Monitoraggio di strutture Aeronautiche basato su misure di vibrazioni
Luigi Balis Crema, Giuliano Coppotelli, Franco Mastroddi
Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale ed Astronautica
Via Eudossiana, 18
00184 Roma
[email protected]
Sommario – L’aumento dell’affidabilità e la riduzione dei costi operativi associati alla gestione di elicotteri, aerei, strutture spaziali, ma anche di infrastrutture civili o di altro tipo, rappresentano delle richieste che stanno assumendo un peso sempre più importante nell’ambito della progettazione strutturale. L'aumento dell'affidabilità e la
riduzione dei costi operativi associati alla gestione di elicotteri, aerei, strutture spaziali, ma anche di infrastrutture civili o di altro tipo, rappresentano delle richieste che stanno assumendo un peso sempre più importante nell'ambito della progettazione strutturale. Oltre alla presenza di danni localizzati, è anche possibile rilevare un
danneggiamento di tipo diffuso e/o ampiamente distribuito il cui rilevamento è praticamente impossibile utilizzando le tradizionali tecniche non distruttive (Non Destructive Evaluation - NDE). In questa categoria di danneggiamento è possibile far rientrare, ad esempio, gli effetti della fatica in strutture composite ed il danneggiamento
multiplo che si rileva in strutture aerospaziali in seguito all'invecchiamento delle leghe di alluminio. Attualmente, le tecniche non distruttive per l'identificazione del danneggiamento impiegate nella manutenzione di elicotteri ed aerei prevedono un intervento manuale nei vari sottosistemi. Pertanto, la qualità della verifica strutturale è
fortemente influenzata dall'abilità dell'operatore ed inoltre queste tecniche richiedono un elevato periodo di in operatività dell'intero sistema. La possibilità di unire i recenti sviluppi compiuti sia in ambito di identificazione di danneggiamento strutturale tramite l'analisi delle vibrazioni del sistema (indicate in genere come tecniche
"Structural Health Monitoring" - SHM), sia in ambito di identificazione dei parametri dinamici globali attraverso la valutazione delle sole risposte dinamiche del sistema (tecniche di stima a cui in genere va l'appellativo di "Output-Only" o "Natural Input Modal Analysis") potrebbe migliorare sensibilmente l'affidabilità di strutture aerospaziali.
Sebbene sia già possibile stimare la firma dinamica di un sistema attraverso le diverse metodologie Output-Only (ed in questo ambito il gruppo di ricerca ha contribuito e continua a fornire il suo apporto per ulteriori sviluppo di tali metodologie) queste non sono ancora impiegate per la valutazione del danneggiamento strutturale. Tali
tecniche Output-Only, permettendo la stima delle proprietà dinamiche del sistema direttamente nel corso delle diverse fasi di volo, ossia "in situ", potrebbero sensibilmente ridurre non solo i tempi, ma anche i costi associati a tali analisi dinamiche sperimentali. Inoltre, è possibile immaginare un uso congiunto delle metodologie appena
descritte con l'uso di sensori distribuiti, del tipo "Active Fiber Composite - AFC attualmente disponibili in commercio, per aumentare sensibilmente il numero dei punti di misura e quindi lasciare intravedere la possibilità di sviluppare delle metodologie innovative di identificazione di danneggiamento distribuito. Come risulta dai riferimenti
bibliografici, tale proposta di ricerca si inserisce nel quadro di attività sviluppate dal gruppo proponente negli ultimi anni nel settore dell'analisi dinamica di strutture aerospaziali.
Theoretical Background
1/3
Damage identification techniques based on the evaluation of
the change of an Output signal wrt the reference:
Modal Model, Response Model, Sound, Ultrasound
Various type of damage
identifiable from
Component disembark
• the natural frequency shift
required
• pattern modification of mode shapes
• Low sensitivity to damage level
• Fine tuning of the F.E. model
• Low accuracy of experimental data from estimating
process
Theoretical Background
Theoretical Background
2/3
Damage identification techniques based on the
evaluation of the change of an Output signal wrt the
reference:
Response Model
1/3
Damage identification by iteratively solving a non-linear
optimization procedure via least square algorithm
2/3
X ,A = Experimental, Analytical
Advantage of Output-Only technique for the estimate of the modal
parameters
F.E. model represents the reference structure
A sensitivity matrix, and error vector built from the
correlation of the FRF analytical and experimental
Uncertainties minimized through reduction
of data handling and manipulation
Only the output time responses of the structure are employed
Measurements of the input loads of the structure are not
necessary
The used output data are those of the structure in operative
conditions  save costs and time
Localized and small damage entity required
Health of the structure monitored evaluating changing in
design parameter related to mass and stiffness
distribution
Refined numerical model and high number of design
parameters are needed
Theoretical Background
3/3
DOFs in FEM
Design parameters
Damage identification process divided into consecutive
steps:
Unknown changes of design parameters,
, given for each i-th iteration step by:
Introducing the weighting matrices:
For each iteration step, only the most sensitive design
parameters to actual dynamic difference are retained
Those parameters could differ from one iteration to
another
Small structural changes identified with acceptable
computational costs
minimizing the functional:
The solution is given by:
and therefore:
Results: experimental investigation
3/6
Results: experimental investigation
4/6
OPEN QUESTION
Localization process identified
correct damaged region for mass
distribution, not for stiffness
Actual damage involves mostly
the stiffness characteristics, the
mass changes are H.O.T.
a) Stiffness related design parameters
Heath monitoring with OO approach
b) Mass related design parameters
Convergence history
Wrong stiffness-related design parameters identified
Immaterial changes in the mass-related design parameters # 28,33,60
Mass-related design parameters
reduces the stability of the
numerical algorithm
Lack of damage identification
(Least Square solution)
due to NON optimal selection of
design parameters?
Results: experimental investigation
Experimental Analysis
based on Output Only
Added
masses
Variation of
global
parameters
Damaged
Structure
Experimental investigation: damaged structure
2/6
64 + 64 design parameters
12 Experimental Dofs considered
Reduction of 20% of
thickness at the center of the
plate (corresponding to the
28° element)
0.6% average change in fn
The method do NOT identify the correct parameter (# 28)
No effects on damping
ratios
Damage
Identification
Results: experimental investigation
Results: experimental investigation
Looking for damage in both mass and stiffness
Experimental analysis:
Modal impact
Free-Free B.C.
Freq. Band: 0-640 Hz
4096 Spectral lines
81 DOFs (trasversal)
Results: experimental investigation
5/6
Experimental investigation: OO test on the undamaged structure
6/6
Looking for damage in stiffness distribution
only
64 design parameters
12 Experimental Dofs considered
Procedure speed up using a sensitivity matrix built on
a frequency band of [0,300] Hz (final dimensions: 2450 £
64)
Convergency history of stiffness
related design parameter- Step #4
Effects on global parameters
Two adjacent elements identified (# 28 and 36)
corresponding to the actual damage location
reduction in the eigenfrequency shifts
increase in the correlation among the FRFs
After 4 steps, the number of design parameters useful
to describe the damage condition reduces to 2
(from numerical point of view)
Experimental investigation: mode correlation
1/6
Initial
correlation
Dynamic
Response model
Undamaged
Structure
Sensitivity of the system to changes in the design parameters:
The approach is particularly convenient whenever the input is
unknown
Aerospace field: aeroelastic phenomena
Civil field: vibrations of builds and bridges
“by-step” enhancement is proposed for reduction of both
computational time and computer memory amount
Localized and small entities of structural damage requires
high number of
Differences between the reference and the actual strucure:
1/1
Correlation functions:
Numerical and experimental validation reported
Theoretical Background
Theoretical Background
[Grafe, 1998]
Heath monitoring with OO approach
Experimental investigation: comparison
Concluding Remarks:
(LSCE-FDD)
FREQUENCY SHIFT
DAMAGED V.S.
UNDAMAGED MODELS
Variation of thickness: 5%
GENERALIZED MASSES
(DIAA, [2002])
FRF COMPARISON
ON THE FIRST
MEASUREMENT
POINTS
0.88%
The proposed methods allow the damage
identification by means of the estimate of modal
parameters
Approximated solution procedure: least square
technique with not-unique solutions
The effectiveness of the approach is based on the
employments of critical points and on small structural
variations
The OO technique (e.g., based on the use of the
strain-gage) allows to estimate the variation of the
modal parameteres also for small structure
perturbations
The OO approach can be used for the (SHM)
Structural Health Monitoring of Aerospace structures
The procedure has been developed and successfully
applied to an aluminum plate
Sensitivity-based approach (from structural updating
discipline) enhanced with a “by-step” algorithm
Reduction of numerical instability, from “noisy data”,
computer memory, and computational time achieved
Blind search is dangerous:
Design parameters MUST describe the topology of
the actual damage
Analysis speed up with a suitable frequency band