【技术实现步骤摘要】
本公开涉及超声成像，尤其涉及一种适用于异形层压复合材料结构的阵列超声成像方法。
技术介绍
1、复合材料因具有低密度、高比强度、高比模量、高抗疲劳断裂能力等优点，已广泛应用于现代航空发动机主承力结构及关键动力部件中。其中，异形层压复合材料结构具有相对成熟的成型工艺和较高的刚度、结构设计自由度，可以满足航空发动机风扇叶片对异形结构和定制力学性能的需求，其成品已服役于先进航空飞行器中。
2、航空发动机风扇叶片具有大厚度异形结构特征和多样的层间界面形式，这使得在制造和服役过程中，内部应力不易平衡，层间界面受力状态和变形情况相对复杂。在制造完成后，异形层压复合材料结构可能会发生层间界面偏离设计位置或层间离面褶皱等界面微观缺陷。更重要的是，在发动机服役过程中，受高温超压、疲劳动载等极端条件的影响，异形层压复合材料结构中的界面相很容易发生力学性能退化，甚至分层脱粘。此外，这还可能导致其他内部缺陷，如孔洞和基体开裂。
3、为了了解异形层压复合材料结构是否存在上述缺陷，需要对异形层压复合材料结构进行准确检测和成像。这不仅对评估航空发动机风扇叶片的质量和性能有重要意义，而且对满足航空发动机长寿命、轻量化设计的需求，以及确保航空发动机的安全性具有重要意义。目前，工业中常用的针对层压复合材料结构的检测方法主要分为有损检测方法和无损检测方法两种。有损检测方法主要通过力学试验、疲劳试验等破坏性试验方法对待测复合材料试样进行测试，是对目标结构性能的直接测量。然而，有损检测方法一般需要制备或采样标准样件以进行测试，不适用于对航空发动机风
技术实现思路
1、为了解决上述技术问题或者至少部分地解决上述技术问题，本公开提供了一种适用于异形层压复合材料结构的阵列超声成像方法。
2、本公开提供了一种适用于异形层压复合材料结构的阵列超声成像方法，
3、超声成像系统包括层压结构、激励单元、阵元以及数据处理单元；
4、所述层压结构包括层叠设置的多个纤维层，以及设置于相邻两个纤维层之间的界面层；至少部分纤维层的铺层长度不同；
5、所述阵元的数量为多个，多个所述阵元布设于所述层压结构的表面，且位于所述层压结构的同一截面中；
6、所述激励单元与所述阵元连接，用于形成超声激励信号，所述阵元用于将所述超声激励信号转化为驱动力，进而使层压结构内部产生机械振动，所述阵元还用于采集所述层压结构的振动信号，所述数据处理单元与所述阵元连接，用于执行所述阵列超声成像方法；
7、所述阵列超声成像方法包括：
8、依次控制各所述阵元振动，以在所述层压结构内部形成超声波，获取各所述阵元采集的振动信号；
9、在所述层压结构截面生成多个第一结点，得到第一结点图；
10、确定所述层压结构截面中的各位置坐标与当地刚度系数矩阵和当地离面纤维角度的对应关系；
11、获取波传播群速度与传播角度的关系曲线集；所述关系曲线集包括多个波传播群速度与传播角度的关系曲线，不同所述波传播群速度与传播角度的关系曲线对应不同的刚度系数矩阵；
12、基于所述第一结点图、所述层压结构截面中的各位置坐标与当地刚度系数矩阵和当地离面纤维角度的对应关系、以及所述波传播群速度与传播角度的关系曲线集，确定所述超声波在与第一结点关联的修正声束路径上的传播时间与所述第一结点的位置坐标的函数关系；与第一结点关联的修正声束路径为超声波从形成位置传播至第一结点的传播路径；
13、利用全聚焦算法，基于所述超声波在与第一结点关联的修正声束路径上的传播时间与所述第一结点的位置坐标的函数关系，以及各所述阵元采集的振动信号，得到所述层压结构截面中任意虚拟聚焦点对应的幅值强度；
14、基于所述层压结构截面中任意虚拟聚焦点对应的幅值强度，绘制超声图像。
15、本公开实施例提供的技术方案与现有技术相比具有如下优点：
16、从整体而言，本申请技术方案针对异形层压复合材料结构具有的异形、大厚度等结构特征及强各向异性、非均匀性等材料属性，相比传统采用速度修正曲线的补偿方法，提供的铺层模型构建方法，以及基于该模型的声束追踪补偿方法精度更高，可满足异形层压复合材料结构的检测成像需求。采用随机网格划分代替常用的正方形网格划分来满足计算真实声束路径所需的角度分辨率要求。在随机网格划分过程中，通过先进行正方形网格划分，然后借助正方形网格对候选结点过滤以及基于cpu的多核并行策略，来提高大量第一结点的生成速度。
17、从使用场景角度讲，其适用于工业场景下，对异形层压复合材料结构进行超声成像。具体而言，本申请提供的技术方案尤其适用于对航空发动机风扇叶片的内部缺陷及界面相弱化检测，保障风扇叶片设计-制造一致性，实现对航空发动机风扇叶片进行快速、原位、无损、高精度、自动化检测。
18、目前常用的航空发动机风扇叶片高约1.2m(ge90型号)-3.4m(genx型号)，而阵列阵元单次检测范围仅约0.05m-0.1m(64通道阵元宽度38.4mm)，需多次检测以覆盖风扇叶片整体结构。基于本申请提出的基于声束追踪的阵列超声成像方法，可预先建立待测风扇叶片整体的坐标依赖型各向异性刚度系数矩阵图模型，并建立阵列阵元位于风扇叶片表面任意位置的声束追踪补偿策略索引。在风扇叶片原位检测过程中，可通过阵列阵元采集航空发动机风扇叶片任意分区，如叶尖、叶片、叶根等的超声测试数据。同时，可替换使用多种阵列超声扫描方式，通过调整声束聚焦及偏转策略实现不同检测需求，如全矩阵采集、线性扫描(电子扫描，b-scan)或扇形扫描(sectorial scan)等。根据阵列阵元位置查询调用预计算的声束追踪补偿策略，可实现风扇叶片任意位置的高精度、快速原位无损检测成像。
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1.一种适用于异形层压复合材料结构的阵列超声成像方法，其特征在于，
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述在所述层压结构截面生成多个第一结点，得到第一结点图，包括：
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定所述层压结构截面中的各位置坐标与当地刚度系数矩阵和当地离面纤维角度的对应关系，包括：
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述对所述层压结构进行建模，得到与所述层压结构对应的铺层模型，包括：
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述铺层参数包括：层号，界面层的名义长度、纤维层属性信息、界面层属性信息、富脂区属性信息、界面层厚度、纤维层厚度、丢层对应的最大参考正方形数量、丢层对应的最小参考正方形数量；所述纤维层属性信息包括纤维层铺层方向；
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于所述第一结点图、所述层压结构截面中的各位置坐标与当地刚度系数矩阵和当地离面纤维角度的对应关系、以及所述波传播群速度与传播角度的关系曲线集，确定所述超声波在与第一结点关联的修正声束路径上的传播时间与所述第一结
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述基于所述第一结点图、所述层压结构截面中的各位置坐标与当地刚度系数矩阵和当地离面纤维角度的对应关系、以及所述波传播群速度与传播角度的关系曲线集，确定与所述第一结点图对应的图连接关系以及边权值，包括：
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述基于所述层压结构截面中的各位置坐标与当地刚度系数矩阵和当地离面纤维角度的对应关系、以及所述波传播群速度与传播角度的关系曲线集，确定所述超声波在具有连接关系的两个第一结点之间的传播速度，包括：
9.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述基于与所述第一结点图对应的图连接关系以及边权值，确定所述超声波在与第一结点关联的修正声束路径上的传播时间与所述第一结点的位置坐标的函数关系，包括：
10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：
...【技术特征摘要】
1.一种适用于异形层压复合材料结构的阵列超声成像方法，其特征在于，
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述在所述层压结构截面生成多个第一结点，得到第一结点图，包括：
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定所述层压结构截面中的各位置坐标与当地刚度系数矩阵和当地离面纤维角度的对应关系，包括：
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述对所述层压结构进行建模，得到与所述层压结构对应的铺层模型，包括：
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述铺层参数包括：层号，界面层的名义长度、纤维层属性信息、界面层属性信息、富脂区属性信息、界面层厚度、纤维层厚度、丢层对应的最大参考正方形数量、丢层对应的最小参考正方形数量；所述纤维层属性信息包括纤维层铺层方向；
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于所述第一结点图、所述层压结构截面中的各位置坐标与当地刚度系数矩阵和当地离面纤维角度的对应关系、以及所述波传播群速度...
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