基于超聲紅外熱成像技術(shù)的復(fù)合材料損傷檢測①

宋遠佳，張 煒，田 干，楊正偉，金國鋒

(1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心402室，綿陽 621000;2.第二炮兵工程大學(xué)203室，西安 710025)

基于超聲紅外熱成像技術(shù)的復(fù)合材料損傷檢測①

宋遠佳1，2，張 煒2，田 干2，楊正偉2，金國鋒2

(1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心402室，綿陽 621000;2.第二炮兵工程大學(xué)203室，西安 710025)

采用超聲紅外熱成像技術(shù)，對某飛行器的復(fù)合材料殼體損傷進行了檢測研究。采用數(shù)值分析模擬了超聲激勵下復(fù)合材料損傷處的摩擦生熱及熱傳導(dǎo)過程，分析了裂紋處的溫度分布及裂紋尺寸對檢測結(jié)果的影響;利用超聲波發(fā)生器對含分層損傷復(fù)合材料試件進行了試驗，根據(jù)表面溫度的分布實現(xiàn)了對損傷的定量識別。結(jié)果表明，超聲紅外熱成像技術(shù)能夠快速準確地檢測到復(fù)合材料表面及淺表面的界面貼合型損傷(如分層，疲勞裂紋等);對損傷的定位準確、檢測結(jié)果直觀、不存在加熱非均勻等問題;選擇恰當?shù)鸟詈喜牧夏苡行榜v波”現(xiàn)象的產(chǎn)生，并提高損傷檢測效果。

紅外熱成像;超聲激勵;復(fù)合材料;損傷檢測

0 引言

復(fù)合材料具有諸多優(yōu)點，在航空航天設(shè)備上廣泛使用。但在制造過程中，由于環(huán)境和人為因素，復(fù)合材料的最終制品中存在孔隙、分層等缺陷［1］;在使用過程中，動、靜載荷等原因也會引起基體微裂紋、層間分離等損傷。這些界面貼合型的缺陷和損傷，將嚴重削弱復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的性能，降低結(jié)構(gòu)的使用可靠性和安全性。因此發(fā)展快速、高效的無損檢測技術(shù)已成為亟需解決的關(guān)鍵技術(shù)之一。

近年來出現(xiàn)的超聲紅外熱成像無損檢測技術(shù)，特別適合檢測材料表面及淺表面的界面貼合型損傷，引起國內(nèi)外的廣泛關(guān)注。Han Xiao-yan等在理論上和實驗上作了大量工作，研究了超聲激勵引起不同金屬材料表面疲勞裂紋的發(fā)熱現(xiàn)象［2-6］，并對復(fù)合材料的疲勞損傷進行了初步研究［7］;Cho Jaiwan［8］研究了銅管內(nèi)壁損傷在超聲激勵下的熱響應(yīng);Kyle Lick［9］檢測了金屬淺表面裂紋;鄭凱［10］研究了超聲激發(fā)下缺陷紅外信號的識別;陳趙江［11］對超聲波引起固體微裂紋發(fā)熱的現(xiàn)象進行了仿真研究。目前有關(guān)超聲熱成像技術(shù)的數(shù)值仿真和實驗研究對象基本都是金屬材料的邊緣或表面裂紋，而沒有對航空航天復(fù)合材料的各類界面貼合型損傷(如疲勞裂紋、分層等)進行系統(tǒng)地分析研究，確定其合理的檢測參數(shù);損傷的識別主要集中在定性研究方面;該檢測系統(tǒng)僅為實驗系統(tǒng)，需要進一步優(yōu)化設(shè)計，使其實現(xiàn)工程化應(yīng)用。

本文利用超聲紅外熱成像技術(shù)，借助于理論分析、數(shù)值仿真和實驗相結(jié)合的方法，對固體火箭發(fā)動機復(fù)合材料殼體的裂紋、分層等界面貼合型損傷進行檢測研究，驗證其檢測的可行性和有效性，并對損傷的定量識別進行研究。

1 超聲紅外熱成像技術(shù)的檢測原理

超聲紅外熱像技術(shù)是將短脈沖(50～200 ms)、低頻率(20～40 kHz)的超聲波作用于物體表面，超聲波經(jīng)過界面耦合在物體中傳播，遇到裂紋、分層等損傷時，機械能在損傷界面的摩擦等作用下顯著衰減，并產(chǎn)生熱量，從而使損傷處及相鄰區(qū)域的溫度明顯升高，其對應(yīng)表面溫度場的變化可用紅外熱像儀觀察和記錄［2，7，11-12］。其檢測原理如圖 1 所示。

圖1 超聲紅外熱成像檢測原理圖Fig.1 Schematic of the basic principle of ultrasonic thermography technique

1.1 超聲波在損傷處的衰減生熱

在超聲波作用的過程中，材料內(nèi)部界面貼合型損傷的界面間發(fā)生接觸、滑移、分離等相互作用。材料在超聲載荷作用下的運動方程可表示為

式中M、C、K分別為質(zhì)量矩陣、阻尼矩陣和剛度矩陣;U為節(jié)點位移矩陣;F為超聲波引起的外載荷矩陣;R為損傷內(nèi)部界面接觸力矩陣。

損傷處產(chǎn)生熱流的熱流密度為［12］

式中q(t)為損傷處產(chǎn)生的熱流密度;μs、μd分別為損傷處的靜摩擦系數(shù)和動摩擦系數(shù);c為靜摩擦轉(zhuǎn)化為動摩擦的速度系數(shù);RN(t)為法向接觸力;vτ(t)為接觸點的切向相對速度。

1.2 損傷處熱流的傳導(dǎo)

對于較薄的各向同性無限大平板材料，設(shè)其內(nèi)部損傷界面上各點生熱量相等且熱流均勻分布于2個交界面，其熱傳導(dǎo)微分方程可簡化為一維模型:

式中T為溫度;x為橫坐標;t為時間;α為熱擴散率。

式中T0為初始溫度;x0為橫坐標上一點;λ為材料熱導(dǎo)率。

理想情況下，忽略表面的對流和輻射換熱。經(jīng)計算可得物體損傷區(qū)域的溫度變化為

從而物體表面溫度變化為

對于各向異性的復(fù)合材料，難以求得其解析解，需要借助于數(shù)值分析的方法進行研究。

2 數(shù)值仿真研究

2.1 建模與求解

由上述分析可知，超聲波在損傷處衰減生熱，以及熱流的傳導(dǎo)實際上是力-熱耦合過程，且損傷界面之間的接觸-碰撞屬于非線性過程，因此借助于非線性有限元軟件ABAQUS對上述過程進行仿真。

選擇某炭纖維復(fù)合材料作為研究對象，力學(xué)參數(shù)［4］如表1所示，其他物理參數(shù)為:密度1 340 kg/m3，比熱容700 J/(kg·K)，纖維方向熱導(dǎo)率12 W/(m·K)，垂直于纖維方向熱導(dǎo)率0.78 W/(m·K)。

表1 炭纖維復(fù)合材料力學(xué)參數(shù)Table 1 Mechanical properties for graphite/epoxy laminate

建立尺寸為0.2 m×0.2 m×0.003 m的復(fù)合材料試件模型3個，距離試件表面頂部0.03 m的位置分別預(yù)置不同長度的微小裂紋(長1～5 mm，寬均為9 μm)如圖2(a)所示。采用八結(jié)點力-熱耦合六面體單元對試件劃分網(wǎng)格，并在裂紋面上覆蓋面-面接觸單元(模擬裂紋表面的接觸-碰撞及摩擦生熱)，單元總數(shù)約為5 800個，其中厚度方向劃分單元數(shù)為3個，如圖2(b)所示。

圖2 復(fù)合材料試件模型Fig.2 Model of composite sample

假定環(huán)境溫度Te保持不變，為25℃，材料的初始溫度為環(huán)境溫度，為簡單起見，設(shè)靜摩擦系數(shù)0.4，動摩擦系數(shù)0.35，動靜摩擦轉(zhuǎn)化系數(shù)5。超聲激勵為一個作用于試件表面的簡諧位移函數(shù)，超聲激勵后冷卻過程中材料的表面對流換熱系數(shù)取30 W/(m2·K)。由于裂紋附近區(qū)域溫度比較低，而本文所關(guān)心的問題持續(xù)時間僅為幾百毫秒，所以在計算過程中，忽略裂紋附近區(qū)域的輻射換熱。

計算過程分2步:

第一步(超聲激勵過程):t=0～20 ms

初始條件:T|t=0=25℃

第二步(冷卻過程):t=20～100 ms

初始條件為第一步的計算結(jié)果。

邊界條件除簡諧位移載荷外，其余與第一步相同。

根據(jù)初始條件和邊界條件，加載求解。

2.2 結(jié)果分析

圖3所示為超聲波在復(fù)合材料中傳播的瞬時圖。由圖3可清晰地觀察到超聲波由激勵處逐漸向四周傳播，在0.02 ms內(nèi)即傳到裂紋處，并在邊界處發(fā)生反射，反射波與入射波相互作用，從而形成復(fù)雜的振動圖像。20 ms后激勵停止，由于阻尼作用振動逐漸減弱直至停止。

實際上，對于組織架構(gòu)的調(diào)整，美的一直未曾停止。為了避免“大而不強”，美的近年來不斷出手調(diào)整事業(yè)部。隨著家電大企業(yè)多年的發(fā)展，部分企業(yè)內(nèi)部出現(xiàn)體制固化、資源共享不均衡、效率低下等問題，美的也意識到這一潛在危機，有意通過調(diào)整縮短管理體系，實現(xiàn)一個集團一個平臺下的統(tǒng)一步調(diào)。

圖4為表面溫度場熱圖序列。由圖4可知，在超聲激勵后0.66 ms左右，裂紋中部出現(xiàn)相互接觸并發(fā)生摩擦生熱，隨超聲激勵的持續(xù)，裂紋接觸面越來越大，摩擦增多，裂紋表面的溫度也逐漸升高并逐步向周圍傳導(dǎo)。由此可得出結(jié)論:裂紋面在超聲激勵下發(fā)生接觸碰撞，且2個面的相對切向速度不同，出現(xiàn)脫離和滑移，進而發(fā)生摩擦生熱現(xiàn)象。因此實際檢測過程就可根據(jù)材料表面出現(xiàn)的熱源點來判斷材料的損傷。

圖3 瞬時波動圖Fig.3 Instantaneous volatility

圖4 表面溫度場熱圖序列Fig.4 Thermal serial plots of surface temperature

圖5給出了同一裂紋不同位置的溫度變化曲線，其中B點位于裂紋中部，D點位于裂紋尖端處，C點位于BD之間。由圖5可發(fā)現(xiàn)，超聲激勵后，裂紋各個部分溫度均迅速上升，且中部的溫度變化率大于邊緣部。在t=22 ms時，裂紋處溫度上升至最大值，其中中部B點的溫升值約為2.45℃，C點的溫升值約為1.47℃，而尖端D點的溫升值為0.41℃。從圖5還可發(fā)現(xiàn)，溫度變化曲線在上升階段存在波動，其原因是裂紋面在超聲激勵下是間歇接觸碰撞，在間歇時間內(nèi)，溫度可能會下降。

圖6為不同長度裂紋中部溫度隨時間變化曲線。由圖6可看出，裂紋越長，其表面溫度變化越大。主要原因為，裂紋越長，其接觸面越大，在超聲激勵下就能產(chǎn)生更多的熱量。且裂紋處的絕對溫度上升值不超過3℃，對材料的性能不會產(chǎn)生影響?，F(xiàn)代紅外熱像儀的溫度靈敏度可達0.01℃，完全滿足檢測微小損傷的要求。

圖5 裂紋處不同位置溫度變化曲線Fig.5 Surface temperature variation curves at different location of crack

圖6 不同裂紋中部溫度變化曲線Fig.6 Surface temperature variation curves at the middle part of different crack

3 試驗與結(jié)果分析

3.1 試驗概述

試驗借助于首都師范大學(xué)的紅外熱波實驗室設(shè)備進行。超聲激勵系統(tǒng)采用的是BRANSON公司制造的型號為2000aed的超聲儀，最大功率4 000 W，激勵頻率為20 kHz，可通過振幅參數(shù)調(diào)節(jié)輸出功率。通過控制器可調(diào)節(jié)超聲槍頭作用力的大小(調(diào)節(jié)范圍是44～4 000 N)，超聲作用時間(10 ms～30 s)等參數(shù)。紅外熱像儀采用的是FLIR ThermaCAMTMSC3000，該熱像儀采用制冷型量子阱紅外光電探測器技術(shù)，工作波段8～9 μm，溫度靈敏度在室溫下為0.02 K，可提供320×240像素的圖像。紅外圖像的采集時間為20 s，采集頻率60 Hz。

試件由2層玻璃纖維材料壓制而成，長251 mm，寬251 mm，厚5 mm，人工模擬圓形分層損傷是夾在玻璃纖維層壓板中的聚四氟乙烯層壓片，圖7為玻璃纖維試件實物照片。

實驗前先進行熱像儀的溫度標定和焦距設(shè)置，用黑體對熱像儀進行溫度標定，使熱像儀視場均勻;將試件和超聲槍固定好，熱像儀鏡頭離試件的距離在11～45 cm之間調(diào)整，使被測物圖像顯示清晰。超聲槍與試件的接觸壓力設(shè)為44 N，作用時間為200 ms，熱像儀的采集頻率為60 Hz，采集時間20 s，設(shè)置好后，便可啟動超聲裝置和熱像采集裝置開始實驗。為提高檢測效果，在3個預(yù)置損傷附近分別進行超聲激勵。開始超聲激勵前有幾幀圖像也被存儲了下來，這幾幀圖像僅是激勵前的溫度分布記錄，能從激勵后的圖像中減去或作為參考。

圖7 含3個不同分層損傷的復(fù)合材料殼體試件Fig.7 Composite shell specimen with three different inclusions

3.2 結(jié)果分析

圖8 實驗結(jié)果Fig.8 Experimental results

圖9為2號損傷2次檢測對應(yīng)的熱圖。圖9(a)中，“駐波”現(xiàn)象非常嚴重，已完全湮沒了正常的損傷熱信號。為了消除“駐波”現(xiàn)象，嘗試使用不同的耦合材料，最終發(fā)現(xiàn)醫(yī)用膠帶的效果非常好，其檢測結(jié)果如圖9(b)所示。

圖9 2號損傷檢測結(jié)果圖Fig.9 Detection results of No.2 damage

3.3 圖像處理與損傷定量識別

為提取定量的損傷信息，還需要對原始熱圖進行增強和分割處理。采用同態(tài)濾波的圖像增強方法和基于分水嶺的圖像分割方法對2號損傷對比度較大的一幀原始熱圖進行處理，處理結(jié)果如圖10所示。根據(jù)圖像分割的結(jié)果，可計算損傷的大小如表2所示。由表2可知，由于受到橫向熱擴散的影響，導(dǎo)致測量值稍大于真實值。

表2 損傷參數(shù)計算結(jié)果與真實值的比較Table 2 Estimating parameters for defects and contrast with the real values

圖10 圖像處理結(jié)果及其三維顯示效果Fig.10 Results of image processing and 3D show

4 結(jié)論

(1)利用有限元方法對復(fù)合材料表面疲勞裂紋檢測進行數(shù)值模擬，結(jié)果表明，裂紋面在超聲激勵下發(fā)生了接觸、碰撞等運動，且由于裂紋面不光滑，出現(xiàn)相對運動，從而產(chǎn)生摩擦生熱現(xiàn)象;裂紋中部生熱速率大于裂紋尖端處;微小裂紋(≤1 mm)可以被檢測出，且裂紋越長，裂紋面越大，則表面溫度場的相對變化就越大，但微小裂紋表面溫度場變化的絕對值較小。

(2)通過對玻璃纖維復(fù)合材料內(nèi)部分層損傷的檢測試驗，研究了試件表面溫度場的變化，分析了超聲波激勵源及“駐波”對檢測結(jié)果的影響，并對檢測結(jié)果進行了定量識別，由于熱的橫向傳導(dǎo)，使得識別值略大于真實值;通過與脈沖熱激勵的對比發(fā)現(xiàn)，超聲熱激勵特別適合對復(fù)合材料中的裂紋、分層等界面貼合型損傷進行檢測，其效果明顯，且不需要考慮加熱不均勻的問題。

(3)通過對不同耦合材料的試驗得出，醫(yī)用膠帶能保證激勵過程中，超聲波有效地進入試件，激發(fā)損傷處生熱，并消除“駐波”現(xiàn)象。

(4)數(shù)值仿真及試驗結(jié)果表明，超聲紅外熱成像技術(shù)對于復(fù)合材料是一種快速、有效的檢測方法，在確定各檢測參數(shù)的基礎(chǔ)上進行優(yōu)化設(shè)計，此方法可在固體火箭發(fā)動機殼體、噴管等關(guān)鍵部位的無損檢測中發(fā)揮巨大作用。

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Damage detection of composites based on ultrasonic infrared thermography technique

SONG Yuan-jia1，2，ZHANG Wei2，TIAN Gan2，YANG Zheng-wei2，JIN Guo-feng2
(1.402 Office，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China;2.203 Office，The Second Artillery Engineering University of PLA，Xi＇an 710025，China)

Based on the ultrasonic infrared thermography(UIT)technique，the damage on composite shell of certain aerospace vehicles was inspected.Firstly，the frictional heating and thermal conductivity at the crack of the composites under ultrasonic excitation were simulated by numerical simulation method.The influences of temperature distribution around the crack and the influence of the size of crack for testing result were analyzed.Secondly，the composites involving delamination was detected by the ultrasonic generator，size was estimated quantificationally.The results show that the UIT can identify the contacting interface-type damages at the surface or subsurface of composites rapidly，for example，delamination，fatigue crack et al.It can locate the damage accurately and intuitively，and there is no uniform heating problems.Suitable coupling material can improve testing quality and eliminate“standing wave”effectively.

infrared thermography;ultrasonic excitation;composites;damage detection

V258;TP274

A

1006-2793(2012)04-0559-06

2011-08-30;

2011-09-30。

國家自然科學(xué)基金面上項目(51075390)。

宋遠佳(1983—)，男，博士生，研究方向為地地導(dǎo)彈推進系統(tǒng)檢測、監(jiān)控與仿真。

book=35,ebook=375

(編輯:呂耀輝)