CN108226286A - 飞机的纳米能量应用 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及飞机的纳米能量应用。一种用于在结构元件上使用的无损检测NDE***包括纳米能量致动器，其配置成响应于热能产生受控燃烧，从而在结构元件的表面中引起振动。NDE***还包括被配置用于测量在结构元件的表面中引起的振动并产生振动数据的传感器。一种贴片包括：平面基板；固定到平面基板的纳米能量致动器，每个纳米能量致动器被配置为响应于热能产生受控燃烧；以及固定到平面基板的粘合剂，使得贴片能够粘附到结构元件上。一种具有积冰的交通设施包括结构元件和纳米能量致动器，每个纳米能量致动器被配置为响应于热能产生受控燃烧，从而在结构元件的表面中引起足以在冰中产生裂缝的振动。

Description

飞机的纳米能量应用
技术领域
本发明总体涉及用于监测和/或促进运载工具安全的技术，特别涉及在结构体(诸如在飞机的结构体)上使用的无损检测(NDE)和除冰技术。
背景技术
目前，由于疲劳或冲击造成的结构体(例如，飞机复合结构)损伤或退化必须基于固定的时间表进行检查。这些检查是为了评估有问题结构的完整性。每次检查都是耗时长且费用高昂的，不仅是因为彻底检查需要一定的时间和技能，而且结构体(例如，飞机)停用也会造成收入损失。结构体的检查通常使用被称为“无损检测(NDE)”的技术来执行，其需要在结构体上精确定位多个换能器(transducer)(致动和感测二者)，以在换能器间能量传递时提供相当高能量的路径。
对飞机来说，可以设计自动机载***来执行NDE，从而消除飞机停用造成的潜在损失(实际发生重大损伤情况除外)。另外，由于损伤已被定位和/或表征(例如，确定损伤尺寸、深度等)，可以通过使用适当的修理工具更快地执行维修。这种机载***可以包括通常是大型且昂贵的换能器形式的致动器和传感器，并且需要单独接线。在某些应用中，布线和/或换能器的额外重量可能是禁止的，特别是对于飞机来说。传统布线也很重，且需要大量的人工安装。此外，在大面积上应用大量换能器的成本可能是令人望而却步的。使用大型已知换能器的另一个缺点是致动器和传感器之间的长路径的信噪比远小于较短路径的信噪比。长路径使得难以定位并确定损伤部位的形状。
为了解决这些问题，已经开发出允许实时或接近实时地评估结构体的完整性的轻量级可扩展换能器***，如美国专利号8,447,530所述，其通过引用明确地并入本文。这种轻量级可扩展换能器***使用例如相对便宜的压电换能器(PZT)的形式之类的致动器。直写电子技术和其它添加剂制造工艺的出现使美国专利号8,447,530中描述的方法更经济可行，并且使飞行或地面操作期间进行主动损伤诊断成为了可能。然而，即使利用换能器和电子技术直写，这也要求零件表面可用于布线和材料的应用，并且最适合于在制造结构时投入。
此外，期望通过从NDE***中的致动器产生尽可能多的能量来最大化NDE***对结构的损伤或退化的灵敏度，以便提供将穿过结构中所有不连续性的“清洁”(clean)信号。在NDE***中使用相对较小且便宜的压电换能器(PZT)致动器可能在一定程度上是可以的，但是这些PZT致动器可能无法一直产生足够的能量来提供期望的信号。相对较低的能量信号可以随时间逐渐集成；然而，这种技术可使结构诊断的时间比期望的长。在某些情况下，例如当飞机在地面上时，可以用橡胶锤击打结构，以便产生随后能够由NDE***的传感器感测的相对高的能量信号。然而，这种技术不能够在飞行中执行，并且无法在不拆卸结构的情况下在结构的不可接近位置处常规执行。
因此，仍然需要用于NDE***中监测诸如飞机结构的损伤或退化的相对价格低、重量轻和能量高的换能器。
在飞机飞行中出现的另一个问题是冰在机翼和飞行控制表面的前缘上的积聚，这可最终导致失控或因升力不足无法保持飞机的飞行状态，以及冰在传感器、换能器和探头上的积聚，这能导致错误的数据读取，因此对飞机的功能有潜在的有害影响。电除冰加热器可用于熔化，进而防止暴露于外部环境的关键部件上的冰的有害积聚。然而，这可能需要较长的时间，从而导致航班调度延误，特别是在冰很厚的情况下。
因此，仍需要一种更有效的飞机除冰的手段。
发明内容
根据本发明的一个方面，提供了一种用于在结构元件上使用的无损检测(NDE)***。NDE***包括至少一个纳米能量致动器，每个致动器被配置为响应于热能产生受控燃烧，从而引起结构元件表面的振动。NDE***可以可选地包括被配置为响应于至少一个电脉冲产生热能的至少一个点火元件和被配置用于产生至少一个电脉冲的至少一个能量源。在一个实施例中，(一个或更多个)纳米能量致动器中的每个含有氧化铜，(一个或更多个)点火元件中的每个含有铂。(一个或更多个)纳米能量致动器中的每个可以包括具有小于100纳米的粒度的纳米能量材料，并且可以具有在1微米至4毫米的范围内的尺寸。
NDE***还包括至少一个传感器，所述至少一个传感器被配置成用于测量结构元件表面中引起的振动并产生振动数据。在一个实施例中，NDE***还包括被配置为收集和存储振动数据的数据采集装置，以及被配置为基于收集和存储的振动数据来确定结构元件的状况的至少一个处理器。如果提供了多个纳米能量致动器，则NDE***还可以包括被编程为控制来自至少一个电源的多个电脉冲的传递的处理器，以使多个纳米能量致动器阶段性地产生多个受控燃烧。NDE***可选地包括至少一个机电换能器，每个机电换能器被配置为响应于至少一个电脉冲而振动，从而在结构元件的表面中引起振动。
根据本发明的第二方面，提供了一种交通设施。交通设施包括结构元件(例如桥梁、铁路或运载工具结构元件，例如飞机的结构元件)。
根据本发明的第三方面，提供一种在结构元件(例如桥梁、铁路或运载工具结构元件，例如飞机的结构元件)上执行无损检测(NDE)的方法。该方法包括施加至少一个受控燃烧到结构元件，从而引起结构元件的振动。在一种方法中，(一个或更多个)受控燃烧不会损伤结构元件。如果结构元件是飞机的结构元件，(一个或更多个)受控燃烧可以应用于飞行中的飞机结构元件。在一种方法中，多个受控燃烧阶段性地施加到结构元件，以优选地引起结构元件中的沿特定方向的振动。
该方法还包括测量结构元件表面中引起的振动，从而产生对应于测量的振动的振动数据，收集和存储振动数据，以及基于收集和存储的振动数据来确定结构元件的状况。
根据本发明的第四方面，贴片包括平面基板(例如，由聚合物材料、金属箔、金属化聚合物材料，或聚合物和金属膜的多层基底构成的基板)和固定到平面基板的多个纳米能量致动器，每一个纳米能量致动器配置成响应于热能产生多个受控燃烧。每个纳米能量致动器可以包括具有例如小于100纳米的粒度的纳米能量材料(例如，氧化铜)，并且可以具有例如在1微米至4毫米的范围内的尺寸。
贴片还包括固定到平面基板的粘合剂，使得贴片能够粘附到结构元件。贴片可以可选地包括多个点火元件(例如铂)、至少一个感应线圈和固定到平面基板的多个导电互连件。点火元件热耦合到纳米能量致动器，并且导电连接将(一个或更多个)感应线圈电耦合到点火元件。
在一个实施例中，贴片还包括多个传感器、至少一个数据采集装置和固定到平面基板的至少一个处理器。传感器被配置成用于通过多个受控燃烧来测量结构元件的表面中引起的振动，并且产生振动数据，(一个或更多个)数据采集装置被配置用于收集和存储振动数据，(一个或更多个)处理器被编程为控制从电源到多个点火元件的多个电脉冲的传递，以使得多个纳米能量致动器阶段性地产生多个受控燃烧。
根据本发明的第五方面，提供一种制造贴片的方法。该方法包括提供平面基板(例如，由聚合物材料、金属箔、金属化聚合物材料，或聚合物和金属膜的多层基板组成的基板)。该方法还包括在平面基板上沉积(depositing)多个纳米能量致动器，每个致动器被配置为响应于热能产生多个受控燃烧。每个纳米能量致动器可以包括具有例如小于100纳米的粒度的纳米能量材料(例如，氧化铜)，并且可以具有例如在1微米至4毫米的范围内的尺寸。该方法还包括将粘合剂粘贴到平面基板，使得贴片能够粘附到结构元件。
一种方法还包括在平面基板上沉积多个点火元件(例如铂)，使得多个点火元件热耦合到多个纳米能量致动器，沉积设置在平面基板上的至少一个感应线圈，使得所述至少一个感应线圈电耦合到所述多个点火元件，以及在所述平面基板上沉积多个导电互连件，使得所述多个导电互连件将所述至少一个感应线圈电耦合到所述纳米能量致动器。
另一种方法还包括在平面基板上沉积多个传感器、至少一个数据采集装置和至少一个处理器。多个传感器被配置成用于通过多个受控燃烧来测量结构元件表面中引起的振动，并且产生振动数据，(一个或更多个)数据采集装置被配置用于收集和存储振动数据，(一个或更多个)处理器被编程为控制从电源到多个点火元件的多个电脉冲的传递，以使得多个纳米能量致动器阶段性地产生多个受控燃烧。
根据本发明的第六方面，提供一种从结构元件(例如桥梁、铁路或运载工具结构元件，诸如飞机结构元件(例如，机翼或飞行控制表面))上除冰的方法。所述方法包括将至少一个受控燃烧施加到邻近冰的结构元件，从而在结构元件表面引起振动，进而在冰中形成裂纹，并且可选地通过机电致动器向碎冰施加振动，从而从结构元件去除碎冰。优选地，(一个或更多个)受控燃烧不损伤结构元件。在一种方法中，受控燃烧可以阶段性地产生，以引起结构元件表面的振动。
根据本发明的第七方面，提供了一种具有积冰的交通设施。交通设施包括结构元件(例如桥梁、铁路或运载工具结构元件，如飞机的结构元件(例如，机翼或飞行控制表面))和至少一个纳米能量致动器，每个纳米能量致动器被配置为响应于热能而产生受控燃烧，从而在结构元件表面引起足够大的振动以在冰中产生裂缝。交通设施可以可选地包括至少一个机电换能器，每个机电换能器被配置为响应于至少一个电脉冲而振动，从而在结构元件表面引起足够大的振动以从结构元件去除碎冰。
交通设施可以可选地包括至少一个点火元件和至少一个能量源，所述至少一个点火元件被配置用于响应于至少一个电脉冲产生热能，以及所述至少一个能量源被配置为产生至少一个电脉冲。在一个实施例中，(一个或更多个)纳米能量致动器中的每个含有氧化铜，(一个或更多个)点火元件中的每个含有铂。(一个或更多个)纳米能量致动器中的每个可以包括具有小于100纳米的粒度的纳米能量材料，并且可以具有在1微米至4毫米的范围内的尺寸。如果提供了多个纳米能量致动器，则交通设施还可以包括被编程为控制来自至少一个电源的多个电脉冲的传递的处理器，以使多个纳米能量致动器阶段性地产生多个受控燃烧。
通过阅读以下对优选实施例的详细描述，本发明的其它方面和进一步的方面和特征将是显而易见的，其旨在说明而不是限制本发明。
附图说明
附图示出了本发明的优选实施例的设计和用途，其中类似的元件由共同的附图标记表示。为了更好地理解如何获得本发明的上述和其它优点和目的，将通过参考附图中示出的具体实施例对以上简要描述的本发明进行更具体的描述，应当理解，这些附图仅描绘了本发明的典型实施例，因此不应被认为是限制其范围，将通过附图的使用以额外的特征和细节来描述和解释本发明，其中：
图1是根据本发明的一个实施例构建的无损检测(NDE)***的框图；
图2是在图1的NDE***中使用的代表性损伤监测单元的方框图；
图3是能够并入图2的NDE***中的纳米能量致动器的平面图；
图4是表示沿纳米能量致动器到传感器的路径行进的能量的平面图；
图5是图2的NDE***的损伤监测单元的阵列，其能够用于识别和定位结构元件中的损伤区域；
图6是图5的损伤监测单元阵列的一个损伤监测单元的框图，其中该损伤监测单元邻近结构元件的损伤区域；
图7是根据本发明的一个实施例构造的用于图2的NDE***的贴片的透视图；
图8是图7的贴片的平面图；
图9是示出一种制造图7和图8的贴片的方法的流程图；
图10是示出一种使用图7和图8的贴片来操作图2的NDE***的方法的流程图，以识别和定位结构元件中的损伤；以及
图11是示出一种使用图7和图8的贴片操作除冰***以从飞机的机翼或飞行控制表面除冰的方法的流程图。
具体实施方式
参考图1，现在将描述根据本发明的一个实施例构造的运载工具10。运载工具10可以是飞机、地面运载工具、舰艇或需要结构健康监测的任何其它运载工具或结构。运载工具10包括结构元件12，结构元件可以包括但不限于机身、门、面板、机翼，发动机部件或易损伤或退化的任何其它部件。结构元件12可以包括通常存在于常规运载工具10或结构构造中的任何材料或材料组合。例如，结构元件12可以包括金属、复合材料、聚合物、陶瓷或通常用于构造运载工具10或其它结构的任何其它材料。尽管图1示出了运载工具结构元件，特别是飞机结构元件，但是本公开不限于运载工具结构元件，还可以包括与交通设施相关联的任何其它结构元件，例如桥梁或铁路，或与其它固定结构相关联的任何结构元件，例如建筑物、建筑元件和其它结构。
运载工具10包括被配置用于监测运载工具10的结构元件12的健康状况的无损检测(NDE)***14。本文中使用的“健康监测”、“结构健康”以及术语“健康”的其它用途包括结构、部件或设备元件的结构完整性。例如，对表面或结构的损伤可以包括压痕、分层(局部或其它方式)、划痕、裂缝、材料浸水或由冲击或其它接触引起的任何其它损伤。此外，损伤可以包括可能需要分析和/或潜在修复的结构完整性降低。
NDE***14通过获得固定到每个结构元件12的传送与接收换能器之间的声波标记图来监测运载工具10的结构元件12的健康状况。这样的声波标记图提供了关于结构元件12的大量信息，当使用超出其设计寿命或设计性能的运载工具10的结构元件12时，这可以是非常有用的。能够将当前获得的声波标记图与基线声波标记图进行比较，以确定各个结构元件12的特性是否以表示结构元件12的损伤或退化的方式改变。
为此，NDE***14通常包括：分别与结构元件12相关联的多个损伤监测单元16；中央处理设备(CPD)18(其可以被包含在单个集成设备中或可以分布在多个组件中)，其与每个损伤监测单元16相连通用于确定和定位结构元件12中的一个中的任何损伤或退化，以及电源20，其被配置为向损伤监测单元16和中央处理设备(CPD)18提供电源和信号。尽管图1示出为包括四个损伤监测单元16，但是在运载工具10上可能存在多于或少于四个损伤监测单元16。
值得注意的是，与现有技术的NDE***相比，NDE***14能够将相对高的能量声信号注入到每个结构元件12中，而不增加成本或重量。NDE***14通过利用纳米能量材料代替压电材料来实现这一特征，以在每个结构元件12内产生振动信号。
为此，参考图2，每个损伤监测单元16包括一个或更多个纳米能量致动器22(在图2所示的实施例中仅一个)，每个致动器配置成响应于热能产生受控燃烧，从而引起各个结构元件12表面的振动。纳米能量材料能够限定为亚稳态分子间复合材料，其特征在于其主要成分(金属和金属氧化物)的粒度在1微米范围内，且通常在100纳米以下。使用纳米能量材料，可以实现高容积能量密度，能够产生受控燃烧，可以有利于环保，并且可以实现高的和自定义的反应速率。在所示实施例中，纳米能量材料包括铝-铜(II)氧化物，而纳米能量材料还可以包括例如铝-钼(VI)氧化物、铝-铁(II、III)氧化物、锑-高锰酸钾、铝-高锰酸钾、铝-铋(III)氧化物、铝-钨(VI)含水氧化物、铝氟聚合物或钛-硼。每个纳米能量致动器22可以具有合适的尺寸，以在结构元件12的表面中(例如在1微米至4毫米的范围内)引起必要的振动能量，而不会对结构元件12造成损害。
有利地，通过纳米能量致动器22的受控燃烧而引入相应结构元件12表面的振动能量基本上大于通过传统的压电换能器引入到结构元件12的表面中的能量或单位时间能量。然而，由纳米能量致动器22产生的这种振动能量实质足够小，使得结构元件12不被损伤。因此，当考虑纳米能量致动器22的尺寸和组成时，优选地考虑结构元件12的组成。例如，如果结构元件12由金属构成，则纳米能量致动器22可被设计成产生较大的能量控制燃烧，而如果结构元件12由陶瓷或聚合物材料组成，则纳米能量致动器22可被设计成产生较小的能量控制燃烧。
优选地，由纳米能量致动器22释放的能量与旨在与之相互作用的结构元件12的组成相匹配。特别地，期望由纳米能量致动器22的受控燃烧产生的振动能量的传播在结构元件12内最大化。虽然受控燃烧通常产生具有宽带频率的振动尖峰，但并不是所有这些频率都将通过结构元件12传播，特别是将用作滤波器的不连续频率，其允许一些频率通过，同时阻止其它频率通过。因此，纳米能量致动器22的受控燃烧优选地被调谐到结构元件12的固有共振频率，以确保振动能量在这些不连续点上传播。纳米能量致动器22的受控燃烧被调谐后的固有共振频率优选地是沿着整个路径提供良好的传输并且在传感器的频率范围内(如下所述)的共振频率。
每个损伤监测单元16可另外包括压电换能器形式的一个或更多个机电致动器24(在图2所示的实施例中仅一个)，其像纳米能量致动器22一样将振动引入结构元件12。然而，由机电致动器24提供的振动能量基本上小于由纳米能量致动器22提供的振动能量或单位时间能量。
每个损伤监测单元16可选地包括一个或更多个点火元件26(在图2所示的实施例中仅一个)，其被配置用于产生纳米能量致动器22产生受控燃烧所必需的热能。在所示实施例中，点火元件26采取与纳米能量致动器22物理接触并且响应于电信号(例如，5V脉冲)产生热能的热电换能器的形式。点火元件26可以，例如由传统的低电阻电点火器(例如铂线)中使用的众所周知的材料构成，以产生在纳米能量致动器22中引发反应所必需的热能。或者，点火元件可以是基于电磁能的，例如使用激光或闪光或射频源，或者基于摩擦，例如通过冲击纳米能量致动器22。在替代实施例中，电压的简单应用可以产生纳米能量致动器22产生受控燃烧所必需的热能，在这种情况下，可能不需要单独的点火元件。
每个损伤监测单元16还包括多个传感器28，其被配置用于通过纳米能量致动器22和可选的机电致动器24测量在结构元件12的表面中引起的振动，并且响应此而产生电振动数据。传感器28可以是能够测量振动或其它振动运动的任何装置，例如但不限于换能器。适合用作传感器28的装置可以包括压电换能器、加速度计、应变计、光纤传感器和/或响应高频振动的任何其它装置。例如，压电换能器可以响应于感测的振动而产生可测量的电压。本文所使用的“振动”、“振动运动”及其语法变化是指在能够在一定距离处被感测和/或测量的材料内往复或不可逆的运动和/或应变。也可以使用小距离测量的光学测量来感测包括基于干涉测量或基于叠栅(Moiré)技术的振动。
每个损伤监测单元16还包括数据采集装置30，其被配置为收集和存储由各个损伤监测单元16的传感器28产生的振动数据。数据采集装置30可以是，例如能够收集和/或分析由传感器28提供的数据的微处理器、集成电路或其它装置。例如，虽然不限于特定参数，但是数据采集装置30可以是具有以下参数的微处理器或集成电路：至少约八个模拟-数字转换通道，每个为3MHz，每个通道至少具有约1024个数据点，每个通道至少有约1Kb的临时内存空间，每个通道至少约1Kb的永久内存空间，以及足够的内存来执行两个1024向量之间的计算。
每个损伤监测单元16还包括连接机电致动器24、点火元件26、传感器28和数据采集装置30的导电互连件32。虽然图2示出了每个损伤监测单元16包括八个传感器28，但是可以使用任何数量的传感器28，包括小于八个或大于八个传感器28。同样，额外的纳米能量致动器22和/或机电致动器24可以用在损伤监测单元16中。
作为一个示例，因为每个纳米能量致动器22只能够使用一次(即，一旦纳米能量致动器22用于产生受控燃烧，则不能用于产生另一受控燃烧)，可以为每个损伤监测单元16提供多个纳米能量致动器22，因此纳米能量致动器22的子集能够在几次NDE中被激活。优选地，纳米能量致动器22的子集的质心位于相同的位置，以便模拟受控燃烧起源的相同位置。因此，从周围的传感器28的角度看，由每个子集产生的声波标记图将是相同的或接近相同的。如果单个纳米能量致动器22被激活或纳米能量致动器的集的质心不相同，则与基线相比，必须考虑受控燃烧的不同位置。
例如，参考图3，能够从纳米能量致动器22的“环形阵”选择纳米能量致动器22的子集用于特定NDE的激活。如图所示，10对纳米能量致动器22a、22b、22c、22d、22e、22f、22g、22h、22i和22j能够分别用于10次NDE。因此，致动器22a能够被启动用于第一次NDE，致动器22b能够被激活用于第二次NDE，致动器22c能够被激活用于第三次NDE，以此类推。这些纳米能量致动器对22中的每一个的质心位于点“x”处，使得致动器对相对于传感器28具有相同的声波标记图。应当理解，图3所示的纳米能量致动器22的特定几何布置不排除具有均匀或不均匀间隔的纳米能量致动器22的其它几何布置或纳米能量致动器22的完全随机分布。此外，尽管纳米能量致动器22在图3中被示出为具有均匀的尺寸，但是纳米能量致动器22的尺寸可以彼此不同以满足特定应用的可变能量需求。
不管包含在每个损伤监测单元16中的纳米能量致动器22的数量如何，CPD 18被配置用于传送触发信号(例如，电脉冲或其它信号(直接地或来自电源20))，其激活损伤监测单元16在各个结构元件12中产生振动，并用于收集来自损伤监测单元16的数据。因此，CPD18控制定时并执行数据分析以确定每个结构元件14中的损伤位置和特性。为了在损伤监测单元16之一中激活所选择的纳米能量致动器22，CPD 18经由触发线34将信号(例如，5V脉冲)发送到相应的点火元件26。为了激活所选择的机电致动器24，CPD 18还可以经由触发线36将信号发送到机电致动器24。在一个实施例中，CPD 18还可以将信号发送到相应的数据采集装置30，以便定时和便于收集数据。此外，CPD 18经由数据线38从数据采集装置30接收数据。虽然图2示出了用作有线连接的触发线34、36和数据线38，但也可以经由无线或其它数据传输方法实现通信。此外，触发线34、36和数据线38可以是单个有线连接或多个线连接。
进一步参考图4，现在将描述纳米能量致动器22(或任选的机电致动器24)之间的单一路径布置。纳米能量致动器22(例如)通过向相应的点火元件26提供电脉冲而被激活(即，其产生受控燃烧)。响应于施加的电压，由纳米能量致动器22产生的受控燃烧在结构元件12的表面中引起振动。振动传播通过形成振动路径52的基板50(代表结构元件12)。传感器28感测并测量对应于沿振动路径52传播的振动的振动和/或运动。传感器28响应于振动而产生电压。能够将电压或对应于该电压的信号传送到数据采集装置30进行收集和分析。尽管振动路径52被示出为单个直线，但是应注意的是，由纳米能量致动器22产生的振动从纳米能量致动器22沿着基板50在所有方向上传播，因此，存在有起始于激活的纳米能量致动器22的多个振动路径52。
在替代实施例中，可以依次致动多个纳米能量致动器22，使得阶段性产生受控燃烧，从而使振动能量优选地沿特定方向行进。在这种情况下，CPD 18可以阶段性地将触发信号发送到相应的点火元件26，或者替代地，不同的信号延迟元件(未示出)能够经由相应的导电互连件32耦合到点火元件26，在这种情况下，CPD 18可以将触发信号同时发送到中间信号延迟元件。
在可选的实施例中，振动能量能够使用表面声波结构被引导、聚焦反射、频率过滤、或者沿结构元件12的平面水平分散。例如，凸起线能够印刷在结构元件12上以引导或反射振动能量。例如，这种表面声波结构可以放置在部件(例如螺栓)的前面，以防止振动能量对该部件产生不利影响(例如松开螺栓)。作为另一示例，表面声波结构能够用于将窄频带中的振动能量传递或反射到待检查的结构元件12的一部分。因此，表面声波结构能够用作反射器或滤光器，以调谐在待检查区域中输入的能量的方向和光谱含量。作为另一示例，三个表面声波结构能够被构造成将来自单个受控燃烧的振动能量从纳米能量致动器22反射到结构元件12的“隐藏”区域(例如，角落周围)，从而模拟三个独立但同时受控的燃烧。
无论振动能量的性质如何，每个数据采集装置30接收来自传感器28的数据，并计算对应于所获得的数据的损伤指数值。特别地，数据采集装置30将从传感器28获得的数据与在未损伤的结构元件12上的先前从传感器28收集的数据进行比较。具体而言，但并非限制性的，数据采集装置30可以进行如下的计算以确定均方根损伤指数值：其中Datacur对应于从传感器28获得的当前数据(例如，对应于测量电压的1024个元素的向量)，Dataref对应于当已知各个结构元件12处于未损伤状态时从传感器28获得的先前(基线)数据。由数据采集装置30计算出的损伤指数值可被传送给CPD 18并由CPD 18使用，以确定存在于相应结构元件12中的任何损伤的位置和/或性质。
在一个实施例中，损伤指数包括八个标量答案或响应(每个信道一个或每个传感器28一个)，其返回到相应的数据采集装置30，然后被发送到CPD18并由CPD 18使用以确定存在于相应结构元件12中的任何损伤的位置和/或性质。尽管上面所示的计算是均方根计算，但是根据需要，可以利用其它数据操作、算法或计算来获得能够确定结构元件12上的损伤的位置和特性的损伤指数值。
在包括相邻损伤监测单元16的实施例中，纳米能量致动器22和/或可选的机电致动器24被以使得各个传感器28处的振动干扰最小化的方式致动。换句话说，对于任何特定的损伤监测单元16，保持产生振动的致动器22/24和测量振动的传感器28之间的振动路径52的长度，使得传感器28处的振动基本上没有(即振动的振幅足够小)由其它损伤监测单元16中的致动器22/24产生的振动。
此外，尽管在图1中仅示出了与每个结构元件12相关联的一个损伤监测单元16，但是可以在相应结构元件12的大面积上布置多个损伤监测单元16，以实现高分辨率健康监测，如图5所示。在这种情况下，对于待检查的每个结构元件12，损伤监测单元16被布置并且优选地以周期性间隔被激活以监测相应结构元件12的健康。或者，损伤监测单元16可以同时被激活，只要激活的损伤监测单元16以足够大的间隔分开，以允许振动幅度充分衰减，从而减少或消除激活的相邻损伤监测单元16的传感器28处的噪声。
如图5所示，结构元件12上存在可能由可导致划痕、分层或其它损伤的冲击、接触、磨损或任何其它类型的接触引起的损伤区域54，这种损伤可以影响结构元件12的机械或其它性质。其中一个损伤监测单元16跨越该损伤区域54。虽然图5示出了损伤区域54仅由一个损伤监测单元16跨越，但是应当理解，损伤区域54可与多个损伤监测单元16重合。
如图6所示，现在将描述在监测从图5的损伤区域54获取的结构元件12的健康状况的过程中的该损伤监测单元16。将来自CPD 18(图6中未示出)的信号提供给纳米能量致动器22的点火元件26和数据采集装置30(图6中未示出)，以激活纳米能量致动器22，并且可选地使数据采集装置30(图6中未示出)准备好接收数据。作为响应，纳米能量致动器22产生受控燃烧，这引起跨越结构元件12的表面并沿着振动路径52传播的振动。振动路径52穿过结构元件12，并且可以由传感器28测量。传感器28将测得的振动传送到数据采集装置30，数据采集装置30获得并分析数据。
在一个实施例中，数据采集装置30将由传感器28发送的电压与对应于未损伤的结构元件12的一组存储数据进行比较。如果结构元件12基本上未损伤，则所测量的电压和存储的电压基本相同，并且所得的损伤指数为零或约为零。然而，如果由损伤区域54所表示的损伤存在，则损伤区域54内的传感器28将测量与在未损伤的结构元件12上测量的振动不同的振动水平，因此能够表征和定位损伤区域54。在图5所示的示例中，损伤区域54内的三个传感器28将返回不为零的损伤指数值，而损伤区域外的剩余五个传感器28将返回大致为零的损伤指数。额外的因素例如损伤指数的大小也可以用于表征损伤区域54。由数据采集装置30计算的损伤指数被发送到CPD 18，其中多个损伤监测单元16还发送损伤指数以提供能够确定损伤区域54的位置和表征的数据。损伤的特征可能包括损伤的尺寸、深度类型或其它特征。
纳米能量致动器22、可选的机电致动器24、点火元件26、传感器28和数据采集装置30可以以允许通过纳米能量致动器22和可选的机电致动器24在结构元件12中产生振动，且允许传感器28的振动测量的任何合适的方式附接到结构元件12。
例如，纳米能量致动器22、点火元件26和相关联的导电互连件32可以使用任何合适的印刷或光刻技术被直接沉积在结构元件12的外表面上。可选的机电致动器24和传感器28可以使用任何合适的印刷或光刻技术被沉积在结构元件12的内表面(例如，飞机的机身的内表面)上，其中这些组件在外表面上时容易受到损伤。作为一个示例，采用压电换能器形式的部件(例如，机电致动器24和传感器28)能够通过(例如但不限于)陶瓷熔融沉积、自动注浆成型、微笔应用、使用来自高能源(例如激光或氙闪光灯)的光能烧结到表面上或任何其它合适的压电换能器沉积工艺，在结构元件12上直接沉积。一种合适的方法包括直接烧结和使用美国专利号6,531,191中所述的基于激光的烧结技术，该专利明确地通过引用并入本文。
数据采集装置30可以被焊接、附接、形成或以其它方式设置在结构元件12上，并且经由导电互连件32互连到机电致动器24和传感器28，可以使用任何已知的应用和/或导电迹线印刷技术(包括但不限于直接印刷或平版印刷方法)应用导电互连件32。CPD 18可以并入运载工具10的任何区域并且连线到损伤监测单元16。
在一个特别有利的实施例中，纳米能量致动器22、点火元件26和相关联的导电互连件32可以以片状形式提供为贴片100，贴片100能够半永久地或临时地固定到结构元件12的外表面，如图7和图8所示。在所示的实施例中，贴片100以辊(图7所示)的形式提供，能够从辊上撕下或切下可调长度的贴片100。因此，贴片100可以使得NDE***14的致动部分具有复用性和/或便携性。例如，贴片100能够被设计成仅限于单次使用，即在执行NDE之后，能够移除使用过的贴片100，然后用相同的贴片100替换以便立即或随后使用。
为此，贴片100包括柔性平面基板102(例如聚合物材料，如聚酰亚胺膜(例如)、金属箔、金属化聚合物材料或聚合物和金属膜的多层基板)，其中多个纳米能量致动器22、点火元件26和导电互连件32通过合适的工艺(例如印刷或光刻)固定到柔性平面基板102一侧。点火元件26热耦合到纳米能量致动器22，并且在所示实施例中，设置在平面基板102和纳米能量致动器22之间。导电互连件32电耦合到点火元件26。因此，可以经由导电互连件32将触发信号输入到点火元件26上，从而激活纳米能量致动器22以产生受控燃烧。如果阶段性地激活多个纳米能量致动器22以控制振动能量沿着结构元件12的方向，则延迟元件(未示出)可以被并入导电互连件32中并固定到平面基板102。
应当理解，除了提供用于集成贴片100的装置之外，平面基板102还在由纳米能量致动器22产生的受控燃烧和结构元件12之间提供保护屏障。在对比实施例中，平面基板102可以用作刚性背板(取代保护屏障)，以将振动能量竖直地引导到结构元件12中。如下面将进一步详细描述的那样，贴片100可用于除冰过程，在这种情况下，平面基板102可用于将能量向外竖直引导。在任何情况下，贴片100还可以包括设置在部件上方的共形聚合物涂层(未示出)，以保护部件免受环境条件的影响。此外，该保护涂层将被设计为解决与湿气、氧等相关的任何阻挡要求。因此，该保护涂层可以采取例如多层阻挡膜的形式。在极端情况下，这种保护材料可能足以在结构中体现其自身的机械性能，从而要求在分析所产生的数据时被考虑在内，例如一层或多层玻璃纤维或基于碳纤维的聚合物复合材料。
为了提供用于贴片100的通信/功率装置，贴片100还包括固定到基板102的至少一个感应线圈104(仅示出一个)。感应线圈104被配置为从与CPD 18相关联的对应的感应线圈(未示出)接收触发信号。感应线圈104通过导电互连件32电耦合到点火元件26，使得由感应线圈104接收的触发信号致动纳米能量致动器22。因此，当应用于结构元件12时，贴片100不需要硬接线到CPD 18。或者，贴片100可以硬接线到CPD 18，从而不需要感应线圈104。在这种情况下，贴片100可以具有能够用于将其组件电连接到NDE***14的剩余电路的外部导线或电焊盘。在另一替代实施例中，可以在贴片100上提供光敏电池，光源(例如，激光甚或太阳)可以将光发射到光敏电池上，该光敏电池能够在转换成电之后用作电力/通信。在另一个实施例中，诸如电池的能量存储装置可以设置在贴片100上，用于向贴片100提供电力/通信。
在一个实施例中，纳米能量致动器22对齐损伤监测单元16的中心，其中传感器28(以虚线示出)和另一组件被直接固定在贴片100下方的表面元件12上。例如，如果损伤监测单元16间隔开6英寸，则纳米能量致动器22可以同样间隔六英寸。因此，当将贴片100粘附到结构元件12时，纳米能量致动器22可以与损伤监测单元16的中心对准。
尽管机电致动器24、传感器28和数据采集装置30已经被描述为与贴片100分开地直接附接到结构元件12或在结构元件12中，但是应当理解，机电致动器24、传感器28和/或数据采集装置30可以使用任何合适的装置固定到平面基板102。然而，由于机电致动器24、传感器28和/或数据采集装置30通常是可重复使用的，它们能够容易地并入到结构元件12中，因此，考虑到制造效率和相关成本，这些装置可以有利地结合到结构元件12中。
贴片100还包括固定到平面基板102上的粘合剂106，使得贴片100能够粘附到结构元件12。在一个优选实施例中，粘合剂106使得贴片100能够在单次使用后容易地从结构元件10移除。当在易于接近的结构元件12上使用时，这种贴片100是非常有用的。平面基板102的施加有粘合剂106的侧面可以取决于贴片100的特定用途。对于NDE，粘合剂106可以施加到平面基板102的其上设置有纳米能量致动器22的相同侧。在这种情况下，当贴片100粘附到结构元件12时，纳米能量致动器22将面向结构元件12，使得平面基板102将来自受控燃烧的能量引向结构元件12。对于如果运载工具10是飞机的除冰过程，如下面将进一步详细描述的那样，粘合剂106可以施加到平面基板102的与在其上设置有纳米能量致动器22的一侧相对的一侧。在这种情况下，当贴片100粘附到机翼或飞行控制表面(例如飞机10的襟翼、副翼、升降舵和方向舵)时，纳米能量致动器22将朝外远离机翼或飞行控制表面，使得平面基板102在由受控燃烧产生的能量之间产生屏障的同时将受控燃烧向外引导向冰。
在替代实施例中，粘合剂106使得贴片100半永久性地附接到结构元件10用于多次使用。在这种情况下，为每个损伤监测单元16提供多个纳米能量致动器22。对于执行的每次NDE，一组纳米能量致动器22将被激活并因此被用尽。优选地，在这种情况下，贴片100将具有足够的纳米能量致动器22以支持在一段时间内执行的若干次NDE，例如，如图3所示。这种可重复使用的贴片100能够(例如在运载工具10的制造期间)被施加到运载工具10的不可接近的位置中的结构元件12。作为一个示例，如果该结构元件12在一段时间(例如10年)内不被使用，则可重复使用的贴片100可以有足够的纳米能量致动器22用于每个损伤监测单元12，从而在这段时间内实现所有预期的NDE。
参考图9，现在将讨论一种制造贴片100的方法200。首先，提供柔性平面基板102(例如，聚酰亚胺)(步骤202)。导电互连件32(步骤204)和点火元件26(步骤206)例如通过印刷或光刻被沉积在平面基板102上，使得导电互连件32和点火元件26电耦合在一起。接下来，纳米能量致动器22沉积在平面基板102上，进而热耦合到点火元件26，在所示实施例中分别在点火元件26上(步骤208)。
接下来，(一个或更多个)感应线圈104沉积在平面基板102上，使得其电耦合到点火元件26，在所示实施例中，在导电互连件32上(步骤210)。可选地，可以在组件上施加共形涂层(步骤212)。
最后，将粘合剂施加到平面基板102(步骤214)。在一个实施例中，粘合剂被施加到平面基板102的与纳米能量致动器22所在的侧相同的一侧，使得来自后续受控燃烧的能量被引导离开平面基板102而朝向结构元件12。可以选择粘合剂的特性，不仅仅是为了解决附着需求，还为了解决任何阻抗匹配需求。这在，例如在结构元件12上执行NDE时，可以是有用的。在另一个实施例中，将粘合剂施加到纳米能量致动器22所在的平面基板102的一侧的相反侧，使得来自后续受控燃烧的能量被向外引导远离平面基板102。这可能在，例如执行除冰过程时，是有用的。
已经描述了NDE***14的功能和布置，现在将参照图10描述在运载工具10的结构元件12上操作NDE***14以执行NDE的一种方法250。在该示例中，NDE***14使用补充传感器28、数据采集装置30以及已经预先与结构元件12集成的一个或更多个损伤监测单元12的相关电路的一个或更多个贴片100。能够使用单个损伤监测单元16或多个损伤监测单元16来执行结构元件12上的NDE的性能。
首先，将一个或更多个贴片100粘附到结构元件12，使得(一个或更多个)贴片100的纳米能量致动器22与损伤监测单元16的已经直接结合到结构元件12中的部分(例如，传感器28和数据采集装置30)对齐(步骤252)。燃烧引起的能量然后经由(一个或更多个)贴片100被输送到结构元件12，从而引起结构元件12中的振动(步骤254)。在所示实施例中，这是通过将至少一个触发信号从CPD 18发送到(一个或更多个)点火元件26来实现的，以激活由贴片100承载的相应的纳米能量致动器22。多个受控燃烧可以被阶段性地施加到结构元件12，以在结构元件12中优选地沿着特定方向引起振动。
在替代实施例中，如果不需要相对大量的振动能量来执行结构元件12的NDE，则通过机电致动器24的致动在结构元件12中引起振动。以这种方式，可以避免纳米能量致动器22的不必要使用，从而延长贴片100的使用寿命。因此，只有在单独使用机电致动器24不能精确地执行结构元件12的NDE时，纳米能量致动器22才被致动。接下来，感测在结构元件12中引起的振动(步骤256)，由集成到结构元件12中的传感器28产生与被测振动相对应的振动数据(步骤258)。然后，振动数据被从各个传感器28收集并由数据采集装置30存储(步骤260)。
然后，基于收集和存储的振动数据来确定结构元件12的状态(步骤262)。在所示实施例中，集成到结构元件12中的(一个或更多个)数据采集装置30比较从每个传感器28收集的振动数据，并将其与参考振动数据进行比较，从而，例如为每个传感器28获得损伤指数。可以确定结构元件12在返回非零损伤指数的任何传感器28附近的任何区域中有损伤或退化情况。如果所有传感器28返回非零损伤指数，则结构元件12将被认为没有损伤或退化。然后，将结构元件12的确定状态返回到CPD 18(步骤264)。最后，如果确定结构元件12已有损伤或退化，则结构元件12被修理或更换(步骤266)。
尽管贴片100被描述为用于促进运载工具的NDE，但是应当理解，贴片100的使用本身很好地支持诸如桥梁、铁路和建筑物的固定结构上的NDE的性能。在传统的情况下，在检查这些结构时，通常会花费大量时间来安装和拆除NDE设备。贴片100可以被方便地固定到这些结构(例如，在可能生锈的金属的每个主要交叉点处)，这可以大大减少安装和拆卸时间。
虽然纳米能量致动器22被描述为在结构元件12上执行NDE的情况下使用，但纳米能量致动器22还可以在如以上简要讨论的除冰***中使用。在这种情况下，纳米能量致动器22和相关的点火元件26以及机电致动器24可以并入运载工具10中，如果是飞机的话，则并入飞机10的机翼或飞行控制表面上。值得注意的是，在该除冰***中不需要传感器28和数据采集装置30。CPD 18将触发信号发送到与纳米能量致动器22和机电致动器24相关联的点火元件26，以有效和高效地去除飞机10的机翼或飞行控制表面上的积冰，即使当冰太厚不能用常规方法快速去除时。特别地，CPD 18可以将触发信号发送到点火元件26，从而激活对应的纳米能量致动器22，以产生受控燃烧，该受控燃烧引起足以在冰中产生裂缝的冰的振动。CPD 18还可以将触发信号发送到机电致动器24，从而启动机电致动器24，以在冰中产生足以从飞机10的机翼或飞行控制表面移除碎冰的振动。
现在参考图11，现在将描述一种在诸如运载工具10的结构上除冰时使用贴片100的方法300。在该示例中，贴片100补充先前与运载工具10集成的机电致动器24。在替代实施例中，贴片100能够在没有机电致动器24的除冰过程中使用。
首先，贴片100在直接结合到飞机10的机翼或飞行控制表面中的机电致动器24之上附着在飞机10的机翼或飞行控制表面(步骤302)。燃烧产生的能量经由贴片100被输送到飞机10的机翼或飞行控制表面上的冰，从而引起使冰碎裂的振动(步骤304)。在所示实施例中，这是通过将至少一个触发信号从CPD 18发送到点火元件26来实现的，以激活由贴片100承载的相应的纳米能量致动器22。多个受控燃烧可以阶段性地施加到结构元件12，以优选地沿着特定方向引起振动。然后，将额外的振动能量施加到碎冰，从而从飞机10的机翼或飞行控制表面移除碎冰(步骤306)。在所示实施例中，这通过将至少一个触发信号从CPD 18发送到机电致动器24来实现。在替代实施例中，振动能量可以在激活纳米能量致动器22之前经由机电致动器24施加到冰，以试图只通过使用机电致动器24从飞机10的机翼或飞行控制表面移除冰。以这种方式，可以避免纳米能量致动器22的不必要使用，从而延长贴片100的使用寿命。因此，只有当单独使用机电致动器24不能从机翼或飞行控制表面移除冰时，才启动纳米能量致动器22。
虽然本文已经公开了某些示例性实施例和方法，但是对本领域技术人员来说，从前述公开内容能够看出，在不脱离所公开的技术的真实精神和范围的情况下，可以对这些实施例和方法进行变化和修改。本公开还有许多其它示例，不同示例之间仅在细节方面不同。因此，本公开旨在仅限于所附权利要求和适用法律的规则和原则所要求的程度。
此外，本公开包括根据以下条款的实施例：
1.一种用于在结构元件上使用的无损检测(NDE)***，包括：至少一个纳米能量致动器，每个纳米能量致动器被配置为响应于热能产生受控燃烧，从而在所述结构元件的表面中引起振动；以及至少一个传感器，其配置成用于测量在所述结构元件的表面中引起的振动并产生振动数据。
2.根据条款1所述的NDE***，还包括被配置为收集和存储所述振动数据的数据采集装置。
3.根据条款2所述的NDE***，还包括至少一个处理器，其被配置为基于所收集和存储的振动数据来确定所述结构元件的状况。
4.根据条款1所述的NDE***，其中所述至少一个纳米能量致动器包括多个纳米能量致动器，所述NDE***还包括至少一个处理器，所述至少一个处理器被编程为控制来自至少一个电源的多个电脉冲的传递，以使多个纳米能量致动器阶段性地产生多个受控燃烧。
5.根据条款1所述的NDE***，还包括至少一个机电换能器，每个机电换能器被配置用于响应于至少一个电脉冲而振动，从而引起所述结构元件的表面的振动。
6.根据条款1所述的NDE***，其中所述至少一个纳米能量致动器中的每一个包括具有小于100纳米的粒度的纳米能量材料。
7.根据条款1所述的NDE***，其中所述至少一个纳米能量致动器中的每一个具有在1微米至4毫米的范围内的尺寸。
8.根据条款1所述的NDE***，还包括：至少一个点火元件，其被配置为响应于至少一个电脉冲产生所述热能；以及被配置用于产生所述至少一个电脉冲的至少一个能量源。
9.根据条款8所述的NDE***，其中所述至少一个纳米能量致动器中的每一个包括铜氧化物，并且所述至少一个点火元件中的每一个包括铂。
10.一种交通设施，包括：结构元件；以及安装到结构元件的如条款1所述的NDE***。
11.根据条款10所述的交通设施，其中所述结构元件是桥梁和铁路的结构元件之一。
12.根据条款10所述的交通设施，其中所述结构元件是运载工具结构元件。
13.根据条款12所述的交通设施，其中所述结构元件是飞机结构元件。
14.一种在结构元件上执行无损检测(NDE)的方法，包括：施加至少一个受控燃烧到所述结构元件，由此引起所述结构元件的振动；测量在结构元件表面引起的振动；产生对应于测量的振动的振动数据；收集和存储振动数据；以及基于收集和存储的振动数据确定结构元件的状态。
15.根据条款14所述的方法，其中所述至少一个受控燃烧不会损伤所述结构元件。
16.根据条款14所述的方法，其中所述至少一个受控燃烧包括多个受控燃烧，并且其中所述多个受控燃烧被阶段性地施加到所述结构元件，以优选地在所述结构元件中沿着特定方向引起振动。
17.根据条款14所述的方法，其中所述结构元件用于交通设施。
18.根据条款17所述的方法，其中所述结构元件用于桥梁或铁路之一。
19.根据条款18所述的方法，其中所述结构元件是运载工具结构元件。
20.根据条款19所述的方法，其中所述结构元件是飞机结构元件。
21.根据条款20所述的方法，其中所述至少一个受控燃烧被应用于飞行中的飞机结构元件。
22.一种贴片，包括：平面基板；固定到所述平面基板的多个纳米能量致动器，每个纳米能量致动器被配置为响应于热能产生多个受控燃烧；以及固定到平面基板的粘合剂，使得贴片能够粘附到结构元件。
23.根据条款22所述的贴片，其中所述至少一个纳米能量致动器中的每一个包括氧化铜。
24.根据条款22所述的贴片，其中所述多个纳米能量致动器中的每一个包括粒度小于100纳米的纳米能量材料。
25.根据条款22所述的贴片，其中所述多个纳米能量致动器中的每一个具有在1微米至4毫米的范围内的尺寸。
26.根据条款22所述的贴片，还包括固定到平面基板上的多个点火元件，多个点火元件电耦合到多个纳米能量致动器。
27.根据条款26所述的贴片，其中多个点火元件中的每一个包括铂。
28.根据条款26所述的贴片，还包括固定到平面基板的至少一个感应线圈，所述至少一个感应线圈电耦合到多个点火元件。
29.根据条款28所述的贴片，还包括固定到平面基板的多个导电互连件，多个导电互连件将至少一个感应线圈电耦合到点火元件。
30.根据条款22所述的贴片，还包括固定到平面基板的多个传感器，多个传感器被配置为通过多个受控燃烧来测量在结构元件表面引起的振动，并产生振动数据。
31.根据条款30所述的贴片，还包括固定到平面基板的至少一个数据采集装置，所述至少一个数据采集装置被配置为收集和存储振动数据。
32.根据条款31所述的贴片，还包括固定到平面基板的至少一个处理器，所述至少一个处理器被编程为控制来自电源的多个电脉冲的传送，以使多个纳米能量致动器阶段性地产生多个受控燃烧。
33.根据条款22所述的贴片，其中平面基板由聚合物材料、金属箔、金属化聚合物材料以及聚合物和金属膜的多层基底中的一种构成。
34.一种制造贴片的方法，包括：提供平面基板；在平面基板上沉积多个纳米能量致动器，每个纳米能量致动器被配置为响应于热能产生多个受控燃烧；并且将粘合剂附着到平面基板，使得贴片能够被粘附到结构元件。
35.根据条款34所述的方法，其中所述至少一个纳米能量致动器中的每一个包括氧化铜。
36.根据条款34所述的方法，其中所述多个纳米能量致动器中的每一个包括具有小于100纳米的粒度的纳米能量材料。
37.根据条款34所述的方法，其中所述多个纳米能量致动器中的每一个具有在1微米至4毫米的范围内的尺寸。
38.根据条款34所述的方法，还包括在所述平面基板上沉积多个点火元件，使得所述多个点火元件热耦合到所述多个纳米能量致动器。
39.根据条款38所述的方法，其中所述多个点火元件中的每一个包括铂。
40.根据条款38所述的方法，还包括沉积设置在所述平面基板上的至少一个感应线圈，所述至少一个感应线圈电耦合到所述多个点火元件。
41.根据条款40所述的方法，还包括在所述平面基板上沉积多个导电互连件，所述多个导电互连件将所述至少一个感应线圈电耦合到所述点火元件。
42.根据条款34所述的方法，还包括在所述平面基板上沉积多个传感器，所述多个传感器被配置为通过所述多个受控燃烧来测量在所述结构元件的表面中引起的振动，并且产生振动数据。
43.根据条款42所述的方法，还包括在所述平面基板上沉积至少一个数据采集装置，所述至少一个数据采集装置被配置为收集和存储所述振动数据。
44.根据条款34所述的方法，还包括在所述平面基板上布置至少一个处理器，所述至少一个处理器被编程为控制来自电源的多个电脉冲的传送，以使所述多个纳米能量致动器阶段性地产生多个受控燃烧。
45.根据条款34所述的方法，其中所述平面基板由聚合物材料、金属箔、金属化聚合物材料以及聚合物和金属膜的多层基底中的一种构成。
46.一种从结构元件除冰的方法，包括：向邻近冰的结构元件施加至少一个受控燃烧，从而在结构元件的表面引起振动，从而在冰中形成裂纹。
47.根据条款46所述的方法，还包括通过机电致动器将振动施加到碎冰，从而从结构元件去除碎冰。
48.根据条款46所述的方法，其中所述至少一个受控燃烧不会损伤所述结构元件。
49.根据条款46所述的方法，其中所述至少一个受控燃烧包括阶段性产生的多个受控燃烧，以引起所述结构元件表面的振动。
50.根据条款46所述的方法，其中所述结构元件是交通设施的结构元件。
51.根据条款50所述的方法，其中所述结构元件是桥梁或铁路之一的结构元件。
52.根据条款50所述的方法，其中所述结构元件是运载工具结构元件。
53.根据条款52所述的方法，其中所述结构元件是飞机结构元件。
54.根据条款53所述的方法，其中所述飞机结构元件包括飞机的机翼或飞行控制表面。
55.根据条款54所述的方法，其中所述至少一个受控燃烧被应用于飞行中的飞机结构元件。
56.一种具有积冰的交通设施，包括：结构元件；以及至少一个纳米能量致动器，每个纳米能量致动器被配置为响应于热能产生受控燃烧，从而在结构元件表面引起足以在冰中产生裂缝的振动。
57.根据条款56所述的交通设施，其中所述至少一个纳米能量致动器包括多个纳米能量致动器，所述NDE***还包括至少一个处理器，所述至少一个处理器被编程为控制来自至少一个电源的多个电脉冲的传送，以使多个纳米能量致动器阶段性地产生多个受控燃烧。
58.根据条款56所述的交通设施，还包括至少一个机电换能器，每个机电换能器被配置为响应于至少一个电脉冲而振动，从而在结构元件的表面引起足以将碎冰从结构元件移除的振动。
59.根据条款56所述的交通设施，其中所述至少一个纳米能量致动器中的每一个包括氧化铜，所述至少一个点火元件中的每一个包括铂。
60.根据条款56所述的交通设施，其中所述至少一个纳米能量致动器中的每一个包括具有小于100纳米的粒度的纳米能量材料。
61.根据条款56所述的交通设施，其中所述至少一个纳米能量致动器中的每一个具有在1微米至4毫米的范围内的尺寸。
62.根据条款56所述的交通设施，其中所述结构元件是桥梁或铁路的结构元件之一。
63.根据条款56所述的交通设施，其中所述结构元件是运载工具结构元件。
64.根据条款56所述的交通设施，其中所述结构元件是飞机结构元件。
65.根据条款56所述的交通设施，其中飞机结构元件包括飞机的机翼或飞行控制表面。
66.根据条款56所述的交通设施，进一步包括：至少一个点火元件，其被配置为响应于至少一个电脉冲产生热能；以及配置用于产生所述至少一个电脉冲的至少一个电源。

Claims (15)

1.一种用于在结构元件上使用的无损检测NDE***，包括：
至少一个纳米能量致动器，每个所述纳米能量致动器被配置为响应于热能产生受控燃烧，从而在所述结构元件的表面中引起振动；和
至少一个传感器，其被配置用于测量在所述结构元件的所述表面中引起的振动并产生振动数据。
2.根据权利要求1所述的NDE***，还包括被配置为收集和存储所述振动数据的数据采集装置。
3.根据权利要求2所述的NDE***，还包括至少一个处理器，其被配置为基于所述收集和存储的振动数据来确定所述结构元件的状态。
4.根据权利要求1所述的NDE***，其中所述至少一个纳米能量致动器包括多个纳米能量致动器，所述NDE***还包括至少一个处理器，所述至少一个处理器被编程为控制来自至少一个电源的多个电脉冲的传送，以使所述多个纳米能量致动器阶段性地产生多个受控燃烧。
5.根据权利要求1所述的NDE***，还包括至少一个机电换能器，每个所述机电换能器被配置为响应于至少一个电脉冲而振动，从而在所述结构元件的所述表面中引起振动。
6.根据权利要求1所述的NDE***，其中所述至少一个纳米能量致动器中的每一个包括粒度小于100纳米的纳米能量材料。
7.根据权利要求1所述的NDE***，其中所述至少一个纳米能量致动器中的每一个具有在1微米至4毫米的范围内的尺寸。
8.根据权利要求1所述的NDE***，还包括：
至少一个点火元件，其被配置为响应于至少一个电脉冲产生所述热能；和
至少一个能量源，其被配置用于产生所述至少一个电脉冲。
9.根据权利要求8所述的NDE***，其中所述至少一个纳米能量致动器中的每一个包括氧化铜，并且所述至少一个点火元件中的每一个包括铂。
10.一种交通设施，包括：
结构元件；和
根据权利要求1所述的NDE***，其安装到所述结构元件。
11.根据权利要求10所述的交通设施，其中所述结构元件是桥梁结构元件、铁路结构元件、运载工具结构元件或飞机结构元件中的至少一个。
12.一种在结构元件上执行无损检测NDE的方法，包括：
施加至少一个受控燃烧到所述结构元件，从而引起所述结构元件的振动；
测量在所述结构元件的表面中引起的所述振动；
产生对应于所述测量的振动的振动数据；
收集并存储所述振动数据；以及
基于所述收集并存储的振动数据，确定所述结构元件的状态。
13.根据权利要求12所述的方法，其中所述至少一个受控燃烧不会损伤所述结构元件。
14.根据权利要求12所述的方法，其中所述至少一个受控燃烧包括多个受控燃烧，并且其中所述多个受控燃烧被阶段性地施加到所述结构元件，以优选地在所述结构元件中沿特定方向引起所述振动。
15.根据权利要求12至14中任一项所述的方法，其中所述结构元件用于交通设施结构元件、桥梁结构元件、铁路结构元件、运载工具结构元件或飞机结构元件中的至少一个。
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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102020104154A1 (de) 2020-02-18 2021-08-19 Technische Universität Dresden Verfahren zum überwachen der strukturellen integrität eines bauteils und flexible sensorstruktur zum überwachen der strukturellen integrität eines bauteils
KR102371459B1 (ko) * 2020-05-25 2022-03-08 한국과학기술연구원 물체 인식 장치
CN112407330B (zh) * 2020-11-26 2022-07-01 上海航天控制技术研究所 一种应用于旋转舵面的振动敏感传导装置
US12012927B2 (en) * 2022-05-24 2024-06-18 General Electric Renovables Espana, S.L. System and method for detecting a failure condition in a component of a wind turbine

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7656076B1 (en) * 2008-07-15 2010-02-02 Iptrade, Inc. Unimorph/bimorph piezoelectric package
CN101758924A (zh) * 2008-12-22 2010-06-30 梅西耶-布加蒂公司 用于将电力分配给飞机的机电致动器的配电体系
CN101790647A (zh) * 2007-09-04 2010-07-28 大金工业株式会社 气压式致动器
CN102549419A (zh) * 2009-08-04 2012-07-04 波音公司 检测多层结构的隐藏层中的异常的***和方法
US20120299440A1 (en) * 2007-06-25 2012-11-29 Micron Technology, Inc. Devices comprising nanotubes or nanowires having alterable characteristics, and related methods
CN103291505A (zh) * 2013-06-26 2013-09-11 北京科技大学 一种超声、富氧助燃装置及其工作方法
KR20160040876A (ko) * 2014-10-06 2016-04-15 부산대학교 산학협력단 나노고에너지물질 복합체 및 그의 마이크로 가열판 기반 점화 제어 방법
CN105954357A (zh) * 2016-04-25 2016-09-21 宏大矿业有限公司 一种同时测量多台阶水平岩体声速的方法

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8447530B2 (en) * 2008-01-11 2013-05-21 The Boeing Company High density structural health monitoring system and method
US8250928B2 (en) * 2008-07-09 2012-08-28 The Boeing Company Measurement of strain in an adhesively bonded joint including magnetostrictive material
US8990026B2 (en) * 2012-01-03 2015-03-24 General Electric Company System and method for detecting combustion hardware damage
US20140123761A1 (en) * 2012-03-21 2014-05-08 Board Of Regents Of The University Of Nebraska Systems and Methods to Determine and Monitor Changes in Rail Conditions

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20120299440A1 (en) * 2007-06-25 2012-11-29 Micron Technology, Inc. Devices comprising nanotubes or nanowires having alterable characteristics, and related methods
CN101790647A (zh) * 2007-09-04 2010-07-28 大金工业株式会社 气压式致动器
US7656076B1 (en) * 2008-07-15 2010-02-02 Iptrade, Inc. Unimorph/bimorph piezoelectric package
CN101758924A (zh) * 2008-12-22 2010-06-30 梅西耶-布加蒂公司 用于将电力分配给飞机的机电致动器的配电体系
CN102549419A (zh) * 2009-08-04 2012-07-04 波音公司 检测多层结构的隐藏层中的异常的***和方法
CN103291505A (zh) * 2013-06-26 2013-09-11 北京科技大学 一种超声、富氧助燃装置及其工作方法
KR20160040876A (ko) * 2014-10-06 2016-04-15 부산대학교 산학협력단 나노고에너지물질 복합체 및 그의 마이크로 가열판 기반 점화 제어 방법
CN105954357A (zh) * 2016-04-25 2016-09-21 宏大矿业有限公司 一种同时测量多台阶水平岩体声速的方法

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