CN102239270A - 利用激光冲击束防止金属飞机结构中的裂缝形成并减缓裂缝发展的方法 - Google Patents

利用激光冲击束防止金属飞机结构中的裂缝形成并减缓裂缝发展的方法 Download PDF

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多梅尼科·富尔法里
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Abstract

本发明提供一种利用激光冲击束防止金属飞机结构中的裂缝形成并减缓裂缝发展的方法，所述方法包括步骤：准备具有损伤点的飞机结构部件；利用具有第一波长和第一脉冲频率的第一脉冲激光束照射所述飞机结构部件的靠近所述损伤点的第一表面区域，其中来自所述第一激光束的能量被所述飞机结构部件吸收，并且其中压力波穿过所述飞机结构部件，从而在所述飞机结构部件中产生压缩预应力。

Description

利用激光冲击束防止金属飞机结构中的裂缝形成并减缓裂缝发展的方法
技术领域
本发明涉及用于防止金属飞机结构中的裂缝形成并减缓裂缝发展的方法。
背景技术
飞机结构中的裂缝通常归因于由于静态或动态机械应力而导致的材料弱化。特别是，材料疲劳由振动应力引起。裂缝被认为是对飞机结构的严重损伤并要求立即修复检测。所提及的裂缝是正常飞行操作的结果。
另外，裂缝的形成和发展可以由于在故障维护工作期间对飞机结构造成的刮痕形式的意外损伤而发生。刮痕经常在对铆钉连接部的维护期间发生，铆钉连接部将设置在搭接接头中的两个金属板连结。铆钉连接部出于维护目的而被打开，并且在制成新的铆钉连接部之前，腐蚀保护机构或粘合涂胶被引入搭接接头中的金属板之间。在维护之后，铆钉连接部被重新闭合，由此，一些粘合涂胶被挤出交叠区域。然后，过多挤出的涂胶被维护人员例如使用刀片移除。结果，金属板中的刮痕通常在搭接点附近产生。
这种意外损伤是随后的裂缝形成或随后的裂缝发展的起始点。因此，通过修复检测来消除这种类型的损伤以确保期望的飞行安全度是有利的。
在现有技术中，在维护期间以如下方式修复裂缝：形成有裂缝的整个区域被切除并用插入其中或设置在其上的新材料替换。在刮痕(预期裂缝将从该刮痕开始形成)的情况下，目前以与修复裂缝相同的方式执行修复过程。目前的修复方法具有缺点。一方面，机翼单元区域的替换是耗时的且修复和操作成本增加。替换的区域也是弱点，特别是就均匀连续的材料强度而言。因此，就新的裂缝形成而言，修复的区域仅能承受减小的强度。
所述问题特别是在铝基合金的情况下发生，但同样在钛合金中在较小的范围内发生。
通过现有技术可知，在使用前，用激光冲击照射(激光冲击硬化、激光冲击处理或激光冲击锻造)来处理易形成裂缝的材料区域。激光冲击照射是使用激光冲击束处理工件表面从而产生具有低压缩残余应力的区域的方法。激光冲击照射通常使用来自高能脉冲激光的辐射脉冲来将脉冲波或冲击波传递到工件表面上。来自激光束源的击射部件表面的脉冲激光束在表面的一部分上产生强的局部压缩力。由于该表面上的薄层或涂层(例如油漆带或油漆涂层)突然剥离或蒸发，在激光束的击射点处形成等离子体，从而产生爆炸力。来自快速蔓延的等离子体的压力脉冲释放进入物体的冲击波。由激光脉冲引起的压缩冲击波在部件中产生深的塑性压缩变形。这些塑性变形在材料中产生压缩残余应力。激光冲击照射被描述在名称为“改变材料性质”的美国专利3,850,698和名称为“激光冲击处理”的美国专利4,401,477中。在激光冲击照射中，强的局部压缩力被传递到工件表面的一部分上。激光冲击照射被用于在工件外表面上产生压缩应力保护层，从而相当大地提高工件的抗疲劳断裂性能。该应用被描述在例如名称为“激光冲击系统和方法”的美国专利4,937,421中。
预先在具有裂缝形成方面的风险的区域例如利用激光冲击照射进行一般处理的成本很高。如上所述，刮痕形式的损伤仅在局部特定位置发生。仅需要在环绕这些损伤区的区域中进行预防裂缝形成方面的处理。
发明内容
因此，本发明的目的在于提供一种方法，通过这种方法可以减少飞机结构部件上的呈刮痕形式的损伤的裂缝形成并减缓裂缝发展。该方法允许在处理损伤区的同时仅引起环绕损伤的区域的最小可能的弱化。此外，通过该方法所述表面可尽量小地被粗糙化。另外，以特别经济的方式防止并减缓裂缝形成和裂缝发展。
该目的通过根据本发明的利用激光冲击照射防止金属飞机结构中的裂缝形成并减缓裂缝发展的方法而实现，该方法具有权利要求1所述的特征。
对于所述利用激光冲击照射防止金属飞机结构中的裂缝形成并减缓裂缝发展的方法，在第一步骤中提供具有损伤区的飞机结构部件。
由于飞机结构部件随后被高能激光束照射，因此优选提供用于防止激光束对周界损伤的防护区域。为此目的，由于一方面对整个飞机的防护由于飞机的尺寸而非常复杂，另一方面飞机的敏感部件(例如发动机)必须被保护不受激光束影响，因此待照射的表面优选被局部地防护。为此，飞机可以停在例如飞机修理库中的合适的固定防护物下，或者可以由能以移动方式使用的防护装置防护。这些变型的优点在于，具有损伤区的部件不必被拆除，而拆除意味着相当大量的工作并具有再次损伤的风险。
在随后的方法步骤中，利用具有第一波长和第一脉冲频率的第一脉冲激光束照射所述飞机结构部件的靠近所述损伤区的第一表面区域，来自所述第一激光束的能量被所述飞机结构部件吸收，并且压力波穿过所述飞机结构部件，所述压力波在所述飞机结构部件中产生压缩预应力。
来自激光束源的击射到部件表面上的脉冲激光束在所述表面的一部分上产生强的局部压缩力。由于该表面上的薄层或涂层(例如油漆带或油漆涂层)突然剥离或蒸发，在激光束的击射点处形成等离子体，从而产生爆炸力。来自快速蔓延的等离子体的压力脉冲释放进入物体的冲击波。由激光脉冲引起的压缩冲击波在部件中产生深的塑性压缩变形。这些塑性变形在材料中产生压缩残余应力。本发明所基于的理念在于飞机结构中的与损伤区(例如刮痕)相邻的区域中的裂缝的形成和发展由于这种深入的压缩应力被引入到铝基合金中而被相当大地减少。因此，可以在不替换所涉及的部件的情况下有效地获得在损伤区周围的稳定性方面的改进。例如，利用根据本发明的方法，如果飞机结构部件的表面在维护期间意外地损伤，则在刮痕区域周围的激光冲击照射可在飞机结构部件承受动态永久负荷时防止刮痕引起疲劳裂缝。
为了防止裂缝的形成和发展，即使在飞机的制造期间，预期将受到引起损伤区的外表面效应的关键区域可根据本发明利用激光冲击照射来处理，从而提高这些区域的疲劳强度。
使用激光冲击束来提高特定结构区域的疲劳强度和处理刮痕区域的优点在于：机翼单元的强度方面的维护间隔可增加。因此，可降低操作成本。通过对刮痕的简单修复可减少飞机在地面进行维护的时间。飞行安全以及由此乘客的安全可通过机翼单元的改进特性而提高。
本发明的优选实施例和改进方案在从属权利要求中提供。
根据本发明的方法的一优选改进方案，由激光冲击束处理的第一表面区域完全环绕所述损伤区。这在所有方向上防止裂缝发展到所述损伤区之外。在损伤区处于所述飞机结构部件边缘的情况下，由激光冲击束处理的表面区域可特别优选地在损伤区与部件的重要结构区域之间延伸，因此可在特定方向上阻止裂缝发展，以防止裂缝蔓延到所述部件的特定区域中。
根据本发明的方法的一优选改进方案，在第一激光冲击照射之后，所述第一表面区域由第二激光束冲击照射，所述第二激光束具有与所述第一激光束不同的波长和/或脉冲频率。希望的材料特性的变化可使用两个不同的激光束通过组合处理来非常精确进行调节。因此，激光的波长和脉冲频率可用于调节压缩残余应力的类型及其在材料中的深度以及对部件表面的影响。
根据本发明的方法的一优选改进方案，靠近所述第一表面区域的第二表面区域由具有第二波长和第二脉冲频率的第二激光束处理。该第二表面区域优选被设置为环绕所述第一表面区域。就此而言，与在所述第一表面区域下面的部件材料中形成的压缩预应力相比，在所述第二表面区域下面的部件材料中可形成不同的压缩预应力。因此，利用所述第二表面区域下面的材料的改变的特性，可以防止已经通过所述第一表面区域形成的裂缝的进一步发展。
根据本发明的方法的一优选改进方案，所述第一激光束的功率根据所述第一激光在所述第一表面上的击射点距所述损伤区的距离而变化。利用根据本发明的方法的这种构造，飞机结构部件中的压缩预应力可根据距所述损伤区的距离以成比例的方式产生。因此，所制造的部件具有能够优选朝向所述损伤区增加或背离所述损伤区增加的压缩预应力梯度。从由激光冲击束处理的部件材料到未处理的部件材料的梯度过渡允许所述部件的提高的耐久强度。
根据本发明的方法的一优选改进方案，在激光冲击照射之后，所述损伤区被提供有基于塑性材料的涂层。该涂层可密封所述损伤区，并因此防止水分渗入所述损伤区内。因此，特别是如果表面涂层被所述损伤区损伤，可改进抗腐蚀性能。还可以优选执行阳极化处理过程。
根据本发明的方法的一优选改进方案，在激光冲击照射之后，相应的表面区域可被机加工。由于所述激光处理，经常发生所述部件的被激光照射的区域中的表面粗糙化。在这里，获得光滑的表面是有利的。为此目的，激光表面区域特别优选地被研磨，优选被抛光或照射。
根据本发明的方法的一优选改进方案，随着激光冲击照射，所述激光束在照射期间沿连续路径被引导，所述损伤区的位置通过光学传感器技术来检测，并且所述激光束在所述飞机结构部件上方被引导，从而距所述损伤区的固定距离被观测到。所述激光束可例如基本平行于线形刮痕被自动引导。因此，如果不希望的话，可避免损伤区本身的意外照射。
附图说明
在下文中，将参照附图基于实施例更加详细地描述本发明。
图1为飞机的两个结构部件的铆钉连接部的示意性剖视图；
图2为根据第一实施例的飞机结构部件的激光冲击照射的示意性剖视图；
图3为根据第二实施例的飞机结构部件的激光冲击照射的示意性剖视图。
在附图中，相同的附图标记代表相同或功能等同的部件，除非另外指明。
具体实施方式
图1为飞机的两个结构部件1、2的铆钉连接部3的示意性剖视图。第一飞机结构部件1和第二飞机结构部件2在搭接接头中一个位于另一个之上。它们被铆钉连接部3保持在一起。在第一飞机结构部件1中存在损伤区5，其可在使用刀片移除从搭接接头挤出的密封涂胶时例如作为刮痕出现。在此情形下，损伤区5基本为线形的并延伸到该附图平面中。
图2为根据第一实施例的飞机结构部件1的激光冲击照射的示意性剖视图。在这里，飞机结构部件1被示出为没有第二飞机结构部件2且没有铆钉连接部3。损伤区5延伸到该附图平面中。第一激光束50被引到飞机结构部件1上。激光束50在击射点12处击射飞机结构部件1。在该方法的这个阶段，击射点12距损伤区5距离A。在附图中，距离A由竖直辅助线和两个箭头表示。
图3为根据第二实施例的飞机结构部件1的激光冲击照射的示意性剖视图。邻近损伤区5提供有用于激光冲击束处理的飞机结构部件1的第一表面区域10和第二表面区域20。在所例示的所述方法的这个阶段，第二激光束60被引到第二表面区域20在击射点12处。激光在第二表面区域20上方沿连续路径移动，并执行激光冲击照射。在该优选实施例中，第二表面区域20的激光冲击照射在第一表面区域10的激光冲击照射之外执行。第一表面区域受到第一激光束50的激光冲击照射，而第二激光束60被用于第二表面区域。在该实施例中，与第一激光束50相比，第二激光束60具有不同的特性。因此，在此情形下，第二激光束的脉冲频率和光波长与第一激光束50的脉冲频率和光波长不同，以在第一表面区域10和第二表面区域20下面的材料区域中产生材料特性的不同变化。在任何情形下，由于该表面上的薄层或涂层(例如油漆带或油漆涂层)突然剥离或蒸发，在激光束60的击射点12处由脉冲激光束60形成等离子体，从而产生爆炸力。来自快速蔓延的等离子体的压力脉冲释放进入物体的冲击波。由激光脉冲引起的该压缩冲击波在部件中产生深的塑性压缩变形。这些塑性变形在材料中产生阻碍疲劳裂缝发展或蔓延的压缩残余应力。因此，根据本发明的方法可有效地稳定损伤区，以抵制疲劳裂缝的形成。
虽然在这里已基于优选实施例对本发明进行了描述，但本发明不限于此，而是可以多种不同方式修改。
附图标记列表
1    飞机结构部件
5    损伤区
10   第一表面区域
12   击射点
20   第二表面区域
50   第一激光束
60   第二激光束
A    距离
权利要求书(按照条约第19条的修改)
1.一种利用激光冲击束防止金属飞机结构中的裂缝形成并减缓裂缝发展的方法，包括如下步骤：
(a)提供具有损伤区(5)的飞机结构部件(1)，所述损伤区(5)为刮痕(5)形式的表面损伤；
(b)利用具有第一波长和第一脉冲频率的第一脉冲激光束(50)照射所述飞机结构部件(1)的靠近所述损伤区(5)的第一表面区域(10)，其中，在所述刮痕的区域周围执行激光冲击照射，来自所述第一激光束(50)的能量被所述飞机结构部件(1)吸收，并且压力波穿过所述飞机结构部件(1)，所述压力波在所述飞机结构部件(1)中产生压缩预应力。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一表面区域(10)完全环绕所述损伤区(5)。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，在方法步骤(b)之后的方法步骤(c)中，所述第一表面区域(10)由具有第二波长和第二脉冲频率的第二激光束(60)照射，所述第二波长和所述第二脉冲频率与所述第一波长和所述第一脉冲频率不同。
4.根据前述权利要求中任意一项所述的方法，其特征在于，在方法步骤(b)之后的方法步骤(c)中，靠近所述第一表面区域(10)的第二表面区域(20)使用具有第二波长和第二脉冲频率的第二激光束(60)处理，所述第二波长和所述第二脉冲频率与所述第一波长和所述第一脉冲频率不同。
5.根据权利要求3或4所述的方法，其特征在于，所述第二脉冲频率比所述第一脉冲频率大至少20％或者小至少20％。
6.根据权利要求3至5中任意一项所述的方法，其特征在于，所述第二波长比所述第一波长大至少20％或者小至少20％。
7.根据前述权利要求中至少一项所述的方法，其特征在于，所述第一表面区域(10)在距所述损伤区(5)小于20mm的距离处延伸。
8.根据权利要求3至7中至少一项所述的方法，其特征在于，所述第二表面区域(20)完全环绕所述第一表面区域(10)。
9.根据权利要求3至8中至少一项所述的方法，其特征在于，所述第二表面区域(20)在距所述损伤区(5)小于40mm的距离处延伸。
10.根据前述权利要求中至少一项所述的方法，其特征在于，所述第一激光束(50)的功率根据所述第一激光(50)在所述第一表面(10)上的击射点(12)距所述损伤区(5)的距离而变化。
11.根据权利要求10所述的方法，其特征在于，所述第一激光束(50)的功率随着所述第一激光(50)在所述第一表面(10)上的击射点(12)距所述损伤区(5)的距离的增加而增加。
12.根据前述权利要求中至少一项所述的方法，其特征在于，在方法步骤(b)之后或方法步骤(c)之后的方法步骤(y)中，所述损伤区(5)被提供有基于塑性材料的涂层。
13.根据前述权利要求中至少一项所述的方法，其特征在于，在方法步骤(b)之后或方法步骤(c)之后的方法步骤(z)中，所述第一表面区域(10)和/或所述第二表面区域(20)被机加工。
14.根据前述权利要求中至少一项所述的方法，其特征在于，在方法步骤(b)中，所述第一激光束(50)在照射期间在所述第一表面区域(10)中沿连续路径被引导，所述损伤区(5)的位置通过光学传感器技术被检测，并且所述激光束(50)在所述飞机结构部件(1)上方被引导，从而保持距所述损伤区(5)的固定距离(A)。

Claims (15)

1.一种利用激光冲击束防止金属飞机结构中的裂缝形成并减缓裂缝发展的方法，包括如下步骤：
(a)提供具有损伤区(5)的飞机结构部件(1)；
(b)利用具有第一波长和第一脉冲频率的第一脉冲激光束(50)照射所述飞机结构部件(1)的靠近所述损伤区(5)的第一表面区域(10)，其中，来自所述第一激光束(50)的能量被所述飞机结构部件(1)吸收，并且压力波穿过所述飞机结构部件(1)，所述压力波在所述飞机结构部件(1)中产生压缩预应力。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述损伤区(5)是刮痕(5)。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述第一表面区域(10)完全环绕所述损伤区(5)。
4.根据前述权利要求中任意一项所述的方法，其特征在于，在方法步骤(b)之后的方法步骤(c)中，所述第一表面区域(10)由具有第二波长和第二脉冲频率的第二激光束(60)照射，所述第二波长和所述第二脉冲频率与所述第一波长和所述第一脉冲频率不同。
5.根据前述权利要求中任意一项所述的方法，其特征在于，在方法步骤(b)之后的方法步骤(c)中，靠近所述第一表面区域(10)的第二表面区域(20)使用具有第二波长和第二脉冲频率的第二激光束(60)处理，所述第二波长和所述第二脉冲频率与所述第一波长和所述第一脉冲频率不同。
6.根据权利要求4或5所述的方法，其特征在于，所述第二脉冲频率比所述第一脉冲频率大至少20％或者小至少20％。
7.根据权利要求4至6中任意一项所述的方法，其特征在于，所述第二波长比所述第一波长大至少20％或者小至少20％。
8.根据前述权利要求中至少一项所述的方法，其特征在于，所述第一表面区域(10)在距所述损伤区(5)小于20mm的距离处延伸。
9.根据权利要求4至8中至少一项所述的方法，其特征在于，所述第二表面区域(20)完全环绕所述第一表面区域(10)。
10.根据权利要求4至9中至少一项所述的方法，其特征在于，所述第二表面区域(20)在距所述损伤区(5)小于40mm的距离处延伸。
11.根据前述权利要求中至少一项所述的方法，其特征在于，所述第一激光束(50)的功率根据所述第一激光(50)在所述第一表面(10)上的击射点(12)距所述损伤区(5)的距离而变化。
12.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，所述第一激光束(50)的功率随着所述第一激光(50)在所述第一表面(10)上的击射点(12)距所述损伤区(5)的距离的增加而增加。
13.根据前述权利要求中至少一项所述的方法，其特征在于，在方法步骤(b)之后或方法步骤(c)之后的方法步骤(y)中，所述损伤区(5)被提供有基于塑性材料的涂层。
14.根据前述权利要求中至少一项所述的方法，其特征在于，在方法步骤(b)之后或方法步骤(c)之后的方法步骤(z)中，所述第一表面区域(10)和/或所述第二表面区域(20)被机加工。
15.根据前述权利要求中至少一项所述的方法，其特征在于，在方法步骤(b)中，所述第一激光束(50)在照射期间在所述第一表面区域(10)中沿连续路径被引导，所述损伤区(5)的位置通过光学传感器技术被检测，并且所述激光束(50)在所述飞机结构部件(1)上方被引导，从而保持距所述损伤区(5)的固定距离(A)。
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