l、概況
我所曾對某型飛機進行了全尺寸疲勞試驗，以解決該型飛機的定壽問題。這一試驗為利用聲發射監測飛機關鍵部位疲勞裂紋形成和擴展提供了極好的機會。為進行疲勞定壽，每進行到一定飛行小時試驗后，需停止疲勞試驗并對一些主承力構件(如飛機機翼主梁連接螺栓)進行分解檢查、探傷并測試裂紋大小，必要的話要利用斷口分析來反推裂紋萌生的初始時間。在整個疲勞試驗過程中，通常要進行幾次分解和拆卸檢查，目的是要確定一些難以或不可接近部位的損傷程度，這無疑會給疲勞試驗增加許多困難。我們在疲勞試驗過程中對該飛機的一些關鍵部位的裂紋萌生和擴展情況用聲發射進行了跟蹤監測，取得了不少滿意的結果。

聲發射是指材料或物體內部因發生塑性形變或有裂紋形成和擴展時迅速釋放出應變能而產生瞬態應力波的現象。與超聲、渦流和射線等常規磁粉探傷機方法相比，聲發射技術至少有兩大優勢；第一，它是一種監測。第二，它是一種“被動”探傷技術，即無需發射探測信號，而是利用傳感器監聽結構探傷機內部發出的聲波信息，這樣，對飛機或結構的工作幾乎不會造成什么影響和妨礙。當然，聲發射技術也有其自身的劣勢，最主要的問題是噪聲干擾，其次是難以對缺陷進行定量測量。

外國軍事和航空部門十分重視利用聲發射監測飛機疲勞裂紋形成和擴展的研究。早在70年代，美國Lockheed飛機制造公司就對C一5運輸機進行了利用磁粉探傷機聲發射監測機翼疲勞試驗時的疲勞裂紋擴展情。80年代，澳大利亞空軍和澳大利亞航空研究所在這一研究領域異常活躍，他們在利用聲發射監測飛機主要受力構件(機翼主梁、機翼與trc身連接框動態檢測方法，能對飛機主要部位進行連續的在役架螺栓)疲勞裂紋方面取得較大進展。從1987年12月到1990年9月，美國wright實驗室和McDonnellDouglas公司耗費巨資進行了用聲發射監測F一15飛機疲勞裂紋的聯合研究工作，并聲稱在利用聲發射監測機翼和機身連接螺栓裂紋形成和擴展方面取得重要進展。本文旨在報告我們在這一領域所取得的某些進展。

2、理論分析

疲勞試驗時的噪聲干擾問題十分嚴重，這些噪聲主要有機械噪聲、電磁干擾和瞬態電噪聲等；另外，螺栓與螺栓孔的摩擦噪聲以及其它許多非裂紋形成和擴展的聲發射信號(如鋁合金中脆性夾雜物的斷裂)等也構成極強的干擾源。不對信號進行處理就不可能獲得有用信息。

目前認為對類似疲勞裂紋萌生和擴展所產生的聲發射信號進行處理的一種比較有效方法是使用寬帶傳感器并同時利用時域和頻域信號加以識別。一般可假設飛機機翼為一薄板，孔邊緣裂紋產生的聲波主要由低階。amb波組成。因此，傳感器所接收到的信號通常前沿部分頻率較高，但幅度低，因為這一部分主要是縱波成分。而同一信號的后續部分幅度較大，但頻率較低，而且有頻散現象，相應于聲源的彎曲波成分。另外，由于一次裂紋擴展所包括的時間總是很短，聲發射信號的頻率總是較高。這些都是利用時域波形和頻譜分析來識別的比較有利的一面。但目前這一磁粉探傷機方法對大多數從事聲發射工作的人來說有相當大困難，首先是寬帶傳感器的靈敏度很低．而高靈敏度寬帶傳感器的價格又通常較貴；其次，絕大多數聲發射專用儀器都沒有捕捉瞬態信號和頻譜分析的功能。雖然在類似美國PAc公司的sPAR—TANAT等聲發射儀上都可安裝瞬態卡并可利用其提供的頻譜分析軟件獲得頻譜信息，但這需要數量可觀的二次投資。本文提出，利用現有聲發射儀的多個測量參數進行綜合識別，同時輔之以一“群”測量通道信號參數之間相關特性的分析，可以比較滿意地解決這一問題。

為了識別飛機疲勞裂紋萌生和擴展產生的聲發射信號，僅僅利用一個或少數幾個參數是不夠的。在儀器可供選擇的諸多參數中，比較重要的是AE撞擊數或AE事件數的變化情況、AE信號的持續時間以及AE撞擊數的幅度分布特征。根據試驗情況．決定利用下列參數并由它們組成一個八維矢量進行綜合判斷，即AE撞擊數(Hit)的密度型幅度分布，AE撞擊數(Hit)的累積型幅度分布F(A)和曲線斜率6．上升時間f，脈沖持續時間，總的以及各不同位置的AE撞擊數和事件數(加上它們的變量(加上它們的變化率)。

對所獲得的信號參數進行加權計算就可幫助判斷它是否裂紋萌生和擴展的聲發射信號。機械噪聲的頻率一般較低，且持續時間較長；電磁干擾噪聲的頻率較高，但其持續時間很短；另外．這兩種噪聲的幅度分布曲線比較陡，出現的時機也有較大的隨意性。對這兩類噪聲可以首先通過選擇合適的系統硬件參數，如濾波器頻率等加以剔除，其識別一般也并不太困難。由于伴隨裂紋萌生和擴展產生能量的迅速釋放，因此，同裂紋有關的AE信號頻率較高，上升和持續時間都較短。摩擦噪聲與感興趣的AE信號總是處于同一位置，其幅度一般還較大，因此在整個疲勞試驗過程中，如何剔除或識別摩擦噪聲確實很困難。聲發射信號多發生在疲勞試驗的大載荷期間，這對其識別會有所幫助。本文提出用一種特殊的相關法來幫助識別裂紋聲發射信號。