[發明專利]一種基于聲發射檢測的飛機結構件損傷識別方法

有效

• 申請號: 201110238797.5
• 申請日: 2011-08-19
• 公開（公告）號: CN102426197A
• 公開（公告）日: 2012-04-25
• 發明（設計）人: 魏鵬;李寧;梅盛開;孫志平;劉奇;李成貴;涂萬里
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學;中國人民解放軍陸軍航空兵學院
• 主分類號: G01N29/14
• 分類號: G01N29/14
• 代理公司: 北京科迪生專利代理有限責任公司 11251
• 代理人: 李新華;成金玉

技術領域

本發明涉及一種飛機結構件損傷識別方法，特別涉及一種基于聲發射檢測的飛機結構件損傷識別方法。

背景技術

飛機上的結構件作為承受載荷的關鍵部位，在飛機工作過程中難免會因為震動、受力、疲勞等因素而產生各種安全隱患，其中比較常見的損傷類型為鉚釘處應力集中發生微小形變、螺栓松動以及結構件上疲勞裂紋擴展等。聲發射檢測技術在飛機全尺寸疲勞檢測等工程實踐中已被廣泛采用，但是針對某一結構件上的上述鉚釘處應力集中發生微小形變、螺栓松動以及結構件上疲勞裂紋擴展等三種聲發射信號的如何區分尚不明確，本發明就針對這一情況，提出飛機結構件上，提取并區分上述三種聲發射信號特征的方法。

發明內容

本發明要解決的技術問題在于：針對某一結構件上的上述鉚釘處應力集中發生微小形變、螺栓松動以及結構件上疲勞裂紋擴展等三種聲發射信號的如何區分，本發明提出一種基于聲發射檢測的飛機結構件損傷識別方法。

本發明提出的一種基于聲發射檢測的飛機結構件損傷識別方法，具體通過如下步驟實現：

步驟一、將聲發射傳感器放置在飛機結構件上，并用凡士林做耦合劑，使其接觸良好；

步驟二、對飛機結構件上的鉚釘處、松動的螺栓處、裂紋處施加載荷，使聲發射傳感器分別接收飛機結構件上鉚釘處形變聲發射信號、松動的螺栓產生的聲發射信號、裂紋擴展聲發射信號；

步驟三、將步驟二中接收到的三種聲發射信號進行特征參數提取，得到三種信號的持續時間、信號幅度、振鈴數、能量以及峰值頻率這五個特征參數，可區分三種信號的參數值特征；

步驟四、將步驟三中的信號特征參數對比，并繪制三種信號的“能量-峰值頻率”及“能量-幅值”歷程圖，可區分三種信號的圖形特征。

本發明的意義在于飛機上的結構件作為承受載荷的關鍵部位，在飛機工作過程中難免會因為震動、受力、疲勞等因素而產生各種安全隱患，本發明的優點在于實現了對飛機上的結構件上的上述鉚釘處應力集中發生微小形變、螺栓松動以及結構件上疲勞裂紋擴展等檢測信號進行區分，及早發現其結構變化，對設備的安全運行意義重大。

附圖說明

圖1為本發明一種基于聲發射檢測的飛機結構件損傷識別方法的流程圖；

圖2為本發明一種基于聲發射檢測的飛機結構件損傷識別方法檢測鉚釘信號時的結構的俯視圖；

圖3為本發明一種基于聲發射檢測的飛機結構件損傷識別方法檢測裂紋及螺栓松動信號時的結構的側視圖；

圖4(a)為鉚釘“能量-峰值頻率”曲線，圖4(b)為鉚釘“能量-幅值”曲線；

圖5(a)為裂紋“能量-峰值頻率”曲線，圖5(b)為裂紋“能量-幅值”曲線；

圖6(a)為螺栓松動“能量-峰值頻率”曲線，圖6(b)為螺栓松動“能量-幅值”曲線；

其中，1為結構件上的鉚釘；2為檢測鉚釘信號時放置聲發射傳感器的位置；3為前置放大器；4為聲發射信號處理系統；5為檢測螺栓松動信號時傳感器放置的位置；6為結構件上的松動的螺栓；7為檢測裂紋擴展時傳感器放置的位置；8為結構件上的裂紋。

具體實施方式

下面結合附圖和具體實施例對本發明提供的一種基于聲發射檢測的飛機結構件損傷識別方法進行詳細說明。

本發明提供的一種基于聲發射檢測的飛機結構件損傷識別方法，流程如圖1所示，具體通過如下步驟實現：

步驟一、將聲發射傳感器放置在飛機結構件上，并用凡士林做耦合劑，使其接觸良好；

步驟二、分別將傳感器放置在圖2所示的位置(2)處，圖3所示的位置(5)及位置(7)處，對結構件的相應位置施加應力，使聲發射傳感器分別接收結構件上鉚釘處形變聲發射信號、松動的螺絲產生的聲發射信號、裂紋擴展聲發射信號，并將信號經過前置放大器3，輸入聲發射信號處理系統4內進行處理；

步驟三、將步驟二中接收到的三種聲發射信號進行特征參數提取，得到三種信號的持續時間、信號幅度、振鈴數、能量以及峰值頻率這五個特征參數，可區分三種信號的參數值特征；

步驟四、將步驟三中的信號特征參數對比，并繪制三種信號的“能量-峰值頻率”及“能量-幅值”歷程圖，可區分三種信號的圖形特征。

實施例

下面以具體的飛機結構件上損傷模式識別為例，說明本發明提供識別方法，具體步驟如下：

步驟一、將聲發射傳感器放置在飛機結構件上，并用凡士林做耦合劑，使其接觸良好；