用於檢測複合材料結構上的撞擊的檢測裝置及檢測方法

2023-08-12 19:41:46

用於檢測複合材料結構上的撞擊的檢測裝置及檢測方法
【專利摘要】本發明的主題是用於檢測複合材料結構(12)上的撞擊的檢測裝置(10)。該檢測裝置(10)包括用於固定到所述複合材料結構(12)的至少兩個聲學模塊(14，14-1，14-2，14-3)和能夠與每個聲學模塊(14，14-1，14-2，14-3)遠程通信的處理單元(30)。有利地，每個聲學模塊(14，14-1，14-2，14-3)在電力上獨立並包括各自的用於記錄由其聲學傳感器(16)感應到的聲波的記錄裝置。本發明還涉及一種包括配備有撞擊的檢測裝置(10)的複合材料結構部件(40)的航空器結構(12)。並且，本發明還涉及用於檢測配備有撞擊的檢測裝置(10)的複合材料航空器結構部件(40)上的撞擊的檢測方法。
【專利說明】用於檢測複合材料結構上的撞擊的檢測裝置及檢測方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及用於檢測複合材料結構上的撞擊的檢測裝置及檢測方法。
【背景技術】
[0002]複合材料廣泛地用於航空學，包括用於製造構成航空器機身的主要結構的部件。
[0003]在飛行中或者當航空器停靠時，這些外部結構部件易於經受各種碰撞。
[0004]因此，需要常規地、優選在航空器的每次新使用之前對這些外部結構部件進行檢查。
[0005]這種檢查通過尋找由於這些結構部件上的碰撞而引起的任何損壞來進行。
[0006]由於這種檢查需要在所有這些部件上進行，所以時間長並且使人厭煩。
[0007]而且，進行這些結構部件的視覺檢查並不足夠。
[0008]實際上，受到碰撞的複合材料結構可能內側受到損壞，例如，通過分層，同時呈現出與完好的結構相似的外貌。
[0009]因此，在存在損壞嫌疑的情形下，通常周期性地針對外部結構部件的完整性進行超聲波檢查，這種類型的常規檢查使得可能檢測到複合材料結構內側的損壞。
[0010]根據第一個缺點，這種常規的超聲波檢查仍然是費時且令人厭煩的操作，發射探針需要在所有待檢查的外部結構部件上移動。
[0011]而且，這些外部結構部件的某些區域難以接近因此難以檢查。
[0012]根據另一個缺點，對於某些等級的撞擊能量來說，使用這些常規的非破壞性檢查裝置仍然看不見偶然的分層。
[0013]因此，在這些外部結構部件的設計過程中，層片被添加到複合材料結構中，以在存在使用常規非破壞性檢查裝置不能檢測到的缺陷的情形下保證其復原能力。
[0014]這些附加的層片增加了航空器的整體重量並且不利於其性能。
[0015]因此，需要這樣一種裝置和非破壞性方法，使得能夠識別並定位複合材料結構中的撞擊，並能夠確定撞擊的能量等級以評估其危險程度。
[0016]因此，從專利FR-2，937，953可以了解到用於檢測和分析航空器停靠時機身受到的損壞的裝置。
[0017]更具體地，這種裝置用來監測通向航空器的內部空間的門或者艙口的開口。
[0018]為此,該裝置包括:
[0019]-一排壓電型傳感器，其在機身的內表面上圍繞所述開口安裝，能夠感應圍繞所述開口的機身結構中傳播的機械振動並能夠產生表示感應到的機械振動的電信號；
[0020]-處理單元，其通過導線電連接到所述一排壓電型傳感器，能夠確保由傳感器產生的電信號的記錄，並對這些電信號進行數字處理，以檢測圍繞所述開口的機身上的撞擊並確定該撞擊是否有破壞性，如果具有破壞性，將定位該撞擊；
[0021]-圍繞所述門布置的局部警報器，其通過導線電連接到所述處理單元並在所述撞擊具有破壞性時通過所述處理單元啟動；[0022]-數據集中器，其通過導線電連接到所述處理單元，所述集中器能夠收集來自所述處理單元的警報數據並通過導線將這些數據電傳遞到集中顯示器；
[0023]-集中顯示器，其通過導線電連接到所述數據集中器，能夠顯示任一開口的警報狀態，如果檢測到破壞性的撞擊，則顯示與撞擊的位置相關的信息項。
[0024]一般地，文獻FR-2，937，953中描述的裝置不適合檢測複合材料結構上的撞擊，因為這種裝置被發展用於金屬板航空器機身。
[0025]而且，文獻FR-2，937，953中公開的裝置僅用來在航空器位於地面停靠時啟動。因此，該裝置不能在航空器飛行時檢測到外部結構部件上的撞擊。
[0026]此外，在文獻FR-2，937，953公開的裝置中，壓電型傳感器通過導線連接到處理單元，而處理單元自身通過導線連接到數據集中器，數據集中器通過導線連接到安裝在駕駛艙內的集中顯示器。
[0027]因此，整個檢測裝置必須在其設計和組裝上被正確結合到航空器，由此如果不分解多個部件並提供數小時勞力，這種裝置不能用在現有的航空器上。

【發明內容】

[0028]因此，本發明的目的在於消減現有技術的缺點。
[0029]為此，本發明提供一種用於檢測複合材料結構上的撞擊的檢測裝置，該檢測裝置包括用於固定到所述複合材料結構上的至少兩個聲學模塊以及能夠與每個聲學模塊遠程通信的處理單元。
[0030]根據本發明，每個聲學模塊包括聲學傳感器、電能產生裝置、用於記錄通過其聲學傳感器感應到的聲波的記錄裝置以及被配置成與所述處理單元通信的遠程通信裝置。
[0031]由於聲學模塊的遠程通信裝置，其不需要提供航空器中的處理單元，在航空器飛行過程中記錄的聲波能夠通過所述處理單元遠程回收，由此有利於航空器檢查和維護操作。
[0032]此外，由於聲學模塊的獨立性，完全不需要從其設計和組裝就將檢測裝置結合到航空器，因此有利於檢測裝置結合到現有的航空器。
[0033]優選地，每個聲學模塊的電能產生裝置包括微型動能發電機。
[0034]為了檢測裝置的實施，稱作主模塊的至少一個聲學模塊包括時鐘。
[0035]而且，仍為了檢測裝置的實施，主聲學模塊的遠程通信裝置被配置成與所述檢測裝置的其它聲學模塊通信。
[0036]本發明還提供一種航空器結構，其包括配備有撞擊檢測裝置的複合材料結構部件。
[0037]所述聲學模塊可固定到結構部件的表面上，和/或設置在結構部件內。
[0038]更具體地，當結構部件主要沿一個維度延伸時，所述檢測裝置包括固定到所述結構部件的第一端的第一聲學模塊和固定到所述結構部件的第二端的第二聲學模塊。
[0039]然而，當所述結構部件主要沿兩個維度延伸時，所述檢測裝置包括固定到所述結構部件的至少三個聲學模塊，將所述至少三個聲學模塊中的所述聲學模塊兩兩分隔開的距離都是不同的。
[0040]最後，本發明還提供一種檢測配備有撞擊檢測裝置的結構部件上的撞擊的檢測方法。
[0041]該檢測方法根據下面的步驟實施所述檢測裝置:
[0042]-通過主聲學模塊的通信裝置向檢測裝置的其它聲學模塊發射無線電頻率信號，所述無線電頻率信號包括所述檢測裝置的該組聲學模塊共用的時基；
[0043]-通過每個聲學模塊的記錄裝置記錄在確定的持續時間中穿過所述結構部件傳播的聲波；
[0044]-將由每個聲學模塊記錄的聲波傳遞到處理單元；以及
[0045]-分析被傳遞的聲波以檢測發生在所述結構部件上的任何撞擊。
[0046]有利地，分析被傳遞的聲波的步驟使得可以評估發生在所述結構部件上的任何撞擊的危險程度和/或定位發生在所述結構部件上的撞擊。
[0047]與現有技術的裝置不同，根據本發明的檢測裝置可以在航空器的飛行過程中實施。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0048]其它的特徵和優點將通過本發明下面結合附圖的描述而表現出來，該描述僅作為示例給出，圖中:
[0049]圖1是示出了根據本發明的配備有撞擊檢測裝置的複合材料長線狀結構部件的部分透視圖；
[0050]圖2是示出了根據本發明的撞擊檢測裝置的聲學模塊的概略示意圖；以及
[0051]圖3是示出了根據本發明的配備有撞擊檢測裝置的複合材料扁平形結構部件的部分透視圖。
具體實施例
[0052]如圖1中所示，本發明涉及用於檢測複合材料結構12上的撞擊的檢測裝置10。
[0053]檢測裝置10包括用於固定到複合材料結構12上的至少兩個聲學模塊14和能夠與每個聲學模塊14遠程通信的處理單元30。
[0054]如圖2中不意性所不，每個聲學模塊14包括聲學傳感器16。
[0055]因此，每個聲學模塊14能夠感應由結構12上的撞擊所產生並在該結構12中傳播的聲波，特別是Dirac類型。
[0056]在第一種變形中，聲學傳感器16是壓電型傳感器。
[0057]在第二種變形中，聲學傳感器16是電磁型傳感器並包括例如具有中心磁鐵的螺線管。
[0058]根據本發明，每個聲學模塊14在電力上是獨立的。
[0059]因此，由於不需要在聲學模塊14之間或者在聲學模塊14和檢測裝置10的另一個部件之間設置導線連接，所以可能設想將檢測裝置10結合到現有的複合材料結構12，例如結合到已經使用的航空器的複合材料結構部件。
[0060]為了在電力上獨立，每個聲學模塊14包括電能產生裝置18。
[0061]優選地，聲學模塊14的電能產生裝置18包括微型動能發電機20。
[0062]特別是在結構12屬於航空器並且航空器在飛行中時，微型動能發電機20例如可能基於由結構12引起的振動而產生電能。
[0063]當然，電能產生裝置18還包括用於存儲通過微型動能發電機20產生的電能的蓄電器22。
[0064]有利地，每個聲學模塊14使用低能耗的CMOS技術製成。
[0065]並且，每個聲學模塊14包括用於記錄通過其聲學傳感器16感應到的聲波的記錄裝置24。
[0066]因此，每個聲學模塊14能夠在確定的持續時間的記錄周期上記錄穿過複合材料結構12傳播的聲波，例如在航空器飛行時經過航空器的複合材料結構部件傳播的聲波。
[0067]有利地，這些記錄裝置24採用可重設的存儲器。
[0068]因此，記錄裝置24在每個新記錄周期的開始例如在航空器的每一次起飛前提供最大的記錄容量。
[0069]為了檢測裝置的操作，每個聲學模塊14包括被設置成與處理單元30通信的遠程通信裝置26。
[0070]這些遠程通信裝置26優選採用在高頻率下工作的無線電頻率收發器28的形式。
[0071]這些遠程通信裝置26允許檢測裝置10的各個聲學模塊14與處理單元30通信，並且允許這些聲學模塊14相互通信以同步其操作。
[0072]實際上，這些遠程通信裝置26可能在記錄周期中向處理單元30輸出與每個聲學模塊14所記錄的聲波相關的數據，例如，與航空器飛行期間在航空器的複合材料結構部件中記錄的聲波相關。
[0073]因此，如圖1中所示，處理單元30是獨立的、可移動的。
[0074]優選地，處理單元30和每個聲學模塊14之間的通信藉助於通過導線連接到處理單元30的無線電頻率讀取器32來進行。
[0075]實際上，儘管處理單元30是可移動的，但是在每個聲學模塊14附近移動無線電頻率讀取器32更容易。
[0076]藉助於無線電頻率信號36，該處理單元30可能從複合材料結構12遠程取回與在記錄周期中由每個聲學模塊14所記錄的聲波相關的數據。
[0077]在航空器的複合材料結構部件的情形下，處理單元30和聲學模塊14之間，更一般的是在檢測裝置10中的遠程通信，可能從航空器的外部回收與在飛行過程中由每個聲學模塊14所記錄的聲波相關的數據。
[0078]因此，在本發明中，僅僅聲學模塊14永久存在於待檢測的複合材料結構12中，SP，在設想使用的航空器的結構中。
[0079]最後，檢測裝置10的至少一個聲學模塊14-1稱作主聲學模塊,其包括時鐘38。
[0080]該時鐘38用於固定到複合材料結構12的各個聲學模塊14在其記錄周期中操作上的同步，即，用於固定到同一航空器複合材料結構部件的這些模塊在航空器的飛行過程中操作上的同步。
[0081]為了進行該同步，主聲學模塊14-1的遠程通信裝置26被配置成與檢測裝置10的其它聲學模塊14-2、14-3通信。
[0082]更具體地，主聲學模塊14-1藉助於其遠程通信裝置26向其它模塊14_2、14_3發送無線電頻率信號34，該信號包括所有這些模塊14-1、14-2、14-3共用的時基，如圖1和圖3中所示。
[0083]同步信號34的發送預示了記錄周期的開始，例如，在航空器的起飛時刻。
[0084]有利地，用於核實和校正模塊14-1、14-2、14-3的同步的信號可在記錄周期的持續時間上，即，例如在包括配備有檢測裝置10的複合材料結構部件的航空器的飛行的持續時間上，以由主聲學模塊14-1確定的頻率發送。
[0085]如圖1和圖3所示，本發明還涉及航空器結構12，該航空器結構12包括配備有撞擊檢測裝置10的複合材料結構部件40。
[0086]在圖1所示的模塊的第一種變形布置中，兩個聲學模塊14-1、14_2被固定到結構部件的表面42上。
[0087]優選地，檢測裝置10的聲學模塊14通過粘合被固定到結構部件40上。
[0088]可替換地，聲學模塊14可通過任何機械連接固定到結構部件40，該機械連接允許快速連接並允許聲學傳感器16適當地感應在結構部件40中傳播的聲波。
[0089]模塊14的第一種變形布置允許檢測裝置10用在已經使用的航空器上。
[0090]在圖3所示的模塊的第二種變形布置中，三個聲學模塊14-1、14-2、14-3設置在結構部件40中，例如，在製造過程中結合到該結構部件40。
[0091]該第二種變形可能實現模塊14的獨立操作。
[0092]模塊14的第二種變形布置不是必然需要將檢測裝置10在其設計和裝配期間結合到航空器。
[0093]實際上，僅需要使用植入聲學模塊14的結構部件40來替換現有航空器12的結構部件，而不需要任何有線連接附加到已存在於航空器中的這些部件。
[0094]本發明還包括結合上面第一種和第二種變形中提供的布置的第三種變形，其中至少一個聲學模塊14固定到結構部件40的表面42，並且至少一個聲學模塊14設置在結構部件40中。
[0095]本發明還根據結構部件40的設計提供檢測裝置10的不同實施。
[0096]如圖1中所示，當結構部件40主要沿一個維度Dl延伸時，檢測裝置10僅包括固定到結構部件40的第一端44的第一聲學模塊14-1和固定到結構部件40的第二端46的第二聲學模塊14-2。
[0097]實際上，在線性結構部件40的情形下，即沿著單一維度Dl延伸，兩個聲學模塊14-1、14-2足以允許對撞擊的檢測、定位以及評估。
[0098]然而，如圖3中所示，當結構部件40主要沿兩個維度D2、D3延伸時，檢測裝置10包括固定到結構部件40的至少三個聲學模塊14-1、14-2、14-3，分隔至少三個聲學模塊14_1、14-2,14-3中兩兩聲學模塊的距離L1、L2、L3都是不同的。
[0099]不同的距離L1、L2和L3是必須的，以便例如在航空器的飛行過程中結構部件40上發生撞擊時，通過由三個模塊14-1、14-2、14-3中任一個所記錄的聲波的時間關聯並進而通過三角測量來定位撞擊。
[0100]當然，本發明還包括檢測裝置10在基本沿類似三個維度延伸的結構部件40中的實施，或者其中三個以上的聲學模塊14被固定到結構部件40中的實施，而不論其主要延伸的維度的數目。
[0101]最後，本發明還包括用於檢測複合材料航空器結構部件40上的撞擊的檢測方法。[0102]該檢測方法包括實施檢測裝置10來檢測發生在結構部件40上的撞擊，特別是在航空器的飛行期間。
[0103]該檢測方法還可能實施檢測裝置10來定位在結構部件40上檢測到的撞擊。
[0104]並且，該檢測方法還實施檢測裝置10來評估在結構部件40上檢測到撞擊的危險程度。
[0105]現在結合在複合材料航空器結構部件40上的撞擊的檢測來描述根據本發明的檢測方法。
[0106]在實施本方法之前的步驟包括在待監測的結構部件40內和/或結構部件40上植入檢測裝置10的聲學模塊14，如前面所述。
[0107]然後，在使用檢測裝置之前，例如藉助於聲錘(acoustic hammer)來校準聲學模塊14。
[0108]該校準包括針對於結構部件40上的至少一個測出並標定的撞擊來測量由每個聲學模塊14所接收的聲波的能量等級。
[0109]然後，可以知道每個聲學模塊14相對於撞擊點的位置，該校準可能建立數學關係式，根據由每個聲學模塊14感應到的聲波給出隨意的撞擊的位置和能量等級。
[0110]在該校準之後，準備好使用檢測裝置10。
[0111]在本發明主要設想的應用中，檢測裝置10的聲學模塊14被用來記錄在航空器的飛行階段的持續時間中穿過結構部件40傳播的聲波。
[0112]當然，本發明並不限於這種應用，檢測裝置還可以用在航空器停靠或者在地面上移動時。
[0113]在記錄經過結構部件40傳播的聲波的每一個新周期之前，進行檢測裝置10的聲學模塊14的同步。
[0114]該同步經由主聲學模塊14-1的通信裝置26向檢測裝置10的其它聲學模塊14_2、14-3發射無線電頻率信號34來進行，無線電頻率信號34包括裝置10的這組聲學模塊共用的時基。
[0115]在飛行中，該方法通過每個聲學模塊14-1、14-2、14-3的記錄裝置24來記錄在例如飛行期間等確定的持續時間中穿過結構部件40傳播的聲波。
[0116]在著陸後，該方法通過通信裝置26將由每個聲學模塊14-1、14_2以及14_3所記錄的聲波傳遞到處理單元30。
[0117]因此，與在航空器飛行期間經過結構部件40傳播的聲波相關的數據被處理單元30收回，優選通過無線電頻率讀取器32收回。
[0118]然後，該方法對傳遞的聲波進行分析，以檢測在飛行中發生在結構部件40上的可能的撞擊。
[0119]通過對聲學模塊14記錄和傳遞的聲波(頻譜、振幅等級等)以及由校準獲得的公式的不同分析，可能例如通過對比閾值來評估發生在結構部件40上的撞擊的危險程度，和/或例如為了使用合適的設備進行局部檢查來定位發生在結構部件40上的撞擊。
【權利要求】
1.用於檢測複合材料結構(12)上的撞擊的檢測裝置(10)，其特徵在於，所述檢測裝置(10)包括用於固定到所述複合材料結構(12)的至少兩個聲學模塊(14，14-1，14-2，14-3)和能夠與每個聲學模塊(14，14-1，14-2，14-3)遠程通信的處理單元(30)，每個聲學模塊(14，14-1，14-2，14-3)包括聲學傳感器(16)、電能產生裝置(18)、用於記錄由其聲學傳感器(16)感應到的聲波的記錄裝置(24)以及被配置成與所述處理單元(30)通信的遠程通信裝置(26)。
2.根據權利要求1所述的用於檢測複合材料結構(12)上的撞擊的檢測裝置(10)，其特徵在於，所述聲學模塊(14，14-1，14-2，14-3)的電能產生裝置(18)包括微型動能發電機(20)。
3.根據權利要求1或2所述的用於檢測複合材料結構(12)上的撞擊的檢測裝置(10)，其特徵在於，至少一個聲學模塊(14-1)被稱作主聲學模塊，其包括時鐘(38)。
4.根據權利要求3所述的用於檢測複合材料結構(12)上的撞擊的檢測裝置(10)，其特徵在於，所述主聲學模塊(14-1)的所述遠程通信裝置(26)被配置成與所述檢測裝置(10)的其它聲學模塊(14-2，14-3)通信。
5.一種航空器結構(12)，其包括複合材料結構部件(40)，其特徵在於，所述結構部件(40)配備有根據前述權利要求中任一項所述的撞擊的檢測裝置(10)。
6.根據權利要求5所述的航空器結構(12)，其特徵在於，所述聲學模塊(14，14-1，14-2)被固定到所述結構部件(40)的表面(42)。
7.根據權利要求5所述的航空器結構(12)，其特徵在於，所述聲學模塊(14，14-1，14-2，14-3)被設置在所述結構`部件(40)內。
8.根據權利要求5所述的航空器結構(12)，其特徵在於，至少一個聲學模塊(14)被固定到所述結構部件(40)的表面(42)，並且至少一個聲學模塊(14)被設置在所述結構部件(40)內。
9.根據權利要求5到8中任一項所述的航空器結構(12)，其特徵在於，所述結構部件(40)主要沿一個維度(Dl)延伸，所述檢測裝置(10)僅包括固定到所述結構部件(40)的第一端(44)的第一聲學模塊(14-1)和固定到所述結構部件(40)的第二端(46)的第二聲學模塊(14-2)。
10.根據權利要求5到8中任一項所述的航空器結構(12)，其特徵在於，所述結構部件(40)主要沿兩個維度(D2，D3)延伸，所述檢測裝置(10)包括固定到所述結構部件(40)的至少三個聲學模塊(14-1，14-2，14-3)，將所述至少三個聲學模塊(14_1，14_2，14_3)中的所述聲學模塊兩兩分隔開的距離(L1，L2，L3)都是不同的。
11.用於檢測複合材料航空器結構部件(40)上的撞擊的檢測方法，所述結構部件(40)配備有根據權利要求1到4中任一項所述的撞擊的檢測裝置(10)，其特徵在於，所述檢測方法根據下列步驟來實施所述檢測裝置(10): -通過主聲學模塊(14-1)的通信裝置(26)向檢測裝置(10)的其它聲學模塊(14-2，14-3)發射無線電頻率信號(34)，所述無線電頻率信號(34)包括所述檢測裝置的該組聲學模塊共用的時基； -通過每個聲學模塊(14-1，14-2，14-3)的記錄裝置(24)記錄在確定的持續時間中穿過所述結構部件(40)傳播的聲波；-通過所述通信裝置(26)將由每個聲學模塊(14-1，14-2，14-3)記錄的聲波傳遞到處理單元(30);以及 -分析被傳遞的聲波以檢測發生在所述結構部件(40)上的任何撞擊。
12.根據權利要求11所述的用於檢測複合材料航空器結構部件(40)上的撞擊的檢測方法，其特徵在於，分析被傳遞的聲波的步驟包括評估發生在所述結構部件(40)上的撞擊的危險程度的步驟。
13.根據權利要求11或12所述的用於檢測複合材料航空器結構部件(40)上的撞擊的檢測方法，其特徵在於，分析被傳遞的聲波的步驟包括定位發生在所述結構部件(40)上的撞擊的步驟。
14.根據權利要求11到13中任一項所述的用於檢測複合材料航空器結構部件(40)上的撞擊的檢測方法 ，其特徵在於，所述檢測裝置(10)在所述航空器的飛行過程中實施。
【文檔編號】G01N29/14GK103868994SQ201310700773
【公開日】2014年6月18日 申請日期:2013年12月18日 優先權日:2012年12月18日
【發明者】奧利維耶·肖姆, 格扎維埃·克恩, 讓-帕斯卡爾·卡博 申請人:空中巴士運營簡化股份公司