飞机主承力构件疲劳裂纹萌生和扩展的声发射评价

• 1概况
• 我所曾对某型飞机进行了全尺寸疲劳试验，以解决该型飞机的定寿问题。这一试验为利用声发射监测飞机关键部位疲劳裂纹形成和扩展提供了极好的机会。为进行疲劳定寿，每进行到一定飞行小时试验后，需停止疲劳试验并对一些主承力构件(如飞机机翼主梁连接螺栓)进行分解检查、探伤并测试裂纹太小，必要的话要利用断口分析来反推裂纹萌生的初始时间。在整个疲劳试验过程中，通常要进行几次分解和拆卸检查，目的是要确定一些难以或不可接近部位的损伤程度，这无疑会给疲劳试验增加许多困难。我们在疲劳试验过程中对该飞机的一些关键部位的裂纹萌生和扩展情况用声发射进行了跟踪监测，取得了不步满意的结果。
• 声发射是指材料或物体内部因发生塑性形变或有裂纹形成和扩展时迅速释放出应变能而产生瞬态应力波的现象。与超声、涡流和射线等常规探伤方法相比，声发射技术至少有两大优势：第一，它是一种动态检测方法，能对飞机主要部位进行连续的在役监测；第二．它是一种“被动”探伤技术，即无需发射探测信号，而是利用探伤机传感器监听结构内部发出的声波信息，这样，对飞机或结构的工作几乎不会造成什么影响和妨碍。当然，声发射技术也有其自身的劣势，最主要的问题是噪声干扰，其次是难以对缺陷进行定量测量。
• 外国军事和航空部门十分重视利用声发射监测飞机疲劳裂纹形成和扩展的研究。早在70年代，美国Lockheed飞机制造公司就对c-5运输机进行了利用声发射监测机翼疲劳试验时的疲劳裂纹扩展情况。80年代，澳大利亚空军和澳大利亚航空研究所在这一研究领域异常活跃，他们在利用声发射监测飞机主要受力构件(机翼主粱、机翼与机身连接框架螺栓)疲劳裂纹方面取得较大进展。从l987年12月到1990年9月．美国Wright实验室和Mc-Donnell-Douglas公司耗费巨资进行了用声发射监测F-15飞机疲劳裂纹的联合研究工作，并声称在利用声发射监测机翼和机身连接螺栓裂纹形成和扩展方面取得重要进展。本文旨在报告我们在这一领域所取得的某些进展。
• 2理论分析
• 疲劳试验时的噪声干扰同题十分严重，这些噪声主要有机械噪声、电磁干扰和瞬态电噪声等；另外，螺栓与螺栓孔的摩擦噪声以及其它许多非裂纹形成和扩展的声发射信号(如铝台金中脆性夹杂物的断裂)等也构成极强的干扰源。不对信号进行处理就不可能获得有用信息。
• 目前认为对类似疲劳裂纹萌生和扩展所产生的声发射信号进行处理的一种比较有效方法是使用宽带传感器并同时利用时域和频域信号加以识别。一般可假设飞机机翼为一薄板，孔边缘裂纹产生的声波主要由低阶Lamb波组成。因此，传感器所接收到的信号通常前沿部分频率较高．但幅度低．因为这一部分主要是纵波成分。而同一信号的后续部分幅度较大．但频率较低，而且有频散现象，相应于声源的弯曲波成分。另外，由于一次裂纹扩展所包括的时间总是很短，声发射信号的磁粉探伤机频率总是较高。这些都是利用时域波形和频谱分析来识别的比较有利的一面。但目前这一方法对人多数从事声发射工作的人来说有相当大困难，首先是宽带传感器的灵敏度很低．而高灵敏度宽带传感器的价格又通常较贵；其次，绝大多数声发射专用仪器都没有捕捉瞬态信号和频谱分析的功能。虽然在类似美国PAC公司的SPAR-TAN AT等声发射仪上都可安装瞬态卡并可利用其提供的频谱分析软件获得频谱信息，但这需要数量可观的二次投资。本文提出，利用现有声发射仪的多个测量参数进行综合识别，同时辅之以一“群”测量通道信号参数之间相关特性的分析，可以比较满意地解决这一问题。
• 为了识别飞机疲劳裂纹萌生和扩展产生的声发射信号，仅仅利用一个或少数几个参数是不够的。在仪器可供选择的诸多参数中，比较重要的是AE撞击数或AE事件数的变化情况、AE信号的持续时间以及AE撞击数的幅度分布特征。根据试验情况．决定利用下列参数并由它们组成一个八维矢量进行综合判断。
• 对所获得的信号参数进行加权计算就可帮助判断它是否裂纹萌生和扩展的声发射信号。
• 机械噪声的频率一般较低，且持续时间较长；电礁干扰噪声的频率较高，仅其持续时间很短；另外，这两种噪声的幅度分布曲线比较陡，出现的时机也有较大的随意性。对这两类噪声可以通过选择合适的系统硬件参数．如滤波器频率等加以剔除，其识别一般也并不太困难。由于伴随裂纹萌生和扩展产生能量的迅速释放。因此，同裂纹有关的AE信号频率较高，上升和持续时间都较短。摩擦噪声与感兴趣的AE信号总是处于同一位置．其幅度一般还较大。因此在整个疲劳试验过程中，如何剔除或识别摩擦噪声确实很困难。声发射信号多发生在疲劳试验的大载荷期间，这对其识别会有所帮助。本文提出用一种特殊的相关法来帮助识别裂纹声发射信号。
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