面向航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的激光超聲無(wú)損檢測(cè)技術(shù)*

（南京航空航天大學(xué)機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016）

為了保障航空結(jié)構(gòu)的安全和可靠性，無(wú)損檢測(cè)技術(shù)已在航空領(lǐng)域中得到了廣泛的應(yīng)用。其中，超聲檢測(cè)由于具有操作方便、穿透性強(qiáng)、無(wú)輻射等特點(diǎn)，成為目前應(yīng)用最為廣泛的無(wú)損檢測(cè)技術(shù)。檢測(cè)中為保證掃描區(qū)域缺陷信息的準(zhǔn)確獲取，通常采用接觸式的掃查方式。而接觸式掃查中，超聲探頭需通過耦合劑實(shí)現(xiàn)與試件的聲耦合，并要求掃描區(qū)域表面形狀平整。因此，面對(duì)曲面形式的航空層合結(jié)構(gòu)，接觸式超聲掃查較難滿足高自動(dòng)化程度和高檢測(cè)效率的發(fā)展需求。激光超聲檢測(cè)利用激光束遠(yuǎn)距離激勵(lì)、傳感超聲波的特點(diǎn)，結(jié)合掃描振鏡模塊，可實(shí)現(xiàn)對(duì)待測(cè)結(jié)構(gòu)中超聲波場(chǎng)的非接觸測(cè)量[1–4]，而檢測(cè)中激光脈沖激勵(lì)的入射角可達(dá)±70°，非常適用于大尺寸、曲面形式結(jié)構(gòu)的非接觸掃查。因此，激光超聲檢測(cè)技術(shù)由于具有檢測(cè)速度快、測(cè)量范圍廣、分辨率高等優(yōu)點(diǎn)，得到了越來越多的研究與關(guān)注[5–9]。在結(jié)構(gòu)損傷識(shí)別與定位、材料參數(shù)測(cè)量等方面，激光超聲技術(shù)已經(jīng)獲得了較大的發(fā)展。本文圍繞航空復(fù)合材料可見尺度損傷識(shí)別、疲勞微損傷累積表征和剩余壽命預(yù)測(cè)3個(gè)方面介紹激光超聲技術(shù)的相關(guān)研究進(jìn)展。

激光超聲技術(shù)的波場(chǎng)測(cè)量

激光超聲檢測(cè)方法的核心是采用非接觸掃描的方式獲取結(jié)構(gòu)中超聲波傳播的波場(chǎng)數(shù)據(jù)。根據(jù)原理不同，激光超聲系統(tǒng)獲取結(jié)構(gòu)中超聲波的方式可以分為掃描傳感式和掃描激勵(lì)式。其中，掃描激勵(lì)式采用高能脈沖激光在結(jié)構(gòu)中激發(fā)出超聲波，通過控制反射鏡的角度實(shí)現(xiàn)激勵(lì)位置在結(jié)構(gòu)上的移動(dòng)。由于激勵(lì)超聲波的方式受激光入射角度的影響較小，非常適合應(yīng)用在含曲面、大尺寸的航空結(jié)構(gòu)檢測(cè)中。

掃描激勵(lì)式波場(chǎng)測(cè)量的原理是建立在聲學(xué)互易的基礎(chǔ)之上。如圖1所示，根據(jù)聲學(xué)互易原理，激光脈沖在A點(diǎn)通過熱彈效應(yīng)激勵(lì)結(jié)構(gòu)中的超聲波，并在B點(diǎn)固定傳感器位置接收超聲波的響應(yīng)信號(hào)，這一信號(hào)與在結(jié)構(gòu)中B點(diǎn)激勵(lì)超聲波并在A點(diǎn)接收的響應(yīng)信號(hào)是相同的。由于傳感器開始采集結(jié)構(gòu)中超聲波響應(yīng)信號(hào)的時(shí)刻與激光在結(jié)構(gòu)上產(chǎn)生超聲波的時(shí)刻一致，因此掃描激勵(lì)獲取信號(hào)的過程可以視為在檢測(cè)區(qū)域布置了大量的傳感器，并且同時(shí)采集超聲波的響應(yīng)信號(hào)。將掃描區(qū)域內(nèi)獲取的超聲波時(shí)域響應(yīng)信號(hào)對(duì)應(yīng)于掃描點(diǎn)的空間坐標(biāo)，并形成一個(gè)三維數(shù)組，這個(gè)數(shù)組即為掃描區(qū)域內(nèi)超聲波傳播的波場(chǎng)數(shù)據(jù)[10]。此時(shí)，截取其中某一個(gè)時(shí)刻的數(shù)據(jù)，便可以得到檢測(cè)區(qū)域內(nèi)對(duì)應(yīng)時(shí)間點(diǎn)的超聲波傳播圖像，即實(shí)現(xiàn)了波場(chǎng)的可視化[11]。

基于上述原理搭建的激光超聲系統(tǒng)由控制模塊、激勵(lì)模塊和傳感模塊3部分組成。通過激勵(lì)模塊中的脈沖式激光器產(chǎn)生532nm的激光，利用控制模塊調(diào)節(jié)二維偏轉(zhuǎn)鏡的角度將激光移動(dòng)到結(jié)構(gòu)上的掃描區(qū)域，掃描精度小于0.5mm，傳感模塊通過聲發(fā)射傳感器或激光測(cè)振儀實(shí)現(xiàn)超聲波數(shù)據(jù)的測(cè)量。其中，激光器每秒激勵(lì)超聲波的次數(shù)決定了系統(tǒng)的檢測(cè)效率。本文中涉及的激光超聲系統(tǒng)主要有低掃查速率（20次/s）激勵(lì)和高掃查速率（1000次/s）激勵(lì)兩種系統(tǒng)[12–13]，如圖2所示。掃查速率由激光脈沖重復(fù)頻率和偏轉(zhuǎn)鏡響應(yīng)時(shí)間共同決定，在硬件允許的前提下，提高掃查速率能夠極大縮短檢測(cè)時(shí)間。然而，激勵(lì)的超聲波如果不能在下一次激勵(lì)前及時(shí)耗散，過高的掃查速率會(huì)降低波場(chǎng)數(shù)據(jù)的信噪比，從而影響檢測(cè)結(jié)果。

復(fù)合材料脫粘損傷成像

1 碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料的層間脫粘檢測(cè)

激光超聲系統(tǒng)能夠獲取超聲波在結(jié)構(gòu)中傳播的波場(chǎng)數(shù)據(jù)，通過提取損傷引起的超聲波幅值、波長(zhǎng)、中心頻率、干涉能量等變化的特征，實(shí)現(xiàn)金屬結(jié)構(gòu)中的損傷識(shí)別[14–15]。近年，復(fù)合材料因其優(yōu)越的比強(qiáng)度、比剛度和抗腐蝕性能被廣泛地應(yīng)用于航空結(jié)構(gòu)中[16]。然而，復(fù)合材料層間的強(qiáng)度有限，其對(duì)垂直沖擊載荷的作用非常敏感，易產(chǎn)生纖維斷裂、層間脫粘等多種形式的損傷，因此針對(duì)復(fù)合材料層間脫粘損傷的識(shí)別得到了越來越多的關(guān)注。激光超聲系統(tǒng)已在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的無(wú)損檢測(cè)中得到了應(yīng)用[1,17–18]。然而，為了保證信號(hào)的信噪比，通常激光激勵(lì)速率較低。本文著重研究利用高速激光超聲系統(tǒng)對(duì)碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)的預(yù)置層間脫粘進(jìn)行檢測(cè)，測(cè)試了多個(gè)基于波場(chǎng)局部波數(shù)的復(fù)合材料層間脫粘的可視化算法。試件尺寸及層間脫粘損傷分布如圖3所示。試件中預(yù)置的層間脫粘損傷出現(xiàn)在不同深度，且分為φ6～14mm 5個(gè)不同尺寸。掃描的空間分辨率為0.5mm，超聲波采樣頻率為10MHz，獲得的波場(chǎng)數(shù)據(jù)尺寸為160mm×160mm，掃描時(shí)間為1.8min。從某一時(shí)刻下的波場(chǎng)圖中可以發(fā)現(xiàn)，層間脫粘損傷對(duì)超聲波產(chǎn)生了反射作用，且波數(shù)發(fā)生了明顯的改變，能夠顯示出損傷的位置，但尺寸難以直接從波場(chǎng)中識(shí)別。

許多損傷特征被用于復(fù)合材料的損傷檢測(cè)中[19]，而局部波數(shù)分布是表征復(fù)合材料層間脫粘的有效參數(shù)之一。首先通過分析波場(chǎng)中每一個(gè)測(cè)點(diǎn)時(shí)間信號(hào)的中心頻率fc在空間的分布，可以獲取波場(chǎng)的主要頻帶：

圖1 波場(chǎng)可視化的工作原理Fig.1 Principle of wave-field visualization

其中，w(x,y,t)為波場(chǎng)數(shù)據(jù)，f表示頻率。如圖4（a）所示，波場(chǎng)有兩個(gè)主要頻帶，分別為100～300kHz和600～800kHz。在波場(chǎng)的主要頻帶內(nèi)，獲得波場(chǎng)數(shù)據(jù)矩陣的波數(shù)幅值譜sΣ：

其中，kx和ky分別表示x和y方向的波數(shù)，f1和f2分別表示頻帶的頻率上、下限。如圖4所示，由于100～300kHz頻帶內(nèi)，反對(duì)稱模式的超聲波能量較大，且對(duì)層間脫粘損傷的深度更加敏感，故選取100～300kHz頻帶的波場(chǎng)數(shù)據(jù)進(jìn)行局部波數(shù)分布的計(jì)算，得到圖4（b）所示的局部波數(shù)分布圖。通過局部波數(shù)分布的變化可以準(zhǔn)確識(shí)別層間脫粘損傷的大小，同時(shí)預(yù)置層間脫粘的不同深度決定了局部波數(shù)的大小。

圖2 激光超聲檢測(cè)系統(tǒng)Fig.2 Laser ultrasonic testing systems

圖3 不同層間脫粘的碳纖維復(fù)合材料及其超聲波的傳播Fig.3 CFRP with different debondings and its wave-field

圖4 含層間脫粘復(fù)合材料的激光超聲檢測(cè)Fig.4 Laser ultrasonic testing for CFRP with debondings

2 不同材料層合結(jié)構(gòu)的脫粘檢測(cè)

航空結(jié)構(gòu)中除了纖維增強(qiáng)復(fù)合材料以外，在一些特殊的位置上也常常使用層合結(jié)構(gòu)的形式，如厚涂層材料的機(jī)翼、整體油箱結(jié)構(gòu)和熱防護(hù)結(jié)構(gòu)等。多種力學(xué)屬性差異很大的材料通過膠接的方式結(jié)合，而脫粘損傷嚴(yán)重影響了其安全和可靠性。因此，采用高掃查頻率激光超聲檢測(cè)的手段，對(duì)這類結(jié)構(gòu)的損傷進(jìn)行識(shí)別具有重要的研究?jī)r(jià)值[20]。

相比于金屬或纖維增強(qiáng)復(fù)合材料，金屬–有機(jī)材料層合結(jié)構(gòu)通過兩種物理特性相差較大的材料膠接形成，因此結(jié)構(gòu)中的超聲波傳播更加復(fù)雜。如圖5（a）所示，白色部分為有機(jī)材料，與金屬基體通過環(huán)氧樹脂膠接。在膠接前預(yù)埋脫模布模擬脫粘損傷。對(duì)該試件進(jìn)行激光掃查后，獲得的波場(chǎng)如圖5（b）所示。掃描區(qū)域中存在一個(gè)20mm×20mm的脫粘損傷，激光重復(fù)頻率為1kHz，空間分辨率為0.5mm，傳感器采樣頻率為2.5MHz。當(dāng)超聲波傳播至200μs時(shí)刻，經(jīng)過不斷的邊界反射，波速較快模態(tài)的超聲波幅值大幅衰減，在300μs時(shí)處出現(xiàn)新的超聲波模態(tài)，并隨著不斷傳播，該模態(tài)在脫粘邊界處發(fā)生反射，其幅值在波場(chǎng)圖中突顯出來，可以表征損傷出現(xiàn)的位置。

在對(duì)金屬基體和有機(jī)材料板分別進(jìn)行激光掃查后對(duì)比發(fā)現(xiàn)，速度較快的超聲波模態(tài)為在金屬板中傳播的超聲波，而速度較慢的模態(tài)是在有機(jī)材料板中傳播的超聲波。因此，選擇速率較慢的模態(tài)對(duì)于膠層的檢測(cè)非常敏感。信號(hào)處理方法中對(duì)波場(chǎng)信號(hào)進(jìn)行時(shí)頻分析，提取出10～50kHz范圍的單一模態(tài)超聲波，通過計(jì)算波場(chǎng)能量分布圖對(duì)脫粘損傷的大小和位置進(jìn)行評(píng)估。圖6為預(yù)埋脫模布的脫粘損傷成像結(jié)果，由于損傷邊界的波場(chǎng)復(fù)雜，其能量分布略小于實(shí)際損傷。

復(fù)合材料疲勞損傷累積的表征

1 基體裂紋對(duì)超聲波傳播的影響

對(duì)于復(fù)合材料中尺寸較大的損傷，如沖擊和脫粘，可以通過超聲波特征參數(shù)在空間上的突變實(shí)現(xiàn)損傷的成像。然而，復(fù)合材料在周期載荷的作用下會(huì)產(chǎn)生基體裂紋、層間分層、界面脫膠和纖維斷裂4種基本形式的微損傷。微損傷相互作用并以一定的密度分布在材料內(nèi)部[21]，由于其尺寸較小且位置分散，難以通過傳統(tǒng)無(wú)損檢測(cè)方法進(jìn)行識(shí)別。然而，這類損傷的累積嚴(yán)重影響了復(fù)合材料的力學(xué)性能。

利用光測(cè)法[22]對(duì)復(fù)合材料的疲勞過程進(jìn)行研究發(fā)現(xiàn)，基體裂紋的萌生、擴(kuò)展和累積貫穿了整個(gè)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命周期。而隨機(jī)基體裂紋的出現(xiàn)對(duì)復(fù)合材料中超聲波的傳播產(chǎn)生了影響。為研究基體裂紋對(duì)超聲波傳播的影響規(guī)律，采用二維平面模型建立了鋪層形式為[0°/90°3/0°/90°3]s的玻璃纖維復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)（圖7）?；w裂紋區(qū)域布置在x=50mm至x=150mm的區(qū)間內(nèi)，采用材料去除的形式進(jìn)行模擬。每個(gè)裂紋為邊長(zhǎng)0.125mm的正方形。激勵(lì)超聲波的方式為上下表面對(duì)稱加載，產(chǎn)生單一的對(duì)稱模態(tài)超聲波。由于復(fù)合材料基體裂紋由初始缺陷發(fā)展而來，其空間上的分布具有隨機(jī)性。因此，通過設(shè)置裂紋密度p可有效控制復(fù)合材料中裂紋數(shù)量，從而研究裂紋密度與超聲波傳播的規(guī)律[23]。圖8為p=0.1時(shí)，即檢測(cè)區(qū)域內(nèi)含有280條基體裂紋，超聲波的頻率–波數(shù)域分布圖。當(dāng)對(duì)稱模態(tài)的超聲波（Mode 1）傳入含基體裂紋的區(qū)域后，出現(xiàn)的Mode 2波速低于Mode 1，為反對(duì)稱模態(tài)的超聲波。由此說明，復(fù)合材料中的超聲波遇到隨機(jī)出現(xiàn)的基體裂紋時(shí)會(huì)發(fā)生模態(tài)轉(zhuǎn)換現(xiàn)象。通過Mode 1與Mode 2范圍內(nèi)最大幅值的比（Mode-to-mode ratio，MMR）來量化模態(tài)轉(zhuǎn)換現(xiàn)象可以發(fā)現(xiàn)，隨著基體裂紋密度的增加，模態(tài)轉(zhuǎn)換效應(yīng)逐漸顯著。

圖6 含脫粘的金屬–有機(jī)材料層合結(jié)構(gòu)的檢測(cè)結(jié)果Fig.6 Result of metal-polymer structure with debonding

圖7 復(fù)合材料基體裂紋累積的數(shù)值模擬Fig.7 Numerical simulation of composites with cracks

圖8 基體裂紋累積引起的模態(tài)轉(zhuǎn)換Fig.8 Matrix crack accumulation induced mode conversion

2 復(fù)合材料疲勞損傷累積的激光超聲表征方法

對(duì)仿真模型中的復(fù)合材料進(jìn)行單軸拉伸的疲勞試驗(yàn)，如圖9（a）[24]所示。疲勞拉伸試驗(yàn)機(jī)提供周期的拉伸載荷，其幅值為試件強(qiáng)度極限的32.4%，載荷應(yīng)力比為0.1，加載頻率為8Hz。激光超聲系統(tǒng)采用直線掃描的形式獲取復(fù)合材料中的超聲波數(shù)據(jù)，掃描距離50mm，掃描間距1mm，超聲波信號(hào)采樣頻率10MHz。疲勞加載和激光超聲波場(chǎng)測(cè)量以交替方式進(jìn)行。當(dāng)疲勞載荷經(jīng)歷一定周期后對(duì)試件卸載，在無(wú)拉力的情況下測(cè)量超聲波，接著進(jìn)行后續(xù)周期數(shù)的加載和測(cè)量。目前，楊氏模量通常用于評(píng)估復(fù)合材料的疲勞特性。如圖9（b）[24]所示，復(fù)合材料的楊氏模量隨著疲勞損傷的累積呈現(xiàn)下降的趨勢(shì)，說明基體裂紋的累積使得復(fù)合材料的力學(xué)性能逐漸衰退。然而，對(duì)于實(shí)際工程結(jié)構(gòu)，材料的楊氏模量難以采用無(wú)損的方式測(cè)量，因此該參數(shù)難以用于表征復(fù)合材料疲勞損傷的累積?？紤]到對(duì)稱模態(tài)超聲波傳播速度cp的平方與材料楊氏模量成正比，波速cp與楊氏模量呈現(xiàn)出相同的變化趨勢(shì)，但是表征疲勞的靈敏度較低。

圖9 復(fù)合材料疲勞試驗(yàn)Fig.9 CFRP fatigue testing

圖10 復(fù)合材料疲勞損傷累積下超聲波模態(tài)轉(zhuǎn)換的演化Fig.10 Mode conversion in CFRP with fatigue damage accumulation

如圖10[24]所示，復(fù)合材料中的超聲波呈現(xiàn)出兩種不同的模態(tài)，即對(duì)稱和反對(duì)稱模態(tài)。根據(jù)頻散曲線的計(jì)算結(jié)果，試件在未受疲勞載荷時(shí)，激光超聲系統(tǒng)測(cè)量出的超聲波主要為對(duì)稱模態(tài)。與數(shù)值仿真的結(jié)論一致，從試驗(yàn)獲取波場(chǎng)的頻率–波數(shù)分布圖上可以發(fā)現(xiàn)，隨著復(fù)合材料疲勞損傷累積的增加，對(duì)稱模態(tài)逐漸向反對(duì)稱模態(tài)轉(zhuǎn)換。通過定義的MMR對(duì)這一現(xiàn)象進(jìn)行量化可以發(fā)現(xiàn)，模態(tài)轉(zhuǎn)換現(xiàn)象同樣滿足復(fù)合材料力學(xué)性能的疲勞衰退趨勢(shì)，且相較于波速和楊氏模量，該參數(shù)對(duì)疲勞載荷周期的增加更加靈敏，適合用于表征復(fù)合材料疲勞損傷的累積。

激光超聲技術(shù)的復(fù)合材料剩余壽命預(yù)測(cè)

1 基于損傷形式的復(fù)合材料疲勞演化模型

針對(duì)航空復(fù)合材料的應(yīng)用，為了降低結(jié)構(gòu)的重量、提升材料使用的效率、充分發(fā)揮復(fù)合材料的承載潛力，使用高許用強(qiáng)度值是未來發(fā)展的必然趨勢(shì)。但是，隨著許用強(qiáng)度值的提高，復(fù)合材料原本被高強(qiáng)度設(shè)計(jì)所掩蓋的疲勞問題逐漸顯現(xiàn)。另一方面，由于復(fù)合材料的損傷形式復(fù)雜，其使用壽命通常存在很強(qiáng)的分散性。因此，為了保障復(fù)合材料結(jié)構(gòu)使用的安全性能，利用無(wú)損檢測(cè)方法進(jìn)行疲勞壽命預(yù)測(cè)得到了越來越多的關(guān)注。

復(fù)合材料中由于基體裂紋而導(dǎo)致的損傷可以表示為：

其中，Dmc是基體損傷因子；A、m和Dc是材料相關(guān)系數(shù)；R是載荷比。公式（3）描述了基體裂紋在周期載荷下的演化速率和其造成的波速退化現(xiàn)象[25]。在此基礎(chǔ)上，考慮纖維斷裂和層間分層的損傷形式，進(jìn)一步分析復(fù)合材料疲勞過程中的波速演化規(guī)律。首先，層間分層有兩種模型：

其中，Ddela是分層損傷因子。公式（4）中分層損傷作為基體裂紋的附屬損傷，其造成的性能退化以系數(shù)α表征；公式（5）中分層損傷作為獨(dú)立的損傷存在，以系數(shù)β表征。其次，纖維斷裂可以表示為：

其中，DN+1total是N+1 周期時(shí)的總損傷因子；Df是纖維損傷因子；DNmc+dela是N周期時(shí)基體裂紋和層間分層的綜合損傷因子；dDmc+dela/dN是基體裂紋和層間分層的綜合損傷因子的增量。

由于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中損傷形式多樣，相互作用復(fù)雜，而基于波速的材料性能退化模型無(wú)法實(shí)現(xiàn)對(duì)具體損傷形式的識(shí)別。同時(shí)，退化模型也是建立在一定假設(shè)基礎(chǔ)上的，存在模型誤差。因此，為了實(shí)現(xiàn)更加準(zhǔn)確的波速退化規(guī)律表征，將上述模型作為子模型，應(yīng)用貝葉斯平均方法得到一個(gè)層次模型[26]：

其中，J是子模型的數(shù)量；y–i= (y1，…，yi–1，yi+1，…，yn)；p(yi|y–i，Mj)是留一法交叉檢驗(yàn)系數(shù)。

2 基于激光超聲波速測(cè)量的壽命預(yù)測(cè)驗(yàn)證

以玻璃纖維增強(qiáng)復(fù)合材料在周期載荷下的疲勞試驗(yàn)為例，材料的鋪層順序?yàn)閇0°/90°3]2s。試驗(yàn)采用4個(gè)應(yīng)力水平，分別為45%、50%、60%和70%的試件最大拉伸強(qiáng)度，得到的結(jié)果如圖11[26]所示?？梢钥吹皆?種不同大小載荷的作用下，剛度退化趨勢(shì)有著非常明顯的差異性，但是基于提出的層次模型均能完成對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的擬合。其中，在第一個(gè)載荷周期后可以看到非常明顯的剛度退化現(xiàn)象，特別是在高應(yīng)力水平下，從中可以看出公式（6）對(duì)纖維損傷單獨(dú)處理的必要性。

在復(fù)合材料剛度數(shù)據(jù)驗(yàn)證的基礎(chǔ)上，考慮到超聲波波速與剛度存在對(duì)應(yīng)關(guān)系，本文采用激光超聲系統(tǒng)獲取復(fù)合材料波速，從而實(shí)現(xiàn)疲勞壽命的預(yù)測(cè)。以鋪層順序?yàn)閇45°/0°/–45°/90°]2s的玻璃纖維層合板為例，應(yīng)力水平分別為45%、50%和55%的試件最大拉伸強(qiáng)度，圖12[26]所示為模型擬合曲線和試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比。由于非接觸式波速測(cè)量存在一定誤差，數(shù)據(jù)點(diǎn)數(shù)不如剛度數(shù)據(jù)密集，為了模擬實(shí)際應(yīng)用中的波速采集周期，將試樣的波速數(shù)據(jù)進(jìn)一步縮減至統(tǒng)一的9個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)。結(jié)果表明，提出的貝葉斯平均模型可以很好地對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合。

圖13[26]所示為基于貝葉斯更新的波速數(shù)據(jù)結(jié)果。采用激光超聲技術(shù)對(duì)被測(cè)結(jié)構(gòu)進(jìn)行周期性的掃查，并將每次掃查得到的數(shù)據(jù)作為觀測(cè)數(shù)據(jù)對(duì)層次模型進(jìn)行更新，計(jì)算在最新掃查情況下的模型參數(shù)，并對(duì)結(jié)構(gòu)在未來可能的損傷演化情況做出預(yù)測(cè)。圖13分別展示了當(dāng)有3、5、7和9組試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)模型進(jìn)行更新時(shí)，預(yù)測(cè)得到的疲勞損傷因子演化走向?？梢钥闯鲭S著檢測(cè)數(shù)據(jù)的增加，模型預(yù)測(cè)的準(zhǔn)確性越高。但是，即使在只有3組數(shù)據(jù)時(shí)，結(jié)合先驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)，提出的模型也在95%置信區(qū)間內(nèi)對(duì)損傷的后續(xù)積累進(jìn)行了準(zhǔn)確的估計(jì)。

在對(duì)疲勞損傷的積累行為進(jìn)行準(zhǔn)確預(yù)測(cè)后，基于置信區(qū)間的剩余壽命預(yù)測(cè)準(zhǔn)則（即當(dāng)一個(gè)預(yù)設(shè)置信區(qū)間的上界值到達(dá)一個(gè)失效閾值時(shí)，認(rèn)為這個(gè)結(jié)構(gòu)失效），實(shí)現(xiàn)了對(duì)復(fù)合材料剩余壽命的預(yù)測(cè)。圖14[26]給出了試驗(yàn)中疲勞壽命預(yù)測(cè)結(jié)果。圖14（a）為不使用任何先驗(yàn)知識(shí)，圖14（b）則采用同應(yīng)力水平下另一試樣的數(shù)據(jù)作為先驗(yàn)知識(shí)。從結(jié)果中可以看到，采用置信區(qū)間準(zhǔn)則可以在試樣壽命的早期就得到比較穩(wěn)定和保守的壽命估計(jì)。

圖11 基于復(fù)合材料剛度數(shù)據(jù)的疲勞退化模型Fig.11 Fatigue degradation model based on stiffness data

圖12 基于波速數(shù)據(jù)的退化模型Fig.12 Fatigue degradation model based on velocity data

圖13 基于波速數(shù)據(jù)的退化模型的貝葉斯模型更新Fig.13 Bayesian model updating using fatigue degradation model based on velocity data

圖14 基于貝葉斯模型平均和波速數(shù)據(jù)的疲勞壽命預(yù)測(cè)Fig.14 Fatigue life prediction based on Bayesian model averaging and wave velocitydata

結(jié)論

激光超聲檢測(cè)技術(shù)提供了一種非接觸式測(cè)量結(jié)構(gòu)中超聲波傳播的工具。針對(duì)曲面形式的航空層合結(jié)構(gòu)，該技術(shù)滿足未來無(wú)損檢測(cè)高自動(dòng)化程度和高掃查效率的發(fā)展方向。圍繞航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)安全性能檢測(cè)的問題，本文介紹了結(jié)構(gòu)脫粘損傷識(shí)別、疲勞損傷表征和剩余壽命預(yù)測(cè)3個(gè)方面的研究成果。從可見尺度損傷到疲勞微損傷、從結(jié)構(gòu)缺陷檢測(cè)到力學(xué)性能預(yù)測(cè)，激光超聲檢測(cè)技術(shù)在不斷地發(fā)展和完善。然而，復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)形式特殊、力學(xué)性能多樣、破壞機(jī)理復(fù)雜，故基于激光超聲檢測(cè)技術(shù)的復(fù)合材料安全及可靠性評(píng)估仍存在諸多挑戰(zhàn)：首先，對(duì)不同尺度損傷缺陷，測(cè)量超聲波的檢測(cè)靈敏度不同，尤其對(duì)尺度較小的損傷缺陷靈敏度較低，因此，有必要研究基于激光超聲系統(tǒng)的波場(chǎng)非線性特征檢測(cè)技術(shù)，提高對(duì)小尺度損傷缺陷的檢測(cè)精度；其次，激光超聲系統(tǒng)的非接觸測(cè)量會(huì)一定程度地降低檢測(cè)信噪比，因此，實(shí)際工況下，全非接觸式激光超聲系統(tǒng)的檢測(cè)可靠性有待進(jìn)一步提高；最后，本文利用激光超聲檢測(cè)技術(shù)實(shí)現(xiàn)了不同尺度損傷缺陷的檢測(cè)及評(píng)估，然而，對(duì)材料結(jié)構(gòu)整體安全性能的綜合評(píng)價(jià)仍缺乏依據(jù)，有待進(jìn)一步研究。綜上，相關(guān)科研團(tuán)隊(duì)仍需繼續(xù)創(chuàng)新測(cè)試手段、突破檢測(cè)方法、加強(qiáng)應(yīng)用驗(yàn)證，提升航空復(fù)合材料的檢測(cè)能力，構(gòu)建材料結(jié)構(gòu)安全性能的評(píng)判標(biāo)準(zhǔn)。