專利名稱：老化飛機結構損傷的光纖智能復合材料修復與健康監測方法
技術領域：
本發明涉及一種老化飛機結構損傷的修復，特別是一種采用光纖智能 復合材料修復老化飛機結構損傷及修復后的健康監測方法。
背景技術：
利用復合材料預浸料搭接修復老化飛機結構的方法可有效抑制現有 損傷的擴展，提高結構的使用壽命和使用安全性。與金屬卯固技術相比， 復合材料搭接修復技術具有應力傳遞平穩、避免卯固帶來的附加應力集 中，具有優異的疲勞與損傷容限性能，同時在結構曲面處易于施工等特點。 復合材料搭接層板修復通常設計為越接近層板邊緣位置，層板厚度越低， 以降低層板邊緣部分的應力集中所導致的層板破壞。因為修復結構發生損 傷破壞時，分層與脫粘破壞在這種楔形區域擴展迅速，所以對該區域進行 監測十分必要。
發明內容
本發明的目的是針對上述現有技術的不足，而引入了采用光纖智能復 合材料修復老化飛機結構損傷及修復后的健康監測方法。是一種實時監測 評估復合材料修復結構完整性的方法，利用該方法就可以對修復結構的損 傷(分層或脫粘)在達到危險尺寸前就能被監測出來，并提供預警信號， 確保修復結構的安全。
為實現上述目的，本發明采用下述技術方案利用埋入FBG光柵傳感 器網絡的智能復合材料搭接層板修復老化飛機結構損傷，以監測修復結構在服役過程中的應變狀況，從而對修復結構的完整性進行評估。工作原理 該發明將FBG光柵傳感器埋入復合材料搭接層板的邊緣位置，當該區域出 現分層或脫粘破壞時，該區域的應變分布會發生改變，從而導致光柵傳感 器測量應變異常或光柵反射光i普的異化，由此可確定搭接層板的破壞位置 和狀況。
本發明是通過下述具體工藝步驟實現的
(a) 老化飛機結構和結構損傷的表面處理，主要處理過程為l)用 砂布打磨去除修理區域內的所有漆層；2)采用便攜式吹砂槍對復合材料修 理區域進行吹砂處理，吹后可明顯改變待修表面的狀態，并除去表面陳舊 的和結合力不強的氧化層、污染物，增加機械結合力；3)用丙酮清洗修理 區域，以去除油脂、灰塵和其他外來物質；4)連續刷涂硅烷偶聯劑15min， 刷涂后立即用電吹風烘干約15min，硅烷分子鏈的一側對鋁有親合力，另 一側對環氧樹脂有親合力，使經過處理的結構表面具有高的表面能，從而 獲得較高的膠接強度與耐久性。
(b) 通過對結構損傷的分析診斷和設計計算，確定了復合材料粘接 層板的幾何參數、鋪層數量及鋪層的取向，制作了對稱式的復合材料粘接 層板。
(c) 在老化飛機結構與復合材料粘接層板之間使用樹脂粘接層，可 根據設計要求選擇相應的樹脂類型。
(d) 樹脂粘接層上^鋪放復合材料粘接層板，樹脂粘接層和復合材 料粘接層板的位置主要由結構損傷決定。復合材料搭接層板由復合材料預 浸料組成，其形狀為逐層遞減的楔形結構，^^復面積、^^復層數和遞減長 度應根據設計要求設定。(e )將FBG光柵傳感器埋入復合材料粘接層板的邊緣位置并與其邊 界平行。埋入FBG光柵傳感器及光纖。具體的步驟為(l)將兩段短光 纖粘接在光纖的刻寫光柵部位，粘接劑使用502膠水；(2)短光纖的端 部用硅橡膠封裝保護，為避免光柵的界面傳遞效果，在光柵部位不使用硅 橡膠；(3 )硅橡膠封裝后的光纖光柵用502膠水粘接在兩層窄布帶間(碳 纖維、玻璃纖維或芳綸纖維布帶)；(4)復合材料成型過程中，將布帶 放入復合材料的預定位置。(5)光纖與復合材料的出入口位置，用硅橡 膠進行封裝。
(f )埋入FBG光柵傳感器的智能復合材料修復結構的成型采用真空 袋共固化的方法。完成一個固化周期需要幾個步驟真空壓緊、加溫、固 化和降溫。固化周期的長短由所用膠膜與預浸料決定。固化完成后，冷卻 到6(TC以下后再釋方文壓力，拆除真空袋和分離膜。
本發明可實時監測評估復合材料修復結構完整性，利用該方法就可以 對修復結構的損傷分層或脫粘在達到危險尺寸前就能^皮監測出來，并提供 預警信號，確保修復結構的安全。具有方法科學、易于推廣的特點。該發 明可廣泛應用到軍用或民用飛機結構損傷的修復及健康監測領域，對提高 飛機結構修復后的實時安全監測和評估具有重要意義。
圖l是本發明的俯—見圖。 圖2是圖1的側視圖。
具體實施方式
實施例
參照圖l和圖2,老化飛機結構損傷的光纖智能復合材料修復與健康監測方法，具體操作步驟(a )老化飛機結構1和結構損傷2的表面處理， 主要處理過程為l)用砂布打磨去除修理區域內的所有漆層；2)采用了便 攜式吹砂槍對復合材料修理區域進行吹砂處理，吹后可明顯改變待修表面 的狀態，并除去表面陳舊的和結合力不強的氧化層、污染物，增加機械結 合力；3)用丙酮清洗修理區域，以去除油脂、灰塵和其他外來物質；4) 連續刷涂硅烷偶聯劑15min，刷涂后立即用電吹風烘干約15min，硅烷分 子鏈的一側對鋁有親合力，另一側對環氧樹脂有親合力，4吏經過處理的結 構表面具有高的表面能，從而獲得較高的膠接強度與耐久性。上述老化飛 機結構可以是金屬結構，也可以是復合材料結構。
(b)通過對結構損傷2的分析診斷和設計計算，確定了復合材料粘 接層板3的幾何參數、鋪層數量及鋪層的取向，制作了對稱式的復合材料 粘接層板3。
(c )在老化飛機結構1與復合材料粘接層板3之間使用樹脂粘接層 4。上述修復用復合材料粘接層板3可選用碳纖維(Kevlar纖維)/環氧 (雙馬)樹脂復合材料預浸料。其形狀為逐層遞減的楔形結構，修復面積、 修復層數和遞減長度應根據設計要求設定。
(d)樹脂粘接層4上面鋪放復合材料粘接層板3,樹脂粘接層4和 復合材料粘接層板3的位置主要由結構損傷2決定。復合材料粘接層板3 與老化飛機結構1之間粘接用的樹脂粘接層4。可以是環氧樹脂或雙馬樹 脂體系。
(e )將FBG光柵傳感器5埋入復合材料搭接層板3的邊緣位置并與 其邊界平行。上述FBG光柵傳感器可選擇普通FBG光柵傳感器或啁嗽FBG 光柵傳感器。光纖選用聚酰胺涂層材料。FBG光柵傳感器的應變解調裝置可以選用MOI公司的動態應變解調儀SI425,也可以選用具有全光鐠功能 的靜態應變解調儀SI125-500。
埋入FBG光柵傳感器5及光纖6。具體的步驟為(1 )將兩段50-100mm 短光纖粘接在光纖的刻寫光柵部位，粘接劑使用502膠水。(2)短光纖 的端部用硅橡膠封裝保護，為避免光柵的界面傳遞效果，在光柵部位不使 用硅橡膠。(3 )硅橡膠封裝后的光纖光柵用502膠水粘接在兩層5mm寬 的窄布帶間(碳纖維、玻璃纖維或芳綸纖維布帶)。(4 )復合材料成型 過程中，將布帶放入復合材料的預定位置。(5)光纖與復合材料的出入 口位置，用硅橡膠進行封裝。
(f )埋入FBG光柵傳感器5的智能復合材料修復結構的成型采用真 空袋共固化的方法。完成一個固化周期需要幾個步驟真空壓緊、加溫、 固化和降溫。固化周期的長短由所用膠膜與預浸料決定。本實施例采用的 固化參數為升、降溫速率1. 5~ 3°C/min，固化時間60 ~ 90min,固化溫 度120。C，真空壓力不低于75kPa ( 750mb)。固化完成后，冷卻到60。C以 下后再釋;^文壓力，拆除真空袋和分離膜。
權利要求
1、老化飛機結構損傷的光纖智能復合材料修復與健康監測方法，其特征在于該方法利用埋入FBG光柵傳感器網絡的智能復合材料搭接層板修復老化飛機結構損傷，以監測修復結構在服役過程中的應變狀況，從而對修復結構的完整性進行評估，并可以對修復結構的損傷，分層或脫粘，進行實時監測評估，在達到危險尺寸前就能被監測出來，并提供預警信號。
2、 如權利要求1所述的老化飛機結構損傷的光纖智能復合材料修復 與健康監測方法，其特征在于該方法的具體步驟(a)老化飛機結構(1)和結構損傷(2)的表面處理，主要處理過 程為l)用砂布打磨去除修理區域內的所有漆層；2)采用了便攜式吹砂槍 對復合材料修理區域進行吹砂處理，吹后可明顯改變待修表面的狀態，并 除去表面陳舊的和結合力不強的氧化層、污染物，增加機械結合力；3) 用丙酮清洗修理區域，以去除油脂、灰塵和其他外來物質；4)連續刷涂硅 烷偶聯劑15min,刷涂后立即用電吹風烘千約15min,硅烷分子鏈的一側 對鋁有親合力，另一側對環氧樹脂有親合力，^使經過處理的結構表面具有 高的表面能，從而獲得較高的膠接強度與耐久性，上述老化飛機結構可以 是金屬結構，也可以是復合材料結構；(b )通過對結構損傷(2 )的分析診斷和設計計算，確定了復合材料 粘接層板(3)的幾何參數、鋪層數量及鋪層的取向，制作對稱式的復合 材料粘接層板(3 );(c )在老化飛機結構(1)與復合材料粘接層板(3 )之間使用樹脂 粘接層(4),上述修復用復合材料粘接層板(3)可選用^f灰纖維，Kevlar 纖維/環氧(雙馬)樹脂復合材料預浸料，其形狀為逐層遞減的楔形結構， 修復面積、修復層數和遞減長度應根據設計要求設定；(d )樹脂粘接層(4 )上面鋪放復合材料粘接層板(3 ),樹脂粘接層 (4)和復合材料粘接層板(3)的位置主要由結構損傷(2)決定，復合 材料粘接層板(3)與老化飛機結構(1)之間粘接用的樹脂粘接層(4)， 可以是環氧樹脂或雙馬樹脂體系；(e )將FBG光柵傳感器(5 )埋入復合材料搭接層板(3 )的邊緣位 置并與其邊界平行。
3、 如權利要求1和2所述的老化飛機結構損傷的光纖智能復合材料 修復與健康監測方法，其特征在于埋入FBG光柵傳感器(5 )及光纖(6 ), 具體步驟為(1)將兩段短光纖粘接在光纖的刻寫光^HM立，粘接劑使 用502膠水；(2)短光纖的端部用硅橡膠封裝保護，為避免光柵的界面 傳遞效果，在光柵部位不使用硅橡膠；(3 )硅橡膠封裝后的光纖光柵用 502膠水粘接在兩層窄布帶間，如碳纖維、玻璃纖維或芳綸纖維布帶；(4 )復合材料成型過程中，將布帶放入復合材料的預定位置；(5 )光纖 與復合材料的出入口位置，用硅橡膠進行封裝；(f )埋入FBG光柵傳感器(5 )的智能復合材料修復結構的成型采用 真空袋共固化的方法，完成一個固化周期需要真空壓緊、加溫、固化和降 溫幾個步驟，固化周期的長短由所用膠膜與預浸料決定，固化完成后，冷 卻到60。C以下后再釋放壓力，拆除真空袋和分離膜。
4、 如權利要求3所述的老化飛機結構損傷的光纖智能復合材料修復 與健康監測方法，其特征在于所述的固化參數為升、降溫速率1.5~3 。C/min，固化時間60~90min，固化溫度120。C，真空壓力不低于75kPa。
5、 如權利要求3所述的老化飛機結構損傷的光纖智能復合材料修復 與健康監測方法，其特征在于所述的短光纖為50-100mm ;所述的窄布 帶為5mm寬。
全文摘要
老化飛機結構損傷的光纖智能復合材料修復與健康監測方法，該方法利用埋入FBG光柵傳感器網絡的智能復合材料搭接層板修復老化飛機結構損傷，以監測修復結構在服役過程中的應變狀況，從而對修復結構的完整性進行評估，并可以對修復結構的損傷，分層或脫粘，進行實時監測評估復合材料修復結構完整性，在達到危險尺寸前就能被監測出來，并提供預警信號，確保修復結構的安全。具有方法科學、易于推廣的特點。該發明可廣泛應用到軍用或民用飛機結構損傷的修復及健康監測領域，對提高飛機結構修復后的實時安全監測和評估具有重要意義。
文檔編號G01N21/84GK101561400SQ20091001152
公開日2009年10月21日 申請日期2009年5月13日 優先權日2009年5月13日
發明者盧少微, 偉 李, 王柏臣, 春 陸, 平 陳, 馬克明, 禹 高 申請人:沈陽航空工業學院;大連理工大學