POLITECHNIKA POZNAŃSKA WYDZIAŁ MASZYN ROBOCZYCH I TRANSPORTU
Rozprawa doktorska
mjr mgr inż. Wojciech Prokopowicz
Lokalizacja uszkodzeń w materiałach kompozytowych przy użyciu hybrydowej metody badań nieniszczących
Pod kierunkiem
dr hab. inż. Andrzeja Frąckowiaka Profesora PP
POZNAŃ 2016
S TRESZCZENIE
W pracy przedstawiono hybrydową metodę badań nieniszczących, bazującą na wibroter- mografii oraz analizie czasowo-częstotliwościowej sygnału pobudzającego do lokalizacji uszkodzeń w materiałach kompozytowych. Do badań według tej metody zostało wykonane stanowisko badawcze, na tyle mobilne, aby dało się je zastosować do badania płatowca wybra- nego statku powietrznego wykonanego z materiałów kompozytowych. Do analizy termogra- mów oraz rejestrowanych ultradźwiękowych sygnałów pobudzających zostało opracowane oprogramowanie w środowisku MatLab. W pracy zamieszczono wyniki analiz rozkładu tempe- ratury na termogramie wykonywanym w czasie pobudzania próbki sygnałem ultradźwięko- wym. Wybrana została odpowiednia transformata czasowo-częstotliwościowa, która bez zakłó- ceń w postaci członów interferencyjnych pozwoliła wyodrębnić na spektrogramie rejestrowa- nego ultradźwiękowego sygnału pobudzającego, zaburzenia charakterystyczne dla uszkodzeń.
W celu zdeterminowania wad struktury wewnętrznej badaniom poddano dwie próbki kom- pozytowe wykonane w technologii prasowania prepregów ze sztucznie wytworzonymi uszko- dzeniami. W pierwszej wprowadzono uszkodzenie udarowe, a do drugiej wprowadzono dela- minacje struktury wewnętrznej w postaci pasków folii o określonym kształcie. Następnie dla obu etapów badań pomiary zarówno termograficzne jak i ultradźwiękowe porównano z wyni- kami badań próbek bez uszkodzeń. Otrzymane wyniki odniesiono do badania wybranych punk- tów struktury skrzydeł samolotu Flaris Lar 1, którego poszycie wykonano z materiałów kompo- zytowych.
W analizie czasowo-częstotliwościowej dla pierwszej próbki z uderzeniem udarowym w porównaniu do analizy dla próbki nieuszkodzonej, wystąpiły dodatkowe składowe o często- tliwościach 20 kHz i 50 kHz wraz z towarzyszącym im zaburzeniem ciśnienia akustycznego.
Zmiany te występują już po 2 ms i trwają do końca czasu trwania impulsu pobudzającego. Dru- ga próbka materiału kompozytowego, składała się z dwóch warstw o grubości 2 mm każda.
Porównując wyniki badań próbki nieuszkodzonej z uszkodzoną, stwierdzono, że zaburzenia ciśnienia akustycznego fali o częstotliwości 40 kHz występują po czasie 7 ms, co świadczy o większej głębokości występowania wady. W przypadku pierwszej próbki wada występuje już na głębokości poniżej 0,45 mm.
Wszystkie przypadki analizowanych materiałów kompozytowych pokazują jednoznacznie
wzrost amplitudy ciśnienia akustycznego fali pobudzającej, co świadczy o występowaniu
uszkodzeń oraz potwierdza głębokość ich występowania.
Cele postawione w pracy zostały osiągnięte, a wyniki jednoznacznie pokazują zasadność
łączenia dwóch metod badań nieniszczących do wyznaczania uszkodzeń w materiałach kompo-
zytowych.
ABSTRACT
The paper presents a hybrid non-destructive testing method, based on vibrotermography and the time-frequency analysis of the excitation signal to localize damage in composite materi- als. To gain expected results a system test stand mobile enough to perform the tests on aircraft surface was designed and built. In order to perform the analysis of thermal images and recorded ultrasonic excitation signals the special software was designed in MatLab environment. The paper presents analysis of temperature distribution on the thermogram carried out at the time of ultrasonic excitations. It was chosen proper time-frequency analysis of the excitation signal without cross terms to extract abnormalities characteristic for internal damage of composite samples.
In order to determine defects in the internal structure, two composite samples made in pre- pregs technology have been examined. The first sample have been damaged by impact and sec- ond one have been created with internally induced delamination in the form of film strips of a predetermined shape.
What is more two stages of the test measurements thermographic and ultrasonic obtained for good sample have been compared with damaged one. In order to verify the proposed method test results obtained from samples have been referred to the Flaris Lar 1 aircraft wings structure made with composites.
In the spectrum of the vibration signal originating in the damaged sample, additional fre- quencies 20 kHz and 50 kHz with acoustic pressure dissipation are noticeable. This phenomena do not occur in the signal spectrum of the good sample. These changes appears after 2 ms in time and ends until the end of the duration of the excitation signal pulse. Next test have been made for a second sample composed with two 2 mm thick layers of composite material, com- pared with measurement results for intact sample. It was found that the acoustic pressure dissi- pation of ultrasonic wave at a frequency of excitation signal 40 kHz appears after 7 ms from beginning of excitations pulse, which indicates a greater depth of defect. When compared measurements obtained from the first sample defect occurs at a depth of less than 0.45 mm.
In all analyzed composite materials measurements have confirmed unambiguously increase
the amplitude of the ultrasonic wave acoustic pressure connected with damage occurrence and
shows their depth. The objectives of the survey have been achieved, and the results clearly show
the validity of combining two non-destructive inspection methods to determine damage in com-
posites materials.
Spis treści
Wstęp ... 8
1. Materiały kompozytowe ich charakterystyka i metody wytwarzania ... 12
1.1. Ogólne wytyczne do projektowania struktur kompozytowych ... 12
1.2. Materiały włókniste stosowane do zbrojenia kompozytów ... 15
1.3. Włókno węglowe ... 18
1.4. Upowszechnianie stosowania kompozytów i problemy z tym związane ... 20
1.5. Najczęściej występujące uszkodzenia w kompozytach węglowych ... 22
2. Metody badań nieniszczących stosowanych do badania elementów kompozytowych26 2.1. Metoda akustyczna ... 26
2.2. Ultradźwiękowe techniki rezonansowe ... 26
2.3. Techniki termowizyjne i interferometryczne ... 27
2.4. Technika A-scan i B-scan ... 29
2.5. Technika C-scan ... 35
2.6. Technika głowic rolkowych ... 39
3. Podstawy fizyczne powstawania fal ultradźwiękowych w odniesieniu do proponowanej metody badawczej ... 42
3.1. Powstawanie fal ultradźwiękowych oraz przedstawienie zjawisk fizycznych związanych z rozchodzeniem się fal w kompozytach ... 42
3.1.1.Charakterystyka sygnału pobudzającego z wyodrębnieniem parametrów do analizy42 3.1.2.Sposoby wytwarzania fal ultradźwiękowych ... 47
3.1.3.Schemat zastępczy przetwornika piezoelektrycznego ... 50
3.1.4.Promieniowanie źródła fal ultradźwiękowych, ciśnienie akustyczne ... 52
3.2. Analiza termiczna badanej próbki materiału w obecności pobudzenia ultradźwiękowego ... 54
3.3. Pomiar sygnału pobudzenia ultradźwiękowego z wykorzystaniem głowicy piezoelektrycznej ... 59
4. Określenie podstaw teoretycznych co do przetwarzania gromadzonych danych przy użyciu opracowanej metody badawczej opis poszczególnych etapów badania ... 64
4.1. Analiza w dziedzinie częstotliwości metodą Short Time Fourier Transform ... 64
4.1.1.Efekt przeciekania widma ... 67
4.2. Przetwarzanie rejestrowanych sygnałów w połączonej dziedzinie czasu i
częstotliwości... 70
4.2.1.Rozkład Wigner’a – Ville’a. ... 70
4.2.2.Rozkład Wigner’a – Ville’a sygnałów wielokomponentowych ... 74
4.2.3.Rozkład Wigner’a – Ville’a sygnału analitycznego ... 76
4.2.4.Zarys teoretyczny transformaty falkowej - Continous Wafelet Transform .. 77
5. Określenie miejsca uszkodzenia struktury kompozytu przy wykorzystaniu zaproponowanej metody badawczej ... 82
5.1. Stanowisko badawcze ... 84
5.2. Opis poszczególnych etapów badania ... 84
5.3. Wyniki badań... 86
5.4. Wyników pomiarów w wybranych punktach struktury skrzydła samolotu Flaris95 6. Wnioski ... 115
7. Załączniki ... 121
Załącznik nr 1 „Płyta DVD – Program ET_01.m do analizy wykonany w środowisku MatLab, dane z przeprowadzonych badań oraz kopia pracy w formacie .pdf” ... 121
8. Bibliografia ... 122
8
WSTĘP
Współcześnie na szeroką skalę zarówno w lotnictwie wojskowym jak i cywilnym stosowa- ne są w konstrukcjach lotniczych materiały kompozytowe. Z punktu widzenia zwiększania osiągów statków powietrznych jest to uzasadnione podejście. Kompozyty, to materiały o struk- turze niejednorodnej, złożone z dwóch lub więcej komponentów (faz) o różnych właściwo- ściach. Dzięki zastosowaniu tych materiałów w lotnictwie wojskowym zwiększeniu uległ udźwig uzbrojenia lub opancerzenia, przy jednoczesnym zmniejszeniu wymiarów oraz zwięk- szeniu zasięgu i manewrowości. Natomiast w lotnictwie cywilnym uzyskano wzrost ilości prze- noszonych ładunków jak i pasażerów. Materiały kompozytowe są bardzo powszechnie stoso- wane w nowej gałęzi lotnictwa, jaką są bezpilotowe aparaty latające (drony).
Z punktu widzenia bezpieczeństwa lotów stosowanie materiałów kompozytowych wymaga przeprowadzenia analizy dotyczącej ich wytrzymałości w czasie ich użytkowania. Elementy konstrukcji lotniczych wykonane z kompozytów będą ulegać uszkodzeniom, a w odniesieniu do eksploatacji struktury płatowca według stanu technicznego istnieje uzasadniona konieczność wczesnego lokalizowania pęknięć w tych materiałach przy użyciu odpowiednio do tego celu opracowanych metod badań nieniszczących. Uszkodzenia materiałów kompozytowych należy podzielić na uszkodzenia powstałe na etapie produkcji, uszkodzenia mechaniczne oraz pocho- dzące od odziaływania czynników środowiskowych (np. wyładowania atmosferyczne, oblodze- nie, nadmierne nasłonecznienie). Często struktura kompozytu w czasie przeglądu wzrokowego nie wykazuje oznak uszkodzenia. Charakterystyczne dla elementów kompozytowych jest to, że rozwój uszkodzenia po uderzeniu punktowym zachodzi pod powłoką lakierniczą i przebiega wewnątrz elementu wykonanego z tego materiału. W przypadku wystąpienia pęknięcia struktu- ry następuje wnikanie pomiędzy warstwy ciał obcych w postaci wody lub innych zanieczysz- czeń, co przyczynia się do wystąpienia zjawiska delaminacji. Dla porównania elementy dura- lowe po uderzeniu lub pęknięciu charakteryzuje wyraźny ślad pęknięcia oraz odkształcenie po- wierzchni, co może nie mieć miejsca w przypadku elementów kompozytowych. W przypadku konstrukcji duralowych zjawisko delaminacji nie występuje.
Głównym czynnikiem, który może wpływać na uszkodzenia konstrukcji lotniczych wyko-
nanych z kompozytów jest brak jasno określonych metod badań nieniszczących dla tych struk-
tur. Nadal na całym świece trwają prace nad normami oraz zasadami wykorzystania istnieją-
cych metod badań nieniszczących np. termografii aktywnej, wibrotermografii, diagnostyki wi-
broakustycznej oraz innych metod służących do badania tego typu konstrukcji.
9 Celem pracy jest zaproponowanie hybrydowej metody badań nieniszczących materiałów kompozytowych bazującej na wibrotermografii oraz analizie czasowo-częstotliwościowej sy- gnału pobudzającego do wyznaczenia położenia i głębokości uszkodzenia oraz weryfikacja jej poprawności na podstawie badań laboratoryjnych wybranego płatowca statku powietrznego wykonanego w tej technologii .
Metoda ta pozwoli wykryć uszkodzenie dzięki zmianom temperatury na termogramie w miejscu uszkodzenia oraz jednoznacznie zlokalizuje miejsce uszkodzenia i głębokość na jakiej się znajduje dzięki analizie rozkładu ciśnienia akustycznego fali pobudzenia ultradźwię- kowego.
Do osiągniecia założonego celu pracy konieczna jest realizacja celów szczegółowych:
wytworzenie próbek materiałów kompozytowych z uszkodzeniami typu uderzenia udarowego oraz delaminacji wewnątrz struktury wewnętrznej;
opracowanie generatora ultradźwięków;
zaprojektowanie i wykonanie wzmacniacza nastrojonego na zadane pasmo przetwa- rzania sygnału rejestrowanego przez głowicę piezoelektryczną;
wykonanie uchwytów próżniowych dla piezoelektrycznej głowicy pobudzającej oraz odbiorczej w celu umożliwienia montażu urządzeń na płatowcu statku po- wietrznego;
opracowanie programu komputerowego w środowisku MatLab o nazwie ET_01 do analizy sygnału pobudzającego rejestrowanego przez głowicę odbiorczą;
przeprowadzenie badań próbek ze sztucznie wytworzonymi uszkodzeniami;
zbadanie struktury płatowca samolotu Falris Lar 1 w celu potwierdzenia wyników laboratoryjnych na rzeczywistej strukturze płatowca.
Zastosowanie odpowiednich metod analizy czasowo częstotliwościowej dla ultradźwięko- wego sygnału pobudzającego wyznacza ciekawe kierunki rozwoju dla zaproponowanej metody badań.
W rozprawie podjęto próbę wyznaczania najbardziej optymalnych przekształceń czasowo - częstotliwościowych porównując transformatę Short Time Fourier Transform - STFT, prze- kształcenie Wignera-Ville’a oraz transformatę falkową (Continuous Wavelet Transform - CWT).
W rozdziale pierwszym przedstawione zostały rodzaje materiałów kompozytowych stoso-
wane do budowy konstrukcji lotniczych oraz metody ich wytwarzania. Opisano podstawowe
problemy technologiczne oraz uszkodzenia jakie mogą wystąpić zarówno na etapie użytkowa-
10 nia elementów wykonanych w tej technologii jak i uszkodzenia, które mogą powstać na etapie produkcji.
Rozdział drugi zawiera informacje na temat aktualnie stosowanych technik badań nienisz- czących stosowanych do konstrukcji lotniczych wykonanych z materiałów kompozytowych.
Omówiono ich wady i zalety oraz wyjaśniono, dlaczego do opracowania prezentowanej w pra- cy metody hybrydowej wykorzystano założenia metody wibrotermograficznej i ultradźwięko- wej metody przepuszczania.
Kolejny, trzeci rozdział przedstawia fizyczne właściwości fal ultradźwiękowych, które w metodzie hybrydowej odpowiadają za podgrzanie próbki materiału w miejscu uszkodzenia oraz są nośnikiem dodatkowych informacji o uszkodzeniu struktury wewnętrznej. Omówiono podstawowe parametry fali ultradźwiękowej czyli: moc, częstotliwość, zmiany amplitudy, ci- śnienie akustyczne. W dalszej części skupiono się na sposobach wytwarzania fal ultradźwięko- wych oraz zjawiskach odbicia, załamania i interferencji zachodzące na etapie wnikania fali do ośrodka kompozytowego.
W rozdziale czwartym zaprezentowano założenia dotyczące przetwarzania ultradźwięko- wego sygnału pobudzającego rejestrowanego za pośrednictwem głowicy piezoelektrycznej z powierzchni próbki kompozytowej. Porównano trzy transformaty w połączonej dziedzinie czasu i częstotliwości w celu wyznaczenia najlepszej, obarczonej jak najmniejszą ilością czło- nów interferencyjnych.
W rozdziale piątym zaprezentowano wyniki badań dwóch próbek materiału kompozytowe- go wykonanego w technologii prasowania prepregów, przeprowadzone metodą hybrydową.
W obu przypadkach porównując próbki dobre i uszkodzone zlokalizowano uszkodzenia dzięki zaobserwowaniu zmian ciśnienia akustycznego fali ultradźwiękowej. Przedstawione zostały również wyniki badań dla struktury samolotu Flaris Lar 1, dla którego określono potencjalne miejsca uszkodzeń.
Ostatni rozdział zawiera wnioski końcowe.
Proponowana w rozprawie hybrydowa metoda badań nieniszczących daje możliwość dia- gnozowania uszkodzeń tych niemetalicznych materiałów i otwiera ciekawą ścieżkę badania zjawisk zachodzących w materiałach kompozytowych.
Dzięki zastosowaniu prezentowanej metody hybrydowej możliwe będzie monitorowanie parametrów wytrzymałościowych struktury płatowca statku powietrznego, co pozwali na stwo- rzenie warunków zapewniających długotrwałą bezawaryjną pracę elementów konstrukcji lotni- czych w założonym czasie eksploatacji a nawet przedłużenie resursu danej części płatowca.
Zaproponowana metoda badawcza pozwali wykryć uszkodzenia na płatowcu w procesie eks-
11
ploatacji w warunkach polowych niekoniecznie w warunkach laboratoryjnych. Dzięki szybkiej
reakcji na wykryte uszkodzenie struktury płatowca minimalizowany będzie wpływ uszkodzenia
na inne elementy statku powietrznego. Opracowanie i wdrożenie systemu pomiarowego zopty-
malizowanego pod kątem wykorzystania laserowych wibrometrów ultradźwiękowych oraz ka-
mer termowizyjnych o zwiększonej czułości może stać się przedmiotem zainteresowania wio-
dących firm w tej dziedzinie. Wykorzystanie wyników przeprowadzonych badań pozwoli obni-
żyć koszty eksploatacji poprzez optymalne zaplanowanie przeglądów technicznych oraz zwięk-
szy bezpieczeństwo lotów statków powietrznych, których struktury wykonano z elementów
kompozytowych.
12
1. MATERIAŁY KOMPOZYTOWE ICH CHARAKTERYSTYKA I METODY WYTWARZANIA
1.1. Ogólne wytyczne do projektowania struktur kompozytowych
Kompozyty to materiały o strukturze niejednorodnej, złożone z dwóch lub więcej kompo- nentów (faz) o różnych właściwościach. Najczęściej jeden z komponentów stanowi lepiszcze gwarantujące jego spójność, twardość, elastyczność i odporność na ściskanie, a drugi, tzw.
komponent konstrukcyjny, zapewnia większość pozostałych własności mechanicznych. Dzięki zastosowaniu tych materiałów w lotnictwie wojskowym zwiększeniu uległ udźwig uzbrojenia, opancerzenia, przy jednoczesnym zmniejszeniu wymiarów, zwiększeniu zasięgu oraz manew- rowości. Natomiast w lotnictwie cywilnym uzyskano wzrost ilości przenoszonych ładunków jak i pasażerów. Elementy kompozytowe mogą mieć formę laminatów, konstrukcji przekładko- wych wypełniaczem komórkowym (struktury typu plastra miodu) lub też konstrukcji hybrydo- wych. Kompozyt polimerowy składa się z żywicy bazowej (epoksydowej, poliestrowej lub fe- nolowej) stanowiącej osnowę oraz z włókien wzmacniających (szklanych, węglowych lub ara- midowych) nadających kompozytowi wytrzymałość i sztywność. Aktualnie przy wytwarzaniu kompozytów bazuje się na dwóch zasadniczych metodach: metodzie „na mokro” oraz metodzie
„na sucho”. W metodzie „na mokro” włókniste zbrojenie kompozytu sycone jest żywicą tuż przed lub w trakcie procesu układania kolejnych warstw w foremniku. Metoda ta cechuje się małą powtarzalnością, natomiast z punktu widzenia badań ultradźwiękowych jej podstawową wadą jest duża zawartość powietrza pozostawianego w utwardzonym kompozycie. Obecność pęcherzyków powietrza silnie rozprasza fale ultradźwiękowe i w wielu przypadkach utrudnia lub całkowicie uniemożliwia wykonanie badania kompozytu metodą ultradźwiękową.
W dalszej części pracy uwaga zostanie skoncentrowana na metodyce badań nowoczesnych laminatów węglowych wykonanych w technologii prepregowej, technologii ich wytwarzania, właściwościach poszczególnych faz oraz materiałów, z których je wykonano.
Metoda wytwarzania kompozytów „na sucho” wykorzystuje tzw. prepregi. Są to cienkie
warstwy wstępnie zaimpregnowanego włóknistego zbrojenia (włókno węglowe lub szklane) ze
wstępnie utwardzoną żywicą bazową. Tworzenie prefabrykatów konstrukcji lotniczych ograni-
cza się do odpowiedniego nakładania na siebie kolejnych warstw prepregu. Metoda ta jest bar-
dzo pracochłonna, w związku z tym technologia „na mokro” nadaje się do produkcji jednost-
kowej oraz napraw gotowych zespołów kompozytowych. Produkcja masowa opiera się na wy-
korzystaniu prepregów. W dalszej części rozdziału szczegółowo zostanie opisany w/w proces
wytwarzania elementów opartych o prepregi, ponieważ w technologii tej wykonano próbki
13 poddawane badaniom w celu lokalizacji ich struktury wewnętrznej. Schemat procesu wytwa- rzania części kompozytowych w ramach technologii prepregowej przedstawiono na rys.1.1.
Prepregi przechowywane są w zamrażarkach, w temperaturze ok. –180
oC, ze względu na zmi- nimalizowanie tempa procesu samoistnej polimeryzacji żywic bazowych. Elementy te zamro- żone do temperatury –180
oC wykazują dużą sztywność uniemożliwiającą formowanie z nich wymaganego kształtu. Niska temperatura własna materiału w połączeniu ze stosunkowo wyso- ką temperaturą powietrza w otoczeniu powoduje niepożądany efekt kondensacji pary wodnej na ich powierzchni. W celu przeciwdziałania temu zjawisku, prepregi są w powolny sposób roz- mrażanie do temperatury otoczenia w czasie od 24 do 48 godzin [7].
Prepregi przechowuje się w zamrażarkach, w hermetycznie zapakowanych rolkach.
W początkowej fazie tworzenia elementów prepreg musi zostać pocięty na formatki/warstwy.
Czynności te są zautomatyzowane i wykonywane przy pomocy plotera wg danych projekto- wych zawartych w oprogramowaniu. Wykrawane elementy (formatki) mogą być przekazywane bezpośrednio do procesu formowania lub do czasu rozpoczęcia kolejnego etapu procesu techno- logicznego przechowywane w lodówkach utrzymujących temperaturę składowania ok. +4
oC.
Technologia przewiduje, że proces samoistnej polimeryzacji żywic bazowych w takich warun- kach postępuje szybciej niż ma to miejsce w temp –180
oC, co pozwala przez skrócenie czasu rozmrażania, szybsze wprowadzanie formatek do produkcji Układ warstw laminatu stosowany przy produkcji części kompozytowych pokazano na rys. 1.2. Zamieszczony na tym rysunku układ warstw laminatu [0/-45/90/45/0] cechują jednakowe właściwości sprężyste i wytrzymało- ściowe we wszystkich kierunkach leżących w płaszczyźnie prostopadłej do grubości [7].
W badaniach zastosowano próbki wykonane w prezentowanej technologii przy zastosowa- niu orientacji włókien 0-90°. Różne układy kierunkowe włókien poszczególnych warstw lami- natu stosuje się po to, aby uzyskać podwyższone właściwości wytrzymałościowe w ściśle okre- ślonym kierunku. Najczęściej liczba warstw nie przekracza kilku do kilkudziesięciu prepregów, a grubości uzyskiwanych laminatów zawierają się na ogół w zakresie od 0,6 mm do 10 mm.
Większe grubości możliwe są do uzyskania, ale wiąże się to ze zwiększeniem kosztów.
Formowanie zespołu prepregów przeprowadzane jest w specjalnym klimatyzowanym po-
mieszczeniu w którym zapewnia się odpowiednią wilgotność, temperaturę i stopień zapylenia
oraz utrzymywane jest nadciśnienie w stosunku do warunków zewnętrznych.
14 Rys. 1.1 Przykładowy schemat procesu produkcyjnego w technologii prepregowej dla próbek kompozy-
towych poddawanych badaniu [7]
Rys. 1.2 Typowy układ warstw prepregu w laminacie węglowym oznaczany symbolem [0/-45/90/45/0] [4]
Proces formowania zespołu kompozytowego można podzielić na następujące etapy:
CLEAN ROOM
Rozmrażanie rolek prepre-
gu
Cięcie forma- tek/warstw
prepregu
Pozycjono- wanie lase- rowe formo-
wanie ele- mentu
Przechowy- wanie pre-
pregów -18[
0C]
Przechowy- wanie pre-
pregów +4[
0C]
Autoklaw (polimeryza-
cja) Obrabiarka
CNC Badania nie-
niszczące
Obróbka lakiernicza
Kontrola końcowa zespołu kompozyto-
wego
15 a) przygotowanie foremnika (na zewnątrz) polegające na oczyszczeniu jego powierzchni oraz nałożeniu na nią powłoki oddzielającej zapewniającej łatwe wyjęcie zespołu z foremnika po zakończonej polimeryzacji;
b) ustawienie foremnika na stanowisku roboczym w „Clean room” w pozycji dokładnie skorelowanej z laserowym systemem pozycjonowania układanych warstw. Laserowy system wyświetla na foremniku kontury miejsc, w których powinny być układane ko- lejne formatki;
c) układanie na foremniku (w ściśle określonej sekwencji) kolejnych warstw prepregu, wypełniacza komórkowego, kleju, blaszanych wzmocnień itp.
d) założenie na foremnik hermetycznej przepony oraz sprawdzenie metodą podciśnienia szczelności układu.
Foremnik z umieszczonym wewnątrz zespołem kompozytowym wkłada się do autoklawy, czyli hermetycznie zamykanej komory ciśnieniowej, umożliwiającej prowadzenie procesu po- limeryzacji w warunkach podwyższonego ciśnienia i temperatury. W celu usunięcia powie- trza z autoklawy foremnik podłączany jest do pompy wytwarzającej podciśnienie pozwalającej na usunięcie powietrza spod przepony, co zapewnia dokładne przyleganie ułożonych pod nią warstw. Kolejny etap produkcji to cykl ciśnieniowo-temperaturowy autoklawu, w którym do- konuje się proces ostatecznej polimeryzacji (utwardzenia) żywic bazowych prepregu. Zakres temperatur dla procesu polimeryzacji mieści się w przedziale od 120ºC do 180ºC, a ciśnienie wynosi ok. 0,3 MPa. Kształtowanie gotowych elementów odbywa się poprzez wykorzystanie obrabiarek wyposażonych w podciśnieniowy systemem mocowania oraz trójwymiarowy sys- tem głowic obrabiających. Na zakończenie procesu technologicznego przeprowadzane są bada- nia nieniszczące, obróbka wykańczająca powierzchni połączona z gruntowaniem w celu nało- żenia powłoki lakierniczej oraz kontrola końcowa polegająca na sprawdzeniu całego zespołu i przygotowaniu dokumentacji jakościowej kończącej proces certyfikacji wykonanego wyrobu [7].
1.2. Materiały włókniste stosowane do zbrojenia kompozytów
Do zbrojenia kompozytów stosuje się różne włókna, z których najważniejsze to:
a) włókna szklane;
b) włókna boru;
c) włókna węglowe (próbki wykonane z tego typu materiału poddano badaniu prezento- waną w pracy metodą) szczegółowo opisane w kolejnym rozdziale;
d) włókna organiczne.
16 Zasadniczym celem stosowania konstrukcyjnych kompozytowych struktur włóknistych jest uzyskanie podwyższenia wskaźników wytrzymałościowych materiału. Wzrost wartości tych wskaźników jest tym większy, im wyższe są wskaźniki wytrzymałościowe włókna zbrojącego.
Włókna stosowane do zbrojenia kompozytów mają bardzo małe średnice, zwykle nie przekra- czające 15 µm. Włókna o małych średnicach powiązane ze sobą mają większą wytrzymałość niż włókna o średnicy przekraczającej tę wartość. Opierając się na danych statystycznych, na rys. 1.3 przedstawiono schematycznie tę zależność. Przekroczenie w dół wymiaru średnicy d
wpowoduje wyraźny wzrost wytrzymałości R
m, co jest charakterystyczne dla wartości średnicy włókien nie przekraczającej 15 µm. Na podstawie badań [12] wykazano, że zwiększenie średni- cy włókien powoduje wzrost prawdopodobieństwa pojawienia się wad powierzchniowych np.
mikropęknięć, uskoków itp. Uszkodzenia te, działają podobnie jak szczeliny Griffitha
1i sprzy- jają rozwojowi pękania. Wiele analiz wskazuje na to, że da się statystycznie powiązać wytrzy- małość kompozytu z intensywnością wad na powierzchni włókna. Na uwagę zasługuje jednak fakt, że uszkodzenia te mogą ewoluować na etapie użytkowania konstrukcji lotniczej wykona- nej z tego typu materiałów. W zawiązku z tym należy okresowo monitorować strukturę kompo- zytu przy pomocy badań nieniszczących.
Rys.1.3 Schemat wpływu średnicy włókna d
wna wytrzymałość na rozciąganie [12]
O wyborze włókna decyduje nie tylko jego wytrzymałość wyznaczana doraźnie w próbie, ale i czynniki związane z technologią wytwarzania i warunkami pracy kompozytu. W celu otrzymania pożądanych właściwości kompozytu należy odpowiednio związać ze sobą kompo- nenty (włókno z osnową). Niska jakość wiązania powoduje między innymi brak możności przenoszenia obciążenia na włókna zbrojące i w efekcie pogorszenie jego własności. W takim przypadku osnowa pracuje autonomicznie, osłabiona nieciągłościami. Tworzenie warstewek przejściowych w wyniku reakcji chemicznych nie zawsze przynosi pożądane efekty. Do naj- ważniejszych kryteriów wyboru włókien należy zaliczyć temperaturę, w jakiej ono pracuje.
1
Szczelinę Griffitha można schematycznie przedstawić w postaci wydłużonej, silnie spłaszczonej elipsy. Grif-
fith udowodnił, że spękania mogą również rozwijać się w polu naprężeń ściskających. W wierzchołkach takiej
elipsy o dłuższej osi następuje koncentracja naprężeń σ
m, jeżeli naprężenie to będzie większe, niż wytrzymałość
na rozciąganie na obwodzie elipsy, wówczas powstanie pęknięcie, propagujące w kierunku uzależnionym od
orientacji pola naprężeń.
17 Na etapie produkcji można pokusić się o pewne uproszczenie, biorąc pod uwagę tylko cieplną degradację włókna, bez uwzględnienia oddziaływania środowiska zewnętrznego (tabela 1.1).
Na przykład włókno węglowe chronione przed utlenieniem może pracować nawet w temperatu- rze 2000°C. Do najważniejszych włókien stosowanych w praktyce do zbrojenia kompozytów należą włókna szklane, węglowe, organiczne i boru.
Zakres temperatur Rodzaj włókna
niskie temperatury (do 100
oC)
wszystkie dostępne włókna: szklane, węglo- we, boru, organiczne, metaliczne, ceramicz- ne;
podwyższone temperatury (100 — 400
oC) Szklane, węglowe, boru, niektóre organiczne, metaliczne, ceramiczne;
średnie temperatury (400 - 700°C) węglowe, metaliczne, ceramiczne wysokie temperatury (powyżej 700°C) węglowe, ceramiczne.
Tabela 1.1 Orientacyjne dopuszczalne temperatury pracy włókna
2[12]
W latach 1985/86 produkcja włókien do zbrojenia kompozytów kształtowała się na świecie następująco, [12]:
włókna ciągłe:
a) szklane 1280*10
3ton/rok;
b) węglowe 3300 ton/rok;
c) organiczne 3600 ton/rok;
d) ceramiczne (B, SiC, Al
2O
3) niewiele ton/rok włókna krótkie:
a) ceramiczne ok. 40 ton/rok;
b) whiskery (SiC, Si
3N
4) ok. 100 ton/rok.
W latach dziewięćdziesiątych udziały względne w produkcji poszczególnych rodzajów włókien nie uległy istotnym zmianom i utrzymały dominujący trend, czyli produkcję włókna szklanego. Obniżenie ceny oraz zwiększenie podaży włókna węglowego pociągnęło za sobą zwiększenie zakresu zastosowań dla tego typu materiałów. Przyjmując cenę jednostki masy włókna szklanego w granicach 1 – 2, porównanie cen wymienionych poniżej typów włókien w 1988 r. kształtowało się następująco [12]:
włókna ciągłe:
a) węglowe 25-100;
b) organiczne 20-75;
2)
Przy założeniu, że włókno jest chronione przez osnowę przed działaniem środowiska zewnętrznego.
18 c) SiC 200-400;
d) whiskery 50-100;
e) osnowa polimerowa termoutwardzalna 1-10;
f) tworzywa inżynierskie:
g) metaliczne 0,1-1;
h) polimery termoplastyczne 2-10.
1.3. Włókno węglowe
Do produkcji tego typu włókien można zastosować wiele metod, których istota polega na odpowiedniej obróbce substratu organicznego. Substratem tym może być techniczne włókno PAN
3, syntetyczne włókno celulozowe, a także odpowiednio rafinowany pak mezofitowy [12].
W produkcji światowej włókna przeznaczonego do zbrojenia kompozytów, najważniejszym prefabrykatem jest wymieniony wcześniej PAN. Przekształcenie poliakrylonitrylu we włókno węglowe polega na, [12]:
a) wygrzewaniu w powietrzu o temperaturze 220 — 250°C; Następuje wówczas prze- kształcenie struktury substratu w formę bardziej stabilną cieplnie, tzw. stabilizacja i utlenianie;
b) wygrzaniu w jałowej obojętnej atmosferze przy temperaturze około 1000°C; W pro- cesie tym następuje rozkład cieplny piroliza, powiązana z usunięciem H
2, NH
3, HCN oraz prawie całej zawartości N
2;
c) obróbce cieplnej w atmosferze obojętnej w takiej temperaturze (rys. l.4), aby w wyniku odpowiedniego stopnia grafityzacji uzyskać pożądane właściwości włókna węglowego.
Rys. 1.4 Schemat zmian modułu Younga (a) E, wytrzymałość na rozciąganie (b) włókna węglowego (prekursor PAN) w zależności od zmiany temperatury obróbki cieplnej [12]
3
PAN - poliakrylonitryl
19 PAN poddawany jest rozciąganiu w temperaturze 100°C po to, aby osiągnąć wymaganą orientację struktury. Otrzymany w wyniku obróbki cieplnej grafit ma strukturę heksagonalną, a moduł Younga w płaszczyźnie podstawy wynosi 1060 GNm
2, natomiast w kierunku prosto- padłym do niej tylko 36,5 GNm
2. Obecnie włókno celulozowe jest rzadko stosowane jako sub- strat. Popularne stało się wykorzystanie paku międzyfazowego, który formowany jest we włók- no podobnie jak włókno szklane. Obróbka cieplna takiego materiału prowadzi do utwardzenia cieplnego, karbonizacji i grafityzacji. Do jednej z najważniejszych zalet włókna otrzymanego z tego substratu jest osiąganie modułu Younga o wartości zbliżonej do dużej przewodności elektrycznej i cieplnej, niewielkim współczynniku rozszerzalności wzdłuż osi, znacznej odpor- ności na utlenianie, przy stosunkowo niedużej wytrzymałości na rozciąganie. Technologia ta pozostaje nadal w procesie udoskonalania. Stosując odpowiedni stopień grafityzacji otrzymu- jemy włókno węgłowe o różnych wskaźnikach wytrzymałościowych, o dużym E i małym R
mlub odwrotnie:
a) duża wartość modułu Younga (oznaczenia HM i Cl);
b) duża wytrzymałość na rozciąganie (oznaczenia SM, HT i C3).
Podane oznaczenia literowe występują w starszej literaturze aktualnie stosowane są następu- jące oznaczenia:
a) UHM - E = min 500 CPa;
b) HM - E = min 300 GPa;
c) JM - E=do 300GPa;
d) HT - Rm = min 3000 MPa.
e) Low-modulus - E do 100 GPa;
f) ST - duże wartości odkształcenia przed pęknięciem [12].
W zależności od stopnia zgrafityzowania, pierwsze włókno nazywane jest grafitowym, a drugie węglowym. Włókna węglowe odznaczają się stosunkowo dużą wytrzymałością i sztywnością oraz niewielką gęstością, rezystywnością chemiczną i wytrzymałością temperatu- rową na poziomie powyżej 1500°C (inne włókna nie wytrzymują odziaływania wysokiej tem- peratury). Warunkiem utrzymania takich właściwości, jest odpowiednia ochrona przed utlenia- niem. Wpływ czynników środowiskowych powoduje obniżanie trwałości tego typu struktur.
W związku z tym wymaga to stosowania badań nieniszczących do weryfikacji elementów wy-
konanych w tej technologii na etapie ich użytkowania. Ze względu na to, że uszkodzenia tego
typu pojawiają się stosunkowo często na etapie życia kompozytu, w przedmiotowej pracy pod-
jęto próbę wykrywania tego typu wad powierzchniowych. Duża wartość modułu Younga
w porównaniu z włóknem szklanym wymaga zastosowania zbrojenia hybrydowego dla zwięk-
20 szenia sztywności kompozytu. np. w postaci tkaniny złożonej z obu tych włókien (przykład stosowania kilku warstw włókna przedstawia rys. 1.2). Najczęściej kompozyt węglowy jest wytwarzany w postaci pasm nieskręconych włókien elementarnych, np. 3000 włókien elemen- tarnych o średnicy 7 — 8 µm i długości 2700 m. Włókna elementarne niekoniecznie muszą posiadać przekrój kołowy.
Najistotniejszym elementem, na który już wcześnie zwrócona została uwaga, jest zapew- nienie dobrego powiązania włókna węglowego z osnową. Dla osnowy polimerowej należy za- stosować jedną z trzech metod:
a) utlenianie powierzchni włókien (gazowe lub utlenianie w fazie ciekłej), b) osadzanie na powierzchni włókien whiskerów innych substancji,
c) nanoszenie na powierzchnię włókien odpowiednich preparacji.
W przypadku osnowy metalicznej opartej np. na Al, Ni, Ti, konieczne jest pokrywanie włókna np. SiC lub B
4C. Warstewki te nie tylko powodują znaczne nawilżenie powierzchni, ale również stanowią barierę, która przeciwdziała dyfuzji i degradacji włókna w czasie wytwarza- nia kompozytu lub jego pracy w wysokich temperaturach. Zastosowanie warstewki ochronnej SiC daje możliwość stosowania włókien w osnowach ceramicznych. W procesie otrzymywania włókna węglowego stosuje się wysokiej jakości substraty.
1.4. Upowszechnianie stosowania kompozytów i problemy z tym związane
Kompozyty realizują na pozór prostą koncepcję połączenia w jedną całość komponentów
o różnych właściwościach po to, aby otrzymany złożony materiał miał wskaźniki zapewniają-
ce realizację zakładanych dla niego funkcji. Wiele kompozytów to materiały wytwarzane
w oparciu o proste zasady. Realizują wiele zadań, niestety nie w pełni wykorzystywane są ich
możliwości. Współczesna technika ukierunkowana jest przede wszystkim na wykorzystanie
kompozytów o bardzo dużych wskaźnikach wytrzymałościowych i jednocześnie odpornych
na odziaływanie czynników chemicznych. Materiały o takich właściwościach wymagają za-
stosowania znacznie większego wkładu myśli naukowej i inżynierskiej niż dotychczas stoso-
wane kompozyty proste. Niska jakość procesu technologicznego podczas wytwarzania kom-
pozytów powoduje otrzymanie produktu o niskich wskaźnikach natomiast ponoszone koszty
są ogromne. Produkcja kompozytów wymaga bardzo dużej wiedzy zarówno na etapie wytwa-
rzania jak i łączenia prefabrykatów w gotowe elementy. Technologia kompozytowa wypiera
aktualnie wykorzystywane materiały stosowane do wytwarzania elementów maszyn, urządzeń
lub konstrukcji lotniczych, ale nadal jest to nowa technika i wymaga ciągłego doskonalenia
zarówno na etapie projektowania, obróbki jak i łączenia. Niski poziom wiedzy o materiałach
21 kompozytowych może powodować degradację wysokich wskaźników wytrzymałościowych kompozytów poprzez nieumiejętną eksploatację. Ze względu na skomplikowany proces pro- dukcji poszczególnych faz, spajanie kompozytów, obróbkę oraz niewłaściwe użytkowanie należy stwierdzić, że badania nieniszczące zarówno na etapie produkcji elementów jak rów- nież w toku prowadzonej eksploatacji wydają się niezbędne do oceny przydatności elementów konstrukcyjnych wykonanych z tego typu materiałów. Nowoczesne kompozyty tzw. drugiej generacji, charakteryzują bardzo duże wskaźniki wytrzymałościowe oraz szczególne właści- wości fizykochemiczne. Tego typu kompozyty są materiałami, które zostaną zastosowane w technice w ciągu najbliższych lat. Współcześnie nasilają się problemy z dostępnością su- rowców i źródeł energii, co zmusza inżynierów do daleko posuniętych oszczędności materia- łowych. Zwiększenie wytrzymałości materiałów daje możliwość wydłużenia czasu pracy wy- robu. Zredukowanie masy konstrukcji, to nie tylko oszczędność surowców, ale i energii. Pod- bój kosmosu wymusza potrzeby, którym dotychczas produkowane materiały nie mogą spro- stać.
Wytwarzanie kompozytów wiąże się z wieloma trudnościami [7]:
a) wykonywanie konstrukcji z kompozytów wymaga innych metod obliczeniowych niż stosowane dla materiałów jednolitych; W dalszym ciągu konstruktorzy niechętnie przejmują alternatywę zastosowania mniej znanego materiału jakim jest kompozyt.
Zaawansowane metody obliczeniowe do projektowania tego typu konstrukcji wyma- gają często potwierdzenia doświadczalnego. Poważnym narzędziem wykorzystywa- nym w tym celu są symulacje komputerowe;
b) trudności technologiczne wytwarzania odpowiednich jakościowo włókien i kompozytów są bardzo duże. Tworzenie dobrych włókien i kompozytów wymaga dużej wiedzy i dyscypliny technologicznej. Obecnie te trudności limitują powszech- ność stosowania kompozytów;
c) koszt wytwarzania kompozytu jest o ok. 10 do 100 razy większy niż dla materiałów tradycyjnych. Należy poważnie obliczyć potencjalny zysk w odniesieniu do kosztów związanych z zastosowaniem kompozytu;
d) przyjęto do badań nieniszczących kompozytów wiele metod wcześniej stosowanych do badań materiałów jednorodnych (należą do nich metody ultradźwiękowe, rentge- nowskie, optyczne, emisji akustycznej, magneto-indukcyjne oraz tomografia), jednak ich wykorzystanie jest kosztowne, a ponadto mają one wiele ograniczeń technicznych.
Na uwagę zasługuje fakt, że w odniesieniu do badań elementów konstrukcji lotniczych
zasadność stosowania tych metod jest w dalszym ciągu weryfikowana doświadczalnie.
22 Z tego powodu często trzeba stosować uproszczoną ocenę jakości kompozytu. Ko- nieczne jest rozwijanie nowych metod badań nieniszczących, które pozwolą zreduko- wać koszty badania, a jednocześnie dadzą się zastosować na etapie eksploatacji sprzę- tu techniki lotniczej;
e) jakość produkcji kompozytów przy zastosowaniu tej samej techniki wytwarzania nie zawsze gwarantuje wymaganą powtarzalność (wiele czynników trudnych do uwzględ- nienia lub skontrolowania);
f) kompozyty wymagają nowych metod obróbki cięcia i łączenia (wzrasta rola klejenia);
Niektóre kompozyty mogą być cięte tylko strumieniem wody, laserem lub plazmą.
W innych przypadkach tradycyjne metody łączenia, np. spawanie, są niemożliwe i pozostaje tylko możliwość spajania ich przy użyciu kleju;
g) często nagina się rozwiązania konstrukcyjne do wymagań techniki wytwarzania;
h) problem stanowi utylizacja odpadów produkcyjnych a także zagospodarowanie złomu z wyeksploatowanych urządzeń i konstrukcji np. elementów płatowca.
W chwili obecnej prowadzone są intensywne badania nad rozwojem technologii przemy- słowych, które mogą zmienić zasadniczo przedstawioną sytuację. Należy jednak pamiętać, że musi to iść w parze z opracowywaniem nowych metod badań nieniszczących do szacowania uszkodzeń i zmian w konstrukcji kompozytu na etapie życia obiektu.
1.5. Najczęściej występujące uszkodzenia w kompozytach węglowych
Pomimo, że znanych jest cały szereg technologii wytwarzania laminatów na bazie włókien
węglowych w nowoczesnym przemyśle lotniczym wykorzystuje się w tym celu niemal wyłącz-
nie opisaną technologię prepregową. Każda metoda wytwarzania elementów płatowców samo-
lotowych obarczona jest wadami, które mogą powstawać na różnych etapach procesu produk-
cyjnego, a także podczas eksploatacji wytworzonych konstrukcji kompozytowych. Mogą one
mieć swój początek już na etapie produkcji materiałów wyjściowych. W przypadku technologii
prepregowej przyczyną wad lub obniżonych właściwości wytrzymałościowych gotowego lami-
natu mogą być niezgodności występujące przy produkcji taśm prepregowych [7]. Można do
nich zaliczyć nierównomierny rozkład lub kierunek ułożenia włókien wzmacniających, niewła-
ściwy udział włókien wzmacniających w objętości prepregu, czy też niewłaściwy stopień
wstępnego utwardzenia żywicy bazowej. Problemy takie powinny być wykryte i wyeliminowa-
ne przez producenta materiałów wyjściowych. Wytwórca lotniczych konstrukcji kompozyto-
wych ma niewielkie możliwości ich zdiagnozowania na etapie kontroli dostaw i musi polegać
na certyfikatach jakości dostarczanych wyrobów. Kolejnym źródłem problemów mogą być
23 niewłaściwe warunki transportu lub przechowywania taśm prepregowych. Zbyt wysoka tempe- ratura lub zbyt długi okres przechowywania prepregów mogą prowadzić do nadmiernego utwardzenia żywicy bazowej i w konsekwencji uniemożliwić należyte połączenie warstw lami- natu podczas jego finalnej polimeryzacji [7]. Efektem takich nieprawidłowości w gotowym materiale będą delaminacje o różnym stopniu nasilenia, które w badaniach ultradźwiękowych będą objawiać się jako płaskie reflektory równoległe do powierzchni częściowo odbijające fale ultradźwiękowe. Jednym z najbardziej wymagających etapów procesu produkcyjnego laminatu jest układanie zespołu kompozytowego w clean roomie. Podczas układania kolejnych warstw prepregu łatwo można wprowadzić pomiędzy nie zanieczyszczenia lub fragmenty obcych mate- riałów (np. folii ochronnych, taśm samoprzylepnych, końcówek noży), które uniemożliwiają prawidłowe połączenie przylegających warstw prepregu prowadząc do jego osłabienia. Przy- kład rozwarstwienia spowodowanego wtrąceniem obcego materiału pokazano na rys. 1.5.
Rys. 1.5 Przekrój laminatu węglowego z rozwarstwieniem spowodowanym przez zanieczyszczenie wprowadzone podczas układania warstw prepregu [4]
Kolejną przyczyną powstawania wad na etapie formowania zespołu jest niedokładne usu- nięcie powietrza spomiędzy przylegających warstw prepregu w wyniku czego powstają za- mknięte przestrzenie powietrzne trudne do wyeliminowania w kolejnych fazach procesu tech- nologicznego. Takie puste przestrzenie mogą być źródłem delaminacji lub porowatości zlokali- zowanej na granicach warstw. Na rys. 1.6 pokazano przykłady pustek i porowatości laminatu węglowego uwidocznione na tomograficznym przekroju przez grubość próbki. Rys. 1.7 przed- stawia wady typu delaminacji.
Rys. 1.6 Tomograficzny przekrój pionowy przez grubość próbki laminatu węglowego z wadami typu
pustek i porowatości [4]
24 Rys. 1.7 Tomograficzny przekrój pionowy przez grubość próbki laminatu węglowego z wadą typu de-
laminacji [4]
Newralgicznym i wysoce precyzyjnym elementem procesu produkcyjnego jest założenie i uszczelnienie hermetycznej przepony zakładanej na foremnik po zakończeniu formowania zespołu. W przypadku utraty szczelności zespołu podczas procesu autoklawowego, nie ma za- pewnionego właściwego docisku zespołu do foremnika, czyli nie jest spełniony warunek rów- ności ciśnień na zewnątrz i wewnątrz pakietu. Powoduje to pozostawieniem pomiędzy war- stwami prepregu dużej ilości powietrza. Tak wytworzony kompozyt jest całkowicie bezuży- teczny i nie nadaje się do jakiejkolwiek naprawy. Kolejny etap procesu wytwarzania elementów kompozytowych, czyli utwardzanie laminatu w komorze autoklawu lub w worku próżniowym może być źródłem powstawania wad. Problemem może tu być niezgodny ze specyfikacją prze- bieg cyklu temperaturowo - ciśnieniowego autoklawu lub awaria systemu wytwarzania podci- śnienia. Rozwarstwienia struktury prefabrykatów kompozytowych mogą zostać wprowadzone do laminatu także po jego utwardzeniu, np. w trakcie wykańczającej obróbki mechanicznej, wskutek uderzeń podczas transportu lub montażu wytworzonych zespołów.
a) b)
Rys. 1.8 Schematyczne przekroje laminatu węglowego a) z uszkodzeniami powstałymi w wyniku obcią- żeń udarowych o różnych energiach [4] b) zdjęcia uszkodzeń kompozytu węglowego wykonane oscylo-
skopem cyfrowym (opracowanie własne)
25 Na etapie użytkowania elementów konstrukcji lotniczych wykonanych ze struktur kompo- zytowych na bazie laminatów węglowych wady powstają w wyniku występowania obciążeń udarowych poszycia kadłuba lub powierzchni sterujących. Obciążenia takie mogą być skut- kiem odziaływania ciał obcych na konstrukcję, uderzeń fragmentów lodu oderwanego od po- szycia jak również zderzeń z ptakami w czasie lotu.
Wielkość i stopień uszkodzenia struktury laminatu wskutek obciążenia udarowego zależy w głównej mierze od energii uderzenia (rys. 1.8, rys. 1.9). Obciążenia o dużych energiach (np.
wskutek trafienia pocisku lub odłamka) powodują całkowite przebicie kompozytu i w związku z tym ich wykrycie metodą wizualną nie jest trudne. Poważniejszym problemem jest jednak określenie rozległości strefy uszkodzenia laminatu wymagającej naprawy, która z reguły jest znacznie większa niż widoczny obszar perforacji.
Uszkodzenia o średnich i małych energiach (np. wskutek uderzeń kamieni lub małych pta- ków) są najbardziej niebezpieczne, ponieważ powodują jedynie nieznaczne pozornie nieszko- dliwe zagłębienia na powierzchni laminatu trudne do wykrycia metodami wizualnymi.
Uszkodzenie w takim wypadku koncentruje się wewnątrz objętości elementu. Podstawową cechą takich uszkodzeń jest to, że rozwarstwienia oraz pęknięcia matrycy zwiększają swój zasięg wraz ze wzrostem głębokości pod powierzchnią, tworząc charakterystyczny układ pi- ramidki [4]. Wykrycie uszkodzeń udarowych o niskich i średnich energiach stanowi poważny problem techniczny przy obsłudze eksploatacyjnej statków powietrznych i wymaga stosowa- nia zaawansowanych technik badań nieniszczących.
Rys. 1.9 Przykład uszkodzeń wewnętrznych kompozytu z włókna węglowego o orientacji włókien 0-90, w technologii prasowania prepregów. Zdjęcia wykonano mikroskopem elektronowym
44
Źródło - zdjęcia pozyskane z materiałów szkoleniowych kursu International Flight Safety Officer Course Kitr-
land AFB USAF dzięki uprzejmości Flight Safety Univercity Kitrland AFB
26
2. METODY BADAŃ NIENISZCZĄCYCH STOSOWANYCH DO BA- DANIA ELEMENTÓW KOMPOZYTOWYCH
2.1. Metoda akustyczna
Najstarszą metodą stosowaną do kontroli jakości wyrobów kompozytowych jest tzw. „tap test”, który polega na opukiwaniu kompozytu specjalnym młoteczkiem i nasłuchiwaniu uzy- skiwanego dźwięku. Na podstawie wysokości dźwięku doświadczony specjalista potrafi wy- kryć obszary niedoklejeń lub rozwarstwień znajdujące się pod opukiwaną powierzchnią.
Uszkodzenia tego typu charakteryzuje głuchy odgłos. Metoda ta jest prosta i cechuje ją stosun- kowo duża skuteczność w wykrywaniu wad znajdujących się blisko powierzchni. Wadą tego typu badań jest brak obiektywnej rejestracji wyników oraz duży stopień subiektywizmu oceny determinowanej przez badającego. Przy pomocy tej metody nie da się wykryć wad typu poro- watości, a jej czułość wyraźnie spada ze wzrostem głębokości umiejscowienia wad pod opuki- waną powierzchnią.
2.2. Ultradźwiękowe techniki rezonansowe
Kolejnymi metodami stosowanymi do wykrywania nieciągłości w materiałach kompozy- towych są ultradźwiękowe techniki rezonansowe bazujące na pomiarze drgań rezonansowych badanego materiału. Czujnik piezoelektryczny pobudzany jest do drgań napięciem sinusoidal- nym. Wygenerowana w ten sposób fala ciągła wprowadzana jest do materiału i wielokrotnie się odbijając od jego powierzchni ulega rezonansowemu wzmocnieniu lub wygaszeniu. Amplituda i faza drgań na powierzchni materiału zależy od modułu sprężystości oraz grubości materiału znajdującego się pod głowicą. Zmiana zarówno amplitudy jak i fazy drgań jest widoczna w przypadku wystąpienia rozwarstwienia wewnątrz materiału (efektywna grubość materiału ulega zmniejszeniu). Opisywana w pracy technika badań poprzez „nasłuchiwanie” zmian sy- gnału po przejściu przez kompozyt nawiązuje do wibroakustycznych metod diagnostyki ma- szyn. Dzięki zastosowaniu przetwarzania w połączonej dziedzinie czasu i częstotliwości dla rejestrowanego sygnału, otrzymywany jest spektrogram rozkładu mocy ciśnienia akustycznego.
Dzięki zastosowaniu sygnału wymuszającego o znanej postaci (ciąg impulsów o wypełnieniu
sinusoidalnym) można zdeterminować charakterystykę odpowiedzi impulsowej układu głowica
nadawcza kompozyt głowica odbiorcza. Algorytm tej metody zostanie szerzej wyjaśniony
w kolejnych rozdziałach pracy. Zmiany sygnału wewnątrz materiału (dla próbki uszkodzonej
i wzorca) układ pomiarowy odczytuje jako zmianę impedancji elektrycznej czujnika piezoelek-
trycznego. Przeprowadzając skalowanie na wzorcu kompozytowym, który składa się zarówno
z obszaru zawierającego rozwarstwienia jak i właściwej struktury wewnętrznej, można dokład-
27 nie określić zakresy parametrów drgań dla tych dwóch obszarów i zobrazować je w postaci spektrogramów. Wynikiem rozważań zawartych w pracy będzie wzorzec próbki materiału kompozytowego oraz spektrogramy pokazujące charakterystyczne składowe częstotliwościowe, które świadczą o uszkodzeniu struktury wewnętrznej. W odróżnieniu od techniki rezonansowej bazującej tylko na analizie widma rejestrowanego sygnału prezentowana w pracy metoda zwiększa w sposób znaczący zakres analizy wprowadzając odwzorowanie poszczególnych składowych częstotliwościowych w dziedzinie czasu. Pozwala to na wyeliminowanie niejedno- znaczności na etapie analizy spektrum sygnału (nałożenie na siebie składowych widma o róż- nych amplitudach prążków). Techniki rezonansowe w odniesieniu do „tap test” nie są oparte na subiektywnym wrażeniu słuchowym lecz na obiektywnym pomiarze ściśle określonych para- metrów drgań. Podstawy obu tych technik są zbliżone., Obie wykorzystują zjawisko drgań re- zonansowych materiału z tą różnicą, że w teście opukiwania determinowanie częstotliwości drgań dokonuje się przez subiektywne wrażenie słuchowe a nie za pomocą przyrządu pomiaro- wego. Czułość i dokładność metody rezonansowej zmniejsza się wraz ze wzrostem głębokości rozwarstwień. Zakres wnikania sygnału w głąb materiału można regulować poprzez regulację kąta położenia głowicy oraz jej częstotliwości (na potrzeby pracy zaprojektowano głowicę wy- muszającą o zmiennym kącie). W prezentowanej pracy udało się skrócić czas pomiaru poprzez odpowiedni algorytm w środowisku MatLab. Na rozwiązanie oczekuje jeszcze problem auto- matyzacji badania.
2.3. Techniki termowizyjne i interferometryczne
W ostatnich latach do badań kompozytów wprowadzono nowoczesne techniki termowizyj- ne i interferometryczne [6]. Badanie termowizyjne polega na podgrzaniu powierzchni kompo- zytu silnym impulsem ciepła i obserwowaniu dynamicznych zmian rozkładu temperatury na powierzchni za pomocą kamery termowizyjnej. Badanie przeprowadzono przy użyciu urządza- nia wymuszającego Echo Therm (system pomiarowy Thermal Wave Imaging) oraz kamery termowizyjnej FLIR SC7000 (rys. 2.0 i 2.1).
Obszary z rozwarstwieniami, pokazane na rys. 2.0 i 2.1, wolniej tracą ciepło i tym samym będą charakteryzować się wyższą temperaturą niż znajdujące się obok obszary prawidłowe.
Na podstawie rozkładu oraz dynamiki zmian temperatury na powierzchni kompozytu można
w przybliżeniu określić rozmiary poprzeczne jak też głębokość zalegania rozwarstwień lub in-
nych wad blokujących przepływ ciepła w materiale. Innym rodzajem technik termograficznych
są holografia i szerografia [8].
28
a) b)
Rys. 2.0 Płytka kompozytowa o wymiarach 175x150x0,45 mm wykonana z włókna węglowego o orientacji włókien 0-90°, powierzchnia gładka, o strukturze tkaniny a) płytka dobra b) płytka
z widocznymi uszkodzeniami (białe pola obszary o wysokiej temperaturze)
Rys. 2.1 Przykład płytka kompozytowa FML
5o wymiarach 50x50x10 z widocznymi wtrąceniami w postaci płytek teflonowych.
Bazują one na wykorzystaniu interferencji światła laserowego w celu zobrazowania nie- wielkich odkształceń powierzchni materiału pod wpływem wymuszonych obciążeń mechanicz- nych. Do obciążenia kompozytu stosuje się podciśnienie na ich powierzchni wytwarzane za pomocą specjalnych przyssawek. Różnica ciśnień między powietrzem znajdującym się we- wnątrz rozwarstwienia, a powietrzem na powierzchni kompozytu powoduje niewielkie wybrzu- szenia. Odkształcenia materiału mogą być uwidocznione na obrazach holograficznych lub sze- rograficznych pod postacią prążków interferencyjnych otaczających wybrzuszenia od przyssa- wek próżniowych. Porównując technikę holograficzną i szerograficzną można zauważyć różni- ce. W technice holograficznej obraz interferencyjny uzyskuje się z nałożenia obrazu po- wierzchni przed i po obciążeniu uzyskując widok absolutnych wielkości przemieszczeń wsku- tek obciążenia. Na obrazie holograficznym uwidocznione są przemieszczenia powierzchni wskutek występowania wad oraz przemieszczenia związane np. ze sposobem montowania
5
FML (Fibre Metal Laminats) — laminaty zbudowane z łączonych adhezyjnie cienkich warstw blach metalo-
wych i kompozytu polimerowego wzmacnianego włóknami: szklanymi, aramidowymi lub węglowymi [13]
29 układu podciśnieniowego oraz zobrazowania związane z przypadkowym poruszeniem badanej części. Tych swoistych zakłóceń nie posiada technika szerograficzna, w której wykorzystuje się dwa obrazy już obciążonej powierzchni przesunięte względem siebie o kilka mm w kierunku poprzecznym (stąd nazwa szerografia). W rezultacie na obrazie szerograficznym zobrazowane są jedynie przyrosty przemieszczeń na obciążonej powierzchni (liczone w kierunku przesunię- cia obu obrazów), a nie absolutne przemieszczenia powierzchni między stanem obciążonym i nieobciążonym. Obraz powierzchni w stanie nieobciążonym nie jest w ogóle wykorzystywa- ny w technice szerograficznej [7].
Szerografia jest bardziej czuła na lokalne deformacje powierzchni charakterystyczne dla rozwarstwień niż na wady metody związane z przemieszczeniem całego obiektu na etapie reali- zacji testu. Opisane techniki termowizyjne jak też interferometryczne nadają się do badań eks- ploatacyjnych na etapie życia obiektu technicznego jakim jest statek powietrzny.
2.4. Technika A-scan i B-scan
Technika A-scan jak jedną z wielu odbiciowych technik badań kompozytów. Stosowana jest głównie do badań struktur laminatowych (rys. 2.2 a, b). Dzięki niej możliwe jest wykrywa- nie wad w postaci rozwarstwień, wtrąceń ciał obcych oraz porowatości. Metodologia badań A- scan jest podobna do typowych badań blach na rozwarstwienia, ale wymaga zachowania pew- nych szczególnych warunków.
Rys 2.2 Zasada badania laminatów techniką A-scan, a) laminat prawidłowy bez wad, b) laminat z rozwarstwieniem [7]
Wielowarstwowa struktura laminatu składająca się z dwóch odrębnych faz (matryca epok-
sydowa i włókno wzmacniające) powoduje duże tłumienie sygnału nadawanego, a także jego
rozpraszanie wywołując tzw. szumy strukturalne. W związku z tym należy zastosować fale ul-
tradźwiękowe o możliwie małej częstotliwości, które w mniejszym stopniu reagują na niejedno-
rodności ośrodka (w pracy zastosowano częstotliwość sygnału pobudzającego o wartości 40
kHz). Na uwagę zasługuje jednak fakt, że większość stosowanych w lotnictwie laminatów ma
30 małe grubości (zaczynające się od wartości ok. 0,5 mm). Wymaga to od systemów ultradźwię- kowych wysokiej rozdzielczości czasowej po to by polepszyć rozróżnialność wad w odniesie- niu do echa powierzchni materiału, czy też echa dna. Impulsy stosowane do badań laminatów powinny być jak najkrótsze co z kolei wiąże się z podwyższeniem ich częstotliwości i posze- rzeniem pasma. W celu spełnienia tych częściowo sprzecznych wymagań należy dobrać często- tliwość głowicy w odniesieniu do konkretnego typu materiału kompozytowego. Do tego celu wykorzystuje się wzorce z umieszczonymi wewnątrz wtrąceniami w postaci pasków folii poliu- retanowej. Typowe częstotliwości fal stosowanych do badań laminatów CFRP
6wykonanych w technologii prepregowej leżą w granicach 5 do 10 MHz. W przypadku badania kompozytów wzmacnianych włóknem szklanym wykorzystywane są znacznie niższe częstotliwości, zwłasz- cza jeśli kompozyty te wykonano w tzw. technologii mokrej. Przy badaniach kompozytów wy- bór częstotliwości głowicy ma znacznie większe znaczenie niż w przypadku badań wyrobów metalowych. Wszystkie głowice niezależnie od częstotliwości stosowane do badania kompozy- tów powinny być wyposażone w linie opóźniające wykonane z teflonu, którego długość dobie- rana jest w zależności od długości fali.
Defektoskop stosowany do badań kompozytów metodą A-scan powinien spełniać kilka do- datkowych warunków. Warunek wysokiej rozdzielczości czasowej układu ultradźwiękowego wymaga, aby defektoskop umożliwiał rozciągnięcie podstawy czasu przynajmniej do wartości 0,5 s/dz. Przykładem defektoskopu który spełnia większość wymagań i jest bardzo przyjazny dla użytkownika to defektoskop EPOCH 600 firmy Olympus (rys. 2.3).
a) b)
Rys. 2.3 Defektoskop ultradźwiękowy firmy Olympus EPOCH 600 na rysunku do urządzenia podłączo- no głowice kątową a) i prostą b) (materiały promocyjne firmy Olympus).
Urządzenie to pozwala na uzyskanie zobrazowania A-scan jak i B-scan (rys. 2.4) w czasie rzeczywistym. Wprowadzanie bramek sygnałowych nie wymaga ciągłego śledzenia zmian sy- gnału na ekranie w czasie badania elementu. Z chwilą wystąpienia wady, czyli przekroczenia
6
Carbon Fiber Reinforced Plastic
31 amplitudy impulsu powyżej zakładanego progu w zależności od grubości zalegania nieciągło- ści, występuje sygnał dźwiękowy.
a) b)
c) d)
Rys. 2.4 a) kształt impulsów pochodzących od korozji wewnatrz materiału próbki b) przykład impulsu badawczego (skala decybelowa) często stosuje się zobrazowanie tylko dodatniej połówki wykresu c)
przykład zobrazowania B-scan, czerwona linia to bramka sygnałowa d) zobrazowanie w dwuch wymiarach ze zdefiniowanymi poziomami głebokości zalegania wady
7.
W związku z tym, że do badań stosuje się głowice szerokopasmowe, defektoskop powinien posiadać też filtr szerokopasmowy po stronie odbiornika. Nadajnik powinien umożliwiać silne pobudzenie przetwornika głowicy szerokopasmowej krótkim, ale wysokoenergetycznym im- pulsem. Ze względu na duże tłumienie fal ultradźwiękowych w kompozytach istotne znaczenie ma wyposażenie defektoskopu w opcję umożliwiającą przełączenie nadajnika w tryb pobudza- nia impulsem wypełnionym sinusoidą o regulowanej częstotliwości podstawowej. Rozwiązanie takie pozwalana na dostrojenie częstotliwości nadajnika do częstotliwości głowicy uzyskując wzrost amplitudy impulsów rzędu kilkunastu dB. Uzyskuje się w ten sposób rzeczywisty wzrost amplitudy impulsów ultradźwiękowych wprowadzanych do materiału a nie tylko ich wzmoc- nienie w układzie odbiorczym defektoskopu. Dzięki temu możliwe jest podniesienie amplitudy odbieranych impulsów bez jednoczesnego podwyższania poziomu szumów układu odbiorcze-
7
Materiały promocyjne ze strony internetowej producenta http://www.olympus-
ims.com/pl/epoch600/#!cms[tab]=%2Fepoch600%2Fcorrosion-module
32 go. Badanie ultradźwiękowe laminatów techniką A-scan jest porównywalne z badaniem cien- kich blach na rozwarstwienia. Z uwagi na duże różnice w tłumieniu pomiędzy różnymi rodza- jami laminatów jak również biorąc pod uwagę ich grubości, do nastawiania czułości badania należy stosować specjalne próbki wzorcowe wykonane według tej samej technologii co badany kompozyt. Wzorce te zawierają wady sztuczne (np. w postaci płytek teflonowych), które symu- lują rozwarstwienia laminatu znajdujące się na różnej głębokości. Po wprowadzeniu parame- trów badania trzeba sprawdzić, czy wszystkie wady są wykrywalne i rozróżnialne od echa dna.
W badaniach nieniszczących materiałów kompozytowych ważnym elementem jest stosowany środek sprzęgający. Dobierając ten element toru pomiarowego należy sprawdzić go pod kątem chemicznej nieszkodliwości dla badanego materiału. Dopuszczalne jest stosowanie wyłącznie certyfikowanych środków sprzęgających. Najlepszym środkiem neutralnym chemicznie jest czysta woda. Stosuje się również żel do badań USG. Przykładowy obraz uzyskiwany na ekranie defektoskopu podczas skanowania prawidłowo wykonanego laminatu pokazano na rys. 2.5. Na początku widoczne jest echo od powierzchni materiału (echo impulsu nadawanego) oraz echo dna.
Rys. 2.5 Typowy obraz ultradźwiękowy prawidłowo wykonanego laminatu [7]
Obraz uzyskiwany w przypadku wykrycia dużego rozwarstwienia przedstawiono na rys. 2.6. Echo dna jest niewidoczne na skutek całkowitego odbicia sygnału od powierzchni rozwarstwienia. Rozmiary poprzeczne rozwarstwienia wyznacza się metodą 6-cio decybelowe- go spadku amplitudy a głębokość na podstawie położenia echa na skali podstawy czasu.
Impuls od dna
Grubość w mm
Amplituda w dB
Impuls od sygnału nadawa- nego
33 Rys. 2.6 Obraz ultradźwiękowy dużego rozwarstwienia umiejscowionego w środkowej strefie grubości
laminatu [7]
Oprócz rozwarstwień technika A-scan daje możliwość wykrywania wady typu zalamino- wanych wtrąceń obcych materiałów (folii ochronnych, taśm maskujących), które dostały się przypadkowo pomiędzy warstwy prepregu podczas procesu produkcyjnego. W tym przypadku należy się liczyć z mniejszą amplitudą ech ultradźwiękowych od wady oraz niepełnym zani- kiem echa dna. Wiąże się to z tym, że obce materiały mogą być połączone adhezyjnie z przyle- gającymi warstwami laminatu i częściowo przepuszczać padające fale ultradźwiękowe. Kolejną grupę wad stanowią tzw. porowatości. Są to skupiska drobnych porów i pęcherzy znajdujące się zazwyczaj na granicach pomiędzy warstwami laminatu. Wady te można wykryć w badaniu ultradźwiękowym poprzez rejestrację spadku (tłumienia) amplitudy echa dna, połączone ze wzrostem poziomu szumów strukturalnych obserwowanych przed tym echem.
Wszystkie elementy o mało skomplikowanym kształcie nie sprawiają problemów jeśli cho- dzi o badania uszkodzeń wewnątrz ich struktury. Impulsy od nieciągłości są widoczne na tle impulsów dna i ich wyodrębnienie nie sprawia problemów. Przykładem doskonałego urządze- nia, które umożliwia w sposób automatyczny skanowanie powierzchni skrzydła samolotu jest system MAUS firmy Boeing (rys. 2.7). Montowanie głowic różnego typu umożliwia chwytak na końcu ramienia prowadnicy wyposażony dysze do wprowadzania wody, jako czynnika sprzęgającego. Na początku skanowania określane są punkty krańcowe w celu wyodrębnienia zakresu powierzchni badanej. Badanie przebiega całkowicie automatycznie. Wszystkie analizy wykonywane są przy pomocy oprogramowania.
Impuls od wady (całkowite odbicie od nieciągło-
ści - brak impulsu dna
Grubość w mm
Amplituda w dB
Impuls od sygnału nadawa- nego
