李慧娟，劉雨生

（1. 中國航空綜合技術研究所，北京 100028；2. 航空工業(yè)沈陽飛機設計研究所，沈陽 110035）

現(xiàn)代高科技戰(zhàn)爭對軍用飛機性能指標的要求不斷提高，使得飛機傳統(tǒng)材料已經(jīng)漸漸顯現(xiàn)出弊端。隨著高性能復合材料研發(fā)與應用的逐漸擴展，多種新型復合材料的優(yōu)異性能已得到驗證與普遍認可，并在航空航天領域發(fā)揮起越來越重要的作用。由于復合材料具有比強度高、可設計性強，以及耐高溫、耐腐蝕、抗疲勞等優(yōu)良的性能，大批軍用飛機零部件相繼采用復合材料[1-2]。由于復合材料具有層間強度低的特性，一旦復合材料內(nèi)部出現(xiàn)損傷，可能會影響其力學性能和結構安全性。因此，業(yè)內(nèi)眾多專家長期在研究損傷對復合材料性能的影響[3-7]。

飛機在飛行過程中，經(jīng)常會遇到雷雨天氣，不可避免地會受到雷電襲擊，從而造成雷擊損傷，雷擊損傷主要有直接損傷與間接損傷兩類。直接損傷包括金屬表面灼燒、熔化或變色以及復合材料表面灼燒、穿刺或脫層；間接損傷主要是對電子電器設備、電網(wǎng)或電網(wǎng)終端的損傷。在復合材料的眾多損傷中，雷擊損傷受到高度關注[8]，其嚴重時會影響到飛機的飛行安全，不少學者開展了針對復合材料雷擊損傷的無損檢測技術研究[9]。

本文針對碳纖維增強復合材料層壓板試樣開展雷擊模擬試驗，對受到雷擊沖擊形成損傷的試樣進行檢測，基于紅外熱輻射理論，采用具有一定脈沖寬度的長脈沖熱源對試樣表面進行熱激勵，利用主動式紅外熱成像檢測方法檢測復合材料內(nèi)部受到雷擊后的分層損傷。

1 瞬態(tài)紅外熱成像

1.1 主動紅外熱成像技術

主動式紅外熱成像無損檢測技術是近年來發(fā)展較快的非接觸式無損檢測技術。針對被檢物的材質(zhì)、結構和損傷類型等設計不同的熱激勵源。被檢測物內(nèi)部由于損傷的存在導致?lián)p傷區(qū)域與無損傷區(qū)域?qū)谋砻娈a(chǎn)生溫差，利用紅外輻射學、輻射測量學、材料學等知識研究熱激勵源與材料的作用，研究被檢測物材料表面及表面下的物理特性以及邊界條件影響熱的傳導規(guī)律，分析被檢測物表面溫度場分布與損傷之間的內(nèi)在聯(lián)系，通過被檢測物表面溫度場的分布情況來確定被檢測物的內(nèi)部信息[10-11]。

主動式紅外熱成像無損檢測技術最主要的激勵方式為熱激勵，最早的熱激勵源為脈沖閃光燈熱激勵。脈沖閃光燈激勵檢測速度快，多適用于熱傳導系數(shù)較大的金屬及部分非金屬材料，而對于熱傳導系數(shù)較小或材料厚度較大的試件，閃光燈脈沖法由于能量較小等原因難以滿足檢測需求，因此產(chǎn)生了大功率持續(xù)加熱的激勵方法，即瞬態(tài)紅外熱成像檢測方法。瞬態(tài)熱成像方法又可稱為長脈沖激勵紅外熱成型檢測方法，歐洲多家航空航天制造企業(yè)利用長脈沖激勵紅外熱成像方法對飛機復合材料壁板、蜂窩夾層結構、火箭整流罩的碳化硅復合材料部分進行檢測，能夠有效檢測出復合材料的內(nèi)部缺陷[12-14]。

1.2 瞬態(tài)熱激勵方式

瞬態(tài)熱激勵方式采用有一定時間長度的矩形波進行熱激勵，其功率較大、能量高，能使熱量被熱傳導系數(shù)較小的材料充分吸收并以熱波的形式在試件內(nèi)部傳播，其熱波形式如圖1所示，檢測示意圖如圖2所示。

圖1 瞬態(tài)熱激勵波形Fig.1 Transient wave

圖2 檢測示意圖Fig.2 Diagram of thermography testing

1.3 數(shù)據(jù)分析方法

瞬態(tài)紅外檢測技術利用長脈沖熱源在檢測試樣表面施加激勵能量，從而打破被檢測物所處的熱平衡狀態(tài)，使能量在被檢測物內(nèi)部傳導，物體存在溫度梯度時能量從高溫區(qū)向低溫區(qū)傳導。當熱波遇到物體內(nèi)部缺陷或物體下邊界時其傳輸形式發(fā)生改變，熱波返回激勵表面，在表面形成隨時間變化的溫度分布。試樣內(nèi)部存在缺陷時，缺陷區(qū)域與完好區(qū)域?qū)谋砻鏈囟葓龇植紝a(chǎn)生熱差異，檢測結果顯現(xiàn)為輻射亮度分布或變化方式的差異，即認為是疑似缺陷，通過分析輻射亮度差異研究被檢測材料和結構內(nèi)部缺陷的類型、深度等特性。

缺陷類型分析：采用紅外熱波成像檢測方法進行檢測時得到的檢測原始圖像為原始熱圖，若檢測件內(nèi)部存在缺陷，將會從某時刻開始一直影響熱的傳播，在熱圖中就會以不同于正常無缺陷處的灰度反映出來。缺陷熱特性為熱傳導性比無缺陷區(qū)域差時，熱波在材料內(nèi)部傳導至材料底部時熱量減小，表面呈現(xiàn)的熱量較無缺陷區(qū)域高，輻射亮度較高，圖像中以白色顯示，例如空氣。反之，缺陷熱特性為熱傳導性比無缺陷區(qū)域高時，表面輻射亮度較低，圖像中以黑色顯示，例如熱傳導較高的金屬。對得到的原始熱圖可進行一階微分計算，減少了噪聲的影響，在一階熱圖序列中，曲線的斜率發(fā)生正負變換，相應地在熱圖序列中看到圖像的灰度發(fā)生翻轉(zhuǎn)。因此，可通過分析原始熱圖或微分熱圖的灰度及變化對缺陷類型進行界定。

缺陷深度分析：以包含不同深度、不同大小已知平底孔缺陷的檢測結果為例，檢測深度隨時間的變化關系可以在熱圖序列中看出，熱圖中缺陷深度不同，其在不同時刻顯現(xiàn)。圖3所示為5類缺陷，其埋深依次為0.5mm、1.0mm、1.5mm、2.5mm及3.5mm，顯現(xiàn)時間依次延長?？梢姡S著檢測時間的延長所能檢測的缺陷深度逐漸增加，因此可通過分析缺陷顯現(xiàn)的時間對缺陷深度進行確定。

圖3 不同埋深平底孔缺陷檢測結果Fig.3 Test result of different depth of flat-bottom hole

2 試樣及雷擊試驗

試樣為復合材料層壓板。試樣1雷擊試驗尺寸為700mm×700mm×1mm，試樣2雷擊試驗尺寸為300mm×300mm×1mm。材料為T300碳纖維，鋪層為[45°/-45°/0°/90°]S，采用熱壓罐成型工藝將碳纖維預浸料與鋁網(wǎng)共固化而成，鋁網(wǎng)表面涂防護漆層。

按照SAE ARP5412-2005《飛機雷電環(huán)境及相關試驗波形》進行雷電的直接效應試驗。對兩塊試樣按標準規(guī)定要求施加不同的電流組合，以模擬不同雷擊區(qū)域的放電過程，用來確定雷擊對層合板的損傷程度。施加不同組合的電流分量后將會對試樣表面及內(nèi)部產(chǎn)生一定的影響，形成可見或內(nèi)部損傷。

用于試驗有的4個電流分量A、B、C、D，分別模擬自然雷擊放電過程的不同電流特性。分量A峰值為初始高峰電流，分量B為中間電流，分量C為持續(xù)電流，分量D為重復放電電流，各分量的具體參數(shù)根據(jù)SAE ARP5412-2005確定。

試樣1電流按A→B→C施加。雷擊試驗后，試樣施加電流表面出現(xiàn)損壞，背面區(qū)域無變化，雷擊試驗后的試樣1如圖4所示。試樣1雷擊區(qū)域正面可觀察到一圓形表面灼燒及中心區(qū)域的線狀損傷，試樣背面表面完整，沒有可直接觀察的缺陷與損傷。正面可目視觀測的灼燒區(qū)域為近橢圓形，其長軸約67.5mm、短軸約42mm，中心區(qū)域線狀損傷長約15mm、寬約6mm。

試樣2電流按A→B→C→D施加。雷擊試驗后試樣施加電流表面損傷嚴重，背面區(qū)域出現(xiàn)可見損傷，雷擊試驗后的試樣2如圖5所示。試樣2雷擊區(qū)域正面可觀察到較大面積破損，雷擊區(qū)域背面可觀測到較小的圓形損傷。正面可目視觀測的破損為類似圓形，直徑約為70mm，背面能觀測到的損傷為近似橢圓形，長邊約42mm、短邊約35mm。

圖4 試樣1圖片F(xiàn)ig.4 Photo of sample 1

圖5 試樣2圖片F(xiàn)ig.5 Photo of sample 2

3 檢測試驗

3.1 試驗設備

試驗選用德國AT公司生產(chǎn)的IRNDT紅外熱成像檢測系統(tǒng)，該系統(tǒng)由熱像儀、熱激勵裝置、數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)組成。熱激勵裝置對試樣表面進行熱加載，熱像儀采集加載過程及降溫過程中的表面熱輻射量變化，數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)對采集到的熱輻射量數(shù)據(jù)進行分析計算，可以得到表面的熱輻射量差異，從而實現(xiàn)對雷擊后試樣內(nèi)部損傷的檢測。設備組成如圖6所示。

圖6 試驗設備Fig.6 Test equipment

3.2 試驗過程

為保證待檢試樣整體在檢測視野范圍內(nèi)，根據(jù)試樣尺寸擇適當?shù)臋z測距離。

由于碳纖維復合材料熱擴散系數(shù)較小、厚度較薄，試驗采用鹵素燈熱激勵方式進行熱加載，熱加載類型為長脈沖持續(xù)加載，根據(jù)待檢材料類型選擇加載能量與加載時間，利用紅外熱像儀對試樣表面進行熱輻射量采集。具體試驗參數(shù)如表1所示。

對試樣進行熱激勵加載后，利用熱像儀采集加載過程中與加載結束后試件表面的溫度場變化狀況，對采集到的數(shù)據(jù)序列進行處理，選擇能夠反映內(nèi)部損傷的熱圖，并對圖像進行分析，得到內(nèi)部損傷顯示。

表1 檢測試驗參數(shù)

3.3 試驗結果

對試樣1進行檢測時，選擇正面為紅外檢測面，利用瞬態(tài)紅外熱成像方法進行檢測，并對檢測結果數(shù)據(jù)進行一階微分計算，檢測得到不同時刻一階微分顯示圖像，如圖7所示。

圖7為不同時刻損傷的一階微分顯示結果，損傷區(qū)域以黑色顯示，說明在原始熱圖中輻射亮度較高的區(qū)域，對應缺陷的熱傳導性能較差，為空氣隙類缺陷。激勵加載后，試樣中間區(qū)域先是出現(xiàn)一個較為明顯的橢圓形損傷顯示（圖7（a））；隨著時間延長，中間的“十”字形損傷逐漸顯現(xiàn)（圖7（b）），損傷外延范圍也開始出現(xiàn)；隨著時間繼續(xù)增加，中間的“十”字形損傷依然存在（圖7（c）），而外延損傷區(qū)域的對比度逐漸降低。邊緣為向外延伸的大面積損傷顯示，其形狀輪廓基本保持一致，但對比度較小。

圖7 試樣1檢測結果Fig.7 Test result of sample 1

隨著時間增加，所檢測到的損傷深度逐漸增加，中間橢圓形損傷為雷擊試驗的接觸點，其最先顯現(xiàn)。該位置損傷距離上表面最近，且損傷最為嚴重，中間“十”字形區(qū)域損傷較為嚴重，周圍的外延損傷隨著深度的增加程度逐漸減小。

對已知長度進行標定后對損傷區(qū)域的尺寸進行測量（圖8），整體損傷區(qū)域的長邊測量值為84.14mm，短邊測量值為74.38mm。將檢測結果尺寸與目視可見尺寸進行比較，發(fā)現(xiàn)檢測出的損傷面積大于目視可見損傷面積，說明在試件表面以下存在內(nèi)部損傷。

圖8 試樣1定量測量結果Fig.8 Measure result of sample 1

可見，無論是否對碳纖維復合材料表面進行防護，是否改變雷擊試驗模式與參數(shù)，均會對試樣產(chǎn)生損傷，利用瞬態(tài)紅外熱成像方法能夠有效對損傷進行檢測。

對試樣2進行檢測時，選擇背面為紅外檢測面。在不同時刻的顯示結果，如圖9所示。

圖9 試樣2檢測結果圖Fig.9 Test result of sample 2

圖5所示的試樣2背面外觀圖中僅能觀測到一個近橢圓形小空洞，而在圖9所示的檢測結果中紅線所包圍的區(qū)域為內(nèi)部損傷區(qū)域，其長邊長度約為102.53mm，短邊長度約為88.06mm，中心區(qū)域有一顏色較深的近圓形損傷顯示，可以看出內(nèi)部損傷的面積遠大于目視可見的損傷尺寸，且中心區(qū)域的損傷程度較邊緣區(qū)域更為嚴重。

4 結論

本文采用瞬態(tài)紅外熱成像方法對經(jīng)雷擊直接效應試驗的碳纖維復合材料層壓板進行了無損檢測試驗，研究結果表明：

（1）瞬態(tài)紅外熱成像方法能夠?qū)崿F(xiàn)對雷擊后碳纖維層壓結構內(nèi)部脫粘損傷的有效檢測。

（2）通過對檢測結果時間序列進行分析，不同時刻點損傷顯示存在差異，表明不同深度內(nèi)損傷程度存在差異。

（3）在不同時刻損傷區(qū)域中，中心位置的損傷程度最為嚴重，損傷的形狀與面積在不同深度有所不同。向外延伸的損傷，其損傷程度較小，且面積不會隨著深度的不同而發(fā)生明顯改變。

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