復合結構損傷的檢測和評估的制作方法
【技術領域】
[0001]本公開總體涉及用于檢測和評估復合結構損傷的系統(tǒng)和方法。該過程和方法兼容并且不限于使用防雷系統(tǒng)的復合結構。
【背景技術】
[0002]現(xiàn)代飛行器用更多百分比的復合材料來設計和建造。在一些飛行器中，多于50%的結構部件是用復合材料制造的。復合材料是堅韌輕質的材料。主要類型的復合材料(例如，玻璃纖維、碳纖維、芳族聚酰胺纖維或硼纖維)與偶聯(lián)劑(例如，樹脂)結合，以生成具有改進的或優(yōu)越的結構特性的產(chǎn)品，這種結構特性在原始材料中是不存在的。與鋁相比，復合材料更輕并且具有更好的機械和疲勞特性。然而，它們也有較差的導電性，并且提供較差的電磁屏蔽。導電率降低使電流耗散減小，這可能在電磁效應(例如，雷擊)發(fā)生時導致?lián)p傷。
[0003]更具體地說，當雷電擊中飛行器時，飛行器蒙皮上的導電路徑允許電流沿著蒙皮行進，并且在飛行器上的某個其他位置處離開。如果沒有適當?shù)膶щ娐窂?，會產(chǎn)生電弧和過熱點(hot spot),從而可能地影響蒙皮。同樣,復合材料的較低的電氣屏蔽能力增加了對飛行器內的布線和系統(tǒng)的雷電威脅。
[0004]一種用于保護飛行器上的復合蒙皮避免雷擊損傷的現(xiàn)有機制是，包含傳導雷電的蒙皮防護系統(tǒng)。這種系統(tǒng)可以存在于飛行器復合蒙皮內或者之上。被用于提供飛行器上的導電路徑的一種類型的系統(tǒng)是交織線布料(IWWF)。對于這種類型的系統(tǒng)，導線(例如，磷青銅導線)被嵌入在最接近風吹表面的復合材料的頂層中。其他類型的系統(tǒng)可以包括使用薄銅箔片。對于機身中的交織線布料系統(tǒng)，導線通常具有約0.003到約0.004英寸的厚度范圍。這些類型的導線被彼此間隔開。在90度網(wǎng)狀模式中，典型的間距為約0.010英寸。
[0005]高強度的放電，例如對包含IffffF的復合材料的雷擊，可能導致復合材料內的IWWF的非順應(non-compliant)特性,這進而導致了一部分復合材料是非順應的。某些部分的非順應復合材料可能不能通過觀察識別。非順應的IWWF必須被替換，以便為飛行器提供電磁事件(EME)保護，包括移除具有IWWF損失的區(qū)域并且用順應的IffffF替換被移除的區(qū)域。
[0006]此外，測試已經(jīng)表明，某些雷電防護結構容易經(jīng)歷基板微裂紋并且最終產(chǎn)生裂紋。由于反復且極端的溫度、濕度以及壓力波動，導致容易形成微裂紋。由于多個因素，包括因熱膨脹系數(shù)不同以及復合系統(tǒng)中各部件之間的非最優(yōu)界面粘接導致的內部應力，導致發(fā)生微裂紋。
[0007]增強纖維復合蒙皮面板可能要求局部修復，以去除已經(jīng)缺乏抵抗力的一部分面板。局部修復包括去除缺乏抵抗力的部分面板，準備將要修復的區(qū)域，用傾斜的或階梯的方式大致砂磨周圍的復合材料和邊緣部分，制作、粘合以及固化復合材料補片，所述復合材料補片采用充分重疊/交疊(overlap)的復合材料和交織線布料，以確保來自粘合的修復段上的雷擊的能量轉移到周圍的蒙皮面板中。
[0008]當前，不同的方法被用于檢查由復合材料構成的已修復的結構。例如，美國專利7，898，246公開了一種非破壞性檢查包括交織線布料的已修復復合結構的方法?，F(xiàn)有的過程被用于證實結構性修復，但是不可以證實交織線布料導電性。特別地，它們既檢測不到需要維護或修復交織線布料損傷，也不能隔離或評估與EME/HIRF相關的問題的潛在風險。
[0009]本申請主張于2013年12月26日提交的美國臨時申請61/920，808的利益。
[0010]在現(xiàn)有的用于檢查和/或監(jiān)測復合結構的健康狀況的系統(tǒng)和方法的基礎上的任何改進將是有益的，尤其是如果這種改進可以被應用到原始的和已修復的復合結構兩者。

【發(fā)明內容】

[0011]本文公開的主題涉及被設計為提供預測信息并且定位和識別、評估嚴重性，以及驗證復合結構的維護和修復的系統(tǒng)、過程以及軟件算法。本文公開的系統(tǒng)提供用于維護和修復人員的日常信息并且在結構性或嵌入式系統(tǒng)損傷(例如，制造過程不純、修復失敗或者復合材料已經(jīng)過度形變、切割、燒傷、脫層等)的情況下，使損傷評估能夠支持分派(dispatch)。
[0012]本文公開的一些過程提供集成的測量和測試技術，以便維護由交織線布料組成的復合結構在整個飛機壽命周期內的健康狀況，并且檢測會潛在地導致EME/HIRF(高強度輻射場)相關問題的損傷等級的發(fā)生。特別地，本文公開的系統(tǒng)能夠識別在現(xiàn)有的復合結構和為了保護內部系統(tǒng)免于EME/HIRE相關的系統(tǒng)損傷進行修改而導致的新引入的復合結構中的導電率的可能波動和/或脫層。系統(tǒng)所要求的信息能夠被用于評估例如由于沖擊波或雷擊而導致的動態(tài)沖擊的嚴重性。
[0013]根據(jù)本文公開的說明性實施例，提供了一種監(jiān)測復合結構中針對已經(jīng)被修復的區(qū)域的結構完整性的系統(tǒng)和方法。當復合結構被修復時，由于雷擊問題，還存在電氣方面的考慮，這些考慮通過在補片準備期間確保交織線布料的重疊來滿足。下文公開的說明性實施例采用嵌入的傳感器、射頻識別(RFID)以及數(shù)據(jù)提取。特別地，本文所公開的一些系統(tǒng)能夠對復合修復區(qū)域中包含的雷擊緩沖器件進行壽命周期監(jiān)測。
[0014]本文公開的復合修復系統(tǒng)包括被嵌入在復合修復補片的板層之間的傳感器(傳感器類型可以包括壓力傳感器、應變傳感器(例如，應變計)、導電率傳感器、光纖傳感器、聲音傳感器以及電容傳感器)。飛行器上的每個修復補片可以被提供有一個或多個傳感器。在某些情況下，多個離散的傳感器被設置在修復補片中的選定位置。在其他情況下，傳感器可以被具體設計為具有與修復補片的形狀一致的形狀。
[0015]在復合修復已經(jīng)被固化之后，監(jiān)測嵌入在修復部位的一個或多個傳感器的輸出。接著處理傳感器輸出信號，以識別所獲取的指示可能存在修復部位的結構損傷的數(shù)據(jù)組。根據(jù)一些實施例，在修復已經(jīng)被完成之后并且在已修復母結構(例如，飛行器)被返回服役之前由傳感器輸出的測量值被認為是基線。
[0016]在已修復母結構被返回服役之后，可以通過獲取并且處理由嵌入在修復補片中的一個或多個傳感器輸出的數(shù)據(jù)來連續(xù)地或者周期性地監(jiān)測修復部位的完整性。在壽命周期監(jiān)測期間，每個傳感器的輸出與相應的基線值進行比較。當在服役期間的環(huán)境條件是一個因素(例如，溫度)時，必須以去除可歸于在確定基線值期間是不存在的環(huán)境因素的影響的方式處理傳感器輸出。當監(jiān)測的傳感器輸出偏離基線傳感器輸出達到預定義的閾值時(對于每種修復情形，閾值是不同的)，補片將被修復或替換。響應于檢測到監(jiān)測的傳感器輸出已經(jīng)偏離基線傳感器輸出多于指定閾值的情形，監(jiān)測系統(tǒng)具有發(fā)出警報或警告信號的能力，所述警報或警告信號使得在駕駛艙內產(chǎn)生可視或可聽的警報或警告，或者將數(shù)據(jù)存儲在存儲器內。
[0017]本文公開的主題的一個方面是一種監(jiān)測由復合材料構成的層壓結構的結構完整性的方法。該方法包括:(a)將傳感器放置在沒有完全固化的復合材料的板層之間，傳感器能夠輸出表示在復合材料已經(jīng)被固化之后周圍的復合材料的當前結構特性的數(shù)據(jù)；(b)當傳感器就位時固化復合材料板層以產(chǎn)生具有嵌入的傳感器的復合材料；(C)在固化步驟之后，獲取并且記錄來自嵌入的傳感器的基線數(shù)據(jù)，其表示周圍的復合材料的結構特性；(d)在基線數(shù)據(jù)已經(jīng)被獲取并且記錄之后，使層壓結構經(jīng)受負荷；(e)在步驟(d)之后的某個時間或在步驟(d)期間獲取并且記錄來自嵌入的傳感器的負荷后數(shù)據(jù)，負荷后的數(shù)據(jù)表示周圍的復合材料的結構特性；(f)以識別相應基線和負荷后數(shù)據(jù)之間的差別的方式處理基線數(shù)據(jù)和負荷后數(shù)據(jù)，所述差別指示周圍的復合材料的結構改變；以及(g)確定所識別的差別是否指示周圍的復合材料的結構改變超出了指定閾值。步驟(e)到(g)由計算機系統(tǒng)執(zhí)行。在一些實施例中，步驟(f)包括基于基線傳感器數(shù)據(jù)生成基線簽章，基于負荷后傳感器數(shù)據(jù)生成負荷后簽章，并且比較基線簽章和負荷后簽章。
[0018]前述方法可以進一步包括:響應于在步驟(g)中確定所識別的差別指示周圍的復合材料的結構改變超出了指定閾值，發(fā)出警報信號；和/或處理負荷后數(shù)據(jù)，以補償由于在執(zhí)行步驟(C)或(e)時的時間或者其附近的本地條件的不同而導致的影響。
[0019]在層壓結構包括具有修復部位和被