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    重庆时时彩多久开一次: 复合结构损伤的检测和评估.pdf

    摘要
    申请专利号:

    重庆时时彩单双窍门 www.4mum.com.cn CN201410833818.1

    申请日:

    2014.12.26

    公开号:

    CN104748991A

    公开日:

    2015.07.01

    当前法律状态:

    实审

    有效性:

    审中

    法律详情: 实质审查的生效IPC(主分类):G01M 99/00申请日:20141226|||公开
    IPC分类号: G01M99/00(2011.01)I; G01N33/00 主分类号: G01M99/00
    申请人: 波音公司
    发明人: L·C·昌; J·M·福提耶; R·J·斯特克曼; R·M·科尔曼
    地址: 美国伊利诺伊州
    优先权: 61/920,808 2013.12.26 US; 14/171,943 2014.02.04 US
    专利代理机构: 北京纪凯知识产权代理有限公司11245 代理人: 赵蓉民
    PDF完整版下载: PDF下载
    法律状态
    申请(专利)号:

    CN201410833818.1

    授权公告号:

    |||

    法律状态公告日:

    2017.01.04|||2015.07.01

    法律状态类型:

    实质审查的生效|||公开

    摘要

    本发明涉及复合结构损伤的检测和评估。一种用于监测由复合材料构成的已修复飞行器部件的结构完整性的方法,其包括:(a)将修复复合材料的多个板层放置在部件上的修复部位上,其中传感器被设置在两个板层之间;(b)固化修复复合材料的板层,使得传感器嵌入其中的修复复合材料粘合到修复部位;(c)在飞行器的飞行之前从传感器获取第一传感器数据;(d)在飞行期间或之后从传感器获取第二传感器数据;(e)比较第一传感器数据和第二传感器数据;(f)识别第一和第二传感器数据之间的差别,其指示了结构改变;以及(g)确定所识别的差别是否指示结构改变超出了指定阈值。步骤(c)到(g)由计算机系统执行。

    权利要求书

    权利要求书
    1.  一种系统,其包括:
    母结构(34),其由复合材料构成并且具有修复部位;
    修复补片(32),其由复合材料构成,所述修复补片(32)在所述修复部位处被粘合到所述母结构(34);以及
    传感器(10),其被嵌入在所述修复补片(32)中。

    2.  根据权利要求1所述的系统,其进一步包括非易失性存储器(2),所述非易失性存储器(2)嵌入在所述修复补片(32)中并且电连接到所述传感器(10)。

    3.  根据权利要求1所述的系统,其进一步包括接口(4)单元,所述接口单元嵌入在所述修复补片(32)中并且电连接到所述传感器(10)。

    4.  根据权利要求3所述的系统,其中所述接口(4)单元包括收发器(8)。

    5.  根据权利要求1所述的系统,其进一步包括电源(6),所述电源由所述母结构(34)支撑并且经连接以向所述传感器(10)提供电力。

    6.  一种用于监测对由复合材料构成的层压结构进行的修复的结构完整性的方法,其包括:
    (a)将传感器(10)放置在修复补片(32)的复合材料层之间,所述传感器(10)能够输出表示在所述复合材料已经被固化之后周围的复合材料的当前结构特性的数据;
    (b)当所述修复补片(32)与由复合材料构成的母结构(34)的修复部位接触时固化所述复合材料,以产生具有嵌入的传感器(10)的已修复母结构;
    (c)在固化步骤之后,获取并且记录来自所述嵌入的传感器的基线 数据,所述基线数据表示所述已修复母结构的结构特性;
    (d)在所述基线数据已经被获取并且记录之后,使所述已修复母结构经受负荷;
    (e)在步骤(d)之后的某个时间或者在步骤(d)期间,获取并且记录来自所述嵌入的传感器的负荷后数据,所述负荷后数据表示所述已修复母结构的结构特性;
    (f)以识别相应的基线和负荷后数据之间的差别的方式处理所述基线数据和负荷后数据,所述差别指示所述已修复母结构中的结构改变;以及
    (g)确定所识别的差别是否指示所述已修复母结构的结构完整性改变超出了指定阈值,
    其中步骤(e)到(g)由计算机系统执行。

    7.  根据权利要求6所述的方法,其中步骤(f)包括基于所述基线传感器数据生成基线签章,基于所述负荷后传感器数据生成负荷后签章,以及比较所述基线签章和所述负荷后签章。

    8.  根据权利要求6所述的方法,其进一步包括:
    基于步骤(e)到(g)的结果评价当前修复分派状态;以及
    指明考虑了所述当前修复分派状态的已更新维护计划表。

    9.  根据权利要求6所述的方法,其中针对多个修复中的每个修复执行步骤(a)到(g),并且来自相应传感器的输出包括针对相应修复的相应负荷后数据和针对相应传感器的相应传感器识别数据。

    10.  根据权利要求6所述的方法,其中所述已修复母结构是飞行器的一部分并且在所述飞行器的飞行期间经受负荷。

    11.  根据权利要求10所述的方法,其进一步包括将来自所述传感器的所述负荷后数据传递到所述飞行器上的计算机系统,其中当所述飞行 器在空中时执行步骤(e)到(g)。

    12.  根据权利要求10所述的方法,其进一步包括响应于在步骤(g)中确定所识别的差别指示所述已修复飞行器部件的结构完整性改变超出了指定阈值,发出警报信号。

    13.  根据权利要求10所述的方法,其进一步包括在步骤(d)到(f)之前处理在飞行期间或之后所获取的所述传感器数据,以补偿由于在步骤(c)中获取所述传感器数据时的时间处或者其附近的本地条件的不同而导致的影响。

    说明书

    说明书复合结构损伤的检测和评估
    技术领域
    本公开总体涉及用于检测和评估复合结构损伤的系统和方法。该过程和方法兼容并且不限于使用防雷系统的复合结构。
    背景技术
    现代飞行器用更多百分比的复合材料来设计和建造。在一些飞行器中,多于50%的结构部件是用复合材料制造的。复合材料是坚韧轻质的材料。主要类型的复合材料(例如,玻璃纤维、碳纤维、芳族聚酰胺纤维或硼纤维)与偶联剂(例如,树脂)结合,以生成具有改进的或优越的结构特性的产品,这种结构特性在原始材料中是不存在的。与铝相比,复合材料更轻并且具有更好的机械和疲劳特性。然而,它们也有较差的导电性,并且提供较差的电磁屏蔽。导电率降低使电流耗散减小,这可能在电磁效应(例如,雷击)发生时导致损伤。
    更具体地说,当雷电击中飞行器时,飞行器蒙皮上的导电路径允许电流沿着蒙皮行进,并且在飞行器上的某个其他位置处离开。如果没有适当的导电路径,会产生电弧和过热点(hot spot),从而可能地影响蒙皮。同样,复合材料的较低的电气屏蔽能力增加了对飞行器内的布线和系统的雷电威胁。
    一种用于?;し尚衅魃系母春厦善け苊饫谆魉鹕说南钟谢剖?,包含传导雷电的蒙皮防护系统。这种系统可以存在于飞行器复合蒙皮内或者之上。被用于提供飞行器上的导电路径的一种类型的系统是交织线布料(IWWF)。对于这种类型的系统,导线(例如,磷青铜导线)被嵌入在最接近风吹表面的复合材料的顶层中。其他类型的系统可以包括使用薄铜箔片。对于机身中的交织线布料系统,导线通常具有约0.003到约0.004英寸的厚度范围。这些类型的导线被彼此间隔开。在90度网状模式中,典型的间距为约0.010英寸。
    高强度的放电,例如对包含IWWF的复合材料的雷击,可能导致 复合材料内的IWWF的非顺应(non-compliant)特性,这进而导致了一部分复合材料是非顺应的。某些部分的非顺应复合材料可能不能通过观察识别。非顺应的IWWF必须被替换,以便为飞行器提供电磁事件(EME)?;?,包括移除具有IWWF损失的区域并且用顺应的IWWF替换被移除的区域。
    此外,测试已经表明,某些雷电防护结构容易经历基板微裂纹并且最终产生裂纹。由于反复且极端的温度、湿度以及压力波动,导致容易形成微裂纹。由于多个因素,包括因热膨胀系数不同以及复合系统中各部件之间的非最优界面粘接导致的内部应力,导致发生微裂纹。
    增强纤维复合蒙皮面板可能要求局部修复,以去除已经缺乏抵抗力的一部分面板。局部修复包括去除缺乏抵抗力的部分面板,准备将要修复的区域,用倾斜的或阶梯的方式大致砂磨周围的复合材料和边缘部分,制作、粘合以及固化复合材料补片,所述复合材料补片采用充分重叠/交叠(overlap)的复合材料和交织线布料,以确保来自粘合的修复段上的雷击的能量转移到周围的蒙皮面板中。
    当前,不同的方法被用于检查由复合材料构成的已修复的结构。例如,美国专利7,898,246公开了一种非破坏性检查包括交织线布料的已修复复合结构的方法。现有的过程被用于证实结构性修复,但是不可以证实交织线布料导电性。特别地,它们既检测不到需要维护或修复交织线布料损伤,也不能隔离或评估与EME/HIRF相关的问题的潜在风险。
    本申请主张于2013年12月26日提交的美国临时申请61/920,808的利益。
    在现有的用于检查和/或监测复合结构的健康状况的系统和方法的基础上的任何改进将是有益的,尤其是如果这种改进可以被应用到原始的和已修复的复合结构两者。
    发明内容
    本文公开的主题涉及被设计为提供预测信息并且定位和识别、评估严重性,以及验证复合结构的维护和修复的系统、过程以及软件算法。本文公开的系统提供用于维护和修复人员的日常信息并且在结构 性或嵌入式系统损伤(例如,制造过程不纯、修复失败或者复合材料已经过度形变、切割、烧伤、脱层等)的情况下,使损伤评估能够支持分派(dispatch)。
    本文公开的一些过程提供集成的测量和测试技术,以便维护由交织线布料组成的复合结构在整个飞机寿命周期内的健康状况,并且检测会潜在地导致EME/HIRF(高强度辐射场)相关问题的损伤等级的发生。特别地,本文公开的系统能够识别在现有的复合结构和为了?;つ诓肯低趁庥贓ME/HIRE相关的系统损伤进行修改而导致的新引入的复合结构中的导电率的可能波动和/或脱层。系统所要求的信息能够被用于评估例如由于冲击波或雷击而导致的动态冲击的严重性。
    根据本文公开的说明性实施例,提供了一种监测复合结构中针对已经被修复的区域的结构完整性的系统和方法。当复合结构被修复时,由于雷击问题,还存在电气方面的考虑,这些考虑通过在补片准备期间确保交织线布料的重叠来满足。下文公开的说明性实施例采用嵌入的传感器、射频识别(RFID)以及数据提取。特别地,本文所公开的一些系统能够对复合修复区域中包含的雷击缓冲器件进行寿命周期监测。
    本文公开的复合修复系统包括被嵌入在复合修复补片的板层之间的传感器(传感器类型可以包括压力传感器、应变传感器(例如,应变计)、导电率传感器、光纤传感器、声音传感器以及电容传感器)。飞行器上的每个修复补片可以被提供有一个或多个传感器。在某些情况下,多个离散的传感器被设置在修复补片中的选定位置。在其他情况下,传感器可以被具体设计为具有与修复补片的形状一致的形状。
    在复合修复已经被固化之后,监测嵌入在修复部位的一个或多个传感器的输出。接着处理传感器输出信号,以识别所获取的指示可能存在修复部位的结构损伤的数据组。根据一些实施例,在修复已经被完成之后并且在已修复母结构(例如,飞行器)被返回服役之前由传感器输出的测量值被认为是基线。
    在已修复母结构被返回服役之后,可以通过获取并且处理由嵌入在修复补片中的一个或多个传感器输出的数据来连续地或者周期性地监测修复部位的完整性。在寿命周期监测期间,每个传感器的输出与 相应的基线值进行比较。当在服役期间的环境条件是一个因素(例如,温度)时,必须以去除可归于在确定基线值期间是不存在的环境因素的影响的方式处理传感器输出。当监测的传感器输出偏离基线传感器输出达到预定义的阈值时(对于每种修复情形,阈值是不同的),补片将被修复或替换。响应于检测到监测的传感器输出已经偏离基线传感器输出多于指定阈值的情形,监测系统具有发出警报或警告信号的能力,所述警报或警告信号使得在驾驶舱内产生可视或可听的警报或警告,或者将数据存储在存储器内。
    本文公开的主题的一个方面是一种监测由复合材料构成的层压结构的结构完整性的方法。该方法包括:(a)将传感器放置在没有完全固化的复合材料的板层之间,传感器能够输出表示在复合材料已经被固化之后周围的复合材料的当前结构特性的数据;(b)当传感器就位时固化复合材料板层以产生具有嵌入的传感器的复合材料;(c)在固化步骤之后,获取并且记录来自嵌入的传感器的基线数据,其表示周围的复合材料的结构特性;(d)在基线数据已经被获取并且记录之后,使层压结构经受负荷;(e)在步骤(d)之后的某个时间或在步骤(d)期间获取并且记录来自嵌入的传感器的负荷后数据,负荷后的数据表示周围的复合材料的结构特性;(f)以识别相应基线和负荷后数据之间的差别的方式处理基线数据和负荷后数据,所述差别指示周围的复合材料的结构改变;以及(g)确定所识别的差别是否指示周围的复合材料的结构改变超出了指定阈值。步骤(e)到(g)由计算机系统执行。在一些实施例中,步骤(f)包括基于基线传感器数据生成基线签章,基于负荷后传感器数据生成负荷后签章,并且比较基线签章和负荷后签章。
    前述方法可以进一步包括:响应于在步骤(g)中确定所识别的差别指示周围的复合材料的结构改变超出了指定阈值,发出警报信号;和/或处理负荷后数据,以补偿由于在执行步骤(c)或(e)时的时间或者其附近的本地条件的不同而导致的影响。
    在层压结构包括具有修复部位和被粘合到修复部位的修复补片的母结构的情况下,该方法可以进一步包括:基于步骤(e)到(g)的结果评价修复的当前修复分派状态;并且指明考虑了当前修复分派状 态的已更新的维护计划表。
    根据前述方法的又一方面,针对多个修改的每一个修改执行步骤(a)到(g),并且来自相应传感器的输出包括针对相应修复的相应负荷后数据和针对相应传感器的相应传感器识别数据。当层压结构是飞行器的一部分时,层压结构将在飞行器的飞行期间在步骤(d)中经受负荷。在后一情况中,该方法可以进一步包括将来自传感器的负荷后数据传递到飞行器上的计算机系统,其中当飞行器在空中时执行步骤(e)到(g);和/或在飞行器已经降落之后将来自传感器的负荷后数据传递到地面上的计算机系统,其中在地面上执行步骤(e)到(g)。
    本文公开的主题的另一方面是系统,其包括:由复合材料构成并且具有修复部位的母结构;由复合材料构成的修复补片,修复补片在修复部位处被粘合到母结构;以及嵌入在修复补片中的传感器。该系统可以进一步包括嵌入在修复补片内并电连接到传感器的非易失性存储器和接口单元。该系统可以进一步包括接口单元内的收发器。该系统可以进一步包括由母结构支撑并且经连接以提供电力给传感器的电源。
    另一方面是一种监测由复合材料构成的层压结构的结构完整性的方法,其包括:(a)将传感器放置在修复补片的复合材料的层之间,传感器能够输出表示在复合材料已经被固化之后周围的复合材料的当前结构特性的数据;(b)当修复补片接触由复合材料构成的母结构的修复部位处时固化复合材料,以产生具有嵌入的传感器的已修复母结构;(c)在固化步骤之后,获取并且记录来自嵌入的传感器的基线数据,其表示已修复母结构的结构特性;(d)在基线数据已经被获取并且记录之后,使已修复母结构经受负荷;(e)在步骤(d)之后的某个时间或者在步骤(d)期间获取并且记录来自嵌入的传感器的负荷后数据,该负荷后数据表示周围的复合材料的结构特性;(f)以识别相应基线和负荷后数据之间的差别的方式处理基线数据和负荷后数据,所述差别指示周围的复合材料的结构改变;以及(g)确定所识别的差别是否指示周围的复合材料的结构改变超出了指定阈值。步骤(e)到(g)由计算机系统执行。
    在该方法中,步骤(f)可以包括基于所述基线传感器数据生成基 线签章,基于所述负荷后传感器数据生成负荷后签章,以及比较所述基线签章和负荷后签章。该方法可以进一步包括基于步骤(e)到(g)的结果评价当前修复分派状态,并且指明考虑了当前修复分派状态的已更新的维护计划表。有利的是,该方法可以包括针对多个修复中的每个修复执行步骤(a)到(g),并且来自相应传感器的输出包括针对相应修复的相应负荷后数据和针对相应传感器的相应传感器识别数据。有利的是,层压结构是飞行器的一部分并且在飞行器的飞行期间经受负荷。该方法优选地进一步包括将来自传感器的负荷后数据传递到飞行器上的计算机系统,其中当飞行器在空中时执行步骤(e)到(g)。
    又一方面是一种监测飞行器的已修复部件的结构完整性的方法,其包括:(a)将修复复合材料的多个板层放置在部件上的修复部位上,在两个板层之间设置传感器;(b)固化修复复合材料的板层,使得修复复合材料(传感器嵌入在其中)被粘合到修复部位;(c)在飞行器的飞行之前以及期间或者之后获取来自传感器的传感器数据;(d)基于在飞行之前所获取的传感器数据生成第一签章;(e)基于在飞行期间或之后所获取的传感器数据生成第二签章;(f)比较第一和第二签章;(g)识别第一和第二签章之间的差别,所述差别指示已修复飞行器部件的结构改变;以及(h)确定所识别的差别是否指示已修复飞行器部件的结构改变超出了指定阈值。步骤(d)到(h)由计算机系统执行。
    有利的是,该方法进一步包括响应于在步骤(f)中确定所识别的差别指示已修复飞行器部件的结构改变超出了指定阈值,发出警报信号。有利的是,该方法进一步包括在步骤(d)到(f)之前,处理在飞行期间或之后所获取的传感器数据,以补偿由于在步骤(c)中获取传感器数据时的时间或者其附近的本地条件的差别而导致的影响。
    在另一方面,提供一种方法,其包括:将补片应用到复合结构的一部分,该补片包含复合材料板层和它们之间的至少一个传感器;从传感器获取表示补片和复合结构的靠近补片的部分的结构特性的基线数据;从传感器周期性地获取数据;以及分析周期性获取的数据和基线数据,以确定补片和靠近补片的复合结构的完整性。
    下面详细公开并且主张使用嵌入的传感器来监测复合零件的结构完整性的系统的其他方面。
    附图说明
    图1是示出包含交织线布料的飞行器蒙皮的横截面的图示。
    图2A-2C是示出由于飞行器上雷击而导致的复合材料损伤的各个类型的图示。这些图示表示包含增强纤维布料的层压板层(a lamination of plies)的复合材料的横截面视图,其中板层与板层间纤维取向不同。所描绘的损伤类型如下:图2A——由于低能量冲击而导致的损伤;图2B——由于中等能量冲击而导致的损伤;以及图2C——由于高能量冲击而导致的损伤。
    图3是表示复合母结构上的损伤部位的分解视图的图示,所述复合母结构通过使用包含多个(在该简化示例中,为4个)复合材料板层的补片来修复,最外板层为IWWF。
    图4是根据无线实施例表示监测复合修复的结构健康状况的系统的一些部件的方框图。传感器能够被嵌入到应用于修复部位的修复补片中。
    图5是根据一个实施例示出被叠加在复合母结构的修复部位上的多个理想传感器的图示。传感器将被嵌入其中的修复补片没有被显示在图5中。
    图6是表示适合用于图5所描绘的系统中的传感器芯片的一些部件的方框图。
    图7是识别用于获取与复合结构上的修复部位的初始结构完整性有关的信息的过程的步骤的流程图。
    图8是识别用于监测复合结构上的修复部位的结构完整性的过程的步骤的流程图;
    图9是表示用于测量流过被夹在复合材料板层之间的压力传感器的电流的系统的部件的分解视图的图示。
    图10是根据另一实施例示出被叠加在复合母结构的修复部位上的环形压力传感器的图示。传感器将被嵌入其中的修复补片没有被显示在图10中。
    图11是示出在修复补片已经被应用后图10中的修复部位的图示。图11中的虚线椭圆指示被嵌入在修复补片内的并且因此被从视图中隐 藏的环形压力传感器的位置。
    图12是飞行器生产和维修方法的流程图。
    图13是示出飞行器的系统的方框图。
    在下文将参考附图,在其中不同附图中的相似元件拥有相同的参考编号。
    具体实施方式
    现在将描述监测飞行器上的已修复复合材料的结构健康状况的系统和方法的不同实施例。但是,应当理解,本文所公开的主题不限于应用于已修复的复合材料,而且也能够被应用于原始的复合材料,这意味着在复合结构的制造期间,传感器(传感器类型可以包含压力传感器、应变传感器(例如,应变计)、导电率传感器、光纤传感器、声音传感器以及电容传感器)能够被嵌入到在期望监测结构健康状况的战略位置处的复合材料的板层之间。而且,本公开的内容不限于将它们应用于飞行器上的复合材料。相反,本文内容可以应用于由意在符合结构完整性规范的复合材料构成的任何结构。
    图1是示出包含交织线布料导线的飞行器蒙皮的横截面的图示。在该示例中,所描绘的结构包含基板22、交织线布料(IWWF)层24、二道底漆层26以及油漆层28。在基板22上的各层形成了交织线布料部件。取决于实施方式,交织线布料部件可以仅包含IWWF层24、二道底漆层26以及油漆层28。在替换例中,交织线布料部件可以包含除了在该示例中示出的层之外的其他层,或者替换该示例中示出的层的其他层。
    出于说明的目的,将假设基板22是用作机身蒙皮的复合结构。这种复合结构可以包括由增强纤维塑料构成的层压板。如在图1中见到的,交织线布料层24包含导线30,导线30为电磁效应(例如,雷击)提供导电路径。二道底漆层26为油漆层28的应用提供涂层或表面。二道底漆层26和油漆层28形成电介质部件。电介质部件可以包含其他的材料或层,例如密封材料、非导电性底漆、或者这些材料与二道底漆层26和油漆层28一起的某些其他组合。因为厚度影响来自雷击的电能的耗散,所以电介质层的厚度高于导线30是重要的。随着电介 质厚度增加,当遇到雷击时可能发生较大的损伤。这种类型损伤是比安全问题更大的不利问题。
    由雷击造成的复合材料损伤能够使用数个已知方法中的任何一个来修复。许多这些已知的修复技术涉及清洗损伤部位,之后安装由复合材料构成的修复补片。例如,美国专利申请2012/0080135公开了一种原位修复技术,其包括以下步骤:(1)使用细研磨料从缺陷区域去除油漆和底漆;(2)修整(即,砂磨)缺陷周围的区域到足够的深度,以清除缺陷材料并且为修复板层准备表面;(3)确定复合修复板层的尺寸、形状以及取向,制造板层模板以及装备板层(最大的修复板层应当重叠超过修整外围至少0.25英寸);(4)将胶粘板层应用到修复区域;(5)压实胶粘剂;(6)将一叠修复板层放置在已压实的胶粘剂层上,相对于纤维方向和位置公差正确地定位并且定向板层(即,根据设计规范);(7)在1atm的压力下压实板层;(8)在不施加压力到该叠修复板层的情况下,使修复部位经受220°F的热炼温度,持续30分钟的驻留时间;(9)维持热炼温度持续另一30分钟,同时向该叠修复板层施加真空压力;(9)对于具有35个或更少板层的补片,将修复部位从热炼温度加热到350°F的最终固化温度,同时维持该叠修复板层上的真空压力,然后保持在该温度和压力持续150-180分钟,以实现完全固化;(10)使修复部位冷却;以及(11)根据必要执行表面整理(finishing)。
    上述方法适合用于修复以下情况的受损复合材料,在其中没有形成孔并且在损伤部位处的剩余材料能够被用作心轴以便支撑修复补片。在复合材料被完全去除而在损伤部位处形成孔的情况下,将使用不同的修复方法,其涉及将额外的工具放置在母结构的相对侧/另一侧上。
    当修复包含IWWF层24的复合材料(见图1)时,修复补片也将包含IWWF层。优选地,修复补片被配置为使得修复补片的IWWF层的导线重叠母结构的IWWF层的导线。非破坏性检查技术能够被用于确定包含交织线布料的复合面板上的粘合修复是否在补片材料和母结构之间具有足够的重叠。重叠宽度应当是足以允许粘合修复段上的来自雷击的能量转移到母材料中。重叠宽度是补片材料的边缘在未损伤 的母材料上延伸的宽度。该宽度(通常大约一英寸)在补片区域所有周围优选是相对恒定的。
    在飞行器已经被修复并且被返回服役之后,优选的是,至少周期性地监测该修复的结构完整性。对飞机的雷击可能在对飞行机组人员毫无预兆的情况下发生。当飞机被雷电击中并且该雷击对飞行员是明显的时,飞行员必须确定飞行将继续到达其目的地还是偏离到达替换的机场以便进行检查和可能的修复。通过理解雷电及其对飞机的附着的机制,技术人员可以发现并且识别出雷击损伤。技术人员必须意识到,雷击可能不被记录在飞行日志中,因为飞行员可能不知道在飞机上发生过雷击。对雷击具有基本的理解将帮助技术人员执行有效的维护。因此,期望的是,至少周期性地并且优选持续地对飞行器监测或者检查由雷击引起的复合部件的损伤。
    图2A-2C是示出由于飞行器上的雷击而导致的复合材料损伤的各个类型的图示。这些图示表示包括增强纤维聚合物的层压板层的复合材料的横截面视图,在其中板层与板层间纤维取向(例如,0°,±45°,±90°)不同。图2A以基体裂缝的形式描绘了由于低能量冲击而导致的损伤。图2B以局部纤维/基体压碎和脱层的形式描绘了由于中等能量冲击而导致的损伤。图2C以穿透的小损伤区域、脱层以及松散纤维末端的形式描绘了由于高能量冲击而导致的损伤。
    图3是表示复合母结构34上的损伤部位32的分解图的图示,所述复合母结构34通过使用由复合材料(如,被嵌入在环氧树脂中的碳纤维或者硼纤维)的三个修复板层36a-36c和最外板层IWWF 38组成的补片来修复。在已知的过程中,复合修复板层36a-36c通过以下步骤来制造:确定复合修复板层36a-36c的尺寸、形状以及取向;制造板层模板;将复合材料铺放在板层模板上;然后固化复合材料。示出只有三个板层的修复补片仅仅是为了说明包括多个板层的修复补片的概念。在复合修复补片中的板层的数量可以远大于3,例如,典型的修复补片可以包括10到70个板层。
    根据本文所考虑的用于监测已修复复合零件的结构健康状况的系统,一个或多个传感器被嵌入在修复补片的板层之间。传感器应当具有以下特性:(1)当被整合/集成到修复补片内时,传感器应当与复合 修复材料兼容(即,无脱层、负荷转移、化学损伤或电气不兼容);(2)传感器应当与修复过程兼容(即,能够经得起在已安装修复补片的最终固化期间所施加的压力和温度);以及(3)传感器应当具有足够的灵敏度以便测量飞行器运行环境的范围内的预期参数(例如,压力、应力、应变、导电率或“粘合优度”)。此外,传感器被设计成支持本地数据存储、以及无线和/或有线数据获取。
    许多现代飞行器装备有中央维护计算机功能(CMCF)。CMCF包含安装在飞行器上的所有主航电设备、电气系统以及机械系统。CMCF收集、存储并且显示由维护功能和已安装系统(例如,成员系统启动的测试)生成的维护信息。CMCF具有操作人员界面显示器和输入装置(例如,多目的控制显示单元(MCDU))。
    现有技术为航空公司的机械师提供了电子维护终端显示器,其通过多功能控制显示单元(MCDU)仿真来显示实时CMCF数据屏。典型的维护终端是笔记本个人电脑,其包括光标控制装置、键盘、内部硬件驱动器、软盘驱动器、CD-ROM驱动器、用于亮度和对比度控制的接口以及图形输出打印机总线。使用这种维护终端,授权人员能够进入监控飞行器的健康状态的维护应用程序。
    图4根据无线实施例识别用于监测复合修复的结构健康状况的系统的一些部件。传感器10被嵌入在复合修复补片中。该传感器是将参数的值转换成电气输出信号的类型,所测量的参数要进行选择,因为它的值根据修复部位所带来的修复后损伤度、或者该修复的优度或状态而变化。
    在图4描绘的实施例中,嵌入的传感器10从被安装在修复部位处或附近的电源6接收电力。在对传感器10的输出进行适当信号调整之后(图4中未显示),将调整后的传感器输出信号通过具有天线12的收发器8无线地发送到具有天线16的独立式手持设备14或者具有天线20的航电系统18。收发器8也从电源6接收电力,且可以被安装在修复部位处或附近。
    独立式手持(即,便携式)设备14(例如,笔记本或手写板)可以包含通常在维护终端内所包含的功能以及本文所公开的损伤检测严重性评估(DDSA)功能。当已修复的飞行器在地面上时,维护技术人 员使用手持设备14记录当前的传感器数据。当前的传感器将与基线传感器数据进行比较,以提供早期检测报告状态。手持设备14可以包括处理器,该处理器被编程为将已修复飞行器在飞行后的某一时间获取的当前传感器数据与在该飞行器的那次飞行之前的某一时间获取的基线传感器数据进行比较,并且接着确定各组传感器数据之间的差别是否指示在中间时期已经发生了大于指定阈值的结构改变。在替换例中,手持设备14能够将所获取的当前传感器数据下载到CMCF或者具有以相似方式进行处理的DDSA功能的其他机外维护计算系统。手持设备14可以进一步包括显示屏,用于在处理器确定传感器数据指示结构改变大于指定阈值时显示可视警报。
    航电系统18可以是机载CMCF的包含本文公开的损伤检测严重性评估功能的部件。具体地,航电系统18可以包含以下软件???,该软件??樵诜尚衅髟诳罩惺彼媸奔浼嗖飧春闲薷吹慕峁雇暾?,并且提供对每个修复部位内的脱层和/或修复完整性的早期检测。更具体地说,航电系统18可以包括处理器,该处理器被编程为将已修复飞行器在飞行后的某个时间获取的当前传感器数据与在该飞行器的那次飞行之前的某个时间获取的基线传感器数据进行比较,并且接着确定各组传感器数据之间的差别是否指示在中间期间已经发生了大于指定阈值的结构改变。在替换实施例中,航电系统18可以将所获取的当前传感器数据下载到机载CMCF,以便以相似的方式处理。航电系统18可以进一步包括驾驶舱显示屏,用于当DDSA功能确定传感器数据指示结构改变大于指定阈值时显示感测警报或维护信息。此外或在替换例中,航电系统可以包括报警器,当处理器确定传感器数据指示结构改变大于指定阈值时,该报警器发出听觉警报。
    基于损伤和修复类型分析并且根据传感器的类型、修复尺寸以及关键程度,传感器可以被整合到战略位置处的修复中。传感器可以是有线的(例如,以太网,USB,CANBus)或无线的(例如,RFID,能量收集,WiFi),并且具有本地非易失性存储器(NVM)以管理测量历史和状态。离散传感器、环形和网格形式的传感器以及离散传感器阵列都是合理的传感器配置。传感器必须由整合到修复内而不留下空隙或引起脱粘(例如,可能是该修复的裁剪且校准的部分)的材料构成。 传感器类型可以包括压力传感器、应变传感器(例如,应变计)、导电率传感器、光纤传感器、声音传感器以及电容传感器。一些传感器可以操作在电流模式,而其他传感器可以是电压的,或者甚至是声音的或光的(例如,嵌入式光纤可以与修复非常兼容并且对预期压力/应变/“粘合优度”非常敏感)。每种传感器类型具有它自己类型的信号调整、电力以及数据获取要求。
    传感器必须在被整合(例如,被嵌入)到修复内时与复合修复材料兼容(例如,无脱层、允许负荷转移、电气兼容、无化学损伤)并且与修复过程兼容(如,在固化复合修复材料期间无压力和温度问题),同时具有充分的灵敏度以便测量在飞机运行环境的范围内的预期的压力/应力/“粘合优度”。
    此外,信号调整、电力供应以及数据获取功能可以在不同的位置主持(host)。例如,用于信号调整、电力供应以及数据获取功能的电路可以以分开的接口??榈姆绞礁搅叫薷?、合并作为独立式损伤检测严重性评估系统的一部分;或者潜在地合并作为标准飞行器接口???例如,远程数据集中器)的一部分。低功耗独立应用可以依赖于经由无线RFID类型接口的电力和数据获取,或者采用带有低频无线输出的能量收集。持续监测的实施方式可以经由能量收集供电,或者经由来自车辆基础结构的电力供电,并且可以是有线的或无线的。
    图5是根据一个实施例示出多个传感器芯片78a、78b以及78c的各自位置的理想绘图,每个传感器由叠加在复合母结构34的修复部位32上的具有一对相交内部对角线的相应正方形表示。封闭的轮廓表示各阶梯状区域的形状,这些区域随着区域面积减小,深度增加。在形状上与各阶梯状区域一致/保形(conform)的复合材料的各个板层将被铺放在适当位置,并且接着被粘合以形成修复补片。传感器芯片78a-78c将被嵌入到其中的修复补片没有显示在图5中。每个传感器芯片的最佳位置和深度可以使用应力分析技术来确定。优选地,一些传感器芯片被定位在修复最弱的区域内,例如沿着修复补片覆盖在母结构上面的外围区。一般来说,传感器的数量和它们在修复内的位置将取决于修复的类型和尺寸以及应力分析。传感器芯片将被嵌入在复合材料内并且具有合适的接地和防护,以避免HIRF损伤效应。
    根据一些实施例,每个嵌入的传感器芯片可以是由诸如硅和硒的材料构成的并且用耐高温材料封装的半导体芯片(例如,3到5平方毫米)。图6是表示适合用在图5所描绘的系统中的传感器芯片的一些部件的方框图。每个传感器芯片包括传感器10、电连接到传感器10用于本地数据存储的非易失性存储器2以及电连接到传感器10用于无线或有线数据获取的接口单元4。接口单元4接收传感器10输出的数据并且将它无线地或通过导线(未显示)发送到计算机系统(图6中未显示)。每个传感器10可以用与复合修复材料和过程兼容的材料(例如,碳、纳米管、玻璃、聚合纤维、硅、金属箔片)制作或者构造成微机电系统。
    现在将参考图7和图8描述损伤检测严重性评估功能(其为运行在计算机系统上的软件应用程序)。
    图7是识别用于获取与由复合材料构成的飞行器部件上的修复部位的初始结构完整性的信息有关的过程的步骤的流程图,即,在飞行器被放回处于服役之前。在修复已经被完成并且验证(步骤50)之后,读取嵌入的传感器(步骤52)。在无线通信的情况下,嵌入在已完成修复内的传感器输出的数据被发送到独立的便携式设备或者机载航电(例如,CMCF)系统,如先前所描述的。在有线通信的情况下,传感器输出被递送到输出终端,输出终端继而通过导线连接到便携式设备14和/或航电系统18。接着分析所获取的传感器数据(步骤54)。分析和预测被用于表征修复(步骤56)。如本文所使用的,“表征”是生成作为修复的“修复/粘合优度”的度量的唯一签章(signature)的动作。该签章是用于评价修复随时间的改变的基础。在修复已经被表征之后,评价当前的修复分派状态(步骤58)?;凇靶薷?粘合优度”信息及其对飞机分派的影响,执行当前的修复分派状态的评价。当前的修复分派状态的范围可能从“准备分派”到“在一些数目周期内需要维护”到“无分派直到执行维护”。根据修复的状态,例如“修复/粘合优度”,指明具体修复所要求的维护的计划表(步骤60)。所有结果被存储在修复非易失性存储器和飞行器维护记录中(步骤62)。此后,飞行器的操作人员遵守指定的分派状态和所要求的维护计划表(步骤64)。
    飞行器操作人员优选地重复监测修复的结构状态,持续飞行器服 役的寿命,从而遵守所要求的维护计划表。这涉及再次使用损伤检测严重性评估软件。损伤检测严重性评估功能的后续计划的用途采用修复的初始表征以及后续修复测量数据(以及其他基于模型和经验的修复信息),从而生成更新的签章。借助该信息,损伤检测严重性评估可以确定修复是否仍然在结构上完好(sound),维护计划表是否需要被改变,并且在一些情况下确定修复在分派之前需要立即维护。
    图8是识别用于在包含已修复复合结构的飞行器已经被返回服役且使已修复的复合结构暴露于负荷之后监测修复部位的结构完整性的过程的步骤的流程图。在飞行器的飞行期间或在飞行器已经降落之后,读取嵌入的传感器(步骤80)。接着分析所获取的传感器数据析(步骤82)。分析和预测被用于提供修复的已更新的表征(步骤84)。接着评价当前的修复分派状态(步骤86)。根据修复的状态,即“修复/粘合优度”,指明具体修复所要求的维护的已更新计划表(步骤88)。所有结果被存储在修复非易失性存储器和飞行器维护记录中(步骤90)。此后,飞行器的操作人员遵守指定的分派状态和已更新维护计划表(步骤92)。
    如先前公开的,传感器可以具有许多不同的配置。例如,每个修复补片可以包含传感器被封装在其中的板层。根据一个实施例,压力可以是其电阻/导电率根据被施加在传感器上的压力而改变的电阻器或导体。
    图9表示采用传感器46测量压力的系统的部件的分解图,所述传感器46被夹在由复合材料构成的板层40和42之间。例如,可以使用测量设备48(例如,欧姆表)来测量传感器46的电阻。
    图10根据另一实施例表示叠加在复合母结构34的修复部位32上的环形传感器70。传感器将被嵌入其中的修复补片未显示在图10中。一对输出端子连接到环形传感器70,用于数据获取。图11示出在修复补片36已经被应用之后的图10的修复部位。图11中的虚线椭圆指示被嵌入在修复补片36内并且因此从视图中隐藏的环形传感器70的位置。在复合修复已经被固化并且砂磨之后,嵌入在修复中的环形传感器70将电耦合到电源。
    传感器70被供电并且感测基线“修复优度或状态”。接着在返回 服役之后,周期性地监测/测量修复完整性并且进行评价。传感器环境补偿被开发并且用于使测量值标准化以防止错误评价,这是DDSA分析的一部分。在周期性监测会话期间识别“修复优度或状态”的显著改变,并且报告已更新的签章、分派状态以及维护计划表改变。
    图10和图11中示出的复合修复系统包括环形传感器70,其被嵌入在复合修复补片36的板层之间。这个环形传感器70包括导电结构,导电结构具有根据被施加在该导电结构上的压力而变化的导电率。例如,环形传感器70可以由与复合修复材料和过程兼容的材料(例如,碳、纳米管、玻璃、聚合纤维、硅、金属箔片)制作或构造成微机电系统。如果修复补片的复合材料破裂或脱层(见图2A-2C),则这种损伤将改变由嵌入的传感器感测到的相对于基线压力传感器测量值的压力??梢栽诓馐云诩浼锹?document)用于为新测量值和基线压力测量值之间的环境不同(例如,温度、高度压力偏置、客舱增压)进行校正的传感器补偿因子,并且在DDSA的使用期间应用这些传感器补偿因子。这将帮助消除由于环形改变而导致的测量误差。飞行器上的每个修复补片可以被提供有各自的传感器,这些传感器被具体设计为与修复补片的形状一致。
    上文所公开的监测系统和过程可以被用于图12中所示的飞行器制造和维修方法200中,以便装配和维护图13中所描绘的类型的飞行器202。在预生产期间,示例性方法200可以包括飞行器202的规格和设计204以及材料采购206。在生产期间,进行飞行器202的部件和子组件制造208以及系统集成210。之后,飞行器222可以经历验证和交付212以便处于服役214中。当由客户使用时,飞行器202定期进行日常维护和维修216(这还可以包括修改、重新配置、翻新等)。更具体地说,日常维护和维修216包括但不限于,根据本文内容修复受损复合材料和监测已修复部件的结构完整性。
    方法200的每个过程可以由系统集成商、第三方和/或经营者(例如,客户)执行或实施。出于本说明书的目的,系统集成商可以包括但不限于任何数量的飞行器制造商和主系统转包商;第三方可以包括但不限于任何数量的销售商、转包商以及供应商;以及经营者可以是航空公司、租聘公司、军方实体、服务组织等。
    如图13中所示,由示例性方法200生产的飞行器202可以包括机身228以及多个系统220和内部222。高层次系统220的示例包括以下项目中的一个或多个:推进系统224、电气系统226、液压系统228以及环境控制系统230??梢园ㄈ魏问康钠渌低?。
    本文公开的用于监测复合材料的结构完整性的装置和过程可以被用于飞行器202的日常维护和维修216期间。
    虽然已经描述了不同的实施例,但是本领域技术人员将理解,可以进行各种改变,并且等同物可以替换其元件,而不偏离预期的范围。此外,可以进行许多修改,以便使本文的内容适应特定情形,而不偏离其范围。因此本文意在权利要求不局限于所公开的特定实施例。
    如在权利要求中所使用的,术语“计算机系统”应当被宽泛地解释为包含具有至少一个计算机或处理器的系统,并且可以具有通过网络或总线通信的多个计算机或处理器。如在前述句子中所使用的,术语“计算机”和“处理器”两者指代具有处理单元(例如,中央处理单元)和某些形式的存储器(即,计算机可读介质)以便存储由处理单元可读取的程序的设备。
    在下文提出的方法权利要求不应被解释为要求其中所叙述的步骤按字母顺序执行或者按它们被叙述的顺序执行。也不应被解释为排除两个或更多个步骤中的任何部分被同时或交替执行。

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