孫浩然，陸銘慧，伏 翔，楊學(xué)菲，朱 穎

(1.南昌航空大學(xué) 無(wú)損檢測(cè)技術(shù)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南昌330063；2.江西省鍋爐壓力容器檢驗(yàn)檢測(cè)研究院，南昌330029)

航空用渦輪盤(pán)是航空發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵部位，長(zhǎng)期承受高溫與高應(yīng)力作用。隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)逐步向高性能、高可靠性、長(zhǎng)壽命、大型化等方向發(fā)展，對(duì)高溫合金渦輪盤(pán)等關(guān)鍵熱端傳動(dòng)部件的要求不斷提高[1]。在嚴(yán)酷復(fù)雜的環(huán)境下，鎳基高溫合金具有抗疲勞、抗蠕變、耐腐蝕、耐氧化等優(yōu)良性能，因而常被用來(lái)作為制造航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤(pán)的材料[2-3]。某航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤(pán)采用一體成型工藝，葉片與葉輪無(wú)法拆卸，在外部對(duì)結(jié)合層進(jìn)行檢測(cè)十分困難，其結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 某航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤(pán)結(jié)構(gòu)示意

針對(duì)雙金屬渦輪盤(pán)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，以及相控陣檢測(cè)孔徑小，能量易分散，聚焦困難等特點(diǎn)，提出了圓柱形凸面相控陣檢測(cè)技術(shù)，采用接觸式機(jī)油耦合，使探頭產(chǎn)生的聲束能從內(nèi)孔聚焦到外結(jié)合層處。針對(duì)凸面相控陣結(jié)構(gòu)的特征，從理論上分析了相控陣聲場(chǎng)的聚焦性能，并根據(jù)聚焦深度求得相控陣各陣元的延時(shí)時(shí)間，設(shè)計(jì)了小孔徑凸面相控陣聚焦法則。在此基礎(chǔ)上，利用CIVA軟件對(duì)相控陣聲場(chǎng)進(jìn)行仿真，以抑制旁瓣、消除柵瓣、中心焦柱能量強(qiáng)為探頭設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)，對(duì)凸面相控陣探頭的參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，根據(jù)優(yōu)化后的參數(shù)制作了8陣元的相控陣探頭，并使用該探頭對(duì)帶有人工缺陷的渦輪盤(pán)試塊進(jìn)行檢測(cè)。檢測(cè)結(jié)果表明，該方法能有效地對(duì)小孔徑大厚度渦輪盤(pán)進(jìn)行孔內(nèi)檢測(cè)。

1 凸面相控陣檢測(cè)原理

采用凸面相控陣對(duì)渦輪盤(pán)進(jìn)行內(nèi)檢測(cè)，探頭通過(guò)機(jī)油耦合與內(nèi)孔表面接觸，其產(chǎn)生的波束覆蓋到渦輪盤(pán)外側(cè)。凸面相控陣的檢測(cè)原理如圖2所示。以同時(shí)激發(fā)16陣元為例，采用相控陣點(diǎn)聚焦的方式，利用延時(shí)依次激發(fā)1～16號(hào)陣元，形成第1個(gè)聚焦點(diǎn)，完成掃描以后，再依次激發(fā)2～17號(hào)陣元，形成第2個(gè)聚焦點(diǎn)。依此類推，直至完成整個(gè)渦輪盤(pán)的電子線掃描[4-5]。

圖2 凸面相控陣檢測(cè)原理示意

郭偉燦等[6]根據(jù)相控陣超聲原理，設(shè)計(jì)了簡(jiǎn)單可行的凸面相控陣延時(shí)聚焦模型(見(jiàn)圖3)，當(dāng)使用聚焦探頭檢測(cè)高溫合金工件時(shí)，在油層與高溫合金中各存在1次聚焦作用，由于聚焦探頭與渦輪盤(pán)直接耦合，故可忽略油層厚度，即探頭至油-渦輪盤(pán)界面的距離為0，若凸面相控陣探頭的聚焦聲束在渦輪盤(pán)的實(shí)際焦點(diǎn)到高溫合金內(nèi)孔表面的距離為x，那么相控陣聚焦探頭所需產(chǎn)生的實(shí)際焦距F可用式(1)表示。

F=x

(1)

相控陣陣元依次激發(fā)后，會(huì)在渦輪盤(pán)中形成一個(gè)曲率半徑為F、圓心為焦點(diǎn)A的凹面新波陣面(見(jiàn)圖3)。若需要求得第m號(hào)陣元的延時(shí)時(shí)間，則只需要計(jì)算出該陣元中心距焦點(diǎn)A的距離，同時(shí)減去F，即可得到第m號(hào)陣元的延遲距離。設(shè)AC長(zhǎng)為L(zhǎng)AC，可根據(jù)式(2)計(jì)算得第m號(hào)陣元的延時(shí)時(shí)間τm。

τm=(LAC-F)/c1=

(2)

式中：c1為超聲在渦輪盤(pán)中的聲速;R為凸面探頭的曲率半徑；qm為第m號(hào)陣元與OA的夾角。

圖3 凸面相控陣延時(shí)聚焦模型

依此類推即可求得該凸面相控陣所有陣元的延時(shí)時(shí)間，形成相控陣延時(shí)聚焦法則，依次激發(fā)陣元直到完成整個(gè)渦輪盤(pán)的電子掃描。

圖4 渦輪盤(pán)凸面相控陣檢測(cè)原理及A掃波形示意

渦輪盤(pán)凸面相控陣檢測(cè)原理及A掃波形如圖4所示，首先凸面相控陣通過(guò)延時(shí)聚焦發(fā)射超聲波，波束經(jīng)油層進(jìn)入渦輪盤(pán)內(nèi)部直至外壁，其次渦輪盤(pán)內(nèi)外壁的脈沖回波經(jīng)過(guò)油層被相控陣陣元接收，最后通過(guò)延時(shí)法則重構(gòu)波形。此時(shí)電子顯示屏上會(huì)出現(xiàn)探頭始波T1、油-渦輪盤(pán)內(nèi)壁結(jié)合層反射波B1以及渦輪盤(pán)外壁輪廓反射波B2。根據(jù)超聲波在單一界面的反射率與透射率可知，若渦輪盤(pán)結(jié)合層處存在脫粘缺陷，在脫粘處聲壓透射率幾乎為0，聲壓反射率近乎100%，此時(shí)在T1與B2中間將出現(xiàn)缺陷反射波B1，以該回波信號(hào)可判定渦輪盤(pán)結(jié)合層質(zhì)量的好壞。

由于該渦輪盤(pán)內(nèi)孔直徑小、檢測(cè)距離較大，油層較厚，耦合時(shí)會(huì)產(chǎn)生多次油-渦輪界面的反射回波，因此采用接觸式檢測(cè)既可以增強(qiáng)透射波能量，同時(shí)界面反射回波幾乎與始波重疊，又可避免多次界面波對(duì)檢測(cè)信號(hào)的干擾。

2 凸面相控陣CIVA聲場(chǎng)仿真

利用CIVA軟件建立φ121 mm×52.5 mm(直徑×壁厚)的渦輪盤(pán)空間仿真模型，使用聲場(chǎng)計(jì)算模塊計(jì)算相控陣探頭在渦輪盤(pán)內(nèi)的超聲聲場(chǎng)，并對(duì)相控陣探頭不同陣元激發(fā)個(gè)數(shù)、不同陣元間距以及頻率進(jìn)行仿真?？紤]到渦輪盤(pán)內(nèi)徑較小，為保證相控陣探頭在渦輪盤(pán)內(nèi)的使用性能，初步設(shè)計(jì)圓柱形凸面相控陣探頭直徑為15 mm，陣元間距為0.5 mm。

2.1 激發(fā)陣元個(gè)數(shù)對(duì)聲場(chǎng)分布的影響

綜合考慮相控陣換能器的橫向分辨率、縱向分辨率與檢測(cè)靈敏度的要求，按照鎳基合金聲速為6 078 m·s-1，換能器半徑為7.5 mm，探頭聚焦深度為52.5 mm來(lái)計(jì)算，要求橫向分辨率約為2 mm，可以計(jì)算出換能器的中心頻率f0，經(jīng)式(3)計(jì)算得到換能器中心頻率約為5.3 MHz。

(3)

式中：c1為聲速；z為探頭聚焦深度;dL為橫向分辨率;a1為探頭直徑。

選取激發(fā)頻率為5 MHz，陣元寬度為0.4 mm，陣元間距為0.5 mm，偏轉(zhuǎn)角度為0°為不變量，將焦點(diǎn)設(shè)置在距內(nèi)孔52.5 mm處，改變相控陣陣元個(gè)數(shù)，分別對(duì)4，8，16，32個(gè)激發(fā)陣元的聲場(chǎng)分布進(jìn)行仿真，其仿真結(jié)果如圖5所示(圖中N為激發(fā)陣元的個(gè)數(shù))。

圖5 不同激發(fā)陣元個(gè)數(shù)的聲場(chǎng)分布(CIVA仿真結(jié)果)

由圖5可知,激發(fā)陣元個(gè)數(shù)越多，相控陣在渦輪盤(pán)內(nèi)的聚焦性能越好，但同時(shí)由于個(gè)數(shù)增多，該內(nèi)孔直徑較小，部分陣元能量無(wú)法偏轉(zhuǎn)到指定焦點(diǎn)處，在主聲束的基礎(chǔ)上產(chǎn)生柵瓣向兩邊擴(kuò)散，呈“個(gè)”字型。由幾何規(guī)律可知，向兩邊擴(kuò)散的超聲信號(hào)行進(jìn)路程與主聲束超聲行進(jìn)的路程相等，這會(huì)導(dǎo)致柵瓣信號(hào)與主聲束信號(hào)疊加并被共同接收。當(dāng)激發(fā)陣元個(gè)數(shù)為32時(shí)，聲束產(chǎn)生嚴(yán)重的柵瓣；當(dāng)激發(fā)陣元個(gè)數(shù)為16時(shí)，產(chǎn)生一定程度的柵瓣；當(dāng)激發(fā)陣元個(gè)數(shù)為4～8個(gè)時(shí)，產(chǎn)生輕微的柵瓣?；跍u輪盤(pán)結(jié)構(gòu)的特殊性，為保證渦輪盤(pán)中不出現(xiàn)嚴(yán)重的旁瓣，宜采用8～16個(gè)激發(fā)陣元，具體選擇時(shí)應(yīng)綜合考慮多種影響因素。

2.2 陣元尺寸對(duì)聲場(chǎng)分布的影響

陣元間距d、陣元長(zhǎng)度L與陣元寬度a統(tǒng)稱為陣元尺寸，在這3個(gè)因素中，影響相控陣聚焦的主要因素是陣元寬度與陣元間距。一般情況下為了盡可能抑制旁瓣，設(shè)計(jì)換能器時(shí)應(yīng)盡量使陣元寬度與陣元間距保持一致。由于渦輪盤(pán)孔徑限制，較大陣元尺寸會(huì)使陣元個(gè)數(shù)受到限制?，F(xiàn)選取4，8，16個(gè)陣元，分別對(duì)a=0.4 mm，d=0.5 mm；a=0.7 mm，d=0.8 mm；a=1.1 mm，d=1.2 mm的3組不同陣元尺寸進(jìn)行聲場(chǎng)仿真，仿真結(jié)果如圖6所示。

從圖6可以看出，隨著陣元尺寸與陣元間距的增大，“個(gè)”字型聲場(chǎng)愈來(lái)愈明顯，而當(dāng)陣元尺寸很小時(shí)，陣元能量不足以在遠(yuǎn)距離實(shí)現(xiàn)聚焦。為保證渦輪盤(pán)中不出現(xiàn)明顯的“個(gè)”型聲場(chǎng)，并且聲速能實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)距離聚焦，宜采用a=0.4 mm，d=0.5 mm的陣元尺寸。在選擇激發(fā)陣元N時(shí)，應(yīng)該考慮渦輪盤(pán)實(shí)際的孔徑大小與聲束在渦輪盤(pán)中的聚焦情況。雖然N=4時(shí)，聲束幾乎不出現(xiàn)旁瓣，但是其聚焦點(diǎn)并未達(dá)到指定點(diǎn)；N=8或N=16時(shí)，超聲波在工件中可以很好地聚焦，但會(huì)產(chǎn)生一定程度旁瓣和柵瓣，因此陣元的選擇需要根據(jù)具體工藝試驗(yàn)來(lái)確定。

圖6 不同激發(fā)陣元個(gè)數(shù)及陣元尺寸的聲場(chǎng)分布(CIVA仿真結(jié)果)

2.3 檢測(cè)頻率對(duì)聲場(chǎng)分布的影響

在設(shè)計(jì)相控陣探頭參數(shù)時(shí)，對(duì)于頻率的選擇十分重要，換能器頻率的大小決定了其檢測(cè)能力的高低。較高的頻率能使檢測(cè)靈敏度增大，聚焦點(diǎn)變小，但同時(shí)超聲波的衰減也將變大，也容易產(chǎn)生柵瓣與旁瓣；較低的頻率能使超聲波傳播得更遠(yuǎn)，但限制了檢測(cè)靈敏度。

現(xiàn)選取陣元寬度為0.4 mm，陣元間距為0.5 mm，長(zhǎng)度為10 mm，偏轉(zhuǎn)角為0°的相控陣參數(shù)對(duì)陣元數(shù)分別為4，8，16的凸面相控陣探頭進(jìn)行仿真，選取焦點(diǎn)位于渦輪盤(pán)深度(由內(nèi)孔向外)為52.5 mm處，分別對(duì)頻率為3.5 MHz，5 MHz，10MHz進(jìn)行聲場(chǎng)仿真，仿真結(jié)果如圖7所示。

從圖7可以看出,選擇激發(fā)頻率為10 MHz時(shí)，可以實(shí)現(xiàn)在指定焦點(diǎn)區(qū)域的聚焦，聚焦效果較好，但是不可避免地出現(xiàn)旁瓣和柵瓣；選擇激發(fā)頻率為3.5 MHz時(shí)，聲束幾乎不擴(kuò)散，只產(chǎn)生輕微的旁瓣，但聚焦能力較差，無(wú)法在預(yù)定焦點(diǎn)處實(shí)現(xiàn)聲束聚焦；選擇激發(fā)頻率為5 MHz時(shí)，也會(huì)產(chǎn)生一定程度的旁瓣，激發(fā)陣元越多，產(chǎn)生的旁瓣越嚴(yán)重，但該頻率能實(shí)現(xiàn)聲束在指定焦點(diǎn)處的聚焦，并且產(chǎn)生的聲束擴(kuò)展相較于激發(fā)頻率為10 MHz時(shí)的較小。因此，應(yīng)該綜合考慮探頭的聚焦能力、分辨力與超聲波衰減情況等因素來(lái)設(shè)計(jì)探頭參數(shù)，在保持良好的探頭分辨力前提下，適當(dāng)增加陣元個(gè)數(shù)提高探頭的聚焦性能。

3 凸面相控陣缺陷響應(yīng)

根據(jù)上述對(duì)凸面相控陣探頭的聲場(chǎng)分析與優(yōu)化，為滿足孔直徑為16 mm,厚度為52.5 mm的航空渦輪盤(pán)結(jié)合層的檢測(cè)要求，選擇陣元個(gè)數(shù)為8，陣元尺寸a為0.4 mm，d為0.5 mm。根據(jù)1 mm標(biāo)準(zhǔn)當(dāng)量以上缺陷的分辨率要求，結(jié)合聲場(chǎng)仿真結(jié)果，選取激發(fā)頻率為5 MHz?，F(xiàn)通過(guò)CIVA軟件對(duì)該渦輪盤(pán)缺陷響應(yīng)進(jìn)行模擬仿真，在結(jié)合層處預(yù)制了位于外輪廓的直徑為1 mm平底孔缺陷。仿真缺陷響應(yīng)結(jié)果如圖8所示。

4 檢測(cè)結(jié)果及分析

4.1 超聲激勵(lì)接收系統(tǒng)

試驗(yàn)設(shè)備為SUPOR-32P型超聲檢測(cè)成像儀，相控陣探頭經(jīng)委托汕頭超聲儀器研究所進(jìn)行制造，最終得到如圖9所示的專用凸面相控陣換能器。

圖7 不同檢測(cè)頻率及陣元數(shù)的聲場(chǎng)分布(CIVA仿真結(jié)果)

圖8 CIVA仿真缺陷響應(yīng)結(jié)果

圖9 專用凸面相控陣換能器實(shí)物

4.2 檢測(cè)試塊制作

由于整體渦輪盤(pán)形狀特殊，為了驗(yàn)證提出方法的可靠性，需要設(shè)計(jì)與渦輪盤(pán)幾何結(jié)構(gòu)一致的人工試塊。文章采用聲阻抗與其相似的優(yōu)質(zhì)碳素鋼45鋼，制作與渦輪盤(pán)同等尺寸的圓盤(pán)，圓盤(pán)厚度為40 mm，在其中心制作直徑為16 mm的孔，用以驗(yàn)證檢測(cè)可行性。

經(jīng)測(cè)量45鋼中縱波聲速約為5 910 m·s-1，橫波聲速約為3 200 m·s-1，由于檢測(cè)重點(diǎn)在渦輪盤(pán)擴(kuò)散焊結(jié)合層處，因此在制作圓盤(pán)試塊時(shí)，于距中心孔位置52.5 mm處預(yù)埋不同尺寸的平底孔缺陷來(lái)模擬渦輪盤(pán)擴(kuò)散焊結(jié)合層的脫粘缺陷(見(jiàn)圖10)，缺陷參數(shù)如表1所示。采用經(jīng)葉片往中心孔方向打孔的方式分別制作直徑為0.5，1，2 mm的平底孔，并用固化劑將孔洞塞住。

圖10 渦輪盤(pán)試塊預(yù)埋缺陷位置示意

表1 預(yù)埋缺陷參數(shù) mm

4.3 試驗(yàn)結(jié)果

設(shè)置相控陣超聲設(shè)備的基本參數(shù)后，采用扇掃的方式對(duì)渦輪盤(pán)試塊的預(yù)埋缺陷進(jìn)行掃查， 確定檢測(cè)靈敏度。3個(gè)缺陷的掃查結(jié)果如圖11所示。由扇掃圖像及對(duì)應(yīng)的A掃圖像可以看出，在結(jié)合層處存在缺陷時(shí)，外輪廓界面反射回波相較正常處有所降低，且缺陷越大，結(jié)合層處反射回的超聲波能量就會(huì)越大，其缺陷波幅值就會(huì)越高。從圖11可以直觀地看出，預(yù)埋的缺陷均能夠顯示出來(lái)，但缺陷信號(hào)幅值不高，很容易與噪聲相混淆，在實(shí)際檢測(cè)中可能會(huì)有遺漏。檢測(cè)到缺陷的位置與實(shí)際位置相一致，驗(yàn)證了探頭的檢測(cè)能力與系統(tǒng)的可靠性。

圖11 3個(gè)缺陷的相控陣超聲檢測(cè)結(jié)果(扇掃及A掃)

5 結(jié)論

(1) 對(duì)于內(nèi)徑約為15 mm，外徑為121 mm，檢測(cè)深度為52.5 mm的航空用渦輪盤(pán)，宜采用8個(gè)激發(fā)陣元的凸面相控陣檢測(cè)探頭進(jìn)行檢測(cè)，選擇合適的相控陣參數(shù)，能夠有效地抑制聲束擴(kuò)散，在渦輪盤(pán)中獲得較好的聚焦效果。

(2)對(duì)于提出的凸面相控陣技術(shù)，大尺寸大間距相控陣參數(shù)對(duì)檢測(cè)結(jié)果有一定干擾，采用合適的相控陣參數(shù)能夠較為準(zhǔn)確地檢測(cè)出渦輪盤(pán)內(nèi)缺陷的位置信息。

(3) 設(shè)計(jì)的凸面相控陣超聲探頭能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)小孔徑遠(yuǎn)距離的聚焦，聚焦效果良好，檢測(cè)精度可達(dá)到1 mm平底孔當(dāng)量。