1 復(fù)合材料無損檢測NDE技術(shù)

近年來，航空航天領(lǐng)域逐漸提高了CFRP在航空航天飛行器中的應(yīng)用比例，正如波音787大量使用CFRP、美國宇航局的復(fù)合材料乘員艙和液態(tài)氫（LH2）低溫罐所顯示的那樣，人們正在推動將復(fù)合材料用于主要結(jié)構(gòu)部件。

隨著這些CFRP結(jié)構(gòu)越來越大、越來越復(fù)雜，一種能夠量化和全面表征損傷的無損評價(jià)技術(shù)呼之欲出。定量表征CFRP構(gòu)件損傷的能力是使損傷發(fā)展模型能夠產(chǎn)生準(zhǔn)確的剩余壽命預(yù)測的必要條件。例如，分層損傷的“完整”表征需要超出損傷平面內(nèi)面積（大小）的定量度量范圍，包括損傷發(fā)生的深度/層數(shù)。對于多層分層損傷，如果可能的話，全面評估最好包括所有分層的深度和尺寸。

其他損傷類型的“完整”損傷特征可能需要不同的損傷信息，比如微裂紋的最好特征是測量與材料深度相關(guān)的微裂紋密度，而纖維波紋度可能需要對意外位置的平面內(nèi)或平面外對準(zhǔn)/波紋角度的受影響位置和相應(yīng)范圍進(jìn)行統(tǒng)計(jì)測量纖維的數(shù)量。

獲得航空航天復(fù)合材料無損檢測損傷定量表征的挑戰(zhàn)不僅取決于復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)尺寸和損傷類型的復(fù)雜性，還取決于航空航天應(yīng)用所需復(fù)合材料組件的復(fù)雜幾何結(jié)構(gòu)。美國國家航空航天局（NASA）無損評估科學(xué)分部（NESB）的研究方法包括常規(guī)、導(dǎo)波和相敏超聲方法、紅外熱成像和x射線計(jì)算機(jī)斷層成像技術(shù)，利用仿真工具優(yōu)化和開發(fā)這些方法是一個活躍的研究領(lǐng)域。

2 復(fù)合材料NDE技術(shù)現(xiàn)狀

2.1 紅外熱成像技術(shù)

閃光紅外熱成像技術(shù)作為一種大面積快速檢測復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的技術(shù)，已經(jīng)得到了廣泛的應(yīng)用。NESB使用的閃光熱成像系統(tǒng)是Thermal Wave Imaging Inc.的市售Echotherm?系統(tǒng)。該系統(tǒng)具有一個閃光燈罩，其中包含一個1280 x 720元件的FLIR A8300scinfrared（紅外）相機(jī)和兩個4800焦耳氙照相閃光管。

發(fā)動機(jī)罩的尺寸為36.8厘米寬、26.7厘米深、40.6厘米高，配置為紅外攝像機(jī)可直接觀察檢查表面。閃光燈在發(fā)動機(jī)罩口產(chǎn)生7.15焦耳/平方厘米的能量密度。閃光燈在24.8 cm x 32.7 cm的區(qū)域內(nèi)提供10%內(nèi)的均勻照明。閃光燈使檢測表面的初始溫度升高小于10°C。閃光燈熱成像系統(tǒng)的照片所示。

引擎蓋連接到一個基站，該基站容納系統(tǒng)計(jì)算機(jī)和各種組件的電源。熱成像檢查是通過將遮光罩放在要檢查的材料上來完成的。罩的底部完全圍繞或位于材料的頂部，具體取決于樣本的尺寸。閃光燈由遮光罩上的操作員控制裝置或計(jì)算機(jī)觸發(fā)。樣品的熱像圖由紅外照相機(jī)在預(yù)定的時(shí)間內(nèi)拍攝并存儲在計(jì)算機(jī)中以供進(jìn)一步分析。制造商引用的攝像機(jī)噪聲等效溫差為0.025°C。探測器陣列在3至5微米波長范圍內(nèi)工作。外部光學(xué)系統(tǒng)由一個廣角透鏡（25毫米焦距）組成，使用鍺光學(xué)元件，用于將系統(tǒng)視場水平增加到21.7?，垂直增加到17.5?。

用于大面積CFRP檢查的快速熱成像技術(shù)。試樣是一個直徑為10m、高度為4m的復(fù)合材料圓柱體，由五個面板組成，并通過粘合接頭相連。檢查氣缸每側(cè)（內(nèi)部和外部）大約需要10個小時(shí)，并產(chǎn)生250 GB的熱數(shù)據(jù)。熱系統(tǒng)通過一個定制的掃描軌道系統(tǒng)在試樣的整個表面上進(jìn)行平移，該掃描軌道系統(tǒng)遵循圓柱體的曲率。數(shù)據(jù)采集包括放置相機(jī)和遮光罩，觸發(fā)閃光燈加熱，加熱后收集數(shù)據(jù)15秒鐘，存儲數(shù)據(jù)以及將掃描儀索引到下一個檢查位置。每個位置的總檢查時(shí)間約為45s。使用主成分分析（PCA）和模型導(dǎo)出的特征向量進(jìn)行數(shù)據(jù)分析。

這種方法將每個數(shù)據(jù)集的處理時(shí)間（?250 MB）減少到不到1秒，這比將相機(jī)和遮光罩移動到下一個檢查位置所需的時(shí)間短。作為典型結(jié)果的一個示例，PCA處理后的檢查結(jié)果的鑲嵌圖，該結(jié)果來自樣本內(nèi)模線上的一個接頭的一部分。圖3的深色區(qū)域似乎是接頭中多余的樹脂區(qū)域，而淺色區(qū)域（其中一些用紅色箭頭指示）與粘合不良的區(qū)域一致。

除了對制造零件進(jìn)行鑒定外，紅外熱成像技術(shù)是用于現(xiàn)場檢查的理想候選技術(shù)，從而有助于維護(hù)在役結(jié)構(gòu)。例如，多年來，美國國家航空航天局一直在使用紅外熱成像技術(shù)對載人飛行器進(jìn)行在軌檢查。配置為供航天員在艙外活動（EVA）期間使用的IR檢查系統(tǒng)。

從國際空間站（ISS）和航天飛機(jī)進(jìn)行的EVA檢查結(jié)果。航天飛機(jī)EVA處理結(jié)果，該航天器使用了IR檢查系統(tǒng)和太陽能加熱系統(tǒng)，用于檢查損壞的增強(qiáng)碳-碳復(fù)合材料樣品和NDE平底孔標(biāo)準(zhǔn)。對受損的ISS散熱器進(jìn)行紅外檢查處理結(jié)果，這個例子說明了如何分析紅外圖像溫度數(shù)據(jù)，以顯示剝離后的面板下方區(qū)域的散熱損失。

2.2 大面積超聲波技術(shù)

超聲波技術(shù)是航空航天結(jié)構(gòu)無損檢測的一項(xiàng)有價(jià)值的技術(shù)。在大多數(shù)情況下，超聲波探頭必須通過物理接觸與結(jié)構(gòu)耦合。流體介質(zhì)促進(jìn)聲波與材料的完全耦合。通常，堅(jiān)固的耦合裝置（如支架或楔塊）可對聲波進(jìn)入零件提供時(shí)間延遲和入射角控制。實(shí)心支座和楔塊的形狀可以與平面和固定曲率曲面相匹配。

然而，當(dāng)表面偏離固體耦合裝置的形狀時(shí)，就會出現(xiàn)超聲耦合問題。此外，來自接觸式探頭的超聲波束通常位于換能器的近場且未聚焦。在給定的應(yīng)用中，獲得的橫向分辨率可能不足以進(jìn)行所需的測量。因此，對于大面積、高速的應(yīng)用，NASA Langley選擇了實(shí)施捕獲水柱耦合方法，可提供類似于超聲波噴水器系統(tǒng)的耦合，而不需要輸送和捕獲恒定水流的機(jī)制。

圖6是一個帶有固定水柱的單元件傳感器的照片。傳感器密封在防水探頭外殼中。水被選擇為產(chǎn)生很少超聲波反射的柔性膜捕獲在探頭外殼中。薄膜直接壓在檢查表面上并進(jìn)行機(jī)械掃描。通常，需要細(xì)水霧濕潤表面并促進(jìn)超聲波耦合。一個大面積、高速、計(jì)算機(jī)控制的掃描系統(tǒng)允許自動檢查大型標(biāo)本。掃描速度最大為2 m/s（典型掃描速度為0.3–0.6 m/s），每0.25 mm對超聲波信號進(jìn)行全波形捕獲（16位）。

圖7顯示了一個脈沖回波C掃描結(jié)果的示例，該結(jié)果來自一個大約2.4 m x 2.4 m大小的大型復(fù)合材料試樣。試驗(yàn)品為6層高模量碳纖維/環(huán)氧樹脂面板和鋁蜂窩芯的復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)。嵌入圖像是對面板和核心之間分層的近距離高分辨率掃描。捕獲水柱超聲波檢測的總采集時(shí)間約為每側(cè)45分鐘。

2.3 其他檢測技術(shù)

其他檢測技術(shù)如導(dǎo)波和極性反向散射超聲法、渦流檢測、x射線計(jì)算機(jī)斷層掃描和后向散射x射線等技術(shù)，在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)檢測以表征特定缺陷類型方面都顯示出良好的前景。這些技術(shù)之一的應(yīng)用示例斜入射脈沖回波超聲（也稱為極性反向散射）技術(shù)如圖8所示。

斜入射脈沖回波超聲已被用于測量復(fù)雜復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中發(fā)現(xiàn)的許多缺陷，如分層、橫向基體裂紋和纖維取向異常。一個準(zhǔn)各向同性復(fù)合材料試樣的圖像，該試樣的面內(nèi)纖維通過層間剪切在近表面形成波浪狀。使用Johnston描述的極性反向散射超聲技術(shù)對試樣進(jìn)行掃描，顯示了該技術(shù)表征波紋表面層的能力。現(xiàn)代相控陣儀器已經(jīng)證明了足夠快的掃描速度，可以利用陣列技術(shù)來實(shí)現(xiàn)極性反向散射方法。