【检测表征】复合材料无损检测技术的现状及发展趋势
摘 要
由于具有轻质、高强和可加工性等优势，复合材料在航空航天领域的应用不断增加。碳纤维增强聚合物复合材料（CFRP）构件的损伤特性要求能够简化损伤过程模型，使剩余寿命预测更准确。
随着CFRP结构越来越大、越来越复杂，需要能够量化和充分表征材料状态的无损评估（nondestructive evaluation，NDE）技术来建立能够产生准确的剩余寿命预测的损伤进展模型。
本系列专题文章主要内容来自于美国宇航局兰利中心（NASA Langley Research Cente）的综述性文章，概述了用于航空航天复合材料定量表征的无损检测技术的现状，并讨论无损检测研究的未来方向。本文首先分析了NDE背景及技术现状。
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复合材料无损检测NDE技术
近年来，航空航天领域逐渐提高了CFRP在航空航天飞行器中的应用比例，正如波音787大量使用CFRP、美国宇航局的复合材料乘员舱和液态氢（LH2）低温罐所显示的那样，人们正在推动将复合材料用于主要结构部件。
随着这些CFRP结构越来越大、越来越复杂，一种能够量化和全面表征损伤的无损评价技术呼之欲出。定量表征CFRP构件损伤的能力是使损伤发展模型能够产生准确的剩余寿命预测的必要条件。例如，分层损伤的“完整”表征需要超出损伤平面内面积（大小）的定量度量范围，包括损伤发生的深度/层数。对于多层分层损伤，如果可能的话，全面评估最好包括所有分层的深度和尺寸。
其他损伤类型的“完整”损伤特征可能需要不同的损伤信息，比如微裂纹的最好特征是测量与材料深度相关的微裂纹密度，而纤维波纹度可能需要对意外位置的平面内或平面外对准/波纹角度的受影响位置和相应范围进行统计测量纤维的数量。
获得航空航天复合材料无损检测损伤定量表征的挑战不仅取决于复合材料的结构尺寸和损伤类型的复杂性，还取决于航空航天应用所需复合材料组件的复杂几何结构。美国国家航空航天局（NASA）无损评估科学分部（NESB）的研究方法包括常规、导波和相敏超声方法、红外热成像和x射线计算机断层成像技术，利用仿真工具优化和开发这些方法是一个活跃的研究领域。
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复合材料NDE技术现状
2.1 红外热成像技术
闪光红外热成像技术作为一种大面积快速检测复合材料结构的技术，已经得到了广泛的应用。NESB使用的闪光热成像系统是Thermal Wave Imaging Inc.的市售Echotherm®系统。该系统具有一个闪光灯罩，其中包含一个1280 x 720元件的FLIR A8300scinfrared（红外）相机和两个4800焦耳氙照相闪光管。
发动机罩的尺寸为36.8厘米宽、26.7厘米深、40.6厘米高，配置为红外摄像机可直接观察检查表面。闪光灯在发动机罩口产生7.15焦耳/平方厘米的能量密度。闪光灯在24.8 cm x 32.7 cm的区域内提供10%内的均匀照明。闪光灯使检测表面的初始温度升高小于10°C。闪光灯热成像系统的照片如图1所示。
图1 闪光红外热成像系统
引擎盖连接到一个基站，该基站容纳系统计算机和各种组件的电源。热成像检查是通过将遮光罩放在要检查的材料上来完成的。罩的底部完全围绕或位于材料的顶部，具体取决于样本的尺寸。闪光灯由遮光罩上的操作员控制装置或计算机触发。样品的热像图由红外照相机在预定的时间内拍摄并存储在计算机中以供进一步分析。制造商引用的摄像机噪声等效温差为0.025°C。探测器阵列在3至5微米波长范围内工作。外部光学系统由一个广角透镜（25毫米焦距）组成，使用锗光学元件，用于将系统视场水平增加到21.7º，垂直增加到17.5º。
图2显示了用于大面积CFRP检查的快速热成像技术。试样是一个直径为10m、高度为4m的复合材料圆柱体，由五个面板组成，并通过粘合接头相连。检查气缸每侧（内部和外部）大约需要10个小时，并产生250 GB的热数据。热系统通过一个定制的扫描轨道系统在试样的整个表面上进行平移，该扫描轨道系统遵循圆柱体的曲率。数据采集包括放置相机和遮光罩，触发闪光灯加热，加热后收集数据15秒钟，存储数据以及将扫描仪索引到下一个检查位置。每个位置的总检查时间约为45s。使用主成分分析（PCA）和模型导出的特征向量进行数据分析。
图2 用于复合材料试件大面积检验的红外热成像系统
这种方法将每个数据集的处理时间（〜250 MB）减少到不到1秒，这比将相机和遮光罩移动到下一个检查位置所需的时间短。作为典型结果的一个示例，图3显示了PCA处理后的检查结果的镶嵌图，该结果来自样本内模线上的一个接头的一部分。图3的深色区域似乎是接头中多余的树脂区域，而浅色区域（其中一些用红色箭头指示）与粘合不良的区域一致。
图3 PCA处理后的检查图，其中红色箭头显示沿接头边缘与粘合不良区域一致的区域
除了对制造零件进行鉴定外，红外热成像技术是用于现场检查的理想候选技术，从而有助于维护在役结构。例如，多年来，美国国家航空航天局一直在使用红外热成像技术对载人飞行器进行在轨检查。图4显示了配置为供航天员在舱外活动（EVA）期间使用的IR检查系统。
图4 舱外活动期间的IR检查系统
图5显示了从国际空间站（ISS）和航天飞机进行的EVA检查的结果。图5a显示了航天飞机EVA的处理结果，该航天器使用了IR检查系统和太阳能加热系统，用于检查损坏的增强碳-碳复合材料样品和NDE平底孔标准。图5b显示了对受损的ISS散热器进行红外检查的处理结果，这个例子说明了如何分析红外图像温度数据，以显示剥离后的面板下方区域的散热损失。
图5 国际空间站和航天飞机进行的EVA检查的结果
超声波技术是航空航天结构无损检测的一项有价值的技术。在大多数情况下，超声波探头必须通过物理接触与结构耦合。流体介质促进声波与材料的完全耦合。通常，坚固的耦合装置（如支架或楔块）可对声波进入零件提供时间延迟和入射角控制。实心支座和楔块的形状可以与平面和固定曲率曲面相匹配。
然而，当表面偏离固体耦合装置的形状时，就会出现超声耦合问题。此外，来自接触式探头的超声波束通常位于换能器的近场且未聚焦。在给定的应用中，获得的横向分辨率可能不足以进行所需的测量。因此，对于大面积、高速的应用，NASA Langley选择了实施捕获水柱耦合方法，可提供类似于超声波喷水器系统的耦合，而不需要输送和捕获恒定水流的机制。
图6是一个带有固定水柱的单元件传感器的照片。传感器密封在防水探头外壳中。水被选择为产生很少超声波反射的柔性膜捕获在探头外壳中。薄膜直接压在检查表面上并进行机械扫描。通常，需要细水雾湿润表面并促进超声波耦合。一个大面积、高速、计算机控制的扫描系统允许自动检查大型标本。扫描速度最大为2 m/s（典型扫描速度为0.3–0.6 m/s），每0.25 mm对超声波信号进行全波形捕获（16位）。
图6 用于大面积高速超声的带有固定水柱的单元件换能器
图7显示了一个脉冲回波C扫描结果的示例，该结果来自一个大约2.4 m x 2.4 m大小的大型复合材料试样。试验品为6层高模量碳纤维/环氧树脂面板和铝蜂窝芯的复合材料夹层结构。嵌入图像是对面板和核心之间分层的近距离高分辨率扫描。捕获水柱超声波检测的总采集时间约为每侧45分钟。
图7 超声C扫描对一个蜂窝夹层复合材料试件的检查结果，该试件的内件显示了一个蒙皮到芯子的分层，蒙皮采用高模碳纤维/环氧树脂材料
其他检测技术如导波和极性反向散射超声法、涡流检测、x射线计算机断层扫描和后向散射x射线等技术，在复合材料结构检测以表征特定缺陷类型方面都显示出良好的前景。这些技术之一的应用示例斜入射脉冲回波超声（也称为极性反向散射）技术如图8所示。
斜入射脉冲回波超声已被用于测量复杂复合材料结构中发现的许多缺陷，如分层、横向基体裂纹和纤维取向异常。图8a显示了一个准各向同性复合材料试样的图像，该试样的面内纤维通过层间剪切在近表面形成波浪状。使用Johnston描述的极性反向散射超声技术对试样进行扫描，扫描结果如图8b所示，显示了该技术表征波纹表面层的能力。现代相控阵仪器已经证明了足够快的扫描速度，可以利用阵列技术来实现极性反向散射方法。
图8 （a） 用平面内纤维波纹度制作的准各向同性复合材料试样的照片。（b） 超声极性反向散射结果（25°极性角）通过检查以x和φ扫描的纤维波纹度样品得到