紀(jì)瑞東,張旭剛,王　玨

(沈陽飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限公司， 沈陽 110034)

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飛機(jī)復(fù)合材料構(gòu)件的原位紅外熱成像檢測

紀(jì)瑞東,張旭剛,王玨

(沈陽飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限公司， 沈陽 110034)

摘要：采用閃光燈激勵紅外熱成像無損檢測系統(tǒng)(IR-Thermography)，對一組模擬飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的人工缺陷試件進(jìn)行了檢測。結(jié)果表明，缺陷埋深是決定試驗(yàn)件中人工缺陷檢測靈敏度和檢測能力的關(guān)鍵因素;只要選取適當(dāng)?shù)臋z測工藝參數(shù)，熱激勵紅外成像檢測技術(shù)能可靠檢測出復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中一定大小和埋深的分層、蒙皮脫粘及蜂窩芯體塌陷等缺陷，且檢測不受工件表面形狀的影響，該技術(shù)是一種高效、可靠的飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)原位無損檢測方法。

關(guān)鍵詞：復(fù)合材料；紅外熱成像；原位無損檢測

復(fù)合材料具有強(qiáng)度高、耐化學(xué)腐蝕等特點(diǎn)，已被廣泛應(yīng)用于航空航天等領(lǐng)域。但復(fù)合材料在制造成型和服役過程中易產(chǎn)生分層、脫粘、夾雜、孔隙、裂紋等缺陷，會嚴(yán)重?fù)p害復(fù)合材料制件的強(qiáng)度等力學(xué)性能[1-2]，給飛機(jī)服役帶來安全隱患。因此，復(fù)合材料在制造和服役過程中均需通過無損檢測來評估其可靠性[3]。超聲波檢測技術(shù)具有靈敏度高，指向性好，對人體無害等優(yōu)點(diǎn)[4]，已成為復(fù)合材料的常規(guī)檢測方法。但超聲波檢測法需要通過耦合劑，并將探頭緊貼復(fù)合材料制件表面進(jìn)行檢測，存在效率低、耦合不良等問題，甚至極易對制件表面造成劃傷等損傷，特別是對隱身飛機(jī)表面吸波涂層的破壞后果嚴(yán)重。

紅外熱成像檢測技術(shù)(IRNDT)是一種建立在傳熱學(xué)理論基礎(chǔ)上的無損檢測技術(shù)，是非接觸式檢測技術(shù)，對被測物體沒有任何影響，可以進(jìn)行遠(yuǎn)距離檢測，設(shè)備便攜、檢測結(jié)果直觀可靠、使用安全、檢測范圍廣，特別適用于復(fù)合材料和對大型結(jié)構(gòu)件，如航空航天器的機(jī)身復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的現(xiàn)場檢測[5-10]。國內(nèi)近年來也已開展了豐富的試驗(yàn)，如首都師范大學(xué)等單位聯(lián)合建立了紅外熱波實(shí)驗(yàn)室，專項(xiàng)開展研究工作。筆者針對飛機(jī)復(fù)合材料制件外場檢測中存在的問題，系統(tǒng)研究了紅外熱成像檢測技術(shù)的可行性，找到了一種有效的外場原位檢測方法。

1紅外熱成像檢測系統(tǒng)

1.1工作原理

紅外熱成像檢測是基于紅外輻射原理，通過掃描、記錄或觀察被檢測工件表面上由于缺陷所引起的溫度變化來檢測表面及近表面缺陷的無損檢測方法。當(dāng)給物體施加外部熱激勵，或物體工作時內(nèi)部都會形成熱流，如物體內(nèi)部存在不連續(xù)就會影響熱傳導(dǎo)而使物體表面溫度分布產(chǎn)生異常。紅外熱成像檢測就是通過控制熱激勵方法，實(shí)時監(jiān)測和記錄材料表面的溫度場變化，經(jīng)過特殊的算法和圖像處理，獲取被檢物體材料的均勻性信息、表面下暗藏的缺陷和損傷信息，達(dá)到檢測的目的。

1.2系統(tǒng)組成

采用的閃光燈激勵紅外熱成像檢測系統(tǒng)由高能閃光燈、紅外熱像儀、計算機(jī)軟硬件及電源箱組成，如圖1所示。高能閃光燈作為熱激勵裝置，通過計算機(jī)控制從而進(jìn)行周期、脈沖等函數(shù)形式加熱；紅外熱像儀高速記錄被測物體表面溫度場變化，并將信號傳遞給計算機(jī)，計算機(jī)通過特殊的算法和圖像處理，獲取被檢物體材料的均勻性信息，給出檢測結(jié)果。

圖1　紅外熱成像檢測系統(tǒng)組成和原理示意

2試驗(yàn)設(shè)備和對比試塊

2.1試驗(yàn)設(shè)備

采用美國熱波成像公司(TWI)的EchoTherm閃光燈脈沖熱激勵紅外無損檢測系統(tǒng)。紅外熱成像儀的工作波段為8～9 μm，圖像分辨率為320×240，采集頻率為47 Hz，采集時間為45 s，兩氙燈脈沖熱源，脈沖寬度為2 ms，脈沖能量為9.6 kJ。

2.2對比試塊

試驗(yàn)依據(jù)標(biāo)準(zhǔn)GB/T 26643-2011《無損檢測 閃光燈激勵紅外熱像法導(dǎo)則》及復(fù)合材料對比試塊制作標(biāo)準(zhǔn)，針對公司現(xiàn)有復(fù)合材料制件結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，分別設(shè)計了階梯層壓結(jié)構(gòu)、蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)兩種不同結(jié)構(gòu)類型的復(fù)合材料試塊。試塊工程簡圖如圖2，3所示，試塊材料及鋪層信息具體如下。

(1) 階梯層壓結(jié)構(gòu)試塊

1#試塊：碳纖維單向帶層壓結(jié)構(gòu)，試塊尺寸620 mm×180 mm，人工缺陷為6 mm×6 mm，10 mm×10 mm，15 mm×15 mm的一層0.12 mm厚的聚四氟乙烯薄膜，缺陷位置及埋深如圖2所示。

圖2　1#階梯層壓結(jié)構(gòu)人工缺陷試塊結(jié)構(gòu)示意

2#試塊：碳纖維織物層壓結(jié)構(gòu)，試塊尺寸100 mm×300 mm，人工缺陷為φ3 mm,φ5 mm的一層聚四氟乙烯薄膜，缺陷位置及埋深如圖3所示。

圖3　2#階梯層壓結(jié)構(gòu)人工缺陷試塊結(jié)構(gòu)示意

JT1～JT5分別表示試塊的每一個階梯。試塊正視圖下方的數(shù)字表示層壓板鋪層數(shù)及厚度，正視圖上方的數(shù)字表示缺陷的埋深。

(2) 蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)試塊

3#試塊：碳纖維蒙皮紙蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)，試塊尺寸400 mm×400 mm，上下蒙皮均為10層碳纖維單向帶，蜂窩芯高20 mm，人工缺陷為6 mm×6 mm,10 mm×10 mm,15 mm×15 mm的一層聚四氟乙烯薄膜，缺陷位置見圖4。

圖4　3#,4#蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)人工缺陷試塊結(jié)構(gòu)示意

4#試塊：試塊尺寸260 mm×260 mm，人工缺陷為φ10 mm,φ16 mm的去除蜂窩芯和一層聚四氟乙烯薄膜，缺陷位置及鋪層信息見圖4。

3試驗(yàn)結(jié)果

根據(jù)試驗(yàn)所用復(fù)合材料的熱特性，設(shè)定系統(tǒng)采集頻率為47 Hz，完成一次熱圖序列采集的時間為45 s，分別對試塊進(jìn)行分區(qū)檢測，并在熱圖序列中選取成像效果最佳的熱圖作為檢測結(jié)果圖像進(jìn)行分析。

3.1層壓結(jié)構(gòu)試塊檢測結(jié)果

圖5為1#試塊在不同成像時間下，各階梯的原始熱像圖。由圖可見，熱像圖非常清晰地顯示出與試塊中人工缺陷大小、埋深相吻合的灰度變化，即隨缺陷尺寸減小、埋深增大，相同的成像時間下，熱像圖中缺陷輻射亮度逐漸降低。試驗(yàn)中，繼續(xù)延長成像時間至2.0 s時，大小為6 mm×6 mm，埋深為4 mm的缺陷已很難被檢測到。這是由于缺陷太小、埋深太大時，受熱激勵后的輻射亮度很小，與背景輻射亮度相近，紅外傳感裝置難以分辨。通過分析可知，該試驗(yàn)條件下，紅外熱成像檢測系統(tǒng)對碳纖維單向帶層壓結(jié)構(gòu)的最大可檢測缺陷的寬深比大于1.5。

圖5　不同成像時間下，1#試塊各階梯的原始熱像圖

圖6　不同成像時間下，1#試塊各階梯一階微分熱像圖

實(shí)際檢測中，常利用一階微分熱圖(脈沖熱激勵前后溫度差值的自然對數(shù)相對于時間的自然對數(shù)的變化率),剔除機(jī)器等干擾因素，分析材料內(nèi)部的詳細(xì)信息。圖6為1#試塊在不同成像時間下，各階梯的一階微分熱像圖。由圖可見，采用一階微分剔除干擾后，缺陷的輻射亮度明顯提高，便于缺陷信息的分析。對比圖5與圖6也可發(fā)現(xiàn)，采用一階微分后對檢測埋深較大、尺寸較小缺陷的檢測幫助不大。圖7為2#試塊在不同成像時間下的一階微分熱像圖。由圖7可見，當(dāng)缺陷尺寸減小到φ3 mm,φ5 mm時，系統(tǒng)檢測能力主要取決于缺陷埋深，該試驗(yàn)條件下，紅外熱成像檢測系統(tǒng)對碳纖維織物層壓結(jié)構(gòu)的最大可檢測缺陷深度為2.16 mm，最大可檢測缺陷寬深比大于1.38。圖6中2#試塊第一個臺階的熱像圖中多出了一個約φ3 mm的缺陷影像，據(jù)超聲C掃描圖像分析知，該影像的輪廓形狀、大小以及增益量均與試塊中的人工缺陷相似，再結(jié)合試塊現(xiàn)場制作的實(shí)際情況推斷，這可能是由于復(fù)合材料鋪疊過程中加入了多余的聚四氟乙烯膜片所致。

圖7　不同成像時間下，2#試塊各階梯的一階微分熱像圖

3.2蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)試塊檢測結(jié)果

圖8為3#試塊的一階微分熱像圖。由圖8可見，紅外熱成像檢測可很好地檢測蜂窩結(jié)構(gòu)中一定大小的蒙皮脫粘缺陷，且不受試塊表面形狀的影響(如圖8中試塊斜坡區(qū)域蒙皮脫粘缺陷清晰顯現(xiàn))。延長成像時間后，同時檢測出上、下蒙皮膠接處的脫粘缺陷。對比3#號試塊工程圖可知，圖8中未顯現(xiàn)下蒙皮脫粘缺陷，這是由于蜂窩結(jié)構(gòu)成型后，蜂窩格中為一個大氣壓的空氣，空氣為隔熱性缺陷，試塊檢測面受熱激勵后，熱量很難穿過蜂窩芯體傳遞到下蒙皮，因此，下蒙皮脫粘缺陷難以被檢測到。試驗(yàn)中，對3#試塊背面再進(jìn)行檢測，下蒙皮脫粘缺陷便可清楚顯現(xiàn)。

圖8　3#試塊不同分離時間的一階微分熱像圖

圖9為4#試塊的一階微分熱像圖。由圖9可見，紅外熱成像檢測很容易檢測出蜂窩結(jié)構(gòu)中一定大小的去除芯體和蒙皮脫粘缺陷，但不同類型的缺陷在一階微分熱圖中的輻射亮度差異很大，去除芯體缺陷的輻射亮度較大，與試塊本體的輻射亮度相近，而蒙皮脫粘缺陷的輻射亮度很低。此外，熱圖中還出現(xiàn)了兩處微小的黑斑，經(jīng)超聲驗(yàn)證分析知，這是由于試塊成型過程的富膠引起的。

圖9　4#試塊的一階微分熱像圖

4結(jié)論

(1) 紅外熱成像檢測技術(shù)是檢測復(fù)合材料層壓結(jié)構(gòu)和蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)內(nèi)部缺陷的一種可行方法。

(2) 在選定的試驗(yàn)條件下，紅外熱成像檢測系統(tǒng)對碳纖維單向帶層壓結(jié)構(gòu)的最大可檢測缺陷的寬深比大于1.5；對碳纖維織物層壓結(jié)構(gòu)的最小可檢測缺陷為φ3 mm，最大可檢測缺陷深度為2.16 mm，最大可檢測缺陷寬深比大于1.38。

(3) 紅外熱成像檢測系統(tǒng)便攜靈巧、檢測快速、一次檢測面積大、非接觸、無需耦合劑;紅外熱成像檢測技術(shù)是復(fù)合材料制件外場原位檢測的一種有效方法。

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Infrared Thermography for In-situ Nondestructive Testing of Airplane Composite

JI Rui-dong, ZHANG Xu-gang, WANG Jue

(Shenyang Aircraft Industry Group Co., Ltd., Shenyang 110034, China)

Abstract：The infrared thermography (IR-Thermography) inspecting system based on a flash thermography(FT) was applied to the nondestructive testing of a set of composite reference blocks with artificial flaws. As the results showed, the IR-Thermography NDT method is able to provide with a dependable result for the detection of delaminations with stipulated size and depth in laminates, debonds and core crush in honeycomb core sandwich, respectively. Meanwhile, it is proved that the inspection sensitivity and capability is greatly dependant on the depth of defects. Selecting an applicable pumping frequency and time is necessary to acquire a dependable thermal image in practical inspection. It is finally concluded that the IR-Thermography is a high-performance in-situ NDT method of Airplane composite panels.

Key words:Composite; Infrared thermography; In-situ NDT

中圖分類號：TG115.28

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號：1000-6656(2016)01-0013-04

DOI:10.11973/wsjc201601004

作者簡介：紀(jì)瑞東(1968-)，男，碩士，高級工程師，主要從事型號流程管理及技術(shù)管理工作。

收稿日期：2015-06-15