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Monitoraggio di strutture Aeronautiche basato su misure di vibrazioni Luigi Balis Crema, Giuliano Coppotelli, Franco Mastroddi Dipartimento di Ingegneria.

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Presentazione sul tema: "Monitoraggio di strutture Aeronautiche basato su misure di vibrazioni Luigi Balis Crema, Giuliano Coppotelli, Franco Mastroddi Dipartimento di Ingegneria."— Transcript della presentazione:

1 Monitoraggio di strutture Aeronautiche basato su misure di vibrazioni Luigi Balis Crema, Giuliano Coppotelli, Franco Mastroddi Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale ed Astronautica Via Eudossiana, Roma Sommario – Laumento dellaffidabilità 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 nellambito 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. Damage identification techniques based on the evaluation of the change of an Output signal wrt the reference: Response Model Response Model Uncertainties minimized through reduction of data handling and manipulation Health of the structure monitored evaluating changing in design parameter related to mass and stiffness distribution Damage identification techniques based on the evaluation of the change of an Output signal wrt the reference: the change of an Output signal wrt the reference: Modal Model, Response Model, Sound, Ultrasound Theoretical Background1/1 [Grafe, 1998] Theoretical Background1/1 [Grafe, 1998] X,A = Experimental, Analytical Sensitivity of the system to changes in the design parameters: Correlation functions: Differences between the reference and the actual strucure: Unknown changes of design parameters,, given for each i-th iteration step by: Introducing the weighting matrices: Introducing the weighting matrices: minimizing the functional: minimizing the functional: The solution is given by: The solution is given by: and therefore: and therefore: Theoretical Background2/3 Theoretical Background3/3 Localized and small entities of structural damage requires high number of Localized and small entities of structural damage requires high number of DOFs in FEM DOFs in FEM Design parameters Design parameters Damage identification process divided into consecutive steps: Damage identification process divided into consecutive steps: For each iteration step, only the most sensitive design parameters to actual dynamic difference are retained 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 Those parameters could differ from one iteration to another Small structural changes identified with acceptable computational costs Small structural changes identified with acceptable computational costs Experimental Analysis based on Output Only Dynamic Response model Added masses Undamaged Structure Damaged Structure Variation of global parameters Damage Identification Heath monitoring with OO approach Results: experimental investigation 1/6 Results: experimental investigation 1/6 Initial correlation Experimental analysis: Experimental analysis: Modal impact Modal impact Free-Free B.C. Free-Free B.C. Freq. Band: Hz Freq. Band: Hz 4096 Spectral lines 4096 Spectral lines 81 DOFs (trasversal) 81 DOFs (trasversal) Reduction of 20% of thickness at the center of the plate (corresponding to the 28° element) Reduction of 20% of thickness at the center of the plate (corresponding to the 28° element) 0.6% average change in f n 0.6% average change in f n No effects on damping ratios No effects on damping ratios Results: experimental investigation2/6 Results: experimental investigation2/6 Looking for damage in both mass and stiffness design parameters design parameters 12 Experimental Dofs considered 12 Experimental Dofs considered The method do NOT identify the correct parameter (# 28) The method do NOT identify the correct parameter (# 28) Results: experimental investigation3/6 Results: experimental investigation3/6 a) Stiffness related design parameters b) Mass related design parameters Convergence history Wrong stiffness-related design parameters identified Wrong stiffness-related design parameters identified Immaterial changes in the mass-related design parameters # 28,33,60 Immaterial changes in the mass-related design parameters # 28,33,60 Results: experimental investigation4/6 Results: experimental investigation4/6 OPEN QUESTION Localization process identified correct damaged region for mass distribution, not for stiffness 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. Actual damage involves mostly the stiffness characteristics, the mass changes are H.O.T. Mass-related design parameters reduces the stability of the numerical algorithm (Least Square solution) Lack of damage identification due to NON optimal selection of design parameters? (from numerical point of view) Results: experimental investigation5/6 Results: experimental investigation5/6 Looking for damage in stiffness distribution only Looking for damage in stiffness distribution only 64 design parameters 64 design parameters 12 Experimental Dofs considered 12 Experimental Dofs considered Procedure speed up using a sensitivity matrix built on a frequency band of [0,300] Hz (final dimensions: 2450 £ 64) Procedure speed up using a sensitivity matrix built on a frequency band of [0,300] Hz (final dimensions: 2450 £ 64) After 4 steps, the number of design parameters useful to describe the damage condition reduces to 2 After 4 steps, the number of design parameters useful to describe the damage condition reduces to 2 Results: experimental investigation6/6 Results: experimental investigation6/6 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 Two adjacent elements identified (# 28 and 36) corresponding to the actual damage location reduction in the eigenfrequency shifts reduction in the eigenfrequency shifts increase in the correlation among the FRFs increase in the correlation among the FRFs Experimental investigation: OO test on the undamaged structure Experimental investigation: OO test on the undamaged structure (LSCE-FDD) GENERALIZED MASSES (DIAA, [2002]) Experimental investigation: mode correlation Experimental investigation: mode correlation Variation of thickness: 5% Experimental investigation: damaged structure Experimental investigation: damaged structure FREQUENCY SHIFT DAMAGED V.S. UNDAMAGED MODELS FRF COMPARISON ON THE FIRST MEASUREMENT POINTS 0.88% Experimental investigation: comparison Experimental investigation: comparison 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 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 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 Concluding Remarks: Concluding Remarks: Component disembark required Low sensitivity to damage level Low sensitivity to damage level Fine tuning of the F.E. model Fine tuning of the F.E. model Low accuracy of experimental data from estimating process Low accuracy of experimental data from estimating process Various type of damage identifiable from the natural frequency shift the natural frequency shift pattern modification of mode shapes pattern modification of mode shapes Theoretical Background1/3 Theoretical Background2/3 Damage identification by iteratively solving a non-linear optimization procedure via least square algorithm F.E. model represents the reference structure A sensitivity matrix, and error vector built from the correlation of the FRF analytical and experimental Localized and small damage entity required Refined numerical model and high number of design parameters are needed by-step enhancement is proposed for reduction of both computational time and computer memory amountby-step enhancement is proposed for reduction of both computational time and computer memory amount Numerical and experimental validation reported Theoretical Background1/3 Advantage of Output-Only technique for the estimate of the modal parameters 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 The approach is particularly convenient whenever the input is unknown Aerospace field: aeroelastic phenomena Civil field: vibrations of builds and bridges Heath monitoring with OO approach


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