飛機復合材料紅外熱成像檢測技術的研究

陳名華，楊小林，涂明武，郭孝歡

（空軍第一航空學院，河南 信陽 464000）

0 引言

復合材料具有質量輕，比強度和比剛度大，可設計性強，且耐腐蝕、抗疲勞等、易加工成型等優點，而廣泛應用到飛機的設計和制造中如： 飛機的雷達罩和尾翼、直升機的各種整流罩，無人機的機翼和機身等。由于復合材料對沖擊較敏感，在訓練和維護過程中易因異物撞擊而發生損傷，嚴重影響復合材料的機械性能和完整性，給飛機帶來了嚴重的安全隱患，因此，經常對飛機復合材料構件進行無損檢測成為了保障飛機飛行安全必不可少的環節。目前復合材料無損檢測技術有很多如： 超聲波、X 射線、聲發射、紅外熱波和激光散斑等，其中，紅外熱成像技術具有快速，觀測面積大，直觀易懂，準確、非接觸、無污染，可原位檢測等優點，得到了廣泛研究，成為了飛機復合材料損傷檢測的主要發展方向之一。

1 基本原理與分類

紅外熱波無損檢測的基本原理是利用被檢物的不連續性缺陷對熱傳導性能的影響，使得物體表面溫度不一致，即物體表面的局部區域產生溫度梯度，導致物體表面紅外輻射能力發生差異，借助紅外熱像儀探測被檢物的輻射分布，通過形成的熱像圖序列就可推斷出內部缺陷情況。具體檢測方法分為以下兩種： ①有源紅外檢測法又稱主動紅外檢測法，其特征是利用外部能源，向被檢測工件注入熱量，再借助檢測設備進行檢測的方法；②無源紅外檢測法又稱被動紅外檢測法，其特征是，無外加熱源，利用工件本身熱輻射的一種測量方法。而有源紅外檢測法還可細分為： 脈沖紅外熱成像技術、鎖像紅外熱成像技術和超聲紅外熱成像技術等，它們施加的能源分別為： 脈沖式熱源、周期性熱源和低頻超聲脈沖波[1]。其中脈沖熱源發展比較成熟，是本文研究采用的主要熱源。

2 紅外熱成像試驗

2.1 試樣制備

本文設計制作了材料為T300／QY8911 的層合板標準試塊。試塊標準及結構為35 層層合板結構，每層厚0.12mm，試塊的形狀及尺寸如圖1、2 所示。在 （300×180）mm 的層合板上，沿長度方向挖出3 行直徑分別為19mm、13mm、10mm 的圓柱形平底孔，每行5 孔，共15 孔。每列孔的鉆孔深度相同，自左至右分別為3.6mm（30 層）、3.0mm（25 層）、2.4mm（20 層）、2.04mm（17層）、0.96mm （8 層）。將標準試塊無人工孔一面正對紅外熱像儀進行損傷測量，具體如圖1、2 所示。

圖1 含人工平底孔層合板外形圖Fig.1 T he drawing of laminated board included man-made holes

圖2 含人工平底孔層合板標準試塊尺寸簡圖Fig.2 T he structure chart of laminated board included manmade holes

2.2 紅外熱像檢測工藝

采用ThermoVision A40 型紅外熱像儀，熱像儀的成像距離固定，焦距為300mm，熱源為脈沖氙燈，采用雙燈頭平行布置方式，脈沖單燈功率為3000J，離工件距離為280mm。測試時，采用連續加熱方式，加熱時間為5～10s，采集頻率為50Hz，分別對預制平底孔層合板試件和某無人機蜂窩復合材料板材進行檢測。

2.3 層壓板復合材料檢測結果分析

脈沖加熱后得到不同時刻典型的熱圖像（熱波序列圖），如圖3 所示，圖中亮斑對應為平底孔缺陷，因為試件吸收閃光燈的能量后，能量逐漸向深層傳播，當遇到平底孔時，由于空氣的熱導率比碳纖維復合材料低，因此熱波在此反射較大，使得試件表面對應的部位溫度相對較高，在熱圖中就顯現出白色亮斑，并且隨時間延長，從3s 到12s，不同深度的平底孔依次顯現。從熱波序列圖可以看出： ①平底孔離檢測表面越近，則缺陷最先顯現；②平底孔直徑越大，其亮度也越大，持續的時間也越長；③平底孔達到一定深度后，不能被紅外熱波檢測。這也說明，通過對紅外熱波檢測，可以對平底孔缺陷進行定量分析，其深度與時間有關，其面積與亮斑大小一致[2]。

圖3 含人工平底孔層合板標準試塊熱波序列圖Fig.3 The thermal wave sequence imaging of laminated board included man-made holes

文獻資料表明： 紅外檢測時，不同缺陷的深度的平方與缺陷顯現的時間成正比（其比例系數與被測材料的熱傳導性、密度和比熱容有關），因此可利用試驗曲線判定缺陷埋藏深度和缺陷類型。對于面積的測量，必須知道紅外熱圖像上每一像素點代表的實際面積，可先計算出顯示圖像坐標與實際檢測面積之間的比例關系，再通過計算機編制算法，計算具體缺陷面積[3]。

當然，由于熱傳導的三維效應、缺陷的邊界效應和操作人員的判斷等對測量結果都有影響。因此缺陷深度和面積的測量值和真實值之間可能存在較大的誤差。在實際應用中可以根據檢測物的材料和缺陷形式、設計出含各種缺陷的精細的標準試件，在實際檢測中，通過與標準試件比對得到更準確的定量分析結果。

2.4 復合材料蜂窩結構檢測結果分析

研究表明，紅外熱成像技術還能有效地檢測出復合材料蜂窩結構中存在的主要缺陷（如：蜂窩與面板脫粘和蜂窩積水），我們對某無人機的機身玻璃鋼蜂窩結構進行了紅外檢測，檢測結果見圖4、圖5，由圖可知，在正常區域，其蜂窩輪廓清晰，而不顯示蜂窩輪廓區域，表明缺陷存在。一般來講，玻璃鋼層壓板、水（油）、空氣的熱導率是依次減小的，對于分層和脫粘而言，由于空氣存在，其傳熱慢于玻璃鋼或膠粘劑，使得相應試樣表面溫度高于周圍，出現亮斑；對于蜂窩積水（油）而言，其傳熱快于蜂窩中的空氣，使得相應區域表面溫度低于周圍，在熱像圖上顯示為黑斑。在圖4 中，熱像圖上出現白色亮斑，說明此處存在分層或脫膠缺陷；在圖5 中，熱像圖上出現幾塊黑色斑區、說明黑斑區存在積水或積油，而對于蜂窩積油和積水的判斷，可以通過分別設計含蜂窩積油和積水的標準試件，進行熱像圖對比而進一步區分開來[4]。

圖4 含分層缺陷的蜂窩復合材料Fig.4 the thermal imaging of honeycomb composites included delamination

圖5 含蜂窩積水 （油） 蜂窩復合材料Fig.5 the thermal imaging of honeycomb composites included water in honeycomb

3 結論

實踐表明，紅外熱成像無損檢測技術可廣泛應用于飛機復合材料層壓板和蜂窩結構的損傷檢測中，它不僅能夠檢測分層和脫粘，還能檢測蜂窩積水 （油）、蜂窩塌陷等損傷，不僅能進行定性分析，還可進行深度和面積等定量分析，因此該技術發展前景廣泛，不僅能夠用于航空復合材料的無損檢測，也可用于其他軍事裝備復合材料的無損探傷，還可應用于民用復合材料的檢測維修中。

[1] 張小川，金萬平，李艷紅，等. 玻璃鋼平底洞缺陷試件紅外熱波檢測方法[J].激光與紅外，2006，1.

[2] 楊小林，馬虎，江濤. 復合材料結構可視化檢測中的損傷面積測量[J].航空維修與工程，2008，5.

[3] 王焰，張煒，楊正偉，等. 玻璃纖維復合材料分層缺陷的紅外熱波檢測[J].無損檢測，2010，11.

[4] 楊小林，代永朝，李艷紅，等.紅外熱波技術在飛機復合材料無損傷檢測中的應用[J].無損檢測，2007，4.