飞机检测

飞机检测（共10篇）

飞机检测 篇1

紧固件包括螺栓、螺钉、铆钉、销类紧固件, 孔受紧固件作用力而容易出现疲劳裂纹。采用涡流方法检测孔疲劳裂纹的最佳选择, 涡流仪器体积小, 便于携带, 且检测线圈外形设计灵活, 可以接近各种结构复杂区域。

1 涡流检测原理

1.1 涡流

由于电磁感应, 导体在交变的磁场中, 其内部会产生感应电流, 这些电流的特点是:在导体内部成闭合回路, 且涡流状流动, 因此称为涡流, 如图1所示。

1.2检测原理

当载有交变电流的检测线圈靠近导电工件时, 由于激励线圈磁场的作用, 试件中会产生涡流, 涡流的大小、相位、流动形势会受到工件导电性能的影响。同时涡流产生一个磁场使检测线圈的阻抗发生变化。因此, 通过测定检测线圈阻抗的变化, 就可以判断被检测工件的性能及缺陷等。如图2 所示。

2 检测工艺

2.1 仪器

带有阻抗平面的仪器:型号phasec 2d、Olympus等。

2.2 探头

在飞机维修中进行涡流检测时大多使用放置式线圈。放置式线圈是指检测线圈的轴线在检测过程中垂直于被检工件表面, 实现对工件表面及近表面缺陷的检测。在实际检测过程中要根据不同情况, 选择合适的探头。

(1) 笔试探头。用于检测孔周边裂纹信号, 频率范围根据要求不同一般在50k Hz-2MHz之间。如图3 所示。

(2) 角度探头。用于检测大直径孔的周边和孔内壁裂纹信号。角度探头也适用于一般性表面检测, 与笔试探头不同的是角度探头的检测线圈轴线与杆身有一个角度, 这样的目的是使得探头在一些受限制检测区域可以保持检测线圈轴线与被检工件表面垂直, 如图4 所示。

(3) 孔探头。也称旋转探头, 用于孔内壁缺陷检测的一种特殊放置式线圈, 工作频率一般较高, 被检线圈直径较小。一般用于小直径孔的内壁检测, 常用尺寸有3/16、5/32 英寸。

孔探头按扫查方式分为两种基本类型, 手动探头和用于旋转扫查装置的专用孔探头。

选择探头时, 除了考虑孔探头的电性能参数, 主要考虑的因素是被检紧固件孔的径, 要选择合适外径的孔探头, 使得孔探头的检测线圈能够与孔内壁表面保持良好接触, 才能的到较好的检测结果。

2.3 对比试样

涡流检测对比试样主要是用于建立评价被检产品质量符合性的标准, 以对比试样上人工缺陷作为判定该产品经涡流检测是否合格的依据。对比试样上一般用电火花加工法制作径刻槽来模拟裂纹。进行禁锢件孔周边和内壁检查时具体采用什么对比试样, 需要根据技术要求选择合适尺寸的对比试样, 才能检测到被检孔的不同裂纹。对比试样的刻槽宽度根据检测要求不同, 尺寸也不一样。

3 检测步骤

工作前准备, 由工程图纸或其他可应用的文件确定要检测孔的直径和深度, 目视检测确定孔内和周边区域干净, 无密封剂和其他杂物。

选择适当尺寸的探头和对比试样。

用参考试样按照工艺要求校正仪器响应。

紧固件孔周边的涡流检测。要求检测出从紧固件孔中产生并向外延伸的疲劳裂纹。

紧固件孔内壁的涡流检测。

手动扫查:手工转动探头并逐步推进。这种操作方式下转动速度较慢, 且不均匀, 仪器无法实现在螺栓孔圆周壁上位置的缺陷自动识别和定位, 缺陷的定位是通过观察在缺陷响应信号出现时探头上检测线圈扫到的位置。这种扫查方式下, 缺陷的阻抗平面式示波屏上形成“8”字形响应信号, 而不是“时间基线-信号幅度”的显示方式。

自动扫查:紧固件孔的自动扫查通常使用差动式探头。当探头垂直扫查一条裂纹时, 只要裂纹的长度等于或者大于线圈的直径, 那么裂纹的深度是影响信号幅度的主要因素, 根据幅值得变化规律我们可以评估该裂纹在孔内沿轴线的深度, 通过时基- 幅值 (Y-T) 显示, 根据信号在时基线上的位置可以判断出裂纹在孔周的位置。

4 结束语

根据被检测工件的形状, 材料, 检测位置和可接近性。选择不同的检测工艺;对紧固件孔周边检测, 应选用屏蔽式探头, 减小干扰;根据所选的探头, 孔内部表面状态、旋转速度等参数调节高通和低通虑波, 滤去干扰杂波, 获得较好的波形显示;发现可疑信号, 需要用反光镜和放大镜检查孔内壁, 确定信号是否由刮痕、表面不规则或者探头倾斜引起的;当涡流检测无可靠结论时, 应采用其他无损方法相互合。

摘要：飞机紧固件是飞机结构中用的最多的零件, 其孔受紧固件作用力而容易出现疲劳裂纹。为保证飞机安全运行, 需对飞机紧固件孔疲劳裂纹进行检测。涡流检测方法可以有效检测各种结构复杂区域疲劳裂纹。本文采用涡流检测方法, 开展飞机紧固件孔的缺检测技术研究。

关键词：紧固件孔,探头,涡流检测

参考文献

[1]任吉林.电磁无损检测[M].北京:航空工业出版社, 1989.

[2]张晓, 郑勇.航空器涡流检测[M].北京:中国民航出版社, 2014.

飞机检测 篇2

飞机配电系统检测技术的改进开发

随着飞机配备的电子系统的性能不断向高端发展,配电系统的结构也越来越复杂.传统的.人工测量的手段已不能适应其复杂的电路的需要.而信息技术的发展,通过在系统中设置信号采集点可以实现对系统的智能监控;在SIT(Tests integrated system综合试验台)的开发中采用的代码定义技术使试验软件变得简单易用并且满足了故障结果的可视要求.

作 者：韩立平周颖 刘畅 徐波 作者单位：哈尔滨安博威飞机工业有限公司,黑龙江哈尔滨,150068刊 名：科技创新导报英文刊名：SCIENCE AND TECHNOLOGY INNOVATION HERALD年，卷(期)：“”(16)分类号：V1关键词：飞机 配电系统 SIT 信息采集 代码

飞机检测 篇3

[关键词] 飞机发动机；实时检测；AT89C52

【中图分类号】 V233 【文献标识码】 A 【文章编号】 1007-4244（2013）12-321-2

飞机发动机的工作状态是否良好直接影响着飞机的战术性能和飞行的速度。从而在飞机飞行中准确及时的了解与控制发动机的状态是很重要的，因此，必须保证飞机在飞行过程中，发动机的转速指示表的准确性和稳定性。该系统采用以AT89C52为核心的计算机数据采集和控制技术，解决了地面飞机发动机工作状态和数据的实时采集和传送的问题，另外，使用 AT89C52 ，硬件方面较节省，有着很高的性价比。该文用 MOTOROLA生产的 MC3479 集成芯片组成的步进电动机驱动系统代替了原有的直流电机驱动装置，启动快、控制性比较好，到达预定的位置就迅速停止。实验证明，本系统的优点有体积小、操作简单、成本低、可靠性高、抗干扰性比较高。

一、转速实时检测C系统的技术要求

该系统根据转速指示器的工作原理，采样传感器信号，正弦波信号通过单相桥式整流、电压比较后变换为矩形波电压信号，矩形波电压频率信号进入单片机 AT89C52 芯片系统，然后进行脉冲采集，采集到脉冲信号后再通过软件的处理，送出到驱动器对步进电机控制，从而驱动步进电机带动表盘指针指示。技术要求如下：

（一）输入信号：1.旋翼转速磁传感器。传感器距音轮齿周围气息为0.5～0.8mm，负载为100k，转速为100～450r/min。转速为 100r/min 时，输出电压不小于0.7V，转速为 450r/min 时，输出电压不小于 3.5V。信号频率f=n/2.5 ，信号的形式：正弦波，单相；2.自由涡轮转速传感器。自由涡轮转速传感器为三相发电机，输出信号的形式：正弦波，三相，输出转速：100～5000r/min，对应信号频率：1～83Hz，信号幅值60V（相间电压）。

（二）输出信号：旋翼转速 0.45 /1r/min，自由涡轮转速 0.45 /10r/min。所有 PCB 板叠合高度不超过 90mm，工作电压为28V。

二、检测系统的设计方案

（一）检测系统的硬件设计。根据分析系统技术指标和检测的需求，我们选用AT89C52为核心构造单片机控制系统，把脉冲信号转变为相对的控制驱动器的TTL电平输出。这样，不但降低成本，还充分的是制版面积减少，结构精简很多。此系统驱动集成电路采用美国MOTOROLA 公司产出的MC3479为核心的驱动集成电路芯片。MC3479 是一种用于驱动双极方式的两相步进电动机的单片集成电路，并且是一种特别实用的进步电动机驱动芯片，可以用于步进电机的驱动、磁盘的驱动和机器人的驱动配置。MC3479 结构简单，外接元件少，使用很方便，可有效的减少成本，提高可使用性。

电源模块电路设计。电源电路主要是为控制器的其他部分的电路供应工作电源。电源电压首先要经DC～DC变压器进行降压，再经过滤波、整流和不同的稳压电路后，既为给定电路提供了稳定的设定电压，又为驱动实行电路和比较放大电路提供了可靠的电源。

信号检测变换电路系统所采取的是单桥式整流电路。优点是纹波电压较小，管子承受的最大反向电压低，输出的电压较高。主要是采用旋翼转速磁传感器和模拟自由涡轮转速传感器的外部正弦波电压信号，整流后的直流电压信号进入 LM339 电压比较器，将波形的电压信号转换成矩形波电压信号（V=0～5V）。以防CPU与外部干扰，输出的矩形波电压信号要通过TLP521-1 光电隔离，然后再经过施密特反向 74LS14 整型，经过整型后的方波信号进入 AT89C52 单片机 CPU 部中断INT 来采集外部的信号，依照采集的外部信号进行分析和处理，通过单片机对步进电机驱动的控制使驱动表指针转动到相对应的刻度，准确反映速度的变化，进而使速度实时检测控制得到了实现。

滤波电路。滤波电路用于滤出整流输出的电压里的纹波，一般是由电感元件组成的。该系统采取了C型滤波电路，电容 C 的作用是平波。本文电容首先在第1路信号中输入正弦信号小于160Hz，第2路信号输入正弦信号小于70Hz。变化两路信号的频率，分析表指针的转动角度，以此得出结果。

（二）系统软件的设计。软件设计思想采用模块化编程思想，分析了每个功能而设计几个模块化程序：频率计算子程序，采集信号子程序，乘法子程序，除法子程序，发送某频率方波子程序，发送脉冲个数子程序，加减速控制子程序，正反转判断子程序指针返回初始位置子程序，主程序控制模块。为使表指针能平稳转动，设计中有个加减速的过程，即是发送低频率脉冲，再过渡到高频率，到达足够的高频率后再一次发送低频率脉冲，发送高低频率脉冲依照表指针的响应速度定，程序的设计为100Hz、200Hz、300Hz、400Hz加减速过程。当外部信号都停止时，指针返回到零位置子程序功能。

三、系统的实验结果与特性分析

第1路信号输入正弦信号小于160Hz，第2路信号输入正弦信号小于70Hz。通过观察，得出实验结果和特性分析：

（一）在两路信号频率最初输入时，表指针转动到相对的位置，信号频率在变化时，表指针又继续转动相对的角度。在停止频率信号的输入时，指针就自动回零，重新输入外部信号时，表指针便又转到相对的角度。总而言之，当频率改变时，表指针就会转到相对的角度，如果过程中按复位按钮，表指针就暂停，停止按复位按钮时，表指针则继续转动。

（二）两路信号输入的频率有个一定的范围，依据系统技术的要求，第1路信号，当转速变化△n=1r/min，频率改变△f=0.4Hz时，表指针应转动为 0.45°角度。第2路信号频率：f=n/60，范围为 100～5000r/min，计算频率的范围是 1.83～83.3Hz，当频率改变△f=1/6Hz 时，表指针转动 0.45°角度。因为表盘刻度是有范围的，以防外部信号额频率变化造成的表指针超出最大刻度或者过零，把软件设计成：在两路信号频率的超出范围时如果频率突然变化，表时针则不动，频率变化回到范围内，表指针就重新转到相应的位置。该实验证明，频率的改变稍大时，精确度能够达到控制要求；频率改变很小时，有误差，误差的产生原因主要是因为频率信号变化较小时有波动的产生，和减速的机构装置有空隙而造成的。

四、结语

按照系统的要求，按以上描述的方法设计的飞机发动机转速实时检测与仪表系统已经调试完成，实验的运行情况很好。而且采取先进的控制技术，智能化仪表技术，机电一体化技术，单片机技术和相关理论，从根本上提升了传统的实时检测系统的水平。此检测系统操作简便，体积轻巧，可以从显示仪表上直接知道发动机转速的变化情况，工作性能可靠稳定，检测精度很高，为保障驾驶员的飞行安全作出了巨大贡献。

参考文献：

[1]王奇，潘茂庆，惠克翔. 飞机发动机参数采集器智能检测设备的设计[J].电机与控制，2011，（08）.

[2]林卫星.基于89C52 单片机多功能应用系统[J].工业控制计算机，2012，（2）.

[3]邓星钟.机电传动控制[M].武昌：华中科技大学出版社，2001，（11）.

[4]鄒继明，吴红星，刘占先，王明启.电机控制集成电路的选用步进电动机驱动集成电路MC3479的应用[J].2012，（04）.

飞机码的检测与识别算法的研究 篇4

码的检测和识别不是相互独立的, 检测是识别的前提。为了使人们可以很容易地获取并识别场景图像中的码的内容, 码或码的边缘与所在区域的背景一定会有很明显的区别。如图1所示。

本算法根据前景图像像素的灰度级与背景像素的灰度级的不同, 选择合适的阈值 (经验值85) 将目标的大概区域从背景中较好地分割出来。图2为前景图像和背景图像相减并二值化后, 并此基础上进行图像的形态学处理后的图像, 可以找到码的大致位置。

图1为前景图像, 与图2相与后得到的图像, 由于其中的目标和背景对比度较小, 目标不够清晰。为使与后的图像中目标轮廓清晰, 细节明显, 需要对与后的图像进行目标分割操作。图3为与后的图像在阈值处理的基础上增强后的结果。由图3可以看出, 本算法能准确、清晰地提取出码。

2 飞机码的识别

检测到图像中的码后, 要想利用码携带的语义信息, 还需要对码进行识别。要实现码的识别, 求取码的重心尤为重要。由于我们采集的码的形状接近椭圆, 所以本算法采用使用椭圆拟合求取码的重心。图4为椭圆拟合求取的码的重心后, 并在采集的原始图像中用绿色十字叉标出重心的位置。本算法的码的重心区域有红色和白色部分组成, 可以直观的看出码的重心位置, 由图4知, 椭圆拟合求出的重心是相对准确的。

由于本算法检测出的码是倾斜的, 因此有必要对倾斜的码进行校正, 首先计算码的倾斜角, 然后进行校正。本文对码在水平倾斜和垂直倾斜上分别进行了校正。图5 (1) 为校正后的码, (2) 中呈现了码的信息, 并与标准文档比较后, 得知是第2号码。

3 结论

本算法能快速的检测出清晰的飞机码, 并能准确的识别出码的编号, 实现了与标准文档中码的编号的对应。要想飞机码的检测与识别算法用到航空事业, 还要对飞机码的检测方面做进一步的研究。

参考文献

[1]刘东菊.基于阈值的图像分割算法的研究[D].北京交通大学, 硕士学位论文, 2009 (06) .

[2]孙泉.脱机手写体汉字识别系统[D].南京航空航天大学, 硕士学位论文, 2007 (07) .

[3]吴德会.基于主方向检测的畸变车牌字符图像校正方法[J].自动化技术与应用, 2005 (04) .

[4]陈华华.平行多基线立体视觉图像校正[J].浙江大学学报:工学版, 2004 (07) .

[5]刘平, 陈斌.基于边缘信息的图像阈值化分割方法[J].计算机应用, 2004.

[6]贾立好, 邹建华.基于新的阈值化方法的背景减法改进[J].自动化学报, 2009.

飞机检测 篇5

飞机防滑刹车系统检测装置的研究和设计

飞机防滑刹车系统是飞机重要的机载设备,为了保证飞机的.安全起飞及着陆,除了设计出高效、可靠的数字防滑刹车控制器,能够快速检测防滑刹车系统,提高其维护性和故障诊断能力以及可靠性也非常重要,所以,研究和设计飞机防滑刹车系统检测装置是很有必要的.本装置基于DSP设计,具有USB 2.0接口,能快速检测故障以及对故障信息的掉电保存和上传PC机.

作 者：王进 廖力清 刘建良 Wang Jin Liao Liqing Liu Jianliang 作者单位：中南大学,信息科学与工程学院刊 名：电子技术英文刊名：ELECTRONIC TECHNOLOGY年，卷(期)：46(5)分类号：V2关键词：防滑刹车系统 故障检测 DSP USB

浅议飞机钣金零件的数控检测技术 篇6

由于在飞机的制造过程中, 需要大量的钣金零件, 因而, 对于钣金零件进行及时的检测是十分必要的, 对钣金零件的质量进行相应的控制。[1]在飞机制造中, 运用到的钣金零件, 一般都是形状复杂且种类繁多, 且大多都是需要采用特殊的材料进行制造。按照钣金零件结构的不同, 可以将其分为内部零件、复杂零件以及冲压零件等。对钣金零件采用的传统检测方式, 一般是贴胎检查, 通过该种方式对钣金零件的质量进行检测。但是, 这种检测方式由于是用肉眼进行观察的, 因而, 检测的准确率较低, 且检测的效率也不高, 花费大量的时间, 现今已经逐渐被淘汰。随着科学技术的不断发展, 我国的计算机技术也得到显著发展, 将计算机技术运用于钣金零件的检测过程中, 对于钣金零件的制造检测实现了一体化。另外, 通过对计算机技术, 对三维扫描仪技术也进行了充分的利用, 从而使得检测钣金零件的速度得到有效提高, 同时使得零件检测的准确度更高, 满足飞机制造的要求。

1 钣金零件检测主要原理介绍

现今, 随着科学技术的快速发展, 我国实现了对CATIA系统的二次开发, 在此基础上, 使得三维模型检测技术可以被运用于钣金零件的检测过程中。可以说, 钣金零件的检测技术就是通过对CATIA系统进行充分利用, 对物体的相关特征进行三维扫描。需要利用三维扫描仪对钣金零件进行检测, 并将扫描得出的数据进行保存。[2]一般来说, 是将飞机的钣金零件放在三维扫描仪前面, 将扫描得到的三维模型与设备中预存的理论模型进行比较, 对钣金零件的曲面与模型中的曲面进行吻合度比较。需要注意的是, 在比较时, 需要注意检测的每个曲面都应和模型曲面进行吻合, 之后再根据零件制造的标准, 对零件是否合格进行判断。一般来说, 利用数控技术检测钣金零件的主要方法有:首先, 对于钣金零件特征进行充分的提取, 并将零件放在相应的扫描设备之前, 利用扫描仪对零件的特征进行提取。其次, 对于零件的主要信息进行提取之后, 根据飞机的实际制造要求, 进行钣金零件的设计, 并将其与零件的信息进行组合。再次, 将获取到的信息进行标注, 并将标注放在新的三维模型之中。最后, 当检验完成之后, 对于检验结果进行及时的反馈, 将检测的结果传递给客户。

2 浅析三维扫描技术

三维扫描技术相比较其他技术来说, 是一种新型的技术, 它通过对机、光、计算机技术的充分利用, 对物体的外形、特征进行扫描, 使得物品的特征得以获取。这种方法的主要优点就是可以使得工作效率得到显著提升, 且相比较其他技术来说, 更加方便, 准确率也更高。通过三维扫描仪对钣金零件进行扫描, 可以更快地获取钣金零件的相关特征, 如三维坐标、三维立体模型等。[3]扫描完成之后, 可以利用计算机技术对模型与实际零件之间的差别进行比较, 从而实现对钣金零件的检测。利用三维扫描技术对钣金零件进行扫描时, 需要注意的是:为了对扫描的误差进行有效的降低, 应该对三维扫描仪进行定期的校正, 避免出现检测有很大出入的现象发生;在对透明的物体或者一些反光的物体进行检测的时候, 需要在物体的表面洒下一些粉状物, 保证检测得以进行;对于一些体积较小且价格较高的一些零件, 需要将V模型运用于成品处, 保证在检测的时候, 可以检测到其中的一个零件。;另外, 如果钣金零件的体积过小, 也可以将其放在黑色的板子上进行检测[4]。

3 检测方法分析

在对钣金零件进行检测的时候, 需要将模型与成品扫描得出的模型进行对齐比较。一般来说, 其对齐主要方式有:手动对齐、全局对齐、坐标对齐以及特征对齐等。并且, 在对钣金零件进行比较的时候, 需要根据零件的具体特征以及相应的设计要求进行。值得注意的是, 选择何种对齐方式, 就应该采用相应的对齐方法, 如采用特征对齐的时候, 就应该在正式对齐之前, 对模型的特征进行选择, 再对成品特征进行选择, 并利用计算机技术对检测时的各种参数进行设置。

当利用坐标对齐的方式对零件进行检测的时候, 需要考虑的问题是如何在检测的时候, 对零件坐标进行建立。在钣金零件中很少有存在定位孔的, 且因为CATIA系统中有相对应的定位孔, 因而, 在对钣金零件进行坐标定位的时候, 存在着诸多的困难。经过不断的探究发现, 可以利用最佳拟合的方式对钣金零件进行检测。当零件的坐标建立之后, 就可以实现对零件的外形、结构以及孔位的检测。[5]另外, 需要注意的是, 在检测完成之后, 需要对零件检测中存在的误差进行比较, 保证其在一定的范围之内, 以此来对零件的合格度进行判定。

4 结语

综上所述, 在对飞机钣金零件进行检测的时候, 通过利用三维扫描技术的应用, 使得检测的效率、准确性都得到提高。将钣金零件放置在三维扫描仪前, 可以对零件的外形、结构以及特征有一个全面的展示, 从而使得检测人员能够对零件的特征有一个详细的了解, 对零件是否合格做出判定。在钣金零件检测中, 运用新的技术, 既可以对检测的准确率进行有效的提高, 又能对检测的效率进行有效的提高, 节约了大量的人力物力, 为钣金零件的检测助益良多, 因而, 在今后的检测过程中, 可以对该项技术进行充分的利用。

摘要：随着现今科学技术的快速发展, 我国各行各业都开始积极引进先进的技术, 从而促进社会各行各业的快速发展。就传统检测飞机中钣金零件的技术来说, 已经开始被时代抛弃, 在现今的检测中, 一般采用新的检测技术, 如数控检测。该检测技术的使用, 可以让检测的结果更加准确高效。本文主要数控技术进行了详细的分析, 并对检测时所遇到的相应的问题进行探讨, 再根据检测的结果, 对零件质量进行把关。

关键词：飞机钣金零件,数控检测,技术

参考文献

[1]刘庆萍, 刘伟忠, 张大钧.飞机机身壁板的模块化制造技术[J].科技与企业, 2014 (07) :356+359.

[2]郝博, 李亚南.基于CATIA二次开发的钣金零件检测规划技术[J].工具技术, 2014 (05) :83-87.

[3]李亚南, 郝博.基于实例推理的飞机钣金零件智能三维检验规划技术[J].成组技术与生产现代化, 2013 (03) :46-50.

飞机检测 篇7

如果不能有效的预防和控制腐蚀, 则会引起飞机结构故障, 对飞机性能和安全性都会产生重大的影响。

1 老龄飞机结构常见的腐蚀类型

由于飞机结构的环境和使用年限等因素的影响, 其容易发生腐蚀的部位和腐蚀的类型也存在着一定的差异, 常见的几种腐蚀类型有:

1) 均匀腐蚀。这是飞机结构腐蚀中最为常见的一种腐蚀类型, 其通常平均分布于金属结构的表面, 在腐蚀的作用下金属结构变薄, 甚至产生脱落。均匀腐蚀的电池阴阳极面积很小, 甚至需要显微镜进行观察和区分, 而且其位置具有不稳定性, 经常游离在整个金属表面, 所以很容易导致整个结构的腐蚀, 这也是一种检测难度较大的腐蚀形态。

2) 局部腐蚀。局部腐蚀主要的表现形式是集中在某一个部位, 形成缝隙状或者片状的腐蚀, 而且会随着腐蚀面积的不断扩大, 变得越来越深入, 甚至造成结构的破坏。

3) 应力作用引起的腐蚀。由于腐蚀疲劳、应力腐蚀断裂所造成的腐蚀, 在所有的腐蚀中所引起飞机结构破坏的几率最大。

2 无损检测技术在航空领域中的应用

无损检测技术 (N ondestructive Inspection, N D I) 是利用光、电、磁的相互作用, 在保证检验对象的物理性质和化学性质不变的情况下, 对检验对象表面和内部的缺陷进行检测和判断, 并且对缺陷的位置、大小等具体数据进行描述。无损检测技术是当前检测工作中应用的较为广泛的一种, 被广泛应用于工业、医疗等多个领域中。

在航空领域中, 无损检测技术有着广泛的应用, 尤其是在老龄飞机结构腐蚀的检测方面。通过无损检测技术对飞机结构腐蚀进行检测, 能够详细的了解结构腐蚀的详细情况, 而且能够预测腐蚀的发展规律, 能够据此采取必要的预防措施, 防止腐蚀的进一步扩大。对于老龄飞机来说, 其服役时间较长, 利用无损检测技术能够检测到腐蚀损伤的原始尺寸, 并且对损伤进行跟踪检测, 以此判断损伤情况的发展情况, 从而做出有效的预防措施, 避免损伤的增加, 从另一个侧面延长了结构的使用寿命。另外, 利用无损检测技术进行检测时, 能够避免对飞机结构的破坏, 不仅降低了工作人员的作业强度, 也能够有效的提高工作效率。

针对老龄飞机结构腐蚀的特点, 必须要利用无损检测技术才能满足其检测需求, 具体需要从以下几个方面考:1) 老龄飞机结构仍然能够满足当前的飞行训练和执行任务的需要, 如果其结构老化和腐蚀现象都较为严重, 无法再继续服役, 则无需进行无损检测;2) 老龄飞机结构能够满足应用无损检测技术的需要, 确保其在相关的技术方面能够满足利用无损检测技术的条件;3) 接受无损检测的结构损坏程度不会对飞机的飞行产生影响;4) 利用无损检测技术的经济成本符合成本预算要求, 在结构组件的更换费用方面能够满足当前的预算需求。确定利用无损检测技术对老龄飞机结构腐蚀进行检测之后, 则需要根据飞机的腐蚀类型、腐蚀位置以及结构自身的尺寸等等要求, 对无损检测设备和技术, 以及现场检测环境等参数进行确定。

蒙皮结构腐蚀是当前老龄飞机结构腐蚀中一种较为常见的现象, 老龄飞机的蒙皮结构通常是由铝合金板制造而成, 铝合金板对腐蚀具有很高的敏感型, 在飞机服役的过程中很容易发生孔蚀和应力腐蚀等情况。尤其是蒙皮搭接件的部位, 由于老龄飞机在制造工艺方面具有一定的局限性, 所以很容易形成腐蚀。通过对大部分老龄飞机进行普查时可发现, 大部分老龄飞机的蒙皮搭接件部位都存在着不同程度的腐蚀问题, 且危险性较高, 对飞机的飞行安全产生了较大的安全隐患。利用常规的目视检测无法达到理想的检测效果, 因此可以利用红外检测技术对老龄飞机结构腐蚀进行检测。红外检测技术是一种常见的无损检测技术, 其主要是利用辐射原理, 通过被检测结构表面的温度变化来判断缺陷的存在。红外检测技术在航空领域中有着广泛的应用, 其主要被应用于针对飞机蒙皮和结构的腐蚀检测, 且检测结果十分理想。

3 无损检测技术在老龄飞机检测领域的发展

随着我国航空技术的快速发展, 越来越多的新型飞机投入到现役飞行任务中, 但是仍然有相当数量的老龄飞机仍然在执行飞行任务, 飞机的老化已经是摆在我们面前的一个重要课题。为了促进空军装备和技术的不断提升, 必须要全面提高老龄飞机的检测和维修水平, 而无损检测技术的应用仍然是主要的趋势。具体可以从以下三方面分析:

1) 加大无损检测技术的研究力度, 在掌握先进检测技术的同时, 促进无损检测指标体系的不断完善。在信息化时代的大背景下, 无损检测技术也必然想着更加数字化和智能化的方向发展, 最终将能够突破时间和空间的限制, 在任何环境下都能够达到较高的检测水平。通过无损检测指标体系的建设与完善, 能够为无损检测技术的发展提供必要的数据支撑。

2) 对老龄飞机的维修技术支持。通过应用无损检测技术, 可以增强对腐蚀损伤、裂纹等检测能力, 也可降低在检测过程中产生的损伤, 进而延长老龄飞机的使用寿命。同时, 无损检测技术具有现场检测的优势, 可减少工作量、节约成本、保证维修效率与质量, 由过去的定时维修方法转变成视情维修策略, 可及时发现老龄飞机存在的问题或安全隐患, 及时采取维护措施, 增强对老龄飞机的防腐保护。这样, 飞机构件经过检查之后可更好地满足飞行训练、执行任务等要求, 降低由于结构件腐蚀而产生的维修费用。

3) 加强对无损检测人员培训体制的建设与完善, 无损检测技术的推广与应用仍然会受到操作人员的技术和经验等因素的影响, 因此必须要加强对人员培训体制的建设, 完善无损检测技术人员的上岗制度, 减少由于人为因素对无损检测技术的影响。

4 结束语

老龄飞机由于服役时间较长, 而且在制作工艺和材料等方面, 都与新型飞机存在着一定的差距, 因此老龄飞机更加容易受到腐蚀, 而且腐蚀的速度和范围也有明显的加快趋势。利用无损检测技术对老龄飞机结构腐蚀进行检测, 能够准确而且快速的判断老龄飞机结构的腐蚀程度, 而且能够为检测和预防工作提供必要的理论和数据, 从而为老龄飞机的使用提供更加有效的保障。

参考文献

[1]田云飞, 曹宗杰, 赵利杰.老龄飞机结构腐蚀的无损检测技术分析研究[J].中国科技信息, 2012.

飞机检测 篇8

某型飞机武器通道通过机载导弹指挥仪来控制每个挂架上导弹武器的投放, 采用军用1553B总线进行控制, 为了增加导弹指挥仪对导弹武器投放控制的可靠性, 导弹指挥仪主机到每个挂点之间采用双通道总线控制, 其物理连接主要包括耦合器、端接器、总线电缆和挂架上的电连接器等, 从故障产生的机理来看, 上述总线传输线路中的所有部件都是可能的故障点, 只要其中的任意一个部件失效, 就有可能引起总线传输的失败。目前, 部队列装的某型飞机还未配备武器通道总线一线检测设备。在外场, 对武器通道总线的检查通常是加挂导弹模拟器, 模拟导弹发射指挥仪与导弹之间的通讯来判断总线传输的技术状态, 如果出现故障, 专业人员无法判断双通道中哪一路出现故障, 更无法对故障进行定位, 给部队的技术保障带来困难, 制约了部队战斗力的生成。为此, 研制了武器通道总线检测仪, 有效解决了上述问题的困扰。

1 功能设计

某型飞机武器通道总线检查仪主要用于对某型歼击轰炸机机载武器通道、吊舱通道和雷达通道1553B数据总线传输情况的检查, 并实现各通道故障余度的故障定位。

2 总体设计

某型飞机武器通道总线检查仪主要包括硬件和软件两部分, 其总体结构图如图1所示。

2.1 硬件集成

某型飞机武器通道总线检查仪的硬件部分主要包括便携式加固计算机、两块1553B总线接口卡 (每块提供2个1553B总线通道) 和一块数字I/O采集模块, 以及全套电缆。全套电缆共7根, 分别是2根BC端电缆、4根各检测点对应的RT端电缆和自检电缆等, 其中每根RT端电缆包含有航空插头、线式耦合器、终端负载和编码插头。自检电缆和RT端电缆在靠近总线检查仪的一端连接有编码插头, 用以区分各个电缆和检测的连接状态。

(1) 便携式加固计算机。总线检查仪采用机箱结构为上翻盖方式的便携式加固计算机, 便于外场使用, 其参考图片如图2所示。该计算机的机壳采用高强度铸铝合金铸造而成, 从元器件到结构部件都采取了严格的减震抗振措施, 具有很强的减震抗振能力, 具有好的电磁兼容性能。

(2) 1553B总线接口卡。由于各检测段不能同时检测, 且各检测段都存在A和B 2个通道, 如果总线检查仪一次只能检查一个通道的工作情况, 则存在A和B通道检测切换的问题, 而且操作起来也比较麻烦。因此, 为了满足同时检测两个通道的设计要求, 总线检查仪包含了两块1553B总线接口卡, 其中一块作为A和B2个通道的BC, 另一块作为A和B 2个通道的RT。2块1553B总线接口卡之间的连接关系如图14所示。因此, 实际检测时, 存在2个检测回路, 分别检测A和B 2个1553B总线传输通道。由于2块1553B总线接口卡的总线接口插座是完全一样的, 为区分2个通道, 两块1553B总线接口卡总线接口应做明显的标记, 其中插座1A, 2A为蓝色标记, 插座1B, 2B为红色标记, 相应的电缆也要做同样的标记。

1553B总线接口卡拟选用天津8357所的HT-6301, 每块含有2个独立1553B总线通道, 与计算机的接口为PCI总线。

(3) 数字I/O采集模块。一般插于计算机插槽中的采集卡与外界连接的接口形式都是扁平式的, 如DB9, DB25, DB37, 这种接口方式固定不牢靠, 连接比较麻烦, 不太适合外场使用。如果添加转换电缆连接到航空插头, 连接将变得比较复杂, 改造也比较麻烦。最终选用美国国家仪器公司的USB-6501采集模块, 考虑到外场的使用和检查仪的整体布局, 将USB-6501采集模块固定于加固机内部, 通过其改造的USB电缆直接连接到主板上, 无需经过加固机后面的USB接口, 同时减少了一个槽位。其信号的输入通过航空插头连接到模块的连接器上即可。

(4) BC端电缆。对于武器通道来说, 由于机上10A电缆和10B电缆的长度固定, 同时考虑到与总线检查仪总线接头的匹配问题, 采用BC端电缆来完成10A和10B电缆到总线检查仪的转接和加长。BC端电缆连接在总线接口卡1 (作为BC) 的插座1A和1B与被测线路之间, 同时解决连接接口的匹配问题。

吊舱通道的情况和武器通道基本相同, BC端电缆直接与原来吊舱显控器对接的总线接头对接即可;对于雷达通道来说, 由于该总线上的所有终端的总线接口形式相同, 需要两个相同的BC端电缆;导弹指挥仪的10A插座型号为DK-621-0440-4P, 10B插座型号为DK-621-0440-4S, 而总线接口板的接口插座型号为BJ77。BC端电缆的两端必须选择与它们相对应型号的插头, 否则无法实现总线信号的传输。具体的连接方法为将原先连接到导弹指挥仪主机ZJ1-9C的10A, 10B插座的总线电缆与BC端电缆上的10A, 10B插座;BC端电缆上的1A, 1B插头分别连接到总线检查仪上的1A, 1B插座。

(5) RT端电缆。RT端电缆连接在被测线路和总线检查仪的总线接口卡2 (作为RT) 的插座2A和2B之间, 实现总线的延长, 检测段和电缆的识别。

由于机翼下悬挂梁上的总线接口与最远的耦合器的距离超过了6 m, 且悬挂梁到总线检查仪的距离有7 m, 如果中间没有耦合器, 会影响到检测效果。因此, 在靠近悬挂梁上的总线接口处需要增加一组总线耦合器, 以延长总线, 保证总线的正常传输。总线耦合器有盒式和线式两种, 其中盒式耦合器体积稍大, 便于实验室使用;线式耦合器, 体积较小, 可以很方便地串联在电缆中, 且不影响电缆的外观。在该电缆中, 将采用线式耦合器, 由于耦合器是三通形式的, 其中两个端口用于总线的延长, 另一个端口必须连接终端负载, 否则将会影响总线的传输。

(6) 自检电缆。在使用总线检查仪对机上1553B总线传输线路检查前, 必须确保总线检查仪自身能正常工作, 通过连接自检电缆, 并运行总线检查仪检查软件, 观察自检情况。自检电缆连接在两块1553B总线接口卡之间, 其中插头1A与插座1A对接, 插头1B与插座1B, 插头2A与插座2A对接, 插头2B与插座2B对接, 完成自检状态时的总线传输。

2.2 软件设计

总线检查仪应用软件将多个功能相似的模块合并到一个面板进行设计, 形成一系列分层面板模块, 其面板组织图如图3所示, 主要Splash面板和主界面, 主界面采用标签面板, 包括消息包设置面板 (包括BC消息包面板和RT消息包面板) 、线路检测面板 (包括自动检测面板和手动检测面板) 、检测数据面板、辅助排故面板和关于系统面板。采用模块化设计, 方便应用软件的设计和多人合作开发。

(1) 软件界面设计。主要有标题栏、累计使用时间显示区、标签面板显示区、检查仪硬件工作状态指示区和退出按钮等组成。

标题栏:武器通道总线检查仪。

累计使用时间显示区:显示总线检查仪累计使用的时间。

标签面板区:总线检查仪应用软件的主显示区, 采用的标签面板形式, 从左到右依次是线路检测面板 (包括自动检测面板和手动检测面板) 、消息包设置面板 (包括BC消息包设置面板和RT子地址数据设置面板) 、检测数据面板、辅助排故面板和关于系统面板。

检查仪硬件工作状态指示区:主要显示总线检查仪所用的两块1553B总线接口板和数字I/O接口模块的工作状态。

(2) 控制流程设计。首先显示Splash面板, 并完成1553B接口卡和数字I/O卡自检和初始化, 然后在主界面完成相应的选择控制, 依据操作标签面板, 选择相应的操作内容。其中消息包数据的设置有模拟产生或读取此前保存过的消息包数据文件两种方法, 这两种方法产生的消息包数据可随时进行修改;线路检测可分为自动和手动两种方式。在多点检测的基础上, 通过辅助排故可获得下一步的排故措施。

(3) Splash面板设计。Splash画面主要显示总线检查仪上盖面 (设备名称、研制单位和分院科研标志) 和上盖打开时的正面图片, 同时在左下角显示机内2块1553B接口板和USB-6501的自检和初始化过程。如果每块板卡自检不成功, 则弹出相应的提示对话框。

(4) 自检及初始化。通过采集获取数字采集模块的产品类型, 如果产品类型不正确, 则给出警告提示“数字采集模块的设置被修改或删除”;通过获取数字采集模块的序列号, 如果序列号不正确, 则给出警告提示“数字采集模块USB6501没有连接”;通过设置数字采集模块端口1, 如果数字采集模块端口1设置不成功, 则给出警告提示“数字采集模块USB6501端口1设置不成功”;通过执行开始采集任务命令, 如果开始采集任务命令执行不成功, 则给出警告提示“开始采集任务命令出错”。一旦给出警告提示, 就说明USB-6501自检及初始化不成功, USB-6501将无法完成后面的实时采集任务。为了便于用户了解该软件的其他内容, 在给出警告提示的同时, 还给出是否“继续”的提示, 供用户选择。

(5) 自动检测设计。线路自动检测主要通过BC端定时器循环依次发送A通道BC→RT, A通道RT→BC, B通道BC→RT, B通道RT→BC消息包数据, 其面板如图4所示, 以蓝色背景颜色表示当前的通道和发送方向, 同时实时比较RT端接收到的数据, 一旦消息包中的数据出现任何不一致时, 在右边的检测结果中以红色前景颜色显示当前通道的发送方向故障。

(6) 手动检测设计。线路手动检测主要通过手动设置所要检测的通道和发送方向, 以及时间间隔。通过设置时间间隔, “手动-自动”选择开关, “发送-停止”按钮, 消息包的传送方向的操作, 可完成相应的设置, 自动检查被检测段A和B 2通道的传输情况。同时实时比较RT端接收到的数据, 并将检测结果显示在右下角区域的检测结果区中。一旦消息包中的数据出现任何不一致时, 在右下角区域的检测结果中以红色前景颜色显示当前通道的发送方向故障。

3 结束语

某型飞机武器总线检测仪的研制, 极大提高了该型飞机导弹火控系统总线传输线路性能检测的效率和速度, 对于提高飞机的战斗力具有非常重要意义。经部队试用证明, 该检测仪工作稳定可靠, 操作简便, 易于维护, 不仅满足了航空兵部队息化精确保障要求, 而且稍作改动可扩展满足部队其他主战飞机, 满足了现代战争对航空装备技术保障能力的需要。

摘要：为解决某型飞机武器通道总线传输线路的性能检测, 提高传输的可靠性, 研制了武器通道总线检测仪;检测仪通过两块1553B总线接口板分别模拟总线控制器和终端, 采用Lab Windows/CVI软件开发平台, 基于总线消息结构定义、消息包的设置以及双定时器中断控制技术, 实现了便于模拟数据包发送接收和比较的双余度总线线路自动检测功能;结果表明, 该检测仪能够对武器通道总线传输线路的故障进行有效诊断和定位, 且技术先进, 性能优越, 极大地提高了维修保障效率。

关键词：火控总线,检测仪,设计

参考文献

[1]熊华刚, 王中华.先进航空电子综合技术[M].北京:国防工业出版社, 2009.

[2]支超有.机载数据总线技术及其应用[M].北京:国防工业出版社, 2009.

飞机检测 篇9

关键词：复合材料结构,损伤,无损检测,损伤评估

引言

复合材料由于其高比强度和比刚度、良好的抗腐蚀和抗疲劳性能, 在航空制造领域中应用越来越多。飞机复合材料是一种复杂的多相体系, 并且结构及材料成形同时完成, 成型过程中各种不确定的影响因素都难以避免会使结构产生缺陷。飞机在使用过程中, 复合材料结构会受到载荷的作用、人为因素和自然环境条件的影响而导致各类的损伤产生。无论制造缺陷还是使用损伤都会严重威胁飞机复合材料结构的安全使用。了解复合材料结构件损伤的类型及其检测和评估方法, 对于保障飞机安全高效运行是十分重要的。

1 飞机复合材料结构损伤类型

飞机的复合材料构件从制造到服役使用过程都可能会产生各种缺陷和损伤。复合材料制造过程中缺陷的典型原因包含原材料缺陷、固化过程没控制好、铺层错误、混入杂质, 脱模方法错误等。缺陷主要有气孔、分层、层间断裂、界面分离、夹杂物、固化不佳、钻孔损伤等。在飞机使用过程中, 伴随着意外损伤和环境损伤的产生, 例如不当操作、疲劳、外来物、撞击, 沙石、冰雹和雷击、腐蚀等都是产生损伤的原因。损伤形式包括裂纹、划伤、烧伤、凹坑、分层、穿透损伤、腐蚀坑、表面氧化、夹层结构脱粘等等。

按照飞机复合材料结构损伤的严重程度, 可将其分为允许、可修理和不可修理三种损伤。可允许损伤是指不影响结构性能或完整性的轻微损伤, 界定结构件可允许损伤的范围和标准 (例如具体的尺寸和条件等) 应由相应机型的结构修理手册中给出。对可允许损伤, 应根据具体情况确定是否修理。如果允许损伤有扩展的可能性导致结构的剩余强度下降并引起设计寿命的下降, 应当在要求的时限内完成修复。通常对可允许损伤做简单的修理, 以防损伤进一步扩展。可修理损伤是指损伤的严重程度超过了许可损伤的范围, 致使结构的强度、刚度等性能下降而加强的损伤。不可修理损伤是指超出可修理范围极限的损伤, 对此只能更换损失的原复合材料构件。

2 飞机复合材料结构损伤检测方法

通过适当方法对飞机复合材料结构进行检测是发现缺陷和损伤的重要技术手段。现在针对飞机复合材料结构损伤检测的有效且常用的方式主要有目视检测、敲击、超声波、X射线、涡流、红外线成像检测等, 下面简单介绍其基本原理和适用范围。

2.1 目视检测

目视检查是复合材料结构完整性检查的常用检查方法。所有复合材料部件在进行无损检测之前, 凡是能够目视检查到的部位, 都必须进行目视检查。这一方法既不包括在无损检测范围内, 也不属于破坏性检查, 但它是复合材料结构维修工作中实际应用的重要检查方法。在目视检查时, 因环境条件和检查条件的不同, 视线可达性和视力局限性以及要达到的检查目的不同, 往往需要借助照明光源、放大镜和内窥镜等简单的辅助工具。目视检查能发现构件常见的冲击、凹痕、裂纹、外沿分层和脱胶、烧蚀等损伤。

2.2 敲击检测

敲击检测是基于声学原理, 用一小锤、硬币等轻轻敲击被检测复合材料结构, 根据声音的变化确定损伤部位。这种方法对于检查脱胶和分层损伤是最简单和最通用的方法。当用一枚硬币或其他小的金属件轻轻敲打没有脱胶的夹芯结构时, 将会听到清脆的金属铃声。如果出现脱胶, 将会听到钝的重击声。敲击的速率应当足够快, 以便产生足够的声响并用耳朵来辨别任何的声调差异。敲击法可检出分层、脱粘等损伤;最适合夹层结构中脱粘损伤。最常见的检测工具是根据被检测结构制作的敲击小锤, 敲击锤可以是由有机玻璃、木质、钢、铜等制成。智能敲击检测是基于普通敲击法基础上结合声振检测原理, 利用数字敲击锤敲击使待检结构产生的机械振动来判断构件的强度和缺陷等的新型敲击检测方法, 适用于蜂窝结构检测。敲击有可能把结构内部原件变化所产生的声调改变误认为缺陷。此外, 这种方法不适于噪声较大的环境, 应当在尽可能安静的地方, 由熟悉零件内部结构的人员进行检测。在检查薄壁时, 应避免工作表面产生小的凹坑。

2.3 超声检测

超声检测技术是通过对超声波与被检件的相互作用后的反射或衰减进行分析, 从而根据回波或透过波的差异判断损伤情况的一种检测方法。用于复合材料结构损伤检测的超声波频率一般在1~10MHz范围, 常用频率为5MHz。该检测方法技术已较为成熟, 具有强穿透力、灵敏度高、方便安全等特点, 检测设备轻便且成本低, 尤其是便携式超声波检测仪, 在外场维修检测中使用十分方便。超声波检测技术目前是复合材料检测中使用最广泛的一种方法, 适用于结构的分层、脱胶、层间疏松、胶接气孔和疏松、孔隙含量等损伤或缺陷的检测。用于复合材料结构的超声波检测法主要有两种:超声脉冲反射法和超声穿透法。超声脉冲反射法通过超声波探头发射脉冲波到被测构件内, 然后根据反射波的情况来确定构件损伤或缺陷。超声穿透法是依据脉冲波或连续波穿透构件之后的能量变化来判断损伤或缺陷。穿透法常采用两个探头, 一个用作发射, 另一个用作接收, 分别放置在被测构件的两侧进行检测, 如图2所示。

2.4 X射线检测

X射线是一种能量高、波长短、穿透力强的电磁波, 当穿过某种物体时会由于其被吸收或散射而衰减导致强度下降。复合材料结构中存在的孔穴、裂纹、疏松等缺陷或者和夹杂物部分对X光的吸收程度都与完好结构部分不同。通过感光胶片对穿过构件的X射线显影并检验之后便可以判断结构中是否存在缺陷。除了上述缺陷外, 采用此方法还可检测复合材料构件中的横向裂纹。

2.5 涡流检测

涡流检测的基本原理是电磁感应, 可用于检测导电材料的缺陷或损伤, 检测灵明度高。因此, 采用涡流检测法只能检测导电的树脂基复合材料的纤维断裂损伤。涡流检测能发现复合材料表面的损伤和近表面的内部损伤, 尤为对断裂损伤敏感, 其最大优点是在位检测方便。涡流检测分为高频涡流检测和低频涡流检测。高频涡流用于检测复合材料构件表面或近表面的纤维断裂与裂纹;低频涡流用于检测复合材料表面以下部分的裂纹。图4所示为涡流检测原理。涡流检测除检测损伤外, 还可用于检测复合材料夹芯结构的厚度, 例如, 采用涡流检测仪和探头用于检测机头雷达罩的厚度, 检测误差在±0.005in以内。

2.6 红外线成像

红外线成像是基于物体的热辐射特性, 利用被检构件的不连续性的缺陷对热传导性能的影响使构件表面的红外辐射能力发生变化, 通过红外照相将这种变化转化为可见的温度图像, 从而判断构件缺陷或者损伤的一种非接触式检测方法。它具有检测灵敏度高、检测效率高、检测结果显示直观等特点, 可用于复合材料结构的脱胶、撞击损伤和积水的检测。

其它检测方法还有激光全息检测、着色渗透、微波检测等等。飞机上不同类型结构、损伤的检测所采用的方法是不同的。上述检测方法各有优缺点, 并且相互之间往往不能完全替代, 应当依据结构损伤的具体情况和检测需求选择合适的一种或者多张方法, 从而准确、完整地检测构件的缺陷和损伤。另外, 实际操作过程中还需要考虑资金成本、安全、实施的环境和工序等问题。

3 飞机复合材料结构损伤评估

飞机复合材料构件的损伤评估是维修过程中重要的一个环节。如果飞机复合材料结构检测出了损伤, 就需要对其损伤进行评估, 并据此选择修理方法和制订修理方案。损伤评估主要从结构 (件) 的重要程度、损伤的位置、损伤类型、损伤程度等方面综合考虑。

结构的重要程度可由其重要性确定, 飞机复合材料结构包含关键部件、主要部件和次要部件。受损而失效会导致飞机发生危险甚至失事的部件为关键部件;主要部件受损而失效则会严重影响飞行正常操纵;次要部件则是指自身受损失效对飞机正常工作不产生干扰也不会发生人机安全问题的部件。修理关键部件时, 应十分小心谨慎, 严格按照结构修理手册和工卡实施修理工作。损伤的程度包括损伤面积的大小、深浅和数量。采用相应的检测方法对复合材料部件的损伤区域实施彻底地检测, 可以确定损伤的程度。

损伤检测时应以可见损伤的最长轴单边为中心的半径100mm内的圆形区域进行检测, 如图5所示。损伤类型根据产生原因和检测结果界定。一个复合材料结构件有时会出现几个相同或者不同性质的损伤。对相邻的损伤可按下面的原则来处理:如果两个及两个以上损伤靠得很近, 则将它们视为一个整体损伤;具体的损伤距离x值在结构修理手册相关章节中给出, 如图6所示;对于分处不同结构区域和跨结构区域的同一种损伤, 都应按照标准更高的结构修理方法修理;相邻区域的维修铺层不可重叠, 一般都要求满足间隙≥5mm。

4 结束语

伴随复合材料在飞机上的应用范围和重要性的增加, 对其损伤的检测和评估要求也相应提高。通过合适的方法对飞机复合材料损伤检测并按照相关进行准确的损伤评估, 是制定具体维修方案和维修实施的前提和基础, 是保证飞行安全的重要技术手段。

参考文献

[1]杜龙, 万建平.复合材料损伤及结构修理技术[J].教练机, 2012 (4) :60-68.

[2]周圣林, 董一平.飞机复合材料的NDT方法研究[J].飞机设计, 2007 (12) :43-46.

[3]田秀云, 杜洪增.复合材料结构及维修[M].北京:中国民航出版社, 1996.

[4]谢小荣, 杨小林.飞机损伤检测[M].北京:航空工业出版社, 2006.

飞机检测 篇10

根据飞机机翼蒙皮的结构特点以及探伤要求, 我们选用超声波手动扫查检测方法对飞机机翼进行探伤, 操作人员根据仪器显示的超声信号进行缺陷类型判别和定位及区域标记。超声波换能器作为超声波探伤机中的重要组成部分, 它的设计直接影响着仪器的探伤灵敏度以及探测范围等。因此, 针对飞机机翼的材料组成以及形状, 设计相应的水浸聚焦换能器显得尤为重要。

1水浸聚焦换能器设计

1.1水浸聚焦换能器

凡能将任何其他形式能量转换成超音频振动形式能量的器件均可用来发射超声波, 具有可逆效应时又可以用来接收超声波, 这类元件称为超声换能器, 俗称探头。随着中国航空航天领域的高速发展, 对缺陷定量的要求日益提高, 而常规探头测定的缺陷面积或指示长度往往与缺陷实际尺寸相差较大。飞机机翼在服役过程中, 非常容易产生分层、蜂窝芯层脱粘等平面面积型损伤。为满足探伤要求以及节约探伤成本, 我们设计了一款专用的是纵波水浸聚焦直探头。水浸聚焦直探头能够根据检测对象参数进行超声波聚焦设置提高检测灵敏度, 通过调节水层厚度来减小甚至去除超声波近场区长度的影响。实验证明, 使用聚焦探头所测定的缺陷面积或指示长度结果要比常规探头更加精确。

1.2探头参数设计与制造

当平面波入射到曲界面上时, 其折射波将发生聚焦或者发散。此时折射波的聚焦或者发散不仅与曲面的凹凸有关, 而且与界面两侧介质中的波速有关。对于凸透镜, 当с1>с2时聚焦。为了节约探伤成本和方便手工扫查, 我们在普通直探头 (2.5PΦ14Z) 的压电晶片前面加个声透镜来制作聚焦探头。声透镜靠晶片一面是平面, 另一面是曲面。探头制作过程中, 首先粘接阻尼块与晶片。粘接时, 使用由环氧树脂与二乙烯三胺制成的粘接剂固定在探头壳中。声透镜的制作是采用浇注的方法, 把环氧树脂与细钨粉按一定比例为1:0.5混合均匀, 然后利用固化剂压混合物浇注在晶片表面上, 再用球面压块压上。当钨粉、环氧树脂和固化剂压混合物固化成型后, 去掉压块便可制得声透镜。

1.3探头焦距与水层厚度的计算

在超声波检测中, 水浸聚焦检测是将工件置于水中, 以水中耦合介质, 用聚焦探头进行探头与工件的非接触法探测来实现的。在水浸检测中, 超声波是先进入水, 再进入检测工件中的。当水层厚度较小时, 近场区有可能会分布在水, 工件这两种介质中。由于飞机机翼蒙皮的厚度较小 (约为8mm) , 为了避免这种情况的发生, 在设计水层厚度时, 我们可以在超声波信号进入工件之前完成聚焦, 从而减小检测盲区。

对于水浸聚焦直探头来说, 其焦距是一个十分重要的参数。焦距F与声透镜的曲率半径γ之间的关系为:

式中:c1—声透镜声速 (2696m/s) ;c2—水中声速 (1480m/s) 。

从公式 (1) 中, 可以看出, 水浸聚焦直探头焦距的关键参数是声透镜的曲率半径和声透镜中的声速。通过计算可得:F≈2.2γ。

1.4探头曲率半径设置

探头直径为14mm、频率为2.5MHz。经过计算可得水中近场区长度约为83mm (这是在理想声场下计算得出的水中近场区长度) 。但是在实际检测环境中, 实际声场是非均匀激发的脉冲波, 持续时间很短, 波源各点辐射的声波在声场中某点产生不完全干涉或不干涉。从而使实际声场近场区轴线上极值点减少, 近场区长度变短。根据聚焦声场的特性我们可知, 焦距应该小于近场区长度。结合上述理论与实际分析, 我们把水层厚度设计为66mm、声透镜的曲率半径为30mm。

1.5保护膜的厚度设置

鉴于所检测的工件表面粗超度的影响, 我们选择由有机玻璃制成的硬保护膜。超声检测时, 超声波通过一定厚度的异质薄层时, 反射和透射情况与单一平界面有所不同。实验中所用探头, 超声波信号首先经过一定厚度的水层, 再到达探头保护膜, 最后经过耦合剂 (水) 进入工件。在均匀介质中 (Z1=Z3≠Z2) 保护膜的厚度, 对超声波的声压反射率和透射率会产生影响。

当保护膜厚度为半波长的整数倍时, 其声波发生率达到最大。即当保护膜两侧声阻抗相等, 保护膜厚度为半波长的整数倍时, 超声波几乎全透射, 保护膜好像不存在一样。经过计算, 我们所采用的保护膜厚度选择为2.36mm。

2实验验证

通过上述分析, 选用2.5PΦ14Z探头, 其他参数设置分别为:水层厚度 (焦距) 66mm、声透镜的曲率半径30mm、保护膜的厚度2.36mm。我们使用该型参数设置探头与北京某研究所研制的复合材料超声检测仪配套使用, 对多架飞机机翼进行了探伤并通过多种途径验证了探伤结果的可靠性。

参考文献

[1]姚武文.新机复合材料构件损伤修理技术研究, 第四界中国航空学会青年科技论坛文集[M].北京:航空工业出版社, 2010.

[2]侯胜利, 姚武文, 董俊.飞机复合材料损伤无损检测方法及其选择[J].机电产品开发与创新, 2013.