Guided wave-based damage monitoring using piezoelectric transducers on a composite wingbox portion

In engineering fields like aerospace, aeronautical, civil and transportation, factors like reliability, cost-saving and safety play a key role. An aspect that has a great influence on these, is the structural integrity of vehicles. In fact, the lack of structural integrity can be traduced into undesired maintenance and downtimes or, even worse, accidents with human life losses. To prevent this, companies typically adopt the Damage Tolerant approach as a design philosophy and structural integrity is usually assessed using non-destructive inspection (NDI) techniques: the structure has to be removed from the operative condition and NDI is performed every scheduled time interval. An approach like that has as main drawback the impossibility to precisely estimate the component state of health, when in operative conditions (i.e. between two consecutive scheduled maintenance periods). This can result in unnecessary vehicle downtimes and, even worse, unpredicted failures. Nowadays, Structural Health Monitoring (SHM) systems are spreading thanks to their beneficial influence in terms of reduction in maintenance downtimes and increase of vehicle reliability. SHM is the process of implementing a damage identification strategy using real-time data, acquired by dedicated sensor networks embedded or attached to the structure. Considering the aeronautical field, aircrafts are highly exposed to impacts, that becomes even more critical from a structural point of view because of the increasing usage of composite materials. Especially for Low-Velocity Impacts (LVI), Barely Visible Impact Damages (BVID) may be generated, remaining hidden in the structure. This could lead to an unexpected failure. From these, the need for a Damage Monitoring system: its integration into vehicle on-board systems could greatly increase the situation awareness giving indications about the actual vehicle health state condition, fundamental for an optimal management not only of the vehicle itself, but of the workshops and the fleet too. The aim of the thesis is the development of an Active Damage Monitoring system for aeronautical structures made of composite material. The system can be considered composed of algorithms that exploit sensor network information, to detect and localize a damage by an impact event. The work is divided into two parts. The first part is dedicated to the investigation and setting of the main system parameters, testing a CFRP flat specimen. First, the analytical/numerical solver for the calculation of the Lamb waves dispersion curves has been experimentally validated. Then, two damages have been generated by means of two ballistic High Velocity Impacts (HVI). Finally, the damage identification strategy has been proven for two methods: pitch-catch and Transfer Impedance and, for both, several Damage Indexes (DIs) have been proposed. The second part of the thesis is dedicated to tests executed on the full-scale component, meaning a CFRP portion of a horizontal stabilizer. First, the influence of loads and temperature on the DIs have been studied, to select the best DI for both the methods. A statistical analysis of the collected data has been done to choose the proper DI threshold level for damage detection. Finally, the Active Damage Monitoring system operation has been validated executing ballistic impacts and monitoring the damages produced on the full-scale component.

In settori dell'ingegneria come aerospaziale, aeronautico, civile e dei trasporti, fattori come l'affidabilità, il risparmio sui costi e la sicurezza giocano un ruolo chiave. Un aspetto che ha una grande influenza su questi è l'integrità strutturale dei veicoli. La non integrità strutturale può tradursi in indesiderate manutenzioni e tempi di fermo o, peggio ancora, incidenti con perdite di vite umane. Per evitare ciò, le aziende tipicamente adottano l'approccio Damage Tolerant come filosofia di progettazione, e l'integrità strutturale viene solitamente valutata utilizzando tecniche di ispezione non distruttiva (NDI): la struttura deve essere rimossa dalle condizioni operative e l'NDI viene eseguito ad intervalli di tempo predeterminati. Un approccio del genere ha come principale inconveniente l'impossibilità di stimare con precisione lo stato di salute dei componenti, quando si trovano in condizioni operative (ovvero tra due periodi di manutenzione programmata consecutivi). Ciò può comportare tempi di fermo del veicolo non necessari e, peggio ancora, guasti imprevisti. Oggigiorno, i sistemi di monitoraggio strutturale dello stato di salute (Structural Health Monitoring, SHM) si stanno diffondendo grazie alla loro benefica influenza in termini di riduzione dei tempi di fermo per manutenzione e aumento dell'affidabilità del veicolo. L’ SHM è il processo di implementazione di una strategia di identificazione dei danni utilizzando dati in tempo reale, acquisiti da reti di sensori dedicati incorporati o collegati alla struttura. Considerando il campo aeronautico, gli aerei sono altamente esposti agli impatti, che diventano ancora più critici dal punto di vista strutturale a causa del crescente utilizzo di materiali compositi. Soprattutto a seguito di impatti a bassa velocità (Low Velocity Impact, LVI), possono essere generati danni da impatto scarsamente visibili (Barely Visible Impact Damage, BVID), che rimangono nascosti nella struttura e potrebbero portare a un guasto imprevisto. Da ciò, la necessità di un sistema di monitoraggio dei danni: la sua integrazione nei sistemi di bordo del veicolo potrebbe aumentare notevolmente la consapevolezza della situazione dando indicazioni sullo stato di salute del veicolo, fondamentale per una gestione ottimale non solo del veicolo stesso, ma delle officine e anche della flotta. L’obiettivo della tesi è lo sviluppo di un sistema di monitoraggio attivo del danneggiamento per strutture aeronautiche in materiale composito. Il sistema può essere considerato composto da algoritmi che sfruttano le informazioni della rete di sensori, per rilevare e localizzare un danno da un evento di impatto. Il lavoro è diviso in due parti. La prima parte è dedicata all'indagine e impostazione dei principali parametri del sistema, testando un provino piano in materiali plastici rinforzati in fibra di carbonio (Carbon Fiber Reinforced Polymers, CFRP). In primo luogo, è stato validato sperimentalmente il solutore analitico / numerico per il calcolo delle curve di dispersione delle onde di Lamb. Quindi, due danni sono stati generati per mezzo di due impatti balistici ad alta velocità (High Velocity Impact, HVI). Infine, la strategia di identificazione del danno è stata verificata per due metodi: pitch-catch e Transfer Impedance e, per entrambi, diversi indici di danno sono stati proposti. La seconda parte della tesi è dedicata alle prove eseguite sul componente a grandezza naturale, cioè una porzione di uno stabilizzatore orizzontale in CFRP. In primo luogo, è stata studiata l'influenza dei carichi e della temperatura sui DI, per selezionare il DI migliore per entrambi gli approcci. È stata eseguita un'analisi statistica dei dati raccolti per scegliere il livello di soglia DI appropriato per il rilevamento dei danni. Infine, è stato validato il funzionamento del sistema di Monitoraggio Attivo dei Danni eseguendo impatti balistici e monitorando i danni prodotti sul componente a grandezza naturale.