謝學(xué)多 揭小落 畢京丹 劉文立 劉鴻亮

基于特征響應(yīng)譜的防隔熱構(gòu)件脫粘損傷定位

謝學(xué)多 揭小落 畢京丹 劉文立 劉鴻亮

( 北京強(qiáng)度環(huán)境研究所，北京 100076)

飛行器防隔熱構(gòu)件多采用膠粘形式與冷結(jié)構(gòu)連接，在嚴(yán)酷的飛行振動環(huán)境中易發(fā)生脫粘損傷，有必要利用地面環(huán)境試驗(yàn)考核其環(huán)境適應(yīng)性，并在試驗(yàn)后及時(shí)判斷結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)。本文提出一種基于結(jié)構(gòu)特征級掃描響應(yīng)譜均方根偏差（Root Mean Square Deviation，RMSD）的損傷定位方法，可得到結(jié)構(gòu)全部區(qū)域的損傷概率分布云圖，實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)損傷識別與定位。以一種防隔熱材料構(gòu)件為研究對象，在仿真分析和試驗(yàn)研究中應(yīng)用該方法對結(jié)構(gòu)的特征級掃描響應(yīng)譜進(jìn)行分析，實(shí)現(xiàn)了結(jié)構(gòu)脫粘損傷識別與準(zhǔn)確定位。

防隔熱構(gòu)件；脫粘損傷；特征級掃描；損傷定位

0 引言

近年來，高超聲速飛行器技術(shù)發(fā)展迅速，而防隔熱問題是其研制關(guān)鍵難題之一[1]。防隔熱構(gòu)件以其輕質(zhì)、低熱導(dǎo)率、耐高溫的優(yōu)點(diǎn)，成為主要防隔熱方法[2-3]。但大部分防隔熱材料同時(shí)具有強(qiáng)度低、塑性差的特點(diǎn)，且防隔熱構(gòu)件多采用膠粘形式連接，使得結(jié)構(gòu)在飛行中的氣動力、熱、振動等復(fù)雜環(huán)境下易發(fā)生斷裂、脫粘損傷[4-5]。這將導(dǎo)致飛行器防隔熱性能急劇下降，從而引起嚴(yán)重的安全事故[6-7]。為了保證飛行器防隔熱構(gòu)件在飛行過程中經(jīng)受嚴(yán)酷振動環(huán)境條件而不發(fā)生損壞，有必要利用地面環(huán)境試驗(yàn)考核飛行器防隔熱構(gòu)件的力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性。通過環(huán)境試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)防隔熱構(gòu)件易發(fā)生的損傷形式，進(jìn)而采取改進(jìn)措施增強(qiáng)其環(huán)境適應(yīng)性，提高飛行器可靠性。在完成設(shè)計(jì)載荷下的振動環(huán)境試驗(yàn)后，需要對結(jié)構(gòu)是否發(fā)生損傷以及損傷形式和位置進(jìn)行判斷，以便改進(jìn)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提高其嚴(yán)酷飛行環(huán)境下的服役性能。基于振動的結(jié)構(gòu)損傷識別方法具有方便快捷、可原位檢測的優(yōu)點(diǎn)，已成為近幾十年來國內(nèi)外學(xué)者的熱點(diǎn)研究課題。Yan等對多種基于結(jié)構(gòu)動力特征參數(shù)的損傷識別方法進(jìn)行了總結(jié)，介紹了智能損傷診斷在結(jié)構(gòu)損傷檢測中的應(yīng)用[8]。Seyedpoor基于應(yīng)變能構(gòu)造損傷指標(biāo)實(shí)現(xiàn)了更準(zhǔn)確的損傷定位[9]。An等采用將結(jié)構(gòu)柔度矩陣進(jìn)行LU分解的方法研究結(jié)構(gòu)損傷診斷[10]。刁延松等研究了基于振動傳遞率函數(shù)和統(tǒng)計(jì)假設(shè)檢驗(yàn)的損傷識別方法[11]?？姳s等對基于振動響應(yīng)的多種結(jié)構(gòu)損傷識別方法進(jìn)行了比較研究，得出利用轉(zhuǎn)角模態(tài)參數(shù)的損傷識別方法效果最好的結(jié)論[12]。

上述基于振動的損傷識別方法通常需要借助專用設(shè)備進(jìn)行損傷檢測，不滿足工程應(yīng)用要求的低成本和操作便捷性。本文提出了一種基于特征級掃描試驗(yàn)響應(yīng)譜分析的損傷識別與定位方法。一般而言，在正式振動環(huán)境試驗(yàn)前后均需實(shí)施一次特征級掃描試驗(yàn)，通過分析試驗(yàn)件上各測點(diǎn)響應(yīng)譜變化來探究其結(jié)構(gòu)特性是否發(fā)生改變，從而判斷試驗(yàn)對象是否出現(xiàn)損傷。目前，該方法多聚焦于計(jì)算響應(yīng)譜一階共振峰頻率的變化率，僅能定性地判斷結(jié)構(gòu)損傷存在與否，而無法對損傷位置進(jìn)行定位。本文提出的損傷定位方法通過計(jì)算結(jié)構(gòu)響應(yīng)譜的均方根偏差指數(shù)，構(gòu)造損傷指標(biāo)，可實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)損傷的識別與定位，并通過仿真計(jì)算和振動試驗(yàn)分別研究了飛行器防隔熱復(fù)合材料構(gòu)件的脫粘損傷識別與定位。

1 理論

1.1 正弦振動理論

利用振型疊加法可計(jì)算得到試驗(yàn)件在正弦振動載荷作用下的響應(yīng)

式中，為正弦載荷幅值，為掃描頻率與系統(tǒng)固有頻率之比，為振型阻尼比，、、分別為主質(zhì)量矩陣、主阻尼矩陣和主剛度矩陣的第階分量。當(dāng)時(shí)，試驗(yàn)件響應(yīng)取得極大值，即試驗(yàn)件正弦振動響應(yīng)譜在固有頻率附近出現(xiàn)共振波峰，正弦振動響應(yīng)譜共振峰頻率代表了結(jié)構(gòu)的固有頻率。

1.2 基于特征響應(yīng)譜的損傷定位理論

2 防隔熱構(gòu)件損傷定位仿真分析

2.1 仿真過程

利用有限元軟件ABAQUS進(jìn)行防隔熱結(jié)構(gòu)件的諧響應(yīng)分析，得到結(jié)構(gòu)特征掃描振動響應(yīng)譜，驗(yàn)證基于響應(yīng)譜RMSD的損傷定位方法的有效性。建立如圖2所示的有限元模型，模型由底部的鋁合金工裝和上部的防隔熱材料組成。防隔熱材料與底部工裝間設(shè)置綁定約束，在工裝底面邊緣部分施加固定約束，模擬振動試驗(yàn)真實(shí)邊界條件。

圖2 防隔熱構(gòu)件有限元模型

圖3 模擬損傷和測點(diǎn)位置示意圖

設(shè)定分析頻率范圍為2~3000Hz，對模型施加Z向平直譜激勵，進(jìn)行諧響應(yīng)分析，得到結(jié)構(gòu)完好無損傷時(shí)的響應(yīng)信號。然后在防隔熱材料上選取圖3所示區(qū)域，改變其材料屬性以模擬結(jié)構(gòu)損傷，進(jìn)行諧響應(yīng)分析，得到結(jié)構(gòu)出現(xiàn)損傷后的響應(yīng)信號。

2.2 仿真結(jié)果分析

分別提取損傷前后模型計(jì)算結(jié)果中圖3所示4個(gè)測點(diǎn)的響應(yīng)譜曲線，進(jìn)行對比，結(jié)果如圖4所示。從圖4中可以看到，損傷前后結(jié)構(gòu)上各測點(diǎn)的響應(yīng)曲線均發(fā)生了變化，出現(xiàn)損傷后，各測點(diǎn)響應(yīng)曲線的共振峰均左移，說明損傷對各測點(diǎn)響應(yīng)譜的影響一致。為了量化其影響程度，將響應(yīng)譜數(shù)據(jù)代入公式(5)計(jì)算得各測點(diǎn)數(shù)據(jù)的RMSD值，結(jié)果見表1。從表1中可以看到，1#測點(diǎn)的RMSD值最大，4#測點(diǎn)的RMSD值最小，表明損傷對1#測點(diǎn)響應(yīng)譜的影響最大，對4#測點(diǎn)的影響最小。由此可以判斷損傷位置距離1#測點(diǎn)最近，距離4#測點(diǎn)最遠(yuǎn)。

圖4 損傷前后結(jié)構(gòu)響應(yīng)譜曲線對比

表1 各測點(diǎn)響應(yīng)譜RMSD

為進(jìn)一步對損傷進(jìn)行定位，利用前文所述損傷定位算法對響應(yīng)譜數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算，得到結(jié)構(gòu)損傷概率分布云圖，如圖5所示，圖5(a)中顏色由深到淺代表損傷存在的概率由高到低，圖5(b)為設(shè)置閾值后的損傷定位圖。可見，中心偏1#測點(diǎn)區(qū)域?yàn)樵茍D顏色最深處，表明該區(qū)域存在損傷的概率最大，經(jīng)過閾值化處理后，該深色區(qū)域與模擬損傷位置基本一致，說明損傷定位算法能正確識別并定位結(jié)構(gòu)中的損傷，初步驗(yàn)證了該方法的有效性。

3 防隔熱構(gòu)件損傷識別定位試驗(yàn)研究

3.1 試驗(yàn)對象與試驗(yàn)過程

如圖6所示，4塊防隔熱材料試驗(yàn)件和一塊鋁合金振動工裝之間通過粘接形式連接。各塊試驗(yàn)件上均布置兩個(gè)加速度傳感器以獲取試驗(yàn)響應(yīng)數(shù)據(jù)，試驗(yàn)件和傳感器具體編號如圖7所示。將試驗(yàn)件連同工裝固定在振動試驗(yàn)臺上，按照設(shè)計(jì)振動載荷條件進(jìn)行高頻段隨機(jī)振動試驗(yàn)。為判斷試驗(yàn)件在經(jīng)歷隨機(jī)振動試驗(yàn)后的結(jié)構(gòu)完整性，在試驗(yàn)前后分別進(jìn)行一次特征級掃描試驗(yàn)，試驗(yàn)頻率范圍為2~3000 Hz，量級為0.2g，采集兩次掃描試驗(yàn)各測點(diǎn)響應(yīng)譜數(shù)據(jù)。

3.2 試驗(yàn)結(jié)果分析

圖8所示為兩次特征級掃描試驗(yàn)各測點(diǎn)響應(yīng)譜曲線的對比結(jié)果。觀察圖8可知，1#、2#、4#、5#、6#測點(diǎn)響應(yīng)曲線的變化較??；而2#試驗(yàn)件上3#測點(diǎn)和4#試驗(yàn)件上7#、8#測點(diǎn)的響應(yīng)曲線變化明顯，說明在經(jīng)歷高頻段隨機(jī)振動試驗(yàn)后，1#、3#試驗(yàn)件的結(jié)構(gòu)特性基本無變化，而2#、4#試驗(yàn)件的結(jié)構(gòu)特性發(fā)生改變，可判斷2#、4#試驗(yàn)件大概率出現(xiàn)損傷。

圖5 仿真分析損傷定位

圖6 試驗(yàn)對象示意圖

圖7 傳感器布置示意圖

由于防隔熱材料試驗(yàn)件為柔性結(jié)構(gòu)，經(jīng)歷嚴(yán)酷的隨機(jī)振動載荷后，試驗(yàn)件出現(xiàn)斷裂損傷的可能性較小，在試驗(yàn)件與工裝之間出現(xiàn)脫粘損傷的概率較大。當(dāng)在試驗(yàn)件和工裝之間出現(xiàn)脫粘損傷時(shí)，將引起試驗(yàn)件與工裝之間的連接剛度下降。由式(2)可知上述特征級掃描響應(yīng)譜中的一階共振峰頻率為

表2為各測點(diǎn)隨機(jī)振動試驗(yàn)前后特征級掃描響應(yīng)譜的一階共振峰頻率。觀察可知，各測點(diǎn)隨機(jī)振動試驗(yàn)后特征級掃描響應(yīng)譜的一階共振峰頻率相比于試驗(yàn)前均減小，說明經(jīng)過隨機(jī)振動試驗(yàn)后，各試驗(yàn)件與工裝之間的粘接強(qiáng)度普遍降低。此外，3#、7#和8#測點(diǎn)響應(yīng)譜的一階共振峰頻率顯著下降，變化率分別達(dá)到23.7%、16.11%和14.9%，說明2#、4#試驗(yàn)件與工裝之間極有可能發(fā)生脫粘損傷。通過試驗(yàn)后對試驗(yàn)件的目視檢查發(fā)現(xiàn)，2#、4#試驗(yàn)件與工裝之間確實(shí)發(fā)生脫粘現(xiàn)象，1#、3#試驗(yàn)件與工裝粘接完好，與試驗(yàn)分析結(jié)果有著良好的一致性。

表2 隨機(jī)振動試驗(yàn)前后特征級掃描響應(yīng)共振峰頻率

3.3 脫粘損傷定位

為了對試驗(yàn)件的脫粘損傷進(jìn)行定位，將兩次特征級掃描響應(yīng)譜數(shù)據(jù)代入式(5)，計(jì)算得各測點(diǎn)試驗(yàn)前后特征響應(yīng)譜間的RMSD值，結(jié)果如圖9所示。由圖9可知，3#、7#和8#測點(diǎn)的RMSD值顯著大于其他測點(diǎn)，說明3#、7#和8#測點(diǎn)附近存在損傷的概率較大。將各測點(diǎn)RMSD值代入式(6)計(jì)算結(jié)構(gòu)上各點(diǎn)損傷指數(shù)并繪制損傷概率分布云圖，結(jié)果如圖10所示，圖10(b)為圖10(a)取閾值后結(jié)果，圖中黑色虛線框代表防隔熱材料試驗(yàn)件。觀察圖10(b)可知，1#和3#試驗(yàn)件無異?，F(xiàn)象，而2#和4#試驗(yàn)件區(qū)域出現(xiàn)顏色層次變化，其中紅黑色部分代表結(jié)構(gòu)出現(xiàn)了損傷。進(jìn)一步觀察圖10(b)可知，2#和4#試驗(yàn)件損傷定位位置均位于兩塊試驗(yàn)件的中下方，與試驗(yàn)件的實(shí)際脫粘損傷位置較為一致，進(jìn)一步驗(yàn)證了基于特征級掃描響應(yīng)譜分析的結(jié)構(gòu)損傷定位方法的有效性。

圖9 隨機(jī)振動試驗(yàn)前后特征級掃描響應(yīng)譜RMSD

圖10 脫粘損傷定位

4 結(jié)論

針對高量級隨機(jī)振動可能引起的飛行器防隔熱構(gòu)件損傷問題，本文提出一種基于特征級掃描響應(yīng)譜分析的損傷定位方法來識別并定位結(jié)構(gòu)損傷，分別在仿真分析和試驗(yàn)研究中應(yīng)用該方法成功定位了結(jié)構(gòu)的損傷位置，得到以下結(jié)論：

1）當(dāng)防隔熱材料構(gòu)件經(jīng)歷高量級隨機(jī)振動環(huán)境后，其一階共振頻率均有所下降，當(dāng)構(gòu)件發(fā)生脫粘損傷時(shí)，其一階共振頻率下降顯著；

2）防隔熱構(gòu)件經(jīng)歷高量級隨機(jī)振動前后的特征級掃描響應(yīng)譜間的RMSD值與其一階共振頻率變化率具有一致性，可以表征結(jié)構(gòu)特性變化。RMSD值越大，表示測點(diǎn)附近存在結(jié)構(gòu)脫粘損傷的概率越大；

3）利用特征級掃描響應(yīng)譜RMSD計(jì)算得到的結(jié)構(gòu)損傷概率分布云圖可以實(shí)現(xiàn)防隔熱構(gòu)件的脫粘損傷定位。

[1] 董永朋, 王兆偉, 王露萌, 等. 金屬熱防護(hù)系統(tǒng)等效熱傳導(dǎo)及影響因素分析[J]. 強(qiáng)度與環(huán)境, 2015, 42(6): 45-51. [Dong Yongpeng, Wang Z W, Wang L M, et al. Analysis of effective heat transfer and influent factors of metallic thermal protection system[J]. Structure & Environment Engineering, 2015, 42(6): 45-51.]

[2] 王思青, 張長瑞, 周新貴, 等. 重復(fù)使用運(yùn)載器陶瓷熱防護(hù)系統(tǒng)[J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 2004(3):37-41.[et al. Ceramic thermal protection system for reusable launch vehicle[J], 2004(3): 37-41.]

[3] 沈?qū)W霖, 朱光明, 楊鵬飛. 航空航天用隔熱材料的研究進(jìn)展[J]. 高分子材料科學(xué)與工程, 2016, 32(10):164-169.[Shen Xuelin, Zhu Guangming, Yang Pengfei.Advances in heat insulation material applied for aerospace[J]. Polymer Materials Science & Engineering, 2016, 32(10): 164-169.]

[4] 王康太, 馮堅(jiān), 姜勇剛, 等. 陶瓷纖維剛性隔熱瓦研究進(jìn)展[J]. 材料導(dǎo)報(bào), 2011, 25(23): 35-39.[et al. Development of ceramic fiber rigid insulation tiles[J]. Materials Review, 2011, 25(23): 35-39.]

[5] 李志強(qiáng), 吳振強(qiáng), 魏龍, 等. 熱防護(hù)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)完整性試驗(yàn)評估技術(shù)研究進(jìn)展[J]. 強(qiáng)度與環(huán)境, 2020, 47(5): 21-29.[Li Zhiqiang, Wu Zhenqiang, Wei Long, et al. Advances of structural integrity test evaluation techniques for thermal protection systems[J]. Structure & Environment Engineering, 2020, 47(5): 21-29.]

[6] 鄒軍鋒, 李文靜, 劉斌, 等. 飛行器用熱防護(hù)材料發(fā)展趨勢[J]. 宇航材料工藝, 2015(4): 10-15. [Zou Junfeng, Li Wenjing , Liu Bin, et al. Development of thermal protection materials for aircraft[J]. Aerospace Materials & Technology, 2015(4): 10-15.]

[7] Wu D F, Wang Y W, Gao Z T, et al. Insulation performance of heat-resistant material for high-speed aircraft under thermal environments[J]. Journal of Materials Engineering & Performance, 2015, 24(9): 3373-3385.

[8] Yan Y J, Cheng L, Wu Z Y, et al. Development in vibration-based structural damage detection technique[J]. Mechanical Systems & Signal Processing, 2007, 21(5): 2198-2211.

[9] Seyedpoor S M. A two stage for structural damage detection using a modal strain energy based index and particle swarm optimization[J]. International Journal of Non-Linear Mechanics, 2012, 47(1):1-8.

[10] An Y H, Ou J P. Use of LU decomposition of modal flexibility in structural damage detection: numerical validation[J]. Key Engineering Materials, 2013: 569-570,986-993.

[11] 刁延松, 徐東峰, 徐菁, 等. 基于振動傳遞率函數(shù)與統(tǒng)計(jì)假設(shè)檢驗(yàn)的海洋平臺結(jié)構(gòu)損傷識別研究[J]. 振動與沖擊, 2016, 35(2): 218-222.[Diao Yansong, Xu Dongfeng, Xu Jing, et al. Structural damage identification of offshore platform based on the vibration transmissibility function and statistical hypothesis testing[J]. Journal of Vibration and Shock, 2016, 35(2): 218-222.]

[12] 繆炳榮, 楊樹旺, 王名月, 等. 利用振動響應(yīng)的多種結(jié)構(gòu)損傷識別方法比較[J]. 振動工程學(xué)報(bào), 2020, 33(4): 724-733.[Miao Bingrong, Yang, Shuwang, Wang Mingyue, et al. Comparison of various structural damage identification methods using vibration response[J]. Journal of Vibration Engineering, 2020, 33(4): 724-733.]

Debonding Damage Location of Thermal Insulation Components Based on Feature-Level Response Spectrum

XIE Xue-duo JIE Xiao-luo BI Jing-dan LIU Wen-li LIU Hong-liang

（Beijing Institute of Structure and Environment Engineering, Beijing 100076, China）

Most of the aircraft thermal insulation components are connected with the cold structure in the form of adhesive, which is prone to debonding damage in the harsh flight vibration environment. It is necessary to use the ground environmental test to assess its environmental adaptability and judge the structural health state in time after the test. In this paper, a damage location method based on root mean square deviation (RMSD) of feature-level sine-swept vibration response spectrum is proposed, which can obtain the cloud map of damage probability distribution in all regions of the structure and realize structural damage identification and location.Taking a kind of thermal insulation material component as the research object, the feature-level sine-swept vibration response spectrum of the structure is analyzed in this method by simulation and experiment, respectively. The result demonstrates that the structural debonding damage identification and accurate location can be realized.

thermal insulation components; debonding damage; feature-level sine-swept vibration; damage location

V416.5

A

1006-3919(2021)01-0057-07

10.19447/j.cnki.11-1773/v.2021.01.008

2020-08-15；

2020-09-21

謝學(xué)多（1992—），男，工程師，碩士，研究方向: 環(huán)境與可靠性技術(shù)；（100076）北京市9200信箱72分箱.