空間無損檢測技術(shù)評述

劉 慧，劉戰(zhàn)捷

（北京衛(wèi)星制造廠，北京 100094）

0 引言

1965年蘇聯(lián)第一顆人造衛(wèi)星發(fā)射成功，人類進(jìn)入航天飛行器發(fā)展的新時代。隨著航天飛行器的不斷發(fā)展，特別是空間站等長期在軌載人飛行器的投入使用，如何在運(yùn)行期間確保飛行器安全性和可靠性受到人們極大關(guān)注，并開始探索如何在空間實(shí)施航天器的無損檢測（nondestructive evaluation,NDE）。NASA 曾對國際空間站（ISS）的在軌無損檢測進(jìn)行定義，認(rèn)為無損檢測廣義上包含對任何異常情況的檢測，故泄漏傳感器、振動傳感器、污染檢測器甚至原子氧作用檢測傳感器都屬無損檢測設(shè)備；而狹義的無損檢測技術(shù)則僅包括對材料缺陷的探測[1]。本文將主要針對空間環(huán)境下，對航天器材料損傷和修復(fù)生產(chǎn)的工藝缺陷可采用的無損檢 測技術(shù)進(jìn)行論述。

受空間失重條件及火箭載荷的限制，空間環(huán)境下實(shí)施無損檢測的要求與地面檢測不同。在微重力條件下，人的方向感喪失、力感復(fù)雜，特別是當(dāng)操作需要精確導(dǎo)向時，操作和結(jié)果反饋可能產(chǎn)生混亂。因此，對需要航天員手動操作的檢測工作，必須盡可能實(shí)現(xiàn)自動化、簡易化。無論是艙內(nèi)還是艙外的操作，從安全性考慮檢測設(shè)備都需要具有低輻射、無尖銳邊角、低放熱、低放電危險等特性；為降低發(fā)射載荷，需要設(shè)備體積小、重量輕、位置適用性好；從操控性上，需要檢測設(shè)備能夠單手操控，無須進(jìn)行復(fù)雜操作培訓(xùn)，無須系統(tǒng)校準(zhǔn)，檢測結(jié)果直觀易于判斷等。為此，各航天機(jī)構(gòu)進(jìn)行了專門的研究和開發(fā)，為執(zhí)行不同航天任務(wù)的飛行器配備相應(yīng)的在軌運(yùn)行狀態(tài)下適用的無損檢測技術(shù)和設(shè)備，以保證空間飛行器的安全、可靠運(yùn)行[2-3]。

1 空間無損檢測的發(fā)展

20世紀(jì)80年代，NASA 針對其空間站項(xiàng)目開展了空間無損檢測技術(shù)的研究，并成立了專門的工作機(jī)構(gòu)，對在軌無損檢測需求進(jìn)行分析，根據(jù)空間站質(zhì)量機(jī)構(gòu)提出的要求制定解決方案[1]。有人將航天系統(tǒng)中無損檢測的應(yīng)用范圍劃分為制造過程及結(jié)構(gòu)完整性檢測、健康監(jiān)測和空間使用維護(hù)3 個方面，其中健康監(jiān)測采用嵌入的智能傳感器和傳感結(jié)構(gòu)對飛行器的飛行前和在軌狀態(tài)進(jìn)行監(jiān)控；空間使用維護(hù)是采用無損檢測技術(shù)為在軌損傷修復(fù)、部件更換以及空間建造的過程提供檢測，需要檢測設(shè)備具有低能耗、高可靠性、小型化以及專用性等特點(diǎn)[3]。

1993年，NASA 的空間技術(shù)相關(guān)組織（Space Technology Interdependency Group,STIG）年會上提出“空間建造、修復(fù)和維護(hù)應(yīng)急工具箱”的概念，該項(xiàng)目計(jì)劃向空間的艙內(nèi)活動（intra-vehicular activity,IVA）和艙外活動（extra-vehicular activity,EVA）提供焊接、切割、噴涂、加熱和清除操作的工具以及對應(yīng)的無損檢測技術(shù)和設(shè)備，同時為哈勃望遠(yuǎn)鏡計(jì)劃、長期軌道飛行器、空間站以及載人登月、火星計(jì)劃做好充分準(zhǔn)備。對于材料缺陷的檢測，提出采用電磁學(xué)、超聲、射線和光學(xué)的方法，其中超聲方法包括有接觸和非接觸2 類，采用壓電傳感器或電磁超聲傳感器接收信號；光學(xué)方法包括紅外、激光散斑等方法，利用飛行器在低地球軌道45 min 的晝夜交替周期，在檢測表面產(chǎn)生動態(tài)熱梯度，為光學(xué)無損檢測提供足夠的熱加載，可有效降低檢測設(shè)備載荷[4]。

2011年在俄羅斯舉行的ISS 在軌泄漏探測和修復(fù)委員會國際技術(shù)交流會，將微流星體和空間碎片（MMOD）損傷泄漏后ISS 的結(jié)構(gòu)修復(fù)作為一項(xiàng)重要議題，會議討論認(rèn)為需要確定MMOD 造成ISS 艙體損傷的程度以及所有修復(fù)后的情況，而這兩者都需要采用無損檢測方法。2012年，NASA的一個研究小組開始著手探索NDE 如何用于在軌操作，明確NDE 設(shè)備的相關(guān)要求。該小組總結(jié)了NED 設(shè)備的2 種使用情形：1）由于微流星體和空間碎片造成的空間站能夠承受的壓力壁滲漏，采用艙內(nèi)貼片工具修復(fù)，隨后的結(jié)構(gòu)評估將采用艙內(nèi)操作的NED 方法；2）如果泄漏尺寸太大已經(jīng)不能采用即時的方法進(jìn)行修復(fù)，航天員被迫放棄此艙段時，須通過艙外活動修復(fù)艙體并恢復(fù)壓力，此時確定修復(fù)效果仍需用NDE 設(shè)備進(jìn)行檢測。根據(jù)檢測的要求，NASA 的研究小組組織專家、專業(yè)檢測人員和航天員對設(shè)備的操作和使用性能進(jìn)行全面評估，并按照ISS 搭載設(shè)備要求對無損檢測設(shè)備進(jìn)行設(shè)計(jì)和測試[5-6]。

烏克蘭的巴頓焊接研究所是世界上最早開展空間焊接技術(shù)研究的機(jī)構(gòu)，其空間焊接技術(shù)甚至被NASA 引入使用。該研究所針對壓力管路和艙體空間焊接前后被檢部位表面和內(nèi)部狀況，采用了激光干涉、渦流和視頻的檢測方法進(jìn)行檢測，并設(shè)計(jì)了易于操作的設(shè)備結(jié)構(gòu)和一體化探頭，使空間檢測更加方便、有效[7]。

2 各種無損檢測方法探索

2.1 超聲檢測

空間運(yùn)行的航天器艙內(nèi)壓力正常情況下約為1個大氣壓，如果出現(xiàn)氣體泄漏則在漏孔周圍會產(chǎn)生高頻聲波，通過檢測這種聲波能夠快速確定泄漏的位置。NASA 在2001年開發(fā)出CTRL System’s UL101 設(shè)備（見圖1）。

圖1 CTRL System’s UL101 便攜式超聲波檢漏設(shè)備 在空間站上的應(yīng)用 Fig.1 CTRL System’s UL101 ultrasonic leak inspector used in International Space Station

該設(shè)備經(jīng)過飛行驗(yàn)證后通過STS-104 任務(wù)送到ISS 上用來在同年7月任務(wù)中檢測空間站氣閘艙的氣體泄漏。第1 次使用成功后，NASA 在2003年第3季度開始在所有的天地往返任務(wù)中配備該設(shè)備。通常情況下，環(huán)境背景噪聲的振幅低于漏孔聲波的振幅，但2004年再次在空間站中使用UL101 設(shè)備時，航天員無法找到漏孔并進(jìn)行定位，為抑制背景噪聲干擾不得不將儀表和有效載荷關(guān)閉。NASA 的另一 種超聲NED 設(shè)備，雖然未經(jīng)過飛行驗(yàn)證，但在肯尼迪空間中心被用來檢查航天飛機(jī)和發(fā)射墊的泄漏，它專門被設(shè)計(jì)成采用傳感器的尖端感應(yīng)超聲波，可發(fā)現(xiàn)微小的泄漏[9]。

傳統(tǒng)的超聲檢測方法，一般需要在被檢物件表面和探頭表面使用液態(tài)耦合劑，使聲波穿透空氣進(jìn)入被檢測物件內(nèi)部，但在空間實(shí)施有困難，為此有人提出了激光超聲方法（如圖2所示）。采用一種激光束探針發(fā)射脈沖激光信號并掃描整個待檢測表面，使被檢測物體表面受熱激發(fā)超聲波脈沖信號。由于超聲波是物體受熱激發(fā)的，并在物體表面和內(nèi)部進(jìn)行傳播，所以它攜帶有物體的厚度、缺陷、應(yīng)力以及結(jié)構(gòu)等信息。接收系統(tǒng)利用檢測激光照射樣品表面，超聲振動對它的反射光進(jìn)行調(diào)制，將超聲振動信息轉(zhuǎn)變?yōu)楣庑畔ⅲ倮酶缮鎯x測量細(xì)微的光程或光頻率變化。通過對光信號的探測、放大和降噪處理，最終得到反映樣品情況的圖像信號。此方法適合于大面積區(qū)域的遠(yuǎn)距離自動檢測，且方便快速[3]。

圖2 遠(yuǎn)距離聲場檢測 Fig.2 Remote scanning of acoustic fields

2013年，NASA 的無損檢測研究小組對ISS艙體受微流星體和空間碎片撞擊產(chǎn)生的損傷及修補(bǔ)后的情況進(jìn)行無損檢測，采用了3 種商業(yè)化的便攜式超聲相控陣設(shè)備（見圖3）和3 種渦流檢測設(shè)備對帶有7 類典型缺陷的試件分別進(jìn)行了檢測，結(jié)果顯示超聲設(shè)備的檢測和損傷評估結(jié)果明顯優(yōu)于渦流檢測設(shè)備，均能夠滿足ISS 艙體的檢測需求。由無損檢測專家、ISS 操控和空間電子器件認(rèn)證專家以及航天員組成的評估小組，對設(shè)備的艙壁非破壞性損傷檢測能力、零重力環(huán)境中航天員的操作方便性、對艙內(nèi)設(shè)備的影響性以及ISS 搭載設(shè)備的符合性進(jìn)行評估，初步確認(rèn)其符合ISS 檢測要求，并計(jì)劃對零重力下的作用力施加、對應(yīng)的傳感器和掃查輔助裝置進(jìn)行進(jìn)一步研究開發(fā)[5]。

圖3 進(jìn)入NASA 綜合評估的3 種超聲相控陣設(shè)備 Fig.3 Three kinds of phased array ultrasonic test device for NASA’s assessment

2.2 電磁學(xué)檢測

受空間碎片、熱循環(huán)和粒子輻射影響造成的航天器壓力管路損傷，需要進(jìn)行焊接修復(fù)。針對航天器的薄壁小直徑（直徑0.5 英寸、壁厚0.035～ 0.063 英寸）壓力管道焊接前后的質(zhì)量檢測，加拿大的Kerry Michaels 和美國的Greg Hughes 提出采用交變電磁場檢測（ACFM）設(shè)備（見圖4），其檢測結(jié)果如圖5所示[10]。

圖4 手持ACFM 管路焊接檢測裝置 Fig.4 EVA hand tool for ACFM ND tube weld inspection

圖5 ACFM 檢測結(jié)果與理論結(jié)果比較 Fig.5 Comparison of experimental and theoretical results for ACFM device

該設(shè)備利用電磁技術(shù)，探頭采用多元陣列排布，在工件中感應(yīng)出均勻的交變電流，檢測工件表面磁場的變化，并通過軟件系統(tǒng)成像，從而實(shí)現(xiàn)對缺陷的評估。由于采用大面積均勻電場，與渦流小區(qū)域電場衰減較快不同，其電磁場衰減時間長，其檢測對表面的提離和探頭取向差異不明顯。為方便在軌檢測人員使用，該設(shè)備設(shè)計(jì)為小型手持控制式，檢測信號傳回艙內(nèi)控制電腦成像并評估[10]。

2013年，NASA 的無損檢測研究小組對3 種渦流檢測設(shè)備（圖6）的ISS 艙壁損傷檢測能力進(jìn)行了評估，其結(jié)果能夠滿足對缺陷檢出的要求，但由于渦流檢測對于缺陷的取向、位置等狀態(tài)判斷的精確度和直觀性低于超聲技術(shù)，沒有被綜合評估小組推薦進(jìn)行進(jìn)一步測試和研發(fā)[5]。

圖6 進(jìn)入NASA 綜合評估的3 種渦流設(shè)備 Fig.6 Three eddy current systems were evaluated by NASA’s assessment team

2.3 光學(xué)檢測

烏克蘭巴頓研究所開發(fā)了1 套用于空間管路焊接后檢測的激光全息干涉檢測裝置。航天員在空間完成管路焊接后，將1 個小型全息裝置裝卡到管路上。該設(shè)備內(nèi)置1 個小型激光器，通過光導(dǎo)設(shè)備將激光傳到被檢的焊接區(qū)域，由計(jì)算機(jī)監(jiān)控記錄焊接區(qū)域的全息干涉圖像，并對全息圖像進(jìn)行對比分析，對被檢區(qū)域是否存在缺陷作出結(jié)論，同時將數(shù)據(jù)傳回地面[7]。

2003年2月，哥倫比亞號航天飛機(jī)起飛時由于表面泡沫塊對航天飛機(jī)機(jī)翼前緣的碰撞，造成內(nèi)部隔熱層損傷，返回地球大氣層時機(jī)翼局部過熱燃燒最終導(dǎo)致機(jī)毀人亡。NASA 針對發(fā)射時撞擊給航天飛機(jī)帶來的損傷，開發(fā)了利用紅外熱成像技術(shù)對返回之前航天飛機(jī)機(jī)翼前緣的碳 碳增強(qiáng)材料進(jìn)行在軌無損檢測和修復(fù)的技術(shù)，如圖7所示[8]。

圖7 航天飛機(jī)翼緣部位和航天員空間檢測 Fig.7 The wing leading edgeof the shuttle orbiter and astronaut’s EVA operation tested by IR inspection

熱成像技術(shù)利用熱加載給被檢測物體表面施加一個能量沖擊，物體吸收能量后表面溫度逐漸降低，在冷卻的過程中用設(shè)備采集溫度變化圖像，利用缺陷部位與正常部位降溫速度的不同進(jìn)行檢測。NASA 采用光譜范圍7.5～13μm 的鏡頭，其溫度分辨率達(dá)到0.06℃。

由于空間與地面環(huán)境的不同，在軌進(jìn)行紅外熱成像檢測需要解決熱加載源、鏡頭聚焦和地面缺陷模擬的問題。地面的加熱源一般采用2～3 kJ 的閃光燈，但空間無法使用些裝置，因此研究人員利用低地球軌道的太陽加熱周期，通過航天器姿態(tài)調(diào)整控制加熱起始和結(jié)束時間，以獲得足夠的加載熱量。對于鏡頭聚焦問題，采用了2 種方法進(jìn)行解決，一種是預(yù)先設(shè)定幾個常用檢測距離，由操作的航天員現(xiàn)場判斷選用；另一種是操作人員在距離機(jī)翼邊緣3～6 英尺的地方固定檢測，但這種情況下由于機(jī)翼平面和T 型封條部位的熱量吸收和散射不同，需要加以區(qū)分。為真實(shí)再現(xiàn)缺陷的產(chǎn)生，研究人員專門制作了一個全尺寸碳-碳增強(qiáng)材料沖擊試驗(yàn)裝置（見圖8），并對模擬的缺陷采用紅外熱像設(shè)備進(jìn)行了測試，測試結(jié)果如圖9所示[8,11]。分層缺陷大小從0.5in.(#1)直徑到4.5in.×5.5in.(#7)（注：#5 從試驗(yàn)序列取出用于其他試驗(yàn)）。

圖8 全尺寸碳-碳增強(qiáng)材料模擬沖擊試驗(yàn)裝置 Fig.8 Simulated impact testing instrument for reinforced carbon-carbon materials

圖9 航天飛機(jī)碳-碳增強(qiáng)材料沖擊模擬試件的紅外 熱成像檢測圖 Fig.9 Processed IR flash thermography data of impacted RCC samples

2.4 多功能一體檢測

烏克蘭巴頓研究所為航天器密封艙結(jié)構(gòu)焊接后焊縫及影響區(qū)的檢測設(shè)計(jì)了專門的便攜式設(shè)備。該套設(shè)備采用了視頻與渦流2 種檢測方法，視頻用于檢測焊接區(qū)外部表面質(zhì)量，渦流用于內(nèi)部結(jié)構(gòu)的檢測。考慮到空間焊接可能出現(xiàn)的各種缺陷，包括未熔合、未焊透、裂紋和焊接變形，以及焊接處的不規(guī)則形狀。設(shè)計(jì)人員將視頻的檢測探頭與渦流傳感器集成在一起，集成的探頭對焊縫和焊接周圍區(qū)域進(jìn)行掃查時，航天員可通過顯示器觀察到被檢查區(qū)域表面的情況，以及該區(qū)域渦流信號的變化；此外，該檢測設(shè)備的2 種檢測方式可以獨(dú)立使用。渦流探頭對檢測區(qū)域進(jìn)行線性掃查，但通過一個外置的傳感器對掃查軌跡進(jìn)行描述，使傳感器的移動與被測物體對應(yīng)，在顯示器中可形成二維平面圖像。視頻與渦流檢測的圖像與數(shù)據(jù)均保存在計(jì)算機(jī)中，方便對缺陷進(jìn)行判定和評估[12]。

3 結(jié)束語

空間無損檢測技術(shù)是載人航天領(lǐng)域面臨的新課題。盡管采用的無損檢測方法在原理上與地面幾乎沒有本質(zhì)變化，但針對一項(xiàng)具體技術(shù)，其要求與限制條件有較大的不同。如儀器的功耗與電磁兼容性，探測信號的可達(dá)性和傳播范圍，接收信號的分析與處理，檢測結(jié)果的顯示與判讀等，必須適應(yīng)空間在軌環(huán)境，滿足航天員操作。

目前，國外在這方面也處于探索和研究階段，尚未形成全面系統(tǒng)的規(guī)范體系，技術(shù)成熟度遠(yuǎn)沒有達(dá)到地面應(yīng)用的水平。從已獲得的文獻(xiàn)分析，聲學(xué)檢測、電磁學(xué)檢測和光學(xué)檢測的方法將是未來空間無損檢測技術(shù)研究的重點(diǎn)。射線檢測方法由于防護(hù)難度大，將難以在空間中應(yīng)用。在聲學(xué)檢測方面，聲發(fā)射技術(shù)仍然是確定泄漏點(diǎn)的最好方法之一；超聲波對結(jié)構(gòu)損傷檢測具有優(yōu)勢，除縱波和橫波外，Lamb 波和表面波由于具有長距離傳輸特性將是空間無損檢測的重要研究方向之一，但共同的問題是如何抑制背景信號干擾和排除正常結(jié)構(gòu)回波信號對判讀的影響；在聲耦合方面有可能利用激光超聲和電磁超聲技術(shù)，以擴(kuò)大傳統(tǒng)超聲檢測的適用范圍。電磁學(xué)和光學(xué)檢測在空間無損檢測的應(yīng)用主要體現(xiàn)在特定航天器產(chǎn)品，如何實(shí)現(xiàn)檢測裝置的小型化、智能化將是面臨的主要課題。隨著航天技術(shù)、宇航科學(xué)研究和空間應(yīng)用的發(fā)展，對空間無損檢測將提出更高、更全面的要求，同時無損檢測新技術(shù)也在不斷被開發(fā)使用，檢測的結(jié)果分析將會更加簡單直觀，更能適應(yīng)空間檢測技術(shù)的需求。

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