专利名称：老化飞机结构损伤的光纤智能复合材料修复与健康监测方法
技术领域：
本发明涉及一种老化飞机结构损伤的修复，特别是一种采用光纤智能 复合材料修复老化飞机结构损伤及修复后的健康监测方法。
背景技术：
利用复合材料预浸料搭接修复老化飞机结构的方法可有效抑制现有 损伤的扩展，提高结构的使用寿命和使用安全性。与金属卯固技术相比， 复合材料搭接修复技术具有应力传递平稳、避免卯固带来的附加应力集 中，具有优异的疲劳与损伤容限性能，同时在结构曲面处易于施工等特点。 复合材料搭接层板修复通常设计为越接近层板边缘位置，层板厚度越低， 以降低层板边缘部分的应力集中所导致的层板破坏。因为修复结构发生损 伤破坏时，分层与脱粘破坏在这种楔形区域扩展迅速，所以对该区域进行 监测十分必要。
发明内容
本发明的目的是针对上述现有技术的不足，而引入了采用光纤智能复 合材料修复老化飞机结构损伤及修复后的健康监测方法。是一种实时监测 评估复合材料修复结构完整性的方法，利用该方法就可以对修复结构的损 伤(分层或脱粘)在达到危险尺寸前就能被监测出来，并提供预警信号， 确保修复结构的安全。
为实现上述目的，本发明采用下述技术方案利用埋入FBG光栅传感 器网络的智能复合材料搭接层板修复老化飞机结构损伤，以监测修复结构在服役过程中的应变状况，从而对修复结构的完整性进行评估。工作原理 该发明将FBG光栅传感器埋入复合材料搭接层板的边缘位置，当该区域出 现分层或脱粘破坏时，该区域的应变分布会发生改变，从而导致光栅传感 器测量应变异常或光栅反射光i普的异化，由此可确定搭接层板的破坏位置 和状况。
本发明是通过下述具体工艺步骤实现的
(a) 老化飞机结构和结构损伤的表面处理，主要处理过程为l)用 砂布打磨去除修理区域内的所有漆层；2)采用便携式吹砂枪对复合材料修 理区域进行吹砂处理，吹后可明显改变待修表面的状态，并除去表面陈旧 的和结合力不强的氧化层、污染物，增加机械结合力；3)用丙酮清洗修理 区域，以去除油脂、灰尘和其他外来物质；4)连续刷涂硅烷偶联剂15min， 刷涂后立即用电吹风烘干约15min，硅烷分子链的一侧对铝有亲合力，另 一侧对环氧树脂有亲合力，使经过处理的结构表面具有高的表面能，从而 获得较高的胶接强度与耐久性。
(b) 通过对结构损伤的分析诊断和设计计算，确定了复合材料粘接 层板的几何参数、铺层数量及铺层的取向，制作了对称式的复合材料粘接 层板。
(c) 在老化飞机结构与复合材料粘接层板之间使用树脂粘接层，可 根据设计要求选择相应的树脂类型。
(d) 树脂粘接层上^铺放复合材料粘接层板，树脂粘接层和复合材 料粘接层板的位置主要由结构损伤决定。复合材料搭接层板由复合材料预 浸料组成，其形状为逐层递减的楔形结构，^^复面积、^^复层数和递减长 度应根据设计要求设定。(e )将FBG光栅传感器埋入复合材料粘接层板的边缘位置并与其边 界平行。埋入FBG光栅传感器及光纤。具体的步骤为(l)将两段短光 纤粘接在光纤的刻写光栅部位，粘接剂使用502胶水；(2)短光纤的端 部用硅橡胶封装保护，为避免光栅的界面传递效果，在光栅部位不使用硅 橡胶；(3 )硅橡胶封装后的光纤光栅用502胶水粘接在两层窄布带间(碳 纤维、玻璃纤维或芳纶纤维布带)；(4)复合材料成型过程中，将布带 放入复合材料的预定位置。(5)光纤与复合材料的出入口位置，用硅橡 胶进行封装。
(f )埋入FBG光栅传感器的智能复合材料修复结构的成型采用真空 袋共固化的方法。完成一个固化周期需要几个步骤真空压紧、加温、固 化和降温。固化周期的长短由所用胶膜与预浸料决定。固化完成后，冷却 到6(TC以下后再释方文压力，拆除真空袋和分离膜。
本发明可实时监测评估复合材料修复结构完整性，利用该方法就可以 对修复结构的损伤分层或脱粘在达到危险尺寸前就能^皮监测出来，并提供 预警信号，确保修复结构的安全。具有方法科学、易于推广的特点。该发 明可广泛应用到军用或民用飞机结构损伤的修复及健康监测领域，对提高 飞机结构修复后的实时安全监测和评估具有重要意义。
图l是本发明的俯—见图。 图2是图1的侧视图。
具体实施方式
实施例
参照图l和图2,老化飞机结构损伤的光纤智能复合材料修复与健康监测方法，具体操作步骤(a )老化飞机结构1和结构损伤2的表面处理， 主要处理过程为l)用砂布打磨去除修理区域内的所有漆层；2)采用了便 携式吹砂枪对复合材料修理区域进行吹砂处理，吹后可明显改变待修表面 的状态，并除去表面陈旧的和结合力不强的氧化层、污染物，增加机械结 合力；3)用丙酮清洗修理区域，以去除油脂、灰尘和其他外来物质；4) 连续刷涂硅烷偶联剂15min，刷涂后立即用电吹风烘干约15min，硅烷分 子链的一侧对铝有亲合力，另一侧对环氧树脂有亲合力，4吏经过处理的结 构表面具有高的表面能，从而获得较高的胶接强度与耐久性。上述老化飞 机结构可以是金属结构，也可以是复合材料结构。
(b)通过对结构损伤2的分析诊断和设计计算，确定了复合材料粘 接层板3的几何参数、铺层数量及铺层的取向，制作了对称式的复合材料 粘接层板3。
(c )在老化飞机结构1与复合材料粘接层板3之间使用树脂粘接层 4。上述修复用复合材料粘接层板3可选用碳纤维(Kevlar纤维)/环氧 (双马)树脂复合材料预浸料。其形状为逐层递减的楔形结构，修复面积、 修复层数和递减长度应根据设计要求设定。
(d)树脂粘接层4上面铺放复合材料粘接层板3,树脂粘接层4和 复合材料粘接层板3的位置主要由结构损伤2决定。复合材料粘接层板3 与老化飞机结构1之间粘接用的树脂粘接层4。可以是环氧树脂或双马树 脂体系。
(e )将FBG光栅传感器5埋入复合材料搭接层板3的边缘位置并与 其边界平行。上述FBG光栅传感器可选择普通FBG光栅传感器或啁嗽FBG 光栅传感器。光纤选用聚酰胺涂层材料。FBG光栅传感器的应变解调装置可以选用MOI公司的动态应变解调仪SI425,也可以选用具有全光镨功能 的静态应变解调仪SI125-500。
埋入FBG光栅传感器5及光纤6。具体的步骤为(1 )将两段50-100mm 短光纤粘接在光纤的刻写光栅部位，粘接剂使用502胶水。(2)短光纤 的端部用硅橡胶封装保护，为避免光栅的界面传递效果，在光栅部位不使 用硅橡胶。(3 )硅橡胶封装后的光纤光栅用502胶水粘接在两层5mm宽 的窄布带间(碳纤维、玻璃纤维或芳纶纤维布带)。(4 )复合材料成型 过程中，将布带放入复合材料的预定位置。(5)光纤与复合材料的出入 口位置，用硅橡胶进行封装。
(f )埋入FBG光栅传感器5的智能复合材料修复结构的成型采用真 空袋共固化的方法。完成一个固化周期需要几个步骤真空压紧、加温、 固化和降温。固化周期的长短由所用胶膜与预浸料决定。本实施例采用的 固化参数为升、降温速率1. 5~ 3°C/min，固化时间60 ~ 90min,固化温 度120。C，真空压力不低于75kPa ( 750mb)。固化完成后，冷却到60。C以 下后再释;^文压力，拆除真空袋和分离膜。
权利要求
1、老化飞机结构损伤的光纤智能复合材料修复与健康监测方法，其特征在于该方法利用埋入FBG光栅传感器网络的智能复合材料搭接层板修复老化飞机结构损伤，以监测修复结构在服役过程中的应变状况，从而对修复结构的完整性进行评估，并可以对修复结构的损伤，分层或脱粘，进行实时监测评估，在达到危险尺寸前就能被监测出来，并提供预警信号。
2、 如权利要求1所述的老化飞机结构损伤的光纤智能复合材料修复 与健康监测方法，其特征在于该方法的具体步骤(a)老化飞机结构(1)和结构损伤(2)的表面处理，主要处理过 程为l)用砂布打磨去除修理区域内的所有漆层；2)采用了便携式吹砂枪 对复合材料修理区域进行吹砂处理，吹后可明显改变待修表面的状态，并 除去表面陈旧的和结合力不强的氧化层、污染物，增加机械结合力；3) 用丙酮清洗修理区域，以去除油脂、灰尘和其他外来物质；4)连续刷涂硅 烷偶联剂15min,刷涂后立即用电吹风烘千约15min,硅烷分子链的一侧 对铝有亲合力，另一侧对环氧树脂有亲合力，^使经过处理的结构表面具有 高的表面能，从而获得较高的胶接强度与耐久性，上述老化飞机结构可以 是金属结构，也可以是复合材料结构；(b )通过对结构损伤(2 )的分析诊断和设计计算，确定了复合材料 粘接层板(3)的几何参数、铺层数量及铺层的取向，制作对称式的复合 材料粘接层板(3 );(c )在老化飞机结构(1)与复合材料粘接层板(3 )之间使用树脂 粘接层(4),上述修复用复合材料粘接层板(3)可选用^f灰纤维，Kevlar 纤维/环氧(双马)树脂复合材料预浸料，其形状为逐层递减的楔形结构， 修复面积、修复层数和递减长度应根据设计要求设定；(d )树脂粘接层(4 )上面铺放复合材料粘接层板(3 ),树脂粘接层 (4)和复合材料粘接层板(3)的位置主要由结构损伤(2)决定，复合 材料粘接层板(3)与老化飞机结构(1)之间粘接用的树脂粘接层(4)， 可以是环氧树脂或双马树脂体系；(e )将FBG光栅传感器(5 )埋入复合材料搭接层板(3 )的边缘位 置并与其边界平行。
3、 如权利要求1和2所述的老化飞机结构损伤的光纤智能复合材料 修复与健康监测方法，其特征在于埋入FBG光栅传感器(5 )及光纤(6 ), 具体步骤为(1)将两段短光纤粘接在光纤的刻写光^HM立，粘接剂使 用502胶水；(2)短光纤的端部用硅橡胶封装保护，为避免光栅的界面 传递效果，在光栅部位不使用硅橡胶；(3 )硅橡胶封装后的光纤光栅用 502胶水粘接在两层窄布带间，如碳纤维、玻璃纤维或芳纶纤维布带；(4 )复合材料成型过程中，将布带放入复合材料的预定位置；(5 )光纤 与复合材料的出入口位置，用硅橡胶进行封装；(f )埋入FBG光栅传感器(5 )的智能复合材料修复结构的成型采用 真空袋共固化的方法，完成一个固化周期需要真空压紧、加温、固化和降 温几个步骤，固化周期的长短由所用胶膜与预浸料决定，固化完成后，冷 却到60。C以下后再释放压力，拆除真空袋和分离膜。
4、 如权利要求3所述的老化飞机结构损伤的光纤智能复合材料修复 与健康监测方法，其特征在于所述的固化参数为升、降温速率1.5~3 。C/min，固化时间60~90min，固化温度120。C，真空压力不低于75kPa。
5、 如权利要求3所述的老化飞机结构损伤的光纤智能复合材料修复 与健康监测方法，其特征在于所述的短光纤为50-100mm ;所述的窄布 带为5mm宽。
全文摘要
老化飞机结构损伤的光纤智能复合材料修复与健康监测方法，该方法利用埋入FBG光栅传感器网络的智能复合材料搭接层板修复老化飞机结构损伤，以监测修复结构在服役过程中的应变状况，从而对修复结构的完整性进行评估，并可以对修复结构的损伤，分层或脱粘，进行实时监测评估复合材料修复结构完整性，在达到危险尺寸前就能被监测出来，并提供预警信号，确保修复结构的安全。具有方法科学、易于推广的特点。该发明可广泛应用到军用或民用飞机结构损伤的修复及健康监测领域，对提高飞机结构修复后的实时安全监测和评估具有重要意义。
文档编号G01N21/84GK101561400SQ20091001152
公开日2009年10月21日 申请日期2009年5月13日 优先权日2009年5月13日
发明者卢少微, 伟 李, 王柏臣, 春 陆, 平 陈, 马克明, 禹 高 申请人:沈阳航空工业学院;大连理工大学