習小文，蘇清風，袁雅妮，江海軍，陳 力，魏益兵

〈紅外應用〉

超聲紅外熱成像技術(shù)在航空發(fā)動機葉片裂紋的對比研究

習小文1，蘇清風1，袁雅妮1，江海軍2，陳 力2，魏益兵2

（1. 中國南方航空工業(yè)有限公司，湖南 株洲 412002；2. 南京諾威爾光電系統(tǒng)有限公司，江蘇 南京 210046）

由于航空發(fā)動機葉片具有復雜的曲面結(jié)構(gòu)，對服役過程中形成的微小裂紋檢測帶來了困難，文中采用超聲紅外熱成像技術(shù)對航空發(fā)動機葉片裂紋實施檢測，開展了超聲紅外熱成像技術(shù)研究，搭建了超聲紅外熱成像實驗平臺，并對實際服役過程中產(chǎn)生裂紋的航空發(fā)動機工作葉片進行檢測。超聲紅外熱成像結(jié)果與滲透檢測、金相檢測進行了對比；實驗結(jié)果表明，對于該航空發(fā)動機工作葉片，超聲紅外熱成像技術(shù)可以檢測出2個裂紋缺陷、1個開口缺陷，采用滲透檢測僅檢測出1個裂紋缺陷，采用金相顯微鏡檢測發(fā)現(xiàn)2個裂紋缺陷，寬度分別約為15mm、0.5mm，與超聲紅外熱成像檢測結(jié)果一致。對比結(jié)果表明超聲紅外熱成像技術(shù)可以有效檢測出航空發(fā)動機復雜曲面的葉片裂紋缺陷。

超聲紅外熱成像；滲透檢測；金相檢測；裂紋檢測

0 引言

航空發(fā)動機是航空飛行器中的核心部分，它的機械結(jié)構(gòu)異常復雜，其可以產(chǎn)生足夠動力支持航空飛行器的正常運行。航空發(fā)動機的正常運轉(zhuǎn)將直接決定航空飛行器的可靠性和安全性，影響了航空飛行器的飛行安全[1-2]。航空發(fā)動機葉片正常工作對整個航空飛行器的飛行安全非常關(guān)鍵，在生產(chǎn)和服役過程中一直都需要對其進行檢測和監(jiān)測。作為航空發(fā)動機的重要組成部分，航空發(fā)動機長期在高溫、高壓、缺氧的惡劣環(huán)境下，在高頻率振動、高溫、高壓的共同作用下，發(fā)動機葉片的結(jié)構(gòu)強度和振動問題比較明顯，容易導致葉片出現(xiàn)裂紋甚至是斷裂情況。葉片裂紋根據(jù)斷裂力學理論，處于擴展區(qū)域的裂紋將呈現(xiàn)指數(shù)形式的擴展，微小裂紋的危害將很快顯現(xiàn)出來[3]。因此針對航空發(fā)動機的葉片檢測顯得尤為重要，不僅可以對葉片裂紋的狀態(tài)進行判斷，也可以對航空發(fā)動機的安全進行評估[4]。

目前對航空發(fā)動機葉片裂紋的檢測主要為兩大類：破壞性檢測方法和非破壞性檢測方法。破壞性檢測方法是指通過破壞葉片樣品進行微晶分析；非破壞性方法是指采用無損檢測方式對葉片樣品進行檢測，不破壞葉片表面結(jié)構(gòu)，采用常見的物理或者化學方法對葉片進行無損檢測，敲擊法、磁粉檢測、孔探儀、滲透檢測、超聲檢測等[5-9]。敲擊法對發(fā)動機葉片進行敲擊，根據(jù)聲音判斷葉片是否存在裂紋，但該方式需要豐富的經(jīng)驗，并且容易誤判或者漏檢；磁粉檢測根據(jù)試件表面磁力線局部異常產(chǎn)生磁場吸附磁粉，在特殊光照下形成磁痕從而檢測出缺陷，但該檢測方式需要消磁和清理檢測區(qū)域，響應速度慢、檢測效率低；滲透檢測主要采用熒光等滲透劑噴灑在試件表面，通過紫外燈檢測出樣品表面裂紋，滲透檢測過程中不僅需要噴灑熒光劑，還需要同時施加顯影劑；磁粉檢測過程中需要消磁和清理被測區(qū)域，響應速度慢、耗時長、不適合現(xiàn)場批量檢測[5-7]。超聲檢測利用超聲波在試件內(nèi)部傳播，遇到聲阻抗不同的界面發(fā)生反射、折射，對接收到的反射波進行分析來檢測缺陷，但對于葉片類異形曲面結(jié)構(gòu)，由于超聲波在試件內(nèi)部傳播異常復雜，難以有效把握超聲波傳播規(guī)律，因而難于應用到實際檢測中[10]。

超聲紅外熱成像技術(shù)作為一種新型的紅外檢測技術(shù)，結(jié)合了超聲激勵和紅外熱成像技術(shù)，采用主動熱激勵方式對試件內(nèi)部進行熱激勵[11-12]，；超聲激勵為體加熱方式，相對于脈沖紅外熱成像技術(shù)的面加熱方式，體加熱方式可以多維度區(qū)域加熱，同時超聲激勵屬于選擇性激勵，僅在缺陷區(qū)域產(chǎn)生溫升，非缺陷區(qū)域不產(chǎn)生溫升，能更有效避免周圍熱波信號的干擾，從而超聲激勵方式能更有效地檢測試件內(nèi)微小裂紋[13-14]。目前在西方先進工業(yè)國家已經(jīng)成功地應用在航天航空領域的關(guān)鍵金屬部件的裂紋缺陷檢測[15-16]，如發(fā)動機的葉片等。

1 基本原理

該技術(shù)主要是利用高功率超聲波作為熱激勵源，超聲波在試件內(nèi)部傳播引起內(nèi)部裂紋摩擦生熱、塑性變形、熱彈效應等產(chǎn)生熱量而引起試件缺陷區(qū)域局部溫升，局部溫升由于三維熱擴散效應，溫升區(qū)域熱量從缺陷區(qū)域傳遞到試件表面，通過紅外熱像儀采集試件表面連續(xù)變化的溫度信息，超聲紅外熱成像技術(shù)原理示意圖如圖1所示，主要包括紅外熱像儀、超聲激勵裝置、圖像處理和控制系統(tǒng)。最終根據(jù)采集到試件表面溫度信號可以分析出試件內(nèi)部缺陷的信息，從而可以實現(xiàn)試件內(nèi)部缺陷信息的檢測。

圖1 超聲紅外熱成像技術(shù)原理示意圖

與其他激勵方式紅外熱成像技術(shù)相比，超聲激勵紅外熱成像技術(shù)具有如下特點：一是超聲激勵不需要考慮熱激勵均勻性，屬于選擇性激勵方式，僅對裂紋缺陷區(qū)域產(chǎn)生溫升，對非缺陷區(qū)域基本不產(chǎn)生溫升；二是對復雜形狀的試件依然可以取得較好的檢測效果，不需要試件表面基本處于同一平面；三是超聲激勵屬于試件內(nèi)部激勵，相對于表面激勵方式，熱波傳遞到試件表面時間更短，更適合于檢測出內(nèi)部微小裂紋。

超聲紅外熱成像技術(shù)對于航空發(fā)動機葉片內(nèi)部裂紋比較有效，特別是對于葉片微小裂紋，裂紋更容易在超聲激勵作用下摩擦發(fā)熱，由于三維熱擴散，發(fā)熱區(qū)域比實際裂紋區(qū)域要大，這將有助于微小裂紋的檢測，而這種內(nèi)部微小裂紋用其他方法難于有效檢測。

2 實驗驗證

2.1 實驗平臺系統(tǒng)

超聲紅外熱成像實驗平臺系統(tǒng)實物如圖2所示，系統(tǒng)主要由超聲激勵源、超聲發(fā)射器、超聲槍、信號發(fā)生器、紅外熱像儀、結(jié)構(gòu)支架、激光測振儀、計算機等組成。其中超聲激勵源包括超聲驅(qū)動器、超聲換能器及變幅桿等。激光測振儀主要用于測量試件表面振動信號，用于表征超聲信號是否正常耦合進試件，信號發(fā)生器主要用于確保超聲激勵和紅外熱像儀采集之間的同步，以利于紅外圖像信號的處理和分析。紅外熱像儀正對航空發(fā)動機葉片試件，確保試件在紅外熱像儀視場中央，采集圖像過程中不能移動葉片試件。計算機系統(tǒng)主要用于控制預緊力大小、熱像儀采集時間、超聲激勵與采集同步、紅外圖像處理。

圖2 超聲紅外熱成像技術(shù)實驗平臺

為了保證超聲波能有效耦合進試件，需要超聲槍頭壓在試件上，同時施加一定的預緊力，預緊力的大小需要通過壓力傳感器實時測量，從而能負反饋控制預緊力的大小。

超聲槍的激勵頻率為20kHz，激勵功率為800W，超聲激勵時間可設為200ms～10s，預緊力可設為0～2000N，紅外熱像儀為FLIR公司生產(chǎn)的FLIR SC3000制冷熱像儀，等效噪聲溫差（noise equivalent temperature difference, NETD）低于20mK，探測波長范圍8～9mm，分辨率為320×240，采集幀頻50Hz。

2.2 航空發(fā)動機葉片

航空發(fā)動機葉片分為工作葉片和導向葉片，工作葉片稱為轉(zhuǎn)子葉片，導向葉片稱為靜子葉片，工作葉片位于導向葉片后方位置，如圖3所示。工作葉片需要承受較大的氣流速度，因而工作葉片葉身厚，沿著葉高的截面變化相對明顯，葉尖部分常常帶有特殊構(gòu)造，采用耐高溫的鎳基合金，在高溫下有高的抗氧化和抗熱腐蝕的能力，工作葉片的異形構(gòu)造特性和表面涂層給實際檢測帶來了很大困難。

圖3 航空發(fā)動機工作葉片光學圖像

3 實驗結(jié)果對比

為了驗證超聲紅外熱成像檢測效果，開展對比研究，分別采用滲透檢測和金相技術(shù)對試件進行檢測。

3.1 超聲紅外熱成像結(jié)果

采用超聲紅外熱成像技術(shù)對航空發(fā)動機工作葉片進行檢測，實驗中參數(shù)設置如下：超聲激勵時間設置為600ms，超聲激勵預緊力設置為200N，幅值輸出設置100%，采集頻率為50Hz，采集時間3s，采集幀數(shù)為150幀。選取采集序列中的6幀圖像，如圖4所示，0s時刻為超聲激勵前圖像，是采集前背景圖像，圖4中可以看出，缺陷從無到有、從逐漸變亮到逐漸變暗的過程，在超聲激勵過程中由于缺陷區(qū)域摩擦生熱導致溫度升高，超聲激勵結(jié)束后通過熱傳導效應傳熱至試件表面，熱傳導過程中會向三維方向擴散，熱波在傳播中會逐漸衰減，物理表現(xiàn)出熱波強度逐漸減小、熱波面積逐漸增大；在紅外圖像中表現(xiàn)出亮斑區(qū)域逐漸擴大并逐漸消失的過程。

圖4 超聲紅外熱成像不同時刻檢測圖像

超聲激勵前背景圖像為溫度平衡基本處于穩(wěn)態(tài)的過程，葉片表面溫度基本一致，看不出缺陷信息，超聲激勵后有缺陷區(qū)域開始溫升，0.5s時刻亮斑區(qū)域較小，0.86s時刻亮斑區(qū)域增大，1.2s時刻亮斑區(qū)域增至最大，之后時刻亮斑區(qū)域強度逐漸變暗至消失。

從不同時刻檢測到的序列圖像中可以看出，該航空發(fā)動機工作葉片存在3個缺陷區(qū)域，提取3個缺陷區(qū)域的信息，得到缺陷標注圖像，3個缺陷區(qū)域分別為①、②、③號缺陷，如圖5所示。

圖5 超聲紅外熱成像檢測缺陷標注圖像

3.2 滲透檢測結(jié)果

滲透檢測是將一種熒光的滲透涂覆劑涂在試件表面，在毛細管現(xiàn)象的作用下，熒光滲透劑滲入表面開口的缺陷區(qū)域；然后去除試件表面多余的熒光滲透液；最后在試件表面噴上一層顯像劑，同樣在毛細管作用下，顯像劑將缺陷區(qū)域的熒光滲透液回滲到顯像劑中，在一定的光源下熒光滲透痕跡被顯示，從而檢測出缺陷，但滲透檢測只能用于檢測致密性試件且只能檢測表面開口裂紋。

滲透檢測結(jié)果如圖6所示，在葉片進氣靠近葉尖位置看到1處裂紋，裂紋長度約1.5mm，對應于超聲紅外熱成像檢測結(jié)果的缺陷①。

圖6 滲透檢測結(jié)果

3.3 金相檢測結(jié)果

為了驗證超聲紅外熱成像技術(shù)檢測到的3個缺陷具體信息，采用金相顯微鏡對缺陷區(qū)域進行放大顯示。

缺陷①金相顯微鏡放大圖像結(jié)果如圖7所示，圖7(a)顯示的是98′放大圖像，圖7(b)顯示的是1000′放大圖像，從兩個放大倍數(shù)的顯微圖像中都可以明顯看到有裂紋，從圖7(b)中可以測量得到裂紋的寬度大致為15mm。

圖7 缺陷①金相顯微鏡放大圖像

缺陷②金相顯微鏡放大圖像結(jié)果如圖8所示，圖8(a)顯示的是98′放大圖像，圖8(b)顯示的是5000′放大圖像，圖8(a)顯微圖像中無法看到缺陷裂紋圖像，從圖8(b)顯微圖像像中可以明顯看到有一裂紋缺陷，從圖8(b)中可以測量得到裂紋的寬度大致為0.5mm。

圖8 缺陷②金相顯微鏡放大圖像

從可見光圖像可以看到缺陷③為開口缺陷，如圖9所示。

圖9 缺陷③光學圖像

3.4 結(jié)果對比分析

對于圖3所示的航空發(fā)動機工作葉片，超聲紅外熱成像技術(shù)檢測出了3個缺陷，缺陷編號分別是①、②、③，采用滲透檢測，以熒光劑作為滲透液，僅檢測出缺陷編號①的一處缺陷，采用金相顯微鏡對缺陷編號為①、②的缺陷放大，可以很清晰看到缺陷①處裂紋寬度約為15mm，缺陷②處裂紋寬度約為0.5mm，缺陷③從可見光圖像觀察可以明顯看到有一開口缺陷。對于滲透檢測的最小寬度裂紋，在理想情況下，側(cè)壁絕對光滑、長寬比大于1、深寬比大于1的開口裂紋，理論上可以檢測出0.1mm寬度的缺陷裂紋。由于實際裂紋與理論上的裂紋存在差異，實際上的裂紋不會是理想中筆直的形狀，且實際檢測過程中存在外界條件、滲透液物理性能、滲透液化學性能、著色強度等干擾因素，因而采用滲透檢測無法檢測出約為0.5mm寬度的缺陷②裂紋缺陷，但可檢測出約為15mm寬度缺陷①裂紋缺陷。對于超聲紅外熱成像技術(shù)，由于缺陷②相比于缺陷①，裂紋缺陷寬度更窄，在20kHz超聲頻率激勵下，缺陷②摩擦振動的幅度比缺陷①摩擦振動的幅度更大，因而缺陷②局部溫升比缺陷①局部溫升高；缺陷③為開口缺陷，開口處的不平整區(qū)域?qū)е略诔暭钕碌哪Σ辽鸁岬刃a(chǎn)生局部溫升。

4 結(jié)語

本文基于超聲紅外熱成像技術(shù)對航空發(fā)動機葉片進行檢測，該技術(shù)結(jié)合了超聲激勵技術(shù)與紅外熱像技術(shù)的優(yōu)勢，對試件表面的形狀、粉塵及污染等不敏感。通過搭建的超聲紅外熱成像實驗平臺檢測了服役過程中產(chǎn)生裂紋的航空發(fā)動機葉片，實驗結(jié)果表明，采用超聲紅外熱成像技術(shù)可有效發(fā)現(xiàn)寬度約為0.5mm的微小裂紋，滲透檢測無法有效發(fā)現(xiàn)該微小裂紋。說明該技術(shù)在裂紋缺陷檢測中有特殊的應用優(yōu)勢。

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Comparative Study of Using Ultrasonic Infrared Thermography for Detecting Aeroengine Blade Cracks

XI Xiaowen1，SU Qingfeng1，YUAN Yanni1，JIANG Haijun2，CHEN Li2，WEI Yibing2

(1..,412002,; 2.,210046,)

Owing to the complex curved surface structure of aeroengine blades, it is difficult to detect tiny cracks formed during servicing. In this study, ultrasonic infrared thermography technology was used to detect the blade cracks of an aero engine. Ultrasonic infrared thermal imaging technology was studied, and an experimental platform for ultrasonic infrared thermal imaging was built. In addition, the working blade of an aero engine with cracks arising from actual servicing was detected. The results of ultrasonic infrared thermography were compared with those of osmotic detection and metallographic detection. Experimental results show that in the working blade of the aero engine, ultrasonic infrared thermography technology detected two crack defects and one opening defect, whereas only one crack defect is detected by penetrant testing and two crack defects are detected by a metallographic microscope.The widths are approximately 15mm and 0.5mm, respectively, which are consistent with the detection results of ultrasonic infrared thermography. The results show that ultrasonic infrared thermography technology can effectively detect crack defects in aeroengine blades with complex curved surfaces.

ultrasonic thermography, penetrant testing, metallographic inspectio, crack detection

TG115.28

A

1001-8891(2021)02-0186-06

2020-08-07；

2020-08-10.

習小文（1990-），男，碩士，工程師，主要從事無損檢測技術(shù)研究。

江海軍（1988-），男，碩士，研發(fā)工程師，主要從事紅外無損檢測技術(shù)研究。E-mail：hjiang@novelteq.com。