崔榮洪，劉凱, ，侯波，譚翔飛，何宇廷

1. 空軍工程大學(xué) 航空航天工程學(xué)院，西安 710038 2. 陸軍航空兵研究所，北京 101121

在飛機(jī)使用過程中，由于各種載荷和環(huán)境條件的作用，金屬結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度會(huì)逐漸降低，出現(xiàn)疲勞、腐蝕、磨損等多種形式的損傷，從而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)失效，其中疲勞裂紋損傷是金屬結(jié)構(gòu)在服役過程中最直接和終極的損傷模式[1]。對(duì)機(jī)體主要承載結(jié)構(gòu)和重要部件進(jìn)行裂紋監(jiān)測(cè)是防止、減少安全隱患和災(zāi)難性事故發(fā)生的一種重要手段[2]。

目前，國(guó)內(nèi)外的飛機(jī)結(jié)構(gòu)裂紋監(jiān)測(cè)中所應(yīng)用的傳感器主要包括光纖傳感器[3-6]、渦流傳感器[7]、聲發(fā)射傳感器[8]、壓電薄膜傳感器[9]、相對(duì)真空傳感器[10]等。然而，在實(shí)際應(yīng)用當(dāng)中，大多數(shù)已有的裂紋監(jiān)測(cè)技術(shù)多存在精確性低、耐久性差、虛警率高等問題。同時(shí)，飛機(jī)金屬結(jié)構(gòu)往往工作在電磁干擾、振動(dòng)、腐蝕、高低溫等復(fù)雜環(huán)境中，且金屬結(jié)構(gòu)自身服役年限長(zhǎng)，這些傳感器的穩(wěn)定性和耐久性往往難以滿足要求。因此，提升傳感器在惡劣服役環(huán)境下的穩(wěn)定性和耐久性，是裂紋監(jiān)測(cè)技術(shù)工程化應(yīng)用的重點(diǎn)難點(diǎn)。

電位監(jiān)測(cè)法[11]因具有原理簡(jiǎn)單、準(zhǔn)確性高、適用于復(fù)雜環(huán)境等特點(diǎn)近幾年來(lái)被廣泛使用。何宇廷等[12]設(shè)計(jì)了一種基于電位法的裂紋監(jiān)測(cè)傳感器，并通過對(duì)傳感器有限元模型的輸出特性分析，驗(yàn)證了該方案的可行性。Behnam等[13]通過在鋁合金表面涂覆納米環(huán)氧樹脂薄膜傳感器實(shí)現(xiàn)了對(duì)金屬裂紋的監(jiān)測(cè)，分析了在不同載荷下傳感器的靈敏性。侯波等[14]提出了一種基于Ti/TiN薄膜的結(jié)構(gòu)裂紋監(jiān)測(cè)方案，并驗(yàn)證了傳感器與基體的損傷一致性，并進(jìn)行了裂紋監(jiān)測(cè)試驗(yàn)。以上研究表明，將電位法與現(xiàn)代表面工程技術(shù)結(jié)合起來(lái)，在制備穩(wěn)定性好、耐久性強(qiáng)的裂紋監(jiān)測(cè)傳感器中具有巨大的潛力。現(xiàn)階段提高裂紋監(jiān)測(cè)傳感器的耐久性和穩(wěn)定性的主要手段大體可以分為改進(jìn)工藝和進(jìn)行封裝保護(hù)兩種。譚翔飛等[15]考察了銅薄膜傳感器的耐蝕性能，探索出了耐蝕性能最佳的沉積工藝參數(shù)，并檢驗(yàn)了腐蝕環(huán)境影響后裂紋監(jiān)測(cè)結(jié)果的可靠性。劉健光等[16]針對(duì)ICMS傳感器涂層提出了噴涂IMR21納米復(fù)合面漆對(duì)傳感器進(jìn)行保護(hù)的方法，并提出了加速耐久性試驗(yàn)方法對(duì)模擬試驗(yàn)件進(jìn)行考核。因此，通過工藝優(yōu)化和采用封裝、保護(hù)措施可以有效增強(qiáng)傳感器的耐損傷性能，這需要大量有針對(duì)性的試驗(yàn)工作。

本文以物理氣相沉積(Physical Vapour Deposition，PVD)薄膜傳感器[17]為研究對(duì)象，首先采用不同的沉積材料和封裝工藝制備了PVD薄膜傳感器，綜合對(duì)比了這些傳感器的耐損傷性能和監(jiān)測(cè)性能之后，選擇出了性能最佳的沉積材料和封裝工藝。隨后，根據(jù)飛機(jī)金屬結(jié)構(gòu)的服役狀況，編制了對(duì)應(yīng)的環(huán)境譜以及可用于實(shí)驗(yàn)室試驗(yàn)的加速試驗(yàn)譜。最后，使用所編制的加速試驗(yàn)譜對(duì)采用最佳沉積材料和工藝參數(shù)制備的薄膜傳感器開展了模擬服役環(huán)境下PVD薄膜傳感器監(jiān)測(cè)結(jié)構(gòu)疲勞裂紋的應(yīng)用驗(yàn)證。

1 高耐久性薄膜傳感器

飛機(jī)結(jié)構(gòu)的耐久性一般指在規(guī)定的期限內(nèi)，飛機(jī)結(jié)構(gòu)抵抗疲勞開裂、腐蝕、熱老化、剝離、脫層、磨損和外來(lái)物損傷作用的能力[18]。PVD薄膜傳感器與基體結(jié)構(gòu)具有良好的損傷一致性，雖然它能夠檢測(cè)疲勞裂紋等結(jié)構(gòu)損傷，但傳感器本身不會(huì)因?yàn)槠谳d荷的作用而先于基體結(jié)構(gòu)破壞。因此，PVD薄膜傳感器的耐久性主要指它在服役環(huán)境下的抗腐蝕/老化能力，即在規(guī)定的使用年限和日歷壽命期內(nèi)，PVD薄膜傳感器不會(huì)因?yàn)榄h(huán)境腐蝕/老化而失效。

1.1 導(dǎo)電傳感層沉積材料選擇

PVD薄膜傳感器由絕緣隔離層、導(dǎo)電傳感層和封裝保護(hù)層3層結(jié)構(gòu)組成[17]。導(dǎo)電傳感層是PVD薄膜傳感器的核心部件。當(dāng)基體發(fā)生疲勞損傷時(shí)，具有隨附損傷特性的導(dǎo)電傳感層也會(huì)出現(xiàn)相應(yīng)的裂紋，并隨基體結(jié)構(gòu)裂紋不斷擴(kuò)展，引起損傷區(qū)域的電位場(chǎng)發(fā)生變化，從而可以通過分析導(dǎo)電傳感層電阻(電位)監(jiān)測(cè)數(shù)據(jù)的變化獲得裂紋的相關(guān)信息。為了在保證傳感器監(jiān)測(cè)功能正常的同時(shí)具有較高的的耐久性，本文分別選擇Al、TiN、Cu 3種材料作為導(dǎo)電傳感層沉積材料制備了PVD薄膜傳感器，并從以下幾個(gè)方面對(duì)PVD薄膜傳感器的性能進(jìn)行了比較：①PVD薄膜材料與基體材料的相容性；②成膜后PVD薄膜電阻的穩(wěn)定性；③成膜后PVD薄膜的承載能力。具體沉積工藝參數(shù)如表1所示。

制備完成的不同沉積材料的PVD薄膜傳感器如圖1所示，由圖1(a)可見：Al薄膜傳感器的顏色較暗，這可能是Al薄膜在空氣中發(fā)生氧化造成的；Ti/TiN薄膜呈TiN膜層的金黃色；銅薄膜呈紅褐色。從每種相同沉積材料制備的薄膜傳感器中選用在不同沉積時(shí)間下制備的薄膜傳感器各3件，測(cè)量得出導(dǎo)電傳感層厚度分別為2、4和6 μm。為了進(jìn)一步考察薄膜傳感器的電阻穩(wěn)定性，將這3組PVD薄膜傳感器試樣分別置于干燥瓶中，每隔24 h進(jìn)行一次傳感器電阻值測(cè)量，得到傳感器電阻值R隨存儲(chǔ)時(shí)間T的變化情況如圖2所示，其中藍(lán)色、綠色、紅色的電阻值曲線分別對(duì)應(yīng)沉積材料為Al、Ti/TiN、Cu的薄膜傳感器，各組中編號(hào)由小到大的曲線分別對(duì)應(yīng)相應(yīng)沉積材料傳感層的厚度依次為2、4和6 μm。

Al薄膜電阻值隨時(shí)間變化較為劇烈，且未能趨向穩(wěn)定。分析認(rèn)為，Al薄膜電阻變化的原因是膜層中Al原子活性很大；與空氣中的氧氣發(fā)生反應(yīng)，導(dǎo)致Al薄膜導(dǎo)電性能降低。進(jìn)一步試驗(yàn)證明，即使對(duì)Al薄膜進(jìn)行封閉處理，其電阻值隨時(shí)間變化仍較為劇烈。因此，不適宜采用Al作為PVD薄膜傳感器導(dǎo)電傳感層的沉積材料。

TiN薄膜具有優(yōu)良的導(dǎo)電性能、高溫化學(xué)穩(wěn)定性、耐腐蝕性能、耐磨損性能以及高硬度、高熔點(diǎn)，又具有抗熱沖擊、熱輻射和電磁脈沖等性能，已成為目前工業(yè)研究和應(yīng)用最為廣泛的薄膜材料之一[18]。但是，TiN膜層和2A12-T4鋁合金基體之間膨脹系數(shù)的較大差異會(huì)造成薄膜與基體結(jié)合性能較差。而Ti與TiN膜層和鋁基體之間的膨脹系數(shù)相對(duì)較小，因而在TiN膜層和鋁基體之間施加Ti過渡層有利于減緩由膨脹系數(shù)差異引起的內(nèi)應(yīng)力增大，明顯提高膜層/基體結(jié)合力[19]?；谝陨峡紤]，選擇Ti/TiN復(fù)合薄膜作為PVD薄膜傳感器導(dǎo)電傳感層的備選材料之一。由圖2可見，Ti/TiN薄膜傳感器電阻值隨時(shí)間變化緩慢，且趨向穩(wěn)定，因此從電阻穩(wěn)定性方面考慮，Ti/TiN復(fù)合膜層適合作為PVD薄膜傳感器導(dǎo)電傳感層材料。

表1 PVD工藝參數(shù)Table 1 PVD process parameters

Cu薄膜由于導(dǎo)電性強(qiáng)、熱膨脹系數(shù)小、導(dǎo)熱性好和抗電遷移能力強(qiáng)等優(yōu)良性能，近年來(lái)作為導(dǎo)電薄膜在微電子領(lǐng)域廣泛應(yīng)用[20]。由圖2可知，隨著儲(chǔ)存時(shí)間的增加，Cu薄膜傳感器電阻值略有增大，這說明Cu薄膜的電阻穩(wěn)定性略低于Ti/TiN復(fù)合薄膜。但在隨后進(jìn)行的雙向彎曲試驗(yàn)[21]中厚度為4 μm的Cu薄膜和Ti/TiN復(fù)合薄膜的平均循環(huán)加載次數(shù)分別為823和261次，這表明Cu薄膜與基體的結(jié)合力和抗彎強(qiáng)度大大優(yōu)于Ti/TiN復(fù)合薄膜，Ti/TiN復(fù)合薄膜在大的彎曲載荷下極易失效。在對(duì)Cu薄膜進(jìn)行封閉處理后，其電阻值趨于穩(wěn)定。由于PVD薄膜傳感器的3層結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中考慮了對(duì)導(dǎo)電傳感層的封裝保護(hù)，擬選定Cu作為高耐久性PVD薄膜傳感器導(dǎo)電傳感層的沉積材料。

1.2 封裝保護(hù)工藝研究

封裝保護(hù)層用以消除各種外界因素對(duì)電位監(jiān)測(cè)信息的干擾，避免傳感器受到腐蝕、磨損、撞擊、熱老化等損傷。同時(shí)，封裝保護(hù)層還應(yīng)具備較強(qiáng)的結(jié)合力和載荷承載能力，且與基體具有較好的損傷一致性。氮化鋁(AlN)具有許多突出的物理化學(xué)性能，如大的擊穿場(chǎng)強(qiáng)(10 kV/m)，高電阻率，良好的化學(xué)穩(wěn)定性，高熔點(diǎn)，低的熱膨脹系數(shù)等。這些性質(zhì)使它成為微電子學(xué)和光學(xué)領(lǐng)域內(nèi)光電器件的絕緣層和緩沖層的絕佳材料[20]。課題組考慮制備氮化鋁作為PVD薄膜傳感器的封裝保護(hù)層。

試驗(yàn)采用不銹鋼片作為基體材料，試樣尺寸為100 mm×40 mm×1.2mm，擬制備AlN薄膜的面積為50 mm×40 mm。AlN薄膜沉積步驟如下：首先，將不銹鋼試樣依次經(jīng)400#、600#、800#砂紙研磨后，用W2.5金剛石研磨膏拋光。其次，分別用蒸餾水和四氯化碳溶劑清洗5 min以除去試樣表面的油污，將試樣烘干后裝入到PVD薄膜傳感器制備系統(tǒng)的真空鍍膜室內(nèi)，與靶間距約為230 mm。然后對(duì)試樣進(jìn)行氬離子轟擊以進(jìn)一步清洗試樣表面。最后，采用PVD薄膜傳感器制備系統(tǒng)在試樣表面進(jìn)行AlN薄膜沉積，薄膜沉積具體工藝參數(shù)如表2所示。

為了驗(yàn)證AlN薄膜封裝PVD薄膜傳感器的可行性，首先對(duì)制備好的AlN試樣進(jìn)行了結(jié)合力測(cè)試與損傷一致性測(cè)試，結(jié)果顯示AlN薄膜的結(jié)合力與損傷一致性均能滿足裂紋監(jiān)測(cè)需求，在此，重點(diǎn)對(duì)AlN薄膜的抗腐蝕性能進(jìn)行考察。本研究采用中性鹽霧試驗(yàn)考核AlN薄膜的耐腐蝕性能，試驗(yàn)條件如表3所示；采用根據(jù)國(guó)標(biāo)GB/T 6461—2002《金屬基體上金屬和其它無(wú)機(jī)覆蓋層經(jīng)腐蝕試驗(yàn)后的試樣和試件的評(píng)級(jí)》[22]所制定的腐蝕率評(píng)級(jí)標(biāo)準(zhǔn)和外觀評(píng)級(jí)標(biāo)準(zhǔn)執(zhí)行對(duì)制備的PVD薄膜鹽霧試驗(yàn)結(jié)果的判定。腐蝕率評(píng)級(jí)標(biāo)準(zhǔn)如表4所示[22]，外觀評(píng)級(jí)標(biāo)準(zhǔn)如表5所示[22]。

將制備好AlN薄膜的試樣放入鹽霧試驗(yàn)箱進(jìn)行鹽霧試驗(yàn)，鹽霧試驗(yàn)前后試樣形貌如圖3所示，圖中從左至右依次為基體偏壓50、100、150、200和250 V時(shí)制備的AlN薄膜試樣。試驗(yàn)結(jié)果如表6所示，由鹽霧試驗(yàn)結(jié)果可知：整個(gè)試驗(yàn)過程中試樣表面未出現(xiàn)腐蝕產(chǎn)物，AlN薄膜耐腐蝕性能優(yōu)良，但是鹽霧試驗(yàn)經(jīng)歷一段時(shí)間后，AlN薄膜局部消失露出基體，其中基體偏壓為250 V時(shí)制備的AlN薄膜對(duì)基體保護(hù)效果最好。分析認(rèn)為，AlN表面存在致密的氧化物薄膜，可以抵抗氯化物的侵襲，所以表現(xiàn)出良好的耐腐蝕性能，但是氮化鋁在水中會(huì)慢慢水解，氮化鋁不能單獨(dú)用于PVD薄膜傳感器封裝，需要對(duì)氮化鋁薄膜進(jìn)行表面防水處理。經(jīng)過對(duì)多種方案的對(duì)比試驗(yàn)，課題組最終決定采用具有優(yōu)異耐水、防潮性能的705硅膠對(duì)AlN薄膜進(jìn)行防水處理，同時(shí)采用兩種工藝對(duì)PVD薄膜傳感器進(jìn)行封裝。

表2 AlN薄膜制備工藝參數(shù)Table 2 AlN film deposition process parameters

表3 鹽霧腐蝕試驗(yàn)條件Table 3 Salt spray corrosion test condition

表4 腐蝕率評(píng)級(jí)標(biāo)準(zhǔn)[22]

表5 外觀評(píng)級(jí)標(biāo)準(zhǔn)[22]Table 5 Appearance grade evaluation criterion[22]

表6 AlN薄膜鹽霧腐蝕試驗(yàn)結(jié)果Table 6 Result of salt spray corrosion test of AlN film

1.3 薄膜傳感器制備

通過上述研究，最終確定高耐久性PVD薄膜傳感器制備方案如下：

1)采用硫酸-硼酸陽(yáng)極氧化工藝[23]在2A12-14鋁合金中心孔板試件上制備厚度約為15 μm的Al2O3絕緣隔離層。

2)以Cu為沉積材料采用脈沖偏壓多弧離子鍍技術(shù)[19]在絕緣隔離層上制備同心雙環(huán)狀導(dǎo)電傳感層陣列[24]，具體工藝參數(shù)如表1所示。

3)采用如表2所示工藝參數(shù)(基體負(fù)偏壓為250 V)在制備好的導(dǎo)電傳感層上制備AlN封裝保護(hù)層，然后采用705硅膠進(jìn)行防水處理，并采用YC-01導(dǎo)電銀膠將引線與薄膜傳感器連接。

通過上述工藝制備完成的高耐久性薄膜傳感器如圖4所示。

2 環(huán)境耦合加速試驗(yàn)

飛機(jī)在服役期間，所經(jīng)歷的環(huán)境包括空中飛行環(huán)境和地面停放環(huán)境。一般情況下，地面停放時(shí)間占很大比例，占服役時(shí)間的95%以上[25]，且部分機(jī)場(chǎng)環(huán)境兼有海洋大氣環(huán)境和工業(yè)大氣環(huán)境的特點(diǎn)，因此地面停放環(huán)境是影響飛機(jī)金屬結(jié)構(gòu)腐蝕損傷的主要原因。本文綜合考慮對(duì)金屬結(jié)構(gòu)性能影響較大的環(huán)境因素，編制加速環(huán)境譜，模擬服役環(huán)境對(duì)薄膜傳感器監(jiān)測(cè)性能的影響。

2.1 加速環(huán)境譜

服役環(huán)境隨地域分布和季節(jié)氣候變化會(huì)有不同程度的差異，但對(duì)金屬結(jié)構(gòu)產(chǎn)生腐蝕影響的環(huán)境因素[26]幾乎不變。主要包括：紫外線輻射、溫度、濕度、鹽霧和pH值等。根據(jù)以上服役環(huán)境因素，編制實(shí)驗(yàn)室內(nèi)可實(shí)現(xiàn)的加速環(huán)境譜，如圖5所示。

在加速環(huán)境譜中，紫外線輻射實(shí)驗(yàn)用于模擬飛機(jī)金屬結(jié)構(gòu)因太陽(yáng)輻射所產(chǎn)生嚴(yán)酷的熱應(yīng)力對(duì)結(jié)構(gòu)和薄膜傳感器的破壞；熱沖擊實(shí)驗(yàn)用于模擬飛機(jī)金屬在外場(chǎng)停放時(shí)的溫度沖擊效應(yīng)，考察薄膜傳感器的熱性能、電導(dǎo)性，以及在材料收縮/膨脹率不同的情況下結(jié)構(gòu)和薄膜的變形或破裂情況；低溫環(huán)境試驗(yàn)用于模擬飛機(jī)飛行時(shí)的低溫效應(yīng)，以及在交變溫度場(chǎng)情況下薄膜的耐久性；鹽霧腐蝕實(shí)驗(yàn)用于模擬大氣環(huán)境對(duì)金屬結(jié)構(gòu)和薄膜傳感器的腐蝕和破壞作用。

根據(jù)文獻(xiàn)[27]中的當(dāng)量加速原理，計(jì)算出鋁合金在5%NaCl溶液和pH為4的H2SO4溶液中鹽霧腐蝕的加速系數(shù)為0.076 68。即試驗(yàn)件在加速譜中作用1 h，等價(jià)于試驗(yàn)件在相對(duì)濕度90%、環(huán)境溫度40 ℃的標(biāo)準(zhǔn)潮濕空氣下作用13.04 h。

2.2 環(huán)境加速試驗(yàn)

將制備完成的試驗(yàn)件依照如圖5所示的加速試驗(yàn)流程循環(huán)進(jìn)行20次，可知試驗(yàn)件在鹽霧腐蝕環(huán)境下作用1 000 h，與試驗(yàn)件按文獻(xiàn)[28]中編制的典型海洋大氣環(huán)境譜下(在鹽霧腐蝕環(huán)境中加速180 h相當(dāng)于完全暴露在外場(chǎng)停放一年)作用5.5年(通常來(lái)說飛機(jī)大修的平均周期為4年左右)等價(jià)。環(huán)境加速試驗(yàn)后試件及薄膜傳感器形貌如圖6所示。

由圖6可見，試樣腐蝕情況為在夾持端面、試樣側(cè)面和傳感器引線暴露部位出現(xiàn)白色的腐蝕產(chǎn)物氫氧化鋁Al(OH)3(或Al2O3(H2O)，薄膜傳感器表面極個(gè)別位置存在微量的銅綠，此外并未發(fā)現(xiàn)薄膜脫層或薄膜裂紋，同心環(huán)狀薄膜傳感器外觀大體良好。采用萬(wàn)用表測(cè)量環(huán)境加速試驗(yàn)后的薄膜傳感器電阻阻值，并與試驗(yàn)前進(jìn)行對(duì)比，如表7所示。

表7 環(huán)境加速試驗(yàn)前后薄膜傳感器電阻值

由結(jié)果可知：經(jīng)過環(huán)境加速試驗(yàn)的薄膜傳感器電阻值較試驗(yàn)前平均增大6.4%，其變化規(guī)律不明顯，但傳感器線路均正常導(dǎo)通，初步證實(shí)薄膜傳感器監(jiān)測(cè)功能完好。試驗(yàn)表明：薄膜傳感器能承受嚴(yán)酷復(fù)雜環(huán)境的考驗(yàn)，具有較高的耐久性和穩(wěn)定性，且在實(shí)際應(yīng)用中，金屬表面的防護(hù)涂層對(duì)結(jié)構(gòu)具有較好的防護(hù)作用，薄膜傳感器的耐腐蝕性能應(yīng)會(huì)更加突出，服役年限也會(huì)更長(zhǎng)。

3 疲勞裂紋監(jiān)測(cè)試驗(yàn)

3.1 試驗(yàn)過程

為了進(jìn)一步監(jiān)測(cè)經(jīng)過加速環(huán)境試驗(yàn)后的薄膜傳感器的損傷監(jiān)測(cè)能力，開展了加速環(huán)境試驗(yàn)后的PVD薄膜傳感器試樣疲勞裂紋監(jiān)測(cè)試驗(yàn)，試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)如圖7所示。試驗(yàn)采用MTS810型液壓伺服疲勞試驗(yàn)機(jī)對(duì)試樣加載常幅疲勞載荷。試驗(yàn)參數(shù)如下：加載頻率f=20 Hz，應(yīng)力比R=0.05，峰值載荷σmax=150 MPa。試驗(yàn)過程中利用阿爾泰USB2828數(shù)據(jù)采集卡和VICTOR86B數(shù)字多用表對(duì)PVD薄膜傳感器進(jìn)行全程跟蹤記錄，同時(shí)通過課題組自主研制的組合式讀數(shù)攝像平臺(tái)(帶顯微鏡、數(shù)顯游標(biāo)電子卡尺，見圖8)實(shí)時(shí)觀察疲勞裂紋萌生、擴(kuò)展?fàn)顟B(tài)，并對(duì)PVD薄膜傳感器監(jiān)測(cè)結(jié)果和顯微鏡觀察測(cè)量結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。

實(shí)際疲勞裂紋形狀不規(guī)則給裂紋長(zhǎng)度描述帶來(lái)一定困難，本文中將裂紋投影到垂直于試樣縱向軸線的中心孔圓心所在平面內(nèi)，定義該平面中裂紋前緣投影點(diǎn)到中心孔邊緣點(diǎn)之間的距離為名義裂紋長(zhǎng)度，用名義裂紋長(zhǎng)度來(lái)描述實(shí)際的裂紋尺寸。

2A12-T4鋁合金中心孔試樣在疲勞循環(huán)加載作用下，經(jīng)歷52 480次循環(huán)斷裂，試樣斷裂后的形貌如圖9所示，可以發(fā)現(xiàn)，在整個(gè)試驗(yàn)過程中PVD薄膜傳感器與基體一體化集成良好，沒有出現(xiàn)脫落、分層等現(xiàn)象。

3.2 結(jié)果分析

試驗(yàn)全過程中完整的PVD薄膜傳感器輸出電位差信號(hào)曲線如圖10所示。顯微鏡觀測(cè)到的裂紋萌生、擴(kuò)展過程如圖11所示，其中，由左至右依次為裂紋萌生和名義裂紋長(zhǎng)度為1、2、3 mm時(shí)同心環(huán)狀PVD薄膜傳感器的形貌。

從圖10中可以看出同心雙環(huán)狀PVD薄膜傳感器的內(nèi)、外環(huán)電位監(jiān)測(cè)信號(hào)具有類似的變化特征，結(jié)合電位監(jiān)測(cè)原理，其電位監(jiān)測(cè)變化曲線可以被兩個(gè)裂紋特征點(diǎn)分為3個(gè)典型特征部分。以內(nèi)環(huán)電位監(jiān)測(cè)信號(hào)為例：圖中A點(diǎn)為PVD薄膜傳感器開始識(shí)別裂紋的特征點(diǎn)，在A點(diǎn)以前，電位監(jiān)測(cè)信號(hào)沒有明顯變化，此時(shí)循環(huán)加載時(shí)間較短，試樣沒有出現(xiàn)疲勞損傷。B點(diǎn)是裂紋穿越PVD薄膜傳感器的特征點(diǎn)，在A點(diǎn)與B點(diǎn)之間，電位監(jiān)測(cè)信號(hào)發(fā)生階躍式突變，此段特征部分比表示裂紋開始萌生并擴(kuò)展通過薄膜傳感器內(nèi)環(huán)，造成內(nèi)環(huán)導(dǎo)電傳感層截面積變小、電阻值變大。過B點(diǎn)后，電位監(jiān)測(cè)信號(hào)保持在高電位值，此時(shí)裂紋已經(jīng)擴(kuò)展通過薄膜傳感器內(nèi)環(huán)。PVD薄膜傳感器外環(huán)電位監(jiān)測(cè)信號(hào)變化趨勢(shì)及特征與內(nèi)環(huán)相同。結(jié)合傳感器平面設(shè)計(jì)及以上對(duì)監(jiān)測(cè)信號(hào)的分析可知：A、B、C、D點(diǎn)對(duì)應(yīng)裂紋長(zhǎng)度分別為0、1、2、3 mm。

3.3 精確度分析

為了分析薄膜傳感器測(cè)量裂紋長(zhǎng)度的準(zhǔn)確性，將PVD薄膜傳感器在線監(jiān)測(cè)結(jié)果與組合式讀數(shù)攝像平臺(tái)觀測(cè)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，如表8所示。

表8 傳感器監(jiān)測(cè)結(jié)果與顯微鏡觀測(cè)結(jié)果對(duì)比

PVD薄膜傳感器監(jiān)測(cè)裂紋萌生與裂紋長(zhǎng)度達(dá)到1 mm(圖10中B點(diǎn))、2 mm(圖10中C點(diǎn))、3 mm(圖10中D點(diǎn))時(shí)對(duì)應(yīng)的循環(huán)次數(shù)與顯微鏡觀測(cè)裂紋萌生與裂紋長(zhǎng)度達(dá)到1、2、3 mm時(shí)對(duì)應(yīng)的循環(huán)次數(shù)的差分別為215、183、180、145，結(jié)合疲勞試驗(yàn)機(jī)的加載頻率為20 Hz，試件從開始萌生裂紋到斷裂的循環(huán)加載次數(shù)為22 031次可知：裂紋監(jiān)測(cè)傳感器對(duì)裂紋長(zhǎng)度的測(cè)量具有一定的精度與時(shí)效性，與實(shí)測(cè)情況吻合較好，具備在結(jié)構(gòu)斷裂之前及時(shí)告警的能力。

此外在裂紋監(jiān)測(cè)試驗(yàn)過程中，以下3個(gè)環(huán)節(jié)中引入了誤差：

1)組合式讀數(shù)平臺(tái)中數(shù)顯游標(biāo)卡尺的的分辨率為0.01 mm，讀數(shù)誤差為±0.02 mm。

2)制備傳感器所用的表面覆蓋模具采用線切割工藝加工，精度≤0.01 mm。

3)傳感器本身測(cè)量所得誤差。

在這些環(huán)節(jié)中，引入的誤差遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于1 mm。因此，結(jié)合3.2節(jié)結(jié)果分析，認(rèn)為傳感器能夠有效監(jiān)測(cè)結(jié)構(gòu)的裂紋損傷，經(jīng)過合理的布置，PVD薄膜傳感器的裂紋監(jiān)測(cè)精度可以達(dá)到1 mm。

綜上，加速環(huán)境試驗(yàn)后的PVD薄膜傳感器監(jiān)測(cè)信息與基體裂紋擴(kuò)展的實(shí)測(cè)信息一致，具有較高的監(jiān)測(cè)精度，監(jiān)測(cè)功能良好。同時(shí)證明PVD薄膜傳感器可以承受紫外線輻射、腐蝕和高、低溫耦合環(huán)境的考驗(yàn)，具有良好的耐久性與穩(wěn)定性，能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)耦合環(huán)境下服役金屬結(jié)構(gòu)的疲勞裂紋進(jìn)行有效監(jiān)測(cè)。

4 結(jié) 論

1) 綜合對(duì)比薄膜和基體材料相容性以及薄膜的力學(xué)和電學(xué)性能，最終選定Cu作為高耐久性薄膜傳感器導(dǎo)電傳感層的沉積材料；AlN具有較好的耐腐蝕性能，在經(jīng)過705硅膠防水處理后，對(duì)PVD薄膜傳感器能夠進(jìn)行較好的封裝保護(hù)。

2) 所采用的加速環(huán)境試驗(yàn)方法能很好的模擬飛機(jī)實(shí)際服役環(huán)境，PVD薄膜傳感器可以承受1 000 h紫外線輻射、腐蝕和高、低溫耦合環(huán)境的考驗(yàn)，能保證在飛機(jī)大修周期內(nèi)不因環(huán)境作用而失效，能實(shí)現(xiàn)在耦合環(huán)境下對(duì)服役金屬結(jié)構(gòu)的疲勞裂紋進(jìn)行有效監(jiān)測(cè)。

3) PVD薄膜傳感器的監(jiān)測(cè)信息與基體裂紋擴(kuò)展的實(shí)測(cè)信息相一致。將PVD薄膜傳感器電位監(jiān)測(cè)信號(hào)開始增加的特征點(diǎn)和電位信號(hào)階躍上升后開始保持高位的特征點(diǎn)分別作為裂紋前緣開始進(jìn)入相應(yīng)環(huán)道和裂紋前緣穿越相應(yīng)環(huán)道的監(jiān)測(cè)判據(jù)，PVD薄膜傳感器可以實(shí)現(xiàn)對(duì)金屬結(jié)構(gòu)裂紋的定量監(jiān)測(cè)，監(jiān)測(cè)精度可達(dá)到1 mm。

參 考 文 獻(xiàn)

[1] STASZEWSKI W. Health monitoring of aerospace structures: Smart sensor technologies and signal processing[C]∥Smart Sensors & Signal Processing Wiley & Sons Ltd, 2004.

[2] 袁慎芳. 結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2007.

YUAN S F. Structural health monitoring and damage control[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2007 (in Chinese).

[3] KUANG K S C, CANTWELL W J. Use of conventional optical fiber Bragg grating for damage detection in advanced composite structures: A review[J]. Applied Mechanics Reviews, 2003, 56(5): 493-513.

[4] STASZEWSKI W. Monitoring on-line integrated technologies for operational reliability-monitor[J]. Air and Space Europe, 2000, 2(4): 67-72.

[5] PETERS K, PATTIS P, BOTSIS J, et al. Experimental verification of response of embedded optical fiber Bragg grating sensors in non-homogeneous strain field[J]. Optics and Lasers in Engineering, 2000, 33(2): 107-119.

[6] HONGO A, KOJIMA S, KOMATSUZAKI S. Application of fiber Bragg grating sensors and high-speed interrogation techniques[J]. Structural Control and Health Monitoring, 2005, 12(3-4): 269-282

[7] 陳祥林, 丁天懷, 黃毅平. 新型接近式柔性點(diǎn)渦流陣列傳感器系統(tǒng)[J]. 機(jī)械工程學(xué)報(bào), 2006, 42(8): 150-153.

CHEN X L, DING T H, HUANG Y P. Novel flexible eddy current array sensor system for proximity sensing[J]. Journal of Mechanical Engineering, 2006, 42(8): 150-153 (in Chinese).

[8] RABIEI M, MODARRES M. Quantitative methods for structural health management using in situ acoustic emission monitoring[J]. International Journal of Fatigue, 2013, 49: 81-89.

[9] 具典淑, 周智, 歐進(jìn)萍. 基于PVDF的金屬構(gòu)件裂紋監(jiān)測(cè)研究[J]. 壓電與聲光, 2004, 26(3): 245-248.

JU D S, ZHOU Z, OU J P. Research on metal crack monitoring based on PVDF sensors[J]. Piezoelectrics & Acoustooptics, 2004, 26(3): 245-248 (in Chinese).

[10] WHWATLEY G, CLELLAN K L M. Remote periodic monitoring of fatigue crack prone areas by CVMTM—The H-53 experience[C]∥6th Joint FAA/DoD/NASA Aircraft Conference on Aging Aircraft. Missouri: FAA, 2002: 147-158.

[11] WEI R P, BRAZILL R L. An AC potential system for crack length measurement[C]∥The Measurement of Crack Length and Shape During Fracture and Fatigue. Warley: EMAS, 1980: 190-201.

[12] 杜金強(qiáng), 何宇廷, 崔榮洪, 等. 基于電位法原理的金屬結(jié)構(gòu)裂紋監(jiān)測(cè)傳感器研究[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2010, 42(3): 387-391.

DU J Q, HE Y T, CUI R H, et al. Research on surface crack monitoring sensor of metallic structure based on electric potential method[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2010, 42(3): 387-391 (in Chinese).

[13] BEHNAM A, LEON J, YADIENKA M, et al. Single-walled carbon nanotube-modified epoxy thin films for continuous crack monitoring of metallic structures[J]. Structural Health Monitoring, 2012, 11(5): 589-601.

[14] 侯波, 何宇廷, 崔榮洪, 等. 基于Ti/TiN薄膜傳感器的飛機(jī)金屬結(jié)構(gòu)裂紋監(jiān)測(cè)[J]. 航空學(xué)報(bào), 2014, 35(3): 878-884.

HOU B, HE Y T, CUI R H, et al. Crack monitoring of aircraft metallic structures based on Ti/TiN film sensors[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2014, 35(3): 878-884 (in Chinese).

[15] 譚翔飛, 何宇廷, 侯波, 等. 腐蝕環(huán)境影響下薄膜傳感器金屬結(jié)構(gòu)裂紋監(jiān)測(cè)[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2017, 43(7): 1433-1441.

TAN X F, HE Y T, HOU B, et al. Metal structure crack monitoring based on film sensor under corrosion environment[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics 2017, 43(7): 1433-1441 (in Chinese).

[16] 劉健光, 陳群志, 呂志剛, 等. ICMS傳感器防護(hù)技術(shù)及加速耐久性試驗(yàn)方法研究[J]. 中國(guó)表面工程, 2009, 22(4): 37-39.

LIU J G, CHEN Q Z, LU Z G, et al. The protection and accelerated corrosion test of sensor of ICMS[J]. China Surface Engineering, 2009, 22(4): 37-39 (in Chinese).

[17] 侯波, 何宇廷, 崔榮洪, 等. 基于涂層傳感器的金屬結(jié)構(gòu)疲勞裂紋監(jiān)測(cè)[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2013, 39(10): 1298-1302.

HOU B, HE Y T, CUI R H, et al. Fatigue crack monitoring of metallic structure based on coating sensor[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2013, 39(10): 1298-1302 (in Chinese).

[18] RUDENJA S, PAN J, WALLINDER I O, et al. Passivation and anodic oxidation of duplex TiN coating on stainless steel[J]. Journal of the Electrochemical Society, 1999, 146(11): 4082-4086.

[19] 張鈞, 趙彥輝. 多弧離子鍍技術(shù)與應(yīng)用[M]. 北京: 冶金工業(yè)出版社, 2007: 92-94.

ZHANG J, ZHAO Y H. Multi-arc ion plating technology and application[M]. Beijing: Metallurgical Industry Press, 2007: 92-94 (in Chinese).

[20] MITSUSHIO M, MIYASHITA K, HIGO M. Sensor properties and surface characterization of the metal-deposited SPR optical fiber sensors with Au, Ag, Cu and Al[J]. Sensors and Actuators A: Physical, 2006, 125(2): 296-303.

[21] ZHU Y K, YU Z M, NIU Y S, et al. Assessment of adhesion of electroplated Cu and multilayered Cu coatings by a bidirectional bend test[J]. Journal of Adhesion Science and Technology, 2012, 26(10-11): 1645-1652.

[22] 全國(guó)金屬與非金屬覆蓋層標(biāo)準(zhǔn)化技術(shù)委員會(huì). 金屬基體上金屬和其他無(wú)機(jī)覆蓋層經(jīng)腐蝕試驗(yàn)后的試樣和試件的評(píng)級(jí)： GB/T 6461-2002 [S]. 北京: 中華人民共和國(guó)國(guó)家質(zhì)量檢驗(yàn)檢疫總局, 2002.

National Metal and Nonmetal Coating Layer Standardization Technical Committee. Methods for corrosion testing of metallic and other inorganic coatings on metallic substrates—Rating of test specimens and manufactured articles subjected to corrosion tests：GB/T 6461-2002[S]. Beijing: The State of Quality Supervision, Inspection and Quarantine of the People’s Republic of China, 2002 (in Chinese).

[23] Boeing. Bone acid-sulfuric acid anodizing： BAC5632A [S]. Chicago: Boeing, 2001.

[24] 侯波, 何宇廷, 崔榮洪, 等. 同心環(huán)狀薄膜傳感器陣列及其飛機(jī)金屬結(jié)構(gòu)裂紋監(jiān)測(cè)研究[J]. 機(jī)械工程學(xué)報(bào), 2015, 51(24): 9-14.

HOU B, HE Y T, CUI R H, et al. Concentric ting film sensor array and its experimental research on crack monitoring for aircraft metallic structure[J]. Journal of Mechanical Engineering, 2015, 51(24): 9-14 (in Chinese).

[25] 劉道慶, 吳超, 陳亮. 飛機(jī)腐蝕疲勞典型部位地面停放局部環(huán)境譜及當(dāng)量折算[J]. 飛機(jī)設(shè)計(jì), 2011, 31(5): 15-17.

LIU D Q, WU C, CHEN L. China surface & equivalence converting of aircraft typical parts[J]. Aircraft Design, 2011, 31(5): 15-17 (in Chinese).

[26] 楊曉華, 金平, 陳躍良. 飛機(jī)空中使用環(huán)境譜的編制[J]. 航空學(xué)報(bào), 2008, 29(1)： 85-90.

YANG X H, JIN P, CHEN Y L. Making out aerial environment spectrum of aircraft[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2008, 29(1): 85-90 (in Chinese).

[27] 周希沅. 飛機(jī)結(jié)構(gòu)的當(dāng)量環(huán)境譜與加速試驗(yàn)譜[J].航空學(xué)報(bào), 1996, 17(5)： 613-616.

ZHOU X Y. Equity environmental spectrum and speed test spectrum for aircraft structure[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 1996, 17(5): 613-616 (in Chinese).

[28] 陳群志, 孫祚東, 韓恩厚. 典型飛機(jī)結(jié)構(gòu)加速腐蝕試驗(yàn)方法研究[J]. 裝備環(huán)境工程, 2004, 1(2): 13-17.

CHEN Q Z, SUN Z D, HAN E H. Study on accelerated corrosion test methods of typical aircraft structure[J]. Equipment Environmental Engineering, 2004, 1(2): 13-17 (in Chinese)