飛機復合材料構件的原位紅外熱成像檢測

紀瑞東,張旭剛,王　玨

(沈陽飛機工業(集團)有限公司， 沈陽 110034)

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飛機復合材料構件的原位紅外熱成像檢測

紀瑞東,張旭剛,王玨

(沈陽飛機工業(集團)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(IR-Thermography)，對一組模擬飛機復合材料結構的人工缺陷試件進行了檢測。結果表明，缺陷埋深是決定試驗件中人工缺陷檢測靈敏度和檢測能力的關鍵因素;只要選取適當的檢測工藝參數，熱激勵紅外成像檢測技術能可靠檢測出復合材料結構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，該技術是一種高效、可靠的飛機復合材料結構原位無損檢測方法。

關鍵詞：復合材料；紅外熱成像；原位無損檢測

復合材料具有強度高、耐化學腐蝕等特點，已被廣泛應用于航空航天等領域。但復合材料在制造成型和服役過程中易產生分層、脫粘、夾雜、孔隙、裂紋等缺陷，會嚴重損害復合材料制件的強度等力學性能[1-2]，給飛機服役帶來安全隱患。因此，復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]。超聲波檢測技術具有靈敏度高，指向性好，對人體無害等優點[4]，已成為復合材料的常規檢測方法。但超聲波檢測法需要通過耦合劑，并將探頭緊貼復合材料制件表面進行檢測，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，特別是對隱身飛機表面吸波涂層的破壞后果嚴重。

紅外熱成像檢測技術(IRNDT)是一種建立在傳熱學理論基礎上的無損檢測技術，是非接觸式檢測技術，對被測物體沒有任何影響，可以進行遠距離檢測，設備便攜、檢測結果直觀可靠、使用安全、檢測范圍廣，特別適用于復合材料和對大型結構件，如航空航天器的機身復合材料結構的現場檢測[5-10]。國內近年來也已開展了豐富的試驗，如首都師范大學等單位聯合建立了紅外熱波實驗室，專項開展研究工作。筆者針對飛機復合材料制件外場檢測中存在的問題，系統研究了紅外熱成像檢測技術的可行性，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

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。當給物體施加外部熱激勵，或物體工作時內部都會形成熱流，如物體內部存在不連續就會影響熱傳導而使物體表面溫度分布產生異常。紅外熱成像檢測就是通過控制熱激勵方法，實時監測和記錄材料表面的溫度場變化，經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，達到檢測的目的。

1.2系統組成

采用的閃光燈激勵紅外熱成像檢測系統由高能閃光燈、紅外熱像儀、計算機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，通過計算機控制從而進行周期、脈沖等函數形式加熱；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，計算機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，給出檢測結果。

圖1　紅外熱成像檢測系統組成和原理示意

2試驗設備和對比試塊

2.1試驗設備

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。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

試驗依據標準GB/T 26643-2011《無損檢測 閃光燈激勵紅外熱像法導則》及復合材料對比試塊制作標準，針對公司現有復合材料制件結構特點，分別設計了階梯層壓結構、蜂窩夾芯結構兩種不同結構類型的復合材料試塊。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) 階梯層壓結構試塊

1#試塊：碳纖維單向帶層壓結構，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#階梯層壓結構人工缺陷試塊結構示意

2#試塊：碳纖維織物層壓結構，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#階梯層壓結構人工缺陷試塊結構示意

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

(2) 蜂窩夾芯結構試塊

3#試塊：碳纖維蒙皮紙蜂窩夾芯結構，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#蜂窩夾芯結構人工缺陷試塊結構示意

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試驗結果

根據試驗所用復合材料的熱特性，設定系統采集頻率為47 Hz，完成一次熱圖序列采集的時間為45 s，分別對試塊進行分區檢測，并在熱圖序列中選取成像效果最佳的熱圖作為檢測結果圖像進行分析。

3.1層壓結構試塊檢測結果

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。試驗中，繼續延長成像時間至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，該試驗條件下，紅外熱成像檢測系統對碳纖維單向帶層壓結構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相對于時間的自然對數的變化率),剔除機器等干擾因素，分析材料內部的詳細信息。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也可發現，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，當缺陷尺寸減小到φ3 mm,φ5 mm時，系統檢測能力主要取決于缺陷埋深，該試驗條件下，紅外熱成像檢測系統對碳纖維織物層壓結構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，再結合試塊現場制作的實際情況推斷，這可能是由于復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蜂窩夾芯結構試塊檢測結果

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構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中試塊斜坡區域蒙皮脫粘缺陷清晰顯現)。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中未顯現下蒙皮脫粘缺陷，這是由于蜂窩結構成型后，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。試驗中，對3#試塊背面再進行檢測，下蒙皮脫粘缺陷便可清楚顯現。

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構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，熱圖中還出現了兩處微小的黑斑，經超聲驗證分析知，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結論

(1) 紅外熱成像檢測技術是檢測復合材料層壓結構和蜂窩夾芯結構內部缺陷的一種可行方法。

(2) 在選定的試驗條件下，紅外熱成像檢測系統對碳纖維單向帶層壓結構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構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是復合材料制件外場原位檢測的一種有效方法。

參考文獻:

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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

文獻標志碼：A

文章編號：1000-6656(2016)01-0013-04

DOI:10.11973/wsjc201601004

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

收稿日期：2015-06-15