于 淼，唐小軍，楊耀東，吳思進(jìn)*

（1.北京信息科技大學(xué)，北京 100192；2.北京衛(wèi)星制造廠有限公司，北京 100094）

隨著無人機技術(shù)的發(fā)展，無人機的輕量化、高性能化成為了目前的主流發(fā)展方向[1]。為了減輕機身重量，復(fù)合材料成為了制作無人機機身的重要材料。與傳統(tǒng)的金屬材料相比，碳纖維復(fù)合材料在比強度、比剛度、耐疲勞及抗腐蝕性能上有著巨大的優(yōu)勢[2]。但由于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性，在生產(chǎn)、運輸和使用過程中，其內(nèi)部容易出現(xiàn)諸如氣泡、分層、貧膠、富膠、夾雜、孔隙和裂紋等缺陷，會嚴(yán)重影響材料性能，最終影響無人機的結(jié)構(gòu)強度。在制造過程和使用過程中對無人機進(jìn)行常規(guī)的缺陷檢測并精準(zhǔn)定位缺陷有助于對結(jié)構(gòu)進(jìn)行及時修復(fù)，消除質(zhì)量隱患。

目前，傳統(tǒng)的碳纖維復(fù)合材料無人機缺陷檢測方法主要包括超聲法、電渦流法和X射線法等。例如，王丹等[3]采用超聲掃描方法，通過超聲反射波信號對碳纖維層壓板沖擊損傷進(jìn)行檢測，研究了工件表面粘接物對檢測效率的影響。但超聲檢測方法為掃描式檢測，其檢測速度較慢。Wu等[4]利用碳纖維復(fù)合材料的低導(dǎo)電性，使用高頻收發(fā)探頭通過電渦流方法實現(xiàn)了材料裂紋型缺陷的定量檢測，但此方法不能實現(xiàn)全場測量。除此之外，X射線檢測方法對安全防護(hù)條件要求較高，滲透和層析檢測法多用于表面裂紋缺陷檢測[5]。上述方法存在著測量速度慢、無法實現(xiàn)非接觸測量、對實驗環(huán)境要求高等局限性。

數(shù)字剪切散斑干涉（digital shearography）也是一種有效的復(fù)合材料無損檢測技術(shù)，具有非接觸、高靈敏度、全場和快速檢測等突出優(yōu)點，已廣泛應(yīng)用于許多工業(yè)領(lǐng)域。例如，應(yīng)用數(shù)字剪切散斑干涉技術(shù)對飛機機翼、飛機機身、風(fēng)機葉片、石油和天然氣管道進(jìn)行缺陷檢測，取得了很好的檢測效果[6-9]。數(shù)字剪切散斑干涉技術(shù)通過提取加載前后相位變化來測量全場位移梯度，從而得到缺陷的尺寸及在相機坐標(biāo)中的位置[10]。然而當(dāng)用于無人機機頭這種具有大曲率表面物體的檢測時，數(shù)字剪切散斑干涉技術(shù)所得到的缺陷二維坐標(biāo)不方便現(xiàn)場對缺陷的快速定位。現(xiàn)場操作時一般需要根據(jù)表面距離來定位缺陷，以方便常規(guī)尺寸測量工具的應(yīng)用。因此，傳統(tǒng)數(shù)字剪切散斑干涉技術(shù)應(yīng)用于無人機機頭檢測時，存在應(yīng)用不便的問題，限制了該技術(shù)的應(yīng)用。此時，需要結(jié)合機頭的表面形貌，可以將數(shù)字剪切散斑干涉技術(shù)所得到的二維笛卡爾坐標(biāo)值轉(zhuǎn)換為沿物體表面的曲線距離。一般來說，可以采用其他如數(shù)字條紋投影[11-12]和數(shù)字圖像相關(guān)[13-14]等形貌測量技術(shù)來測量表面形貌，然后再用數(shù)字剪切散斑干涉技術(shù)進(jìn)行無損檢測。或者將上述技術(shù)與數(shù)字剪切散斑干涉技術(shù)通過組合的方式來檢測大曲率物體，如蔣艷鵬等[15]結(jié)合條紋投影法與散斑干涉法測量了大曲率物體的微變形，Anisimov等[16]利用條紋投影法與剪切散斑干涉法測量了大曲率物體的應(yīng)變。然而結(jié)合不同檢測技術(shù)對無人機機頭先后進(jìn)行形貌測量與缺陷檢測需要執(zhí)行2次單獨的測量操作，增加現(xiàn)場系統(tǒng)布置和測量的時間，導(dǎo)致操作步驟復(fù)雜和測量效率低下。同時，由于2類技術(shù)所得到的數(shù)據(jù)之間缺乏位置相關(guān)性，難以進(jìn)行匹配和融合，從而容易導(dǎo)致測量誤差。因此，通過結(jié)合不同測量技術(shù)進(jìn)行無人機機頭缺陷檢測和定位的方法在實際使用過程中存在局限性。

本文提出一種基于二維光源移動數(shù)字剪切散斑干涉技術(shù)的碳纖維復(fù)合材料無人機機頭內(nèi)部缺陷檢測與定位方法，能夠通過1種技術(shù)同時得到機頭的位移梯度與表面形貌，從而可以通過融合這2種數(shù)據(jù)，構(gòu)建坐標(biāo)轉(zhuǎn)換模型，獲得缺陷離特定位置的表面距離，實現(xiàn)無人機機頭內(nèi)部缺陷的快速檢測和精確定位。

1 缺陷檢測與定位原理

在外部加載狀態(tài)下，復(fù)合材料內(nèi)部缺陷會產(chǎn)生相對于整體的微小變形，根據(jù)加載狀態(tài)下的微小變形便可得到內(nèi)部缺陷分布情況。以熱加載模式下碳纖維蜂窩結(jié)構(gòu)復(fù)合材料的檢測為例，其工作原理如圖1所示。在熱加載狀態(tài)下，復(fù)合材料缺陷部位與其他部位熱傳導(dǎo)效率不一致，從而產(chǎn)生了相對變形與位移空間梯度變化，其中位移空間梯度的變化在剪切散斑干涉測量結(jié)果中表現(xiàn)為蝴蝶狀干涉條紋。因此，根據(jù)缺陷在干涉圖中呈現(xiàn)的特征，通過對剪切干涉測量結(jié)果進(jìn)行分析可檢出缺陷并獲得缺陷在圖像中的二維坐標(biāo)值。缺陷的二維坐標(biāo)可用于平面被測物的缺陷定位，而對于大曲率的無人機機頭，缺陷二維坐標(biāo)值難以直接轉(zhuǎn)換為定位所需的曲面表面距離值。

圖1 碳纖維蜂窩復(fù)合材料缺陷檢測原理

圖2為二維光源移動數(shù)字剪切散斑干涉系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)組成，其由2個光源可移動照明裝置與1個二維剪切成像裝置組成。通過光源可移動裝置，照明光源可沿垂直照明方向進(jìn)行定量位移。通過二維剪切成像裝置，可以得到不同剪切方向的剪切散斑干涉圖。

圖2 二維光源移動剪切干涉系統(tǒng)

測量分為2個階段，第一階段進(jìn)行位移梯度測量，實現(xiàn)缺陷的快速檢測；第二階段進(jìn)行形貌測量，結(jié)合形貌數(shù)據(jù)和位移梯度實現(xiàn)缺陷的精確定位。在位移梯度測量階段，光源保持靜止，通過光源進(jìn)行照明并在被測物表面形成散斑場。被測表面光場經(jīng)過反射進(jìn)入二維剪切裝置中的分光棱鏡中，分光棱鏡將光束分為透射光與反射光。其中，透射光束照射到與作為移相器的壓電裝置相連的平面鏡上，反射光束照射到與光軸具有一定傾角的平面鏡上。通過2個平面鏡的反射與分光棱鏡的匯聚，最終透射與反射的2幅像在成像平面上形成了一組相互錯位的圖像。相互錯位圖像的重疊部分在成像設(shè)備的感光平面上形成干涉，其光強可表示為

式中：I0為背景光強；γ為對比度；φ為干涉光相位。然后對被測物進(jìn)行加載，被測物存在缺陷區(qū)域?qū)a(chǎn)生應(yīng)變集中，此時其表面光場分布產(chǎn)生變化，其光強可表示為

式中：Δ是物體變形引起的相位變化量，也就是加載前后的相位差。則在x剪切方向上的位移梯度可表示為

式中：λ為激光波長；δx為沿x軸方向剪切量。因此根據(jù)式（3）即可得到被測表面位移梯度全場分布。

在形貌測量階段，通過光源的移動來改變光程，使光束沿著照明方向和觀察方向所組成的平面且垂直于照明方向產(chǎn)生位移，從而對剪切干涉相位進(jìn)行調(diào)制。依次提取2個光源移動前后的相位分布，并計算相位差，進(jìn)而得到沿x和y方向的被測表面斜率全場分布

式中：δy為沿y軸方向剪切量；Δx和Δy分別為2個剪切方向上的相位分布；θ和θ＇為照明方向與測量方向的夾角；Ex與Ey為2個激光源的移動量；R為光源到被測物的距離。表面斜率與表面形貌的關(guān)系為

式中：Z為表面形貌矩陣；ΔX和ΔY分別為表面形貌中2個相鄰測量點的水平間距與垂直間距；m和n分別為表面形貌矩陣的行數(shù)與列數(shù)。求解式（5）即可得到被測表面形貌。

結(jié)合被測表面形貌與缺陷位移梯度計算缺陷在曲面上的距離值以實現(xiàn)缺陷定位。圖3為曲面缺陷定位模型，框線標(biāo)識處代表被測表面存在內(nèi)部缺陷區(qū)域。

圖3 曲面缺陷定位模型

缺陷所在區(qū)域在笛卡爾坐標(biāo)系下沿x軸方向的坐標(biāo)值為X，沿y方向的坐標(biāo)值為Y；被測曲面工件原點為O，缺陷區(qū)域在曲面上沿坐標(biāo)軸方向距工件邊緣的距離為Hx、Hy，距原點的距離為H（x，y）。缺陷區(qū)域距工件邊界的距離可由式（6）計算

2 實驗與分析

圖4為所測量的無人機機頭，其采用碳纖維復(fù)合材料制作。復(fù)合材料的應(yīng)用減輕了機頭的重量，減少零件翹曲現(xiàn)象的出現(xiàn)，提高了零件的合格率。無人機碳纖維蜂窩復(fù)合結(jié)構(gòu)如圖5所示。在蜂窩結(jié)構(gòu)制作工件過程中，因結(jié)構(gòu)破壞和膠粘接不實等原因可能導(dǎo)致工件內(nèi)部存在裂紋、氣泡等缺陷。

圖4 碳纖維無人機機頭

圖5 碳纖維蜂窩復(fù)合結(jié)構(gòu)

實驗中二維光源移動剪切干涉系統(tǒng)的激光器中心波長為532 nm，輸出功率為200 mW（長春新產(chǎn)業(yè)光電科技有限公司，MSL-FN-532），相機分辨率為2 464×2 056像素（CatchBEST Co.Ltd.MU3S500M），x、y方向的剪切量均為10 mm，工作距離為800 mm，單次檢測面積大小為220 mm×170 mm。無人機機頭放置在固定平臺上，采用熱加載的方式，通過熱風(fēng)槍來對無人機機頭施加載荷。在檢測中為了使被測區(qū)域的加載量一致，在圖像采集時要求被測試件受熱穩(wěn)定且整體溫度變化情況盡量相同。無人機機頭在熱風(fēng)槍加熱的溫升階段與加熱完成后的溫降階段均會產(chǎn)生變形，當(dāng)用熱風(fēng)槍加熱時被測物會存在熱量分布不均和熱氣流干擾的情況，而在溫降過程中無人機機頭整體溫度變化較為均勻且不存在熱氣流擾動。為了防止加熱階段被測物受熱不均勻影響測量結(jié)果，選擇在溫降過程中展開測量。通過時間相移法提取加熱完成后的初始溫降節(jié)點相位作為參考相位，將溫降狀態(tài)下所采集的相位作為測量相位。將測量相位圖與參考相位圖相減，其原始結(jié)果與濾波后結(jié)果如圖6所示。

圖6 缺陷檢測結(jié)果

從圖6可以看出標(biāo)識區(qū)域中出現(xiàn)了蝴蝶狀干涉條紋，這一特征表示區(qū)域內(nèi)存在缺陷。在圖6中1號區(qū)域出現(xiàn)多組不規(guī)則的剪切干涉條紋，測量結(jié)果表明此處存在多個不規(guī)則缺陷，區(qū)域2與區(qū)域3中出現(xiàn)典型的剪切干涉條紋,缺陷特征表現(xiàn)較為明顯。通過二維光源移動剪切散斑裝置依次采集不同剪切方向相位圖，根據(jù)式（5）求取表面形貌。結(jié)合圖6與表面形貌數(shù)據(jù)，然后根據(jù)式（6）可得到3個缺陷區(qū)域在曲面上距測量邊界的距離，結(jié)果如圖7所示。根據(jù)缺陷在曲面上的距離，可在生產(chǎn)現(xiàn)場通過卷尺快速地在被測工件上定位缺陷以進(jìn)行后續(xù)修復(fù)處理。

圖7 缺陷在機頭表面上的距離

為了研究加載量對缺陷檢測結(jié)果的影響，使用熱風(fēng)機將機頭從20℃加熱到40℃后停止加熱，采集無人機機頭在不同溫降時間節(jié)點下的測量結(jié)果進(jìn)行對比。機頭同一區(qū)域在溫降時間節(jié)點分別為4、6、8、10 s下的測量結(jié)果如圖8所示。

圖8 不同時間節(jié)點下的測量結(jié)果

溫降4 s時，1、2號區(qū)域處開始出現(xiàn)蝴蝶狀干涉條紋，3號區(qū)域處未出現(xiàn)明顯條紋圖案；溫降6 s時1、2號區(qū)域條紋級數(shù)增加，3號區(qū)域開始出現(xiàn)干涉條紋；溫降8 s時，1、3號區(qū)域條紋密度進(jìn)一步增加，2號區(qū)域條紋已不可見；溫降10 s時，1號與2號區(qū)域條紋不可見，3號區(qū)域條紋級數(shù)進(jìn)一步增加。加載量的大小影響著缺陷變形量，加載量過小缺陷難以產(chǎn)生有效的離面變形，加載量過大則會導(dǎo)致干涉條紋級數(shù)過大無法被檢出。因此，在測量中選擇適當(dāng)?shù)募虞d量對獲取高質(zhì)量的測量結(jié)果尤為重要。結(jié)果表明對于所測量的碳纖維蜂窩結(jié)構(gòu)復(fù)合材料無人機機頭，在20℃環(huán)境下溫降6 s的測量結(jié)果最好。但不同工件的材料、結(jié)構(gòu)和缺陷類型不同，其物理特性復(fù)雜難以有具體規(guī)律可循，因此還需大量實驗來確定不同工件的最佳加載量。

3 結(jié)論

本文提出了一種基于二維光源移動數(shù)字剪切散斑干涉技術(shù)的碳纖維無人機機頭缺陷檢測與定位方法，能夠同時獲得無人機機頭的位移梯度與表面形貌，從而可以將缺陷坐標(biāo)值轉(zhuǎn)化為曲面距離值，方便現(xiàn)場進(jìn)行缺陷的快速和精準(zhǔn)定位，克服了傳統(tǒng)剪切散斑干涉技術(shù)應(yīng)用于曲面復(fù)合材料檢測時所存在的現(xiàn)場定位困難的問題。與應(yīng)用2種獨立的技術(shù)分別進(jìn)行缺陷檢測和形貌測量的方法相比，本方法僅需1種技術(shù)即可同時獲得位移梯度和表面形貌，因此不存在測量裝置站位布置和圖像位置匹配的問題，其測量結(jié)果準(zhǔn)確性和測量過程便利性都能大幅提升，具有更好的應(yīng)用價值。未來通過結(jié)合圖像特征識別算法，可進(jìn)一步提高無人機機頭缺陷的檢測精度和檢測效率，提升現(xiàn)場使用的便利性。