一种复材装配结构无损检测对比试块制造技术

本申请公开了一种复材装配结构无损检测对比试块，包括复合材料试片和铝合金试片，复合材料试片与铝合金试片通过高锁螺栓连接；所述铝合金试片上高锁螺栓连接的孔的边沿设置有预制裂纹；预制裂纹呈三角形，裂纹的宽度在0.04m～0.09m范围内，裂纹深度按0.5mm、1.0mm、2.0mm和3.0mm设置，裂纹长度与裂纹深度为0.5：1、1:1、2:1；所述高锁螺栓连接的孔呈等距离间隔排列。本申请能模拟飞机复材机翼装配结构铝合金框梁孔角边沿可能自然产生的裂纹，可以用于各类无损检测方法对机翼装配结构适用性的验证研究，以及检测灵敏度的定量评定分析，还可用于检测设备有效性的验证，从而保证产品质量。

【技术实现步骤摘要】
一种复材装配结构无损检测对比试块
本申请属于无损检测
，更具体地说，本申请涉及装配结构无损检测

技术介绍
现代飞机机翼设计蒙皮一般采用碳纤维复合材料，蒙皮下一般为铝合金框梁，蒙皮与铝合金框梁之间采用高锁螺栓和高锁螺母机械装配连接，此类结构可以承受很高的载荷，是机翼结构型式的发展趋势，如最新研制的波音B787、空客A350都采用这种结构形式。飞机机翼在飞行过程中，由于高速飞行产生的外载荷的作用，容易在连接孔的孔角边沿区产生较大的应力集中，进而产生疲劳裂纹，疲劳裂纹一旦产生将会快速扩展，对飞机的安全飞行有着至关重要的影响，为此，必须定期对飞机机翼进行无损检测（如X射线检测、涡流检测等）以确保产品质量。而无损检测的方法与检测设备是否可靠，特别是能否检查发现出机翼结构复合材料蒙皮下铝合金框梁孔角处潜藏的疲劳裂纹，必须事先制作出无损检测对比试块，并在每次检测前用该试块对无损检测的方法与检测设备进行性能验证。无损检测对比试块制作中对缺陷的人工模拟是一项关键技术，而对疲劳裂纹的真实模拟则是试块制作的难点所在。
技术实现思路
本申请要解决的技术问题在于提供一种用于复材装配结构无损检测的对比试块，可用于各种无损检测的方法与检测设备的验证，并可重复制作，确保高质量水平，从而确定无损检测的方法与检测设备是否可靠；另通过不同大小预制裂纹可检出性的对比，可用于不同无损检测方法优劣的对比。本申请一种复材装配结构无损检测对比试块，包括复合材料试片和铝合金试片，复合材料试片与铝合金试片通过高锁螺栓连接；所述铝合金试片上高锁螺栓连接的孔的边沿设置有预制裂纹；预制裂纹呈三角形，裂纹的宽度在0.04m～0.09m范围内，裂纹深度按0.5mm、1.0mm、2.0mm和3.0mm设置，裂纹长度与裂纹深度为0.5：1、1:1、2:1；所述高锁螺栓连接的孔呈等距离间隔排列。所述连接的高锁螺栓设置有20个。所述预制裂纹共设置有13条。所述预制裂纹呈错位排布，且裂纹方向分别朝左、右、下随机排布。所述预制裂纹采用电火花加工方法预制。所述试块外形尺寸长为164mm，宽为98mm，复合材料试片厚度为3mm，铝合金试片厚度为4mm。所述高锁螺栓连接的孔的孔径为6.33mm。本申请复材装配结构无损检测对比试块的制作方法为：S1铝合金试片制备取材料为7050-T7451-AMS4050H，厚度至少为6mm的铝板，铣切加工，制成厚度为4mm的试片并制孔；S2裂纹预制将已制孔的铝合金试片在孔角边沿进行电火花加工预制裂纹。S3裂纹尺寸计量将预制裂纹分别进行裂纹长度和裂纹宽度的计量检查，确保裂纹长度的最大误差控制在±5%以内，裂纹的宽度控制在0.04m～0.09m范围内。S4复合材料试片制备将复合材料预浸料布按照不小于200mm×120mm的尺寸进行裁切并铺叠，铺叠后送热压罐固化；固化后对制备的复合材料层压板进行数控铣切，制备得到尺寸为164mm×98mm，厚度为3.0mm的复材层压板；将复材层压板制孔并锪窝，制孔孔径为6.33mm，最大锪窝直径为12.75mm；S5试块装配分别按图2将复合材料试片与铝合金试片各孔位分别采用高锁螺栓与高锁螺母连接进行机械连接，得到复材装配结构无损检测试块。本申请一种用于复材装配结构无损检测的对比试块，为“复合材料-铝”的双层装配连接结构，在铝合金层装配连接孔边沿分别采用人工方法预制了不同长度、不同深度的裂纹，预制裂纹呈三角形，模拟了实际工作中在飞机机翼装配孔边沿可能自然产生的疲劳裂纹。人工缺陷共13个，其中试块外形尺寸长为164mm，宽为98mm，复合材料层厚度为3mm，铝合金层厚度为4mm，裂纹呈错位排布，裂纹方向分别朝左、右、下随机排布。本申请的有益效果是：在复合材料蒙皮下的铝合金装配孔边沿预制出不同长度、不同深度和不同方向的人工裂纹，在对飞机机翼装配结构复合材料蒙皮下铝合金框梁装配孔边沿产生的疲劳裂纹进行检测时，可以有效地用于检测方法适用性的验证，和对检测灵敏度的验证，进而可以有效地筛选出更适合的检测方法，并可在在每次检测前用该试块对无损检测的方法与检测设备进行性能验证，确保检测结果的可靠性。本申请的试块可用于各类无损检测方法对飞机机翼装配结构裂纹检测方法适用性的验证研究，以及检测灵敏度的定量评定分析，还可以用于实际工作时对检测设备有效性的验证，从而保证产品质量。附图说明图1是本申请一种用于复材装配结构无损检测的对比试块预制裂纹分布示意图。图2是裂纹截面示意图。图3是本申请一种用于复材装配结构无损检测的对比试块的组合装配关系示意图。图4是本申请一种用于复材装配结构无损检测的对比试块立体示意图。具体实施方式下面结合附图对本申请作进一步说明。实施例1本申请一种复材装配结构无损检测对比试块，外形尺寸长为164mm，宽为98mm，复合材料试片厚度为3mm，铝合金试片厚度为4mm，在复合材料试片与铝合金试片上同一位置分别制作了四排五列共20个φ6.33mm的孔，孔位之间呈等距离间隔排列。在铝合金试片制孔边沿分别采用人工方法预制了13条不同长度、不同深度的裂纹，人工预制裂纹呈三角形，以模拟实际工作中在飞机复材机翼装配结构铝合金框梁孔角边沿可能自然产生的裂纹。实施例2本申请一种复材装配结构无损检测对比试块，包括复合材料试片和铝合金试片，复合材料试片与铝合金试片通过高锁螺栓连接；所述铝合金试片上高锁螺栓连接的孔的边沿设置有预制裂纹；预制裂纹呈三角形，裂纹的宽度在0.04m～0.09m范围内，裂纹深度按0.5mm、1.0mm、2.0mm和3.0mm设置，裂纹长度与裂纹深度为0.5：1、1:1、2:1；所述高锁螺栓连接的孔呈等距离间隔排列。所述连接的高锁螺栓设置有20个。所述预制裂纹共设置有13条。所述预制裂纹采用电火花加工方法预制。所述试块外形尺寸长为164mm，宽为98mm，复合材料试片厚度为3mm，铝合金试片厚度为4mm。所述高锁螺栓连接的孔的孔径为6.33mm。图1是本申请的一种用于飞机机翼装配结构无损检测的对比试块缺陷排布、裂纹截面及试块外形示意图,制孔编号按图示分别以A1、A2，B1、B2，……表示，长度与深度以X/Y表示（示例：0.5/2.0表示长度0.5mm、深度2.0mm）。实施例3本申请的一种用于飞机机翼装配结构无损检测的对比试块的制作方法为：S1铝合金试片制备领取材料为7050-T7451-AMS4050H，厚度σ至少为6mm的铝板，按图1所示分别铣切加工，制成厚度为δ4.0mm的试片并制孔。S2裂纹预制将已制孔的S1铝合金试片进行电火花加工制伤，制伤的孔位分布、方向、长度、深度、样式按图1所示，制孔编号按图示分别以A1、A2，B1、B2，……表示，长度与深度以X/Y表示（示例：0.5/2.0表本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种复材装配结构无损检测对比试块，其特征在于，包括复合材料试片和铝合金试片，复合材料试片与铝合金试片通过高锁螺栓连接；所述铝合金试片上高锁螺栓连接的孔的边沿设置有预制裂纹；预制裂纹呈三角形，裂纹的宽度在0.04m～0.09m范围内，裂纹深度按0.5mm、1.0mm、2.0mm和3.0mm设置，裂纹长度与裂纹深度为0.5：1、1:1、2:1；所述高锁螺栓连接的孔呈等距离间隔排列。/n

【技术特征摘要】
1.一种复材装配结构无损检测对比试块，其特征在于，包括复合材料试片和铝合金试片，复合材料试片与铝合金试片通过高锁螺栓连接；所述铝合金试片上高锁螺栓连接的孔的边沿设置有预制裂纹；预制裂纹呈三角形，裂纹的宽度在0.04m～0.09m范围内，裂纹深度按0.5mm、1.0mm、2.0mm和3.0mm设置，裂纹长度与裂纹深度为0.5：1、1:1、2:1；所述高锁螺栓连接的孔呈等距离间隔排列。


2.根据权利要求1所述一种复材装配结构无损检测对比试块，其特征在于，所述连接的高锁螺栓设置有20个。


3.根据权利要求1所述一种复材装配结构无损检测对比试块，其特征在于，所述预制裂纹共...

【专利技术属性】
技术研发人员：张越，钟波，杨扬，刘正钢，
申请(专利权)人：成都飞机工业集团有限责任公司，
类型：新型
国别省市：四川;51