飞艇骨架结构动态损伤识别方法

余建新， 卫剑征， 谭惠丰,*

1.哈尔滨工业大学 复合材料与结构研究所， 哈尔滨 150080

2.哈尔滨工业大学 分析测试中心， 哈尔滨 150001

飞艇骨架结构动态损伤识别方法

余建新1,2， 卫剑征1， 谭惠丰1,*

1.哈尔滨工业大学 复合材料与结构研究所， 哈尔滨 150080

2.哈尔滨工业大学 分析测试中心， 哈尔滨 150001

针对飞艇骨架结构中损伤引起的模态跃迁现象导致无法通过匹配损伤前后动态特性参数变化来识别损伤的难题，给出3种只基于损伤后振动响应信息进行损伤识别的动态方法。通过模态分析方法获得结构的模态参数，分别推导模态振型曲率法、均布载荷面曲率法和虚拟轴向应变法等3种损伤识别算法。定义损伤指标，并根据损伤指标局部峰值来识别和定位损伤杆件。以半硬式飞艇常见狭长构型三角截面碳纤维复合材料桁架为例，结合有限元法和自编MATLAB程序进行损伤识别仿真研究，影响参数包括损伤类型、损伤位置、损伤程度和噪声量级等，最后对损伤识别算法的有效性进行试验验证。结果表明新损伤识别方法对损伤敏感，在环境噪声工况下能准确识别和定位单个和多个损伤杆件。文中方法均基于结构整体振动信息进行损伤杆件识别，将来可用于构造飞艇骨架实时结构健康监测系统。

损伤识别； 损伤指标； 飞艇骨架； 柔度矩阵； 均布载荷面

飞艇是浮空器的主要形式，它利用空气浮力上升到预定高度，具有能量消耗低、垂直升空和降落特点，是新型空中运输工具和高空移动平台，成为近期研究热点[1-5]。如2013年美国战略空运力量新成员塘鹅飞艇，长约为77 m，结构自重为16 t，有效载荷高达66 t，飞行高度为18 000 ft(1 ft≈30.48 cm)，航速为120 kn，有效航程近6 000 km。塘鹅飞艇运载能力与大型运载机C-15相当，但是耗费的燃料却只有后者的1/3。美国还投入巨资进行了高空飞艇(HAA)、海象 (Walrus)飞艇、NASA高空平台飞艇、高空哨兵(HiSentinel)、高空长航时飞艇(HALE)等一系列飞艇项目[2]，陈务军和董石麟[3]总结了以德国为代表的欧洲飞艇研究发展情况。国内也开展了多项飞艇的研究工作，许多新概念轻量化飞艇相继提出[4]。2015年10月，由北京航空航天大学牵头的中国第一艘临近空间飞艇成功试飞并验证多项关键技术[5]。

飞艇的结构安全是保证整个系统正常工作的前提，飞艇结构的损伤监测具有以下特点[6]：① 飞艇属于大型柔性结构，刚性差，在内外载荷作用下容易变形；② 使用环境复杂，包括高低温度、紫外线、臭氧以及云层放电等引起损伤的因素较多；③ 工作时间长，必须保证结构安全才能实现功能部件正常工作。目前，飞艇结构的损伤识别和健康监测系统还处于起步阶段，其中损伤指标和损伤识别算法的有效性是构造飞艇结构损伤监测系统的重要基础。戈嗣诚和陈国良[6]建议采用电阻应变片和柔性聚酯压电薄膜对飞艇蒙皮损伤进行多点监测。但对于飞艇骨架损伤识别和健康监测，目前暂时没找到相关资料，本文对飞艇骨架结构进行损伤识别研究，对保障飞艇结构安全有重要意义。

图1为德国齐柏林(Zeppelin NT)飞艇骨架结构示意图，它由3根铝合金纵向龙骨，12个三角形截面碳纤维框架和若干芳纶纤维拉索组成。飞艇骨架与吊舱、推进器、尾翼等相连，是半硬式飞艇的主要力传递支撑构件。

图1 Zeppelin NT飞艇骨架结构Fig.1 Framework structure of Zeppelin NT airship

针对碳纤维飞艇骨架的力学性能，许多学者开展了研究，如Brandt[7]、 Schutze和Goetting[8]基于Zeppelin NT飞艇碳纤维骨架结构的承载性能进行了力学分析。熊波[9]采用参数敏感性分析方法，探讨了纤维缠绕角度、腹杆壁厚、弦杆壁厚等参数对桁架弯曲、扭转、轴压承载特性的影响，为桁架优化设计提供依据。李高胜等[10]通过对半硬式飞艇代表性桁架梁的截面力学参数进行分析，获得简化骨架模型，并进行飞艇在地面停放状态和浮空状态下杆件应力分析、干模态和湿模态分析。试验测试方面，陶国权等[11]采用随机子空间方法对大尺度轻质高强碳纤维复合材料桁架的模态特性进行试验研究。但以上分析都基于材料和结构无缺陷的假设，没有考虑结构中存在损伤工况。碳纤维复合材料桁架存在制备工艺不稳定、成型桁架构件截面尺寸与设计值存在偏差、杆件壁厚不均匀、接头刚度不一致等不确定因素。同时考虑到飞艇设计滞空飞行时间长达数月或1年，飞艇骨架在外载荷长期作用下结构局部损伤可能最后扩展到整体失效。为提高飞艇的可靠性，有必要进行碳纤维桁架结构损伤识别研究。

在目前的损伤识别研究方法中，基于结构整体振动响应和系统的动态特性参数变化的方法受到认可[12]。相对传统的周期性间断的损伤检测，基于结构整体振动的动态方法不需要间断工作状态，通过合理布置传感器网络来实时监测结构动态响应，然后经数字信号处理、模态参数识别算法、损伤识别算法等多个模块，最终可实时在线对结构完整性进行评估。柔度矩阵就是基于结构整体振动信息的损伤识别方法之一，由于柔度矩阵与结构的固有频率平方成反比，对于频率稀疏结构，只需少量的低阶模态就能获得满意的结果。Pandey和Biswas[13]最先定义柔度矩阵并将其用于平板结构的损伤检测，通过仿真和实验验证了柔度法的有效性；Zhang和Aktan[14]进一步构造均布载荷面(ULS)进行损伤识别；万小朋等[15]通过比较模态振型变化进行损伤识别研究。然而上述方法的缺点是通过比较损伤前后模态参数的变化来识别损伤。但对服役中的结构，很难获得损伤前的基准数据，以上因素限制了这些方法的应用范围。同时由于飞艇骨架结构具有几何对称性，其固有频率呈现低频、密频等特点。对这类结构，当损伤引起物理参数变化，可能导致整个结构的特征向量出现跳跃，无法通过匹配损伤前后结构动态特性参数变化来准确识别损伤。

综上所述，本文提出只需已知损伤后的结构整体振动信息，就可进行飞艇骨架结构损伤识别的3种动态方法：第1种方法通过定义模态振型曲率作为损伤指标，并给出相应的损伤识别法进行损伤识别；第2种方法通过构造柔度矩阵以及均布载荷面，采用均布载荷面曲率法获得损伤指标进行损伤识别研究；第3种方法通过扩展均布载荷面参数构造结构的虚拟轴向应变为损伤指标进行损伤定位。3种方法相互独立，基于模态振型曲率法和均布载荷面曲率法将损伤定位到局部区域，采用虚拟轴向应变法利用均布载荷面对噪声不敏感的优点，能进一步将损伤定位到具体杆件。本文以德国Zeppelin NT半硬式飞艇中典型的狭长构型三角截面碳纤维增强复合材料桁架为例，通过仿真分析和试验测试，验证本文所提损伤识别方法的可靠性及其在噪声环境下的有效性。

1 理论依据

1.1 模态分析

结构动力系统表达式为

(1)

式中：M为质量矩阵；K为刚度矩阵；x为单元节点位移。假设微分方程的通解表达式为xi=x0eiω t，其中：x0为初始位移；ω为结构圆频率；i为虚数单位；t为时间；系统对应的特征方程为

|K-Mω2|=0

(2)

通过求解特征方程，可获得系统的特征值和特征向量，从而获得结构的固有圆频率ω和对应的模态振型φ。

1.2 柔度矩阵

根据文献[13]，柔度矩阵的表达式为

(3)

式中：模态振型φ需要进行质量归一化处理；ωk为结构k阶振动模态下的固有圆频率；m为柔度矩阵模态参与数目；fi,j为在节点j上施加单位载荷后节点i的变形。

1.3 均布载荷面

根据文献[14]，由均布载荷面的定义可知，其变形等效于在结构中各节点施加单位载荷。

(4)

1.4 扩展均布载荷面

传统的均布载荷面只考虑在单位载荷作用下结构单方向的节点位移，并不足以用来直接构造杆件的应变。本文通过将振型进行重新组合，获得除法向单位载荷下节点在其他方向的位移分量，具体如式(5)～式(7)所示，式中x、y、z为坐标轴。从而获得任意方向载荷下节点各分量的位移，由此构造新损伤指标，用于损伤杆件识别。

(5)

(6)

(7)

2 损伤识别方法

通过模态分析，获得结构的固有频率和模态振型后，下面分别给出模态振型曲率法、均布载荷面曲率法和虚拟轴向应变法等3种损伤识别算法计算公式。

2.1 模态振型曲率法

在模态振型φ基础上，通过式(8)计算模态振型曲率Ci。

(8)

式中：下标i表示节点编号；hi为节点之间的距离。定义损伤指标为

(9)

(10)

归一化损伤指标为

(11)

(12)

2.2 均布载荷面曲率法

均布载荷面可等效为单位载荷下的静态变形，而这种变形是包含位置信息的单调函数，所以也可以用来定义损伤指标。根据式(5)～式(7)，通过固有频率和模态振型计算柔度矩阵和均布载荷面。

(13)

式中：φi为节点i的均布载荷下对应的变形(即ULS)，用来构造均布载荷面曲率法的损伤指标为

(14)

(15)

归一化损伤指标

(16)

(17)

2.3 虚拟轴向应变法

同等外部载荷条件下，损伤杆件的轴向应变大于完好杆件，这样可以通过识别所有杆件轴向应变的局部峰值来识别和定位损伤杆件。但传统的杆件轴向应变并不能直接用于损伤识别，因为它与外载荷相关，在实际工况下外载荷较难确定。本文通过式(5)～式(7)将问题进行转化，通过构造扩展均布载荷面获得等效单位载荷下结构的变形，进一步获得结构的虚拟轴向应变，构造损伤指标和损伤识别算法。对于杆件由i和j两个节点相连，得到虚拟轴向应变计算公式为

(18)

式中：α、β和γ分别为杆件与坐标轴的夹角。Δxij、Δyij和Δzij分别为两个节点在笛卡儿坐标下的相对位移；Lij为杆件的长度。

通过式(18)，将计算得到的各杆件虚拟轴向应变进一步进行归一化处理得到损伤指标为

NDI3=abs(Sij/max(Sij))

(19)

2.4 白噪声

为验证本文提出的损伤指标在环境噪声下进行损伤识别的有效性，仿真分析时对模态振型施加均值为0、方差为1的白噪声，具体为

φ=φ(1+n%·rand(N,1))

(20)

式中：n%为噪声量级；rand产生(0, 1)之间的随机数；N为产生的随机点数。

3 仿真校验

3.1 材料参数、几何参数及损伤工况

以半硬式飞艇Zeppelin NT骨架结构常见三角截面碳纤维复合材料桁架为例进行损伤识别研究。碳纤维桁架制备方法参见文献[16]，其纤维含量为55%。基体采用强度高和耐高温性能好的TDE-850环氧树脂、咪唑类固化剂和T700-12K碳纤维。考虑碳纤维桁架接头部位为薄弱环节，在加工制作时对接头进行局部强化来增加节点刚度。接头增强主要分3步：第1步根据桁架接头形式确定增强薄壳形状，由织物预浸料[±45°]铺放4层制备4瓣薄壳包覆杆件连接部位，通过环氧树脂E51胶粘剂将碳纤维薄壳与碳纤维杆件包覆粘接。第2步采用手工引导浸润纤维束对接头进行缠绕加强，并保证缠绕时具备预紧力和纤维缠绕密度。第3步在接头增强部位铺放T700-3K碳纤维树脂平纹织物，并通过螺丝紧固模具加压固化，具体如图2所示。

图2 碳纤维桁架和接头Fig.2 CFRP truss and joint

下面先采用有限元方法对碳纤维桁架结构的动态特性进行仿真分析，考虑飞艇内部支撑骨架规模庞大，并且含有大量复合材料桁架接头，如果对每一个接头都进行精细建模将耗费大量的计算资源。为了提高计算效率，建立不考虑接头作用的刚性连接桁架分析模型。基于ANSYS12.0平台，采用三维两节点线性梁单元BEAM188对杆件进行模拟，不考虑接头作用。BEAM188单元在默认状态下包含沿节点坐标系x、y、z轴的平动和绕x、y、z轴的转动。桁架的节点编号、杆件编号(圈中数字)、几何尺寸和等效刚性节点如图2 所示。正三角形截面外接圆直径为0.3 m，桁架总长度为20 m(包含40等节，端部弦杆分别延伸0.1 m用于边界固定)，弦杆、腹杆均为空心圆管，截面外径分别为20.0 mm、16.0 mm，壁厚分别为2.0 mm、1.5 mm。接头处圆管增强厚度为1.0 mm。有限元分析选用材料的参数由哈尔滨玻璃钢研究院提供，T700-12K碳纤维/环氧树脂单向复合材料的力学性能如表1所示，由T700-3K碳纤维/环氧树脂复合材料制作的平纹织物的力学性能如表2所示。碳纤维杆件为单向杆件，仿真分析过程中损伤采用等比例减小弹性模量的方法进行模拟，损伤工况如表3所示。

表1T700-12K碳纤维/环氧树脂复合材料力学性能

Table1MechanicalpropertiesforcompositesofT700-12Kcarbonfiber/epoxyresin

参数E1/GPaE2/GPaE3/GPaμ12=μ13μ23值1349.429.420.280.34参数G12/GPaG13/GPaG23/GPaρ/(kg·m-3)值6.506.503.401500

表2T700-3K碳纤维/环氧树脂平纹织物复合材料力学性能

Table2MechanicalpropertiesforplainweavefabriccompositesofT700-3Kcarbonfiber/epoxyresin

参数E1/GPaE2/GPaμ12G12/GPaρ/(kg·m-3)值66.0066.000.044.101500

表3 损伤工况Table 3 Damage cases

3.2 仿真模态参数

假设杆件两端为简支边界(约束x、y、z方向位移，不约束绕x、y、z轴的转动)，表4为各工况下结构对应的固有频率。由于结构具有对称性，完好结构的固有频率也成对出现。损伤破坏了结构的对称性，导致结构固有频率减小。

表4 结构的固有频率Table 4 Natural frequencies of structures

图3为结构完好状态下对应的前8阶模态振型，图中红色表示位移模态振型最大值，蓝色表示位移模态振型最小值，从模态振型来看结构的低阶模态主要以弯曲模态为主。

图3 前8阶模态振型Fig.3 The first 8 mode shapes

3.3 损伤识别方法仿真研究

3.3.1 模态振型曲率法

损伤导致杆件局部刚度减小、损伤位置处柔度增加。所以在同等外载荷作用下，损伤杆件处变形曲率将大于完好杆件。以表3中损伤工况3为例，采用位移模态，根据式(8)～式(12) 计算模态振型曲率，验证模态振型曲率法进行损伤识别的有效性。图4为损伤识别结果，基于前两阶弯曲模态振型曲率的损伤指标NDIS1和NDIS2在杆件损伤位置 (15#, 25#) 发生突变，说明该损伤指标准确识别损伤杆件位置。但是受差分算法限制，靠近边界处杆件损伤识别存在误差。

图4 基于模态振型曲率法的损伤识别结果Fig.4 Damage detection results based on mode shape curvature

图5 10%噪声下模态振型曲率法损伤识别结果Fig.5 Damage detection results based on mode shape curvature under 10% noise

为验证噪声下模态振型曲率法进行损伤识别的有效性，对工况3中模态振型采用式(20)施加10%噪声，得到损伤识别结果如所图5示。图中对应杆件(15#和25#)位置处曲线有局部突变，可见损伤位置在噪声环境下同样可以准确识别。高质量的结构响应数据在损伤识别过程中非常重要，在现场测试过程中必须设置低通滤波器，略去高频噪声，尽可能降低测试噪声对数据的影响。

3.3.2 均布载荷面曲率法

为提高损伤指标在噪声环境下的有效性，提出均布载荷面曲率法。下面分别从损伤位置、环境测试噪声、损伤程度和模态阶数等方面对基于均布载荷面曲率法的损伤识别算法进行评估。

考虑表3中3种工况，用式(14)～式(18) 构造均布载荷面曲率的损伤指标，研究了损伤位置对损伤识别结果的影响。

图6 3种工况下均布载荷面(ULS)曲率法损伤识别结果Fig.6 Damage detection results for 3 cases based on uniform load surface (ULS) curvature

图6为3种工况下采用均布载荷面曲率法进行损伤识别的结果，从图6可以看出，均布载荷面曲率对损伤位置敏感，图中曲率突变位置即损伤位置。图6(a)和图6(b)表示单根杆件15#和25#分别存在损伤，图6(c)为多个杆件(15#和25#)同时存在损伤。通过图6中结果可知，采用均布载荷面曲率法计算的损伤指标NDI1和 NDI2不仅能识别结构中单个损伤杆件，也能同时识别多个损伤杆件。

分析环境噪声对损伤识别结果的影响，考虑噪声量级为5%和10%的两种工况。从图7可以看出NDI1和 NDI2具有很好的抗噪能力，当噪声量级达10%时，两个损伤指标均能准确定位损伤杆件。通过比较图5和图7，验证了基于均布载荷面曲率法的损伤指标比基于模态振型曲率法的损伤指标有更好的抵抗噪声性能。

图7 不同噪声下均布载荷面曲率法损伤识别结果Fig.7 Damage detection results based on ULS curvature under different noise conditions

图8 不同损伤程度下均布载荷面曲率法损伤识别结果Fig.8 Damage detection results based on ULS curvature with different damage severities

分析不同损伤程度对损伤识别结果的影响，分别考虑弹性模量减少50%和90%两种工况。从图8可知，两种工况下的损伤杆件都能通过NDI1和NDI2的局部峰值进行识别和定位，杆件15#和25#都发生损伤。通过对比分析可知，损伤指标在大损伤(-90%)工况下比小损伤(-50%)工况更加敏感，并且随着损伤程度增加而增加。

分析不同模态数目对损伤识别结果的影响，针对表3中工况3，分别考虑前3阶模态。从图9看出，随模态阶数增加，对应曲线更加光滑，损伤识别结果更可信。这说明在实际应用过程中，通过增加计算模态数目，可提高均布载荷面曲率法损伤识别结果的准确性和可靠性。

基于以上分析可知，基于均布载荷面曲率法的损伤识别算法能准确识别和定位多根损伤杆件，对测试噪声不敏感，但对杆件损伤程度敏感。尽可能多地考虑结构模态阶数更有利于提高损伤识别结果的准确性。

图9 不同模态阶数对均布载荷面曲率法损伤识别结果Fig.9 Damage detection results based on ULS curvature with different mode orders

3.3.3 虚拟轴向应变法

由于模态振型曲率法和均布载荷面曲率法需要将细长构型三角截面碳纤维桁架进行梁处理，实际损伤定位结果是与纵向杆件编号相同的等节区域。针对同一节点包含多根杆件，下面提出虚拟轴向应变法将损伤杆件进一步定位。

通过式(5)～式(7)和式(18)～式(19)构造虚拟轴向应变法，图10为10%噪声下的损伤识别结果及其局部放大图。分析损伤指标NDI3局部峰值，即红色标注位置就可确定对应的损伤杆件。通过施加环境噪声，说明NDI3具有很好的抗噪声能力，该损伤指标能同时识别多根损伤杆件。

图10 10%噪声下虚拟轴向应变法损伤识别结果Fig.10 Damage detection results based on virtual axial strain with 10% white noise

4 试验验证

为了验证本文提出方法的有效性性，采用本课题组提出的树脂基碳纤维复合材料桁架接头连接专利技术[16]加工制作桁架，材料参数分别如表1 和表2所示。加工和制备两个长度为2 m，中间跨距为0.6 m的3跨碳纤维增强复合材料桁架，其中杆件外直径为10 mm，壁厚为1 mm，通过缠绕加强连接方式将两个桁架连接为一个整体。由于两个桁架中间位置没有斜杆增强，将该处等效为桁架的损伤部位，如图11所示。

采用DYTRAN力锤进行激励，采用6个PCB公司生产的356A16三轴加速度计测量响应，采用DEWE-801多通道数采分析仪记录力锤和加速度时域信号。采用固定点锤击激励，记录3次响应并采用线性平均。数字信号处理时分析带宽为0～640 Hz，采样点为2 048个，频率分辨率为0.313 Hz，采集3组移动加速度传感器方法测试获得各节点响应，表5为试验模态分析获得前3阶振动模态参数。本次损伤识别采用第1阶弯曲振动模态振型，对应的损伤识别结果如图12～图14所示。

图11 试验动态测试实物图Fig.11 Experimental setup for dynamic testing

表5 试验模态参数Table 5 Experimental modal parameters

模态频率/Hz阻尼比/%振型180.14.871阶弯曲293.41.60偏转31601.942阶弯曲

图12 第1阶模态振型曲率法损伤识别试验结果Fig.12 Experimental results of damage detection with 1st order mode shape curvature

图13 均布载荷面曲率法损伤识别试验结果Fig.13 Experimental results of damage detection with ULS curvature

图14 虚拟轴向应变法损伤识别试验结果 Fig.14 Experimental results of damage detection with virtual axial strain

通过对比图4和图12、图6和图13、图10和图14，试验结果与有限元仿真分析结果趋势相同，损伤指标在损伤位置均出现突变，从而验证了本文方法的可行性。

采用模态振型曲率法进行损伤识别是一种简单、有效的损伤识别方法。通过结构低阶模态参数构造柔度矩阵和均布载荷面，并通过均布载荷面曲率法来构造损伤指标可提高损伤识别结果的准确性。模态振型曲率法和均布载荷面曲率法能将损伤定位到桁架损伤等节局部区域。第3种方法为采用扩展均布载荷面构造与杆件唯一相关的虚拟轴向应变法，通过损伤指标的局部峰值对损伤杆件进行识别。从图14及局部放大图可知，纵向杆件的变形远大于其他杆件，导致损伤部位3根杆件 (4#、11#和18#) 对应的虚拟轴向应变最大。第3种方法的损伤识别效果最好，能将损伤定位到具体杆件，但是该方法需要所有节点的完备信息，导致成本最高。在后续的飞艇骨架结构损伤识别和健康监测中，建议采用基于模态振型曲率法和均布载荷面曲率法对飞艇骨架结构进行整体特性监测。结合结构力学分析和屈曲分析，采用虚拟轴向应变法对关键部位和薄弱区域进行重点监测。

5 结 论

1) 新定义的损伤指标能准确定位损伤，这些损伤识别方法不需要损伤前的基准数据，只需利用结构损伤后的数据即可对结构进行损伤识别和定位。这一优点特别适合飞艇骨架结构，因为当这类结构存在损伤时，结构模态出现局部化和跃迁现象，无法通过匹配损伤前后的参数变化来识别损伤。

2) 本文损伤指标对损伤敏感，随着损伤程度增加，更有利于损伤识别。本文损伤指标在噪声环境下能对多个损伤杆件进行识别和定位。

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TAN H F, XIONG B, LUO X L. A method for resin base carbon fiber composite material truss node connecting: ZL3029293[P]. 2013-04-10 (in Chinese).

余建新男， 博士研究生， 工程师。主要研究方向： 空间结构损伤识别。

Tel.: 0451-86414179

E-mail: yujianxin03242@163.com

卫剑征男， 博士， 副教授， 硕士生导师。主要研究方向： 柔性复合材料及力学和飞行器结构力学。

Tel.: 0451-86403612

E-mail: weijz@163.com

谭惠丰男， 博士， 教授， 博士生导师。主要研究方向： 柔性复合材料、 空间充气展开结构、 飞艇结构与材料。

Tel.: 0451-86402327

E-mail: tanhf@hit.edu.cn

*Correspondingauthor.Tel.：0451-86402327E-mail:tanhf@hit.edu.cn

Dynamicdamagedetectionmethodsforairshipframeworkstructure

YUJianxin1,2,WEIJianzheng1,TANHuifeng1,*

1.CenterofCompositeMaterialsandStructures,HarbinInstituteofTechnology,Harbin150080,China2.CenterofAnalysisandMeasurement,HarbinInstituteofTechnology,Harbin150001,China

Themodejumpingphenomenonwiththepresenceofdamageinairshipframeworkstructuremadetraditionaldamagedetectionmethodsbymatchingstructuraldynamicparametersbeforeandafterdamagefailed.Hence,threedynamicmethodsweredevelopedfordamagedetectiononlyusingglobalvibrationresponseafterdamage.Modalparametersofstructureswereobtainedthroughmodalanalysismethod,andthenthreedamagedetectionmethodsnamedmodeshapecurvature,uniformloadsurfacecurvatureandvirtualaxialstrainwereproposed.Newdamageindicatorsweredefinedandthedamagedmemberswerelocalizedbylocalpeaksofdamageindicators.Anexamplewasgivenwithatypicallarge-scaletri-angularcarbonfiberreinforcedpolymercompositespacetrussstructure.Itwaswidelyusedforsemi-rigidityairshipframeworkstructure.Thewholedamagedetectionprocessesweresimulatedcombinedwithfiniteelementmethodandself-definedMATLABprogram,andtheinfluencefactorsincludedamagetypes,damagelocations,damageseverities,noiselevels,etc.Anexperimentaltestingwasconductedtoverifytheproposeddamagedetectionmethods.Allresultsshowthattheproposeddamageindicatorsaresensitivetodamageandcapableofidentifyingandlocatingsingleandmultipledamagedmembersunderenvironmentalnoisecondition.Theproposedmethodsbasedonstructuralglobalvibrationthuscouldbeusedforreal-timestructuralhealthmonitoringsystemforairshipframeworkinthefuture.

damagedetection;damageindicator;airshipframework;flexibilitymatrix;uniformloadsurface

2015-11-02；Revised2015-12-11；Accepted2016-03-10；Publishedonline2016-03-291537

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160329.1537.012.html

TheFundamentalResearchFundsfortheCentralUniversities(HIT.MKSTISP.201609)

2015-11-02；退修日期2015-12-11；录用日期2016-03-10； < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间：2016-03-291537

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160329.1537.012.html

中央高校基本科研业务费专项资金 (HIT.MKSTISP.201609)

*

.Tel.：0451-86402327E-mailtanhf@hit.edu.cn

余建新， 卫剑征， 谭惠丰. 飞艇骨架结构动态损伤识别方法J． 航空学报,2016,37(11):3385-3394.YUJX,WEIJZ,TANHF.DynamicdamagedetectionmethodsforairshipframeworkstructureJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(11):3385-3394.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0074

V11

A

1000-6893(2016)11-3385-10