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用聲發(fā)射和超聲-聲發(fā)射監控老化結構

更新時(shí)間:2024-03-04      點(diǎn)擊次數:377
用聲發(fā)射和超聲-聲發(fā)射監控老化結構

摘要:

   在現在的經(jīng)濟觀(guān)點(diǎn)中,結構必須保持工作的時(shí)間要比初始預期的時(shí)間要長(cháng)的多。這些結構的老化效應變得很顯著(zhù),并在確定關(guān)于這些結構使用、維護和退役方案時(shí)必須考慮老化效應。
   用于監控結構狀況的無(wú)損檢驗技術(shù)的發(fā)展是非?;钴S的,且這些發(fā)展主要集中于已存在結構現有壽命的延長(cháng)和維護費用的降低。

  一種快速、準確和成本較低的結構監控方法是聲發(fā)射(AE)和超聲-聲發(fā)射(AU),這種方法已被證明非??煽?,并能檢測"局部"和"全局"。AE/AU技術(shù)可以在可能的災難性故障以前檢測結構缺陷,補充其他的無(wú)損檢測檢驗方法。AE/AU技術(shù)在預定的維護計劃中結構健康監控已被證明是可靠的、合理的技術(shù)。這是因為在危及結構完整性和結構故障發(fā)生之前,中斷處可以產(chǎn)生可檢測到的聲發(fā)射。聲發(fā)射技術(shù)和超聲-聲發(fā)射技術(shù)可以應用于現在很多的老化結構問(wèn)題,范圍涉及航天工業(yè)中的結構健康監控。確定混合復合材料結構由活動(dòng)缺陷引起的不連續處。本文將檢驗這種技術(shù),并討論幾種應用和監控案例。

介紹:

   聲發(fā)射 (AE)是從材料中的損傷源快速釋放能量而產(chǎn)生的彈性應力波。這些彈性波可以監測到并轉換成壓電信號,這些由安裝在材料表面的小的壓電晶體傳感器完成。傳感器響應通過(guò)前后濾波器去除頻率低于100KHz的可聽(tīng)得見(jiàn)的噪聲。結果表明即使是周?chē)脑肼曀胶芨呤褂寐暟l(fā)射也能監控結構的活動(dòng)損傷。聲發(fā)射的損傷源包括斷裂、塑性變形、沖擊、磨擦、腐蝕膜層破壞及其他過(guò)程。對于檢測幾百平方微米或更小的表面上新形成的裂紋,聲發(fā)射有足夠的靈敏度。
   超聲-聲發(fā)射(AU)是在具有聲發(fā)射應用特征的頻率范圍內使用超聲波方法。該技術(shù)能檢測和描繪單層和多層金屬、陶瓷和復合板材料結構的差異。也能對微觀(guān)結構、金屬厚度和厚的復合材料進(jìn)行腐蝕及分布差異的檢測。AU使用脈沖發(fā)生器和接收傳感器以低超聲范圍內的共振頻率,結合波傳播動(dòng)力學(xué)預測來(lái)檢測損傷。超聲波被表面和界面反射回來(lái),由于散射和吸收衰減,在反射和播送中模式發(fā)生變化。這些結果主要依賴(lài)于波的頻率、方向、初始模式和表面損傷的位置和方位。當結構發(fā)生損傷時(shí),信號發(fā)生變化就表示損傷類(lèi)型。通過(guò)計算信號中給定的損傷類(lèi)型和度的平均變化??梢詮腁U測量值來(lái)估算損傷。

結構健康狀態(tài)監控(SHM)系統:

   聲發(fā)射-直升機健康狀態(tài)和使用監控系統(AE-HUMS)是一種用于直升機動(dòng)力傳動(dòng)系統中檢測損傷的裝置。該系統使用SH-60動(dòng)力傳動(dòng)系統(組成見(jiàn)圖1)獲得的實(shí)驗數據研制而來(lái)。使用該數據顯示AE-HUMS系統有能力檢測動(dòng)力傳動(dòng)系統中不同部件的多種損傷過(guò)程,能估算相對損傷危害度,及能識別損傷進(jìn)展,例如:裂紋擴展等。在副齒輪中擴展的裂紋能在故障發(fā)生前15分鐘檢測出來(lái)。

   同時(shí),還能檢測和監控裂紋形成前數小時(shí)由損傷引起的裂紋(如圖2),有跡象表示將來(lái)對系統修改將允許裂紋的形成和裂紋擴展,并可以與其他類(lèi)型的損傷擴展區分開(kāi)來(lái)。在廣泛的應用范圍內AE-HUMS系統用來(lái)監控動(dòng)力傳動(dòng)系統、齒輪箱及轉動(dòng)零件有很大的潛力。

   目前裝配的AE-HUMS系統提供了四個(gè)級別的損傷指標。每個(gè)通道顯示一個(gè)狀態(tài)條,四種顏色中的一種表示部件的一種狀態(tài)。這些顏色是:綠色表示通過(guò)情況;黃色表示可能的最小無(wú)擴展損傷;橙色表示明確的和嚴重的無(wú)擴展損傷;紅色表示嚴重的擴展損傷。無(wú)聲音報警。操作員可以關(guān)掉任一通道或整個(gè)系統。
   飛機全尺寸疲勞試驗(FSFT):現在的無(wú)損檢測技術(shù),象超聲波、渦流和放射線(xiàn)照相術(shù)要求很高的經(jīng)過(guò)培訓的技術(shù)人員,花費很多時(shí)間尋找顯著(zhù)區域,且經(jīng)常分解機架結構以確定裂紋位置和長(cháng)度。目前,檢測位置和間隔必須依據以前的缺陷統計特征。然后必須在所有位置進(jìn)行無(wú)損檢測掃描來(lái)確定是否有真正的缺陷存在。使用聲發(fā)射允許通過(guò)裂紋擴展聲音識別點(diǎn)位置檢測。

   全尺寸疲勞試驗是依據在實(shí)際產(chǎn)品結構預先加載與服役中一樣的循環(huán)載荷原理。試驗的自動(dòng)加載系統在比實(shí)際運行服役短很多的時(shí)間段內提供很多次載荷循環(huán)。因為強迫缺陷擴展,在維修它時(shí)要和實(shí)際操作規程一樣。這個(gè)試驗全部目的是確定疲勞臨界位置和在這些位置上疲勞壽命和裂紋擴展特征。

    FSFT是載荷模式,即:疲勞載荷譜依據于實(shí)際運行數據。在早期產(chǎn)品階段(圖3)完成全尺寸試驗通常使用很低危害的疲勞載荷譜(和多數飛行目前進(jìn)行載荷譜比較),期望的飛行使用壽命也比現在要求機架壽命短。這就導致要保持我們舊的飛行就要求越來(lái)越多的FSFTS。
   聲發(fā)射試驗是一項在應力狀態(tài)下"聽(tīng)"結構的技術(shù)。在預加應力的結構中裂紋或缺陷發(fā)射聲波。這些波通過(guò)結構傳播并由一組壓電晶體傳感器收集信號。這些信號傳輸到基于儀器的計算機中來(lái)分析波形特征,通過(guò)比較在傳感器組中不同傳感器信號的到達時(shí)間,可以確定缺陷點(diǎn)所在的位置。


  聲發(fā)射在F-15疲勞試驗上的應用主要集中于飛機上的幾個(gè)關(guān)鍵的結構(圖4)。主要感興趣的點(diǎn)是在機翼和機身之間的連接耳片。這些中間的和主翼梁上的耳片在工作過(guò)程承受巨大的載荷并經(jīng)常在現場(chǎng)進(jìn)行檢測。機翼和機身固定耳片將機翼主梁與機身隔壁連成一體,由2124鋁合金,7075鋁合金和6A1-4V鈦鍛件加工而來(lái)。
  即使使用最現代的傳統檢測技術(shù)確定疲勞裂紋的位置也常常很困難。聲發(fā)射有告訴檢測人員什么時(shí)間什么區域檢測的能力。用這個(gè)系統可以節省試驗停車(chē)時(shí)間,減少試驗樣機發(fā)生災難性故障的機率,用該系統獲得較好地對裂紋形成的理解。這種類(lèi)型的儀器(圖5)對疲勞研究是非常有用的,總有一天我們將看到空中聲發(fā)射監控設備作為一種重要的監控系統。圖6和圖7所示為傳感器和前置放大器在FST飛機上的位置。



圖8.DC-XA 技術(shù)驗證和火箭


圖9.AEFIS and AE 傳感器安裝位置

  飛行聲發(fā)射(AE)作為一種健康狀態(tài)管理試驗在DC-XA三角機翼運輸機技術(shù)驗證機上獲得了成功地驗證。AE系統作為商業(yè)可買(mǎi)到的儀器單元修改用于自動(dòng)控制和重設計AEFIS,AEFIS表示聲發(fā)射飛行儀器系統。聲發(fā)射技術(shù)預示著(zhù)對滿(mǎn)足新的要求有了希望:能監控和反饋關(guān)于結構、燃油箱和燃油系統狀態(tài)的信息并傳遞給機載計算機。未來(lái)空間旅行的最關(guān)心的問(wèn)題之一就昌微隕石沖擊,它能碰擊飛行器上升、下降及在軌道上運動(dòng),特別是復合材料結構逐步成為主流。在飛行器上用聲發(fā)射,它能被動(dòng)地"聽(tīng)"結構并確定沖擊發(fā)生的位置。一旦發(fā)生沖擊,系統確定沖擊部位并評估它的危害度。確定位置以后,系統橫過(guò)沖擊區域完成AU試驗:主動(dòng)發(fā)射脈沖到AE傳感器及獲得收到的數字化波形并和地面標定獲得的波形進(jìn)行比較。然而這個(gè)試驗結果進(jìn)入人工智能化(AI)算法以便給進(jìn)行下一步或不進(jìn)行下一步命令(即:如果損傷發(fā)生在陶瓷熱防護罩上,就可以從分裂及燃燒掉的狀況前挽救結構。) 象前面提到的,AEFIS最初設計作為一種原型反饋關(guān)于LH2箱結構和工作環(huán)境,包括溫度極限、振動(dòng)和背景噪聲等信息。其他技術(shù)挑戰有:
·修改標準的AE系統不用主動(dòng)冷卻就能工作;
·通過(guò)濾波器去除高背景聲音和電噪聲;
·去除電磁干涉(EMI);
·隨狀態(tài)更新能直接與火箭PC機通信,自檢查和指示;
·由結構完整性分析數據并將數據相關(guān)聯(lián);
·由火箭飛行器提供飛行數據基線(xiàn)。

  研制一套AEFIS裝置可能采用現成的產(chǎn)品將超過(guò)6個(gè)月時(shí)間。在飛行器內部將最后的配置安裝到著(zhù)陸腳支柱上,將AE傳感器由電纜連到LH2箱上并包括前置放大器(圖9)。該裝置使用耐用的工業(yè)PC機帶后板CPU,(2) PAC AEDSP 32/16AE板,一塊24VDC電源用飛行器動(dòng)力并且是固體狀態(tài)硬件驅動(dòng)。最后配置尺寸為6.5"X9.5"X15.5",重23磅,無(wú)可移動(dòng)零件(圖10)。軟件來(lái)自標準軟件,在安裝過(guò)程中允許有多種選擇增加自控自檢能力,系統狀態(tài)I/O及通過(guò)母系連接加載/下載能力等特征。母系連接常用來(lái)加載新的試驗配置和下載試驗數據,通過(guò)位于飛行器外面的一面板接入的筆記本電腦完成。

  使用的傳感器也是現成的產(chǎn)品并包括三種不同類(lèi)型,選擇傳感器根據它們的頻率響應、大小、靈敏度及在火箭中燃料加載,飛行和著(zhù)陸過(guò)程中承受苛刻溫度和振動(dòng)振蕩的能力,圖11所示為三種傳感器中的兩種及它們的大小。



總結:

   從這里報導的工作中很明顯聲發(fā)射和聲-超聲波在航天無(wú)損檢驗和健康狀態(tài)監控技術(shù)中有一席之地。同時(shí)這里所說(shuō)的兩個(gè)系統都是最新研制的。非常明顯以前非常困難和不可能檢測的結構中裂紋和分層現在用上面兩系統可以解決。這些系統的工作目前研制其他系統并應用于這樣的平臺:X-34和Delta火箭。

致謝:

   我們將非常感謝:航空和司令部AATD的Bruce Thompson 及Boeing 公司的Gerry Nissen 和 Jerry Huang,感謝對本文工作的支持。


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