[發(fā)明專利]一種檢測機(jī)翼疲勞斷裂的方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202011082444.6
• 申請日: 2020-10-12
• 公開（公告）號: CN112158359B
• 公開（公告）日: 2022-01-04
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 趙世遷;岳文
• 申請（專利權(quán)）人: 中國地質(zhì)大學(xué)（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(wù)所(普通合伙) 62204
• 代理人: 勾昌羽

本發(fā)明提供的檢測機(jī)翼疲勞斷裂的方法，通過在機(jī)翼上布置兩層交叉的導(dǎo)電片以及二者之間的脆性絕緣層，通過阻值的變化以及計(jì)算各個導(dǎo)電條的坐標(biāo)，獲得疲勞斷裂的位置數(shù)據(jù)，直接根據(jù)機(jī)翼后掠角進(jìn)行布置導(dǎo)電片，從而獲得最接近真實(shí)狀態(tài)的疲勞斷裂數(shù)據(jù)，然后再經(jīng)過坐標(biāo)變換，獲得精確的疲勞斷裂數(shù)據(jù)，從而為飛機(jī)的設(shè)計(jì)、制造和飛行檢測提供最真實(shí)的第一手?jǐn)?shù)據(jù)，為機(jī)翼的修正、加強(qiáng)提供參考。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及飛行器可靠性技術(shù)領(lǐng)域，具體的說涉及一種檢測機(jī)翼疲勞斷裂的方法。

背景技術(shù)

為了保證復(fù)合材料作為主要部件正常應(yīng)用于各種場合，以及對復(fù)合材料部件或結(jié)構(gòu)自身完整性的要求，尤其是航空航天應(yīng)用場景下，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件的完整性直接影響了飛行器的安全性和可靠性，需要對復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)完整性進(jìn)行監(jiān)測。

飛機(jī)機(jī)翼的表面為翼型結(jié)構(gòu)，所以不是平面，并且由于飛機(jī)機(jī)翼具有后掠角度，其在飛行過程中承受的應(yīng)力情況更為復(fù)雜，即同時承受飛行方向和后掠角方向兩個方向疊加的應(yīng)力，這也就給檢測機(jī)翼的疲勞斷裂帶來了困難，利用現(xiàn)有的應(yīng)變片結(jié)構(gòu)進(jìn)行檢測，其結(jié)果已經(jīng)不能真實(shí)的反映出機(jī)翼的疲勞情況。據(jù)此，需要設(shè)計(jì)一種檢測方法，能夠真實(shí)反映出機(jī)翼的疲勞斷裂的位置和疲勞斷裂的幅度，從而為飛機(jī)的設(shè)計(jì)和制造提供參考，以協(xié)助設(shè)計(jì)和制造人員對易受疲勞斷裂的位置進(jìn)行修正和加強(qiáng)。

發(fā)明內(nèi)容

鑒于以上所述的技術(shù)問題，本發(fā)明實(shí)施例提供了一種檢測機(jī)翼疲勞斷裂的方法，能夠真實(shí)反映出飛機(jī)機(jī)翼的疲勞斷裂的位置和疲勞斷裂的幅度。

一種檢測機(jī)翼疲勞斷裂的方法，包括：

步驟一、在飛機(jī)機(jī)翼被測部位上鍍敷上第一組導(dǎo)電條，第一組導(dǎo)電條的方向平行于機(jī)翼前緣，機(jī)翼前緣后掠角為θ；若機(jī)翼與第一組導(dǎo)電條的接觸面為導(dǎo)體，則需要對機(jī)翼表面進(jìn)行絕緣處理，例如在機(jī)翼上先鍍敷一層脆性絕緣層，再進(jìn)行步驟二的操作；

第一組導(dǎo)電條中的每個導(dǎo)電條寬度為By，相鄰導(dǎo)電條間距為Wy，厚度為Hy，具體取值與被測部位大小以及測量精度有關(guān)，通常可取By＝0.1mm～5mm，Wy＝0.1mm～5mm，Hy＝0.1μm～0.1mm；

第一組導(dǎo)電條所用的材料為導(dǎo)電材料，如金屬、合金、碳納米管、高分子導(dǎo)電材料等；

步驟二、在第一組導(dǎo)電條上鍍敷一層脆性絕緣層；

脆性絕緣層的作用是將其兩側(cè)的部件進(jìn)行絕緣，防止短路，脆性絕緣層的材料可以為金屬氧化物、陶瓷等絕緣材料形成的具有脆性的膜層；通過脆性絕緣層可以更精確的與疲勞斷裂的區(qū)域相匹配，從而獲得更精準(zhǔn)的斷裂面，通過脆性絕緣層傳遞給第二組導(dǎo)電條的疲勞斷裂形狀也可以與真實(shí)的疲勞斷裂形狀更接近，從而獲得精準(zhǔn)的疲勞斷裂數(shù)據(jù)；

步驟三、在脆性絕緣層上鍍敷第二組導(dǎo)電條；

第二組導(dǎo)電條中的每個導(dǎo)電條寬度為Bx，相鄰導(dǎo)電條間距為Wx，厚度為Hx，具體取值與被測部位大小以及測量精度有關(guān)，通?？扇x＝0.1mm～5mm，Wx＝0.1mm～5mm，Hx＝0.1μm～0.1mm；

第二組導(dǎo)電條的方向平行于飛機(jī)飛行方向；即第一組導(dǎo)電條與第二組導(dǎo)電條的夾角為90°-θ；

第二組導(dǎo)電條所用的材料為導(dǎo)電材料，如金屬、合金、碳納米管、高分子導(dǎo)電材料等；

步驟四、檢測第一組導(dǎo)電條的阻值Ra和第二組導(dǎo)電條的阻值Rb；

步驟五、對機(jī)翼進(jìn)行疲勞測試；

步驟六、經(jīng)過疲勞測試后，機(jī)翼被測部位可能會出現(xiàn)破裂，由于鍍敷在機(jī)翼上的第一組導(dǎo)電條、脆性絕緣層和第二組導(dǎo)電條厚度非常薄，在宏觀層面上可以認(rèn)為是與機(jī)翼一體的，因此可以認(rèn)為破裂會同樣產(chǎn)生在上述膜層上，而且尺寸一致；