[0001] 本发明属于动特性和损伤检测技术领域， 具体涉及风沙-热环境下无人机复材 机翼动特性和损伤检测装备。

背景技术

[0002] 随着军用无人机的不断发展， 未来任何战争改变游戏规则的工具必将是无人 机 。 美国使用捕食者无人机攻击在也门和巴基斯坦 的基地组织。 英国使用无人机 装备战斗机中队。 以色列军队认为， 拥有最好的无人机技术的国家将成为未来 战争的赢家。 然而， 无人机坠落事故也在频繁上演， 2001年 9月至今， 美军无 人机共发生 400多起重大坠毁事故， 该数字和同一时期美军有人驾驶飞机的事 故相当。 捕食者无人机服役初期， 每飞行 10万小时发生 4. 79起事故， 收割者 无人机每飞行 10万小时发生 3 . 17起事故， 该事故率远远高于有人驾驶飞机。 专家研究认为， 无人机存在结构损伤或缺陷是无人机坠毁的重 要原因之一。 为 确保无人机安全执行任务， 其装备使用的复合材料机翼的健康状况是无人 机设 计、 质检、 技术保障部门首先必须要考虑的问题。

[0003] 传统动特性和损伤检测装备也不少， 如激振器、 振动台、 超声波探伤仪、 渦流 探伤仪、 射线探伤仪等。 但上述仪器和设备使用的检测技术方法单一， 功能单 一。 对于复合材料机翼这种对象来说， 传统的损伤检测装备无法满足大尺寸复 合材料机翼准确、 快速的损伤检测需求； 另外， 高温环境会使复合材料机翼产 生蠕变， 这种不可逆的塑性变形会严重的导致复合材料 机翼的形状和尺寸发生 变化， 甚至发生破裂， 导致其不可靠、 不安全； 风沙环境会严重侵蚀复合材料 机翼， 使其产生裂纹和促使腐蚀疲劳的发展， 极大缩短了复合材料机翼的使用 寿命， 然而， 目前上述传统的、 单一功能的动特性和损伤检测装备无法满足风 沙-热环境下无人机复合材料机翼动特性和损� �检测需求， 因此， 设计并发明一 款可以模拟风沙 -热环境且可以在上述复杂环境下实现无人机� �材机翼动特性和 损伤检测的装备系统就显得尤为重要。 发明概述

技术问题

问题的解决方案

技术解决方案

[0004] 为了实现上述目的， 本发明采用如下技术方案：

[0005] 风沙-热环境下无人机复材机翼动特性和损伤� �测装备， 包括环境模拟机构， 所述环境模拟机构内腔中间板顶部左端设置有 激振机构， 所述激振机构顶部设 置有回转工作台， 所述回转工作台一端通过螺栓固定连接多点柔 性夹具， 所述 回转工作台另一端通过联轴器设置第一减速器 ， 所述第一减速器输入端通过联 轴器设置有第一电机， 所述第一电机固定安装在激振机构顶部， 所述多点柔性 夹具右端设置有复合材料机翼， 所述环境模拟机构中间板顶部设置有自动检测 机构， 且自动检测机构位于复合材料机翼后端， 所述环境模拟机构内腔顶板底 部设置有悬吊机构。

[0006] 所述环境模拟机构包括框体， 所述框体前后左右四面设置有亚克力板， 所述框 体中部设置有中间板， 所述中间板与框体底板之间设置有竖板， 左端所述竖板 与框体之间中部设置有短横板， 所述框体底板顶部设置有第二减速器， 所述第 二减速器输入端通过联轴器设置有第二电机， 所述第二电机输出轴与框体底板 顶部通过螺栓固定安装， 所述框体内腔设置有螺旋输送机， 所述螺旋输送机贯 穿中间板底端抵在短横板顶部， 且螺旋输送机主轴底端通过联轴器与第二电机 输出端固定安装， 所述螺旋输送机顶部贯穿框体顶板并固定安装 在框体顶板顶 部， 所述框体底板右端顶部设置有位于右端竖板右 端的倾斜式液压升降机， 所 述倾斜式液压升降机顶部贯穿中间板， 所述倾斜式液压升降机顶部设置有风机 ， 所述中间板顶部后端左右两侧设置有加热管， 两个所述加热管之间中间板顶 部两支撑板之间设置有滑轨， 所述滑轨一端通过联轴器固定安装有第三电机 ， 所述螺旋输送机左端中间板顶部设置有沙漏， 所述螺旋输送机左端短横板顶部 设置有收沙盘， 且收沙盘右端焊接在螺旋输送机开口处， 所述框体顶板顶部设 置有倾斜沙槽， 所述倾斜沙槽右端设置有进沙口。

[0007] 所述激振机构包括振动台， 所述振动台底端四角设置有振动台腿， 所述振动台 腿外壁设置有压缩弹簧， 所述振动台中部设置有激振器， 且振动台腿通过螺栓 与框体中间板顶部固定安装。

[0008] 所述自动检测机构包括机械臂底盘， 所述机械臂底盘底部设置有与中间板顶部 滑轨配合的滑块， 所述机械臂底盘顶部设置有机械臂， 所述机械臂末端分别设 置有激光测振仪和超声波探伤仪。

[0009] 所述回转工作台包括底座和工作台， 所述底座中心处设置有工作台， 所述工作 台中心处设置有回转支承， 所述回转支承外圈通过双头螺栓与工作台固定 安装 ， 所述回转支承内圈通过沉头螺栓与底座固定安 装， 所述底座中下部设置有贯 穿工作台的蜗杆， 且蜗杆中部螺纹与回转支承外圈螺纹配合， 所述蜗杆两端设 置有滚动轴承， 所述蜗杆两端设置有位于滚动轴承外侧的轴承 盖， 且蜗杆通过 轴承盖安装在底座上。

[0010] 所述多点柔性夹具包括夹具底座， 所述夹具底座左端设置有耳板， 所述耳板上 下两端夹具底座上设置有第二滑槽， 所述耳板内侧设置有滚动轴承， 所述耳板 外侧设置有手轮， 所述滚动轴承内圈设置有螺杆， 且螺杆左端与手轮末端焊接 ， 所述螺杆外表面螺接有移动箱， 且移动箱后端通过滑轨滑动安装在第二滑槽 上， 所述第二滑槽右端设置有位于移动箱右端的固 定箱。

[0011] 所述移动箱和固定箱均包括针盘和顶杆团， 所述移动箱和固定向箱体中部均设 置有顶杆团， 所述顶杆团一端设置有推板， 所述推板的外侧设置有推板头， 所 述针盘贯穿顶杆团上的通孔且末端抵在移动箱 和固定箱内壁的盲孔孔底。

[0012] 所述顶杆团由若干个顶杆组成， 所述顶杆截面设置为六边形， 所述顶杆上均匀 设置有通孔。

[0013] 所述悬吊机构包括横滑轨和竖滑轨， 两个所述横滑轨之间通过滑轮安装有竖滑 轨， 每根所述竖滑轨上滑动安装有两个滑轮。

[0014] 风沙 -热环境下无人机复材机翼动特性和损伤检测� �方法， 采用风沙-热环境下 无人机复材机翼动特性和损伤检测装备， 包括以下步骤，

[0015] 步骤 1， 根据厂家提供的无损伤的待测复合材料机翼的 结构尺寸参数， 利用有 限元方法建立其有限元模型， 并在不考虑损伤的情况下计算获得各阶模态振 型 ， 同时， 对各阶模态振型的计算数据的幅值进行正则归 一化处理， 化为无量纲 的表达式， 则正则归一化处理后模态振型的计算数据， 只具有相对意义， 其绝 对值没有意义， 这样便于与风沙 -热环境下测试获得的无损伤待测复合材料机� � 的正则归一化模态振型的测试数据进行比较；

[0016] 步骤 2, 正式开始试验， 复合材料机翼从外部运送到检测装备右端时， 打开右 端亚克力板， 将两根竖滑轨移动到检测装备右端， 将竖滑轨上的滑轮移动到合 适的位置， 分别用两个滑轮上的绳索竖直绑住复合材料机 翼左右两端， 并通过 竖滑轨将复合材料机翼移动到多点柔性夹具附 近；

[0017] 步骤 3 , 将移动箱和固定箱上的针盘抽出， 通过推板上的推板头将顶杆团顶出 一定的距离， 将复合材料机翼靠近多点柔性夹具一端移动至 移动箱和固定箱中 间， 然后摇动手轮， 移动箱慢慢靠近固定箱， 当移动箱上的顶杆团接触复合材 料机翼表面时， 顶杆团此时被顶回移动箱内部， 各个顶杆团上的顶杆随复合材 料机翼伸出不同的长度， 从而随着复合材料机翼表面形成一个曲面， 之后插上 针盘将移动箱上的顶杆团固定， 接着移动移动箱和复合材料机翼往固定箱一侧 运动， 当固定箱上的顶杆团接触复合材料机翼表面时 ， 顶杆团此时被顶回固定 箱内部， 各个顶杆团上的顶杆随复合材料机翼伸出不同 的长度， 从而随着复合 材料机翼表面形成一个曲面， 之后插上针盘将固定箱上的顶杆团固定， 接着在 进一步移动移动箱往固定箱一侧移动， 夹住复合材料机翼， 完成装夹， 移动竖 滑轨运动至原始位置， 并将绳索缠起固定；

[0018] 步骤 4, 关闭检测装置右端亚克力板， 使加热管加热， 对待测复合材料机翼进 行加热， 模拟不同温度的热环境；

[0019] 步骤 5， 启动倾斜式液压升降机将风机上升到环境模拟 机构中间板上部， 开启 风机和螺旋输送机， 以实现风沙环境的模拟， 通过倾斜式液压升降机使风机转 换不同的角度和复合材料机翼配合形成多方向 的风沙环境的模拟， 由于在风机 的作用下， 沙子最终被吹到中间板左端的沙漏中进而流进 收沙盘， 从而实现沙 子的循环使用；

[0020] 步骤 6， 设定上述风沙-热环境的持续时长和强度， 并确保在规定的时间内实现 对待测复合材料机翼的热风沙模拟环境的准确 提供， 使复合材料机翼产生不同 程度的损伤； 关闭风机、 加热管、 螺旋输送机、 激振机构和回转工作台， 等待 待测复合材料机翼的温度降至室温， 并稳定 30分钟以上；

[0021] 步骤 7 , 调节自动检测机构， 使超声波探伤仪在空间中的任意位置移动， 从而 调节超声波探伤仪到达合适的位置； 然后在无振动激励条件下， 利用自动检测 机构中的超声波探伤仪初步实现对待测有损伤 的复合材料机翼的损伤情况进行 检查， 并将损伤数据传回至上位机进行存储和损伤定 位分析；

[0022] 步骤 8， 调节自动检测机构， 使激光测振仪在空间中的任意位置移动， 从而调 节激光测振仪到达合适的位置， 同时， 开启激振机构和回转工作台， 使得复合 材料机翼跟随回转工作台一起旋转到合适的激 振方向， 并在激振机构的作用下 产生振动， 从而在某个振动激励强度下实现对复合材料机 翼的振动激励；

[0023] 步骤 9 , 在某个激振激励强度， 根据正弦扫频测试方法， 利用自动检测机构中 的激光测振仪在较大的频率范围内， 获得待测有损伤的复合材料机翼的振动响 应信号的频谱， 通过峰值辨识方法获得待测有损伤的复合材料 机翼的各阶固有 频率， 同时， 通过比较峰值的大小的方式， 来客观评价在某个振动激励强度下 有损伤的复合材料机翼的动特性好坏；

[0024] 步骤 10, 在某个振动激励强度， 按照固有频率从低到高的方法依次激发复合材 料机翼达到不同模态阶次对应的共振状态， 然后控制自动检测机构上的激光测 振仪进行扫描， 使其完成沿待测损伤复合材料机翼多行多列的 扫描测试， 将扫 描测试数据传回至上位机进行存储， 即可根据激光扫描模态振型测试法依次获 得有损伤的复合材料机翼的各阶模态振型数据 ， 进而对各阶模态振型数据的幅 值进行正则归一化处理， 便可获得正则归一化后的各阶模态振型的测试 数据， 根据损伤定位原理可知， 损伤结构在某位置处的刚度改变越大， 即损伤程度越 大时， 在该处的振型曲率奇异性就会越明显， 利用二维中心差分法对正则归一 化模态振型的计算数据和测试数据进行处理， 可分别获得相应的计算曲率振型 数据和测试曲率振型数据， 然后， 将计算得到的未损伤复合材料机翼上每点对 应的曲率振型值与测试得到的相同点的曲率振 型值做差， 通过获取绝对值的方 法， 便可得到损伤位置指数， 即实现了某个振动激励强度下复合材料机翼的 损 伤定位；

[0025] 步骤 11， 按照振动激励强度从小到大的原则， 不断增加激励强度， 在不同的振 动激励强度下， 待测有损伤的复合材料机翼会产生新的损伤和 裂纹， 此时重复 步骤 7 -步骤 10, 在不同的振动激励强度下， 对待测含不同的损伤和裂纹的复合材 料机翼再次进行动特性和损伤测试， 一方面帮助设计人员实现客观评价其动特 性下降的趋势， 另一方面， 利用风沙-热环境下获得的复合材料机翼的损� �定位 数据， 帮助设计人员客观、 量化地评估复合材料机翼在不同程度的风沙-� �环境 和振动激励条件下的损伤情况。

发明的有益效果

有益效果

[0026] 1、 本发明装置能够模拟不同程度的风环境、 热环境、 热风环境和风沙环境， 通过激光测振仪和超声波探伤仪双重检测准确 定位损伤位置， 报告准确性更高

[0027] 2、 本发明装置中的多点柔性夹具可以实现对复合 材料的不损伤夹持， 不会因 为夹持造成其在夹持位置产生损伤； 多点柔性夹具可以使得复合材料机翼跟随 回转工作台一起旋转到合适的激振方向， 确保振动激励的效果；

[0028] 3、 本发明装置激振机构可以在不同的振动激励强 度下， 让待测有损伤的复合 材料机翼会产生新的损伤和裂纹， 可以帮助设计人员实现客观评价其动特性下 降的趋势；

[0029] 通过机械臂和环境模拟机构实现了更高的检测 效率， 并且能在风沙-热环境下 实时检测， 实时反馈复合材料机翼在风沙-热环境下动特� �和损伤情况的变化过 程， 进而改进复合材料机翼的结构设计， 提高复合材料机翼的生产加工工艺。 对附图的简要说明

附图说明

[0030] 图 1为本发明装置整体结构前视图；

[0031] 图 2为本发明装置整体结构后视图；

[0032] 图 3为本发明装置环境模拟机构部分示意图；

[0033] 图 4为本发明装置激振机构部分示意图；

[0034] 图 5为本发明装置自动检测机构部分示意图；

[0035] 图 6为本发明装置回转工作台结构部分示意图； [0036] 图 7为本发明装置回转工作台中的蜗杆、 第一滚动轴承和轴承盖部分结构示意 图；

[0037] 图 8为本发明装置多点柔性夹具结构部分示意图� �

[0038] 图 9为本发明装置多点柔性夹具中的推板头、 推板和顶杆团结构示意图；

[0039] 图 10为本发明装置顶杆团部分结构示意图；

[0040] 图 11为本发明装置悬吊机构部分结构示意图；

[0041] 环境模拟机构， 2 -激振机构， 3 -回转工作台， 4 -多点柔性夹具， 5 -第一减速器

， 6 -第一电机， 7 -复合材料机翼， 8 -自动检测机构， 9 -悬吊机构， 10-框体， 11- 亚克力板， 12 -中间板， 13 -竖板， 14 -短横板， 15 -第二减速器， 16 -第二电机， 17 -螺旋输送机， 18 -倾斜式液压升降机， 19 -风机， 20 -加热管， 21 -滑轨， 22 -第三 电机， 23 -沙漏， 24 -收沙盘， 25 -倾斜沙槽， 26 -进沙口， 27 -振动台， 28 -振动台 腿， 29 -压缩弹簧， 30 -激振器， 31-机械臂底盘， 32 -滑块， 33 -机械臂， 34 -激光 测振仪， 35 -超声波探伤仪， 36 -底座， 37 -工作台， 38 -回转支承， 39 -双头螺栓， 40 -沉头螺栓， 41-蜗杆， 42 -第一滚动轴承， 43 -轴承盖， 44 -夹具底座， 45 -耳板 ， 46 -第二滑槽， 47 -第二滚动轴承， 47 -手轮， 48 -螺杆， 50 -移动箱， 51-固定箱 52针盘， 53 -顶杆团， 54推板， 55 -推板头， 56通孔， 57 -顶杆， 58 -横滑轨， 5 9 -竖滑轨， 60-滑轮。 发明实施例

本发明的实施方式

[0042] 下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详 细说明。

[0043] 如图 1和图 2所示， 风沙-热环境下无人机复材机翼动特性和损伤� �测装备， 包 括环境模拟机构 1， 所述环境模拟机构 1内腔中间板 12顶部左端设置有激振机构 2 ， 所述激振机构 2顶部设置有回转工作台 3 , 所述回转工作台 3—端通过螺栓固定 连接多点柔性夹具 4, 所述回转工作台 3另一端通过联轴器设置第一减速器 5 , 所 述第一减速器 5输入端通过联轴器设置有第一电机 6 所述第一电机 6固定安装在 激振机构 2顶部， 所述多点柔性夹具 4右端设置有复合材料机翼 7 , 所述环境模拟 机构 1中间板 12顶部设置有自动检测机构 8 且自动检测机构 8位于复合材料机翼 7后端， 所述环境模拟机构 1内腔顶板底部设置有悬吊机构 9。 [0044] 如图 3所示， 所述环境模拟机构 1包括框体 10， 所述框体 10前后左右四面设置有 亚克力板 11， 所述框体 10中部设置有中间板 12， 所述中间板 12与框体 10底板之 间设置有竖板 13 , 左端所述竖板 13与框体 10之间中部设置有短横板 14, 所述框 体 10底板顶部设置有第二减速器 15 , 所述第二减速器 15输入端通过联轴器设置 有第二电机 16 , 所述第二电机 16输出轴与框体 10底板顶部通过螺栓固定安装， 所述框体 10内腔设置有螺旋输送机 17 , 所述螺旋输送机 17贯穿中间板 12底端抵 在短横板 14顶部， 且螺旋输送机 17主轴底端通过联轴器第二电机 16输出端固定 安装， 所述螺旋输送机 17顶部贯穿框体 10顶板并固定安装在框体 10顶板顶部， 所述框体 10底板右端顶部设置有位于右端竖板 13右端的倾斜式液压升降机 18， 所述倾斜式液压升降机 18顶部贯穿中间板 12, 所述倾斜式液压升降机 18顶部设 置有风机 19 , 所述中间板 12顶部后端左右两侧设置有加热管 20, 两个所述加热 管 20之间中间板 12顶部两支撑板之间设置有滑轨 21， 所述滑轨 21—端通过联轴 器固定安装有第三电机 22, 所述螺旋输送机 17左端短横板 14顶部设置有沙漏 23 ， 且收沙盘 23右端焊接在螺旋输送机 17开口处， 所述螺旋输送机 17左端短横板 1 4顶部设置有收沙盘 24, 所述框体 10顶板顶部设置有倾斜沙槽 25 , 所述倾斜沙槽 25右端设置有进沙口 26。

[0045] 如图 4所示， 所述激振机构 2包括振动台 27， 所述振动台 27底端四角设置有振动 台腿 28 , 所述振动台腿 28外壁设置有压缩弹簧 29 , 所述振动台 27中部设置有激 振器 30, 且振动台腿 28通过螺栓与框体 10中间板 12顶部固定安装。

[0046] 如图 5所示， 所述自动检测机构 8包括机械臂底盘 31， 所述机械臂底盘 31底部设 置有与中间板 12顶部滑轨 21配合的滑块 32, 所述机械臂底盘 31顶部设置有机械 臂 33， 所述机械臂 33末端分别设置有激光测振仪 34和超声波探伤仪 35。

[0047] 如图 6和图 7所示， 所述回转工作台 3包括底座 36和工作台 37， 所述底座 36中心 处设置有工作台 37， 所述工作台 37中心处设置有回转支承 38， 所述回转支承 38 夕卜圈通过双头螺栓 39与工作台 37固定安装， 所述回转支承 38内圈通过沉头螺栓 4 0与底座 36固定安装， 所述底座 36中下部设置有贯穿工作台 37的蜗杆 41， 且蜗杆 41中部螺纹与回转支承 38外圈螺纹配合， 所述蜗杆 41两端设置有第一滚动轴承 4 2, 所述蜗杆 41两端设置有位于第一滚动轴承 42外侧的轴承盖 43 , 且蜗杆 41通过 轴承盖 43安装在底座 36上。

[0048] 如图 8和图 9所示， 所述多点柔性夹具 4包括夹具底座 44， 所述夹具底座 44左端 设置有耳板 45 , 所述耳板 45上下两端夹具底座 44上设置有第二滑槽 46 , 所述耳 板 45内侧设置有第二滚动轴承 47， 所述耳板 45外侧设置有手轮 48， 所述第二滚 动轴承 47内圈设置有螺杆 49 , 且螺杆 49左端与手轮 48末端焊接， 所述螺杆 49外 表面螺接有移动箱 50， 且移动箱 50后端通过滑块 32滑动安装在第二滑槽 46上， 所述第二滑槽 46右端设置有位于移动箱 50右端的固定箱 51， 多点柔性夹具 4在夹 持过程中通过推板 54上的推板头 55将顶杆团 53顶出一定的距离， 摇动手轮 47使 移动箱 50移向固定箱 51， 在此过程中移动箱 50和固定箱 51上的顶杆团 53均与复 合材料机翼 7表面接触， 使各个顶杆团 53上的顶杆 57随着复合材料机翼 7伸出不 同的长度， 此时顶杆团 53上顶杆 57的变化形成的曲面与复合材料机翼 7表面的曲 面相同， 进而实现复合材料机翼 7的柔性连接， 由于多点柔性夹具 4可实现与复 合材料机翼 7表面相同的表面， 在夹持过程中对复合材料机翼 7表面不产生磨损 和破害， 保证复合材料机翼 7的表面精度， 进而不影响损伤检测和动特性结果。

[0049] 所述移动箱 50和固定箱 51均包括针盘 52和顶杆团 53， 所述移动箱 50和固定向 51 箱体中部均设置有顶杆团 53 , 所述顶杆团 53—端设置有推板 54, 所述推板 54的 外侧设置有推板头 55 , 所述针盘 52贯穿顶杆团 53上的通孔 56且末端抵在移动箱 5 0和固定箱 51内壁的盲孔孔底。

[0050] 如图 10所示， 所述顶杆团 53由若干个顶杆 57组成， 所述顶杆 57截面设置为六边 形， 所述顶杆 57上均匀设置有通孔 56。

[0051] 如图 11所示， 所述悬吊机构 9包括横滑轨 58和竖滑轨 59， 两个所述横滑轨 58之 间通过滑轮 60安装有竖滑轨 59， 每根所述竖滑轨 59上滑动安装有两个滑轮 60。

[0052] 风沙-热环境下无人机复材机翼动特性和损伤� �测的方法， 采用风沙-热环境下 无人机复材机翼动特性和损伤检测装备， 包括以下步骤，

[0053] 步骤 1， 根据厂家提供的无损伤的待测复合材料机翼 7的结构尺寸参数， 利用有 限元方法建立其有限元模型， 并在不考虑损伤的情况下计算获得各阶模态振 型 ， 同时， 对各阶模态振型的计算数据的幅值进行正则归 一化处理， 化为无量纲 的表达式， 则正则归一化处理后模态振型的计算数据， 只具有相对意义， 其绝 对值没有意义， 这样便于与风沙 -热环境下测试获得的无损伤待测复合材料机� � 7 的正则归一化模态振型的测试数据进行比较；

[0054] 步骤 2， 正式开始试验， 复合材料机翼 7从外部运送到检测装备右端时， 打开右 端亚克力板 11， 将两根竖滑轨 59移动到检测装备右端， 将竖滑轨 59上的滑轮 60 移动到合适的位置， 分别用两个滑轮 60上的绳索竖直绑住复合材料机翼 7左右两 端， 并通过竖滑轨 59将复合材料机翼 7移动到多点柔性夹具 4附近；

[0055] 步骤 3， 将移动箱 50和固定箱 51上的针盘 52抽出， 通过推板 54上的推板头 55将 顶杆团 53顶出一定的距离， 将复合材料机翼 7靠近多点柔性夹具 4一端移动至移 动箱 50和固定箱 51中间， 然后摇动手轮 47 , 移动箱 50慢慢靠近固定箱 51， 当移 动箱 50上的顶杆团 53接触复合材料机翼 7表面时， 顶杆团 53此时被顶回移动箱 50 内部， 各个顶杆团 53上的顶杆 57随复合材料机翼 7伸出不同的长度， 从而随着复 合材料机翼 7表面形成一个曲面， 之后插上针盘 52将移动箱 50上的顶杆团 53固定 ， 接着移动移动箱 50和复合材料机翼 7往固定箱 51—侧运动， 当固定箱 51上的顶 杆团 53接触复合材料机翼 7表面时， 顶杆团 53此时被顶回固定箱 51内部， 各个顶 杆团 53上的顶杆 57随复合材料机翼 7伸出不同的长度， 从而随着复合材料机翼 7 表面形成一个曲面， 之后插上针盘 52将固定箱 51上的顶杆团 53固定， 接着在进 一步移动移动箱 50往固定箱 51—侧移动， 夹住复合材料机翼 7 , 完成装夹， 移动 竖滑轨 59运动至原始位置， 并将绳索缠起固定；

[0056] 步骤 4, 关闭检测装置右端亚克力板 11， 使加热管 20加热， 对待测复合材料机 翼 7进行加热， 模拟不同温度的热环境；

[0057] 步骤 5 , 启动倾斜式液压升降机 18将风机 19上升到环境模拟机构 1中间板 12上部 ， 开启风机 19和螺旋输送机 17， 以实现风沙环境的模拟， 通过倾斜式液压升降 机 18使风机 19转换不同的角度和复合材料机翼 7配合形成多方向的风沙环境的模 拟， 由于在风机 19的作用下， 沙子最终被吹到中间板 12左端的沙漏 23中进而流 进收沙盘 24， 从而实现沙子的循环使用；

[0058] 步骤 6 , 设定上述风沙-热环境的持续时长和强度， 并确保在规定的时间内实现 对待测复合材料机翼 7的热风沙模拟环境的准确提供， 使复合材料机翼 7产生不 同程度的损伤； 关闭风机 19、 加热管 20、 螺旋输送机 17、 激振机构 2和回转工作 台 3 , 等待待测复合材料机翼 7的温度降至室温， 并稳定 30分钟以上；

[0059] 步骤 7 , 调节自动检测机构 8 , 使超声波探伤仪 35在空间中的任意位置移动， 从 而调节超声波探伤仪 35到达合适的位置； 然后在无振动激励条件下， 利用自动 检测机构 8中的超声波探伤仪 35初步实现对待测有损伤的复合材料机翼 7的损伤 情况进行检查， 并将损伤数据传回至上位机进行存储和损伤定 位分析；

[0060] 步骤 8 , 调节自动检测机构 8 , 使激光测振仪 34在空间中的任意位置移动， 从而 调节激光测振仪 24到达合适的位置， 同时， 开启激振机构 2和回转工作台 3 , 使 得复合材料机翼 7跟随回转工作台 3—起旋转到合适的激振方向， 并在激振机构 2 的作用下产生振动， 从而在某个振动激励强度下实现对复合材料机 翼 7的振动激 励；

[0061] 步骤 9 , 在某个振动激励强度， 根据正弦扫频测试方法， 利用自动检测机构 8中 的激光测振仪 34在较大的频率范围内， 获得待测有损伤的复合材料机翼 7的振动 响应信号的频谱， 通过峰值辨识方法获得待测有损伤的复合材料 机翼 7的各阶固 有频率， 同时， 通过比较峰值的大小的方式， 来客观评价在某个振动激励强度 下有损伤的复合材料机翼 7的动特性好坏；

[0062] 步骤 10, 在某个振动激励强度， 按照固有频率从低到高的方法依次激发复合材 料机翼 7达到不同模态阶次对应的共振状态， 然后控制自动检测机构 8上的激光 测振仪 34进行扫描， 使其完成沿待测损伤复合材料机翼 7多行多列的扫描测试， 将扫描测试数据传回至上位机进行存储， 即可根据激光扫描模态振型测试法依 次获得有损伤的复合材料机翼 7的各阶模态振型数据， 进而对各阶模态振型数据 的幅值进行正则归一化处理， 便可获得正则归一化后的各阶模态振型的测试 数 据， 根据损伤定位原理可知， 损伤结构在某位置处的刚度改变越大， 即损伤程 度越大时， 在该处的振型曲率奇异性就会越明显， 利用二维中心差分法对正则 归一化模态振型的计算数据和测试数据进行处 理， 可分别获得相应的计算曲率 振型数据和测试曲率振型数据， 然后， 将计算得到的未损伤复合材料机翼 7上每 点对应的曲率振型值与测试得到的相同点的曲 率振型值做差， 通过获取绝对值 的方法， 便可得到损伤位置指数， 即实现了某个振动激励强度下复合材料机翼 7 的损伤定位； [0063] 步骤 11， 按照振动激励强度从小到大的原则， 不断增加激励强度， 在不同的振 动激励强度下， 待测有损伤的复合材料机翼 7会产生新的损伤和裂纹， 此时重复 步骤 7 -步骤 10, 在不同的振动激励强度下， 对待测含不同的损伤和裂纹的复合材 料机翼 7再次进行动特性和损伤测试， 一方面帮助设计人员实现客观评价其动特 性下降的趋势， 另一方面， 利用风沙-热环境下获得的复合材料机翼 7的损伤定位 数据， 帮助设计人员客观、 量化地评估复合材料机翼 7在不同程度的风沙-热环境 和振动激励条件下的损伤情况。