CN109342572B - 一种外场飞机翼面蜂窝结构腐蚀损伤无损检测方法及系统 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种外场飞机翼面蜂窝结构腐蚀损伤无损检测方法及系统。所述外场飞机翼面蜂窝结构腐蚀损伤无损检测方法包括如下步骤：步骤1：使传感器支架和激振器支架处于同一个平面局部坐标系；步骤2：使传感器支架的平行边与待检区域的平行边对应平行；步骤3：将激振器支架的平行边与待检区域的平行边对应平行；步骤4：保证传感器和激振器在对应的支架上移动同样的距离所对应的平面投影是同一个点；步骤5：识别振动频率的衰减；步骤6：建立频响函数数据库；步骤7：判别蜂窝结构腐蚀损伤程度。本申请通过检测沿蜂窝壁纵向传播的振动波频率的衰减，判别蜂窝结构腐蚀损伤的程度。

Description

一种外场飞机翼面蜂窝结构腐蚀损伤无损检测方法及系统

技术领域

本申请属于飞机蜂窝腐蚀检测技术领域，特别涉及一种外场飞机翼面蜂窝结构腐蚀损伤无损检测方法及蜂窝结构腐蚀损伤检测系统。

背景技术

为了减轻结构重量，飞机结构的很多部件上采用了蜂窝结构，如平尾和垂尾的后缘、方向舵和副翼等舵面，采用全高度蜂窝结构，在使用过程中，由于环境温湿度反复变化，蜂窝结构易吸湿并发生腐蚀，使结构的承载能力降低。结构部件上有成千上万个蜂窝壁板，要检测腐蚀发生的部位和蜂窝壁板的腐蚀程度。目前针对蜂窝结构腐蚀损伤的检测方法有X射线成像、超声检测、红外成像等无损检测方法等，但受设备等因素限制，广泛应用于外场飞机腐蚀损伤检测的方式为打孔取样进行理化分析的方法，该方法需对飞机结构产生一定破坏，取样后需进行修补。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种外场飞机翼面蜂窝结构腐蚀损伤无损检测方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种外场飞机翼面蜂窝结构腐蚀损伤无损检测方法，所述外场飞机的翼面蜂窝结构腐蚀损伤无损检测方法包括如下步骤：步骤1：使传感器支架和激振器支架处于同一个平面局部坐标系；步骤2：使传感器支架的平行边与待检区域的平行边对应平行；所述传感器支架位于翼面的一侧；步骤3：将激振器支架放到与传感器支架对应位置的翼面的另一侧，激振器支架的相邻两吸盘连线与待检区域的平行边对应平行，激振器支架与传感器支架的基准点对应同一个平面坐标，激振器支架与传感器支架上的滑动轴的平面投影相对平行；步骤4：保证传感器和激振器在对应的支架上移动同样的距离所对应的平面投影是同一个点；步骤5：通过逐点扫描的方法，用脉冲激励或超声波激励，原位测量振动波沿各个检测区域的蜂窝壁的纵向传播的传递函数，识别振动频率的衰减；步骤6：建立频响函数数据库，所述频响函数数据库包括振动频率衰减与蜂窝结构腐蚀损伤程度的对应关系；步骤7：将获取的震动频率的衰减与频响函数数据库进行比较，判别蜂窝结构腐蚀损伤程度。

可选地，所述步骤4包括：

选定测量点，划分出多个检测区域，沿传感器支架移动传感器到第一测量点；沿激振器支架脉冲激励装置到第一测量点；传感器和脉冲激励装置对应于同一个蜂窝壁板，采集振动响应传递函数数据，识别振动频率的衰减。

本申请还提供了一种蜂窝结构腐蚀损伤检测系统，所述蜂窝结构腐蚀损伤检测系统包括：定位系统，所述定位系统用于使传感器支架和激振器支架处于同一个平面局部坐标系；数据采集测量系统，所述数据采集测量系统用于通过逐点扫描的方法，用脉冲激励或超声波激励，原位测量振动波沿各个检测区域的蜂窝壁的纵向传播的传递函数，识别振动频率的衰减；频响函数数据库系统，所述频响函数数据库系统用于生成频响函数数据库，所述频响函数数据库包括振动频率衰减与蜂窝结构腐蚀损伤程度的对应关系；对比模块，所述对比模块用于将获取的震动频率的衰减与频响函数数据库进行比较，判别蜂窝结构腐蚀损伤程度。

可选地，所述数据采集测量系统包括：

激振器组件，所述激振器组件用于给所述翼面提供脉冲激励或超声波激励；

传感器组件，所述传感器组件用于原位测量振动波沿各个检测区域的蜂窝壁的纵向传播的传递函数，识别振动频率的衰减。

可选地，所述激振器组件包括：

激振器；

可滑动激振器支架，所述激振器设置在所述可滑动激振器支架上。

可选地，所述可滑动激振器支架包括激振器支撑框架、激振器真空吸盘、激振器定位点、激振器纵向导轨、激振器横向滑轨、激振器滑动接头、激振器传感器支座。

可选地，所述传感器组件包括：

传感器；

可滑动传感器支架，所述传感器设置在所述可滑动传感器支架上。

可选地，所述可滑动传感器支架包括传感器定位吸盘、传感器X方向滑轨、传感器Y方向滑轨、传感器驱动电机、传感器传动带以及传感器双稳态碗型橡胶结构。

本申请至少存在以下有益技术效果：

本申请的外场飞机翼面蜂窝结构腐蚀损伤无损检测方法能够检测外场服役飞机的平尾、垂尾方向舵、舵面等结构上的蜂窝结构腐蚀损伤情况，通过检测沿蜂窝壁纵向传播的振动波频率的衰减，判别蜂窝结构腐蚀损伤的程度。

附图说明

图1是本申请一实施例中的外场飞机翼面蜂窝结构腐蚀损伤无损检测方法的流程示意图；

图2是传感器支架的结构示意图；

图3是激振器支架的结构示意图。

附图说明

1、激振器定位吸盘；2、激振器定位轴；3、激振器第一支臂连杆；4、激振器第二支臂连杆；5、激振器驱动电机；6、激振器电线；7、激振器夹持结构；8、带有阻尼器的激振器转动副；

9、传感器定位吸盘；10、传感器X方向滑轨；11、传感器Y方向滑轨；12、传感器驱动电机；13、传感器传动带；14、传感器双稳态碗型橡胶结构。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

下面结合各个附图对本申请的飞机做进一步详细说明。

图1是本申请一实施例中的外场飞机翼面蜂窝结构腐蚀损伤无损检测方法的流程示意图。

如图1所示的外场飞机的翼面蜂窝结构腐蚀损伤无损检测方法包括如下步骤：

步骤1：使传感器支架和激振器支架处于同一个平面局部坐标系；

步骤2：使传感器支架的平行边与待检区域的平行边对应平行；所述传感器支架位于翼面的一侧；在本实施例中，传感器支架的平行边指的是传感器Y方向滑轨；

步骤3：将激振器支架放到与传感器支架对应位置的翼面的另一侧，激振器支架的相邻两吸盘连线与待检区域的平行边对应平行，激振器支架与传感器支架的基准点对应同一个平面坐标，激振器支架与传感器支架上的滑动轴的平面投影相对平行；

步骤4：保证传感器和激振器在对应的支架上移动同样的距离所对应的平面投影是同一个点；具体地，通过指令设置初始位置和移动步长保证传感器和激振器位移量一致。

步骤5：通过逐点扫描的方法，用脉冲激励或超声波激励，原位测量振动波沿各个检测区域的蜂窝壁的纵向传播的传递函数，识别振动频率的衰减；

步骤6：建立频响函数数据库，所述频响函数数据库包括振动频率衰减与蜂窝结构腐蚀损伤程度的对应关系；

步骤7：将获取的震动频率的衰减与频响函数数据库进行比较，判别蜂窝结构腐蚀损伤程度。

本申请的外场飞机翼面蜂窝结构腐蚀损伤无损检测方法能够检测外场服役飞机的平尾、垂尾方向舵、舵面等结构上的蜂窝结构腐蚀损伤情况，通过检测沿蜂窝壁纵向传播的振动波频率的衰减，判别蜂窝结构腐蚀损伤的程度。

在本实施例中，所述步骤4包括：

选定测量点，划分出多个检测区域，沿传感器支架移动传感器到第一测量点；沿激振器支架脉冲激励装置到第一测量点；传感器和脉冲激励装置对应于同一个蜂窝壁板，采集振动响应传递函数数据，识别振动频率的衰减。

本申请还提供了一种蜂窝结构腐蚀损伤检测系统，所述蜂窝结构腐蚀损伤检测系统包括：

定位系统，所述定位系统用于使传感器支架和激振器支架处于同一个平面局部坐标系；

数据采集测量系统，所述数据采集测量系统用于通过逐点扫描的方法，用脉冲激励或超声波激励，原位测量振动波沿各个检测区域的蜂窝壁的纵向传播的传递函数，识别振动频率的衰减；

频响函数数据库系统，所述频响函数数据库系统用于生成频响函数数据库，所述频响函数数据库包括振动频率衰减与蜂窝结构腐蚀损伤程度的对应关系；

对比模块，所述对比模块用于将获取的震动频率的衰减与频响函数数据库进行比较，判别蜂窝结构腐蚀损伤程度。

在本实施例中，所述数据采集测量系统包括：

激振器组件，所述激振器组件用于给所述翼面提供脉冲激励或超声波激励；

传感器组件，所述传感器组件用于原位测量振动波沿各个检测区域的蜂窝壁的纵向传播的传递函数，识别振动频率的衰减。

在本实施例中，所述激振器组件包括：

激振器；

可滑动激振器支架，所述激振器设置在所述可滑动激振器支架上。

在本实施例中，所述可滑动激振器支架包括激振器定位吸盘1、激振器定位轴2、激振器支臂连杆、激振器定位连杆、激振器驱动电机5、带有旋转阻尼器的激振器转动副以及激振器夹持结构7。

激振器定位吸盘1能够提供足够的吸力支撑可移动激振器支架固定在飞机上。

激振器定位轴2与激振器定位吸盘1固连的轴，激振器定位轴2与一个带有阻尼器的激振器转动副8相连。

激振器支臂连杆与激振器定位轴2通过两个相互垂直的带有阻尼器的激振器转动副8连接，能够绕转动副的轴旋转，同时由于阻尼器的作用在没有外力作用的情况下可以保持与定位轴的角度。

激振器第一支臂连杆3与激振器第二支臂连杆4通过带有阻尼器的转动副连接，能够绕转动副的轴旋转，同时由于阻尼器的作用在没有外力作用的情况下可以保持与激振器第一支臂连杆3的角度；激振器第一支臂连杆3的另一端连接一个带有旋转阻尼器的转动副。

激振器驱动电机5与外接控制芯片相连，在控制芯片指令控制下输出旋转力矩，控制可移动激振器支架四个个转动副的旋转运动。

各个带有阻尼器的激振器转动副6用于在驱动电机和阻尼器的共同作用下，使得激振器第一支臂连杆3、激振器第二支臂连杆4和支臂连杆顶端的转动副转动相应角度；支臂连杆顶端的转动副连接夹持结构。

夹持结构带有夹持弹簧，夹持结构两瓣片夹在弹簧弹力作用下能够将激振器夹持不至脱落。

上述结构在外接控制芯片的指令控制下，实现激振器在被测区域的移动和与被测区域表面接触，实现激振器的快速移动与定位安装。

为了实施外场飞机蜂窝结构腐蚀损伤的无损检测，提高检测效率，需在划定的检测区域内快速、准确地移动、定位并安装振动激振器，激振器支架定位后，能快速将激振器调整到指定的测量点，并固定安装。本发明专利能够实现外场飞机通过蜂窝结构原位振动检测方法进行损伤检测过程中激振器位置的自动定位，在大面积、多测点情况下实施蜂窝结构原位振动检测时节省大量人力劳动。

参见图2，本发明的可移动激振器支架包括激振器定位吸盘1、激振器定位轴2、激振器第一支臂连杆3、激振器第二支臂连杆4、激振器驱动电机5、带有旋转阻尼器的激振器转动副、激振器夹持结构7。

定位吸盘能够提供足够的吸力支撑可移动激振器支架固定在飞机上。定位轴与定位吸盘固连的轴，定位轴与一个带有阻尼器转动副相连。支臂连杆与定位轴通过两个相互垂直的带有阻尼器的转动副连接，能够绕转动副的轴旋转，同时由于阻尼器的作用在没有外力作用的情况下可以保持与定位轴的角度。支臂连杆与支臂连杆通过带有阻尼器的转动副连接，能够绕转动副的轴旋转，同时由于阻尼器的作用在没有外力作用的情况下可以保持与支臂连杆的角度；支臂连杆的另一端连接一个带有旋转阻尼器的转动副。驱动电机与外接控制芯片相连，在控制芯片指令控制下输出旋转力矩，控制可移动激振器支架四个个转动副的旋转运动。本设计方案中用到四个带有阻尼器的转动副，分别在驱动电机和阻尼器的共同作用下，使得激振器第一支臂连杆3、激振器第二支臂连杆4和支臂连杆顶端的转动副转动相应角度；支臂连杆顶端的转动副连接夹持结构。夹持结构带有夹持弹簧，夹持结构两瓣片夹在弹簧弹力作用下能够将激振器夹持不至脱落。上述结构在外接控制芯片的指令控制下，实现激振器在被测区域的移动和与被测区域表面接触，实现激振器的快速移动与定位安装。

在本实施例中，所述传感器组件包括：

传感器；

可滑动传感器支架，所述传感器设置在所述可滑动传感器支架上。

参见图3，在本实施例中，所述可滑动传感器支架包括所述可滑动传感器支架包括传感器定位吸盘、传感器X方向滑轨、传感器Y方向滑轨、传感器驱动电机、传感器传动带以及传感器双稳态碗型橡胶结构。

传感器定位吸盘与传感器X方向滑轨相连，位于传感器X方向滑轨两条轨道两端，共计四个，传感器定位吸盘的吸盘结构能够吸附在飞机表面，吸盘将可滑动的传感器支架固定在划定的监测区域，真空吸盘的支脚高度可调，为传感器的移动和安装留出空间。

传感器X方向滑轨由两条平行的光滑轨道固定于两根连接横杆上构成，连接横杆起到固定轨道平行度的作用位于轨道两端内侧。

传感器Y方向滑轨是方向与X方向滑轨垂直的一根光滑导轨，与X方向滑轨配合使用能够沿X滑轨自由移动，Y方向滑轨与X方向传动带连接，能够在X方向传动带的带动下实现沿X方向滑轨的移动；Y方向滑轨与双稳态碗型橡胶结构相连。

传感器驱动电机是设有X方向驱动电机和Y方向驱动电机，分别与X方向传动带、Y方向传动带相连，驱动电机与外部控制芯片相连，在外部芯片指令的控制下带动传动带，进而实现对传感器位置的控制。

传感器传动带是包含X方向和Y方向两组，分别与X方向驱动电机和Y方向驱动电机相连，同时与Y方向滑轨和双稳态碗型结构相连。

传感器双稳态碗型橡胶结构是包含具有双稳态的碗型橡胶、小型作动器、连接钢丝、结构架四部分构成；双稳态碗型橡胶边缘固定于结构架上，结构架与Y方向滑轨配合使用，结构架与Y方向传动带相连，能够在传动带的带动下沿Y方向滑轨自由滑动；双稳态碗型结构尺寸选择满足当橡胶处于贴近飞机蒙皮稳态时，能够将传感器抵到飞机蒙皮上；小型做动器与结构架固连，当作动器沿作动方向增加行程时，推动双稳态碗型橡胶离开靠近作动器的稳态，在橡胶弹性的作用下碗型结构变为另一位置的稳态，同时连接作动器与碗型结构的钢丝张紧，当作动器行程收短时，带动钢丝向作动器方向移动，钢丝另一端的双稳态碗型结构也因之离开稳态位置，在弹性力作用下变为靠近作动器的稳态位置。

上述结构在外接控制芯片的指令控制下，实现传感器沿X、Y方向的移动以及在测量点与被测物面的接触，实现传感器的快速移动与定位安装。

参见图3，传感器定位吸盘9与传感器X方向滑轨10相连，位于传感器X方向滑轨两条轨道两端，共计四个。

吸盘结构能够吸附在飞机表面，起到固定可移动传感器支架的作用。

传感器X方向滑轨10由两条平行的光滑轨道固定于两根连接横杆上构成，连接横杆起到固定轨道平行度的作用位于轨道两端内侧。

传感器Y方向滑轨11方向与传感器X方向滑轨10垂直的一根光滑导轨，与传感器X方向滑轨配合使用能够沿传感器X滑轨自由移动，传感器Y方向滑轨与传感器X方向传动带连接，能够在传感器X方向传动带的带动下实现沿传感器X方向滑轨的移动。

传感器Y方向滑轨与传感器双稳态碗型橡胶结构14相连。

传感器驱动电机设有传感器X方向驱动电机和传感器Y方向驱动电机，分别与传感器X方向传动带、传感器Y方向传动带相连，传感器驱动电机与外部控制芯片相连，在外部芯片指令的控制下带动传动带，进而实现对传感器位置的控制。

传感器传动带13包含X方向和Y方向两组，分别与X方向驱动电机和Y方向驱动电机相连，同时与Y方向滑轨和双稳态碗型结构相连。

双稳态碗型橡胶结构14包含具有双稳态的碗型橡胶、小型作动器、连接钢丝、结构架四部分构成.

双稳态碗型橡胶边缘固定于结构架上，结构架与Y方向滑轨配合使用，结构架与Y方向传动带相连，能够在传动带的带动下沿Y方向滑轨自由滑动。

双稳态碗型结构尺寸选择满足当橡胶处于贴近飞机蒙皮稳态时，能够将传感器抵到飞机蒙皮上。

小型做动器与结构架固连，当作动器沿作动方向增加行程时，推动双稳态碗型橡胶离开靠近作动器的稳态，在橡胶弹性的作用下碗型结构变为另一位置的稳态，同时连接作动器与碗型结构的钢丝张紧，当作动器行程收短时，带动钢丝向作动器方向移动，钢丝另一端的双稳态碗型结构也因之离开稳态位置，在弹性力作用下变为靠近作动器的稳态位置。

上述结构在外接控制芯片的指令控制下，实现传感器沿X、Y方向的移动以及在测量点与被测物面的接触，实现传感器的快速移动与定位安装。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (1)

1.一种外场飞机翼面蜂窝结构腐蚀损伤无损检测方法，该方法采用蜂窝结构腐蚀损伤检测系统，所述蜂窝结构腐蚀损伤检测系统包括：

定位系统，所述定位系统用于使传感器支架和激振器支架处于同一个平面局部坐标系；

数据采集测量系统，所述数据采集测量系统用于通过逐点扫描的方法，用脉冲激励或超声波激励，原位测量振动波沿各个检测区域的蜂窝壁的纵向传播的传递函数，识别振动频率的衰减；

频响函数数据库系统，所述频响函数数据库系统用于生成频响函数数据库，所述频响函数数据库包括振动频率衰减与蜂窝结构腐蚀损伤程度的对应关系；

对比模块，所述对比模块用于将获取的震动频率的衰减与频响函数数据库进行比较，判别蜂窝结构腐蚀损伤程度；

所述数据采集测量系统包括：

激振器组件，所述激振器组件用于给翼面提供脉冲激励或超声波激励；

传感器组件，所述传感器组件用于原位测量振动波沿各个检测区域的蜂窝壁的纵向传播的传递函数，识别振动频率的衰减；

所述激振器组件包括：

激振器；

可滑动激振器支架，所述激振器设置在所述可滑动激振器支架上；

所述可滑动激振器支架包括激振器定位吸盘（1）、激振器定位轴（2）、激振器第一支臂连杆（3）、激振器第二支臂连杆（4）、激振器驱动电机（5）、带有阻尼器的激振器转动副（8）以及激振器夹持结构（7）；

所述传感器组件包括：

传感器；

可滑动传感器支架，所述传感器设置在所述可滑动传感器支架上；

所述可滑动传感器支架包括传感器定位吸盘、传感器X方向滑轨、传感器Y方向滑轨、传感器驱动电机、传感器传动带以及传感器双稳态碗型橡胶结构；

其特征在于，所述外场飞机的翼面蜂窝结构腐蚀损伤无损检测方法包括如下步骤：

步骤1：使传感器支架和激振器支架处于同一个平面局部坐标系；

步骤2：使传感器支架的平行边与待检区域的平行边对应平行；所述传感器支架位于翼面的一侧；

步骤3：将激振器支架放到与传感器支架对应位置的翼面的另一侧，激振器支架的相邻两吸盘连线与待检区域的平行边对应平行，激振器支架与传感器支架的基准点对应同一个平面坐标，激振器支架与传感器支架上的滑动轴的平面投影相对平行；

步骤4：保证传感器和激振器在对应的支架上移动同样的距离所对应的平面投影是同一个点；

所述步骤4包括：

选定测量点，划分出多个检测区域，沿传感器支架移动传感器到第一测量点；沿激振器支架移动激振器到第一测量点；传感器和激振器对应于同一个蜂窝壁板，采集振动响应传递函数数据，识别振动频率的衰减；

步骤5：通过逐点扫描的方法，用脉冲激励或超声波激励，原位测量振动波沿各个检测区域的蜂窝壁的纵向传播的传递函数，识别振动频率的衰减；

步骤6：建立频响函数数据库，所述频响函数数据库包括振动频率衰减与蜂窝结构腐蚀损伤程度的对应关系；

步骤7：将获取的震动频率的衰减与频响函数数据库进行比较，判别蜂窝结构腐蚀损伤程度。

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