一种飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置制造方法
【专利摘要】一种飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置。其由敲击检测探头和监测器两部分组成，敲击检测探头通过无线的方式与监测器相连接；本实用新型以敲击检测技术为工作原理，结合自动化装置技术、现代电子技术、信号分析与处理技术和无线网络技术，采用敲击检测探头和监控器独立分开的结构，通过WIFI无线网络连接，实现测量信号、监测信号和控制信号的无线传输。在有效的WIFI无线网络范围内，敲击检测探头和监控器不受距离和环境的限制。敲击检测探头采用充电电池供电方式，易于便携式操作。另外，本装置具有设备简单，性价比高，操作方便，检测速度快，且受周围环境的影响小等特点，很适用于现场检测。
【专利说明】一种飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置
【技术领域】
[0001]本实用新型属于飞机复合材料无损检测【技术领域】，特别是涉及一种飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置。
【背景技术】
[0002]随着航空技术和材料科学技术的发展，复合材料在民用飞机中得到了越来越广泛的应用。其中，蜂窝结构复合材料是一种重要的类型。某些民用飞机的襟翼、副翼、垂直安定面、水平安定面、机身、客舱地板、舱门等均使用了这种材料。由于蜂窝结构复合材料的结构特点，其在非设计载荷、施工环境、异物撞击等作用下很容易出现损伤。其中，面板分层、脱粘是常见的损伤情况，这将直接危及飞机的飞行安全。分层损伤是两层或两层以上的材料层片间的分离；粘脱损伤通常发生在蜂窝芯与蒙皮之间，以及蒙皮与次极结构之间的粘接地带。敲击检测技术是最快捷和有效的无损检测技术之一，由于设备简单，操作方便，检测速度快，且受周围环境的影响小等特点，很适用于现场检测。之前，在波音和空客飞机结构修理手册中，已经将敲击检测技术用于飞机蜂窝结构复合材料面板分层、脱粘的损伤识别方法。
[0003]目前，飞机维护人员多使用小锤等工具，以适当力度去敲击飞机蜂窝结构复合材料待测件表面。当待测件存在面板分层和脱粘损伤时，会改变其固有物理特性，发出的“声音”也会变化。因此，维护人员依靠维修经验、人工敲击和主观判断，通过听到的声音来识别损伤，这样不仅易造成误判和漏判，而且操作量庞大、效率低、维护时间长。
[0004]由于国内对飞机蜂窝结构复合材料敲击检测和损伤识别的自动化技术研究尚处于起步阶段，所以目前尚未发现能够满足便携式在线维修、检测信号可视化、定量和定性损伤分析需求的飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置。
【发明内容】
[0005]为了解决上述问题，本实用新型的目的在于提供一种飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置。
[0006]为了达到上述目的，本实用新型提供的飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置由敲击检测探头和监测器两部分组成，敲击检测探头通过无线的方式与监测器相连接。
[0007]所述的敲击检测探头包括:壳体以及设置在壳体内部的风扇、印刷电路板、两个电荷放大器、第一充电电池、第二充电电池、隔板、激振器、两块固定板、连杆、传感器、锤头和两个螺杆；其中:壳体为由框架、前面板、后面板、两个侧面板和上面板构成的长方体形箱体结构；前面板上安装有复位开关、电源开关和风扇开关；后面板上安装有两个电池充电接口和一个WIFI天线；两个侧面板上分别形成有一个螺杆贯穿孔，用于插入螺杆；上面板上形成有一个风扇设置孔；风扇安装在上面板上的风扇设置孔内；印刷电路板利用四个支柱固定在风扇的下方；隔板水平设置在壳体内部中间部位；两个电荷放大器、第一充电电池和第二充电电池均安装在隔板上；两块固定板分别垂直设置在两个侧面板的下部内侧，其上分别形成有一个通孔；激振器的上端安装在固定板上，两侧分别形成有一个螺孔，并且利用两个分别依次贯穿两个侧面板上螺杆贯穿孔及两块固定板上通孔且前端插入在螺孔中的螺杆进行两侧固定；连杆上端固定在激振器下端，锤头连接在连杆下端；传感器与激振器的上下振动端头相连接，并且底端与锤头连接；印刷电路板上安装有电源转换电路模块、微处理器电路模块、驱动电路模块、无线传输电路模块和监测与保护电路模块；其中:微处理器电路模块分别与电荷放大器、驱动电路模块、无线传输电路模块和监测与保护电路模块相连接，电荷放大器与传感器连接，驱动电路模块与激振器连接，无线传输电路模块与WIFI天线连接，第一充电电池与驱动电路模块连接，电源转换电路模块分别与电荷放大器、微处理器电路模块和无线传输电路模块相连接，监测与保护电路模块分别与第一充电电池、第二充电电池、电源转换电路模块、驱动电路模块、无线传输电路模块和风扇相连接。
[0008]所述的上面板上安装有两个手柄和一个风扇网。
[0009]所述的激振器采用直流电动式激振器，用于驱动锤头敲击待测件表面。
[0010]所述的传感器采用压电式力/加速度双传感器，加速度传感器用于标准件或待测件表面振动信号的测量和采集，力传感器用于锤头敲击力信号的测量和采集。
[0011 ] 所述的隔板采用无磁材料，用于印刷电路板与激振器之间的电磁隔离。
[0012]所述的监测器包括一个触摸屏一体机、一个风扇、一个USB接口、一个主机电源开关、一个显不器电源开关、一个总电源插座和一个总电源开关；其中:触摸屏一体机通过USB串行接口与USB接口相连接，USB接口中设有WIFI无线网卡，触摸屏一体机通过USB接口上的WIFI无线网卡利用WIFI无线网络与敲击检测探头上的WIFI天线和无线传输电路模块建立连接。
[0013]本实用新型提供的飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置，以敲击检测技术为工作原理，结合自动化装置技术、现代电子技术、信号分析与处理技术和无线网络技术，采用敲击检测探头和监控器独立分开的结构，通过WIFI无线网络连接，实现测量信号、监测信号和控制信号的无线传输。在有效的WIFI无线网络范围内，敲击检测探头和监控器不受距离和环境的限制。敲击检测探头采用充电电池供电方式，易于便携式操作。另外，本装置具有设备简单，性价比高，操作方便，检测速度快，且受周围环境的影响小等特点，很适用于现场检测。能够满足便携式在线维修、检测信号可视化、定量和定性损伤分析需求。
【专利附图】
【附图说明】
[0014]图1为本实用新型提供的飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置示意图。
[0015]图2(a)为从正面观察时本实用新型提供的飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置中敲击检测探头结构立体图。
[0016]图2(b)为从背面观察时本实用新型提供的飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置中敲击检测探头结构立体图。
[0017]图2(c)为从顶面观察时本实用新型提供的飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置中敲击检测探头结构立体图。
[0018]图3为本实用新型提供的飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置中敲击检测探头内部构造图。
[0019]图4为本实用新型提供的飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置中监测器外部构造图。
[0020]图5为本实用新型提供的飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置系统框图。
【具体实施方式】
[0021]下面结合附图和具体实施例对本实用新型提供的飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置进行详细说明。
[0022]如图1所示，本实用新型提供的飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置由敲击检测探头I和监测器2两部分组成，敲击检测探头I通过无线的方式与监测器2相连接；
[0023]所述的敲击检测探头I放置在标准件或待测件表面上，通过WIFI无线网络，接收和解析监测器2的控制指令，按一定频率、力度、速度自动敲击材料表面并实时采集和向监测器2发送振动测量信号。
[0024]如图2、图3及图5所示，所述的敲击检测探头I包括:壳体以及设置在壳体内部的风扇16、印刷电路板17、两个电荷放大器19、第一充电电池20a、第二充电电池20b、隔板21、激振器22、两块固定板24、连杆26、传感器27、锤头28和两个螺杆13 ;其中:壳体为由框架3、前面板4、后面板5、两个侧面板6和上面板7构成的长方体形箱体结构；前面板4上安装有复位开关8、电源开关9和风扇开关10 ;复位开关8用于敲击检测探头I的程序复位并重新运行，电源开关9控制第一充电电池20a、第二充电电池20b对敲击检测探头I的供电，风扇开关10为风扇16的电源控制开关；后面板5上安装有两个电池充电接口 11和一个WIFI天线12 ;两个电池充电接口 11用于接通外接充电器，用于分别为第一充电电池20a和第二充电电池20b充电；WIFI天线12通过WIFI无线网络与监测器2相连接，用于实现测量信号、监测信号和控制信号的无线传输；两个侧面板6上分别形成有一个螺杆贯穿孔，用于插入螺杆13 ;上面板7上形成有一个风扇设置孔；风扇16安装在上面板7上的风扇设置孔内；印刷电路板17利用四个支柱18固定在风扇16的下方；隔板21水平设置在壳体内部中间部位；两个电荷放大器19、第一充电电池20a和第二充电电池20b均安装在隔板21上；两块固定板24分别垂直设置在两个侧面板6的下部内侧，其上分别形成有一个通孔25 ;激振器22的上端安装在固定板24上，两侧分别形成有一个螺孔23，并且利用两个分别依次贯穿两个侧面板6上螺杆贯穿孔及两块固定板24上通孔25且前端插入在螺孔23中的螺杆13进行两侧固定；连杆26上端固定在激振器22下端，锤头28连接在连杆26下端；传感器27与激振器22的上下振动端头相连接，并且底端与锤头28连接；印刷电路板17上安装有电源转换电路模块29、微处理器电路模块30、驱动电路模块31、无线传输电路模块32和监测与保护电路模块33 ;其中:微处理器电路模块30分别与电荷放大器19、驱动电路模块31、无线传输电路模块32和监测与保护电路模块33相连接，电荷放大器19与传感器27连接，驱动电路模块31与激振器22连接，无线传输电路模块32与WIFI天线12连接，第一充电电池20a与驱动电路模块31连接，电源转换电路模块29分别与电荷放大器19、微处理器电路模块30和无线传输电路模块32相连接，监测与保护电路模块33分别与第一充电电池20a、第二充电电池20b、电源转换电路模块29、驱动电路模块31、无线传输电路模块32和风扇16相连接。
[0025]所述的上面板7上安装有两个手柄14和一个风扇网15 ;手柄14为敲击检测探头I的手持操作手柄，可实现便携式检测，风扇网15用于保护风扇16。
[0026]所述的激振器22采用直流电动式激振器，用于驱动锤头28敲击待测件表面；传感器27采用压电式力/加速度双传感器，加速度传感器用于标准件或待测件表面振动信号的测量和采集，力传感器用于锤头敲击力信号的测量和采集；电荷放大器19用于振动信号和敲击力信号的转换和放大；隔板21采用无磁材料，用于印刷电路板17与激振器22之间的电磁隔离；第一充电电池20a和第二充电电池20b为敲击检测探头I提供正、负直流电源，其中第一充电电池20a为激振器22供电，第二充电电池20b分别为印刷电路板17、电荷放大器19和风扇16供电。
[0027]所述的电源转换电路模块29将第一、第二充电电池20a、20b所提供的直流电源转换为其他电路模块所需的工作电源；微处理器电路模块30用于向驱动电路模块31输出控制信号(脉冲信号)、采集传感器测量信号并进行A/D转换、接收监测与保护电路模块33的监测信号、生成发送数据包并向无线传输电路模块32发送数据、接收无线传输电路模块32数据并解析接收数据包、对激振器22实施控制、根据监测信号判断印刷电路板17上各电路模块的工作状态，向监测与保护电路模块33发送保护信号；驱动电路模块31将微处理器电路模块30的控制信号功率放大，并驱动激振器22振动；无线传输电路模块32用于生成和转换无线WIFI数据，并驱动WIFI天线12发送和接收信号；监测与保护电路模块33用于采集各电路模块、电池、风扇的监测信号，接收保护信号并切断总电源。
[0028]如图4所示，所述的监测器2包括一个触摸屏一体机34、一个风扇35、一个USB接口 36、一个主机电源开关37、一个显不器电源开关38、一个总电源插座39和一个总电源开关40 ;其中:触摸屏一体机34通过USB串行接口与USB接口 36相连接，USB接口 36中设有WIFI无线网卡，触摸屏一体机34通过USB接口 36上的WIFI无线网卡利用WIFI无线网络与敲击检测探头I上的WIFI天线12和无线传输电路模块32建立连接。
[0029]所述的监控器2连接到WIFI无线网络上，用于实时接收和解析敲击检测探头I的发送数据包；显示、分析和存储测量信号和监测信号，并识别待测件面板分层和脱粘损伤程度；设置敲击检测探头I的控制信息，生成接收数据包并向无线传输电路模块32发送数据；
[0030]现将本实用新型提供的飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置的工作原理阐述如下:
[0031]假设待测件具有固定的刚性特性，即受到瞬时外力敲击后，材料表面自由振动状态取决于其质量和材料性质。飞机蜂窝结构复合材料标准件与待测件属于同一种飞机蜂窝结构复合材料，而且标准件是待测件的无损伤件，具有相同质量和材料性质。如果待测件存在面板分层和脱粘损伤，其刚性特性与标准件相比会发生变化。对标准件与有损伤的待测件表面施加相同的瞬时外力敲击后，两者表面的自由振动状态不同。由于材料表面的振动加速度可以反映出其自由振动状态，测量振动加速度就可以检测振动状态的相关参数(即损伤识别参数)。通过标准件与待测件表面振动状态相关参数的相对量，从而识别出待测件相对于标准件的面板分层和脱粘损伤程度。
[0032]所述的飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置具有四种工作模式:
[0033]a.监控模式:监测与保护电路模块33实时采集印刷电路板17上各电路模块电源的电压、第一充电电池20a和第二充电电池20b的电压、风扇电源的电压三种监测信号，经电压传感器转换为数字信号并传输至微处理器电路模块30。如果任何一个监测信号出现问题，微处理器电路模块30将向监测与保护电路模块33发送保护信号，监测与保护电路模块33立即切断敲击检测探头I的总电源；
[0034]b.设置模式:工作人员在监测器2上设置敲击检测探头I的敲击频率、力度和速度参数，操作“发送”按键生成接收数据包，由USB接口 36上无线USB网卡发送至WIFI无线网络。敲击检测探头I通过WIFI天线12接收WIFI无线网络信号，由无线传输电路模块32转换后传输至微处理器电路模块30。微处理器电路模块30解析接收数据包并得到敲击频率、力度和速度数值，分别调制控制信号(脉冲信号)的频率、幅值和脉宽，并向驱动电路模块31传输控制信号。驱动电路模块31将控制信号功率放大后加载至激振器22，激振器22驱动锤头28上下振动标准件表面；
[0035]c.测量模式:敲击检测探头I上的传感器27实时采集飞机蜂窝结构复合材料表面振动加速度电荷信号(时域)和敲击力度电荷信号(时域)，经电荷放大器19将电荷信号转换成电压信号并放大，并传输至微处理器电路模块30。微处理器电路模块30生成发送数据包，由无线传输电路模块32转换为网路信号，经WIFI天线12发送至WIFI无线网络。工作人员在监测器2上操作“接收”按键，由USB接口 36上无线USB网卡接收WIFI无线网络信号。监测器2解析接收数据包，计算、储存和显示材料表面振动加速度信号的时域周期和振幅信息、频域的敏感频率峰值和相位、功率谱的敏感频率能量峰值和相位，敲击检测探头I的敲击力度值和周期；
[0036]d.分析模式:监测器2计算出待测件与标准件之间材料表面振动加速度信号的时域振幅和周期、频域的敏感频率峰值和相位、功率谱的敏感频率能量峰值和相位的相对变化量，以判断待测件面板分层和脱粘损伤情况和程度。
[0037]本实用新型提供的飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置的工作流程如下:
[0038]a.敲击检测探头I的电源开关9和风扇开关10处于“停止”位；监测器2的USB接口 36连接无线USB网卡，主机电源开关37和显示器电源开关处于“接通”位；
[0039]b.工作人员手持两个手柄14，将敲击检测探头I水平放置在标准件表面。电源开关9和风扇开关10处于“接通”位，敲击检测探头I上电初始化，进入监控模式。3秒钟后，进入设置模式和测量模式，得到标准件表面的振动信息；
[0040]c.工作人员手持两个手柄14，将敲击检测探头I水平放置在待测件表面。电源开关9和风扇开关10处于“接通”位，敲击检测探头I上电初始化，进入监控模式。3秒钟后，进入设置模式和测量模式，得到待测件表面的振动信息；
[0041]d.进入分析模式，显示待测件面板分层和脱粘损伤情况和程度。
【权利要求】
1.一种飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置，其特征在于:其由敲击检测探头⑴和监测器⑵两部分组成，敲击检测探头⑴通过无线的方式与监测器⑵相连接。
2.根据权利要求1所述的飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置，其特征在于:所述的敲击检测探头⑴包括:壳体以及设置在壳体内部的风扇(16)、印刷电路板(17)、两个电荷放大器(19)、第一充电电池(20a)、第二充电电池(20b)、隔板(21)、激振器(22)、两块固定板(24)、连杆(26)、传感器(27)、锤头(28)和两个螺杆(13);其中:壳体为由框架(3)、前面板(4)、后面板(5)、两个侧面板(6)和上面板(7)构成的长方体形箱体结构；前面板(4)上安装有复位开关(8)、电源开关(9)和风扇开关(10);后面板(5)上安装有两个电池充电接口(11)和一个WIFI天线(12);两个侧面板(6)上分别形成有一个螺杆贯穿孔，用于插入螺杆(13);上面板(7)上形成有一个风扇设置孔；风扇(16)安装在上面板(7)上的风扇设置孔内；印刷电路板(17)利用四个支柱(18)固定在风扇(16)的下方；隔板(21)水平设置在壳体内部中间部位；两个电荷放大器(19)、第一充电电池(20a)和第二充电电池(20b)均安装在隔板(21)上；两块固定板(24)分别垂直设置在两个侧面板(6)的下部内侧，其上分别形成有一个通孔(25);激振器(22)的上端安装在固定板(24)上，两侧分别形成有一个螺孔(23)，并且利用两个分别依次贯穿两个侧面板(6)上螺杆贯穿孔及两块固定板(24)上通孔(25)且前端插入在螺孔(23)中的螺杆(13)进行两侧固定；连杆(26)上端固定在激振器(22)下端，锤头(28)连接在连杆(26)下端；传感器(27)与激振器(22)的上下振动端头相连接，并且底端与锤头(28)连接；印刷电路板(17)上安装有电源转换电路模块(29)、微处理器电路模块(30)、驱动电路模块(31)、无线传输电路模块(32)和监测与保护电路模块(33);其中:微处理器电路模块(30)分别与电荷放大器(19)、驱动电路模块(31)、无线传输电路模块(32)和监测与保护电路模块(33)相连接，电荷放大器(19)与传感器(27)连接，驱动电路模块(31)与激振器(22)连接，无线传输电路模块(32)与WIFI天线(12)连接，第一充电电池(20a)与驱动电路模块(31)连接，电源转换电路模块(29)分别与电荷放大器(19)、微处理器电路模块(30)和无线传输电路模块(32)相连接，监测与保护电路模块(33)分别与第一充电电池(20a)、第二充电电池(20b)、电源转换电路模块(29)、驱动电路模块(31)、无线传输电路模块(32)和风扇(16)相连接。
3.根据权利要求2所述的飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置，其特征在于:所述的上面板(7)上安装有两个手柄(14)和一个风扇网(15)。
4.根据权利要求2所述的飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置，其特征在于:所述的激振器(22)采用直流电动式激振器，用于驱动锤头(28)敲击待测件表面。
5.根据权利要求2所述的飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置，其特征在于:所述的传感器(27)采用压电式力/加速度双传感器，加速度传感器用于标准件或待测件表面振动信号的测量和采集，力传感器用于锤头敲击力信号的测量和采集。
6.根据权利要求2所述的飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置，其特征在于:所述的隔板(21)采用无磁材料，用于印刷电路板(17)与激振器(22)之间的电磁隔离。
7.根据权利要求1所述的飞机蜂窝结构复合材料敲击检测与损伤识别装置，其特征在于:所述的监测器⑵包括一个触摸屏一体机(34)、一个风扇(35)、一个USB接口(36)、一个主机电源开关(37)、一个显不器电源开关(38)、一个总电源插座(39)和一个总电源开关(40);其中:触摸屏一体机(34)通过USB串行接口与USB接口(36)相连接，USB接口(36)中设有WIFI无线网卡，触摸屏一体机(34)通过USB接口(36)上的WIFI无线网卡利用WIFI无线网络与敲击检测探头(I)上的WIFI天线(12)和无线传输电路模块(32)建立连接。
【文档编号】G01N29/04GK204116284SQ201420625434
【公开日】2015年1月21日 申请日期:2014年10月27日 优先权日:2014年10月27日
【发明者】张迪, 蔡智勇, 邹阳, 何大坤, 李佳怡, 刘梦琪 申请人:中国民航大学