Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1. Особенности акустико-эмиссионного метода контроля при прочностных испытаниях элементов машиностроительных конструкций
1.1. Особенности прочностного эксперимента 13-17
1.2. Особенности акустико-эмиссионного контроля машиностроительных объектов 17-23
1.3. Основные информативные параметры сигналов акустической эмиссии 23-25
1.4. Задачи исследования 25-30
ГЛАВА 2. Методы построения диагностических микропроцессорных акустико-эмиссионных систем
2.1. Методы построения диагностических акустико-эмиссионных систем с параллельно-последовательной структурой построения 31 -44
2.2. Методы построения микропроцессорных диагностических акустико-эмиссионных систем с параллельной структурой построения 44-53
Выводы по главе 2 54-55 з
ГЛАВА 3. Разработка методов локализации непрерывных и дискретных сигналов акустической эмиссии при прочностных исследованиях металлических конструкций
3.1. Метод расчета координат развивающихся дефектов по разности времен прихода 56-68
3.2. Метод расчета координат дефектов при использовании пьезоантенны произвольной формы 68-77
3.3. Табличный метод расчета координат дефектов 78-85
Выводы по главе 3 85
ГЛАВА 4. Использование метода акустической эмиссии при прочностных исследованиях элементов машиностроительных конструкций
4.1. Усталостные испытания металлических образцов 86-97
4.2. Акустико-эмиссионный контроль при ресурсных испытаниях стоек шасси самолетов Ту- 154Б, Су-27, Су-3О МКИ, С-80ГП 97-119
4.3. Акустико-эмиссионный контроль при прочностных испытаниях панели самолета Ту-204 120-143
4.4. Акустико-эмиссионный контроль боковых рам и надрессорных балок тележек грузовых вагонов 144-170
Выводы по главе 4 170-171
Выводы 172-173
Литература
- Особенности акустико-эмиссионного контроля машиностроительных объектов
- Методы построения микропроцессорных диагностических акустико-эмиссионных систем с параллельной структурой построения
- Метод расчета координат дефектов при использовании пьезоантенны произвольной формы
- Акустико-эмиссионный контроль при ресурсных испытаниях стоек шасси самолетов Ту- 154Б, Су-27, Су-3О МКИ, С-80ГП
Особенности акустико-эмиссионного контроля машиностроительных объектов
Конструкции обычно выходят из строя в результате разрушений или усталостных повреждений, а не вследствие износа. Поэтому диагностику повреждений конструкций чаще всего проводят, исследуя физические эффекты образования и роста дефектов [2,37]. Для современного развития техники характерно повышение несущей способности конструкций при ужесточении эксплуатационных условий [9,78]. Это предъявляет свои требования к надежности оборудования. В противном случае возможно катастрофическое разрушение конструкции. Обеспечение надежности связано с совершенствованием известных способов и устройств НК, а также разработкой новых методов, обеспечивающих выявление различных дефектов на ранней стадии их зарождения и развития. Применение многих методов НК ограничено конструктивной сложностью современных машиностроительных объектов, необходимостью контроля в процессе испытаний, спецификой определенных видов контроля.
Основными целями прочностных испытаний натурных конструкций являются [2]: - обоснование расчетных прочностных характеристик конструкций (ресурса или статической прочности) для ее сертификации; - разработка и проверка рекомендаций по доработкам и усилению конструкции с целью обеспечения заданных прочностных характеристик; - уточнение методов расчета на прочность; - выявление зон конструкции с низкими прочностными характеристиками. Прочность конструкций является одним из основных факторов обеспечения безопасности любых машиностроительных конструкций. Расчетные методы оценки напряженно-деформированного состояния конструкции не позволяют достаточно точно определить ее состояние, вызванное тем или иным внешним воздействием в связи со сложностью создания достоверной математической модели объекта [34]. Это приводит к необходимости проведения экспериментальных оценок прочностных характеристик конструкций. При разработке методики прочностных испытаний летательных аппаратов (ЛА) учитывается, что такие конструкции представляют сложную совокупность элементов. При этом в процессе проведения прочностных испытаний возникает потребность в большом объеме измерительной и диагностической аппаратуры, работающей с различными типами первичных преобразователей, по показаниям которых можно получить представление о состоянии конструкции [3,43,97, 101]. Следует отметить, что экспериментальные исследования ЛА проводятся как в полете, так и при наземных стендовых испытаниях. Наземные исследования прочностных характеристик конструкций ЛА проводятся в залах статических испытаний и делятся на два основных вида: - статические испытания, при которых выявляется запас прочности конструкции ЛА; - повторно-статические (квазистатические) испытания, в результате проведения которых определяется ресурс конструкции ЛА.
Целью данных испытаний является проверка фактической прочности и получение реальных усталостных характеристик конструкций ЛА, проверка различных методов расчета, выявление наиболее напряженных участков элементов конструкции. При статических испытаниях механические нагрузки прикладываются к конструкции ЛА ступенями через (5.. .10) % от расчетного значения. На каждой ступени нагружения проводится измерение реакции на приложенные нагрузки. При повторно-статических испытаниях нагружение конструкции самолета осуществляется ступенями по сложной программе, имитирующей эксплуатационные нагрузки. Необходимость проведения таких испытаний обусловлена тем, что на самолет в реальных условиях действуют в случайной последовательности разные по значению и знаку нагрузки. Эти испытания дают возможность учесть влияние на выносливость конструкции наиболее важных нагрузок (спектр нагрузок) [78]. При повторно-статических испытаниях важное значение имеет исследование развития трещин, позволяющее обнаружить слабые места конструкции, оценить ресурс ее работы и живучести. Нагружение конструкции осуществляется с помощью системы автоматического управления, которая управляет гидравлическими силовозбудителями, через которые к ЛА прикладываются механические нагрузки.
Основные особенности прочностных испытаний объектов авиационной техники, можно сформулировать следующим образом: - невозможность повторения измерительного эксперимента в связи с разрушением элементов конструкции или конструкции в целом; - нет априорных сведений о поведении отдельного элемента конструкции; - необходимость контроля протяженных объектов; - проведение контроля в темпе эксперимента; - ограничения по времени обработки и представления информации.
При ресурсных испытаниях НК обеспечивает надежность и безопасность эксплуатации конструкций, сокращение сроков испытаний и уменьшение затрат на ремонт. Основными целями дефектоскопии при ресурсных испытаниях машиностроительных конструкций являются: - своевременное обнаружение усталостных повреждений и обеспечение безопасной эксплуатации; - обеспечение целостности конструкции при испытаниях и своевременное проведение восстановительных ремонтов; - сертификация живучести конструкции, регламента и средства дефектоскопического контроля для условий эксплуатации. - Основными практическими методами при ресурсных испытаниях являются УЗ, вихретоковый, радиационный, капиллярный и магнитопорош-ковый методы. Современные методы НК ориентированы на применение в определенных условиях и взаимно дополняют друг друга, что обеспечивает получение достоверной информации о состоянии ОК [2]. Применение методов НК особенно эффективно и экономически оправдано при испытаниях крупногабаритных конструкций единичного производства, ко 16 торые характеризуются высокой стоимостью и требуют безаварийной эксплуатации. Задачи непрерывного контроля целостности натурных конструкций сводятся, в основном, к своевременной сигнализации о возможности катастрофического разрушения, выявлению и локализации появляющихся трещин на поверхности конструкции независимо от характера и причин их образования. В настоящее время ведется интенсивный поиск новых физических явлений, позволяющих упростить процесс диагностирования, повысить чувствительность существующих методов.
Известны также методы, применение которых не связано с необходимостью создания физических полей. Одним из них является метод, основанный на использовании датчика трещин, который резко изменяет (увеличивает) электрическое сопротивление при разрушении вследствие механического воздействия развивающейся трещины. Однако данный метод также имеет свои недостатки, поскольку датчик чувствует развитие трещины при условии, что он расположен непосредственно над трещиной. Наклеить датчики трещин на всю поверхность ОК не представляется возможным. Кроме того, при использовании большого числа датчиков трещин резко увеличиваются затраты на аппаратуру, снижается ее надежность и т.д.
Методы построения микропроцессорных диагностических акустико-эмиссионных систем с параллельной структурой построения
Работа системы с параллельно-последовательной структурой построения в режиме приема сигналов АЭ происходит следующим образом. В регистры цифро-аналогового преобразователя (ЦАП) 5 записываются значения пороговых напряжений и режимы работы каналов (полоса частот, коэффициент усиления, режим пикового детектора). Затем программируется таймер 11, записываются значения отсечки времени приема сигналов АЭ, количество измерений АЦП 9. Компараторы 6 сбрасываются в исходное состояние. Снимается маска прерывания, разрешается работа счетчика адреса ОЗУ 12. Сигнал АЭ с ПАЭ 1 поступает на вход предусилителя 2, усиливается и далее проходит на вход фильтра 3, после чего - на вход пикового детектора 4. В случае превышения порога селекции срабатывает компаратор 6 и запускается таймер 11 на отсчет
Функциональная схема АЭ-системы с параллельно-последовательной структурой построения времени прихода сигналов АЭ. По окончании времени отсечки таймер 11 вырабатывает сигнал прерывания, по которому процессор считывает значения времен прихода сигналов АЭ. В то же время сигналы с фильтров 3 через коммутатор 7 и нормирующий усилитель 8 поступают на вход АЦП 9, которое измеряет уровни сигналов всех каналов, и результаты измерения записываются в буферное ОЗУ 10. По сигналу таймера 11 счетчик ОЗУ 10 считывается процессором с помощью устройства управления 12 и шины IBM PC/AT 13. Готовность к приему следующего сигнала АЭ определяет процессор компьютера. Как только уровни сигналов становятся ниже пороговых, процессор устанавливает систему в исходное состояние. Результаты анализа и экспериментальные исследования показали, что для решения задач локализации при контроле сложных элементов конструкций необходимо независимое программное управление уровнями селекции Uc], UC2...Uci всех каналов пьезоантенны. Это вызвано как неоднородностью излучения волн напряжения относительно скачка трещины (или направленности излучения из зоны пластических деформаций), так и разными траекториями их прихода на ПАЭ.
При решении одной из главных задач АЭ-диагностики - определения координат развивающихся дефектов осуществляется измерение РВП сигналов АЭ на датчики пьезоантенны. Расчет времени прихода производится по реализации сигнала АЭ в виде N отсчетов АЦП. Первоначально время прихода сигнала рассчитывалось по моменту превышения сигналом некоторого порогового уровня, который определялся уровнем шума в предыстории сигнала (рис. 2.2,а). Причем, для определения времени прихода необходимо было несколько пересечений сигналом порогового уровня, на которые накладывались дополнительные условия по временным интервалам между ними, то есть временной интервал между соседними пересечениями не мог превышать некоего заранее заданного временного интервала. Таким образом, из алгоритма исключались единичные выбросы в сигнале. Однако такой алгоритм определения времен прихода имеет и некоторые недостатки: сильная зависимость точности от уровня порога, недостаточная устойчивость к паразитным сигналам.
К методу определения времени прихода сигнала АЭ : а- вид сигнала АЭ; б- определение момента прихода сигнала АЭ по форме СКО Для повышения точности и устойчивости определения РВП АЭ-сигналов разработан новый способ определения времен прихода сигнала, который состоит в том, что используется алгоритм «временного окна», передвигается по реализации. При этом рассчитывается некоторый параметр сигнала в «окне», характеризующий уровень его энергии. В качестве такого параметра можно выбрать среднее квадратическое отклонение (СКО): где Ті - номер отсчета АЦП, соответствующий моменту начала «временного окна»; Т2 - номер отсчета АЦП, соответствующий моменту окончания «временного окна»; хср - среднее значение реализации сигнала АЭ в «окне»; j -номер точки в массиве СКО. Таким образом, «окно» продвигается по всей реализации и формируется массив значений СКО (рис. 2.2,6). Для определения времени прихода сигнала используются два пороговых уровня СКО: первый уровень определяется уровнем шума предыстории сигнала, а второй является порогом, определяющим минимальный уровень энергии сигнала, превышающего уровень шумов. После пересечения второго порогового уровня определяется значение ближайшего пересечения первого порогового уровня, и если разность времен, соответствующая скорости нарастания сигнала удовлетворяет требованиям, принимается решение о наличии в реализации полезного сигнала, время прихода которого определяется моментом пересечения первого порогового уровня (рис. 2.2,6). При этом не определяется время прихода для сигналов с большим временем нарастания.
Для сравнения точности алгоритмов определения времен прихода сигналов были проведены экспериментальные исследования. Для этого на стальную пластину толщиной 5 мм, была установлена квадратная пъезоантенна из четырех датчиков. Расстояние между датчиками составляло 800 мм. В точки с опреде 39 ленными координатами устанавливался ПАЭ, подключенный к имитатору сигналов АЭ. Таких точек было выбрано 5. Для определения точности расчета координат для сигналов различной амплитуды, имитатор работал в двух режимах: с ослаблением и без ослабления сигнала. Результаты локализации сигналов для разных алгоритмов расчета времени прихода представлены на рис. 2.3, для случая работы имитатора с ослаблением сигнала. Крестиками на рис.2.3 указаны места установки датчика имитатора. Результаты измерений времен прихода и расчета координат приведены в таблицах 2.1, 2.2.
Метод расчета координат дефектов при использовании пьезоантенны произвольной формы
Все увеличивающиеся требования к надежности методов диагностики являются причиной особого интереса к вопросам точности локализации, к разработке методов, позволяющих повысить достоверность контроля. Эта проблема особенно актуальна при использовании АЭ-метода диагностики. Практическое применение данного метода, как правило, сопровождается значительным разбросом точек локализации дефекта. Это вызвано как разным затуханием сигналов АЭ в конструкции, так и значительным разбросом в уровнях чувствительности ПАЭ. Известные в настоящее время подходы к решению задач по расчету координат дефектов основываются на определении РВП сигналов АЭ на датчики пьезоантенны с последующими простейшими вычислениями. Основными особенностями при таких расчетах является быстрое, но весьма приближенное определение координат дефекта.
Известно, что современная аппаратура позволяет с высокой точностью регистрировать времена прихода и основные параметры акустического сигнала. Определение координат дефектов сводится к решению нелинейных уравнений. В этом случае расчет координат дефектов будет достоверен, если соблюдаются следующие условия [94]: - скорость распространения поверхностных акустических волн однозначна во всех направлениях (либо известна модель скорости распространения этих волн); - акустический сигнал от дефекта в любой точке ОК дойдет до каждого датчика, не встречая на своем пути каких-либо препятствий (сварные швы, отверстия, полости и т.д.); - погрешность в определении РВП сигналов АЭ на соответствующие датчики пьезоантенны должна быть минимальна.
Поскольку реальные ОК имеют, как правило, сложную геометрическую форму, то отмеченные выше требования не соблюдаются. Поэтому важно перед отработкой методики контроля для конкретного изделия разработать расчетно-экспериментальный метод определения координат источников сигналов АЭ.
Задача определения координат дефектов в толстостенных конструкциях типа плоскости, цилиндра, сферы (например, в трубопроводах, газопроводах, находящихся под высоким давлением) успешно решается с помощью метода АЭ. При этом расчет координат дефектов основан на определении РВП фронта акустической волны к нескольким ПАЭ. Для определения координат источника сигналов АЭ на поверхности конструкции как минимум необходимо иметь три ПАЭ. При этом измеряются два независимых значения РВП волны напряжения. Используя их, можно построить две гиперболы, в фокусах которых расположены приемники. Пересечение гипербол дает положение источника. Однако двух РВП недостаточно для однозначного определения координат источника. Однозначное вычисление координат возможно только внутри треугольника, образованного приемными ПАЭ (рис.3.1). Введение четвертого ПАЭ дает возможность измерять три значения РВП. Причем, третье значение устраняет неоднозначность в определении координат. Четырехточечное расположение ПАЭ повышает помехоустойчивость, обеспечивает более гибкое их размещение при контроле больших поверхностей сложной формы. Для объектов простой геометрии места возникновения трещин могут располагаться примерно на одной прямой, что характерно, например, для элементов конструкций, в которых длина значительно превосходит другие размеры (рис.3.2).
Определение координат источника АЭ на линейном объекте При этом задача определения координат дефектов решается наиболее просто. Начало координат помещается в середине базы (точка D при х=х{), а измерение временной задержки т прихода сигнала к ПАЭ дает возможность определить координату как Xj = 0,5-с-т , где т- временная задержка; с - скорость распространения сигнала в конструкции.
При определении координат источника сигналов АЭ используется три и более ПАЭ. Рассмотрим пьезоантенну, состоящую из четырех датчиков, образующих квадрат. Рассчитаем аналитическим методом геометрические места точек, удовлетворяющих системе уравнений, связывающей координаты расположения датчиков, времена поступления сигналов АЭ на датчики и скорость распространения волны в материале ОК. На рис.3.3 показана пьезоантенна, состоящая из четырех ПАЭ с известными координатами (xjyj ), (х2,у2),(хз, Уз) (Х4,У4) Считаем, что на первый ПАЭ сигнал АЭ пришел в момент времени tb а на последующие датчики соответственно в моменты 12 , із Л4- Неизвестные координаты дефекта обозначим через (х 0 у о) и считаем, что произошло продвижение дефекта в момент времени to . Составим систему уравнений [85]: где С - скорость распространения сигнала АЭ по конструкции. В системе уравнений (3.1) три неизвестных (х0 у о, to). Для определения неизвестных достаточно оперировать тремя уравнениями, а четвертое использовать для контроля правильности решения. Чем меньше погрешность в четвертом уравнении системы, тем больше вероятность того, что время прихода сигналов АЭ на ПАЭ измерено правильно, а значит с высокой точностью определены координаты дефекта.
Акустико-эмиссионный контроль при ресурсных испытаниях стоек шасси самолетов Ту- 154Б, Су-27, Су-3О МКИ, С-80ГП
В качестве примера на рис.4.7 показан акустический сигнал, зарегистрированный ПАЭ №0 в процессе приложения циклической нагрузки к траверсе. Сигналы АЭ появились в момент достижения максимума нагрузки и скорость счета составила (2..4) сигн./с.
Использование современных материалов, усложнение конструкций ЛА потребовало разработки новых решений при разработке методов контроля и диагностики, способных в реальном времени определять место и тип дефекта во время прочностных испытаний ОК. Известно, что метод АЭ позволяет обнаруживать эксплуатационные дефекты (усталостные трещины, механические повреждения, коррозионные поражения и т.д.) на ранней стадии развития. Это создает предпосылки для исключения внезапного разрушения авиационной конструкции в процессе ее нагружения. Для прочностных испытаний авиационных конструкций необходимо решать в реальном времени локационные задачи, выполнять анализ внутренней структуры сигналов, пришедших от этих источников, и оперативно определять степень их опасности. Создание таких методов контроля невозможно без решения сложных радиотехнических задач, связанных с цифровой обработкой сигналов в заданном частотном (0,1...2,0) МГц и динамическом (100 дБ) диапазонах. Регистрация сигналов АЭ при диагностике авиационных конструкций, как правило, сопровождается измерением дополнительных физических параметров, таких как деформация в зоне контроля, общее число циклов нагружения, скорость развития усталостной трещины. Для решения задач локализации при контроле элементов авиационных конструкций необходимо независимое программное управление уровнями селекции всех измерительных каналов данной пьезоантенны. Это вызвано как неоднородностью волн напряжения относительно скачка трещины (или направленности излучения из зоны пластической деформации), так и разными траекториями их прихода на ПАЭ. При этом необходимо учитывать, что при работе с элементами авиационных конструкций практически всегда требуется автоматическая независимая подстройка порогов селекции по каждому каналу. Правила перестройки порогов селекции устанавливаются экспериментально.
Основная сложность состоит в подборе такого сочетания правил изменения порогов селекции, при которых обеспечивается устойчивая локализация источников сигналов АЭ, а также - последовательная перестройка порогов селекции под каждое новое направление прихода сигнала АЭ.
Для прочностных испытаний стоек шасси самолетов Су-27, С-80ГП использовался комплекс, функциональная схема которого показана на рис.4.8. В его состав входит цифровая система нагружения BIR2005, микропроцессорные АЭ-система СПАД-16.03 и тензосистема ММТС-64.01 (сертификат RU.C.34.060.A №10749) [93]. Системы, входящие в испытательный комплекс, связаны между собой через локальную компьютерную сеть, что позволяет знать величины прикладываемых нагрузок в любой момент времени и осуществлять синхронизацию процессов нагружения и измерения. Для обмена информацией о текущем состоянии процесса нагружения в момент запуска необходимо установить соединение между программами-«клиентами» на компьютерах АЭ и тензометри-ческой систем, а также программой -«сервером» на компьютере системы нагружения. Программа-«клиент» является инициатором установления соединения. АЭ-система СЦАД-16.03 через локальную компьютерную сеть подключена к системе нагружения, что позволило регистрировать акустическую активность и синхронно регистрировать нагрузку, которая в этот момент приложена к стойке шасси. Основной задачей прочностных испытаний стоек шасси самолета Су-27 являлось определение усталостной прочности узлов навески и замков выпущенного положения основных опор. Испытания проводились в системе планера. Стойки шасси нагружались совокупностью нагрузок, действующих на них в процессе взлета и посадки. Актуальность исследований определялась тем, что данные стойки выполнены из высокопрочной стали, которая характеризуется быстрым развитием усталостных трещин. Поэтому с момента их образования стойка, как правило, выдерживает ограниченное количество циклов нагружения, после чего происходит ее Для определения возникающих механических напряжений проводилась тензометрия наиболее нагруженных мест. Кроме того, системой СЦАД-16.03 определялась активность (рис.4.9) и осуществлялась локализация сигналов АЭ. На первом этапе испытаний, в основном, регистрировались сигналы от шумов нагружающих устройств и сочленений, связывающих различные узлы стоек шасси. В спектре сигналов от нагружающих устройств присутствовала низкочастотная составляющая, поэтому в программу обработки сигналов АЭ была введена подпрограмма частотной селекции. Активность сигналов в левой стойке составила (0,03.. .0,06) сигн./с и практически не изменялась. Активность сигналов в правой стойке составила (0,05...0,08) сигн./с, а затем в течение нескольких дней непрерывных испытаний начался ее резкий рост до 0,96 сигн./с, после чего наблюдалось ее уменьшение до 0,15 сигн./с. Вслед за резким падением активности в течение следующих трех дней начался ее экспоненциальный рост до 1,1 сигн./с . Анализ полученных экспериментальных зависимостей позволил предсказать за три дня до разрушения, что в правой стойке образовалась усталостная трещина и начался процесс ее катастрофического развития (рис.4.10).
Для повышения качества проводимых исследований на основную стойку шасси самолета С-80ГП помимо пяти тензомостов и одного полумоста были установлены восемь ПАЭ, образующих две пьезоантенны. Все тензодатчики опрашивались тензосистемой ММТС-64.01 с частотой f =3 Гц. Обмен информацией в локальной сети проводился по протоколу TCP/IP. Для обмена информацией о текущем состоянии процесса нагружения в момент запуска необходимо установить соединение между программами-«клиентами» на компьютере АЭ-системы СЦАД-16.03 и тензометрической системы ММТС-64.01, а также программой-сервером» на компьютере системы нагружения BIR2005. В моменты смены одного из параметров нагружения, номера сегмента, номера цикла или номера программы компьютер системы нагружения по локальной сети передает сообщение в виде строки символов «номер сегмента, номер цикла, номер программы».
