涂 俊，危 荃，王 飛

(上海航天精密機(jī)械研究所，上海201600)

1 引言

蜂窩結(jié)構(gòu)具有高剪切性能，其結(jié)構(gòu)比強(qiáng)度高、穩(wěn)定性好、承載能力高;此外，它還具有阻尼減振性好、破損安全性高、耐疲勞、抗振動(dòng)、隔音、隔熱等優(yōu)點(diǎn)。在實(shí)際應(yīng)用中可發(fā)揮復(fù)合效應(yīng)的特點(diǎn)，使材料的受力處于最佳狀態(tài)。因此在越來越多的航天產(chǎn)品中得到了廣泛應(yīng)用。

運(yùn)載火箭尾翼、探月軌道器推進(jìn)艙等航天產(chǎn)品均是由鋁蒙皮鋁蜂窩粘接而成的大型結(jié)構(gòu)件。此類大型結(jié)構(gòu)件在生產(chǎn)、運(yùn)輸和使用過程中，由于成型壓力等工藝參數(shù)的不穩(wěn)定，以及人為操作及環(huán)境等因素的影響，可能導(dǎo)致粘接界面應(yīng)力變形，使粘接劑結(jié)構(gòu)力變?nèi)趸蛘呔植繜o粘接強(qiáng)度，從而形成脫粘缺陷，對(duì)產(chǎn)品的使用造成了嚴(yán)重的隱患，需選取合適的無損檢測(cè)手段對(duì)產(chǎn)品進(jìn)行檢測(cè)。根據(jù)該類航天產(chǎn)品的設(shè)計(jì)要求，無損檢測(cè)過程中不允許造成蒙皮表面的劃痕，且必須實(shí)現(xiàn)現(xiàn)場原位檢測(cè)。因此本文主要對(duì)激光錯(cuò)位散斑和紅外熱成像等非接觸式無損檢測(cè)新技術(shù)開展研究，對(duì)比分析檢測(cè)結(jié)果，選取最佳方案實(shí)現(xiàn)對(duì)航天蜂窩結(jié)構(gòu)產(chǎn)品的實(shí)際檢測(cè)應(yīng)用。

2 試樣設(shè)計(jì)

鋁蜂窩結(jié)構(gòu)材料中存在的主要缺陷包括:脫粘、弱粘接和蜂窩塌陷等。為方便對(duì)航天鋁蜂窩結(jié)構(gòu)的無損檢測(cè)方法進(jìn)行研究，本文主要設(shè)計(jì)并制作了兩塊與探月軌道器推進(jìn)艙同等材料和結(jié)構(gòu)的鋁蜂窩試樣，并在試樣成型過程中預(yù)置不同類型缺陷。試樣共有兩件。

其中，試樣A模擬了上貼膜傷和下貼膜傷;試樣B模擬了去膜下陷傷和下陷加膜傷。對(duì)各類缺陷定義如下［1］:

上貼膜傷:在蒙皮和膠膜之間加聚四氟乙烯膜，模擬蒙皮與膠膜之間的脫粘;

下貼膜傷:在膠膜和蜂窩之間加聚四氟乙烯膜，模擬膠膜與蜂窩之間的脫粘;

去膜下陷傷:去除蒙皮與蜂窩芯子之間的膠層，并將蜂窩下壓2 mm，模擬蜂窩塌陷;

下陷加膜傷:缺陷為將蜂窩芯下陷2 mm，并在蒙皮與蜂窩間加兩層聚四氟乙烯膜，模擬蜂窩塌陷;

其中聚四氟乙烯膜為雙層，單層厚度0．1 mm，膠層厚度為0．15～0．02 mm。每種缺陷共3個(gè)，大小分別為30 mm，20 mm，10 mm。

3 鋁蜂窩結(jié)構(gòu)樣件的無損檢測(cè)方法

3．1 激光錯(cuò)位散斑檢測(cè)

激光錯(cuò)位散斑(Laser Shearography，以下簡稱散斑)技術(shù)是一種測(cè)量表面位移場的光學(xué)技術(shù)［2］。其主要原理是通過光學(xué)干涉，測(cè)量物體在加載前后的表面微變形。針對(duì)鋁蜂窩結(jié)構(gòu)，通常采用熱加載方式，熱加載無損檢測(cè)的原理［3］為:由于缺陷區(qū)域和良好區(qū)域的熱物理參數(shù)不同，熱傳導(dǎo)的結(jié)果使得被測(cè)件的表面產(chǎn)生溫度差異，而分層區(qū)不受約束，可離開膠結(jié)面而自由變形，在表面產(chǎn)生異常應(yīng)變。在脫粘的情況下，加熱將使蜂窩芯內(nèi)空氣膨脹，導(dǎo)致脫粘缺陷上面的蒙皮向外凸出，從而導(dǎo)致缺陷區(qū)和良好區(qū)的變形差異，即缺陷區(qū)表面變形量與周圍相比有一個(gè)位移梯度。錯(cuò)位散斑正是通過光學(xué)干涉方法測(cè)量位移梯度，從而判斷缺陷的存在位置及大小。采用表1參數(shù)對(duì)三個(gè)試樣進(jìn)行熱加載錯(cuò)位散斑檢測(cè)，獲得檢測(cè)圖像如圖1所示。

表1 激光錯(cuò)位散斑檢測(cè)參數(shù)

圖1 鋁蜂窩樣件的激光錯(cuò)位散斑檢測(cè)結(jié)果

3．2 紅外熱成像檢測(cè)方法

紅外熱成像檢測(cè)的主要原理［4－5］是:根據(jù)物理學(xué)原理，任何溫度高于熱力學(xué)零度的物體，都會(huì)從表面發(fā)出與溫度有關(guān)的熱輻射能，紅外熱像檢測(cè)法就是通過檢測(cè)物體的熱量和熱流來鑒定該物體的質(zhì)量。當(dāng)物體內(nèi)部存在缺陷時(shí)，將會(huì)改變?cè)撐矬w的熱傳導(dǎo)性能，使物體表面溫度分布有差別。針對(duì)鋁蜂窩結(jié)構(gòu)，若粘接界面存在脫粘時(shí)，脫粘部位存在空氣，而空氣的導(dǎo)熱系數(shù)低，熱阻大，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)表面形成溫差，即有缺陷的表面形成低溫?zé)嵯?，此時(shí)通過檢測(cè)裝置可顯示出其熱輻射的差異，從而判別并檢測(cè)出缺陷。采用表2參數(shù)對(duì)樣件檢測(cè)結(jié)果如圖2所示。

表2 紅外熱成像檢測(cè)參數(shù)

圖2 鋁蜂窩樣件的紅外熱成像檢測(cè)結(jié)果

3．3 聲阻抗檢測(cè)方法

聲阻抗檢測(cè)方法原理［6］是利用金屬蜂窩膠接結(jié)構(gòu)粘接良好區(qū)與脫粘缺陷區(qū)的表面機(jī)械阻抗有明顯差異這一特點(diǎn)來實(shí)現(xiàn)檢測(cè)的。由檢測(cè)原理可知，聲阻抗檢測(cè)的是粘接面的機(jī)械阻抗，因此只有在蒙皮與膠膜，或膠膜與蜂窩之間完全脫粘，形成空氣間隙時(shí)，聲阻抗檢測(cè)才能發(fā)現(xiàn)缺陷。此外，本方法采用對(duì)比試塊和燈光報(bào)警顯示脫粘面積，點(diǎn)式探頭逐點(diǎn)檢測(cè)，無需耦合劑，操作較為方便。但檢測(cè)無圖像顯示，檢測(cè)結(jié)果不易記錄。

利用聲阻抗檢測(cè)儀對(duì)試塊進(jìn)行檢測(cè)，檢測(cè)結(jié)果表明該方法對(duì)20 mm以上的大面積脫粘檢測(cè)可行，對(duì)較小的缺陷檢測(cè)有一定難度，檢測(cè)結(jié)果如表4所示。

4 試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比分析

從檢測(cè)可行性、檢測(cè)效率和缺陷定位定量方面，將各種無損檢測(cè)方法檢測(cè)結(jié)果對(duì)比如表3所示。其中√表示檢測(cè)效果良好;●表示可檢測(cè)出但效果不明顯，有待進(jìn)一步研究;×表示未能檢測(cè)出缺陷。

表3 鋁蜂窩樣件的各無損檢測(cè)結(jié)果對(duì)比

從缺陷檢測(cè)可見，10 mm下貼膜傷所有檢測(cè)方法都未檢出，分析可能是試塊制作問題導(dǎo)致缺陷未能有效預(yù)置。在缺陷定量方面，錯(cuò)位散斑，紅外熱像和超聲C掃描為圖像顯示結(jié)果，均可對(duì)缺陷大小進(jìn)行測(cè)量，聲阻抗檢測(cè)則只能對(duì)缺陷大概位置進(jìn)行定位，無法對(duì)尺寸進(jìn)行準(zhǔn)確定量。由于缺陷預(yù)置過程存在誤差，且在后期成型過程中可能出現(xiàn)了缺陷擴(kuò)展，導(dǎo)致缺陷大小與設(shè)計(jì)時(shí)具有一定偏差。

由上述分析可見，激光錯(cuò)位散斑和紅外熱成像檢測(cè)都具有實(shí)時(shí)、非接觸性，靈敏度高，速度快等優(yōu)點(diǎn)，適用于薄蒙皮的航天蜂窩夾層結(jié)構(gòu)材料檢測(cè)。綜合考慮檢測(cè)的方便和可行性，最終選取激光錯(cuò)位散斑檢測(cè)對(duì)航天鋁蜂窩結(jié)構(gòu)產(chǎn)品進(jìn)行實(shí)際檢測(cè)。

5 航天產(chǎn)品的實(shí)際應(yīng)用

5．1 運(yùn)載火箭尾翼的檢測(cè)

選用激光錯(cuò)位散斑檢測(cè)和聲阻抗檢測(cè)對(duì)同一塊運(yùn)載火箭尾翼進(jìn)行了檢測(cè)，均未發(fā)現(xiàn)缺陷。檢測(cè)如圖3所示。

圖3 運(yùn)載火箭尾翼的激光錯(cuò)位散斑檢測(cè)

激光錯(cuò)位散斑檢測(cè)無需接觸和搬動(dòng)工件，且檢測(cè)效率較聲阻抗提高了一倍，提高檢測(cè)靈敏度的同時(shí)節(jié)約了大量的時(shí)間和勞動(dòng)力，取得了理想的檢測(cè)效果。

5．2 探月軌道器推進(jìn)艙的檢測(cè)

采用激光錯(cuò)位散斑檢測(cè)對(duì)軌道器推進(jìn)艙進(jìn)行了檢測(cè)，如圖4所示。將大型結(jié)構(gòu)件逐塊分區(qū)檢測(cè)，檢測(cè)過程中發(fā)現(xiàn)多處脫粘缺陷，如圖5所示。

圖4 探月三期軌道器推進(jìn)艙檢測(cè)

圖5 推進(jìn)艙局部錯(cuò)位散斑檢測(cè)圖像

檢測(cè)圖像中可清晰看到蜂窩格變形，表明檢測(cè)靈敏度滿足檢測(cè)要求。檢測(cè)完成后對(duì)脫粘部位進(jìn)行標(biāo)記和補(bǔ)膠處理，最終產(chǎn)品滿足設(shè)計(jì)要求并已順利通過下一步試驗(yàn)。

6 結(jié)論

(1)實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明激光錯(cuò)位散斑和紅外熱成像檢測(cè)均具有快速、實(shí)時(shí)、非接觸的特點(diǎn)，可檢測(cè)出鋁蜂窩結(jié)構(gòu)10 mm的脫粘缺陷。

(2)激光錯(cuò)位散斑已成功應(yīng)用于航天蜂窩結(jié)構(gòu)件的實(shí)際檢測(cè)應(yīng)用中，并取得了良好的效果。但檢測(cè)過程中要求檢測(cè)人員具有一定的經(jīng)驗(yàn)，通過工藝參數(shù)優(yōu)化和圖像獲取時(shí)機(jī)把握，才能獲得較好的檢測(cè)結(jié)果。

(3)隨著航天產(chǎn)品中大量應(yīng)用復(fù)合材料和蜂窩結(jié)構(gòu)，紅外、散斑等無損檢測(cè)新技術(shù)也必將進(jìn)一步得到推廣應(yīng)用。

［1］ HB 5461 －1990．Defect and test block of metal honeycomb structure［S］．(in Chinese)HB 5461－1990．金屬蜂窩膠接結(jié)構(gòu)缺陷類型及試塊［S］．

［2］ GUO Guangping，LIU Yongbin，WANG Jue，et al．Application of shearography In NDT of honeycomb structure［J］．Nondestructive Testing，2004(12):605 － 608．(in Chinese)郭廣平，劉永斌，王玨，等．蜂窩結(jié)構(gòu)的錯(cuò)位散斑無損檢測(cè)技術(shù)［J］．無損檢測(cè)，2004(12):605 －608．

［3］ TANG Jianfei，WANG Yong．Nondestructive testing of composites based on shearography［J］．Journal of Nanjing University of Aeronautics ＆ Astronautics，2005，25(2):112 －116．(in Chinese)湯劍飛，汪勇．基于激光錯(cuò)位散斑干涉技術(shù)的復(fù)合材料無損檢測(cè)［J］．南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2005，25(2):112－116．

［4］ LIYanhong，ZHANG Cunlin，JINWanping，et al．IR thermal wave nondestructive inspection of carbon fiver composite materimal［J］．Laser ＆ Infrared，2005，35(4):262 －264．(in Chinese)李艷紅，張存林，金萬平，等．碳纖維復(fù)合材料的紅外熱波檢測(cè)［J］．激光與紅外，2005，35(4):262 －264．

［5］ LOU Miao，L Xianghui，ZHANG Yu，et al．IR nondestructive testing of anticorrosion organic coatings［J］．Laser＆ Infrared，2012，2(5):522 －525．(in Chinese)樓淼，呂香慧，張宇，等．有機(jī)防腐涂層質(zhì)量的紅外熱波無損檢測(cè)［J］．激光與紅外，2012，42(5):522 －525．

［6］ LI Jiawei，CHEN Jimao．Manual of nondestructive testing［M］．Beijing:China Machine Press，2002:294 －351．(in Chinese)李家偉，陳積懋．無損檢測(cè)手冊(cè)［M］．北京:機(jī)械工業(yè)出版社，2002:294－351．