喻新發(fā)，閆榮鑫，鐘 亮，洪曉鵬，孫立臣

（北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

0 引言

航天領域部分元器件、零部件、分系統(tǒng)、地面環(huán)模試驗設備、液體火箭燃料箱體、共底、焊點、星載儀器、整星、整船及運載火箭等需要進行密封性能檢測，以保證航天器的密封性能[1]。航天器的總裝過程中，要求在管路焊裝后、力學試驗前、力學試驗后及出廠前進行密封檢漏[2]，主要包括載人航天器艙體結構總漏率、星船焊接點、螺接點、電磁閥及系統(tǒng)總漏率檢測。其中，載人航天器艙體結構總漏率檢測主要采用差壓檢漏法和氦質譜非真空累積法，前者不需要收集容器或真空室，設備簡單、易于實現(xiàn)，但受溫度、容積和環(huán)境濕度等因素影響，檢漏靈敏度不高[3]；星船焊接點及螺接點單點檢漏主要采用氦質譜吸槍檢漏方法，該方法靈敏度高、結構簡單，但存在操作過程繁瑣，檢測周期較長，無法進行快速、大范圍及遠距離動態(tài)檢測，成本較高及效率低等缺點。而紅外成像檢漏方法因其獨特的優(yōu)越性越來越受到業(yè)界的廣泛關注和試驗應用。基于紅外成像技術的檢漏方法從成像原理可分為紅外吸收成像檢漏方法和紅外熱成像檢漏方法，紅外吸收成像檢漏方法又分為紅外光譜吸收檢漏方法和紅外光聲檢漏方法[4]。

1 紅外成像檢漏技術在國內(nèi)外發(fā)展情況

紅外成像檢測技術是新發(fā)展起來的材料缺陷與泄漏故障檢測方法，最初的紅外成像檢測思想早在1930年就已經(jīng)提出。20世紀60年代，Green和Alzofon首次闡述了主動紅外成像檢測的基本理論和應用。此后，世界各國的學者對紅外成像檢測與評價開展了廣泛而細致的研究。早期的紅外成像檢測受檢測成本與檢測精度等因素限制，主要應用于軍事領域，如發(fā)動機的檢測，管道或容器的泄漏檢測等。這一階段是紅外成像檢測技術發(fā)展的初期，主要是對技術可行性進行了研究，因此紅外成像檢測方法相比其他檢測方法（如超聲、X射線與磁粉檢測）的優(yōu)越性并沒有體現(xiàn)出來。而隨著20世紀70年代后期熱傳導理論與紅外光譜應用技術的發(fā)展，紅外吸收光譜成像與熱成像的工程應用與理論分析結合起來，為紅外成像檢測提供了理論基礎。20世紀80年代，隨著高速、高像元、高靈敏度紅外熱像儀的出現(xiàn)及計算機數(shù)字信號處理技術的發(fā)展，各種紅外成像檢測與評價的新技術相繼涌現(xiàn)，使紅外成像檢測技術在檢測領域越來越受到重視。20世紀90年代至今，紅外成像檢測技術在能源、交通、電力、航空航天及電子等工業(yè)部門得到了廣泛應用，特別是在材料和構件等缺陷檢測中，紅外熱成像技術為現(xiàn)代無損檢測技術注入了新的活力，并且向高靈敏度、高可靠性、低成本及快速實時監(jiān)測方向發(fā)展。

國內(nèi)，北京交通大學、東南大學、清華大學、西安交通大學、哈爾濱工業(yè)大學等單位在紅外熱成像理論與試驗方面進行了較為系統(tǒng)、深入的研究工作，為材料和構件的狀態(tài)檢測與評價奠定了理論和實踐基礎。北京航空材料研究院自主開發(fā)的LOCK-IN加熱系統(tǒng)[4]，通過改變調制頻率實現(xiàn)對復合材料不同深度缺陷的檢測。哈爾濱工業(yè)大學在紅外熱成像應用于液體火箭發(fā)動機檢測方面進行了理論研究[5-6]。西安科技大學通信與信息工程學院對煤礦瓦斯氣體中光譜吸收型甲烷氣體近紅外激光檢測技術進行了試驗研究，可檢測到的濃度為0.185%，檢測方法的靈敏度、精度和穩(wěn)定性等指標均滿足甲烷氣體檢測的要求。浙江紅相公司聯(lián)合浙江大學為電力科學研究院研制了基于示蹤氣體為SF6、靈敏度為1×10-4Pa·m3/s的紅外吸收成像檢漏系統(tǒng)，已經(jīng)在多個工業(yè)部門得到廣泛應用。西北工業(yè)大學對基于可調二極管激光紅外吸收的燃燒診斷技術進行了理論和試驗研究[7]。

國外，美國韋恩州立大學和TWI公司應用紅外熱像檢測技術檢查出了波音737飛機蒙皮內(nèi)部的加強筋開裂和銹蝕損傷等缺陷[8-9]。美國國家能源技術實驗室和Ophir公司聯(lián)合開發(fā)了一種光纖傳感的天然氣泄漏檢測系統(tǒng)，該系統(tǒng)能在復雜氣候條件下識別天然氣管道甲烷氣體的泄漏，最小可檢漏率為117.9 Pa·m3/s[10]。英國能源部報告位于樸次茅斯煉油廠的 590個冷卻系統(tǒng)泄漏檢測應用紅外熱像技術的最小可檢漏率為 1.657×10-2Pa·m3/s[11]。美國羅克威爾·羅克達因公司研制了一套應用于火箭發(fā)動機泄漏檢測的紅外吸收光電成像系統(tǒng)，該系統(tǒng)以 SF6作為氣體介質的最小可檢漏率為5.46×10-6Pa·m3/s[12]。NASA劉易斯中心研制了一套能同時檢測氫氣、氮氣、氧氣和二氧化碳氣體的光纖氣體泄漏檢測系統(tǒng)，該系統(tǒng)對二氧化碳的檢測靈敏度為1%，對氫氣、氧氣和氮氣的檢測靈敏度為 0.5%，響應時間僅3 min[13]。

2 紅外成像檢漏方法基本原理與特點分析

2.1 基于紅外光譜吸收成像的檢漏方法

2.1.1 基本原理

光源發(fā)射出去的光入射到被檢件上，當被檢件內(nèi)部有氣體泄漏時就會吸收特定波長的紅外光，且每一種氣體都有其特征吸收譜，吸收強度與該氣體的分壓力和譜線強度有關。通過測量光吸收前后的光強比得到光譜吸收系數(shù)之比，并計算出氣體的溫度和壓力分布，同時以溫度場的形式顯示在紅外光電泄漏檢測監(jiān)視器上。

根據(jù)Beer-Lambert定律，頻率為v的激光通過吸收路徑長度為L的均勻介質后的透射分數(shù)為

式中：kv為光譜吸收系數(shù)，cm-1；Iv0為入射光強；Iv為透射光強。光譜吸收系數(shù)可以表示為

式中：S為譜線強度，cm-1/MPa；pi為吸收介質分壓力，MPa；p為總壓；xi為吸收組分的摩爾分數(shù)；φv是與頻率相關的譜線形狀函數(shù)。

對于同一種氣體組分的兩個不同吸收能級，其光譜吸收系數(shù)之比僅為氣體溫度T的函數(shù)：

式中：T0為選定的參考溫度；Ei為躍遷i態(tài)的基態(tài)總能量；hc/k為光譜學常數(shù)，其值等于1.44 cm·K；Si可以從數(shù)據(jù)庫中查到。通過分析兩束頻率不同的激光穿過泄漏氣體流場前后的吸收光譜，可以找出吸收前后的光強比，進而求得光譜吸收系數(shù)之比，并計算出氣體的溫度分布。

將式(2)代入式(1)，并考慮到譜線形狀函數(shù)的定義，即它在整個頻域上的積分為1，即

計算氣體摩爾分數(shù)的公式為

根據(jù)譜線的壓力加寬理論可得到碰撞線寬為

式中：iγ是碰撞系數(shù)，可在數(shù)據(jù)庫中查到。根據(jù)吸收前后的光強比，可求得氣體的壓力場為

2.1.2 應用實例

中國科學院、浙江大學等單位研究開發(fā)了HX-1型SF6氣體泄漏激光成像儀，可用于大型容器和管道的泄漏檢測，能夠探測0.001 Scc/s（1×10-4Pa·m3/s）的泄漏率，其便攜性和較寬的檢查視場角可快速完成整個容器、管道的泄漏巡查及準確定位。2006—2008年，浙江紅相公司已應用HX-1型SF6氣體泄漏激光成像儀幫助30多家電力公司查找到電力管道設備泄漏的具體位置。SF6氣體泄漏激光成像儀檢漏實例如圖1所示。

圖1 SF6氣體泄漏激光成像儀檢漏實例Fig. 1 Example of leak testing by SF6 infrared absorbing gas imaging leak detector

美國航天飛機主發(fā)動機采用基于紅外吸收成像的檢測方法，以一種具有紅外吸收能力的惰性氣體作為加壓介質，用紅外相機監(jiān)測激光照射發(fā)出的光。當推進劑泄漏時，由于推進劑泄漏吸收會產(chǎn)生羽狀圖像，泄漏點的圖像呈現(xiàn)環(huán)狀，可以準確定位泄漏位置。1990年，美國德爾塔RS-27發(fā)動機及航天飛機（SSME）曾使用此方法進行發(fā)動機試驗和實時泄漏監(jiān)測[14-15]，不但能判斷泄漏的存在，而且可以確定泄漏的位置和強度，是泄漏檢測的有效工具。圖2所示為SSME遠程泄漏檢測系統(tǒng)正在模擬檢測航天飛機發(fā)動機輸送管的泄漏。SSME遠程泄漏檢測系統(tǒng)除了可用于遠程成像的閉路電視外，還可以將視頻圖像數(shù)字化存儲在計算機中用于計算分析，實驗室模型的軟件系統(tǒng)能自動檢測泄漏并顯示泄漏圖像和評估其泄漏量級，并將分析報告顯示在監(jiān)視器面板上。該樣機以 SF6作為示蹤氣體的最小可檢漏率為2×10-4Scc/s（2×10-5Pa·m3/s）。SSME 發(fā)動機推進劑泄漏產(chǎn)生的羽狀圖像如圖3所示。

圖2 SSME遠程泄漏檢測系統(tǒng)模擬檢測航天飛機發(fā)動機泄漏Fig. 2 Simulation leak testing for space shuttle engine by SSME leak detection system

圖3 SSME發(fā)動機推進劑泄漏產(chǎn)生的羽狀圖像Fig. 3 Plume image as a result of propellant leak by SSME leak detection system

2.1.3 試驗結果

2008年10月，北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所聯(lián)合浙江紅相公司進行了模擬航天器推進系統(tǒng)泄漏紅外光譜吸收成像檢漏試驗。該系統(tǒng)結構由 SF6氣體泄漏激光成像儀、標準氣瓶加通道型正壓標準漏孔、背景屏幕及輔助支架等組成。其中，標準氣瓶模擬艙體結構，正壓標準漏孔模擬泄漏通道，背景屏幕屏蔽干擾圖像。選擇紅外吸收性強的SF6氣體作為示蹤氣體，分別對氣瓶充入不同壓力的 SF6氣體，連接不同量級的標準漏孔并保證各連接處密封良好，分別進行了壓力為 0.1 MPa，漏率分別為 1×10-2Pa·m3/s（圖 4）、1×10-3Pa·m3/s及 1×10-4Pa·m3/s（圖 5）的模擬試驗。

模擬航天器推進系統(tǒng)泄漏紅外光譜吸收成像檢漏試驗結果表明，紅外吸收成像定位準確，檢漏靈敏度較高；壓力越高，紅外吸收成像效果越明顯；漏率越大，紅外吸收成像效果越明顯。以SF6氣體作為示蹤氣體，在壓力為0.1 MPa的條件下，紅外吸收成像檢漏方法的最小可檢漏率為 1×10-4Pa·m3/s。該方法可應用于載人航天器艙體結構、衛(wèi)星推進系統(tǒng)管路、貯箱及氣瓶等焊接點及螺接點單點檢漏。

圖4 標準漏率紅外吸收成像圖像（0.1 MPa，1×10-2 Pa·m3/s）Fig. 4 Infrared absorbing image of standard leakage(0.1 MPa，1×10-2 Pa·m3/s)

圖5 標準漏率紅外吸收成像圖像（0.1 MPa，1×10-4 Pa·m3/s）Fig. 5 Infrared absorbing image of standard leakage(0.1 MPa，1×10-4 Pa·m3/s )

2.1.4 小結

紅外光譜吸收成像方法進行泄漏檢測的特點有：

1）快速定位，檢漏靈敏度比較高；

2）檢測周期短，節(jié)約時間和成本，減輕勞動強度，同時更加直觀；

3）非接觸式檢測，既避免了對航天器產(chǎn)生額外損傷，也可以避免技術人員暴露在危害性氣體中，提高了系統(tǒng)的可靠性和安全性；

4）示漏氣體比較單一。

紅外吸收成像方法在航天器檢漏中的應用范圍有：

1）航天器推進系統(tǒng)管路、貯箱及氣瓶等產(chǎn)品焊接點及螺接點檢漏；

2）載人航天器艙體管路安裝后檢漏階段的單點檢漏及總漏率評估。

2.2 基于紅外光聲成像的檢漏方法

2.2.1 基本原理

氣體吸收射線時會產(chǎn)生光聲效應，當射線能量被氣體吸收時會產(chǎn)生局部溫度和壓力擾動，如果射線能量達到足夠的量級，會產(chǎn)生能被麥克風探測到的壓力、聲和波。

聲發(fā)射能量的大小取決于被泄漏氣體吸收激光的能量大小。吸收輻射能的大小取決于激光束照射氣體的濃度。如果泄漏羽流大于激光束的橫截面積，吸收氣體量由氣體的濃度和激光束的直徑?jīng)Q定。如果泄漏羽流小于激光束的橫截面積，吸收氣體量由激光束的橫截面積尺寸決定。吸收氣體的濃度取決于示漏氣體從漏點漏出并混入周圍空氣時的散射。如果激光射線被漏孔周圍的產(chǎn)品表面反射，它們會反向通過泄漏羽流而導致吸收額外的能量[16]。

2.2.2 應用實例

美國出現(xiàn)了激光聲速檢漏的新技術，該技術不僅能檢漏，而且能快速定位。激光聲速檢漏技術集成了激光紅外吸收成像和超聲波技術，本質上仍然是激光激勵泄漏點氣團瞬間產(chǎn)生的熱量生成的聲波被接收并處理。如從二氧化碳激光器發(fā)出的光在示漏氣體的云團上瞬間閃爍時，SF6氣體被瞬間加熱，快速膨脹，氣體發(fā)出的聲波被麥克風探測到，然后將其與同步發(fā)射的掃描激光進行對比并輸入到計算機進行分析和處理，從而得到泄漏判斷和泄漏量級評估。

激光聲波檢漏系統(tǒng)檢漏靈敏度高，由于是光速和聲速檢漏，檢測響應時間能達到 0.2 s，比一般的檢漏技術（如壓力變化法）檢漏靈敏度高且響應時間短；由于不需要真空系統(tǒng)，結構簡單，比氦質譜檢漏的速度快很多，而且檢測成本僅為氦質譜檢漏的1/3；如設計增加背景噪聲隔離設備，可達到與氦質譜檢漏同樣的靈敏度。1992年，美國LIS公司對其研制的激光聲波檢漏系統(tǒng)進行了驗證試驗，試驗結果表明，該系統(tǒng)的最小可檢漏率為1×10-7Pa·m3/s。激光聲波檢漏系統(tǒng)和背景噪聲隔離設備分別如圖6和圖7所示。

圖6 激光聲波檢漏系統(tǒng)Fig. 6 Laser ultrasonic wave leak testing system

圖7 激光聲波檢漏系統(tǒng)的背景噪聲隔離室Fig. 7 Partition room for anti-jamming background of laser ultrasonic wave leak testing system

2.2.3 小結

紅外光聲成像檢漏方法進行泄漏檢測的特點有：

1）快速定位，檢漏靈敏度高；

2）檢測周期短，定位準確，顯示直觀；

3）需要背景噪聲隔離室，示漏氣體也具有選擇性，投資成本較高，結構復雜。

紅外光聲成像檢漏方法在航天器檢漏中的應用范圍有：

1）航天器推進系統(tǒng)管路、貯箱及氣瓶等產(chǎn)品焊接點及螺接點檢漏；

2）載人航天器艙體管路安裝后階段的單點檢漏及總漏率評估。

2.3 基于紅外熱成像的檢漏方法

2.3.1 基本原理

紅外熱成像泄漏檢測方法按引起被檢件溫差的方式不同分為主動式和被動式，主動式是對被測目標注入熱量，使被測物失去熱平衡，不需要其內(nèi)部溫度達到均勻穩(wěn)定狀態(tài)，在其導熱過程中進行紅外熱成像；被動式是利用泄漏點溫度與周圍溫度的不同，在被測目標與環(huán)境的熱交換過程中進行紅外熱成像檢測。目前泄漏檢測領域一般采用被動式的檢測方法獲取泄漏的位置。

主動式檢測方法中研究最多、最成熟的是脈沖熱像紅外技術和鎖相紅外技術，其中脈沖熱像技術應用比較廣泛。用一束脈沖熱流照射在被測物表面，表面熱流的非穩(wěn)態(tài)導熱方程為

式中：k為導熱系數(shù)；c為比熱容；ρ為密度；T為溫度；t為時間。

應用邊界條件求解方程得到試件無泄漏缺陷處的溫度為

式中：I0為脈沖光強。當熱波傳播到泄漏缺陷距表面距離為d時，缺陷部位對應的表面溫度關系式為

由式(9)和式(10)得到表面的溫度差為

應用紅外熱像儀就可以實時監(jiān)測被測表面溫度場的變化，確定泄漏位置和大小。

2.3.2 應用實例

紅外熱成像檢測方法在機械設備故障診斷和材料缺陷檢測方面得到廣泛的應用，但在泄漏檢測領域應用研究較少，該方法比較適用于低溫推進劑的發(fā)動機。如氫氧發(fā)動機，當推進劑泄漏時，泄漏點周圍的溫度迅速降低，破壞了正常工況下的溫度場分布，紅外成像可以實時監(jiān)測到泄漏故障；當燃氣泄漏時，泄漏點周圍的溫度比較高且伴隨著比較強的熱輻射，熱像儀可以測得整個發(fā)動機的熱狀態(tài)分布圖，再利用模式識別來確定泄漏的位置和量級。

2005年，浙江紅相公司研制的HX-8800型高分辨率紅外熱像儀，采用法國Sofranir最高等級探測器，成像清晰，測溫精確，是世界上綜合性能最好的專業(yè)級紅外熱像儀之一（如圖 8所示）。HX-8800采用世界上最先進的百萬門級的 FPGA與 DSP相結合的嵌入式操作系統(tǒng)，使其熱靈敏度高達0.06 ℃，空間分辨率高達1 mrad，儀器優(yōu)異的性能及完善的分析功能可以滿足用戶最專業(yè)的紅外檢測需求，且內(nèi)置分析功能強大、操作簡單、小巧輕便。

圖8 HX-8800紅外熱像儀Fig. 8 Example of infrared thermal leak detector

紅外熱成像檢漏方法進行泄漏檢測的優(yōu)點有：

1）快速定位，簡單直觀；

2）檢測周期短，成本低廉；

3）非接觸式檢測，不對航天器產(chǎn)生額外損傷，系統(tǒng)有較高的可靠性和安全性。

紅外熱成像檢漏方法在航天器檢漏中的應用范圍有：

1）航天器低溫推進劑發(fā)動機推進系統(tǒng)檢漏；

2）載人航天器艙體結構的檢漏。

3 結論與展望

航天器檢漏技術不僅要求高靈敏度，而且要求更加經(jīng)濟、準確、快速和使用方便，傳統(tǒng)的檢漏技術表現(xiàn)出一定局限性，無法滿足更高水平的要求。而紅外成像檢漏技術在諸多方面顯示出強大的優(yōu)越性，如安全性較高的大面積非接觸式檢測，檢測響應快，檢測周期大大縮短，可實現(xiàn)快速實時監(jiān)測，自動化水平高，勞動強度低及投資運行成本低。因此，研究發(fā)展航天器紅外成像檢漏技術對提高航天器檢漏技術水平有重要而深遠的意義。借鑒國內(nèi)外的研究和工程應用經(jīng)驗，針對我國目前的狀況，建議航天器紅外成像檢漏技術重點開展以下幾個方面的研究：

1）航天器紅外光譜吸收成像機理與仿真分析研究；

2）航天器紅外光譜吸收成像快速定位技術與定量標定技術研究；

3）航天器紅外光聲檢漏技術研究。

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