王 純，王建強，周蘇楓

(中國飛機強度研究所 航空聲學(xué)與振動航空科技重點實驗室，陜西 西安 710065)

1 引 言

飛機結(jié)構(gòu)在使用過程中承受著振動載荷的影響，使之產(chǎn)生振動響應(yīng)，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)出現(xiàn)振動疲勞損傷[1，2]。為了識別振動疲勞損傷，研究損傷的形成和發(fā)展，獲取有效的損傷過程信息，判斷疲勞源形成、裂紋形成及裂紋擴展規(guī)律，有必要系統(tǒng)地研究和歸納各種損傷信息獲取方法，獲得有效的損傷時間和破壞時刻，為結(jié)構(gòu)振動疲勞破壞分析提供基礎(chǔ)。以此為研究目標，本文開展了多項損傷信息獲取方法的研究，在此基礎(chǔ)上歸納總結(jié)了各方法的優(yōu)點、適用范圍及其損傷判據(jù)，為結(jié)構(gòu)壽命的分析與研究提供了一定的支持。

結(jié)構(gòu)在振動疲勞過程中，會產(chǎn)生不同的損傷信息。為了獲取這些損傷信息，需要選用適合的測試手段。材料在振動疲勞過程中存在著能量耗散，能量耗散的具體表現(xiàn)為試驗件在疲勞過程中應(yīng)力集中部位表面溫度及材料內(nèi)部能量的變化[3-5]。針對材料表面溫度變化，選用紅外熱成像方法進行數(shù)據(jù)采集；針對材料內(nèi)部能量變化，選用聲發(fā)射探傷技術(shù)進行分析[6，7]。材料在損傷至出現(xiàn)可檢測裂紋階段，其彈性模量會相應(yīng)的變化，在宏觀上表現(xiàn)為固有頻率的變化。因此，可以采用共振駐留監(jiān)測其一階固有頻率的變化過程[8，9]。

2 損傷測試方法

2.1 試驗件

針對本文的研究目標，開展了元件級振動疲勞試驗研究。試驗件為2024-O鋁合金試驗件，試驗件形式和尺寸如圖1所示。

圖1 元件試驗件

2.2 基于共振駐留法識別材料損傷

結(jié)構(gòu)產(chǎn)生損傷后，其剛度會發(fā)生變化，表現(xiàn)為結(jié)構(gòu)的固有頻率發(fā)生變化。因此，監(jiān)測結(jié)構(gòu)的固有頻率變化，便可得知結(jié)構(gòu)是否產(chǎn)生損傷。試驗系統(tǒng)如圖2所示。

圖2 試驗系統(tǒng)

采用共振駐留試驗方法對試驗件進行振動疲勞試驗時，試驗系統(tǒng)會根據(jù)與試驗件的相位差跟蹤試驗件的共振頻率，保持試驗件一直處于共振狀態(tài)。根據(jù)這樣的原理，在試驗中實時監(jiān)控譜線，主動獲取試驗件共振頻率的變化，從而得知試驗件的振動疲勞損傷信息。

通過大量試驗總結(jié)出如下規(guī)律：當試驗件的共振頻率下降1%、相位無法跟蹤，且試驗件響應(yīng)(速度、加速度、位移)峰值開始出現(xiàn)下降時，可認為此時試驗件已發(fā)生疲勞破壞。試驗件頻率隨時間的變化規(guī)律如圖3所示，位移隨時間的變化規(guī)律如圖4所示。

圖3 試驗件的頻率隨時間的變化

圖4 試驗件的位移隨時間的變化

由圖可以看出，試驗件在試驗過程中共振頻率開始下降時，其響應(yīng)的變化趨勢從緩慢上升轉(zhuǎn)變?yōu)榫徛陆?，這意味著試驗件內(nèi)部損傷已經(jīng)大量形成，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)剛度下降，造成試驗件頻率下降，最終試驗件共振頻率下降1%，試驗件出現(xiàn)宏觀裂紋，試驗件失效。

2.3 基于聲發(fā)射高峰的振動疲勞損傷獲取

采用聲發(fā)射動態(tài)損傷監(jiān)測技術(shù)(如圖5所示)，試驗過程中實時在線采集結(jié)構(gòu)響應(yīng)信號，可在不中止試驗(即不中斷損傷擴展)的前提下，根據(jù)測量結(jié)果完成對結(jié)構(gòu)損傷狀況評估。

圖5 聲發(fā)射系統(tǒng)檢測原理圖

考慮到振動試驗載荷特征及聲發(fā)射監(jiān)測特點，確定對試驗件采取如圖6所示的傳感器布置方案進行損傷監(jiān)測。

圖6 試驗件傳感器布置方案

由于是在振動臺上加載，本試驗監(jiān)測到的AE信號中除裂紋擴展的聲發(fā)射信號外，還含有大量的噪聲信號。噪聲信號主要有兩部分：一是電磁噪聲，二是外部干擾噪聲。外部干擾噪聲較多，包括試件自身振動所引發(fā)的噪聲、試件與夾具之間的摩擦噪聲及裂紋閉合時的摩擦噪聲。為了更好地提取有效的聲發(fā)射信號，分析試件的失效情況，采取參數(shù)濾波方法對采集到的聲發(fā)射信號進行處理。

經(jīng)過參數(shù)濾波后的聲發(fā)射信號如圖7所示。因為噪聲信號的能量一般情況下都很低，所以濾波后得到的聲發(fā)射能量趨勢圖的準確度相對較高。從AE信號能量趨勢圖可以看出，600s～1000s之間有小波峰，表明損傷已經(jīng)在試驗件內(nèi)部大量形成；1400s左右，信號能量有較大增長，出現(xiàn)了第一個聲發(fā)射高峰，可以判定該時刻為裂紋的萌生點；1700s以后，出現(xiàn)了第二個聲發(fā)射高峰，判定裂紋進入不穩(wěn)定的快速擴展階段。

圖7 聲發(fā)射圖

通過對AE信號的采集與分析可知，振動疲勞試驗過程中，通過參數(shù)濾波和空間濾波的方法濾除一部分干擾噪聲，利用相關(guān)分析方法可以提取損傷區(qū)域內(nèi)的有效AE信號，觀察金屬結(jié)構(gòu)件振動疲勞損傷的演化過程，以獲得聲發(fā)射參數(shù)與疲勞損傷參數(shù)間的定量關(guān)系。

2.4 基于熱紅外成像的振動疲勞損傷獲取

材料在載荷作用下的損傷是一個能量耗散的過程，可以通過研究材料在試驗過程中的溫度變化規(guī)律來表征材料的物理狀態(tài)變化。紅外熱成像作為一種非接觸式的、無損的實時監(jiān)測技術(shù)，不僅能實時監(jiān)測加載過程中材料表面溫度的變化，記錄穩(wěn)定的溫升值，而且還能夠觀察損傷和破壞的物理過程，成為了解金屬材料疲勞裂紋萌生、擴展等過程比較有效的無損監(jiān)測手段。本研究就是通過紅外成像監(jiān)測金屬在

振動疲勞過程中溫度變化情況，間接獲取疲勞損傷信息。熱紅外測試原理如圖8所示，紅外熱信號分析的流程圖見圖9，最終得到的典型試驗件紅外譜圖如圖10所示。

圖8 熱紅外測試原理圖

圖9 紅外熱信號分析流程圖

圖10 典型試驗件紅外譜圖

通過對典型金屬元件進行振動疲勞紅外監(jiān)測，可得出以下結(jié)論：整個壽命期大致可分為3個階段，一是溫度快速上升階段，二是溫度緩慢上升階段，三是溫度快速下降階段。

溫度快速上升階段對應(yīng)試驗件共振建立的過程，這個過程持續(xù)時間比較短。溫度緩慢上升階段對應(yīng)材料內(nèi)部微觀損傷形成及演化的過程，這個過程持續(xù)時間最長。溫度下降階段對應(yīng)試驗件宏觀損傷擴展的階段，這個階段約占整個壽命的5%。

從試驗件疲勞裂紋的監(jiān)測過程可以看出，熱紅外成像可監(jiān)測試驗件表面溫度變化的情況，并通過觀察溫度標準偏差值曲線，監(jiān)測到溫度變化異常的時刻，反映出試驗件產(chǎn)生了振動疲勞破壞。

3 總 結(jié)

通過研究材料損傷參數(shù)的變化，總結(jié)了損傷信息獲取的各種方法，闡述了各測試方法的損傷判據(jù)，形成了系統(tǒng)的損傷信息獲取方法，為結(jié)構(gòu)損傷及壽命分析提供了有效的手段。