1.本发明涉及一种旨在用于监测结构部件之间的结合部分的物理状态的航空复合结构。本发明还涉及这样一种用于监测航空复合结构中的结合部分的物理状态的方法和系统。更具体地，本发明涉及一种用于从航空复合结构的制造到其在飞行中使用期间监测航空复合结构的结合部分的物理状态的结构和方法。


背景技术：

2.航空复合结构通常集成有加强件(比如桁条)，以改进这些复合结构的刚度或抗屈曲性。这些桁条以及所提及的复合结构的结构部件之间可以通过粘合剂线连结。即，此复合结构技术领域典型地在制造和组装阶段期间利用适合于复合结构的粘合剂接头。
3.所述粘合剂接头通常在复合结构进入高压釜内后进行固化过程，其中温度是在制造这种结构时要考虑的关键参数之一。高压釜中的温度现今主要由常规的热电偶控制，热电偶需要与固化中的复合材料表面直接接触，并且在整个过程中仅提供准时的测量。用于监测一些复合结构的温度的此解决方案对于结构中的复杂部分而言很繁杂，并且留有改进的空间。
4.航空领域不断升级质量控制，主要是为了改善生产和安全性，同时减少最终的浪费和再加工成本。当前，一旦飞行器开始服役并且需要周期性检查或经历意外事件，操作者必须拆卸飞行器来发现复合结构中的接头的所述粘合剂线经受的可能损伤。现有的检查被认为是复杂的手动工作过程，并且无疑是耗时的。
5.如今，复合结构中的所述粘合剂线经历无损检查(ndi)(例如超声波脉冲回波法)进行的质量控制。一旦飞行器回到地面，ndi控制需要特定工具、经认证的检查员、接近检查区域，这也意味着经济和调度上受影响。此外，已知在制造时用于监测温度的实际常规程序取决于操作者的技能，并且需要较大的时间投入。
6.存在用于监测结合式结构组件的固化的结合线内的粘合剂完整性的已知系统，类似于专利申请us 8812251 b2中描述的系统。迄今为止，使用布置在所述粘合剂线内部的电传感器网络来监测所述粘合剂线。此外，用于监测粘合剂状态的这些系统包括电源，用于向电传感器网络提供电力，以便按需检查粘合剂线的完整性。所述系统是通过解释在固化的结合线内直接测得的变化而制成的。然而，此类已知的设备和方法仅在制造粘合剂线后提供监测，但是在制造过程中不提供监测。
7.在另一个技术领域中，进一步已知的是由沿着包覆层的直径定位的多个芯制成的光导纤维，光导纤维可以被制造为对温度变化或应变变化作出响应。这些变化通常通过选择光导纤维材料(尤其是芯、包覆层和涂层)以及所述纤维内的芯的间距和形状来测量。如今，可以在大范围内提供通过光导纤维优化而测得的温度变化。
8.此外，存在集成有能够沿着所述复合结构定位损伤的光导纤维的已知复合结构、以及用于制造集成有损伤定位能力的所述复合结构的方法。众所周知的是提供插入损耗最小的光学对准的光导纤维连接设备，光导纤维连接设备可以放置在复合表面的任何位置，
以便从所述连接好的光导纤维中收集在役参数并继续收集信息。
9.相应地，本发明解决了现有技术中对监测航空复合结构中的结合部分的物理状态的改进方法的需求，其中这种改进方法提供了优于现有技术中已知的系统和方法的制造优点。另外，本发明进一步提供了一种用于在复合结构的在役检查和在役操作期间监测温度、应变或变形的系统。


技术实现要素：

10.本发明通过根据第一发明方面的航空复合结构、根据第二发明方面的系统、根据第三发明方面的用于监测航空复合结构中的结合部分的物理状态的方法、以及根据第四发明方面的飞行器提供上述问题的解决方案。在从属权利要求中，限定了本发明的优选实施例。
11.在第一发明方面，本发明提供了一种包括位于结构部件之间的结合部分的航空复合结构，此航空复合结构进一步包括：
12.‑
具有至少两个纤维芯的多芯光导纤维，所述多芯光导纤维沿着此结合部分的纵向方向被集成在所述结合部中、并且包括两个纤维端部，每个纤维端部与所述结合部分的端部重合，以及
13.‑
至少位于每个纤维端部上的连接器，所述连接器被配置为将每个纤维连接到询问单元以便测量所述航空复合结构中的结合部分的至少一个参数，
14.其中，所述多芯光导纤维的每个芯被配置为根据为了监测结构部件之间的所述结合部分的物理状态而要测量的所述至少一个参数来传输预定义的光脉冲。
15.飞行器由通过各种结构部件的连结而形成的多个航空复合结构构成。例如，用于飞行器的水平尾翼的抗扭箱是尤其由连结在一起的比如面板、加强件(即，桁条、肋
……
)、框架和蒙皮等结构部件形成的，使得对于每个接头，配置的复合结构包括结合部分。
16.结构部件之间的这些结合部分是复合结构中至关重要的连结部分，它们的物理状态尤其值得关注要进行监测。尤其是，从制造航空复合结构(即，组装结构部件)时直到其被集成在飞行器中，也包括在航空复合结构的操作寿命期间。
17.本发明为集成航空复合结构的这些结构部件之间的接头提供改进的配置，以改善对这些接头的物理状态的监测。特别地，本发明提出了至少提供集成在复合结构的结合部分中的光导纤维，该结合部分对应于所述结构部件之间的连结部分。
18.光导纤维是包括嵌入在纤维内的至少两个纤维芯的多芯光导纤维。光导纤维被常规的包覆层覆盖，并且包括两个纤维端部。多芯光导纤维沿着同一结合部分的纵向方向被集成在复合结构的结合部分中。即，此纵向方向对应于结合部分在复合结构的结构部件之间的接头中遵从的方向。多芯光导纤维沿着结合部分的整个长度布置，使得光导纤维的纤维端部与结合部分的端部重合。
19.复合结构进一步至少包括连接器，该连接器可以将每个光导纤维以其各自的纤维端部连接到询问单元，该询问单元旨在监测复合结构、尤其是结合部分的物理状态。更特别地，连接器被适配成将每个光导纤维芯连接到询问单元。此连接器是成扇状散开件，以触及多芯光导纤维的每个纤维芯。连接器将来自光导纤维的光分配到多芯光导纤维的每个芯。连接器连接到光导纤维的两个端部的事实在应用中实现了更大的灵活性并且可以在光导
纤维的两个端部进行询问。除了提供连接器之外，两个纤维端部进一步允许询问纤维芯，以利用要求在两个纤维端部进行连接的技术来测量物理参数(例如布里渊(brillouin)散射)。
20.物理状态必须在本发明的上下文中理解为通过测量复合结构在其时间演变中可以采用的某些特性而得到的每一个物理上可区分的情况或形式。即，在经历变化的复合结构的结合部分中，由于这些变化，物理状态是任何可能的情况。复合结构的这种物理状态的示例是温度、应变、变形、损伤、负载、振动和火灾检测。
21.特别地，提供将纤维端部连接到询问单元的连接器允许测量结合部分的至少一个参数以便监测复合结构的物理状态。以这种方式，集成在多芯光导纤维中的纤维芯沿着穿过结合部分的光导纤维延伸部传输来自询问单元的预定义的光脉冲。即，根据要测量的参数，光导纤维将预定义的光脉冲传输穿过纤维芯。因此，通过监测所测量的参数，可以确定复合结构的结合部分中的物理状态。
22.在另一个特定实施例中，连接器是被配置为连接到通用询问器的直接连接器。此直接连接器包括纤维芯的精确处理系统，该精确处理系统允许将所有纤维芯同时对齐，其中插入损耗值和回波损耗值与应用于纤维芯的每种技术的动态范围兼容。通用询问器被配置为利用不同的技术(例如，fbg、拉曼(raman)、瑞利(rayleigh)或布里渊)询问所有纤维芯。
23.本发明有利地允许在复合结构的制造过程期间、在在役检查期间以及在复合结构的操作寿命期间监测复合结构中的结合部分的物理状态。
24.此外，光导纤维中存在多个芯使得能够在复合结构的每个寿命步骤中选择和应用关注的光学监测技术。即，纤维芯可以旨在测量关于结合部分的关注的不同参数或相同参数。此参数可以是温度或应变或变形或损伤或负载或振动或火灾检测。
25.有利地，所提出的解决方案旨在在固化过程(制造步骤)期间支持并改善结合部分的控制质量。由于光导纤维被嵌入在复合结构的结合部分内部，因此所测量的温度比现有技术解决方案中的外部传感器更可靠。另外，光导纤维的提供使得能够沿着光导纤维的长度测量而不是像在现有技术解决方案中那样在准时位置测量，因此，可以更广泛地完成控制质量和温度映射。
26.对于结构测试或检查以及在役操作，光导纤维的提供进一步使得能够通过应变测量来监测结构性能，并且甚至监测结合部分上存在损伤，比如解散。即，本发明允许检测结合部分中的损伤，而无需调节飞行器和触及复合结构上的受影响区域。
27.因此，多芯光导纤维充当安装在结构部件之间的结合部分内部的永久性传感器，此光导纤维根据维护和操作者的要求而被询问。
28.相应地，相对于常规解决方案，本发明主要提供以下优点：
29.‑
与现有技术解决方案相比，通过多芯光导纤维控制复合结构的更长的表面，改进了结构部件之间的结合部分的质量控制。
30.‑
在制造期间监测结合部分的温度和应变。这也有助于在制造时间期间进行在线检查，并且旨在检测可能的缺陷，甚至使得可以在制造过程完成之前校正这些缺陷。
31.‑
通过提供集成在结合部分中的光导纤维来监测在役机械行为，因此允许无需触及飞行器而控制此结合部分并检测可能的损伤。
32.在特定实施例中，所述结合部分包括粘合剂线，至少所述多芯光导纤维嵌入到所述粘合剂线中。此粘合剂线对应于布置在两个结构部件之间用于它们的接头的连结装置。在此实施例中，光导纤维被嵌入在粘合剂线内。在粘合剂线中使用集成光导纤维有利地不需要对用于接头的加强件进行钻孔，因此简化了制造过程，并且从结构视角来看是可取的。
33.用于粘合剂线的粘合剂类型取决于工作条件、应用要求以及要连结的材料。工作条件和应用要求可以是温度范围、动态或静态负载条件、必要的耐化学性、耐久性、应用时间和固化时间。要连结以适应复合结构的材料通常是金属、聚合物或陶瓷材料。
34.在更特定的实施例中，粘合剂线是环氧树脂粘合剂。考虑到已知的航空复合结构的材料、所需的阻力、温度范围和工作时间，环氧树脂是优选的粘合剂。
35.在另一个特定实施例中，粘合剂线是硅树脂、氰基丙烯酸酯、聚氨酯或酚醛树脂的粘合剂。
36.在特定实施例中，结合部分包括多个粘合剂线。
37.在特定实施例中，所述航空复合结构包括集成在所述结合部分中的多个多芯光导纤维，其中，所述连接器中的一个连接器位于第一多芯光导纤维端部处，并且另一个连接器位于第二多芯光导纤维端部处。
38.有利地，该多个多芯纤维提供了冗余，这提供了在纤维故障的情况下具有备用纤维的可能性。另外，通过多个多芯纤维，可以同时监测更多数量的参数。进而，由于多个芯/纤维可以监测相同的参数，因此还提高了测量的准确性。
39.在特定实施例中，多芯光导纤维包括涂层。已知的光导纤维被包覆层覆盖。因此，上述涂层是包覆层的附加涂层，并且为多芯光导纤维提供机械保护。
40.所述涂层的材料取决于光导纤维的工作条件和温度条件。对于损伤测量和温度测量，涂层的材料是聚酰胺。对于火灾检测，涂层的材料是金属。以及对于特定工作条件，涂层的材料可以是增强聚合物。在特定实施例中，涂层具有从200μm起的厚度。
41.在特定实施例中，所述多芯光导纤维的至少一个芯是多模芯，所述多模芯被配置为当所述连接器连接到所述询问单元时提供拉曼散射。多模芯意味着纤维被配置为一次传播若干种光模式。
42.在特定实施例中，所述多芯光导纤维的至少一个芯是单模芯，所述单模芯被配置为当所述连接器连接到所述询问单元时提供瑞利散射。单模芯意味着纤维一次只能传播一种光模式。
43.在特定实施例中，所述多芯光导纤维的至少一个芯是包括布拉格(bragg)光栅的单模芯。更特别地，多芯光导纤维可以是包括多路复用的布拉格光栅传感器的单模芯。
44.在特定实施例中，多芯光导纤维包括单模芯的分布，其中，多路复用的布拉格光栅传感器被写入所述多芯光导纤维的不同芯中。有利地，在纤维芯中提供多路复用的布拉格光栅传感器允许在数百米的光导纤维上匹配多个空间分辨率要求，同时需要安装一个独特的纤维。
45.单模纤维和多模纤维的纤维芯直径、波长、光源和带宽彼此不同。单模纤维的芯直径小于多模纤维的芯直径。多模纤维的波长小于单模纤维的波长。另外，多模纤维带宽受其源模式的限制，而单模纤维带宽在理论上不受限制，因为它一次允许一种光模式通过。此外，单模纤维适用于长距离应用，而多模纤维则设计用于短距离。
46.考虑到多芯光导纤维针对单个光导纤维集成了多个芯(单模和多模)，则允许：
47.‑
减少要安装的纤维的数量并对其进行简化，因为单个光导纤维可以包括多个芯并且每个芯包括多个传感器或分布式传感器。从飞行器应用的视角来看，例如，在具有关键空间分辨率(mm或cm级)且在整个平面上需要数百米的温度测量应用中以及在需要大约几mm的损伤检测分辨率的损伤检测应用中，此方面非常重要；以及
‑
在纤维端部之间的距离存在限制的那些应用中提高空间分辨率。
48.有利地，单模芯在多芯光导纤维内的所述分布提供了沿着整个被监测的航空复合结构的被测参数的一致性和均匀性。
49.在特定实施例中，所述航空复合结构是垂直尾翼的前缘，所述前缘包括以下结构部件：
50.‑
具有多个ω形桁条的内面板基部层压件，以及
51.‑
外面板，
52.至少所述外面板通过位于所述外面板的一侧与每个ω形桁条的头部之间的粘合剂线而连结到所述内面板基部层压件，使得至少多芯光导纤维嵌入到所述粘合剂线中。
53.在更特别的实施例中，每个ω形桁条通过布置在所述内面板基部层压件的一侧与所述ω形桁条的每个脚部之间的粘合剂线而连结到所述内面板基部层压件，使得至少多芯光导纤维嵌入到所述粘合剂线中的每一个粘合剂线中。
54.在第二发明方面，本发明提供了一种用于监测航空复合结构中的结合部分的物理状态的系统，所述系统包括：
55.‑
根据第一发明方面的航空复合结构，以及
56.‑
询问单元，所述询问单元连接到所述航空复合结构的连接器并且被配置为测量所述航空复合结构的结合部分中的参数以便监测所述结合部分的物理状态。
57.即，此询问单元的主要功能是询问集成在结构部件之间的结合部分中的纤维，以测量关注的参数，以便确定结合部分所处的物理状态。与复合结构的连接器相连的询问单元允许在复合结构的制造中以及在其操作寿命期间监测复合结构中的结合部分的物理状态。
58.在更特别的实施例中，询问单元包括：
59.‑
光源，该光源被配置为发射光脉冲穿过多芯光导纤维的第一纤维端部，
60.‑
接收器，该接收器被配置为检测或感测穿过第二纤维端部的所发射的光脉冲，以及
61.‑
处理器，该处理器被配置为处理所感测的光脉冲。
62.询问单元负责通过由光源发射光脉冲穿过光导纤维的端部并由接收器检测穿过光导纤维的端部的这些脉冲而询问光导纤维。进一步地，通过此询问，询问单元的处理器执行分析，将光脉冲输出(由接收器检测到的光脉冲)与光脉冲输入(由光源发射的光脉冲)进行比较。
63.根据要测量的参数(温度、应变、变形、损伤、负载、振动和火灾检测)，光脉冲被配置有某些特性，使得基于上述比较分析，可以基于所述参数确定结合部分的物理状态。
64.在第三发明方面，本发明提供了一种用于监测根据第一发明方面的航空复合结构中的结合部分的物理状态的方法，所述方法包括以下步骤：
65.a)提供询问单元，
66.b)将所述询问单元连接到位于所述航空复合结构的每个多芯光导纤维端部上的所述连接器，以及
67.c)通过根据为了监测结构部件之间的所述结合部分的物理状态而要测量的参数来将预定义的光脉冲传输穿过所述多芯光导纤维的至少两个芯，询问连接器之间的所述多芯光导纤维。
68.通过本发明的方法，可以在安装有所述复合结构的飞行器的制造和操作寿命二者期间监测航空复合结构的部件之间的结合部分的物理状态。
69.在特定实施例中，所述步骤c)包括：
70.i.由光源发射预定义的光脉冲穿过所述多芯光导纤维的至少一个芯，
71.ii.测量接收到的光脉冲，以及
72.iii.处理所测量的光脉冲以便监测所述航空复合结构中的所述结合部分的物理状态。
73.在特定实施例中，所述方法进一步包括在此航空复合结构处于固化循环过程中时，通过在步骤c)中询问所述多芯光导纤维来测量此结合部分中的温度，监测所述航空复合结构的所述结合部分中的温度。
74.在特定实施例中，所述方法进一步包括通过在步骤c)中询问所述多芯光导纤维来测量此结合部分中的应变或变形，监测所述航空复合结构的所述结合部分中的损伤。
75.在第四发明方面，本发明提供一种包括根据第一发明方面的航空复合结构的飞行器。
76.在更特别的实施例中，飞行器包括多个航空复合结构，比如水平尾翼、垂直尾翼和机翼。
77.提供用航空复合结构(配置有集成在这些结构的结合部分上的多芯光导纤维)制造的飞行器有利地允许通过对飞行器进行检查来监测这些结合部分的状态。
附图说明
78.根据参考附图仅作为说明性而非限制性示例提供的优选实施例的以下详细描述，将更清楚地看到本发明的这些和其他特征和优点。
79.图1此图示出了根据本发明的实施例的航空复合结构的透视图。
80.图2此图示出了图1所示的航空复合结构的分解视图。
81.图3此图示出了根据本发明的实施例的航空复合结构的结合部分的透视图。
82.图4a至图4c这些图示出了根据本发明的实施例的多芯光导纤维的截面视图。
83.图5此图示出了根据本发明的实施例的监测系统的示意图。
84.图6此图示出了包括根据本发明的实施例的航空复合结构的飞行器的侧视图。
具体实施方式
85.如本领域技术人员将认识到的，本发明的各方面可以体现为航空复合结构、用于监测此航空复合结构的结合部分的物理状态的系统或方法。
86.本发明提供了航空复合结构(1)，该航空复合结构至少设置有集成在所述航空复
合结构(1)的结构部件(3、4、5)之间的结合部分(2)中的多芯光导纤维(6)。多芯光导纤维(6)的这种配置允许在航空复合结构的制造期间以及在航空复合结构在役时的检查中监测结合部分(2)的物理状态。
87.图1示出了航空复合结构(1)的透视图，该航空复合结构对应于升力面(例如水平尾翼)的前缘。此前缘(1)由作为内面板基部层压件(4)和多个桁条(3)的结构部件形成。特别地，内面板基部(4)安装在多种肋(7.1、7.2、7.3、7.4)上，以将航空复合结构或前缘(1)成形为半椭圆形。前缘(1)的基部被由复合材料制成的膜(10)覆盖。
88.更特别地，前缘(1)包括位于所述航空复合结构(1)的两端的两个端肋(7.1；7.3)、以及位于两个端肋(7.1、7.3)之间的界面肋(7.2)。此界面肋(7.2)在标准尺寸的内面板基部层压件(4)的两个部分之间提供刚性连接(如图1所示)。此外，放置在内面板基部层压件(4)内部的多个加强肋(7.4)为所述层压件(4)在前缘(1)中带来刚性和形状保持性。
89.内面板基部层压件(4)的两个部分均包括ω形桁条(3)，这些桁条沿着前缘(1)定位并且沿着层压件(4)的表面彼此平行地放置。尤其是，这些ω形桁条(3)通过内面板层压件(4)与外面板(5)之间的结合部分(2)中粘合剂线而连结到内面板基部层压件(4)(在图2中示出)。此粘合剂线(在图1和图2中未示出)位于内面板基部层压件(4)的一侧与ω形桁条(3)的每个脚部之间，以便在每个结合部分(2)中嵌入至少一个多芯光导纤维(6)。
90.图2示出了图1的前缘(1)的分解视图。更特别地，此图2示出了要安装在内面板基部层压件(4)上以覆盖整个内面板基部层压件(4)的外面板(5)。具体地，如图3所示，要放置在该多个ω形桁条(3)中的每一个上的粘合剂线将所提及的外面板(5)连结到内面板基部层压件(4)，从而为前缘(1)的结构部件提供阻力和固定。
91.在优选实施例中，根据要组装的材料的类型，使用粘合剂线，比如由环氧树脂、硅树脂、氰基丙烯酸酯、聚氨酯、酚醛树脂等制成的粘合剂。
92.图3示出了航空复合结构(1)(如图2所示的结构)的一部分的透视图，该部分具有内面板基部层压件(4)、ω形桁条(3)和外面板(5)。在ω形桁条(3)的一个脚部处，ω形桁条(3)在被标识为结合部分(2)的部分上附接到内面板基部层压件(4)。另外，外面板(5)在也被标识为结合部分(2)的部分上附接到ω形桁条(3)的头部，尤其是附接在其外表面上。这些结合部分(2)沿着纵向方向(x
‑
x’)布置。经由预定结合宽度的粘合剂线来确保这些结合部分(2)中在结构部件(3、4、5)之间的接触。在每个长的结合部分(2)上集成了多个多芯光导纤维(6)。每个多芯光导纤维(6)包括两个纤维端部(6.1；6.2)，这些纤维端部在所述多芯光导纤维(6)的每个末端分别与结合部分(2)的端部重合。
93.每个纤维端部(6.1；6.2)存在连接器(图中未示出)，该连接器用于将纤维(6)连接到询问单元(图中未示出)，以便测量航空复合结构(1)中的结合部分(2)的参数，比如温度、变形或应变。每个多芯光导纤维(6)包括至少两个纤维芯(9)，这些纤维芯根据为了监测结合部分(2)的物理状态而要测量的先前设置的参数来传输预定义的光脉冲。
94.在特定示例中，询问单元(18)通过光源(图中未示出)从第一纤维端部(6.1)发射光脉冲穿过多芯光导纤维(6)。然后，通过询问单元(18)的接收器在第二纤维端部(6.2)处检测到所发射的此光。一旦感测到所发射的光脉冲，通过包括在询问单元(18)中的处理器来处理所感测到的此光脉冲。
95.在特定示例中，多芯光导纤维(6)包括至少两个芯(9)，该至少两个芯集成在包覆
层(11)内部，优选地以35至70微米的间距间隔开。
96.图4a至图4c示出了多芯光导纤维(6)的截面视图，其中，芯(9)在多芯光导纤维(6)内部的布置结构为星形(图4b)或六边形(图4a和图4c)。更精确地，一个多芯光导纤维(6)包括七个芯(9)(图4a)、十三个芯(9)(图4b)和十九个芯(9)(图4c)。
97.图4a至图4c进一步示出了除了包覆层(11)之外还被涂层(8)覆盖的多芯光导纤维(6)，该涂层为所述多芯光导纤维(6)提供机械保护。在特定示例中，所述涂层(8)由用于温度和变形测量的聚酰胺、用于火灾检测的金属和用于另外确定的测量的增强聚合物制成。
98.一个芯(9)可以是单模的以执行布拉格散射、布里渊散射或瑞利散射，或者是多模的以执行拉曼散射。在优选示例中，每个多芯光导纤维(6)至少包括每种类型的芯。一方面，这种优选结构在制造所述多芯光导纤维(6)时减少了物质芯(9)的数量并对其进行简化。另一方面，所述优选结构还改善了空间分辨率，以减小航空复合结构(1)上的多芯光导纤维(6)的传感器之间的距离。
99.在另外的优选实施例中，多芯光导纤维(6)的至少一个多模芯(9)被集成以便在连接到询问单元(18)时提供拉曼散射。此外，多芯光导纤维(6)的至少一个单模芯(9)被提供用于在连接到询问单元(18)时提供瑞利散射。最终，多芯光导纤维(6)的至少一个单模芯(9)被集成以便执行布拉格光栅感测测量。
100.图5示出了用于监测航空复合结构(1)中的结合部分(2)的物理状态的系统。在结构部件(4)之间的结合部分(2)中嵌入多芯光导纤维(6)，这些结构部件与复合结构(1)的面板层压件基部相对应。此系统进一步包括通过连接器(17)连接到多芯光导纤维(6)的询问单元(18)。特别地，每个连接器(17)附接到每个纤维端部(6.1、6.2)，从而允许询问单元(18)与多芯光导纤维(6)的两个纤维端部(6.1、6.2)之间的连接。所述询问单元(18)根据为了监测两个面板层压件基部(4)之间的结合部分(2)的物理状态而要测量的参数来将预定义的光脉冲传输穿过多芯光导纤维(6)的至少两个芯(9)。
101.图6示出了飞行器(12)的侧视图，该飞行器包括垂直尾翼(13)、水平尾翼(14)和机翼(15)，所有这些结构是根据本发明的实施例的航空复合结构(1)。每个尾翼(13、14)和机翼(15)存在前缘(16)，该前缘包括集成在结合部分(2)上的多芯光导纤维(6)，以用于提供测量结构的物理状态的能力。所述前缘(16)是每个航空复合结构(1)的在飞行器(12)服役时与迎面而来的气流发生接触的第一部件。
102.用于监测航空复合结构(1)中的结合部分(2)的物理状态的方法
103.本发明进一步提供了一种用于监测航空复合结构(1)中的结合部分(2)(比如图1和图2所示的垂直尾翼)的物理状态的方法。
104.此监测方法包括以下步骤：
105.a)提供询问单元(18)，
106.b)将询问单元(18)连接到位于航空复合结构(1)的每个多芯光导纤维端部(6.1、6.2)上的连接器，以及
107.c)通过根据为了监测结构部件(3、4、5)之间的结合部分(2)的物理状态而要测量的参数来将预定义的光脉冲传输穿过多芯光导纤维(6)的至少两个芯(9)，询问连接器(17)之间的多芯光导纤维(6)。
108.在复合结构制造期间或一旦其已经被制造和/或安装在飞行器(12)上，从要监测
的复合结构(1)物体开始，在步骤a)中提供的询问单元(18)然后在步骤b)中连接到每个纤维端部(6.1、6.2)上的连接器(17)。这些纤维端部(6.1、6.2)对应于嵌入到复合结构(1)的每个结合部分(2)中的多芯光导纤维(6)的端部。针对复合结构(1)的每个结合部分(2)独立地执行监测。
109.一旦多芯光导纤维(6)的连接器(17)连接到询问单元(18)，步骤c)开始对多芯光导纤维(6)的询问。对于此步骤c)，根据在结合部分(2)上要测量的参数，预定义的光脉冲被发射穿过光导纤维。此参数可以是温度、应变、变形、损伤、负载、振动和火灾检测。因此，光脉冲被配置有基于要测量的参数的特性。
110.一旦已经设置了光脉冲，则光源在步骤i)中发射这些光脉冲穿过集成在结合部分(2)上的光导纤维，以在步骤ii)中被接收器感测。光源和接收器二者均包括在询问单元(18)中。
111.在步骤iii)中，通过也包括在询问单元(18)中的处理器处理已经感测到的光脉冲。处理器将由接收器检测到的光脉冲所对应的光脉冲与由光源发射的光脉冲所对应的输入光脉冲进行比较。基于此光脉冲比较，处理器能够确定复合结构(1)中的粘合剂线(2)的物理状态。因此，通过这种比较分析，本方法允许监测航空复合结构(1)中的结合部分(2)的物理状态。遵从结合部分(2)中旨在测量的参数，多芯光导纤维(6)的至少一个多模芯(9)被集成以在特定示例中执行拉曼散射。拉曼散射是由分子振动引起的非弹性过程。入射光被散射为两个分量，即，较高波长下的斯托克斯(stokes)和较低波长下的反斯托克斯。反斯托克斯光强度与斯托克斯光强度之间的比率是温度的直接度量。在多芯光导纤维(6)连接到询问单元(18)时，拉曼散射分量在多芯光导纤维的所述多模芯(9)内部在光的方向上在不同的时间戳中进行比较。
112.在另一个特定示例中，多芯光导纤维(6)的至少一个多模芯(9)被集成以执行瑞利散射。这是弹性散射，其中散射光的频率相对于输入光保持不变。在多芯光导纤维(6)的芯上跟踪不同阶段的反向散射的变化的分析和相关性。结果是，可以监测温度和/或应变。
113.在另一个示例中，多芯光导纤维(6)的至少一个但优选地多于一个的单模芯(9)包括多路复用的布拉格光栅传感器。当在所述多芯光导纤维(6)上施加应变或识别出温度变化时，通过询问单元(18)检测反射波长的变化。
114.另外，由多芯纤维的每个芯测量的工程参数的监测和比较使得能够提高各个工程参数(比如温度或应变)的准确性，并且因此增强了独特参数的测量中的耦合效应的补偿和隔离。
115.例如，在航空复合结构(1)的制造过程中，关注的是当复合结构处于固化循环中时监测结合部分(2)的温度。本发明的系统允许询问集成在每个结合部分(2)上的多芯光导纤维(6)，以便确定多芯光导纤维的温度。
116.在另一个示例中，在具有若干复合结构(1)的飞行器(12)的操作寿命期间，关注的是确定结合部分(2)中可能的损伤。为此，通过多芯光导纤维(6)询问结合部分(2)，以便测量这些结合部分(2)中的应变或变形。