基于聲發(fā)射的全尺寸飛機靜強度損傷監(jiān)測

韓 暉，寧 寧，肖迎春，劉國強，李 明

（中航工業(yè)飛機強度研究所 全尺寸飛機結(jié)構(gòu)靜力／疲勞航空科技重點實驗室，西安 710065）

全尺寸飛機靜強度試驗是驗證飛機結(jié)構(gòu)安全性，判斷飛機能否實現(xiàn)首飛的重要保證。在試驗中使用了各種無損檢測方法來保障結(jié)構(gòu)安全，但這些常規(guī)方法基本屬于事后檢測，對試驗過程中出現(xiàn)的各種聲響，無法完全判斷其來自何處、是否由結(jié)構(gòu)損傷引起。因此，常規(guī)檢測具有一定局限性和盲目性，且極易忽略結(jié)構(gòu)中非薄弱部位的損傷。而聲發(fā)射（Acoustic Emission，AE）作為一種動態(tài)、被動損傷監(jiān)測技術(shù)可全程對結(jié)構(gòu)實時監(jiān)測，通過在不同區(qū)域布置傳感器捕捉結(jié)構(gòu)異響來全面掌握結(jié)構(gòu)各部分強度等情況，及時發(fā)現(xiàn)損傷并定位，了解結(jié)構(gòu)損傷的產(chǎn)生和擴展，給判定飛機結(jié)構(gòu)安全性和準(zhǔn)確定壽提供科學(xué)依據(jù)，聲發(fā)射監(jiān)測飛機靜強度試驗原理如圖1所示。

目前，國外發(fā)達國家已將聲發(fā)射技術(shù)作為重要檢測和研究手段，美國NASA、?？哲娂皬氖轮鄙龣C研制生產(chǎn)的BOEING VERTOL公司等更是將聲發(fā)射技術(shù)用于飛機的研制和生產(chǎn)中。瑞典SAAB的JAS－39飛機幾年前就已采用聲發(fā)射系統(tǒng)完成了整機靜強度試驗監(jiān)測，取得較滿意的效果。而國內(nèi)，吳惠勇［1］曾利用聲發(fā)射技術(shù)預(yù)警監(jiān)測了一些疲勞試件，耿榮生教授［2］對兩類三代機的疲勞試驗進行過全程聲發(fā)射監(jiān)測，并發(fā)現(xiàn)了重要損傷，但基于聲發(fā)射技術(shù)對全尺寸飛機靜強度進行損傷監(jiān)測的研究卻并不多，對其研究還有待深入。

圖1 聲發(fā)射監(jiān)測飛機靜強度試驗原理示意

筆者通過對某型機靜強度進行聲發(fā)射監(jiān)控，利用參數(shù)分析法，采用區(qū)域定位，在滿足監(jiān)測效率和工程精度的前提下，獲取飛機結(jié)構(gòu)在不同載荷狀態(tài)下不同部位的聲發(fā)射信號特征及損傷發(fā)生時刻，為飛機結(jié)構(gòu)的強度研究和耐久性損傷容限設(shè)計提供參考，亦為聲發(fā)射全機監(jiān)測技術(shù)積累經(jīng)驗。

1 聲發(fā)射源定位原理

聲發(fā)射源發(fā)出的彈性波，經(jīng)介質(zhì)傳播到達被檢物體表面，引起表面機械振動，傳感器將結(jié)構(gòu)表面的瞬態(tài)位移轉(zhuǎn)換成電信號，再經(jīng)放大、處理后形成特性參數(shù)，并被記錄與顯示。最后通過對數(shù)據(jù)的解釋，評定聲發(fā)射源的特性，其簡單物理模型為：

式中：A（t）和θ（t）分別為聲發(fā)射信號的波形包絡(luò)幅度調(diào)整公式與頻率調(diào)整公式。

對于全機靜強度試驗損傷監(jiān)控，最需要解決的兩個重要問題是：①確定損傷位置。②確定損傷時刻所對應(yīng)的載荷大小。其中，如何確定聲發(fā)射源（損傷位置）是聲發(fā)射監(jiān)測的重點。常見聲發(fā)射源定位方法有以下幾種。

（1）區(qū)域定位法，即將聲發(fā)射源確定在被檢件上的某個指定區(qū)域。其對傳感器布置無特殊要求，但要求檢測區(qū)域內(nèi)源信號至少被一個傳感器接收到，如圖2所示。該方法的優(yōu)點是傳感器布置靈活，操作簡便，但僅表示一定區(qū)域，無法精確定位。其主要用于大型構(gòu)件或復(fù)合材料等聲發(fā)射頻度過高或傳播衰減過大或檢測通道數(shù)有限的場合。

（2）時差定位法：指在兩個或兩個以上傳感器組成的定位陣列中，通過信號到達各通道的時序，以先到達信號的起始時刻為基準(zhǔn)計算出信號到達其它通道的時差，結(jié)合陣列中傳感器間距和聲速來確定聲源位置［3－4］。利用時差定位法進行一維定位的原理，如圖3所示。

圖2 獨立通道監(jiān)視區(qū)域定位示意

圖3 一維定位原理

（3）基于模態(tài)分析的傳感器定位法［5］。該方法基于Lamb波的頻散特性建立，只適用于固體薄板。圖4為采用合適寬頻傳感器采集到的薄板中的典型聲發(fā)射信號，其中波形前幅度較小的部分為膨脹波，后面幅度較大的三角波為彎曲波。通過測定特定頻率下兩種不同模態(tài)波的峰值達到傳感器的時差Δt，利用式（2）確定聲源與傳感器的間距。

式中：D是聲源與傳感器的間距；CS為膨脹波的波速；CA為彎曲波的波速。

該方法的局限性在于：僅適用于能產(chǎn)生Lamb波的固體介質(zhì)；有時無法從獲得的信號中區(qū)分出不同模態(tài)的波。

圖4 OOP聲發(fā)射源在薄板中的典型信號［6］

由于時差定位法在各向異性復(fù)合材料和復(fù)雜外形結(jié)構(gòu)件中使用受限，因此逐漸發(fā)展出其他定位方法，如虛擬波陣面法［7］、基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的定位法［8］、Delta T Mapping定位法［9］等方法。這些方法在操作過程中均需完成較復(fù)雜的計算，在形狀復(fù)雜的試件表面難以實施，故其在工程上的應(yīng)用也受到限制。

2 AE監(jiān)測對象與監(jiān)測系統(tǒng)

2.1 監(jiān)測對象

試驗主要考核飛機某部位結(jié)構(gòu)的強度，根據(jù)試驗要求和結(jié)構(gòu)具體情況布置傳感器。重點監(jiān)控部位有：左側(cè)結(jié)構(gòu)部件連接右接頭；左側(cè)結(jié)構(gòu)部件連接左接頭；右側(cè)結(jié)構(gòu)部件連接右接頭；右側(cè)結(jié)構(gòu)部件連接左接頭；左側(cè)結(jié)構(gòu)部件連接桿件。

2.2 聲發(fā)射設(shè)備及參數(shù)設(shè)置

試驗監(jiān)測設(shè)備采用美國PAC 公司PCI－8型8通道的聲發(fā)射監(jiān)測系統(tǒng)，傳感器布置（局部）如圖5所示。由于飛機結(jié)構(gòu)復(fù)雜，各部分衰減不同，在兼顧監(jiān)測效率和工程精度的要求下，采用區(qū)域定位法。

圖5 聲發(fā)射重點監(jiān)測部位（局部）

聲發(fā)射監(jiān)測的主要困難在于試驗過程中的大幅度機械噪聲干擾。噪聲源主要來自于結(jié)構(gòu)在載荷下的位移和摩擦，幅度大且頻率分布廣而使得裂紋萌生、擴展產(chǎn)生的聲發(fā)射信號被淹沒。為減少噪聲的影響，采用濾波方法減少環(huán)境干擾。通過斷鉛模擬聲發(fā)射信號對設(shè)備參數(shù)進行調(diào)試，并確定每個傳感器的監(jiān)測范圍、合理布置傳感器。設(shè)置聲發(fā)射采集儀參數(shù)如下：采用固定門檻，幅度門檻設(shè)置為40dB，前放增益40dB，峰值定義時間（PDT）設(shè)為300μs，聲發(fā)射事件定義時間（HDT）為600μs，波擊閉鎖時間（HLT）為1 000μs，采樣率為1 MHz，頻率帶寬100～400kHz。

2.3 監(jiān)測方法

按試驗大綱要求，為及時準(zhǔn)確地捕捉裂紋的產(chǎn)生與擴展過程，并與加載時刻一一對應(yīng)，因此采用采集與加載同步的方法，分段采集完成聲發(fā)射現(xiàn)場損傷監(jiān)測。

3 監(jiān)測結(jié)果及分析

3.1 信號分析

參數(shù)分析法中，常用參數(shù)包括信號幅度、能量和撞擊等。其中，以經(jīng)過增益放大后的信號檢波包絡(luò)線下的面積作為能量參量，常以計數(shù)表示，其只有數(shù)學(xué)上的意義，而非聲發(fā)射信號的真實能量。加載過程中，結(jié)構(gòu)載荷加載至80%時，結(jié)構(gòu)出現(xiàn)較大響聲。對照圖6來看，通道1、4都檢測到了大幅度信號，最大幅度均超過85dB。但對應(yīng)的最大能量分別僅有1 200、1 600，參考調(diào)試時斷鉛信號情況，不能判定此時結(jié)構(gòu)出現(xiàn)損傷。

圖6 75%～80%限制載荷時各通道的聲發(fā)射信號

圖7 90%～95%限制載荷時各通道的聲發(fā)射信號圖

結(jié)構(gòu)在85%載荷作用下，通道1、4出現(xiàn)兩次大幅值信號，最大幅值都超過90dB。結(jié)合同時刻兩通道所對應(yīng)的其他聲發(fā)射信號參數(shù)變化情況，判斷結(jié)構(gòu)進入了塑性變形或出現(xiàn)了損傷。載荷加載至95%時的聲發(fā)射信號如圖7所示，通道1、4檢測到幅度超過98dB的異常信號且出現(xiàn)了第二個聲發(fā)射信號高峰。再結(jié)合此時刻兩通道對應(yīng)的能量圖7（b）（通道1為29 000，通道4為40 000），懷疑在結(jié)構(gòu)中間區(qū)域出現(xiàn)了裂紋。后經(jīng)監(jiān)控錄像驗證，監(jiān)測部位壁板在85%載荷時刻出現(xiàn)較大變形，在95%載荷加載過程中出現(xiàn)局部斷裂。繼續(xù)加載，加載至115%載荷過程中，監(jiān)測系統(tǒng)又監(jiān)測到一次異響。圖8（a）顯示，異響對應(yīng)時刻是在加載至105%載荷的時刻。此時通道1、4所檢測到的最大信號幅度為97dB，最大能量［如圖8（b）所示］分別為13 000，14 500，并且撞擊計數(shù)［圖8（c）］在此時達到高峰。根據(jù)以上分析，懷疑結(jié)構(gòu)在監(jiān)測部位中間區(qū)域又出現(xiàn)了嚴(yán)重損傷，可能出現(xiàn)結(jié)構(gòu)斷裂。將情況報告試驗指揮，現(xiàn)場停止試驗。

圖8 100%～110%限制載荷時各通道的聲發(fā)射信號

3.2 無損檢測結(jié)果

根據(jù)聲發(fā)射監(jiān)測情況提示，在試驗停止后對可疑區(qū)域進行無損檢測，發(fā)現(xiàn)飛機左側(cè)結(jié)構(gòu)中聲發(fā)射監(jiān)測部位壁板最終出現(xiàn)約130 mm 長的斷裂裂紋，此外還有多處鉚釘斷裂和螺釘斷裂，如圖9 所示。而聲發(fā)射監(jiān)測在加載至85%載荷時就已預(yù)警結(jié)構(gòu)變形，并隨后及時預(yù)測監(jiān)測區(qū)域可能出現(xiàn)早期裂紋，明顯早于常規(guī)檢測方法。無損檢測結(jié)果和試驗視頻監(jiān)控證明了聲發(fā)射監(jiān)測的實時性和有效性。

圖9 結(jié)構(gòu)損傷圖處

4 結(jié)語

全尺寸飛機靜強度試驗是飛機設(shè)計、制造、試驗、試飛中的重要一環(huán)?；诼暟l(fā)射技術(shù)完成了某型機靜強度的損傷監(jiān)控，通過對聲發(fā)射信號的分析，成功判斷出飛機某部位聲發(fā)射監(jiān)測區(qū)域壁板進入變形階段至斷裂的過程，充分說明聲發(fā)射技術(shù)在飛機結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測中具有重要的作用。在靜力試驗中應(yīng)用聲發(fā)射技術(shù)實施損傷監(jiān)測，可及時發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)各部位損傷，為飛機設(shè)計和強度研究人員確定結(jié)構(gòu)承載力提供有益參考，并為新機首飛贏得寶貴時間。

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