无需构建样本库等特点,能够为航空航天器结构健康监测、寿命评估和快速维护提供技术支撑。     

过载条件下铝蜂窝天线结构静动态响应研究

采用正交各向异性蜂窝夹层板的一种高精度等效分析方法,在MSC-PATRAN平台下建立某铝蜂窝夹层板天线结构有限元模型。重点分析了蜂窝夹层板尺寸对天线板极限承载能力的影响,并用大质量法分析其受冲击载荷的响应结果,得出了适合实际发射要求的结构设计参数,为天线结构优化设计提供工程依据。     

基于光纤布拉格光栅的载荷定位与检测方法

针对传统定位系统存在的结构复杂、实时性低、需要建立训练集等问题,提出利用光纤Bragg光栅结合直角应变花结构的方法对冲击源进行定位。在平面应变下,建立横向效应补偿因子模型和应变解耦模型,证明了光纤布拉格光栅(Fiber Bragg grating,FBG)直角应变花结构用于定位时不受横向效应的影响。同时针对四边简支薄板结构,提出一种判定冲击载荷大小的新方法。通过不同位置两组FBG应变花分别测得的主应变方向,其交点来确定冲击源坐标;通过FBG传感器测得的轴向应变经横向效应补偿,并结合四边简支板扰度曲线和定位坐标,来对冲击载荷大小进行测量。试验表明其定位精度达到2.9 cm以内,定位实时性1 ms左右,冲击载荷大小判定误差在3 N以内。为冲击平台载荷检测提供了一种实用可行的方法。