CN115625426A - 一种用于飞机机上复合材料损伤去除装置及方法 - Google Patents

一种用于飞机机上复合材料损伤去除装置及方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及飞机机上复合材料结构损伤去除领域，具体是一种用于飞机机上复合材料损伤去除装置及方法，包括：地面设备，设置在地面上，用于收录并将数据反馈至下一工位；执行机构，与地面设备连接配合，用于实时执行地面设备发送的信息；其具体方法步骤如下：S1、损伤区域检测与标识；S2、确定去除范围及层数；S3、确定复合材料损伤去除工艺参数；S4、激光损伤去除装置安装定位；S5、仪器调试与程序设定；S6、损伤去除与质量评估；通过高能量激光束和可伸缩旋转的吸盘系统联动配合，实现了飞机机上复杂曲面复合材料损伤的精准定量去除，保证了损伤去除的一致性，避免损伤去除区域的二次损伤。

Description

一种用于飞机机上复合材料损伤去除装置及方法
技术领域
本发明涉及飞机机上复合材料结构损伤去除领域，具体是一种用于飞机机上复合材料损伤去除装置及方法。
背景技术
复合材料由于比强度、比刚度高，耐腐蚀性好等优良特性被广泛应用于飞机部附件、蒙皮、维护口盖等结构部位，随着飞机的长时间服役，复合材料结构会出现分层、劈裂、凹坑等损伤，严重制约结构使用性能，针对上述类型损伤，常采用胶接修理方法予以解决。其中，胶接修理的一个关键工序需要对复合材料部位损伤进行去除，传统的损伤去除方式常采用人工机上打磨进行去除，质量一致性差、环境污染大、人员危害大，且易造成结构二次损伤。在实际修理条件下，大部分复合材料部件无法进行拆卸、无法实现地面修复后再安装过程，当前机械化手段难以满足精度及实际使用需要。
激光去除纤维复合材料过程，涉及到树脂材料热解、汽化、燃烧、碳纤维材料的烧蚀，以及气体反冲压力机械剥蚀作用。尤其是碳纤维的燃烧热接近汽油材料，在激光去除过程中如果材料参与燃烧，将释放出大量热能，对材料烧蚀去除影响巨大。碳纤维下层树脂基体热解形成气体，在碳纤维丝组成的微腔内压强极高，对碳纤维作用巨大的反冲压力，影响材料的去除效率与去除质量，选取合适的激光功率、频率尤为重要。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提出一种用于飞机机上复合材料损伤去除装置及方法。
一种用于飞机机上复合材料损伤去除装置，包括：
地面设备，设置在地面上，用于收录并将数据反馈至下一工位；
所述的地面设备包括控制系统、激光系统、传输系统；
执行机构，与地面设备连接配合，用于实时执行地面设备发送的信息；
所述的执行机构包括视觉检测-测温系统、除尘系统、安全辅助系统、吸盘系统。
所述的控制系统用于控制脉冲激光的输出方式，包括用于扫描运行路径、监测加工过程和设备状态的激光加工头。
所述的激光系统用于实现复合材料损伤区域的精准高效去除，包括振镜组件、光源传感器、用于提供高能量光纤脉冲激光光源。
所述的传输系统用于连接控制系统和激光系统，按照控制系统设定的运行路径和激光工艺参数设定激光系统，实现控制系统和激光系统的信息交互。
所述的视觉检测-测温系统用于采集损伤表面信息并监测损伤去除轮廓边缘区域温度。
所述的除尘系统用于收集因去除复合材料损伤区域造成的悬浮粉尘，防止人员受伤和设备故障。
所述的安全辅助系统包括防震装置、安全绳索和升降系统。
所述的吸盘系统包括吸盘支杆、真空吸盘、真空控制阀门，所述的吸盘支杆与真空吸盘之间铰接。
一种用于飞机机上复合材料损伤去除装置的方法，其具体步骤如下：
S1、损伤区域检测与标识：
借助无损检测设备，确定损伤区域，并使用记号笔人工标识复合材料损伤区域，记录损伤的材料体系、位置、深度、表面曲率类参数；
S2、确定去除范围及层数：
a、根据复合材料结构损伤部位和复合材料厚度及铺层信息，确定损伤去除范围；
b、启动图像识别系统，建立复合材料损伤区域的坐标系统，标定损伤去除区域b最大轮廓线的坐标位置；
c、确定损伤角度，并结合场镜聚焦深度，计算并确定去除层数；
S3、确定复合材料损伤去除工艺参数：
a、查阅手册根据复合材料体系的燃烧热、热膨胀系数类热力学参数，确定激光的脉冲带宽、平均功率、扫描速度，选取合适的激光器、激光加工头及其余组件；
b、结合步骤S2的数据参数，计算最大去除轮廓尺寸，规划激光加工头的运行轨迹，进行水平去除或者垂直去除；
S4、激光损伤去除装置安装定位：
a、连通地面设备，按照从上到下、从左到右、从里到外的顺序依次安装激光加工头及其余组件；
b、按中心安装法调整可伸缩支撑杆位置，保证激光加工头移动运行工作范围覆盖损伤去除区域；
c、根据损伤结构形状曲率特点，调整可伸缩支撑杆的高度、真空吸盘的角度和数量，确定位置并开启真空控制阀门，保证激光加工头与损伤区域切面平行，并调整各真空吸盘的气压，校验吸盘支撑杆稳定性，使激光去除系统固定于飞机较复杂的结构表面；
d、以机翼上表面为代表的水平或准水平面，设定角度不超过15度；以机翼局部存在较大斜角为代表的斜坡面，设定角度在15-60°范围，调节吸盘安装夹具角度，并适当增加真空吸盘的数量；
e、以垂直尾翼为代表的垂直面，设定角度60-90°，通过增加真空吸盘数量，并启动安全辅助系统，将吸盘系统与安全辅助系统相连。
S5、仪器调试与程序设定：
a、启动操作控制系统，参照步骤S2和步骤S3相关数据，设置去除层数、去除精度、去除效率；
b、输入激光的脉冲带宽、平均功率类参数，实现实现中心能量和边界的能量比可调节；启动测距定位系统，调整激光加工头位置，使其位于激光器中心；
c、建立激光头运行轨迹坐标系，并与步骤S2损伤去除坐标系重合校正，依据步骤S3设定激光加工头运行轨迹，并预览和调整激光加工头损伤去除运行轨迹，保证激光加工头最大轮廓线运行轨迹与步骤S2损伤去除区域最大轮廓线坐标位置重合，实现损伤精准去除；
S6、损伤去除与质量评估：
a、依次启动视觉检测-测温系统、除尘系统，观测并监控损伤去除区域状态，记录相关数据信息；
b、启动预热装置，驱动激光加工头去除第一层损伤，并识别纤维方向和损伤去除误差；损伤去除后损伤区域温度降至室温时，依次关闭控制系统、除尘系统；
a、借助无损检测设备检查损伤去除部位周围区域，防止激光加工去除区域b造成二次损伤，按从下到上、从右到左、从外到里的顺序依次关闭真空控制阀门、拆卸激光器、激光加工头及其余组件。
本发明的有益效果是：针对飞机复合材料复杂曲面的异形结构损伤难以原位精准高效去除的难题，本发明创新了一种用于飞机机上复合材料损伤去除的装置及方法，通过高能量激光束和可伸缩旋转的吸盘系统联动配合，实现了飞机机上复杂曲面复合材料损伤的精准定量去除，保证了损伤去除的一致性，避免损伤去除区域的二次损伤；该系统具有精准去除、安全可靠、节能环保、实时监控、功能集成类优点，适用于内外场多条件修理环境，有效降低了损伤去除周期，大幅度提升了复合材料胶接修复效率。
附图说明
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
图1为本发明的主视结构示意图；
图2为本发明的可伸缩支撑杆结构示意图；
图3为本发明的底盒立体结构示意图；
图4为本发明的损伤及其去除示意图；
图5为本发明的吸盘系统典型安装姿态一；
图6为本发明的吸盘系统典型安装姿态二；
图7为本发明的吸盘系统典型安装姿态三。
具体实施方式
为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面对本发明进一步阐述。
如图1至图7所示，一种用于飞机机上复合材料损伤去除装置，其特征在于：包括：
地面设备1，设置在地面上，用于收录并将数据反馈至下一工位；
所述的地面设备1包括控制系统2、激光系统3、传输系统4；
执行机构5，与地面设备1连接配合，用于实时执行地面设备1发送的信息；
所述的执行机构5包括视觉检测-测温系统6、除尘系统7、安全辅助系统8、吸盘系统9。
采用高能量的激光束照射到复合材料待去除表面的损伤部位，并加以吸盘系统9固定激光器15及配套装置，提出一种适用于飞机机上复合材料损伤去除的装置及方法，实现了飞机机上复杂曲面复合材料损伤的原位精准定量去除。
所述的控制系统2用于控制脉冲激光的输出方式，包括用于扫描运行路径、监测加工过程和设备状态的激光加工头10，确保加工精度和系统稳定。
所述的激光系统3用于实现复合材料损伤区域a的精准高效去除，包括振镜组件、光源传感器、用于提供高能量光纤脉冲激光光源。
针对飞机复合材料复杂曲面的异形结构损伤难以原位精准高效去除的难题，本发明创新了一种用于飞机机上复合材料损伤去除的装置及方法，通过高能量激光束和可伸缩旋转的吸盘系统9联动配合，实现了飞机机上复杂曲面复合材料损伤的精准定量去除，保证了损伤去除的一致性，避免损伤去除区域的二次损伤；该系统具有精准去除、安全可靠、节能环保、实时监控、功能集成类优点，适用于内外场多条件修理环境，有效降低了损伤去除周期，大幅度提升了复合材料胶接修复效率。
所述的传输系统4用于连接控制系统2和激光系统3，按照控制系统2设定的运行路径和激光工艺参数设定激光系统3，实现控制系统2和激光系统3的信息交互。
所述的视觉检测-测温系统6用于采集损伤表面信息并监测损伤去除轮廓边缘区域温度，实现过程去除的可视化监控和校核程序设定路径与真实去除过程之间误差，提升去除精度，同时防止温度超出阈值造成损伤区域a灼烧和仪器损坏。
所述的除尘系统7用于收集因去除复合材料损伤区域a造成的悬浮粉尘，防止人员受伤和设备故障。
所述的安全辅助系统8包括防震装置、安全绳索和升降系统，保证激光加工系统稳定运行工作，提升飞机机上损伤去除装置的可靠性，所述的防震装置、安全绳索和升降系统均是市面上的成熟技术，能够直接进行运用。
所述的吸盘系统9包括吸盘支杆12、真空吸盘13、真空控制阀门14，所述的吸盘支杆12与真空吸盘13之间铰接。
所述的可伸缩支撑杆11如图2所示，可收缩支撑杆11可沿XYZ三向平动，真空吸盘13与可伸缩支撑杆11结构间采用铰接方式，真空吸盘13可绕XYZ轴转动，用于应对从水平到垂直不同安装角度的工作环境，实现飞机机上复杂曲面的固定。
具体的，标号11a为支撑杆伸缩路径，即高度最高为该路径的距离；标号为11b为支撑杆运行轨道，即只能在这些地方安装运行。
具体的，标号为11c为真空吸盘13与可伸缩支撑杆11连接处的球头铰接部分。
一种用于飞机机上复合材料损伤去除装置的方法，其具体步骤如下：
S1、损伤区域a检测与标识：
借助无损检测设备，确定损伤区域a，并使用记号笔人工标识复合材料损伤区域a，记录损伤的材料体系、位置、深度、表面曲率类参数；
S2、确定去除范围及层数：
a、根据复合材料结构损伤部位和复合材料厚度及铺层信息，确定损伤去除范围；
b、启动图像识别系统，建立复合材料损伤区域a的坐标系统，标定损伤去除区域b最大轮廓线的坐标位置；
c、确定损伤角度，并结合场镜聚焦深度，计算并确定去除层数；
S3、确定复合材料损伤去除工艺参数：
a、查阅手册根据复合材料体系的燃烧热、热膨胀系数类热力学参数，确定激光的脉冲带宽、平均功率、扫描速度，选取合适的激光器15、激光加工头10及其余组件；
b、结合步骤S2的数据参数，计算最大去除轮廓尺寸，规划激光加工头的运行轨迹，进行水平去除或者垂直去除；
S4、激光损伤去除装置安装定位：
a、连通地面设备1，按照从上到下、从左到右、从里到外的顺序依次安装激光加工头10及其余组件；
b、按中心安装法调整可伸缩支撑杆11位置，保证激光加工头10移动运行工作范围覆盖损伤去除区域b；
c、根据损伤结构形状曲率特点，调整可伸缩支撑杆11的高度、真空吸盘13的角度和数量，确定位置并开启真空控制阀门14，保证激光加工头10与损伤区域a切面平行，并调整各真空吸盘13的气压，校验吸盘支撑杆11稳定性，使激光去除系统固定于飞机较复杂的结构表面；
d、以机翼上表面为代表的水平或准水平面，设定角度不超过15度；以机翼局部存在较大斜角为代表的斜坡面，设定角度在15-60°范围，调节吸盘安装夹具角度，并适当增加真空吸盘13的数量；
e、以垂直尾翼为代表的垂直面，设定角度60-90°，通过增加真空吸盘13数量，并启动安全辅助系统8，将吸盘系统9与安全辅助系统8相连。
S5、仪器调试与程序设定：
a、启动操作控制系统，参照步骤S2和步骤S3相关数据，设置去除层数、去除精度、去除效率；
b、输入激光的脉冲带宽、平均功率类参数，实现实现中心能量和边界的能量比可调节；启动测距定位系统，调整激光加工头10位置，使其位于激光器15中心；
c、建立激光头运行轨迹坐标系，并与步骤S2损伤去除坐标系重合校正，依据步骤S3设定激光加工头运行轨迹，并预览和调整激光加工头10损伤去除运行轨迹，保证激光加工头10最大轮廓线运行轨迹与步骤S2损伤去除区域b最大轮廓线坐标位置重合，实现损伤精准去除；
S6、损伤去除与质量评估：
a、依次启动视觉检测-测温系统6、除尘系统7，观测并监控损伤去除区域b状态，记录相关数据信息；
b、启动预热装置，驱动激光加工头10去除第一层损伤，并识别纤维方向和损伤去除误差；损伤去除后损伤区域a温度降至室温时，依次关闭控制系统2、除尘系统7；
a、借助无损检测设备检查损伤去除部位周围区域，防止激光加工去除区域b造成二次损伤，按从下到上、从右到左、从外到里的顺序依次关闭真空控制阀门14、拆卸激光器15、激光加工头10及其余组件。
以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (10)

1.一种用于飞机机上复合材料损伤去除装置，其特征在于：包括：
地面设备(1)，设置在地面上，用于收录并将数据反馈至下一工位；
所述的地面设备(1)包括控制系统(2)、激光系统(3)、传输系统(4)；
执行机构(5)，与地面设备(1)连接配合，用于实时执行地面设备(1)发送的信息；
所述的执行机构(5)包括视觉检测-测温系统(6)、除尘系统(7)、安全辅助系统(8)、吸盘系统(9)。
2.根据权利要求1所述的一种用于飞机机上复合材料损伤去除装置，其特征在于：所述的控制系统(2)用于控制脉冲激光的输出方式，包括用于扫描运行路径、监测加工过程和设备状态的激光加工头(10)。
3.根据权利要求1所述的一种用于飞机机上复合材料损伤去除装置，其特征在于：所述的激光系统(3)用于实现复合材料损伤区域(a)的精准高效去除，包括振镜组件、光源传感器、用于提供高能量光纤脉冲激光光源。
4.根据权利要求1所述的一种用于飞机机上复合材料损伤去除装置，其特征在于：所述的传输系统(4)用于连接控制系统(2)和激光系统(3)，按照控制系统(2)设定的运行路径和激光工艺参数设定激光系统(3)，实现控制系统(2)和激光系统(3)的信息交互。
5.根据权利要求1所述的一种用于飞机机上复合材料损伤去除装置，其特征在于：所述的视觉检测-测温系统(6)用于采集损伤表面信息并监测损伤去除轮廓边缘区域温度。
6.根据权利要求1所述的一种用于飞机机上复合材料损伤去除装置，其特征在于：所述的除尘系统(7)用于收集因去除复合材料损伤区域(a)造成的悬浮粉尘，防止人员受伤和设备故障。
7.根据权利要求1所述的一种用于飞机机上复合材料损伤去除装置，其特征在于：所述的安全辅助系统(8)包括防震装置、安全绳索和升降系统。
8.根据权利要求1所述的一种用于飞机机上复合材料损伤去除装置，其特征在于：所述的吸盘系统(9)包括吸盘支杆(12)、真空吸盘(13)、真空控制阀门(14)，所述的吸盘支杆(12)与真空吸盘(13)之间铰接。
9.利用权利要求1至8中任一项所述的一种用于飞机机上复合材料损伤去除装置的方法，其特征在于：其具体步骤如下：
S1、损伤区域(a)检测与标识：
借助无损检测设备，确定损伤区域(a)，并使用记号笔人工标识复合材料损伤区域(a)，记录损伤的材料体系、位置、深度、表面曲率类参数；
S2、确定去除范围及层数：
a、根据复合材料结构损伤部位和复合材料厚度及铺层信息，确定损伤去除范围；
b、启动图像识别系统，建立复合材料损伤区域(a)的坐标系统，标定损伤去除区域(b)最大轮廓线的坐标位置；
c、确定损伤角度，并结合场镜聚焦深度，计算并确定去除层数；
S3、确定复合材料损伤去除工艺参数：
a、查阅手册根据复合材料体系的燃烧热、热膨胀系数类热力学参数，确定激光的脉冲带宽、平均功率、扫描速度，选取合适的激光器(15)、激光加工头(10)及其余组件；
b、结合步骤S2的数据参数，计算最大去除轮廓尺寸，规划激光加工头的运行轨迹，进行水平去除或者垂直去除；
S4、激光损伤去除装置安装定位：
S5、仪器调试与程序设定：
a、启动操作控制系统，参照步骤S2和步骤S3相关数据，设置去除层数、去除精度、去除效率；
b、输入激光的脉冲带宽、平均功率类参数，实现实现中心能量和边界的能量比可调节；启动测距定位系统，调整激光加工头(10)位置，使其位于激光器(15)中心；
c、建立激光头运行轨迹坐标系，并与步骤S2损伤去除坐标系重合校正，依据步骤S3设定激光加工头运行轨迹，并预览和调整激光加工头(10)损伤去除运行轨迹，保证激光加工头(10)最大轮廓线运行轨迹与步骤S2损伤去除区域(b)最大轮廓线坐标位置重合，实现损伤精准去除；
S6、损伤去除与质量评估：
a、依次启动视觉检测-测温系统(6)、除尘系统(7)，观测并监控损伤去除区域(b)状态，记录相关数据信息；
b、启动预热装置，驱动激光加工头(10)去除第一层损伤，并识别纤维方向和损伤去除误差；损伤去除后损伤区域(a)温度降至室温时，依次关闭控制系统(2)、除尘系统(7)；
a、借助无损检测设备检查损伤去除部位周围区域，防止激光加工去除区域(b)造成二次损伤，按从下到上、从右到左、从外到里的顺序依次关闭真空控制阀门(14)、拆卸激光器(15)、激光加工头(10)及其余组件。
10.根据权利要求9所述的一种用于飞机机上复合材料损伤去除装置的方法，其特征在于：步骤S4中的激光损伤去除装置安装定位的方法步骤如下：
a、连通地面设备(1)，按照从上到下、从左到右、从里到外的顺序依次安装激光加工头(10)及其余组件；
b、按中心安装法调整可伸缩支撑杆(11)位置，保证激光加工头(10)移动运行工作范围覆盖损伤去除区域(b)；
c、根据损伤结构形状曲率特点，调整可伸缩支撑杆(11)的高度、真空吸盘(13)的角度和数量，确定位置并开启真空控制阀门(14)，保证激光加工头(10)与损伤区域(a)切面平行，并调整各真空吸盘(13)的气压，校验吸盘支撑杆(11)稳定性，使激光去除系统固定于飞机较复杂的结构表面；
d、以机翼上表面为代表的水平或准水平面，设定角度不超过15度；以机翼局部存在较大斜角为代表的斜坡面，设定角度在15-60°范围，调节吸盘安装夹具角度，并适当增加真空吸盘(13)的数量；
e、以垂直尾翼为代表的垂直面，设定角度60-90°，通过增加真空吸盘(13)数量，并启动安全辅助系统(8)，将吸盘系统(9)与安全辅助系统(8)相连。
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CN116213940A (zh) * 2023-05-04 2023-06-06 中国人民解放军空军工程大学 一种飞机复合材料大面积损伤原位去除打磨装置

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