馮璐璐，李全通，焦勝博，張海濤

(空軍工程大學航空航天工程學院，陜西西安 710038)

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鋁合金結構疲勞裂紋監(jiān)測研究

馮璐璐，李全通，焦勝博，張海濤

(空軍工程大學航空航天工程學院，陜西西安 710038)

針對航空器金屬結構裂紋擴展監(jiān)測的特點和需要，文中提出了一種基于柔性平面的非對稱渦流陣列傳感器，構建了其半解析正向模型，優(yōu)化了傳感器工作頻率、提離距離等參數。然后搭建了基于渦流陣列傳感器的結構裂紋在線監(jiān)測系統(tǒng)，開展了2A-12鋁合金裂紋擴展監(jiān)測實驗。模型仿真結果表明：非對稱渦流陣列傳感器存在最優(yōu)工作頻率，隨著提離距離的增加最優(yōu)工作頻率值減小。實驗結果表明非對稱渦流陣列傳感器實現(xiàn)了對2A-12鋁合金半孔板試樣的實時裂紋監(jiān)測，監(jiān)測精度達到了1 mm。

裂紋監(jiān)測；非對稱渦流傳感器；疲勞損傷；鋁合金

0 引言

目前飛機的結構材料仍以金屬材料為主，特別是結構中的承力構件幾乎全是由鋁合金、強度鋼及鈦合金等材料制成。鋁合金具有較高的抗腐蝕性、良好的可焊性和中等強度比，被廣泛運用于飛機、艦船及汽車等的制造工業(yè)中[1 ]。我國自行設計研制的第二代戰(zhàn)斗機機體結構用材中鋁合金占80%以上，在研的第三代戰(zhàn)斗機機體結構用材仍在60%～70%[2-3 ]。在飛機服役過程中，金屬結構受到交變載荷的作用，不可避免地會出現(xiàn)疲勞損傷。同時飛機機體結構中存在大量的開口、槽、銷釘等結構形式，這些部位由于存在應力集中極易產生疲勞裂紋。裂紋的萌生和擴展往往造成飛機結構突然破壞，甚至發(fā)生機毀人亡的嚴重事故。因此有必要對飛機金屬結構的完整性開展實時監(jiān)測。飛機結構損傷監(jiān)測技術以各種先進理論與方法為基礎，利用各種手段獲取結構運行狀態(tài)參數，通過分析傳感器監(jiān)測信號來識別結構突發(fā)和累計損傷(含裂紋)發(fā)生位置與破壞程度，并對發(fā)生后果的可能性進行判斷與預測，為飛機結構設計、計算和分析提供依據。

受目前技術水平和監(jiān)測方法的限制，現(xiàn)有的基于各類傳感器的結構健康監(jiān)控方法還無法實現(xiàn)傳感器與被測結構的無縫融合，而通常采取將傳感器貼附或嵌入到結構表面的方式實現(xiàn)對結構損傷狀態(tài)的監(jiān)測，如光纖技術、聲發(fā)射、智能信息涂層及相對真空度等[ 4-5 ]，但這些技術在實際工程應用中存在諸多問題，如聲發(fā)射技術無法對損傷進行定量監(jiān)測、智能信息涂層由于其隨附損傷特性原理導致涂層經常出現(xiàn)脫落、損壞等耐久性問題。目前，一類具有柔性平面特點的渦流陣列傳感器因其具有諸多優(yōu)勢而逐漸地被應用到結構健康監(jiān)測中，其具有裂紋監(jiān)測高靈敏度和裂紋監(jiān)測非接觸式的優(yōu)點，可用于監(jiān)測具有復雜平面的結構，并且通過現(xiàn)有成熟柔性電路板工藝制備，有利于進一步的工程推廣應用。在這類柔性平面渦流陣列傳感器中，最具有代表性的是MWM(Meandering Winding Magnetometer)[6 ]傳感器以及歐洲空中客車工業(yè)公司在空客320現(xiàn)役客機上采用的ETFS(Eddy Current Foil Sensor)。

針對飛機結構健康監(jiān)控的特點和需要，本文設計了一種適用于金屬半孔結構的渦流陣列傳感器，建立了基于此傳感器的飛機金屬結構裂紋實時監(jiān)測方案,并構建了傳感器正向解析模型，優(yōu)化了傳感器的最優(yōu)工作頻率和最優(yōu)導線厚度。通過2A-12鋁合金疲勞裂紋擴展實驗驗證監(jiān)測方案可行性，得到非對稱渦流陣列傳感器的裂紋監(jiān)測精度，進一步驗證基于渦流陣列傳感器的裂紋實時監(jiān)測系統(tǒng)的可靠性。

1 非對稱渦流陣列傳感器

1.1 傳感器簡化模型

非對稱渦流陣列傳感器是針對飛機結構中半孔、槽、角等應力集中部位而提出的，其簡化物理模型如圖1所示。不同于傳統(tǒng)渦流檢測中所使用的多匝繞制線圈，非對稱渦流陣列傳感器由共面的單匝激勵線圈和感應線圈構成。圖中共有4個感應通道，從左到右依次為1、2、3、4通道，激勵線圈周期性延伸，感應線圈位于感應線圈的2條導線之間[ 7-8 ]。

圖1 非對稱渦流陣列傳感器簡化物理模型

傳感器工作時，激勵電流I在矩形區(qū)域1、2、3、4內產生激勵場，由法拉第電磁感應定律可知，區(qū)域1、2、3、4內所包含的感應線圈感生出V01、V02、V03、V04，而位于相應區(qū)域下方的結構損傷可通過渦流影響相應通道的感生電壓，則感生電壓的變化可以判斷裂紋損傷的當前位置，即非對稱渦流傳感器通過類似一種分段監(jiān)測的機制來實現(xiàn)對結構裂紋損傷的定量監(jiān)測。

1.2 半解析正向模型的建立

非對稱渦流陣列傳感器損傷監(jiān)測半解析模型的核心在于建立感應線圈輸出信號與將損傷等效為被監(jiān)測結構電導率和磁導率變化之間的關系[9 ]。激勵線圈中的電流激勵信號是時諧激勵源，激勵磁場和感應磁場均屬于時諧電磁場，由時諧電磁場的麥克斯韋方程組得到時諧場磁矢A的微分方程：

Δ2A=-μJs-k2A

(1)

式中：μ為介質的磁導率；k為電流密度；Js為外電源的電流密度。

由于磁矢A是周期函數，根據傅里葉級數可知，周期性分布的場量可以表示為傅里葉級數形式，因此磁矢函數A可以表示成傅里葉級數形式。由傅里葉級數表達式可知，傅里葉級數系數的求解是模型構建的關鍵。激勵線圈中通入激勵電流后，根據渦流理論和集膚效應，電流密度在激勵線圈導線中的分布并不均勻，成兩側高中間低的規(guī)律，如圖2所示。

圖2 電流密度分布規(guī)律示意圖

根據激勵線圈中電流分布規(guī)律，把激勵線圈按照余弦規(guī)律取n個配點，如圖3所示。

圖3 線圈截面配點及子域劃分方式

每段電流密度函數可以通過兩端的電流密度差指點線性插值得到，這樣整個傳感器的感應線圈被劃分為n-1段，每段的電流密度函數表達式已知，整個傳感器的電流密度函數可以將n-1段電流密度函數線性疊加得到，即

(2)

為得到界面0處的線電流密度K的級數系數Keven和Kodd，需引入模型數值部分，即在線圈截面上配置離散點和子域，并假設各離散點之間的線電流密度滿足線性分布。

根據傅里葉變換系數的積分式，可以將Keven和Kodd表達為離散點處線電流密度的系數加權疊加，即

(3)

(4)

根據電磁場理論，在不同介質層分界面處，磁場強度和磁矢存在相應的傳遞關系。根據磁場強度H和磁矢A不同介質層中的傳遞關系，得到

同時在界面0處r向磁場強度H滿足切向邊界條件

Hr(z=0+)-Hr(z=0-)=K

(5)

得到磁場強度和磁矢之間的傳遞關系

A=T(σ,μ,L)MKK0

(6)

對線圈內部的任意閉合環(huán)路應用法拉第電磁感應定律得

(7)

將激勵線圈電流定義為1 A，則可得各通道感應線圈感應電壓，最后得到各感應線圈通道的跨阻抗值。

2 損傷監(jiān)測靈敏度分析

2A-12鋁合金以其較高的強度、良好的塑性成形能力和機械加工性能成為航空工業(yè)中使用最為廣泛的鋁合金之一。本節(jié)以2A-12鋁合金半孔樣板件為被監(jiān)測結構，應用上節(jié)構建的損傷監(jiān)測半解析模型，分析激勵頻率和導線厚度對損傷監(jiān)測靈敏度的影響，尋找最佳的工作頻率和對應的提離距離。定義損傷監(jiān)測靈敏度Sσ

(8)

式中:ZA為傳感器跨阻抗幅值；σ為2A-12鋁合金電導率；ΔZA和Δσ分別為結構損傷引起的跨阻抗幅值和電導率的變化量；ZA0和σ0分別為結構未發(fā)生損傷時的跨阻抗幅值和電導率。

本文所使用的是四通道非對稱渦流陣列傳感器，考慮到傳感器各個通道的跨阻抗隨輸入參數的變化規(guī)律是一致，本文選取第一通道進行損傷監(jiān)測靈敏度分析。不同提離距離情況下傳感器損傷監(jiān)測靈敏度隨著激勵頻率的變化如圖4所示。

圖4 不同提離距離下的損傷監(jiān)測靈敏度隨激勵頻率的變化

由圖4可看出，在同一提離距離下，隨著工作頻率由低到高，傳感器的損傷監(jiān)測靈敏度先增大后減小，非對稱渦流陣列傳感器存在最優(yōu)工作頻率[10 ]。對比3種提離距離傳感器的損傷監(jiān)測靈敏度發(fā)現(xiàn)，隨著距離的增加傳感器的最優(yōu)損傷監(jiān)測靈敏度較小，這是由于隨著提離距離的增加，激勵線圈在被測結構表面感應出的電渦流減弱，相應的等效損傷參數對感應磁場的影響減弱，所以傳感器對裂紋的靈敏度會減弱。同時，隨著提離距離的增加，傳感器的最優(yōu)工作頻率增加。

傳感器中感應線圈和激勵線圈導線的厚度影響著電流在其內部的分布，因此有必要弄清導線厚度對傳感器對裂紋損傷監(jiān)測能力的規(guī)律進行研究。不同導線厚度下傳感器損傷監(jiān)測靈敏度隨激勵頻率的變化如圖5所示。

圖5 不同導線厚度下的傳感器損傷監(jiān)測靈敏度隨激勵頻率的變化

從圖5可以看出，不同導線厚度下，傳感器損傷監(jiān)測靈敏度隨頻率的變化趨勢基本一致，隨著導線厚度的變化，傳感器損傷監(jiān)測靈敏度略有下降。

3 2A-12鋁合金疲勞裂紋擴展監(jiān)測試驗

3.1 試驗件制備

選用2A-12鋁合金板材半孔樣板試驗件作為研究對象，如圖6所示。傳感器為單層結構四感應通道渦流陣列傳感器，線圈的材料為黃銅。傳感器與平板之間的提離距離為0.2 mm。

圖6 2A-12鋁合金半孔試驗件

3.2 試驗件有限元分析

對試驗件進行三維有限元仿真，分析試驗件在拉伸載荷作用時應力的分布，找到應力最大的部位。為裂紋擴展試驗中傳感器的布置提供依據。根據制備的半孔試驗件，建立其有限元實體模型，如圖7所示。

圖7 試驗件實體模型

在進行裂紋監(jiān)測時，需將傳感器安裝在易于發(fā)生疲勞裂紋的部位，通過分析尋找試驗件的高應力部位，獲取疲勞源的部位。對試驗件實體模型劃分網格，設置拉力為15 kN，應力分布如圖8所示。

圖8 孔邊局部應力分布圖

從孔邊局部應力分布圖8中看出，孔的中心部位應力水平最高，因此這一部位容易成為疲勞源，即是容易產生疲勞裂紋的部位。

3.3 試驗過程

將傳感器用膠粘貼覆在半孔一側，通過材料試驗系統(tǒng)對試驗件加載荷譜，在中心孔邊萌生裂紋并擴展，載荷譜如表1所示。

表1 程序載荷譜

在試驗過程中，通過搭建的裂紋實時監(jiān)測系統(tǒng)對傳感器信號進行實時采集，經過濾波和特征提取后在電腦屏幕中實時顯示出來。試驗過程現(xiàn)場如圖9所示。

圖9 疲勞裂紋試驗現(xiàn)場

試驗時將試驗件安裝于疲勞試驗機(MTS810)上。連接相應的測量設備；啟動裂紋監(jiān)測系統(tǒng)和疲勞試驗機，歸一化激勵信號頻率為0.2 Hz，載荷施加頻率為10 Hz；試驗過程中監(jiān)測傳感器的輸出信號，直至試驗件斷裂時停止監(jiān)測。

3.4 試驗結果分析

采集非對稱渦流陣列傳感器四個通道在試驗過程中的信號并作圖，由于在試驗過程中存在振動及設備電磁干擾，因此作圖時首先進行小波去噪處理，并將采集信號進行奇異值分析，4通道的采樣信號曲線如圖10～圖13所示。

圖10 通道1幅值比變化對比曲線

圖11 通道2幅值比變化對比曲線

圖12 通道3幅值比變化對比曲線

圖13 通道4幅值比變化對比曲線

從圖10～圖13中看出，經過小波去噪后高頻噪聲信號被濾除，四個通道在采集信號過程中均存在奇異點(A、B、C、D點)，表明當鋁合金試件裂紋擴展到關鍵點(對應1 mm、2 mm、3 mm、4 mm)，對應通道的采集信號出現(xiàn)幅值奇異點，這些奇異點表征了裂紋擴展到相應距離。本文搭建的基于渦流陣列傳感器的疲勞裂紋系統(tǒng)能夠實現(xiàn)對傳感器輸入信號的自動控制，傳感器輸出信號采集、處理及終端顯示的實時化，滿足對提出的渦流陣列傳感器進行飛機金屬結構疲勞裂紋在線試驗的要求。采用小波變換能夠有效地過濾噪聲信號，使得信號特征得到顯著加強，結合奇異點的檢測，準確、快速的檢測到裂紋的萌生及擴展。將各通道幅值比變化曲線中的拐點作為特征點，通道1能夠對累積損傷進行監(jiān)控，通道2、3、4能夠對疲勞裂紋擴展長度進行定量，且其精度達到1 mm。

4 結束語

本文運用非對稱渦流陣列傳感器，對鋁合金半孔試驗件的應力集中部位進行損傷檢測，得出以下結論：

(1)搭建的裂紋在線監(jiān)測系統(tǒng)完成了信號產生、傳輸、采集及處理全過程，在實驗室條件下具備對裂紋損傷進行監(jiān)測的能力；

(2)在同一提離距離下，隨著工作頻率由低到高，傳感器的損傷監(jiān)測靈敏度先增大后減??；

(3)非對稱渦流陣列傳感器具備對疲勞裂紋損傷定量監(jiān)測的能力，在試驗中準確的監(jiān)測到了裂紋的擴展過程，裂紋監(jiān)測精度達到了1 mm。

[1] 侯英瑋，王瑩.5083鋁合金彎曲性能的試驗研究.大連交通大學學報，2012,33(1)：65-68.

[2] 張明新,劉勝膽.航空鋁合金機器材料加工.中國材料進展，2013,32：39-55.

[3] 馬敏，吳海超.基于ECT的飛機復合材料檢測方法研究.儀表技術與傳感器，2014(7)：100-103.

[4] GUO H L，XIAO G Z，MRAD N，et.al．Fiber Optic Sensors for Structure Health Monitoring of Air Platforms.Sensors，2011(11)：3687-3705.

[5] GIURGIUTIR V,LIN B,GSANTONI-BOTTAI,et al.Space Application of Piezoelectric Wafer Active Sensors for Structural Health Monitoring.Journal of Intelligent Material Systems and Structures，2011(22):1359-1370.

[6] RUSSELL R，JABLONSKI D,WASHABAUGH A,et.al.Development of Meandering Winding agnetometer(MWM) Eddy Current Sensors for the Health Monitoring,odeling and Damage Detection of High Temperature Composite Materials．32nd HIGH TEMPLE Workshop，Palm Springs，2012.

[7] 李培源，杜金強，何宇廷，等.鈦合金結構疲勞損傷檢測試驗研究.傳感器與微系統(tǒng)，2014，33 (7)：13-16.

[8] 焦勝博，丁華，何宇廷,等.基于渦流陣列傳感器的金屬結構裂紋監(jiān)測方案可行性研究.傳感器與微系統(tǒng)，2013，32(8)：43-46.

[9] 丁華，何宇廷，焦勝博，等.基于渦流陣列傳感器的金屬結構疲勞裂紋檢測.北京航空航天大學學報，2012，38(12)：1629-1633.

[10] 杜金強，何宇廷，丁華,等.基于渦流陣列的裂紋檢測仿真分析.無損檢測，2011，33(7)：21-24.

《管道技術與設備》雜志

控制與測量專欄征稿

征稿范圍：

有關管道系統(tǒng)及儲存設施的自動控制(壓力、流量、溫度等)，測量技術，腐蝕尋線，檢測探傷等儀器設備的新成果、新工藝及應用實例等。包括故障診斷及其分析，檢測儀器、檢測方法和檢測裝置的研究；計算機輔助設計、輔助試驗和輔助制造的研究和應用；在線監(jiān)測的研究和應用；執(zhí)行機構、調節(jié)閥等的設計和研究。

網址：http://www.52gdw.com

電話：024-88718619

Research on Fatigue Crack Monitoring of Aluminum Structure

FENG Lu-lu，LI Quan-tong，JIAO Sheng-bo，ZHANG Hai-tao

(Aeronautics and Astronautics Engineering College，Air force Engineering University，Xi’an 710038，China)

To monitor the crack damage located at metal frame,a kind of unsymmetrical current sensor with flexible and planar features was introduced.Semi-analytical model of the sensor was constructed and the driving frequency and liftoffs were optimized though the constructed model.Fatigue crack monitoring experiment of 2A-12 aluminum alloy specimen was carried out to verify the fatigue crack monitoring capability of sensor.Analysis results show that optimized driving frequency exists under difference liftoffs and the optimized damage monitoring sensitivity decreases with the increasing of liftoffs.Monitoring experiment result indicates that unsymmetrical sensor has a certain ability to monitor the fatigue damage with an accuracy of 1 mm.

crack monitoring;unsymmetrical eddy-current sensor;fatigue damage;aluminum

2015-02-15 收修改稿日期：2015-08-06

V216.3

A

1002-1841(2015)12-0057-04

馮璐璐(1988—)，碩士生在讀，研究領域為動力裝置結構、強度與振動。E-mail：215086183@qq.com 李全通(1963—)，教授，碩士生導師。研究領域為動力裝置結構、強度與振動。