用于檢測(cè)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)上的撞擊的檢測(cè)裝置及檢測(cè)方法
【專利摘要】本發(fā)明的主題是用于檢測(cè)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)(12)上的撞擊的檢測(cè)裝置(10)。該檢測(cè)裝置(10)包括用于固定到所述復(fù)合材料結(jié)構(gòu)(12)的至少兩個(gè)聲學(xué)模塊(14，14-1，14-2，14-3)和能夠與每個(gè)聲學(xué)模塊(14，14-1，14-2，14-3)遠(yuǎn)程通信的處理單元(30)。有利地，每個(gè)聲學(xué)模塊(14，14-1，14-2，14-3)在電力上獨(dú)立并包括各自的用于記錄由其聲學(xué)傳感器(16)感應(yīng)到的聲波的記錄裝置。本發(fā)明還涉及一種包括配備有撞擊的檢測(cè)裝置(10)的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)部件(40)的航空器結(jié)構(gòu)(12)。并且，本發(fā)明還涉及用于檢測(cè)配備有撞擊的檢測(cè)裝置(10)的復(fù)合材料航空器結(jié)構(gòu)部件(40)上的撞擊的檢測(cè)方法。
【專利說明】用于檢測(cè)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)上的撞擊的檢測(cè)裝置及檢測(cè)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及用于檢測(cè)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)上的撞擊的檢測(cè)裝置及檢測(cè)方法。
【背景技術(shù)】
[0002]復(fù)合材料廣泛地用于航空學(xué)，包括用于制造構(gòu)成航空器機(jī)身的主要結(jié)構(gòu)的部件。
[0003]在飛行中或者當(dāng)航空器?？繒r(shí)，這些外部結(jié)構(gòu)部件易于經(jīng)受各種碰撞。
[0004]因此，需要常規(guī)地、優(yōu)選在航空器的每次新使用之前對(duì)這些外部結(jié)構(gòu)部件進(jìn)行檢查。
[0005]這種檢查通過尋找由于這些結(jié)構(gòu)部件上的碰撞而引起的任何損壞來進(jìn)行。
[0006]由于這種檢查需要在所有這些部件上進(jìn)行，所以時(shí)間長(zhǎng)并且使人厭煩。
[0007]而且，進(jìn)行這些結(jié)構(gòu)部件的視覺檢查并不足夠。
[0008]實(shí)際上，受到碰撞的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)可能內(nèi)側(cè)受到損壞，例如，通過分層，同時(shí)呈現(xiàn)出與完好的結(jié)構(gòu)相似的外貌。
[0009]因此，在存在損壞嫌疑的情形下，通常周期性地針對(duì)外部結(jié)構(gòu)部件的完整性進(jìn)行超聲波檢查，這種類型的常規(guī)檢查使得可能檢測(cè)到復(fù)合材料結(jié)構(gòu)內(nèi)側(cè)的損壞。
[0010]根據(jù)第一個(gè)缺點(diǎn)，這種常規(guī)的超聲波檢查仍然是費(fèi)時(shí)且令人厭煩的操作，發(fā)射探針需要在所有待檢查的外部結(jié)構(gòu)部件上移動(dòng)。
[0011]而且，這些外部結(jié)構(gòu)部件的某些區(qū)域難以接近因此難以檢查。
[0012]根據(jù)另一個(gè)缺點(diǎn)，對(duì)于某些等級(jí)的撞擊能量來說，使用這些常規(guī)的非破壞性檢查裝置仍然看不見偶然的分層。
[0013]因此，在這些外部結(jié)構(gòu)部件的設(shè)計(jì)過程中，層片被添加到復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中，以在存在使用常規(guī)非破壞性檢查裝置不能檢測(cè)到的缺陷的情形下保證其復(fù)原能力。
[0014]這些附加的層片增加了航空器的整體重量并且不利于其性能。
[0015]因此，需要這樣一種裝置和非破壞性方法，使得能夠識(shí)別并定位復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中的撞擊，并能夠確定撞擊的能量等級(jí)以評(píng)估其危險(xiǎn)程度。
[0016]因此，從專利FR-2，937，953可以了解到用于檢測(cè)和分析航空器?？繒r(shí)機(jī)身受到的損壞的裝置。
[0017]更具體地，這種裝置用來監(jiān)測(cè)通向航空器的內(nèi)部空間的門或者艙口的開口。
[0018]為此,該裝置包括:
[0019]-一排壓電型傳感器，其在機(jī)身的內(nèi)表面上圍繞所述開口安裝，能夠感應(yīng)圍繞所述開口的機(jī)身結(jié)構(gòu)中傳播的機(jī)械振動(dòng)并能夠產(chǎn)生表示感應(yīng)到的機(jī)械振動(dòng)的電信號(hào)；
[0020]-處理單元，其通過導(dǎo)線電連接到所述一排壓電型傳感器，能夠確保由傳感器產(chǎn)生的電信號(hào)的記錄，并對(duì)這些電信號(hào)進(jìn)行數(shù)字處理，以檢測(cè)圍繞所述開口的機(jī)身上的撞擊并確定該撞擊是否有破壞性，如果具有破壞性，將定位該撞擊；
[0021]-圍繞所述門布置的局部警報(bào)器，其通過導(dǎo)線電連接到所述處理單元并在所述撞擊具有破壞性時(shí)通過所述處理單元啟動(dòng)；[0022]-數(shù)據(jù)集中器，其通過導(dǎo)線電連接到所述處理單元，所述集中器能夠收集來自所述處理單元的警報(bào)數(shù)據(jù)并通過導(dǎo)線將這些數(shù)據(jù)電傳遞到集中顯示器；
[0023]-集中顯示器，其通過導(dǎo)線電連接到所述數(shù)據(jù)集中器，能夠顯示任一開口的警報(bào)狀態(tài)，如果檢測(cè)到破壞性的撞擊，則顯示與撞擊的位置相關(guān)的信息項(xiàng)。
[0024]一般地，文獻(xiàn)FR-2，937，953中描述的裝置不適合檢測(cè)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)上的撞擊，因?yàn)檫@種裝置被發(fā)展用于金屬板航空器機(jī)身。
[0025]而且，文獻(xiàn)FR-2，937，953中公開的裝置僅用來在航空器位于地面停靠時(shí)啟動(dòng)。因此，該裝置不能在航空器飛行時(shí)檢測(cè)到外部結(jié)構(gòu)部件上的撞擊。
[0026]此外，在文獻(xiàn)FR-2，937，953公開的裝置中，壓電型傳感器通過導(dǎo)線連接到處理單元，而處理單元自身通過導(dǎo)線連接到數(shù)據(jù)集中器，數(shù)據(jù)集中器通過導(dǎo)線連接到安裝在駕駛艙內(nèi)的集中顯示器。
[0027]因此，整個(gè)檢測(cè)裝置必須在其設(shè)計(jì)和組裝上被正確結(jié)合到航空器，由此如果不分解多個(gè)部件并提供數(shù)小時(shí)勞力，這種裝置不能用在現(xiàn)有的航空器上。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0028]因此，本發(fā)明的目的在于消減現(xiàn)有技術(shù)的缺點(diǎn)。
[0029]為此，本發(fā)明提供一種用于檢測(cè)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)上的撞擊的檢測(cè)裝置，該檢測(cè)裝置包括用于固定到所述復(fù)合材料結(jié)構(gòu)上的至少兩個(gè)聲學(xué)模塊以及能夠與每個(gè)聲學(xué)模塊遠(yuǎn)程通信的處理單元。
[0030]根據(jù)本發(fā)明，每個(gè)聲學(xué)模塊包括聲學(xué)傳感器、電能產(chǎn)生裝置、用于記錄通過其聲學(xué)傳感器感應(yīng)到的聲波的記錄裝置以及被配置成與所述處理單元通信的遠(yuǎn)程通信裝置。
[0031]由于聲學(xué)模塊的遠(yuǎn)程通信裝置，其不需要提供航空器中的處理單元，在航空器飛行過程中記錄的聲波能夠通過所述處理單元遠(yuǎn)程回收，由此有利于航空器檢查和維護(hù)操作。
[0032]此外，由于聲學(xué)模塊的獨(dú)立性，完全不需要從其設(shè)計(jì)和組裝就將檢測(cè)裝置結(jié)合到航空器，因此有利于檢測(cè)裝置結(jié)合到現(xiàn)有的航空器。
[0033]優(yōu)選地，每個(gè)聲學(xué)模塊的電能產(chǎn)生裝置包括微型動(dòng)能發(fā)電機(jī)。
[0034]為了檢測(cè)裝置的實(shí)施，稱作主模塊的至少一個(gè)聲學(xué)模塊包括時(shí)鐘。
[0035]而且，仍為了檢測(cè)裝置的實(shí)施，主聲學(xué)模塊的遠(yuǎn)程通信裝置被配置成與所述檢測(cè)裝置的其它聲學(xué)模塊通信。
[0036]本發(fā)明還提供一種航空器結(jié)構(gòu)，其包括配備有撞擊檢測(cè)裝置的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)部件。
[0037]所述聲學(xué)模塊可固定到結(jié)構(gòu)部件的表面上，和/或設(shè)置在結(jié)構(gòu)部件內(nèi)。
[0038]更具體地，當(dāng)結(jié)構(gòu)部件主要沿一個(gè)維度延伸時(shí)，所述檢測(cè)裝置包括固定到所述結(jié)構(gòu)部件的第一端的第一聲學(xué)模塊和固定到所述結(jié)構(gòu)部件的第二端的第二聲學(xué)模塊。
[0039]然而，當(dāng)所述結(jié)構(gòu)部件主要沿兩個(gè)維度延伸時(shí)，所述檢測(cè)裝置包括固定到所述結(jié)構(gòu)部件的至少三個(gè)聲學(xué)模塊，將所述至少三個(gè)聲學(xué)模塊中的所述聲學(xué)模塊兩兩分隔開的距離都是不同的。
[0040]最后，本發(fā)明還提供一種檢測(cè)配備有撞擊檢測(cè)裝置的結(jié)構(gòu)部件上的撞擊的檢測(cè)方法。
[0041]該檢測(cè)方法根據(jù)下面的步驟實(shí)施所述檢測(cè)裝置:
[0042]-通過主聲學(xué)模塊的通信裝置向檢測(cè)裝置的其它聲學(xué)模塊發(fā)射無線電頻率信號(hào)，所述無線電頻率信號(hào)包括所述檢測(cè)裝置的該組聲學(xué)模塊共用的時(shí)基；
[0043]-通過每個(gè)聲學(xué)模塊的記錄裝置記錄在確定的持續(xù)時(shí)間中穿過所述結(jié)構(gòu)部件傳播的聲波；
[0044]-將由每個(gè)聲學(xué)模塊記錄的聲波傳遞到處理單元；以及
[0045]-分析被傳遞的聲波以檢測(cè)發(fā)生在所述結(jié)構(gòu)部件上的任何撞擊。
[0046]有利地，分析被傳遞的聲波的步驟使得可以評(píng)估發(fā)生在所述結(jié)構(gòu)部件上的任何撞擊的危險(xiǎn)程度和/或定位發(fā)生在所述結(jié)構(gòu)部件上的撞擊。
[0047]與現(xiàn)有技術(shù)的裝置不同，根據(jù)本發(fā)明的檢測(cè)裝置可以在航空器的飛行過程中實(shí)施。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0048]其它的特征和優(yōu)點(diǎn)將通過本發(fā)明下面結(jié)合附圖的描述而表現(xiàn)出來，該描述僅作為示例給出，圖中:
[0049]圖1是示出了根據(jù)本發(fā)明的配備有撞擊檢測(cè)裝置的復(fù)合材料長(zhǎng)線狀結(jié)構(gòu)部件的部分透視圖；
[0050]圖2是示出了根據(jù)本發(fā)明的撞擊檢測(cè)裝置的聲學(xué)模塊的概略示意圖；以及
[0051]圖3是示出了根據(jù)本發(fā)明的配備有撞擊檢測(cè)裝置的復(fù)合材料扁平形結(jié)構(gòu)部件的部分透視圖。
具體實(shí)施例
[0052]如圖1中所示，本發(fā)明涉及用于檢測(cè)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)12上的撞擊的檢測(cè)裝置10。
[0053]檢測(cè)裝置10包括用于固定到復(fù)合材料結(jié)構(gòu)12上的至少兩個(gè)聲學(xué)模塊14和能夠與每個(gè)聲學(xué)模塊14遠(yuǎn)程通信的處理單元30。
[0054]如圖2中不意性所不，每個(gè)聲學(xué)模塊14包括聲學(xué)傳感器16。
[0055]因此，每個(gè)聲學(xué)模塊14能夠感應(yīng)由結(jié)構(gòu)12上的撞擊所產(chǎn)生并在該結(jié)構(gòu)12中傳播的聲波，特別是Dirac類型。
[0056]在第一種變形中，聲學(xué)傳感器16是壓電型傳感器。
[0057]在第二種變形中，聲學(xué)傳感器16是電磁型傳感器并包括例如具有中心磁鐵的螺線管。
[0058]根據(jù)本發(fā)明，每個(gè)聲學(xué)模塊14在電力上是獨(dú)立的。
[0059]因此，由于不需要在聲學(xué)模塊14之間或者在聲學(xué)模塊14和檢測(cè)裝置10的另一個(gè)部件之間設(shè)置導(dǎo)線連接，所以可能設(shè)想將檢測(cè)裝置10結(jié)合到現(xiàn)有的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)12，例如結(jié)合到已經(jīng)使用的航空器的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)部件。
[0060]為了在電力上獨(dú)立，每個(gè)聲學(xué)模塊14包括電能產(chǎn)生裝置18。
[0061]優(yōu)選地，聲學(xué)模塊14的電能產(chǎn)生裝置18包括微型動(dòng)能發(fā)電機(jī)20。
[0062]特別是在結(jié)構(gòu)12屬于航空器并且航空器在飛行中時(shí)，微型動(dòng)能發(fā)電機(jī)20例如可能基于由結(jié)構(gòu)12引起的振動(dòng)而產(chǎn)生電能。
[0063]當(dāng)然，電能產(chǎn)生裝置18還包括用于存儲(chǔ)通過微型動(dòng)能發(fā)電機(jī)20產(chǎn)生的電能的蓄電器22。
[0064]有利地，每個(gè)聲學(xué)模塊14使用低能耗的CMOS技術(shù)制成。
[0065]并且，每個(gè)聲學(xué)模塊14包括用于記錄通過其聲學(xué)傳感器16感應(yīng)到的聲波的記錄裝置24。
[0066]因此，每個(gè)聲學(xué)模塊14能夠在確定的持續(xù)時(shí)間的記錄周期上記錄穿過復(fù)合材料結(jié)構(gòu)12傳播的聲波，例如在航空器飛行時(shí)經(jīng)過航空器的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)部件傳播的聲波。
[0067]有利地，這些記錄裝置24采用可重設(shè)的存儲(chǔ)器。
[0068]因此，記錄裝置24在每個(gè)新記錄周期的開始例如在航空器的每一次起飛前提供最大的記錄容量。
[0069]為了檢測(cè)裝置的操作，每個(gè)聲學(xué)模塊14包括被設(shè)置成與處理單元30通信的遠(yuǎn)程通信裝置26。
[0070]這些遠(yuǎn)程通信裝置26優(yōu)選采用在高頻率下工作的無線電頻率收發(fā)器28的形式。
[0071]這些遠(yuǎn)程通信裝置26允許檢測(cè)裝置10的各個(gè)聲學(xué)模塊14與處理單元30通信，并且允許這些聲學(xué)模塊14相互通信以同步其操作。
[0072]實(shí)際上，這些遠(yuǎn)程通信裝置26可能在記錄周期中向處理單元30輸出與每個(gè)聲學(xué)模塊14所記錄的聲波相關(guān)的數(shù)據(jù)，例如，與航空器飛行期間在航空器的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)部件中記錄的聲波相關(guān)。
[0073]因此，如圖1中所示，處理單元30是獨(dú)立的、可移動(dòng)的。
[0074]優(yōu)選地，處理單元30和每個(gè)聲學(xué)模塊14之間的通信借助于通過導(dǎo)線連接到處理單元30的無線電頻率讀取器32來進(jìn)行。
[0075]實(shí)際上，盡管處理單元30是可移動(dòng)的，但是在每個(gè)聲學(xué)模塊14附近移動(dòng)無線電頻率讀取器32更容易。
[0076]借助于無線電頻率信號(hào)36，該處理單元30可能從復(fù)合材料結(jié)構(gòu)12遠(yuǎn)程取回與在記錄周期中由每個(gè)聲學(xué)模塊14所記錄的聲波相關(guān)的數(shù)據(jù)。
[0077]在航空器的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)部件的情形下，處理單元30和聲學(xué)模塊14之間，更一般的是在檢測(cè)裝置10中的遠(yuǎn)程通信，可能從航空器的外部回收與在飛行過程中由每個(gè)聲學(xué)模塊14所記錄的聲波相關(guān)的數(shù)據(jù)。
[0078]因此，在本發(fā)明中，僅僅聲學(xué)模塊14永久存在于待檢測(cè)的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)12中，SP，在設(shè)想使用的航空器的結(jié)構(gòu)中。
[0079]最后，檢測(cè)裝置10的至少一個(gè)聲學(xué)模塊14-1稱作主聲學(xué)模塊,其包括時(shí)鐘38。
[0080]該時(shí)鐘38用于固定到復(fù)合材料結(jié)構(gòu)12的各個(gè)聲學(xué)模塊14在其記錄周期中操作上的同步，即，用于固定到同一航空器復(fù)合材料結(jié)構(gòu)部件的這些模塊在航空器的飛行過程中操作上的同步。
[0081]為了進(jìn)行該同步，主聲學(xué)模塊14-1的遠(yuǎn)程通信裝置26被配置成與檢測(cè)裝置10的其它聲學(xué)模塊14-2、14-3通信。
[0082]更具體地，主聲學(xué)模塊14-1借助于其遠(yuǎn)程通信裝置26向其它模塊14_2、14_3發(fā)送無線電頻率信號(hào)34，該信號(hào)包括所有這些模塊14-1、14-2、14-3共用的時(shí)基，如圖1和圖3中所示。
[0083]同步信號(hào)34的發(fā)送預(yù)示了記錄周期的開始，例如，在航空器的起飛時(shí)刻。
[0084]有利地，用于核實(shí)和校正模塊14-1、14-2、14-3的同步的信號(hào)可在記錄周期的持續(xù)時(shí)間上，即，例如在包括配備有檢測(cè)裝置10的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)部件的航空器的飛行的持續(xù)時(shí)間上，以由主聲學(xué)模塊14-1確定的頻率發(fā)送。
[0085]如圖1和圖3所示，本發(fā)明還涉及航空器結(jié)構(gòu)12，該航空器結(jié)構(gòu)12包括配備有撞擊檢測(cè)裝置10的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)部件40。
[0086]在圖1所示的模塊的第一種變形布置中，兩個(gè)聲學(xué)模塊14-1、14_2被固定到結(jié)構(gòu)部件的表面42上。
[0087]優(yōu)選地，檢測(cè)裝置10的聲學(xué)模塊14通過粘合被固定到結(jié)構(gòu)部件40上。
[0088]可替換地，聲學(xué)模塊14可通過任何機(jī)械連接固定到結(jié)構(gòu)部件40，該機(jī)械連接允許快速連接并允許聲學(xué)傳感器16適當(dāng)?shù)馗袘?yīng)在結(jié)構(gòu)部件40中傳播的聲波。
[0089]模塊14的第一種變形布置允許檢測(cè)裝置10用在已經(jīng)使用的航空器上。
[0090]在圖3所示的模塊的第二種變形布置中，三個(gè)聲學(xué)模塊14-1、14-2、14-3設(shè)置在結(jié)構(gòu)部件40中，例如，在制造過程中結(jié)合到該結(jié)構(gòu)部件40。
[0091]該第二種變形可能實(shí)現(xiàn)模塊14的獨(dú)立操作。
[0092]模塊14的第二種變形布置不是必然需要將檢測(cè)裝置10在其設(shè)計(jì)和裝配期間結(jié)合到航空器。
[0093]實(shí)際上，僅需要使用植入聲學(xué)模塊14的結(jié)構(gòu)部件40來替換現(xiàn)有航空器12的結(jié)構(gòu)部件，而不需要任何有線連接附加到已存在于航空器中的這些部件。
[0094]本發(fā)明還包括結(jié)合上面第一種和第二種變形中提供的布置的第三種變形，其中至少一個(gè)聲學(xué)模塊14固定到結(jié)構(gòu)部件40的表面42，并且至少一個(gè)聲學(xué)模塊14設(shè)置在結(jié)構(gòu)部件40中。
[0095]本發(fā)明還根據(jù)結(jié)構(gòu)部件40的設(shè)計(jì)提供檢測(cè)裝置10的不同實(shí)施。
[0096]如圖1中所示，當(dāng)結(jié)構(gòu)部件40主要沿一個(gè)維度Dl延伸時(shí)，檢測(cè)裝置10僅包括固定到結(jié)構(gòu)部件40的第一端44的第一聲學(xué)模塊14-1和固定到結(jié)構(gòu)部件40的第二端46的第二聲學(xué)模塊14-2。
[0097]實(shí)際上，在線性結(jié)構(gòu)部件40的情形下，即沿著單一維度Dl延伸，兩個(gè)聲學(xué)模塊14-1、14-2足以允許對(duì)撞擊的檢測(cè)、定位以及評(píng)估。
[0098]然而，如圖3中所示，當(dāng)結(jié)構(gòu)部件40主要沿兩個(gè)維度D2、D3延伸時(shí)，檢測(cè)裝置10包括固定到結(jié)構(gòu)部件40的至少三個(gè)聲學(xué)模塊14-1、14-2、14-3，分隔至少三個(gè)聲學(xué)模塊14_1、14-2,14-3中兩兩聲學(xué)模塊的距離L1、L2、L3都是不同的。
[0099]不同的距離L1、L2和L3是必須的，以便例如在航空器的飛行過程中結(jié)構(gòu)部件40上發(fā)生撞擊時(shí)，通過由三個(gè)模塊14-1、14-2、14-3中任一個(gè)所記錄的聲波的時(shí)間關(guān)聯(lián)并進(jìn)而通過三角測(cè)量來定位撞擊。
[0100]當(dāng)然，本發(fā)明還包括檢測(cè)裝置10在基本沿類似三個(gè)維度延伸的結(jié)構(gòu)部件40中的實(shí)施，或者其中三個(gè)以上的聲學(xué)模塊14被固定到結(jié)構(gòu)部件40中的實(shí)施，而不論其主要延伸的維度的數(shù)目。
[0101]最后，本發(fā)明還包括用于檢測(cè)復(fù)合材料航空器結(jié)構(gòu)部件40上的撞擊的檢測(cè)方法。[0102]該檢測(cè)方法包括實(shí)施檢測(cè)裝置10來檢測(cè)發(fā)生在結(jié)構(gòu)部件40上的撞擊，特別是在航空器的飛行期間。
[0103]該檢測(cè)方法還可能實(shí)施檢測(cè)裝置10來定位在結(jié)構(gòu)部件40上檢測(cè)到的撞擊。
[0104]并且，該檢測(cè)方法還實(shí)施檢測(cè)裝置10來評(píng)估在結(jié)構(gòu)部件40上檢測(cè)到撞擊的危險(xiǎn)程度。
[0105]現(xiàn)在結(jié)合在復(fù)合材料航空器結(jié)構(gòu)部件40上的撞擊的檢測(cè)來描述根據(jù)本發(fā)明的檢測(cè)方法。
[0106]在實(shí)施本方法之前的步驟包括在待監(jiān)測(cè)的結(jié)構(gòu)部件40內(nèi)和/或結(jié)構(gòu)部件40上植入檢測(cè)裝置10的聲學(xué)模塊14，如前面所述。
[0107]然后，在使用檢測(cè)裝置之前，例如借助于聲錘(acoustic hammer)來校準(zhǔn)聲學(xué)模塊14。
[0108]該校準(zhǔn)包括針對(duì)于結(jié)構(gòu)部件40上的至少一個(gè)測(cè)出并標(biāo)定的撞擊來測(cè)量由每個(gè)聲學(xué)模塊14所接收的聲波的能量等級(jí)。
[0109]然后，可以知道每個(gè)聲學(xué)模塊14相對(duì)于撞擊點(diǎn)的位置，該校準(zhǔn)可能建立數(shù)學(xué)關(guān)系式，根據(jù)由每個(gè)聲學(xué)模塊14感應(yīng)到的聲波給出隨意的撞擊的位置和能量等級(jí)。
[0110]在該校準(zhǔn)之后，準(zhǔn)備好使用檢測(cè)裝置10。
[0111]在本發(fā)明主要設(shè)想的應(yīng)用中，檢測(cè)裝置10的聲學(xué)模塊14被用來記錄在航空器的飛行階段的持續(xù)時(shí)間中穿過結(jié)構(gòu)部件40傳播的聲波。
[0112]當(dāng)然，本發(fā)明并不限于這種應(yīng)用，檢測(cè)裝置還可以用在航空器?？炕蛘咴诘孛嫔弦苿?dòng)時(shí)。
[0113]在記錄經(jīng)過結(jié)構(gòu)部件40傳播的聲波的每一個(gè)新周期之前，進(jìn)行檢測(cè)裝置10的聲學(xué)模塊14的同步。
[0114]該同步經(jīng)由主聲學(xué)模塊14-1的通信裝置26向檢測(cè)裝置10的其它聲學(xué)模塊14_2、14-3發(fā)射無線電頻率信號(hào)34來進(jìn)行，無線電頻率信號(hào)34包括裝置10的這組聲學(xué)模塊共用的時(shí)基。
[0115]在飛行中，該方法通過每個(gè)聲學(xué)模塊14-1、14-2、14-3的記錄裝置24來記錄在例如飛行期間等確定的持續(xù)時(shí)間中穿過結(jié)構(gòu)部件40傳播的聲波。
[0116]在著陸后，該方法通過通信裝置26將由每個(gè)聲學(xué)模塊14-1、14_2以及14_3所記錄的聲波傳遞到處理單元30。
[0117]因此，與在航空器飛行期間經(jīng)過結(jié)構(gòu)部件40傳播的聲波相關(guān)的數(shù)據(jù)被處理單元30收回，優(yōu)選通過無線電頻率讀取器32收回。
[0118]然后，該方法對(duì)傳遞的聲波進(jìn)行分析，以檢測(cè)在飛行中發(fā)生在結(jié)構(gòu)部件40上的可能的撞擊。
[0119]通過對(duì)聲學(xué)模塊14記錄和傳遞的聲波(頻譜、振幅等級(jí)等)以及由校準(zhǔn)獲得的公式的不同分析，可能例如通過對(duì)比閾值來評(píng)估發(fā)生在結(jié)構(gòu)部件40上的撞擊的危險(xiǎn)程度，和/或例如為了使用合適的設(shè)備進(jìn)行局部檢查來定位發(fā)生在結(jié)構(gòu)部件40上的撞擊。
【權(quán)利要求】
1.用于檢測(cè)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)(12)上的撞擊的檢測(cè)裝置(10)，其特征在于，所述檢測(cè)裝置(10)包括用于固定到所述復(fù)合材料結(jié)構(gòu)(12)的至少兩個(gè)聲學(xué)模塊(14，14-1，14-2，14-3)和能夠與每個(gè)聲學(xué)模塊(14，14-1，14-2，14-3)遠(yuǎn)程通信的處理單元(30)，每個(gè)聲學(xué)模塊(14，14-1，14-2，14-3)包括聲學(xué)傳感器(16)、電能產(chǎn)生裝置(18)、用于記錄由其聲學(xué)傳感器(16)感應(yīng)到的聲波的記錄裝置(24)以及被配置成與所述處理單元(30)通信的遠(yuǎn)程通信裝置(26)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于檢測(cè)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)(12)上的撞擊的檢測(cè)裝置(10)，其特征在于，所述聲學(xué)模塊(14，14-1，14-2，14-3)的電能產(chǎn)生裝置(18)包括微型動(dòng)能發(fā)電機(jī)(20)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的用于檢測(cè)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)(12)上的撞擊的檢測(cè)裝置(10)，其特征在于，至少一個(gè)聲學(xué)模塊(14-1)被稱作主聲學(xué)模塊，其包括時(shí)鐘(38)。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的用于檢測(cè)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)(12)上的撞擊的檢測(cè)裝置(10)，其特征在于，所述主聲學(xué)模塊(14-1)的所述遠(yuǎn)程通信裝置(26)被配置成與所述檢測(cè)裝置(10)的其它聲學(xué)模塊(14-2，14-3)通信。
5.一種航空器結(jié)構(gòu)(12)，其包括復(fù)合材料結(jié)構(gòu)部件(40)，其特征在于，所述結(jié)構(gòu)部件(40)配備有根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項(xiàng)所述的撞擊的檢測(cè)裝置(10)。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的航空器結(jié)構(gòu)(12)，其特征在于，所述聲學(xué)模塊(14，14-1，14-2)被固定到所述結(jié)構(gòu)部件(40)的表面(42)。
7.根據(jù)權(quán)利要求5所述的航空器結(jié)構(gòu)(12)，其特征在于，所述聲學(xué)模塊(14，14-1，14-2，14-3)被設(shè)置在所述結(jié)構(gòu)`部件(40)內(nèi)。
8.根據(jù)權(quán)利要求5所述的航空器結(jié)構(gòu)(12)，其特征在于，至少一個(gè)聲學(xué)模塊(14)被固定到所述結(jié)構(gòu)部件(40)的表面(42)，并且至少一個(gè)聲學(xué)模塊(14)被設(shè)置在所述結(jié)構(gòu)部件(40)內(nèi)。
9.根據(jù)權(quán)利要求5到8中任一項(xiàng)所述的航空器結(jié)構(gòu)(12)，其特征在于，所述結(jié)構(gòu)部件(40)主要沿一個(gè)維度(Dl)延伸，所述檢測(cè)裝置(10)僅包括固定到所述結(jié)構(gòu)部件(40)的第一端(44)的第一聲學(xué)模塊(14-1)和固定到所述結(jié)構(gòu)部件(40)的第二端(46)的第二聲學(xué)模塊(14-2)。
10.根據(jù)權(quán)利要求5到8中任一項(xiàng)所述的航空器結(jié)構(gòu)(12)，其特征在于，所述結(jié)構(gòu)部件(40)主要沿兩個(gè)維度(D2，D3)延伸，所述檢測(cè)裝置(10)包括固定到所述結(jié)構(gòu)部件(40)的至少三個(gè)聲學(xué)模塊(14-1，14-2，14-3)，將所述至少三個(gè)聲學(xué)模塊(14_1，14_2，14_3)中的所述聲學(xué)模塊兩兩分隔開的距離(L1，L2，L3)都是不同的。
11.用于檢測(cè)復(fù)合材料航空器結(jié)構(gòu)部件(40)上的撞擊的檢測(cè)方法，所述結(jié)構(gòu)部件(40)配備有根據(jù)權(quán)利要求1到4中任一項(xiàng)所述的撞擊的檢測(cè)裝置(10)，其特征在于，所述檢測(cè)方法根據(jù)下列步驟來實(shí)施所述檢測(cè)裝置(10): -通過主聲學(xué)模塊(14-1)的通信裝置(26)向檢測(cè)裝置(10)的其它聲學(xué)模塊(14-2，14-3)發(fā)射無線電頻率信號(hào)(34)，所述無線電頻率信號(hào)(34)包括所述檢測(cè)裝置的該組聲學(xué)模塊共用的時(shí)基； -通過每個(gè)聲學(xué)模塊(14-1，14-2，14-3)的記錄裝置(24)記錄在確定的持續(xù)時(shí)間中穿過所述結(jié)構(gòu)部件(40)傳播的聲波；-通過所述通信裝置(26)將由每個(gè)聲學(xué)模塊(14-1，14-2，14-3)記錄的聲波傳遞到處理單元(30);以及 -分析被傳遞的聲波以檢測(cè)發(fā)生在所述結(jié)構(gòu)部件(40)上的任何撞擊。
12.根據(jù)權(quán)利要求11所述的用于檢測(cè)復(fù)合材料航空器結(jié)構(gòu)部件(40)上的撞擊的檢測(cè)方法，其特征在于，分析被傳遞的聲波的步驟包括評(píng)估發(fā)生在所述結(jié)構(gòu)部件(40)上的撞擊的危險(xiǎn)程度的步驟。
13.根據(jù)權(quán)利要求11或12所述的用于檢測(cè)復(fù)合材料航空器結(jié)構(gòu)部件(40)上的撞擊的檢測(cè)方法，其特征在于，分析被傳遞的聲波的步驟包括定位發(fā)生在所述結(jié)構(gòu)部件(40)上的撞擊的步驟。
14.根據(jù)權(quán)利要求11到13中任一項(xiàng)所述的用于檢測(cè)復(fù)合材料航空器結(jié)構(gòu)部件(40)上的撞擊的檢測(cè)方法 ，其特征在于，所述檢測(cè)裝置(10)在所述航空器的飛行過程中實(shí)施。
【文檔編號(hào)】G01N29/14GK103868994SQ201310700773
【公開日】2014年6月18日 申請(qǐng)日期:2013年12月18日 優(yōu)先權(quán)日:2012年12月18日
【發(fā)明者】奧利維耶·肖姆, 格扎維埃·克恩, 讓-帕斯卡爾·卡博 申請(qǐng)人:空中客車運(yùn)營(yíng)簡(jiǎn)化股份公司