CN113533433A - 用于蜂窝夹层结构飞机蒙皮检测的仿真分析方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种蜂窝夹层结构飞机蒙皮检测的仿真分析方法，S1、获取蜂窝夹层结构飞机蒙皮红外锁相热成像缺陷并构建解析模型；S2、对蜂窝夹层结构飞机蒙皮红外锁相热成像缺陷进行有限元分析；S3、对解析模型进行瞬态过程分析，进行载荷加载和信号处理，获得温度信号的幅值和相位，并确定有缺陷处与无缺陷处的幅值极差与相位极差；S4、获得有缺陷处的温度变化幅值和相位分别与无缺陷处温度变化幅值和相位之间最大差值；S5、通过对铝蒙皮蜂窝夹层结构模拟缺陷的仿真分析，确定检测参数范围。其能够基于缺陷特征，开展蜂窝夹层结构红外锁相热成像检测有限元分析，确定是否能根据红外锁相热成像检测技术进行缺陷检测，并确定合理的检测参数范围。

Description

用于蜂窝夹层结构飞机蒙皮检测的仿真分析方法

技术领域

本发明属于无损检测技术领域，特别是一种用于蜂窝夹层结构飞机蒙皮检测的仿真分析方法。

背景技术

蜂窝夹层结构问世并迅速在各个领域得到了广泛的应用，与传统材料及结构相比要轻得多且刚性更大，对产品减重效果极为明显。由于制造过程中各种工艺参数难以进行精确控制，蜂窝夹层结构容易造成质量不稳定、离散性大，出现脱粘、分层、胶接不良、气孔、夹杂和蜂窝芯变形等多种缺陷类型，而传统射线、超声等检测方法的检测效果及效率不佳且亟待提升。

在此背景下，红外热成像检测方法得以推广应用，但由于红外热成像检测由于受诸多因素的影响，例如材料性能、缺陷特征以及检测要求等。应用红外热成像检测技术进行缺陷检测时，往往需要需要进行大量试验以确定最佳检测参数。其中红外锁相热成像检测方法采用能量按正弦规律变化的外部激励源对构件或材料进行激励加载，当热流在试件内部进行传递时，温度将按照规律变化，当试件内部存在热特性不均匀或缺陷时，在试件表面热波信号会发生变化，特别是由于热流发生衰减，使热波信号幅值发生变化，同时相位也会发生延迟或超前，利用试件表面热波信号幅值和相位信息对试件内部缺陷特征进行分析。

热成像由于激励频率、激励加载周期以及激励加载能量均会对检测过程产生影响，确定这些参数的影响规律又需要开展大量的试验，成本非常高。因此，迫切需要一种红外热成像检测的仿真分析方法。当前，针对红外热成像检测的仿真技术主要集中在脉冲和瞬态激励条件下，在一定的简化和假设前提下进行热分析。而针对锁相红外热成像检测技术的仿真技术非常少，这主要是由于锁相红外热成像检测方法为周期性激励，其热传导过程和内部热量传递过程都更为复杂，温度信号中包含了大量的信息。本发明通过系统建立一种蜂窝夹层结构飞机蒙皮红外热成像检测的仿真分析方法，能够极大地降低试验成本，提高检测效率。

蜂窝夹层结构的缺陷类型众多，而且检测结果的准确性需要验证，急需一种用于蜂窝夹层结构飞机蒙皮检测的仿真分析方法，对检测结果进行仿真验证。

发明内容

本发明针对上述现有技术中的缺陷，提出一种用于蜂窝夹层结构飞机蒙皮检测的仿真分析方法。其能够基于缺陷特征，开展蜂窝夹层结构红外锁相热成像检测有限元分析，确定是否能根据红外锁相热成像检测技术的幅值图和相位图进行缺陷检测，并确定合理的检测参数范围。本发明充分考虑常量热流和交流热流及在蜂窝夹层结构中横向热扩散影响，针对不同类型、不同深度缺陷的检测工艺范围及对不同缺陷的检测十分有效。

本发明提供一种用于蜂窝夹层结构飞机蒙皮检测的仿真分析方法，其包括以下步骤：

S1、获取蜂窝夹层结构飞机蒙皮红外锁相热成像缺陷并构建解析模型；

S2、对蜂窝夹层结构飞机蒙皮红外锁相热成像缺陷进行有限元分析，具体包括以下子步骤：

S21、蜂窝夹层结构飞机蒙皮试件在周期性热流的作用下，其瞬态热传导过程由传热过程本构方程为：

其中：k_ix，k_iy，k_iz表示第i夹层材料在X、Y、Z方向的热传导率或导热系数，单位为w/kg·m；ρ_ix，ρ_iy，ρ_iz表示第i夹层材料在X、Y、Z方向的密度，单位为kg/m³；c_ix，c_iy，c_iz表示第i夹层材料在X、Y、Z方向的比热，单位为J/kg·℃；

为求偏导、t为时间以及T为温度；

S22、确定解析模型的初始条件：

T(X,Y,Z,t＝0)＝T_am (2)

S23、为了对解析模型进行求解，假定CFRP材料和泡沫材料均具有均匀的热物特性，由于飞机蒙皮试件中每一层的面积大于厚度，在边界上忽略热流的横向扩散，则边界条件分为两个换热的上表面和下表面、以及满足绝热条件的第二表面；

对于上表面得：

其中：h_top表示上表面的换热系数(J/m²·℃)；I表示激励热流；

对于下表面得：

其中：h_bottom表示下表面的换热系数(J/m²·℃)；L_z表示试件Z方向的长度；

对于第二表面满足绝热条件得：

其中：L_x，L_y表示试件X、Y方向的长度；

S24、对于试件内部的各层材料，满足温度和热流的连续性条件；

T_i(X,Y,Z,t)＝T_i+1(X,Y,Z,t) (7)

S3、对解析模型进行瞬态过程分析，进行载荷加载和信号处理，获得温度信号的幅值和相位，并确定有缺陷处与无缺陷处的幅值极差与相位极差；

S4、获得有缺陷处的温度变化幅值和相位分别与无缺陷处温度变化幅值和相位之间最大差值：

ΔA_max＝A_defmax-A_nondefmax (11)

其中：ΔA_max表示幅值极差；A_defmax表示缺陷处幅值；A_nondefmax表示无缺陷处幅值；

ΔPh_max＝Ph_defmax-Ph_nondefmax (12)

其中：ΔPh_max表示相位极差；Ph_defmax表示缺陷处相位；Ph_nondefmax表示无缺陷处相位；

S5、通过对蜂窝夹层结构蒙皮模拟缺陷的仿真分析，确定是否能够根据红外锁相热成像检测方法的幅值图和相位图进行缺陷检测，并确定出检测参数范围。

优选地，步骤S1具体包括以下步骤：

S11、采用红外锁相热成像检测技术，基于傅立叶一维热传导模型分析，构建飞机蒙皮试件温度变化与分布的解析模型；

S12、采用数字锁相方法提取温度信号中稳态或准稳态过程的幅值与相位信息，利用缺陷对所述相位信息的影响获得缺陷特征。

优选地，步骤S11能够得到在正弦规律变化热流激励条件下的试件温度变化历程和分布：

该式给出了正弦规律变化热流激励下，基于傅立叶一维热传导模型分析得到试件温度变化与分布的解析模型，通过所述模型对试件温度历程和沿着热流传递方向温度分布情况进行分析。

优选地，步骤S5中，当蒙皮厚度hd≤0.5mm时，试件内部的模拟缺陷能够准确检测，其中当蒙皮厚度hd＝0.3mm时，调制频率取fe＝0.36Hz～0.37Hz，当蒙皮厚度hd＝0.5mm，为了获得较好的检测结果，调制频率应取fe＝0.34Hz～0.35Hz；

当蒙皮厚度hd≥0.8mm时，能够实现缺陷直径Ф＝8mm的检测，其中当蒙皮厚度hd＝0.8mm，调制频率取fe＝0.17Hz～0.18Hz，当蒙皮厚度hd＝1.0mm，调制频率取fe＝0.09Hz～0.11Hz。

优选地，飞机蒙皮与蜂窝夹层结构之间采用胶层进行粘结，当蒙皮厚度增大及对胶层下的蜂窝夹层结构进行检测时，采用红外锁相热成像检测的调制频率取值相应减小。

与现有技术相比，本发明的技术效果为：

1、本发明设计的一种用于蜂窝夹层结构飞机蒙皮检测的仿真分析方法，能够基于缺陷特征，开展蜂窝夹层结构红外锁相热成像检测有限元分析，确定是否能根据红外锁相热成像检测技术的幅值图和相位图进行缺陷检测，并确定合理的检测参数范围。本发明充分考虑常量热流和交流热流及在蜂窝夹层结构中横向热扩散影响，针对不同类型、不同深度缺陷的检测工艺范围及对不同缺陷的检测十分有效。并且采用显示积分法对模型进行瞬态过程求解，进行载荷加载和信号处理，求解温度信号的幅值和相位，并确定有缺陷与无缺陷处的幅值极差与相位极差。

2、本发明设计的一种用于蜂窝夹层结构飞机蒙皮检测的仿真分析方法，明确了正弦规律热流激励条件下，试件温度沿着热流传递方向，随着传递深度增加，温度逐渐衰减，且存在热扩散长度，其大小与材料的导热系数、比热，密度及热流激励加载频率有关；明确了对于空气缺陷，为了准确确定缺陷特征使幅值和相位差较大，需采用合理的热流激励加载频率和采样分析周期数。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本申请的其它特征、目的和优点将会变得更明显。

图1是本发明的流程示意图；

图2是本发明的红外锁相热成像检测的Matlab/Simulink热与电等效仿真模型示意图；

图3是本发明的蜂窝夹层结构试件和缺陷的三维结构示意图；

图4是本发明的求解过程示意图；

图5是本发明的有限元网格划分示意图；

图6是本发明的铝蒙皮厚度h＝0.3mm频率0.2Hz的仿真计算结果幅值图；

图7是本发明的铝蒙皮厚度h＝0.5mm频率0.2Hz的仿真计算结果幅值图；

图8是本发明的铝蒙皮厚度h＝0.8mm频率0.2Hz的仿真计算结果幅值图；

图9是本发明的铝蒙皮厚度h＝1.0mm频率0.2Hz的仿真计算结果幅值图；

图10是本发明的铝蒙皮厚度0.8mm在胶上Ф10缺陷的幅值与相位示意图；

图11是本发明的铝蒙皮厚度1.0mm在胶下Ф5缺陷的幅值与相位示意图；

图12是本发明的碳纤维蒙皮蜂窝夹层结构模拟缺陷试件结构示意图；

图13是本发明的铝蒙皮蜂窝夹层结构模拟缺陷试件结构示意图；

图14是本发明的碳纤维与铝蒙皮蜂窝夹层结构模拟缺陷试件结构示意图；

图15是本发明的碳纤维与铝蒙皮蜂窝夹层结构模拟缺陷试件结构示意图；

图16是本发明的碳纤维蒙皮变厚度蜂窝夹层结构模拟缺陷试件结构示意图；

图17是本发明的调整光源激励入射角原理图；

图18是本发明的模拟缺陷分析点示意图；

图19是本发明的不同光源激励热入射角的红外锁相热成像检测结果幅值图；

图20是本发明的Sence-1.0-5-p检测结果0.165Hz拼接相位图；

图21是本发明的Sence-1.0-4-f的线1的相位分布示意图；

图22是本发明的Sence-1.0-4-f的线2的相位分布示意图；

图23是本发明的Sence-0.5-4-w的拼接相位图；

图24是本发明的Sence-0.5-4-w的线1的相位分布示意图；

图25是本发明的Sence-0.5-4-w的线2的相位分布示意图；

图26是本发明的Sence-0.5-4-w的线3的相位分布示意图；

图27是本发明的Sence-0.5-4-w的线4的相位分布示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与有关发明相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

本发明开展蜂窝夹层结构红外锁相热成像检测的有限元分析，确定是否能够红外锁相热成像检测技术的幅值图和相位图进行缺陷检测，并确定合理的检测参数范围。

红外热成像技术作为一种新型的无损检测技术，广泛用于航空航天材料缺陷的检测。目前，比较成熟的是红外脉冲热成像检测技术和红外锁相热成像检测技术。红外锁相热成像检测技术具有探测深度范围大、信噪比高等优点，特别适于复合材料及夹层结构的无损检测，在国外航空航天等领域得到广泛应用。为了能够应用红外锁相热成像技术对蜂窝夹层结构进行无损检测，建立热流在试件内传递的三维热传导模型，采用有限元法对该模型进行模拟仿真研究，分析热流激励频率和激励加载周期对缺陷判定的影响规律。

蜂窝夹层结构飞机蒙皮红外锁相热成像检测的检测结果根据以下步骤获得：

采用红外锁相热成像检测技术，基于傅立叶一维热传导模型分析，构建飞机蒙皮试件温度变化与分布的解析模型。具体步骤如下：

红外锁相热成像检测技术是一种主动式红外热波检测技术，采用红外锁相热成像检测技术，外激励的热流按正弦规律变化：

其中：I(t)表示外激励加载热流强度，单位为W；P表示外激励加载的功率，单位为W；f_e表示调制激励加载频率，单位为Hz；

将正弦规律变化的热流注入一个有限厚度的平板，当其面积远大于厚度时，可以忽略热流的横向扩散，而只考虑厚度方向的传递，则可转换为一维热传导问题，如图1所示。

当热流有限厚度平板中传递时，传递过程由傅立叶一维热传导模型进行描述：

其中：c表示试件材料的比热；ρ表示试件材料的密度；k表示试件材料的导热系数；

其中描述的给定热流条件中包含两个部分，一是由常量热流部分，该部分将导致试件产生热累积，使温度升高；二是交流热流部分，该部分将使温度产生振荡，其频率与热流的激励加载频率一致。

假定材料具有各向同性，不考虑常量热流部分引起的热累积，对式(2)进行解析求解得到稳定或准稳定状态下的温度随时间和厚度的变化：

其中：

表示热扩散长度；Am表示温度信号的幅值增益因子；

该公式描述了试件在正弦规律变化的热流加载条件下，试件温度稳定或准稳定状态下的变化情况，由此可知，热流能够向试件内部传递的长度与材料热特性和热流激励加载频率相关，稳定或准稳定状态时，试件温度变化的频率与热流激励调制频率一致；当试件材料的热特性发生变化或内部存在缺陷时，则稳定或准稳定状态条件下的试件表面温度将使其幅值发生变化，也会产生相位的差异，通过这些信息可判定试件内部是否存在缺陷和确定缺陷特征，这就为采用红外锁相热成像检测技术进行无损检测奠定了理论基础。

由于常量热流部分会使试件产生热累积而导致温度瞬时升高，对于常量热流导致试件整体的温度变化满足如下微分方程：

其中：R_th表示试件材料的热阻；T_am表示环境温度；

在满足初始边界条件时，即满足T(0,∞)＝T_am条件下，对上式求解得：

T(0,t)＝T_am+ΔT(1-e^-t/τ)

其中：τ表示时间常数，τ＝ρcR_th；

上式描述了试件在热流激励条件下引起瞬时温度升高的过程，由此得到：试件温度变化达到稳定或准稳定状态的时间与材料的比热、密度及热阻有关，即与材料的热特性相关。

得到在正弦规律变化热流激励条件下的试件温度变化历程和分布：

该式给出了正弦规律变化热流激励下，基于傅立叶一维热传导模型分析而得到试件温度变化与分布的解析模型，通过该模型对试件温度历程和沿着热流传递方向温度分布情况进行分析。

之后，采用数字锁相方法提取温度信号中稳态或准稳态过程的幅值与相位信息，利用缺陷对所述相位信息的影响获得缺陷特征，从而完成对蜂窝夹层的检测。对于给定时间常数，温度历程随时间变化分为两个过程，即瞬态历程过程和稳态历程过程，瞬态过程长短主要由时间常数来决定，时间常数越小，达到稳定过程的时间越短，速度越快，而时间常数由材料的热特性决定，不同热特性材料，其热传递的时间常数不同，通过分析信号达到稳态过程的快慢来判定试件内部是否存在缺陷及确定特征。

在稳态或准稳态过程中，温度历程随时间是按正弦规律变化振荡，沿着热流传递方向，随着传递深度增加，温度逐渐衰减，即能量在不断衰减，若试件内部缺陷深度较深时，若能量传递不到缺陷深度时，则温度信号中将不会包含缺陷对温度变化的影响信息，此时无法进行缺陷检测。对于正弦规律热流激励，试件在热流激励过程中点温度历程与分布是很复杂的，但这些温度信号中包含了大量信息，采用数字锁相方法可提取这些温度信号中稳态或准稳态过程的幅值与相位信息，利用缺陷对这些信息的影响可准确获得缺陷特征，实现无损检测。

最后，基于上述步骤获得的缺陷特征，开始对蜂窝夹层的检测结果进行有限元分析，具体包括以下步骤：

S1、开展蜂窝夹层结构红外锁相热成像检测有限元分析；

公式

给出了外部热激励源的热流是随时间按正弦规律变化，即指加热源的热流强度是随时间变化的正弦函数。试件为实体的蒙皮—蜂窝—蒙皮三层的夹层结构，试件内部带有人工挖孔缺陷，在内部胶接的上下位置制作了模拟缺陷。图2给出了试件及缺陷的三维结构示意图。

有限元分析的具体步骤如下：

S11、试件在周期性热流的作用下，其瞬态热传导过程由传热过程本构方程得：

其中：k_ix，k_iy，k_iz表示第i层材料在X、Y、Z方向的热传导率或导热系数，单位为w/kg·m；ρ_ix，ρ_iy，ρ_iz表示第i层材料在X、Y、Z方向的密度，单位为kg/m³；c_ix，c_iy，c_iz表示第i层材料在X、Y、Z方向的比热，单位为J/kg·℃。

S12、确定该模型的初始条件：

T(X,Y,Z,t＝0)＝T_am (2)

S13、为了简化模型的求解，假定CFRP材料和泡沫材料均具有均匀的热物特性，由于试件中每一层的面积远大于厚度，在边界上可以忽略热流的横向(X与Y方向)扩散，则边界条件主要分为上下两个换热表面和满足绝热条件的第二表面。

对于上表面得：

其中：h_top表示上表面的换热系数(J/m²·℃)；

对于下表面得：

其中：h_bottom表示下表面的换热系数(J/m²·℃)；L_z表示试件Z方向的长度；

对于第二表面满足绝热条件得：

其中：L_x，L_y表示试件X、Y方向的长度；

S14、对于试件内部的各层材料，应满足温度和热流的连续性条件。

T_i(X,Y,Z,t)＝T_i+1(X,Y,Z,t) (7)

上式(1)—式(10)描述了正弦规律变化热流激励试件的温度场分布模型，该模型为采用红外锁相热成像检测技术进行试件内部不同深度及类型缺陷的无损检测奠定了理论基础。由于三维热传导模型采用解析分析是很难实现的，为了研究正弦规律变化的热流激励源加载参数和分析参数的选择对缺陷特征分析的影响，采用有限元方法对该过程进行求解，在瞬态过程提取温度信号幅值与相位。

S2、在有限元分析过程中，式(1)—式(10)给出了试件三维热传导有限元模型的本构方程、初始条件、边界条件及连续性条件，采用商业化有限元软件COMSOLMulti-Physics对模型进行瞬态过程求解，求解方法采用显示积分法，应用子程序进行载荷加载和信号处理，求解温度信号的幅值和相位，并确定有缺陷与无缺陷处的幅值极差与相位极差，求解过程如图3所示。

有限元分析的蜂窝夹层结构几何尺寸为26mm×26mm×2.1mm(蒙皮厚度分别为H＝0.3、0.5、0.8、1.0mm)，设定缺陷类型为空气，在胶层上下表面的缺陷大小分别为均为Ф10×0.1mm和Ф5×0.1mm。有限元网格划分如图4所示。

表1给出了材料的热物性参数选择，表2给出了有限元模型分析的边界条件参数和初始条件，表3给出了仿真分析参数。

表1

表2

表3

S3、为了研究表面温度信号与缺陷特征的关系，计算有缺陷处的温度变化幅值和相位分别与无缺陷处温度变化幅值和相位之间最大差值：

ΔA_max＝A_defmax-A_nondefmax (11)

其中：ΔA_max表示幅值极差；A_defmax表示缺陷处幅值；A_nondefmax表示无缺陷处幅值。

ΔPh_max＝Ph_defmax-Ph_nondefmax (12)

其中：ΔPh_max表示相位极差；Ph_defmax表示缺陷处相位；Ph_nondefmax表示无缺陷处相位。

图5-图8给出了不同蒙皮厚度的铝蒙皮蜂窝夹层结构在2个采样分析周期条件下的试件表面温度变化的幅值与相位分布的仿真计算结果。

由图5-图8可知，在给定调制频率与分析周期条件下，由于蜂窝芯的横向热扩散影响，幅值图和相位图中均很难识别缺陷的几何形状，幅值图分辨范围很小，很难实际反映出缺陷几何特征，相位图具有较高分辨能力，但随蒙皮厚度增加，缺陷几何特征也很难识别，特别对胶下小缺陷几乎无法判定。

图9-图10给出了热流激励加载频率与采样分析周期数对缺陷(空气)的幅值差和相位差影响的仿真结果其中两幅示意图。

由图中可知，对于不同铝蒙皮厚度的蜂窝夹层结构，激励参数(调制频率和分析周期数)对检测结果影响很大，随着蒙皮厚度的增加，在给定参数范围内，幅值差和相位差逐渐减小，蒙皮厚度增大(缺陷深度增大)，导致热波在试件内的传递衰减增大，使得调制热波在有缺陷与无缺陷处的热波幅值相差较小，同时，热波相位差值也减小。当幅值差小于0.001℃，则认为缺陷无法利用幅值图进行检测，相位差小于0.2°，则认为缺陷无法利用相位图进行检测。

S4、通过对铝蒙皮蜂窝夹层结构模拟缺陷的仿真分析，确定是否能够根据红外锁相热成像检测技术的幅值图和相位图进行缺陷检测，并确定合理的检测参数范围，具体分析结果见

表4。

×—不可检；√—可检；—表示不存在

表4

下面结合具体的案例对本发明做进一步的详细说明。

针对不同材料及缺陷类型，制作相应模拟缺陷试件，采用红外锁相热成像检测技术对模拟缺陷试件进行无损检测试验，确定不同热波信号处理方法对检测结果影响及不同材料的红外锁相热成像检测调制频率范围。针对航天航空用蜂窝夹层结构材料制作了相应的模拟缺陷试件，模拟这些复合材料中界面之间的脱粘缺陷。图11～图15给出了不同模拟缺陷试件的结构示意图。

图13为第1排在胶层上粘2层聚四氟乙烯膜，第2排为去除胶层后粘2层四氟乙烯膜，第3排为去除胶层模拟缺陷，且最小缺陷制作在蜂窝夹芯交接位置。图14为在胶层上贴2层聚四氟乙烯薄膜。图15为碳纤维蒙皮变厚度模拟缺陷试件结构，模拟缺陷在胶层上贴2层聚四氟乙烯薄膜。具体模拟缺陷试件及结构参数见表5。

表5

1.碳纤维蒙皮蜂窝夹层结构模拟缺陷试件的无损检测试验

碳纤维蒙皮蜂窝夹层结构是航天航空重要的结构材料，蒙皮与蜂窝之间主要靠粘结进行连接，而蒙皮与蜂窝之间容易产生脱粘缺陷，本章采用红外锁相法热波检测技术对碳纤维蒙皮蜂窝夹层结构的模拟缺陷试件进行检测，确定对不同蒙皮厚度(缺陷深度)缺陷的检测能力。表6给出了试验参数。

表6

由图16可知，对于碳纤维蒙皮厚度较薄的试件，模拟缺陷最小尺寸(直径Ф6mm)可分辨出来，而蒙皮较厚试件，模拟缺陷最小尺寸分辨存在一定难度。当蒙皮厚度h_d>1.0mm时，模拟缺陷最小间距分辨存在困难，但有些也达到了预定要求。由模拟缺陷试件的设计与制作情况，不同蒙皮厚度试件中大尺寸缺陷均可检测出来，且效果较满意，蒙皮厚度h_d<1.0mm，较小尺寸缺陷也可检测出，效果满意。蒙皮厚度较厚时，幅值图很难判别缺陷。

采用红外锁相热成像检测时，试件表面对其他发热或发光体的反射会影响检测结果，采用调整光源与试件之间的夹角θ，即光源激励入射角，减少试件表面对光源本身及其他物体反射所产生的影响。

为了研究激励光源入射角对检测结果的影响，分别采用不同激励光源入射角对碳纤维蒙皮蜂窝夹层结构模拟缺陷试件进行激励，计算试件中给定模拟缺陷区域的图像信噪比，分析激励光源入射角对检测效果的影响。图17给出了分析模拟缺陷的区域。

模拟缺陷试件的相位和幅值图像信噪比可由下式计算。

其中：SNA_phase表示相位图像信噪比；

表示缺陷区域的相位平均值；

表示无缺陷区域的相位平均值；σ(Ph)_Nondefect表示无缺陷区域的相位分布标准差；SNA_Am表示幅值图像信噪比；

表示缺陷区域的幅值平均值；

表示无缺陷区域的幅值平均值；σ(Am)_Nondefect表示无缺陷区域的幅值分布标准差。

采用红外锁相热成像检测技术对碳纤维蒙皮厚度h_d＝0.5mm蜂窝夹层结构模拟缺陷试件进行检测试验研究。检测试验参数如表7所示。

表7

图18/给出了不同光源激励热入射角的红外锁相热成像检测结果。由图18可知，在给定检测参数条件下，改变光源激励入射角对幅值图影响较大，表明对试件加热不均匀会影响幅值图的检测效果。而在相位图中，不同光源激励入射角对模拟缺陷分辨影响不大，这也表明对相位图试件表面加热不均匀的敏感性小。图19给出了光源激励入射角对给定局部模拟缺陷区域幅值和相位图像信噪比的影响情况。

由图19可知，局部模拟缺陷区域的幅值图像信噪比随着光源激励入射角的增大而减小，在给定光源激励入射角条件下，较小尺寸的模拟缺陷区域幅值图像信噪比较低。不同光源激励入射角条件下，局部模拟缺陷区域的相位图信噪比均比幅值图像信噪比高很多，由相位图像信噪比可知，对实际试件采用红外锁相热成像检测时，光源激励入射角应选在θ<60°的范围内，可以获得较好检测效果。

为了分析红外锁相热成像检测技术对碳纤维复合材料蒙皮蜂窝结构中存在缺陷的检测能力及检测距离(热成像仪距检测试件间的距离)对检测效果的影响，采用红外锁相热成像技术对碳纤维复合材料蒙皮蜂窝夹层结构模拟缺陷试件进行检测试验。通过前期的参数分析与标定试验，确定了合理调制频率。通过缩短检测距离，可提高视场中模拟缺陷试件中缺陷尺寸分辨率，通过标定试验可确定不同碳纤维复合材料蒙皮厚度的缺陷检测参数，利用图像拼接技术，将不同调制频率条件下的红外锁相热成像检测获得的相位图进行拼接，可实现不同深度缺陷的检测。对于蒙皮厚度0.5mm的模拟缺陷试件，在给定调制频率和检测距离条件下，采用红外锁相热成像技术能够实现对所有模拟缺陷的检测。

对于蒙皮厚度1.0mm的模拟缺陷试件，在全视场检测时，较小尺寸的缺陷很难从相位图中确定，通过缩短检测距离，进行分块检测后，提高了视场内空间分辨率，通过疑似缺陷处相位与周围相位的差异能够判定较小尺寸缺陷。由于缺陷处相位与无缺陷处相位差异明显，很容易通过相位差进行缺陷判定，同时利用减小检测距离提高视场空间分辨率和图像拼接技术方便识别相邻最近的缺陷。

图20给出了针对不同碳纤维复合材料蒙皮厚度采用不同调制频率激励下得到的相位图结果，利用图像拼接技术得到的相位图能够判定内部存在的缺陷，最小缺陷尺寸Ф6mm也能判定并识别。

2.铝蒙皮蜂窝夹层结构模拟缺陷试件的无损检测试验

铝蒙皮蜂窝夹层结构也是航天航空重要的结构材料，由于其具有质量轻、高比刚度和比强度及较高的弯曲强度等特点，从而在卫星结构中得到了广泛应用。铝蒙皮与蜂窝之间一般也靠粘结进行连接，而蒙皮与蜂窝之间也容易产生脱粘缺陷，同时蜂窝芯格也会出现芯格破裂、节点脱开、芯子收缩、皱拢及泡胶不足或空腔等缺陷。采用红外锁相热成像检测技术对铝蒙皮蜂窝夹层结构的模拟缺陷试件进行检测，确定对不同蒙皮厚度缺陷的检测能力及调制频率选择范围，表8给出了试验参数。

表8

铝蒙皮厚度h_d≤0.5mm，试件内部的模拟缺陷均能检测和判别出来，铝蒙皮厚度h_d＝0.3mm，调制频率取f_e＝0.36Hz～0.37Hz，能够获得较满意的检测结果。铝蒙皮厚度h_d＝0.5mm，为了获得较好的检测结果，调制频率应取f_e＝0.34Hz～0.35Hz。铝蒙皮厚度h_d≥0.8mm，试件内部的最小尺寸(直径Ф6mm)缺陷很难判别和分辨，但能够实现缺陷直径Ф＝8mm的检测。对于铝蒙皮厚度h_d＝0.8mm，调制频率应取f_e＝0.17Hz～0.18Hz，铝蒙皮厚度h_d＝1.0mm，调制频率应取f_e＝0.09Hz～0.11Hz。由于铝蒙皮与蜂窝之间采用胶进行粘结，而一定厚度胶对其下表面模拟缺陷检测影响很大，当蒙皮厚度增大及对胶层下的蜂窝情况进行检测时，采用红外锁相热成像检测的调制频率取值应减小。

为了分析红外锁相热成像检测技术对铝蒙皮蜂窝结构中存在缺陷的检测能力及检测距离对检测效果的影响，采用红外锁相热成像技术对铝蒙皮蜂窝夹层结构模拟缺陷试件进行检测试验。通过前期的参数分析与标定试验，确定了合理调制频率。

通过缩短检测距离，进行分块检测，利用图像拼接技术将相位图进行拼接，提高视场中模拟缺陷试件中缺陷尺寸分辨率。

对于铝蒙皮厚度0.5mm和1.0mm的模拟缺陷试件，在给定调制频率和检测距离条件下，采用红外锁相热成像技术能够实现对所有模拟缺陷的检测，通过缩短检测距离，提高视场空间分辨率，能够最小缺陷尺寸Ф6mm，但对于蒙皮厚度为1.0mm的蜂窝夹层结构，由于铝蒙皮横向热扩散的影响，使缺陷对比度降低，即信噪比降低，相位图中模拟缺陷边缘变得模糊，很难对缺陷边界进行准确识别。

对于给定的模拟缺陷试件，由于铝蒙皮横向热扩散的影响，采用红外锁相热成像技术得到相位图中的缺陷对比度很低，缺陷很难判定，同时最近相邻缺陷几乎不能区分。

对于给定模拟缺陷试件，缩短检测距离，进行分块检测后，视场内空间分辨率得到提高，较小尺寸缺陷能够判定，最近相邻缺陷的区分困难，从拼接相位图及相位分布中能够区分中心距15mm且边长为10mm的缺陷。对于给定缺陷形状的模拟缺陷试件，在给定合理检测参数条件下，采用红外锁相热成像技术的相位图能够准确确定缺陷的几何形状。整体检测结果见表9。

表9

图20到图27为检测结果相位图，其中，图20是本发明的Sence-1.0-5-p检测结果0.165Hz拼接相位图；图21是本发明的Sence-1.0-4-f的线1的相位分布示意图；图22是本发明的Sence-1.0-4-f的线2的相位分布示意图；图23是本发明的Sence-0.5-4-w的拼接相位图；图24是本发明的Sence-0.5-4-w的线1的相位分布示意图；图25是本发明的Sence-0.5-4-w的线2的相位分布示意图；图26是本发明的Sence-0.5-4-w的线3的相位分布示意图；图27是本发明的Sence-0.5-4-w的线4的相位分布示意图。

本发明设计的一种用于蜂窝夹层结构飞机蒙皮检测的仿真分析方法，区别于常规红外锁相热成像检测仿真方法采用一维传导模型，本发明充分考虑常量热流及交流热流，同时考虑在蜂窝夹层结构中的横向热扩散影响，建立三层结构热传导模型；采用显示积分法对模型进行瞬态过程求解，进行载荷加载和信号处理，求解温度信号的幅值和相位，并确定有缺陷与无缺陷处的幅值极差与相位极差；明确了正弦规律热流激励条件下，试件温度沿着热流传递方向，随着传递深度增加，温度逐渐衰减，且存在热扩散长度，其大小与材料的导热系数、比热，密度及热流激励加载频率有关；明确了对于空气缺陷，为了准确确定缺陷特征使幅值和相位差较大，需采用合理的热流激励加载频率和采样分析周期数。

最后所应说明的是：以上实施例仅以说明而非限制本发明的技术方案，尽管参照上述实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明进行修改或者等同替换，而不脱离本发明的精神和范围的任何修改或局部替换，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (5)

1.一种用于蜂窝夹层结构飞机蒙皮检测的仿真分析方法，其特征在于，其包括以下步骤：

S1、获取蜂窝夹层结构飞机蒙皮红外锁相热成像缺陷并构建解析模型；

S2、对蜂窝夹层结构飞机蒙皮红外锁相热成像缺陷进行有限元分析，具体包括以下子步骤：

S21、蜂窝夹层结构飞机蒙皮试件在周期性热流的作用下，其瞬态热传导过程由传热过程本构方程为：

其中：k_ix，k_iy，k_iz表示第i夹层材料在X、Y、Z方向的热传导率或导热系数，单位为w/kg·m；ρ_ix，ρ_iy，ρ_iz表示第i夹层材料在X、Y、Z方向的密度，单位为kg/m³；c_ix，c_iy，c_iz表示第i夹层材料在X、Y、Z方向的比热，单位为J/kg·℃；

为求偏导、t为时间以及T为温度；

S22、确定解析模型的初始条件：

T(X,Y,Z,t＝0)＝T_am (2)

S23、为了对解析模型进行求解，假定CFRP材料和泡沫材料均具有均匀的热物特性，由于飞机蒙皮试件中每一层的面积大于厚度，在边界上忽略热流的横向扩散，则边界条件分为两个换热的上表面和下表面、以及满足绝热条件的第二表面；

对于上表面得：

其中：h_top表示上表面的换热系数(J/m²·℃)；I表示激励热流；

对于下表面得：

其中：h_bottom表示下表面的换热系数(J/m²·℃)；L_z表示试件Z方向的长度；

对于第二表面满足绝热条件得：

其中：L_x，L_y表示试件X、Y方向的长度；

S24、对于试件内部的各层材料，满足温度和热流的连续性条件；

T_i(X,Y,Z,t)＝T_i+1(X,Y,Z,t) (7)

S3、对解析模型进行瞬态过程分析，进行载荷加载和信号处理，获得温度信号的幅值和相位，并确定有缺陷处与无缺陷处的幅值极差与相位极差；

S4、获得有缺陷处的温度变化幅值和相位分别与无缺陷处温度变化幅值和相位之间最大差值：

ΔA_max＝A_defmax-A_nondefmax (11)

其中：ΔA_max表示幅值极差；A_defmax表示缺陷处幅值；A_nondefmax表示无缺陷处幅值；

ΔPh_max＝Ph_defmax-Ph_nondefmax (12)

其中：ΔPh_max表示相位极差；Ph_defmax表示缺陷处相位；Ph_nondefmax表示无缺陷处相位；

S5、通过对蜂窝夹层结构蒙皮模拟缺陷的仿真分析，确定是否能够根据红外锁相热成像检测方法的幅值图和相位图进行缺陷检测，并确定出检测参数范围。

2.根据权利要求1所述的用于蜂窝夹层结构飞机蒙皮检测的仿真分析方法，其特征在于，

步骤S1具体包括以下步骤：

S11、采用红外锁相热成像检测技术，基于傅立叶一维热传导模型分析，构建飞机蒙皮试件温度变化与分布的解析模型；

S12、采用数字锁相方法提取温度信号中稳态或准稳态过程的幅值与相位信息，利用缺陷对所述相位信息的影响获得缺陷特征。

3.根据权利要求2所述的用于蜂窝夹层结构飞机蒙皮检测的仿真分析方法，其特征在于，

步骤S11能够得到在正弦规律变化热流激励条件下的试件温度变化历程和分布：

该式给出了正弦规律变化热流激励下，基于傅立叶一维热传导模型分析得到试件温度变化与分布的解析模型，通过所述模型对试件温度历程和沿着热流传递方向温度分布情况进行分析。

4.根据权利要求1所述的用于蜂窝夹层结构飞机蒙皮检测的仿真分析方法，其特征在于，

步骤S5中，当蒙皮厚度hd≤0.5mm时，试件内部的模拟缺陷能够准确检测，其中当蒙皮厚度hd＝0.3mm时，调制频率取fe＝0.36Hz～0.37Hz，当蒙皮厚度hd＝0.5mm，为了获得较好的检测结果，调制频率应取fe＝0.34Hz～0.35Hz；

当蒙皮厚度hd≥0.8mm时，能够实现缺陷直径Ф＝8mm的检测，其中当蒙皮厚度hd＝0.8mm，调制频率取fe＝0.17Hz～0.18Hz，当蒙皮厚度hd＝1.0mm，调制频率取fe＝0.09Hz～0.11Hz。

5.根据权利要求1或者4所述的用于蜂窝夹层结构飞机蒙皮检测的仿真分析方法，其特征在于，

飞机蒙皮与蜂窝夹层结构之间采用胶层进行粘结，当蒙皮厚度增大及对胶层下的蜂窝夹层结构进行检测时，采用红外锁相热成像检测的调制频率取值相应减小。

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