杜金強，于海濤，張學兵，劉 展，武 衛(wèi)

(1.空軍工程大學 航空工程學院, 西安 710038；2.空裝駐沈陽地區(qū)第一軍事代表室， 沈陽 110850；3.中國人民解放軍94136部隊, 銀川 75002)

飛機結(jié)構(gòu)是決定飛機在服役期限內(nèi)能否滿足規(guī)定功能和任務(wù)需求的基礎(chǔ)，一旦出現(xiàn)損傷(疲勞裂紋、腐蝕、外部沖擊等)將會影響飛機在服役期限內(nèi)的安全可靠性、完好率和使用壽命。結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)利用集成在結(jié)構(gòu)中的先進傳感或驅(qū)動元件，實時提供結(jié)構(gòu)損傷、缺陷演化信息和基礎(chǔ)數(shù)據(jù)，使得人們能夠及時做出維修決策來阻止結(jié)構(gòu)性能的退化和失效，進而保證結(jié)構(gòu)服役期間的安全[1]，目前結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)已被視為提高結(jié)構(gòu)安全性和降低維修費用的關(guān)鍵技術(shù)[2]。當前國內(nèi)外的飛機結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控方式可分為應(yīng)力應(yīng)變監(jiān)測和直接裂紋監(jiān)測兩類。

傳感器與被監(jiān)測結(jié)構(gòu)集成是實現(xiàn)結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控的前提。飛機結(jié)構(gòu)中需要被監(jiān)測的部位主要是結(jié)構(gòu)的關(guān)鍵部位，如金屬連接件的螺栓孔，這些部位的應(yīng)力水平高，服役環(huán)境惡劣，而與飛機結(jié)構(gòu)集成的傳感器則不可避免地會受到高應(yīng)力、腐蝕等因素的作用，這就對傳感器的集成工藝和耐久性提出了較高的要求，也成為制約結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控技術(shù)從實驗室走向工程應(yīng)用的“瓶頸”。袁子琳[3]對在海洋環(huán)境下提高光纖布拉格光柵(FBG)傳感器靈敏度和耐久性的封裝工藝進行了研究；劉宏月[4]采用FBG傳感器監(jiān)測了碳纖維復(fù)合材料(CFRP)結(jié)構(gòu)的斷裂情況，并研究了極端環(huán)境下FBG傳感系統(tǒng)的可靠性；LI等[5]采用壓電阻抗技術(shù)對鋁合金試樣的低周疲勞損傷過程進行了在線監(jiān)測，發(fā)現(xiàn)PZT(鋯鈦酸鉛壓電陶瓷)傳感器的黏貼強度、環(huán)境條件和結(jié)構(gòu)應(yīng)力狀態(tài)是影響損傷監(jiān)測的主要因素。

柔性渦流陣列傳感器是一種用于金屬連接結(jié)構(gòu)螺栓孔孔邊裂紋在線監(jiān)測的傳感器，文獻[6-8]闡述了該傳感器用于孔邊疲勞裂紋在線監(jiān)測的可行性。與其他裂紋監(jiān)測類傳感器相同，只有將柔性渦流陣列傳感器在螺栓孔孔邊集成才能實現(xiàn)裂紋在線監(jiān)測，而螺栓孔附近恰恰是結(jié)構(gòu)的高應(yīng)力部位，這對傳感器集成后的耐久性提出了極高的要求。鑒于此，文章梳理了柔性渦流陣列傳感器與金屬結(jié)構(gòu)螺栓孔的集成方式，并通過有限元應(yīng)力分析和試驗，對柔性渦流陣列傳感器在金屬結(jié)構(gòu)螺栓孔孔邊集成后的失效模式和失效機理進行了研究。

1 柔性渦流陣列傳感器及其集成方式

柔性渦流陣列傳感器是針對螺栓連接結(jié)構(gòu)的孔邊裂紋監(jiān)測需求而提出的，其結(jié)構(gòu)如圖1所示，激勵線圈從中心圓處呈輻射狀向四周螺旋展開，在激勵線圈的螺旋線間隔內(nèi)分布著環(huán)狀感應(yīng)線圈陣列[6-8]。該傳感器采用FPCB(柔性印刷電路板)工藝制作，柔性可彎曲，且具備裂紋長度的定量監(jiān)測能力，裂紋監(jiān)測精度約為1 mm。

將柔性渦流陣列傳感器應(yīng)用于螺栓孔孔邊裂紋監(jiān)測時，主要有如圖2所示的三種典型情形。如圖2(a)所示，傳感器固定于結(jié)構(gòu)表面，適用于裂紋容限較大(acr較大)的結(jié)構(gòu)(如蒙皮)[9]，這種應(yīng)用方式對傳感器的承載、耐磨性能要求不高。而對于裂紋容限較小的結(jié)構(gòu)，傳感器的應(yīng)用情形如圖2(b)，2(c)所示，即將傳感器安裝于螺栓頭下方或安裝于連接件的連接板之間，傳感器會受到螺栓的壓緊力和連接件結(jié)構(gòu)應(yīng)力的作用，該方式對渦流陣列傳感器的耐久性要求較高。

圖2 傳感器在螺栓孔處的典型應(yīng)用情形示意

由于圖2(b)所示的集成方式在工程中的應(yīng)用較為典型，文章對這種集成方式下傳感器的失效模式和失效機理進行了研究。

2 柔性渦流陣列傳感器集成后的有限元應(yīng)力分析

筆者采用ANSYS Workbench軟件建立柔性渦流陣列傳感器在金屬結(jié)構(gòu)螺栓孔孔邊集成后的有限元模型，然后進行應(yīng)力分析。

2.1 有限元建模

柔性渦流陣列傳感器在金屬結(jié)構(gòu)螺栓孔孔邊集成時的安裝方式如圖3所示，首先將傳感器直接安裝于金屬結(jié)構(gòu)螺栓孔的孔邊，為減小螺母作用在傳感器上的應(yīng)力，在傳感器與螺母之間增加了金屬墊片，然后通過螺栓將連接件、傳感器與墊片固定在一起，最后通過定力矩扳手給螺栓施加設(shè)定的擰緊力矩，傳感器將承受墊片傳遞的壓力、傳感器與墊片間的摩擦力、傳感器與試件間的摩擦力等載荷的作用。在使用過程中，該結(jié)構(gòu)還要承受載荷，結(jié)構(gòu)的部分應(yīng)力將通過傳感器與試件之間的摩擦力傳遞到傳感器上。

圖3 傳感器在金屬結(jié)構(gòu)螺栓孔邊集成時的安裝方式示意

試驗中連接件的材料為2A12-T4鋁合金，墊片、螺栓、螺母的材料均為30CrMnSiA，柔性渦流陣列傳感器主要由聚酰亞胺薄膜和銅導(dǎo)線構(gòu)成，但其主要材料還是聚酰亞胺，因此可以將傳感器簡化為由聚酰亞胺構(gòu)成，外形尺寸與傳感器相同的薄片。由于螺栓在擰緊狀態(tài)下，傳感器與連接件、墊片之間的相對滑動很小，故可以在建立有限元模型時忽略傳感器與連接件、墊片之間的相對滑動，將各構(gòu)件之間的接觸關(guān)系簡化為固結(jié)，并將兩個連接件簡化為一個含中心孔的矩形板件，所建立的集成后螺栓構(gòu)件有限元模型如圖4所示。

圖4 集成后的螺栓構(gòu)件有限元模型

連接件中心孔的直徑為6 mm，參考《航空制造工程手冊(飛機裝配)》，依據(jù)螺栓的直徑和材料，可知擰緊力矩為6.5 N·m。預(yù)緊力與擰緊力矩之間的關(guān)系為

M=kQd

(1)

式中：M為螺栓擰緊力矩；Q為螺栓承受的預(yù)緊力；d為螺栓直徑；k為擰緊力矩系數(shù)。

對于M10M68的合金鋼螺栓，當螺紋無潤滑時，k值取0.2。由式(1)可以計算得到擰緊螺栓所產(chǎn)生的預(yù)緊力為5 416.7 N。

2.2 集成后的應(yīng)力分析

在有限元應(yīng)力分析中，首先施加6.5 N·m的擰緊力矩，然后再給試件施加160 MPa的拉應(yīng)力，得到試件拉伸前后傳感器的應(yīng)力云圖如圖5所示。

圖5 試件拉伸前后傳感器的應(yīng)力云圖

從圖5中可以看出，施加擰緊力矩后，傳感器受到螺栓預(yù)緊力的作用，孔邊受力最大，變形最嚴重；當對試件施加160 MPa的拉應(yīng)力后，試件產(chǎn)生應(yīng)變，由于傳感器與試件之間存在較大的靜摩擦力，傳感器受到剪切、拉伸作用，應(yīng)力增大，在沿拉伸載荷作用的方向受載最嚴重。

筆者采用上述有限元模型分析了在6.5 N·m，10 N·m，15 N·m三種擰緊力矩下傳感器的受載情況，不同擰緊力作用下試件拉伸前后傳感器的最大應(yīng)力如圖6所示，可見試件被拉伸后傳感器的最大應(yīng)力分別增大了58%，29%和15%。

圖6 不同擰緊力作用下試件拉伸前后傳感器的最大應(yīng)力

2.3 試件出現(xiàn)裂紋后的應(yīng)力分析

在使用柔性渦流陣列傳感器監(jiān)測金屬結(jié)構(gòu)裂紋過程中，螺栓孔的孔邊可能會逐步萌生出裂紋。筆者研究了試件出現(xiàn)裂紋后傳感器的受載情況，帶裂紋試件模型如圖7所示，在試件螺栓孔孔邊一側(cè)預(yù)制2 mm長的裂紋，接著安裝傳感器并施加6.5 N·m的擰緊力矩，最后對試件施加160 MPa的拉應(yīng)力，通過有限元分析得到試件拉伸前后傳感器的應(yīng)力分布情況(見圖8)。可見，當試件無拉伸載荷作用時，傳感器的應(yīng)力分布與試件無裂紋時類似，都是在孔邊區(qū)域受載最嚴重；當給試件施加160 MPa拉伸載荷后，試件在裂紋區(qū)域的變形量較大，傳感器隨試件一起的變形量也較大，進而導(dǎo)致傳感器在裂紋處的受載最為嚴重。因此，當試件出現(xiàn)裂紋后，傳感器極有可能在與結(jié)構(gòu)裂紋對應(yīng)的部位發(fā)生失效破壞。

圖7 帶裂紋試件模型

圖8 試件拉伸前后傳感器應(yīng)力云圖(預(yù)制2 mm裂紋)

接下來分析了擰緊力矩分別為6.5 N·m，10 N·m，15N·m時傳感器的受載情況，試件有裂紋時傳感器的最大應(yīng)力如圖9所示?？梢娫趯υ嚰┘永瓚?yīng)力后，傳感器的最大應(yīng)力分別增大了76%、63%和53%。相對于試件無裂紋的情形，傳感器應(yīng)力增加幅度更大。這主要是因為試件出現(xiàn)裂紋后，在承受拉伸載荷時，試件的變形更大，相應(yīng)地傳感器的變形也更大。

圖9 試件有裂紋時傳感器的最大應(yīng)力

3 柔性渦流傳感器的失效模式和失效機理分析

3.1 試件制備

中心孔拉伸疲勞試件材料為2024-T351鋁合金，規(guī)格為240 mm×40 mm×6 mm(長×寬×高)，試件加工完成后進行表面陽極氧化處理，并在表面涂裝一層H06-3鋅黃底漆。將柔性渦流傳感器按圖3所示的方法與金屬結(jié)構(gòu)集成，即將傳感器直接安裝于試件中心孔的孔邊，然后安裝金屬墊片和螺栓。最后在傳感器與試件之間涂抹一層密封劑，并通過定力矩扳手給螺栓施加6.5 N·m的擰緊力矩。

將集成了柔性渦流陣列傳感器的試件安裝于MTS810型疲勞試驗機上，連接相應(yīng)的測量設(shè)備，啟動裂紋監(jiān)測系統(tǒng)和疲勞試驗機，給試件施加程序載荷譜(最大應(yīng)力為160 MPa，應(yīng)力比為0.06，頻率為15 Hz)，在試驗過程中監(jiān)測傳感器的輸出信號，裂紋監(jiān)測試驗現(xiàn)場如圖10所示。當傳感器失效后停止試驗，將傳感器與試件分解，通過PXS-5T型體視顯微鏡對傳感器表面進行觀察和分析。

3.2 試驗結(jié)果與分析

持續(xù)對傳感器的輸出信號進行監(jiān)測，當試件被加載到65 856個載荷循環(huán)時傳感器輸出信號出現(xiàn)異常，停止試驗。在停止試驗之前傳感器的輸出信號中沒有發(fā)現(xiàn)裂紋特征。

將傳感器從試件上拆下，在試件孔邊一側(cè)發(fā)現(xiàn)一處長度約為2 mm的裂紋，裂紋擴展方向垂直于試件的拉伸方向，裂紋尖端沒有擴展至傳感器離孔邊最近的感應(yīng)線圈的下方，這也是傳感器輸出信號中沒有出現(xiàn)裂紋特征的原因。

通過PXS-5T型體視顯微鏡對傳感器表面進行觀察，在傳感器上與裂紋相對應(yīng)的部位發(fā)現(xiàn)了如圖11所示的裂紋。傳感器的裂紋走向與試件裂紋走向非常類似，在靠近試件裂紋源區(qū)域(中心孔孔邊)，傳感器的裂縫較大較深，但沒有出現(xiàn)穿透裂紋；在靠近試件裂紋尖端區(qū)域，傳感器的裂縫較小較淺，激勵線圈的導(dǎo)線出現(xiàn)了明顯斷裂，導(dǎo)致傳感器功能失效。

傳感器與金屬結(jié)構(gòu)集成后，傳感器被螺栓緊緊壓附于被監(jiān)測試件表面上，與試件之間存在較大的靜摩擦力。當試件承受疲勞載荷循環(huán)時，會產(chǎn)生循環(huán)應(yīng)變，傳感器在靜摩擦力的作用下，和試件一起產(chǎn)生循環(huán)應(yīng)變。隨著循環(huán)載荷的持續(xù)，試件在孔邊逐漸形成裂紋，裂紋在循環(huán)載荷的作用下往復(fù)張開、閉合，使得傳感器在緊貼裂紋的區(qū)域產(chǎn)生較大的往復(fù)變形和應(yīng)力，進而在該區(qū)域出現(xiàn)疲勞破壞。

柔性渦流陣列傳感器采用柔性電路板工藝制作而成，主要由聚酰亞胺薄膜和銅導(dǎo)線線圈構(gòu)成，聚酰亞胺薄膜的韌性較好，沒有出現(xiàn)穿透裂紋，而激勵線圈導(dǎo)線在循環(huán)載荷的作用下發(fā)生疲勞斷裂，進而導(dǎo)致傳感器發(fā)生失效。

4 結(jié)語

將柔性渦流陣列傳感器在金屬連接結(jié)構(gòu)螺栓孔孔邊集成，通過有限元應(yīng)力分析和裂紋監(jiān)測試驗，研究了傳感器的失效模式和失效機理并得出以下結(jié)論。

(1) 在裂紋監(jiān)測過程中，傳感器會在金屬結(jié)構(gòu)螺栓孔孔邊裂紋對應(yīng)的區(qū)域出現(xiàn)表面裂紋、線圈導(dǎo)線斷裂等損傷，進而導(dǎo)致傳感器在檢出裂紋之前就發(fā)生功能失效。

(2) 在疲勞載荷的作用下，被監(jiān)測金屬結(jié)構(gòu)在孔邊會出現(xiàn)裂紋，裂紋區(qū)域的應(yīng)變或變形量增大，使得傳感器在靜摩擦力的作用下與試件一起變形，在疲勞載荷的持續(xù)作用下，傳感器在金屬結(jié)構(gòu)裂紋的對應(yīng)區(qū)域發(fā)生疲勞失效。