[发明专利]一种临近空间飞行器热防护结构损伤定位方法

说明书

本发明公开了一种声发射源定位方法，其中，包括：利用声发射传感器拾取断铅损伤声发射信号；在声发射信号中选取直达波；对声发射信号中的直达波进行时间域操作；对执行时间域操作之后的直达波进行频域操作；对执行频域操作之后的直达波进行位移域变换操作，将信号由频域映射到信号的波数域；对执行位移域变换操作之后的直达波的信号映射到位移空间；对映射到位移空间的信号提取峰峰幅值以及波包的长度，以得到峰峰幅值和波包的长度随相位漂移的变化规律；根据变化规律，判断是否当峰峰幅值达到最大值时，波包的长度最小；最终的时间轴维度上的平移数值为声发射源距离声发射传感器的长度，以确定声发射源的位置。

技术领域

本发明属于临近空间飞行器热防护结构损伤监测技术领域，具体涉及一种临近空间飞行器热防护结构损伤定位方法。

背景技术

临近空间飞行器，是一种航空、航天技术紧密结合的新型飞行器，是当今世界空天一体化领域的主要研究对象，具有快速反应、强突防、强摧毁和高机动作战以及精确打击等能力，已经被美、英、法等发达国家视为维护国家安全和发展利益的战略制高点。临近空间飞行器高速飞行或再入过程中要承受严酷的气动热载荷，为了保证飞行器内部的元器件能够正常工作，需要一个有效的热防护结构。随着飞行马赫数及航时的不断增加，机身表面温度不断升高，传统的热防护结构和材料如金属热防护、隔热毡等无法继续满足使用要求，必须采用耐温性更高、抗氧化性更优异的陶瓷基复合材料热防护结构。由于陶瓷基复合材料结合了长纤维增强材料(通常是碳纤维或SiC纤维)和难熔陶瓷基体(通常是碳或SiC)的特性，与金属热防护结构相比，具有耐温高、结构轻、承载能力强等优点，已在临近空间飞行器热防护结构中有所应用，例如碳纤维增强SiC陶瓷基复合材料分块(即C/SiC)已成功应用于X-37、X-43A等多个航天器的热防护结构的表面。

陶瓷基复合材料的基体材料(比如SiC陶瓷)具有很高的脆性，除了产生新的断裂表面所需要的表面能以外，几乎没有其它的能量吸收机制。在外界载荷作用下，微小的表面伤痕(划伤或缝隙)或者内部瑕疵(微裂纹、孔洞或夹杂物)都可能造成突发性破坏。2003年美国哥伦比亚号航天飞机失事事故，就是由于在返回阶段，外部燃料舱上的瓦状隔热复合材料结构在外界载荷激励下脱落，击中热防护结构导致损伤，造成了航天飞机在返回过程中爆炸解体。图2是NASA地面事故再现实验得到的C/SiC板由于高速撞击导致的损伤结果。因此，必须在陶瓷基热防护结构工作前对其初始损伤部位进行检测并准确定位，以便及时更换损伤单元，从而保证热防护结构乃至整个飞行器的安全性。

采用合适的无损检测方法对临近空间飞行器热防护结构进行损伤检测将对保证临近空间飞行器的飞行安全起到非常关键的作用。NASA在其先进陶瓷基复合材料结构研究计划中，把先进无损检测方法研究放在了相当重要的位置。目前无损检测的方法主要包括超声检测、X射线检测、计算机层析照相、红外检测技术等。这些无损检测方法有其独特的应用领域，但在热防护结构损伤监测中存在局限性：例如难以实现全程实时监测、无法在结构发生损伤的同时定位损伤、只能用于小尺寸损伤检测等。相关研究表明，C/SiC复合材料的损伤会导致强烈的声发射(Acoustic Emission，简称“AE”)特性，其声发射信号里面蕴含着关于结构损伤的重要信息，例如损伤位置、损伤类型以及损伤程度等。在众多无损检测技术中，声发射技术能基于来自损伤自身的信息，实时在线评估结构内部损伤的位置、发生及扩展过程，在复合材料的损伤源识别与定位、裂纹萌生和扩展监测等工程实践中具有较大的优势，已在C/SiC复合材料检测中得到了良好的应用。但是，目前采用传统声发射技术对结构损伤进行定位的精度较低，严重制约了其在临近空间飞行器C/SiC热防护结构损伤定位中的应用。近年发展起来的模态声发射，是一种结合板波理论和波形分析的声发射信号处理技术，克服了传统参数声发射检测的诸多不足，在临近空间飞行器C/SiC热防护结构损伤检测中具有良好的应用前景。模态声发射技术应用的基础需要预先获取声发射波在介质中的传播特性。然而，C/SiC复合材料具有各向异性的特征，并且存在连接界面，使得C/SiC复合材料热防护结构中的声发射波传播特性复杂、规律不明，难以实现精确的模态声发射损伤定位。

发明内容