用于检测可能出现在飞机机舱使用期间的结构缺陷的监测单元和方法

用于检测可能出现在飞机机舱使用期间的结构缺陷的监测单元和方法
【专利摘要】本发明涉及一种监测单元（11），所述监测单元包括形成飞机机舱（1）的一部分的复合夹层结构（10），多个传感器（14）用于产生表示振动的振幅和/或频率的信号。每个所述传感器（14）通过例如射频的电磁波发送所述信号。每个传感器（14）是一个包括将机械能转换为电能的微机电系统。计算单元（15）适用于：评估源自所述信号的当前传递函数和预先定义的标称传递函数之间的差异；将每个所述差异与相应检测阈值相比较；以及，根据所述比较估计或评估在结构（10）中的所述结构缺陷的尺寸和位置。
【专利说明】用于检测可能出现在飞机机舱使用期间的结构缺陷的监测单元和方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种监测组件，用于检测可能出现在服务中的飞机机舱的结构缺陷。此外，本发明涉及一种监测方法，用于检测可能出现在服务中的飞机机舱的结构缺陷。
[0002]本发明尤其可应用在航空部门或在航空航天领域中，特别可用于进行喷气发动机舱结构的非破坏性测试。
【背景技术】
[0003]在现有技术中，在US6006163A中描述了一种对飞机发动机的某些部件进行非破坏性的测试的监测组件。这种监测组件包括一些连接到计算单元的压电传感器。所述压电传感器仅可以测量在需要监测的部件的外表面的振动的振幅。所述压电传感器向所述计算单元传达它们的测量结果，所述计算单元分析这些测量，以标识出可能出现的结构缺陷。
[0004]然而，每一个压电传感器必须由导电的电缆连接，一方面，连接到电源，另一方面，连接到计算单元。这种电源和这种连接的安装进行起来困难且昂贵。此外，由于要监测的部件所经历的振动和冲击，这种连接表现出显著的破坏风险。这种监测组件，因此非常不可靠，因为破坏情况下，可能无法检测到结构缺陷。
[0005]在本专利申请中，形容词“导通的”和动词“导通”、“连接”和“挂上”涉及的是电力传导，通常是通过固态导体实施。

【发明内容】

[0006]本发明的目的尤其在于解决上面提到的全部或部分问题。
[0007]为了这个目的，本发明的主题是一种监测组件，用于检测可能出现在服务中的飞机机舱的结构缺陷，所述监测组件的特征在于，它包括:
[0008]-至少一个具有至少两个不同层的复合材料夹层结构，所述结构适用于形成所述飞机机舱的至少一部分；
[0009]-多个传感器，被设置以便产生至少表示在服务中的飞机机舱的结构中产生的振动的振幅和/或频率的信号，每个传感器适用于以电磁波发射所述信号，例如通过射频，每个传感器由微机电系统(MEMS)形成，所述微机电系统包括将机械能(如受到冲击或振动的能量)转换成电能的装置；以及
[0010]-至少一个计算单元，适于:
[0011]评估来自所述信号的当前传递函数和预先定义的标称传递函数之间存在的差异；
[0012]对在每一个所述差异和相应的检测阈值进行比较；
[0013]用来基于所述比较，估计或评估所述结构中的结构缺陷的尺寸和/或位置。
[0014]另外指出，根据本发明的监测组件包括能量自治MEMS传感器，能够与计算单元进行无线通信，该传感器能够分析由每个传感器发出的测量数据。
[0015]能量自主传感器是一种为自己提供电能的传感器。装配到根据本发明的组件的所述MEMS传感器，将冲击或振动的机械能转换成电能。事实上，这些MEMS传感器中的每一个包括形成一种微型交流发电机的微机电系统，其适用于产生所述MEMS传感器中的其它兀件在操作中所需要的电能。也就是说，每个MEMS传感器自己产生其操作所需的电能。
[0016]因此，所述MEMS传感器的供电对环境的影响为零，因为这些MEMS传感器所产生的电能是基于所承受的冲击或振动。此外，这种MEMS传感器省去了必须的电缆，现有技术中使用的压电传感器在之前是需要所述电缆的。
[0017]由于设置了 MEMS传感器，以便产生至少表示在夹层结构中产生的振动的振幅和/或频率的信号，所述MEMS传感器使得有可能在其厚度方向监测所述夹层结构，这对于现有技术的监测组件是不可能的，现有技术的监测组件中的传感器粘合或固定在构件结构的外表面。
[0018]此外，这种传感器的设置使得有可能消除胶合缺陷和由此产生的虚假信息。事实上，在现有技术中的监测组件，其中所述传感器粘接到构件结构的外表面上，某些时候，难以从由传感器发出的其检测到在结构中出现缺陷的信号中区分出由传感器所发出的其检测到的结构胶合的缺陷的信号。
[0019]因此，这样的监测组件能在需要监测的结构或机舱上快速安装，它使得可以检测出机舱的结构内部可能出现的结构缺陷。此外，这样的监测组件运行可靠，并具有高的服务持续时间，因为传感器健壮且是无线的。
[0020]在本专利申请中，动词“链接”，“发送”和它们的衍生词指的是通过电磁波的信号传输，而没有通过任何直接或间接连接的导线，也就是说，是通过没有一种或几种元件的方式。
[0021]根据一个实施例，检测阈值被应用到在谐振频率处测得的当前传递函数的模量。
[0022]因此，这种关于振幅或模量的检测阈值使得可以确定结构缺陷的尺寸。
[0023]根据一个实施例，检测阈值被应用到当前传递函数相对于标称传递函数的谐振频率的数量和/或数值。
[0024]因此，这种关于频率的检测阈值，使得可以确定结构中的结构缺陷的位置，尤其是利用由形成一种网络的几个相邻传感器所产生的信号。
[0025]根据一个实施例，每个相应的检测阈值在绝对方式中是固定的，优选地在标称传递函数的基础上。
[0026]因此，如果适当地进行了用以除去白噪声和/或虚假信息的与邻近传感器的互相关系之后，这样一个绝对检测阈值使得可以基于由单个传感器发送的信号来确定是否出现结构缺陷。
[0027]根据一个实施例，每个相应的检测阈值在相对方式中是固定的，所述计算单元将源自一个传感器信号的当前传递函数与源自至少一个不同传感器的至少一个当前传递函数相比较。
[0028]因此，这种相对的检测阈值，使得可以交叉检验由一些传感器进行的测量，从而来检测尺寸相对较小的结构缺陷。
[0029]根据一个实施例,监测组件包括多个计算单元,每个计算单元被包含到相应的传感器中。
[0030]因此，这样的计算单元使得可以将本质上是由位移产生的应力转换成标准化信号(位移，振动和冲击等)。可以事先进一步进行滤波，以便提取实际上对应于结构缺陷的信号，并忽略与飞机机舱轮廓的标称振动相关的周期应力。
[0031]根据一个实施例，根据本发明的监测组件包括设置为远离所述传感器的计算单元，并该计算单元适于接收每个传感器的所述信号。
[0032]因此，这种计算单元，使得可以通过射频链接恢复标准化的信号，从而使各种数据可以关联，以识别结构缺陷，并从其推导出其场所或位置。然后可以产生此信息的摘要，然后将其传送到诊断和地面维修工具或在飞机上的维护单元。
[0033]根据一个实施例，根据本发明的监测组件还包括传输设施，每个适于接收相应的传感器的所述信号，并用于将它们发送到相应的计算单元，所述传输设施由在飞机上基于射频的识别部件形成。
[0034]因此，这样的传输设施能传输到用于计算由传感器发出信号的单元，这样的传输设施已经被安装在飞机上，从而限制了根据本发明的监测组件的安装成本。在此模式下，摘要信息可以传输到飞机上的维护单元。
[0035]根据一个实施例，每个传感器发出的所述信号强度大于结构所引起的衰减。
[0036]因此，这种传感器可确保将所述信号完全传输到所述计算单元。
[0037]根据一个实施例，每个传感器是被动型的，由硅组成，每个传感器优选地包括机械计数装置。
[0038]因此，这种传感器特别紧凑和便宜。
[0039]根据一个实施例，每个传感器被集成或嵌入到所述结构中。
[0040]另外指出，每个传感器被直接集成到夹层结构。例如，每个传感器可以被集成或嵌入在构成夹层结构的复合材料的基体中(通常为树脂)。
[0041]由于设置了 MEMS传感器，以便产生至少表示在夹层结构内产生的振动的振幅和/或频率的信号，所述MEMS传感器使得可以在其厚度中监测所述夹层结构，这在现有技术中的传感器粘合或固定在构件结构外表面的监测组件中是不可能的。
[0042]此外，这种传感器的设置使得可能消除粘接缺陷问题和可能由此产生的虚假信息。事实上，在现有技术的监测传感器，其中所述传感器被粘到构件结构的外表面，某些时候难以从由传感器发出的其检测到在结构中出现的缺陷的信号中区分出由传感器所发出的其检测到的结构胶合缺陷的信号。
[0043]因此，这种传感器可以用简单和持久的方式固定到所述结构。
[0044]根据一个实施例，传感器分布在所述结构的几个点处，以便监测所述结构的主要部分。
[0045]因此，传感器的分布使得可以覆盖整个要监测的结构。
[0046]根据一个实施例，设置了多个传感器，以便测量当飞机机舱服务时在两个不同层之间产生的振动。
[0047]因此，定位在所述结构的两层之间界面处的传感器使得可能检测到这两层之间可能的脱离。
[0048]根据一种变型，在将要承受最大机械应力的结构区域，传感器的密度比较大。因此，这样的区域被以更安全的方式监测。
[0049]根据本发明的一个变型，每个MEMS传感器配备电子微蓄能器，用于存储该MEMS传感器所产生的一部分电能。因此，提高了这样的MEMS传感器的自主性。
[0050]此外，本发明的主题是一种监测方法，用于检测可能出现在服务中的飞机机舱的结构缺陷，飞机机舱中的至少一部分由具有至少两个不同层的复合材料夹层结构形成，所述监测方法的特征在于，它包括以下步骤:
[0051]-致动多个传感器，所述传感器被设置为以便产生至少表示当飞机机舱在服务中在结构中产生的振动的振幅和/或频率的信号；
[0052]-由每个传感器通过例如射频的电磁波发射所述信号,每个传感器由微机电系统(MEMS)形成，所述微机电系统包括用于将例如冲击或振动的机械能转换为电能的装置；
[0053]-通过至少一个计算单元评估从所述信号得到的当前传递函数和预先定义的标称传递函数之间存在的差异；
[0054]-通过所述或每个计算单元，对在每个所述差异和相应检测阈值进行比较；
[0055]-在上述比较的基础上，估计或评估所述结构中的结构缺陷的尺寸和/或位置。
[0056]因此，这种方法使得可以以可靠的方式检测出可能出现的结构缺陷。
[0057]根据依据本发明的方法，计算单元预先确定标称传递函数。为了这个目的，该计算单元选择入口参数，尤其是物理参数，然后制定适用于被监测的机舱的标准化的表达式或数学模型、传递函数。此后，所述计算单元将这个数学表达式与按照相同标准定义的阈值相比较，从而使得可以检测到出现的结构缺陷。
[0058]根据一个实施例，监测方法还包括步骤:在飞机机舱投入服务之前，在每个传感器的电平处预先定义在所述结构的初始状态中的标称传递函数。
[0059]因此，也就是说，所述监测方法在所述结构缺陷出现前，记录了结构健康的一个“签名”。
【专利附图】

【附图说明】
[0060]通过下面仅通过非限制性示例的方式给出的描述，并参考所附的附图，将很好地理解本发明，并且显示出其优点:
[0061]-图1是根据本发明的与监测组件相关联的飞机机舱的一部分的透视示意图；
[0062]-图2是图1的监测组件的部件的透视示意图；
[0063]-图3是根据在图1的分隔平面III的结构的剖视图；
[0064]-图4是与图3类似的视图，示出了图1中飞机机舱的结构缺陷；
[0065]-图5是示出了根据本发明的监测方法的最初步骤，以及在图1的飞机机舱投入服务前，由监测组件发射所述信号的流程图；
[0066]-图6是类似于图5，示出了根据本发明的监测方法的后续步骤，在飞机机舱投入使用后，以及图4中表示结构缺陷出现之后，由监测组件发射所述信号的流程图；
[0067]-图7是类似于图6的图表，示出根据本发明的监测方法的另一随后的步骤，以及在图4中表示的飞机机舱投入使用后且结构出现缺陷之后，由监测组件发出的另一信号。
【具体实施方式】
[0068]图1示出了飞机的机舱1，机舱I形成了涡轮喷气发动机(图中未示出)的管状壳体。所述飞机机舱I的功能，尤其是引导涡轮喷气发动机产生的空气流。机舱I整体位于飞机机翼2下。桅杆3将机舱I连接到机翼2。
[0069]机舱I包括形成空气入口 4的上游部分，环绕风扇的中间部分5 (未示出)，以及，环绕所述涡轮喷气发动机并容纳推力反向系统(图中未示出)的下游部分6。进气口 4的功能尤其是将空气朝所述涡轮喷气发动机定向，以便为所述涡轮喷气发动机的风扇和内部压缩机提供。
[0070]在所述机舱I的至少一个部分由有多个不同层的复合材料制成的结构10形成，在图3中，其中两个具有的标记为10.1和10.2。在该图的例子中，空气入口 4，中间部分5和下游部分6都包括结构10的一部分。在本专利申请中，术语“结构”在整体上指的是在飞机机舱上设置为赋予机械强度的一个或多个部件。
[0071]为了检测可能出现在服务中的机舱I的结构缺陷，结构10配备了监测组件11部分，该组件11通过非破坏性测试进行操作，并且特别是包括传感器12的两个带状物。
[0072]如图2中所示，传感器12的每个带状物在图1中以虚线表示，因为它被集成到结构10而不出现在机舱I的外表面。传感器12的每个带状物包括一个带13和多个传感器
14。所述传感器14分布在结构10的几个点处，以监测结构10的主要部分。
[0073]每个传感器14由微机电系统(通常以英文缩写MEMS标明)装置形成，该微机电系统包括用于将例如在服务中的机舱I所经受的冲击或振动能量的机械能转化为电能的装置。每个传感器14是被动类型，并优选包括机械计数装置。例如，每个传感器14可以由一个SilMach公司生产的ChronoMEMS ?传感器形成。
[0074]如图3所示，传感器14被粘接到结构10的层10.1的外表面，然后被另一个层覆盖。因而，传感器14集成到结构10的内部。另外，这些传感器可以被直接集成或嵌入在一个层中，例如在复合材料的基体(树脂)中，所述复合材料组成了结构10的全部或部分。传感器14被设置为产生表示至少当在服务中的机舱I在结构10中产生的振动的振幅和/或频率的信号。
[0075]传感器14的分布和密度取决于优先被检测的结构缺陷的类型，因为每种结构缺陷产生特定于其的能量。例如，传感器14可以放置到经受机械应力最大的区域附近，或在这些区域周围，可以增大传感器的密度。
[0076]每个传感器14适于以电磁波发射这些表不信号,例如通过射频。
[0077]一方面，在实际应用中，传感器14包括未示出的MEMS类型的测量设施，该测量设施用于产生这些表示信号，另一方面，还包括未示出的MEMS类型的发射设施，所述发射设施用于发射由这些发射设施产生的信号。
[0078]图5示出了表示在结构10的给定点处产生的振动的信号，所述点位于层10.1和10.2之间的界面附近。传感器14所产生的这些信号被称为近端信号，因为它位于该点的附近。图5是一个图表，该图表示出了振动的模量H (f)或作为振动频率f的函数的传递函数的振幅。
[0079]图5中所示的曲线代表了标称传递函数，也就是说，它是在机舱I投入服务之前，当结构10没有缺陷时，预先确定的。这些信号的传递函数或频率谱呈现了有振幅HO的谐振频率f0。
[0080]正如图1所示，监测组件11还包括计算单元15,其功能尤其是分析这些表示信号，特别是它们的谱，其目的是检测在机舱I中出现的结构缺陷。[0081]计算单元15被设置为远离传感器14，并且它适用于接收每个传感器14的这些信号。对于这种设置，每个传感器14发射的信号强度大于由结构10引起的衰减。
[0082]图4示出了结构缺陷10.3，该缺陷出现在层10.1和10.2之间。这里的结构缺陷
10.3对应于所述层10.1和10.2的局部分离。几个传感器14被设置为，在机舱I服务时，测量层10.1和10.2之间产生的振动。
[0083]出现缺陷10.3后，图6示出了表示在前面提到的给定点处所产生的振动的信号。这些信号由近端传感器14产生。这些信号所产生的当前的传递函数仍然表现出谐振频率f0，但其具有的振幅Hl大于振幅HO。
[0084]在本专利申请中，术语“当前的”限定在机舱I的服务的过程中的给定时刻所测量的变量。因此，术语“当前”对应于形容词“瞬间”。
[0085]在出现结构缺陷10.3后，当结构10在振幅HO处被自然激励时，以及当所述信号在谐振频率f0处的振幅Hl时，所述振幅Hl变为了所述振幅HO乘以增益倍数，出现的结构缺陷10.3在给定点被检测到，因而给出了这个结构缺陷10.3的位置。
[0086]计算单元15适于评估在源自当前信号的当前的传递函数(图6)和预先定义的额定传递函数(图5)之间存在的差异。在图5和图6的例子中，这样的差异对应于振幅Hl和HO之间的差异。
[0087]此外，计算单元15适用于在每个所述差别和相应检测阈值之间作比较。在图5和图6的例子中，在此实例中，对在谐振频率f0处测量的当前传递函数(图6)的模量，只应用了检测阈值HD。
[0088]所述检测阈值HD预先固定于比振幅HO更大的值，例如，是HO的120%。另外指出，所述检测阈值HD是以基于标称传递函数(图5)的绝对方式事先固定的。由计算单元15进行的比较，确定了振幅Hl大于检测阈值HD。
[0089]基于这种比较，计算单元15能发信号通知在前面提到的点的附近出现了结构缺陷10.3。另外指出，所述计算单元15适于估计或评估在所述结构10中的结构缺陷的位置。
[0090]对每个传感器扫描的频率是固定的，因此待观察的物理现象至少大于所述物理频率的两倍，从而使得能容易地利用采样。扫描速度调整为与扫描频率相适应。
[0091]图7示出了由计算单元15进行的另一种比较，所述比较基于由另一传感器14产生的信号:检测阈值被应用到相对于标称传递函数(图5)的当前传递函数(图7)的谐振频率f0和fl的数目和/或数值。
[0092]在实践中，算法和检测阈值被确定为优先要监测的结构缺陷的类型的函数。
[0093]在使用中，用于检测可能出现在服务中的机舱I的结构缺陷10.3的检测方法，包括以下步骤:
[0094]-致动多个传感器14，所述传感器14设置为以便产生至少表示当在服务中的机舱I的结构10中所产生的振动的振幅和/或频率的信号；
[0095]-由每个传感器14通过例如射频的电磁波发射所述信号；以及
[0096]-通过至少一个计算单元15评估由所述信号得到的当前传递函数(图6;图7)和预先定义的标称传递函数(图5)之间存在的差异；
[0097]-通过计算单元15，对在每个所述差异和检测阈值HD进行比较；以及
[0098]-所述比较的基础上，估计或评估所述结构10的结构缺陷10.3的尺寸和/或位置。
[0099]所述监测方法还包括步骤:在机舱I投入服务前，在每个传感器14的电平处预先定义在结构10的初始状态中的标称传递函数(图5)。
[0100]根据本发明的其他有利但可选的特征，单独地或根据所有技术上可能的组合:
[0101]-监测组件包括多个计算单元而不是单个计算单元，每个计算单元被包含入相应的传感器中或与相应的传感器相关联。
[0102]-监测组件还包括传输设施，每个所述传输设施适于接收所述相应传感器的信号，并将它们发送到相应的计算单元，所述传输设施由基于射频的识别部件形成，例如根据所谓的RFID技术，该技术已经存在于飞行器上。这种传输设施可以是不同于传感器的部件，而在图中的例子中，每个传输设施被集成到相应的传感器。
[0103]-每一个相应的检测阈值是以相对的而不是绝对的方式固定的。在这种情况下，计算单元将源自传感器信号的当前传递函数与至少一个源自至少一个不同的传感器的信号的当前传递函数进行比较。
【权利要求】
1.一种监测组件(11)，用于检测在服务中的飞机机舱(I)中可能出现的结构缺陷(10.3)，所述监测组件(11)的特征在于，它包括: -至少一个具有至少两个不同层(10.1,10.2)的复合材料夹层结构(10)，所述结构(10)适用于形成所述飞机机舱(I)的至少一部分； -多个传感器(14)，被设置为以便产生至少表示当在服务中的飞机机舱(I)在结构(10)中产生的振动的振幅和/或频率的信号,每一个传感器(14)适用于以电磁波发射所述信号，例如通过射频，每个由微机电系统(MEMS)所形成的传感器(14)包括用于将例如受到的冲击或振动的能量的机械能转换为电能的装置；以及 -至少一个计算单元(15)，适于: 评估在源自所述信号的当前传递函数和预先定义的标称传递函数之间存在的差异； 对在每个所述差异和相应的检测阈值(HD)进行比较；以及 用来在所述比较的基础上，估计或评估所述结构(10)中的结构缺陷(10.3)的尺寸和/或位置。
2.根据权利要求1所述的监测组件(11)，其中检测阈值(HD)被应用到在谐振频率下测得的当前传递函数的模量。
3.根据前述任意一项权利要求所述的监测组件(11)，其中检测阈值被应用到所述当前传递函数相对于标称传递函数的谐振频率的数量和/或数值。
4.根据前述任意一项权利要求所述的监测组件(11)，其中每个相应的检测阈值是以绝对方式固定的，优选地基于所述标称传递函数。
5.根据前述任意一项权利要求所述的监测组件，其中每个相应的检测阈值是以相对方式固定的，计算单元将源自所述传感器的信号的传递函数与源自至少一个不同传感器的信号的至少一个当前传递函数相比较。
6.根据前述任意一项权利要求所述的监测组件，它包括多个计算单元，每个计算单元被包含到相应的传感器中。
7.根据权利要求1-5中任意一项所述的监测组件，包括计算单元(15)，所述计算单元(15)被配置为远离传感器(14)，并且适用于接收每个传感器的所述信号。
8.根据前述任意一项权利要求所述的监测组件，还包括传输设施，所述传输设施适用于接收相应传感器的所述信号，并且适用于将它们发送到相应的计算单元，所述传输设施由在飞机上的基于射频的识别部件形成。
9.根据前述任意一项权利要求所述的监测组件(11)，其特征在于，其中每个传感器(14)发射的所述信号的强度大于结构(10)引起的衰减。
10.根据前述任意一项权利要求所述的监测组件(11)，其中每一个传感器(14)是被动类型的并且由硅组成，每一个传感器(14)优选地包括机械计数装置。
11.根据前述任意一项权利要求所述的监测组件(11)，其特征在于，其中每个传感器(14)被集成或嵌入到所述结构(10)中。
12.根据前述任意一项权利要求所述的监测组件(11)，其特征在于，其中所述传感器(14)被分布在所述结构(10)的几个点上，以便监测所述结构(10)的主要部分。
13.根据前述任意一项权利要求所述的监测组件(11)，其特征在于，其中多个传感器(14)被配置以测量当飞机机舱在服务时在两个不同层(10.1, 10.2)之间产生的振动。
14.一种监测方法，用于检测在服务中的飞机机舱中出现的结构缺陷(10.3)，飞机机舱(I)的至少一部分由具有至少两个不同层(10.1,10.2)的复合材料夹层结构(10)形成，所述监测方法的特征在于，它包括步骤: -致动多个传感器(14)，所述传感器(14)被设置以便产生至少表示当飞机机舱在服务时在结构(10)中产生的振动的振幅和/或频率的信号； -由每个传感器(14)通过例如射频的电磁波发射所述信号,每个传感器(14)由微机电系统(MEMS)形成,所述微机电系统(MEMS)包括将例如受到冲击或振动的能量的机械能转换成电能的装置；以及 -通过至少一个计算单元(15)评估从所述信号得到的当前传递函数和预先定义的标称传递函数之间存在的差异； -通过计算单元(15)，对在所述每个所述差异和相应检测阈值(HD)进行比较；以及-在所述比较的基础上，估计或评估所述结构(10)中的结构缺陷(10.3)的尺寸和/或位置。
15.根据权利要求14所述的监测方法，还包括步骤:在飞机机舱(I)投入使用之前，在每个传感器的电平处预先定 义在所述结构(10)的初始状态中的标称传递函数。
【文档编号】G01M5/00GK103534569SQ201280021800
【公开日】2014年1月22日 申请日期:2012年4月12日 优先权日:2011年5月2日
【发明者】阿坎·马利奥纳 申请人:埃尔塞乐公司