[發明專利]一種檢測機翼疲勞斷裂的方法

有效

• 申請號: 202011082444.6
• 申請日: 2020-10-12
• 公開（公告）號: CN112158359B
• 公開（公告）日: 2022-01-04
• 發明（設計）人: 趙世遷;岳文
• 申請（專利權）人: 中國地質大學（北京）
• 主分類號: B64F5/60
• 分類號: B64F5/60;G01M13/00;G01N27/04;G01B7/004
• 代理公司: 蘭州錦知源專利代理事務所(普通合伙) 62204
• 代理人: 勾昌羽

1.一種檢測機翼疲勞斷裂的方法，包括：

步驟一、在飛機機翼被測部位(1)上鍍敷上第一組導電條(2)，第一組導電條(2)的方向平行于機翼前緣，機翼前緣后掠角為θ；

第一組導電條(2)中的每個導電條(2(j))寬度為By，相鄰導電條間距為Wy，第一組導電條(2)中的每個導電條(2(j))厚度為Hy；

步驟二、在第一組導電條(2)上鍍敷一層脆性絕緣層(4)；

步驟三、在脆性絕緣層(4)上鍍敷第二組導電條(3)；

第二組導電條(3)中的每個導電條(3(i))寬度為Bx，相鄰導電條間距為Wx，第二組導電條(3)中的每個導電條(3(i))厚度為Hx；

第二組導電條(3)的方向平行于飛機飛行方向；即第一組導電條(2)與第二組導電條(3)的夾角為90°-θ，θ為機翼后掠角；

步驟四、檢測第一組導電條(2)的阻值Ra和第二組導電條(3)的阻值Rb；

步驟五、對機翼進行疲勞測試；

步驟六、經過疲勞測試后，機翼被測部位會出現破裂(5)，由于鍍敷在機翼上的第一組導電條(2)、脆性絕緣層(4)和第二組導電條(3)厚度非常薄，在宏觀層面上是與機翼一體的，因此破裂(5)會同樣產生在上述脆性絕緣層上，而且尺寸一致；

待疲勞測試結束，再次檢測獲得第一組導電條(2)的阻值Ra’和第二組導電條(3)的阻值Rb’，以此得到阻值的變化ΔRa和ΔRb，并分別計算兩組導電條中斷開導電條的數量；

步驟七、以兩組導電片的共同頂點為坐標原點建立坐標系，其中y’軸垂直于第一組導電條(2)的長度方向，x’軸垂直于第二組導電條(3)的長度方向，二者之間的夾角等于90°-θ，并在x’oy’坐標系上標記第一組導電條(2)、第二組導電條(3)的坐標；

步驟八、通電檢測兩組導電條上斷路的導電條，計算破裂的尺寸；

假設破裂(5)的實際尺寸為Lx*Ly，造成了y’方向上(2(j+1))～(2(j+n))共n根導電條斷裂，x’方向上(3(i+1))～(3(i+m))共m根導電條斷裂，由此在x’oy’坐標系中得到破裂(5)的尺寸為長Cx＝m*(Bx+Wx)、高Cy＝n*(By+Wy)，破裂(5)的實際尺寸為Pa-Pb-Pc-Pd所圍成的面積S，計算值為Pa-Pb’-Pc-Pd’圍成的面積S’，二者的偏差程度由后掠角θ決定，θ在15-45度之間，顯然θ越大，偏差越大，具體的計算方式為：

Lx＝Cx＝m·(Bx+Wx)

由此得到破裂(5)的實際尺寸；

步驟九、計算破裂(5)的位置；為了確定破裂(5)的具體位置，要確定四個頂點的坐標的位置，在x’oy’坐標系下，各點的坐標分別為：

Pa：(x＝Dx+Cx＝(i+m)*(Bx+Wx),y＝Dy＝j*(By+Wy))

Pb：(x＝Dx+Cx＝(i+m)*(Bx+Wx),

y＝Dy+Ly*cosθ＝(j+n)*(By+Wy)-m*(Bx+Wx)*sinθ)

Pc：(x＝Dx＝i*(Bx+Wx),y＝Dy+Cy＝(j+n)*(By+Wy))

Pd：(x＝Dx＝i*(Bx+Wx),

y＝Dy+Cy-Ly*cosθ＝j*(By+Wy)+m*(Bx+Wx)*sinθ)

由此，破裂(5)的尺寸和位置全部確定，然后根據x’oy’坐標系與飛機坐標系的位置關系進行坐標轉化，從而獲得各個坐標在飛機坐標系中的數值。

2.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，

若機翼與第一組導電條(2)的接觸面為導體，則要對機翼表面進行絕緣處理，在機翼上先鍍敷一層脆性絕緣層(4)，再進行步驟二的操作。

3.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，

第一組導電條(2)所用的材料為導電材料，包括金屬、碳納米管、高分子導電材料。

4.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，

第二組導電條(3)所用的材料為導電材料，包括金屬、碳納米管、高分子導電材料。

5.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，

脆性絕緣層(4)的材料為金屬氧化物或陶瓷絕緣材料形成的具有脆性的膜層。