基于光纖光柵傳感器的飛機(jī)油箱表面復(fù)合材料板振動(dòng)研究

陸 觀，梁大開

(1.南通大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，南通 226000;2.南京航空航天大學(xué) 智能材料與結(jié)構(gòu)航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016)

碳纖維等復(fù)合材料憑借智能材料結(jié)構(gòu)的興盛應(yīng)用越來越廣泛，尤其在航空航天等領(lǐng)域?，F(xiàn)今的飛機(jī)需求量使得復(fù)合材料用量隨之增長，在A380、B787的結(jié)構(gòu)材料中碳纖維復(fù)合材料有近30%［1－2］。然而復(fù)合材料對于低頻振動(dòng)十分敏感，易造成損傷［3］。而機(jī)翼油箱在飛行時(shí)受到的兩種振源均為低頻:不平穩(wěn)氣流造成的振動(dòng)多為20 Hz左右;發(fā)動(dòng)機(jī)沖程燃燒爆發(fā)壓力以及輸油慣性力產(chǎn)生的簡諧振動(dòng)多為20－50 Hz［4］。

因此，加強(qiáng)對飛機(jī)結(jié)構(gòu)上復(fù)合材料層合板的振動(dòng)研究，不僅能推動(dòng)復(fù)合材料損傷機(jī)理和復(fù)合材料損傷容限設(shè)計(jì)方法的發(fā)展，而且對于提高復(fù)合材料的設(shè)計(jì)應(yīng)用能力，增強(qiáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)水平有著十分重要的意義［5］。本文基于光纖光柵振動(dòng)信號(hào)頻譜分析，對機(jī)翼油箱表面變截面碳纖維層合板的振動(dòng)監(jiān)測方法進(jìn)行了研究。

1 光纖Bragg光柵傳感器

當(dāng)一束光進(jìn)入Bragg光柵時(shí)，它能對滿足光柵反射條件的入射光產(chǎn)生一種窄帶反射。其基本原理式為［6］:

式中λ為反射波峰波長;Λ為光柵周期;n為有效折射率。

在受作用應(yīng)力時(shí)由于光柵周期的伸縮及彈光效應(yīng)引起波長改變。假設(shè)此時(shí)光柵只受到拉伸應(yīng)變［7］:

式中l(wèi)為光柵級(jí)數(shù)。因?yàn)槲闹兴贸蓶偶夹g(shù)為雙光束干涉法，由光柵周期［8］及式(1)、式(2)有:其中Pe為有效彈光函數(shù)［9］。由式(3)知恒溫時(shí)光柵波長位移與縱向應(yīng)變呈線性關(guān)系?？梢娫诤銣叵拢鈻挪ㄩL位移為應(yīng)力引起的。

振動(dòng)激勵(lì)對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的應(yīng)力變化可以引起復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中Bragg光柵的波長偏移，因此可以將Bragg光柵用于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)振動(dòng)研究。有著絕緣、輕薄等優(yōu)點(diǎn)的光纖光柵傳感器也比其他傳感器更適用于飛行器材料的傳感研究。

2 機(jī)翼油箱振動(dòng)試驗(yàn)簡介

對于飛機(jī)機(jī)翼油箱的振動(dòng)研究中，測點(diǎn)布置應(yīng)滿足以下要求:測點(diǎn)能完整正確的體現(xiàn)飛機(jī)機(jī)翼油箱每階振動(dòng)形態(tài);測點(diǎn)應(yīng)該盡量均勻分布、對模態(tài)較密集以及主要研究的局部區(qū)域需要安排振動(dòng)采集點(diǎn);測點(diǎn)應(yīng)該要方便正確的表示測點(diǎn)的振動(dòng)特性，并要方便于測試之后的數(shù)據(jù)處理分析。下面將此試驗(yàn)的傳感器排布方式及測點(diǎn)位置列出。

將光纖Bragg光柵粘貼于飛機(jī)機(jī)翼油箱表面試件，碳纖維材料為T300/QY8911，油箱試件尺寸為600 mm×300 mm×300 mm。飛機(jī)油箱表面復(fù)合材料板鋪層厚度變化如圖1所示，表面復(fù)合材料板最薄處為45 mm，最厚處為47.5 mm。試件采用四邊固支方式，其中金屬固支架的邊框?qū)挾葹?0 mm。在試件表明變截面碳纖維層合板上布置6個(gè)光纖Bragg光柵傳感器，Bragg光柵傳感器柵長為10 mm。有效面積為520 mm×220 mm的四邊固支復(fù)合材料板，依據(jù)試驗(yàn)研究其一半?yún)^(qū)域，按照需要?jiǎng)澐譃?行、5列，長、寬均為40 mm的小格，基本都為變截面區(qū)域。由機(jī)翼油箱表面變截面復(fù)合材料碳纖維層合板振動(dòng)試驗(yàn)需求、對稱性、固支情況分析得出的結(jié)論，將傳感器排布方案定為圖1所示，各傳感器的波長與位置見表1。圖1同時(shí)也顯示了激勵(lì)點(diǎn)位置，在飛機(jī)油箱各個(gè)關(guān)鍵受力點(diǎn)進(jìn)行激振，滿足飛機(jī)油箱動(dòng)態(tài)分析要求。

圖1 油箱表面變截面碳纖維板Fig.1 Carbon fiber sheet of Aerofoil fuel tank

表1 光柵波長與位置Tab.1 Wavelength and position of sensors

圖2 飛機(jī)油箱振動(dòng)監(jiān)測系統(tǒng)Fig.2 Aerofoil fuel tank vibration monitoring system

圖2所示為飛機(jī)油箱振動(dòng)監(jiān)測系統(tǒng)，由光纖Bragg光柵傳感器、激振設(shè)備、飛機(jī)油箱試件、SI425型光纖Bragg光柵解調(diào)儀、計(jì)算機(jī)以及支架組成。本振動(dòng)監(jiān)測系統(tǒng)共用6個(gè)光纖Bragg光柵傳感器，分為3路連接SI425型光柵解調(diào)儀，均可以250 Hz頻率同時(shí)掃描信號(hào)。系統(tǒng)采用HEV－02型激振器及HEA－S功率放大器以激勵(lì)機(jī)翼表面變截面碳纖維層合板，激振器是用彈性繩懸掛在一個(gè)可移動(dòng)的支架上，利用緊固件和飛機(jī)油箱表面變截面復(fù)合材料碳纖維層合板連接。利用解調(diào)儀實(shí)時(shí)監(jiān)測傳感器的中心波長偏移值，再把動(dòng)態(tài)信號(hào)輸入到計(jì)算機(jī)進(jìn)行處理。

激振器工作時(shí)，飛機(jī)油箱由于受到垂直作用的振動(dòng)激勵(lì)應(yīng)力而引發(fā)應(yīng)變，因?yàn)榧ふ裥盘?hào)是正弦波，飛機(jī)油箱表面變截面復(fù)合材料碳纖維層合板隨著激振器往復(fù)振動(dòng)，使得粘貼在飛機(jī)油箱上的傳感器隨之受拉或者受壓，所以光柵傳感器中心波長偏移值反應(yīng)了飛機(jī)油箱表面變截面復(fù)合材料碳纖維層合板的振動(dòng)情況。

3 振動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果與分析

激振器的輸出電流為2 A，激勵(lì)頻率從10 Hz到120 Hz變換，光柵傳感器中心波長的偏移隨著頻率的改變而不一致。20～40 Hz頻帶對應(yīng)的中心波長偏移明顯，所以對于飛機(jī)機(jī)翼油箱試件，20～40 Hz頻帶的振動(dòng)容易引發(fā)飛機(jī)油箱的諧振。下面重點(diǎn)研究20～40 Hz正弦波激勵(lì)情況下，飛機(jī)機(jī)翼油箱的振動(dòng)響應(yīng)情況。

首先分析激勵(lì)飛機(jī)油箱表面變截面復(fù)合材料碳纖維層合板上的1號(hào)激勵(lì)點(diǎn)時(shí)，激勵(lì)信號(hào)設(shè)為22 Hz的正弦波時(shí)，輸出電壓峰值為2 V以及3 V時(shí)，光柵傳感器網(wǎng)絡(luò)監(jiān)測到的振動(dòng)響應(yīng)信號(hào)頻譜見圖3及圖4所示。圖中的傳感信號(hào)從上到下為1－6號(hào)傳感器。

從圖3及圖4可知，當(dāng)激勵(lì)飛機(jī)油箱表面變截面復(fù)合材料碳纖維層合板上的1號(hào)激勵(lì)點(diǎn)時(shí)，對振動(dòng)時(shí)域信號(hào)進(jìn)行傅里葉變換獲得頻譜圖，依據(jù)頻譜圖分析得出油箱的振動(dòng)響應(yīng)信號(hào)頻率為22 Hz，處理分析后得出分析表2及以下的結(jié)論:電壓峰值為2 V及3 V時(shí)傳感器頻譜分析與傳感器位置距離激勵(lì)點(diǎn)的遠(yuǎn)近基本一致;電壓峰值2 V和3 V時(shí)傳感器頻譜分析與傳感器所處復(fù)合材料層合板位置的厚度基本一致;傳感器頻譜分析與電壓峰值的大小基本一致，電壓峰值3 V時(shí)振動(dòng)響應(yīng)頻譜圖幅值為2 V時(shí)的1.5倍左右。其他頻率的激勵(lì)信號(hào)也有上述規(guī)律。

近一步分析激勵(lì)2號(hào)激勵(lì)點(diǎn)激勵(lì)信號(hào)設(shè)為24 Hz正弦波時(shí)，當(dāng)輸出電壓峰值為2 V及3 V時(shí)，光柵傳感器網(wǎng)絡(luò)監(jiān)測的振動(dòng)響應(yīng)信號(hào)的頻譜見圖5及圖6所示。圖中所示的傳感網(wǎng)絡(luò)信號(hào)從上到下為1－6號(hào)傳感器。

表2 22Hz時(shí)激勵(lì)點(diǎn)1傳感網(wǎng)絡(luò)的振動(dòng)分析表Tab.2 Frequency spectrums of 22 Hz at point 1

從圖5及圖6可得知，當(dāng)激勵(lì)2號(hào)激勵(lì)點(diǎn)時(shí)，對油箱振動(dòng)時(shí)域信號(hào)進(jìn)行傅里葉變換得出頻譜圖，依據(jù)頻譜圖分析得出油箱振動(dòng)響應(yīng)信號(hào)的頻率是24 Hz，處理分析后得出分析表3及與1號(hào)激勵(lì)點(diǎn)相同的結(jié)論:傳感器頻譜分析與傳感器位置距離激勵(lì)點(diǎn)的遠(yuǎn)近基本一致;傳感器頻譜分析與傳感器所處復(fù)合材料層合板位置的厚度基本一致;電壓峰值3V時(shí)振動(dòng)響應(yīng)頻譜圖幅值為2V時(shí)的1.5倍左右。

表3 24 Hz時(shí)激勵(lì)點(diǎn)2傳感網(wǎng)絡(luò)的振動(dòng)分析表Tab.3 Frequency spectrums of 24 Hz at point 2

近一步分析激勵(lì)3號(hào)點(diǎn)信號(hào)設(shè)為30 Hz正弦波時(shí)，當(dāng)輸出電壓峰值為2 V及3 V傳感器監(jiān)測的油箱振動(dòng)響應(yīng)信號(hào)頻譜如圖7及圖8所示。圖中所示光柵傳感網(wǎng)絡(luò)監(jiān)測的油箱振動(dòng)信號(hào)從上到下為1－6號(hào)傳感器。

圖7 30 Hz、2 V時(shí)激勵(lì)點(diǎn)3傳感網(wǎng)絡(luò)的振動(dòng)頻譜圖Fig.7 Frequency spectrums of 30 Hz、2 V at point 3

從圖7及圖8可知，當(dāng)激勵(lì)飛機(jī)油箱上的3號(hào)激勵(lì)點(diǎn)時(shí)，對油箱振動(dòng)時(shí)域信號(hào)進(jìn)行傅里葉變換獲得頻譜圖，依據(jù)頻譜圖分析得出油箱振動(dòng)響應(yīng)信號(hào)的頻率是30 Hz，處理分析后得出分析表4及與1、2號(hào)激勵(lì)點(diǎn)相同的結(jié)論:傳感器頻譜分析與傳感器位置距離激勵(lì)點(diǎn)的遠(yuǎn)近、傳感器所處復(fù)合材料層合板位置的厚度、電壓峰值大小基本一致，電壓峰值3 V時(shí)振動(dòng)響應(yīng)頻譜圖幅值為2 V時(shí)1.5倍左右。

圖8 30Hz、3V時(shí)激勵(lì)點(diǎn)3傳感網(wǎng)絡(luò)的振動(dòng)頻譜圖Fig.8 Frequency spectrums of 30 Hz、3 V at point 3

表4 30 Hz時(shí)激勵(lì)點(diǎn)3傳感網(wǎng)絡(luò)的振動(dòng)分析表Tab.4 Frequency spectrums of 30 Hz at point 3

綜上分析3個(gè)不同的激勵(lì)點(diǎn)下傳感網(wǎng)絡(luò)監(jiān)測的振動(dòng)響應(yīng)信號(hào)頻譜圖，得到以下結(jié)論:沖擊點(diǎn)位置不同影響了振動(dòng)信號(hào)頻譜圖，1號(hào)及3號(hào)激勵(lì)點(diǎn)振動(dòng)信號(hào)頻譜圖幅值較明顯，2號(hào)激勵(lì)點(diǎn)振動(dòng)頻譜圖除5號(hào)傳感器外都不明顯;傳感器方向不同影響了振動(dòng)信號(hào)頻譜圖，3號(hào)激勵(lì)點(diǎn)下4號(hào)傳感器的信號(hào)頻譜幅值比1號(hào)激勵(lì)點(diǎn)下5號(hào)傳感器的要大，這與3號(hào)激勵(lì)點(diǎn)下4號(hào)傳感器屬于標(biāo)準(zhǔn)軸向受振動(dòng)有關(guān)。

利用光纖Bragg光柵傳感網(wǎng)絡(luò)對飛機(jī)油箱表面變截面復(fù)合材料碳纖維層合板不同位置的振動(dòng)進(jìn)行監(jiān)測，研究結(jié)果表明:傳感網(wǎng)絡(luò)監(jiān)測的振動(dòng)響應(yīng)信號(hào)幅值與功率放大器電壓峰值的大小成正比;傳感器頻譜信號(hào)幅值與傳感器位置距離激勵(lì)點(diǎn)的遠(yuǎn)近有關(guān);傳感器頻譜信號(hào)幅值與傳感器所處復(fù)合材料層合板位置的厚度有關(guān)。上述結(jié)論為飛機(jī)油箱動(dòng)態(tài)載荷監(jiān)測提供了一定的試驗(yàn)參考。

4 結(jié)論

飛行器在飛行的過程受多種低頻振動(dòng)情況影響，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)一旦受到了振動(dòng)激勵(lì)，就會(huì)產(chǎn)生低頻振動(dòng)損傷問題。在產(chǎn)生振動(dòng)激勵(lì)時(shí)就監(jiān)測到復(fù)合材料結(jié)構(gòu)上的振動(dòng)信號(hào)，就可以記錄下可能造成的損傷情況。這樣具有潛在危害性的低頻振動(dòng)損傷就可以盡可能檢測出來。

本文利用機(jī)翼油箱結(jié)構(gòu)中布拉格光纖光柵傳感器受到振動(dòng)激勵(lì)后中心波長隨應(yīng)力變化這一特性，在恒溫下用Bragg光柵對油箱表面變截面碳纖維層合板受到的低頻振動(dòng)信號(hào)進(jìn)行監(jiān)測。試驗(yàn)表明布拉格光纖光柵傳感器可以探測復(fù)合材料振動(dòng)信號(hào)，并得到了能夠?yàn)轱w機(jī)油箱動(dòng)態(tài)載荷監(jiān)測提供一定參考依據(jù)的試驗(yàn)結(jié)論。

［1］ Williams J G，Anderson M S，Rhodes M D，et al.Recent developments in design，testing and impact damage tolerance of stiffened composite panels［J］. NASA TM 80077，1979236.

［2］ Sauro L，Jason L，Speyer.Application of a fault detection filter to structural health monitoring［J］.Automatica，2006，42(7):1199－1209.

［3］ Xinlin Q， KumarA， GonzalezIF， etal. A hybrid piezoelectric/fiber optic diagnostic system for structural health monitoring［J］.Smart Mater Struct，2005，14(3):98－103.

［4］ Giurgiutiu V，Redmond J，Roach D，et al.Active sensors for health monitoring ofaging aerospace structures［C］.Proceedings of SPIE，2000:294－305.

［5］ Laliberte J F，Poon C.Post-impact fatigue damage growth in fiber-metal laminates［J］.International Journal of Fatigue，2002，24:249－256.

［6］ Papy J M，Van H S，Rippert L.On-line detection method for transient waves applied to continuous health monitoring of carbon fiber reinforced polymer composites with embedded optical fibers［J］.Proceedings of SPIE-The International Society for Optical Engineering，2003，5049:718－731.

［7］ Tomandl D，Schober A.A modified general regression neural network with new，efficient training algorithms as a robust‘Black Box’2Tool for data［J］.Neural Network，2001，14:1023－1034.

［8］ Jung J，Nam H，Lee J H.Simultaneous measurement of strain and temperature by use of a single fiber Bragg grating and an erbium-doped fiber amplifier［J］.Appl.Opt，1999，38(13):2749－2751.

［9］ Yuan L B.Multiplexed white-light interferometric fiber-optic sensor matrix with a long cavity Fabry-Perot resonator［J］.Applied Optics，2002，41(22):4460－4466.