固體火箭發(fā)動機(jī)殼體脫黏缺陷的熱波檢測

宋遠(yuǎn)佳，張 煒，楊正偉，田 干

第二炮兵工程大學(xué)203 室，西安710025

固體火箭發(fā)動機(jī)(solid rocket motor，SRM)殼體為多層黏接結(jié)構(gòu)，各層界面的黏接失效是發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)完整性破壞的關(guān)鍵. 據(jù)統(tǒng)計(jì)，在導(dǎo)致各類飛行器發(fā)射失敗的故障中，有1/3 發(fā)生在殼體的黏接層上，尤其以殼體/絕熱層之間的脫黏缺陷最為常見［1］. 目前一直采用射線［2］、超聲［3-4］等常規(guī)技術(shù)對SRM 進(jìn)行檢查. 射線檢測適用于孔隙和夾雜等體積型缺陷，但對分層及平行裂紋檢測比較困難，且檢測周期長、設(shè)備龐大，不便于在線檢測. 超聲能夠?qū)Ψ謱?、脫黏等缺陷進(jìn)行準(zhǔn)確檢測，但檢測效率低，對不同缺陷需要不同的探頭，且需要耦合劑. 所以，上述兩種探傷方法均難以滿足SRM 在應(yīng)用中快速、高效檢測的需要. 熱波技術(shù)由于檢測速度快、效率高、觀測面積大和便于在線檢測等優(yōu)點(diǎn)，獲得業(yè)內(nèi)廣泛關(guān)注［5-12］. 但目前研究主要集中在缺陷的定性識別上，對多層黏接結(jié)構(gòu)的研究尚需深入. 本文利用熱波技術(shù)，對SRM 復(fù)合材料殼體/絕熱層黏接界面的脫黏進(jìn)行檢測研究，并對缺陷的定量識別進(jìn)行探討，為航空航天飛行器系統(tǒng)的安全可靠提供了一種快速、高效的檢測與評估方法.

1 熱波技術(shù)檢測原理

熱波技術(shù)與激光、太赫茲波［13-14］等技術(shù)不同，其理論基礎(chǔ)是熱傳導(dǎo)定律［15-18］，對物體主動施加可控?zé)峒?，使物體內(nèi)部缺陷和損傷以表面溫度變化的差異形式表現(xiàn)出來，采用紅外熱像儀記錄物體表面的溫度變化，通過對序列熱圖的采集、分析和處理，實(shí)現(xiàn)對物體內(nèi)部缺陷的檢測和定量識別.

熱波技術(shù)常用閃光燈對材料表面施加一個(gè)脈沖熱流，對于厚度較薄的各向同性無限大平板材料，其傳熱微分方程可以簡化為一維模型，

其中，α = k/(ρc)，為材料的導(dǎo)溫系數(shù)或熱擴(kuò)散率，是材料的物性參數(shù);k 為熱傳導(dǎo)率;ρ 為密度;c 為比熱容;T(x，t)為位于x 處t 時(shí)刻的溫度.

初始條件 θ(x，0)= θ0

其中，q 為表面施加的脈沖熱流，忽略表面的對流和輻射換熱.

對厚度為d 的均勻介質(zhì)(忽略熱波的高次反射)，可得到有限厚度d 區(qū)域與無限厚度區(qū)域的溫度差隨時(shí)間的變化函數(shù)為

可見，溫差及溫差最大時(shí)的時(shí)間是重要的檢測參數(shù)，根據(jù)上述參數(shù)，可對缺陷進(jìn)行分析. 對于形狀復(fù)雜的材料或復(fù)雜的加熱方式，無法求得其解析解，因此借助數(shù)值分析方法進(jìn)行研究.

2 仿真計(jì)算

2.1 模型建立及求解

選擇某玻璃纖維復(fù)合材料殼體/絕熱層脫黏缺陷為仿真對象，模型及網(wǎng)格劃分如圖1. 模型尺寸為280 mm×280 mm×8 mm，其中復(fù)合材料厚度為5 mm，絕熱層厚度為3 mm，絕熱層含3 個(gè)直徑分別為30 mm、20 mm 和10 mm 的圓形平底洞，用以模擬脫黏缺陷. 復(fù)合材料物性參數(shù):密度為2 160 kg/m3;比熱容為1 378 J/ (kg·K);熱傳導(dǎo)系數(shù)平行于纖維方向?yàn)?.78 W/ (m·K)，垂直纖維方向?yàn)?.76 W/ (m·K);假定環(huán)境溫度θe保持在20 ℃，脈沖能量為4 800 J，加熱時(shí)間為2 ms.

圖1 模型網(wǎng)格劃分Fig.1 The grid of model

計(jì)算過程分為兩步:第1 步為瞬態(tài)加熱過程，t= 0 ～2 ms，側(cè)面絕熱，

第2 步為冷卻過程，t = 2 ms ～100 s，初始條件為第1 步的計(jì)算結(jié)果.

2.2 模型建立及求解

圖2 為樣本表面溫度場熱圖序列. 由圖2 可知，在6.65 s 時(shí)，在缺陷對應(yīng)的表面出現(xiàn)3 個(gè)熱斑，熱斑的大小和亮度隨時(shí)間發(fā)生變化.

圖2 表面溫度場熱圖序列Fig.2 Thermal serial plots of surface temperature

圖3 顯示了3 個(gè)熱斑中心及無缺陷區(qū)域?qū)?yīng)的表面溫度隨時(shí)間的變化. 由圖3 可知，加熱瞬間，表面溫度迅速升高到22.7 ℃，停止加熱后，溫度開始下降，缺陷越大，對應(yīng)的表面溫度下降速度越慢;隨時(shí)間推移，溫度場最終趨于一致. 因此，可根據(jù)冷卻過程中溫度變化對缺陷進(jìn)行評估. 圖4 顯示不同直徑缺陷對應(yīng)表面溫差隨時(shí)間的變化. 圖4表明，溫差的變化與缺陷直徑有很大關(guān)系，缺陷直徑為10 mm 時(shí)，溫差可達(dá)到0.17 ℃，目前紅外熱像儀的溫度分辨率可達(dá)0.01 ℃，且脫黏的直徑不超過17 mm 即視為正常，因此，熱波技術(shù)完全滿足檢測的需要. 由圖4 還可知，3 個(gè)缺陷的表面溫差最大的出現(xiàn)時(shí)間分別為16 s、23 s 和35 s，說明該參數(shù)隨著缺陷直徑的增大而增大.

圖3 缺陷及無缺陷對應(yīng)表面溫度變化Fig.3 Time-dependence temperature changes curves between defect and sound area

圖4 不同直徑缺陷對應(yīng)表面溫差隨時(shí)間變化Fig.4 Surface temperature difference curves of defect with different diameters

仿真結(jié)果表明，熱波檢測的速度快，靈敏度高，且脫黏面積越大，對應(yīng)的溫差越大，熱斑的面積也越大，缺陷越容易被檢測. 因此，根據(jù)表面溫度場的變化情況，可對缺陷進(jìn)行識別.

3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果

3.1 實(shí)驗(yàn)描述

為驗(yàn)證上述仿真結(jié)果，對樣本進(jìn)行了5 次實(shí)驗(yàn)，其結(jié)果均相同，試件如圖5 所示. 實(shí)驗(yàn)借助首都師范大學(xué)紅外熱波實(shí)驗(yàn)室的設(shè)備，利用脈沖閃光燈作為面熱激勵源，工作距離為42 cm，脈沖能量為4 800 J，加熱2 ms，紅外圖像的采集時(shí)間為30 s，采集頻率為60 Hz.

圖5 試件實(shí)物照片F(xiàn)ig.5 The front and rear pictures of the sample

圖6 為檢測結(jié)果. 由圖6 可知，試件在加熱后大約2 s 時(shí)，較大的2 個(gè)缺陷通過表面的熱斑開始顯現(xiàn)，隨時(shí)間推移，最小的缺陷也開始出現(xiàn)，且越來越清晰，大約在17 s，熱斑與環(huán)境的對比度達(dá)到最大，此后對比度漸減，到28 s 左右最小的熱斑消失，其他2 個(gè)熱斑也變得模糊，最終由于熱擴(kuò)散的影響，表面溫度場趨于均勻.

圖6 樣本檢測表面溫度場序列熱圖Fig.6 Serial thermal plots of the sample surface temperature

3.2 結(jié)果分析

如圖6 所示，對缺陷進(jìn)行識別的最佳時(shí)間在5～17 s，其間缺陷的顯示效果最好. 比較實(shí)驗(yàn)和仿真結(jié)果發(fā)現(xiàn)，實(shí)驗(yàn)過程中缺陷顯現(xiàn)的時(shí)間小于仿真的時(shí)間，其主要原因歸于仿真過程忽略了表面的輻射和對流換熱，減緩了溫度場趨于一致的時(shí)間. 實(shí)驗(yàn)過程中，利用一個(gè)遮光罩對被檢測部位進(jìn)行遮擋，減少周圍環(huán)境輻射和對流的影響，確保了檢測效果. 由圖6 還發(fā)現(xiàn)，試件淺表面的紋理特征通過熱圖也能清楚顯現(xiàn)，說明熱波技術(shù)對材料淺表面狀況也能夠進(jìn)行評估.

為更好地顯現(xiàn)缺陷，從7 s 對應(yīng)的熱圖中減去材料表面造成的背景信息，并進(jìn)行圖像增強(qiáng)，結(jié)果如圖7 所示. 圖7 (a)中去除背景信息有效地消除了噪聲，圖7 (b)中增強(qiáng)了缺陷的對比度.

圖7 圖像處理效果圖Fig.7 Imaging processing effect plot

圖8 為原始熱圖和處理后的三維效果圖. 由圖8 可見，上述處理后的效果非常明顯，缺陷更加清楚直觀，這為定量識別缺陷提供了基礎(chǔ).

圖8 原始熱圖和增強(qiáng)處理后熱圖的三維效果Fig.8 3D tomogram of raw and enhanced thermal images

3.2.1 脫黏大小識別

基于數(shù)學(xué)形態(tài)學(xué)的分水嶺法對熱圖進(jìn)行分割處理，效果如圖9. 提取上述處理后熱斑的大小可以對缺陷進(jìn)行定量識別，分別計(jì)算不同時(shí)刻表面熱斑的直徑，與實(shí)際缺陷比較結(jié)果如表1.

圖9 缺陷分割及其三維顯示圖Fig.9 Defect segmentation and its 3D tomogram

表1 熱斑與缺陷實(shí)際尺寸的對比Table 1 Comparing results between thermal spots and defects real diameters

表1 表明，熱斑的直徑逐漸增大，在7 s 左右與真實(shí)缺陷直徑基本相同，然后繼續(xù)增大，最終變得模糊. 相同情況下，缺陷越大，熱斑面積與缺陷面積越接近. 因此在實(shí)際檢測過程中可根據(jù)材料和缺陷的參數(shù)，確定一個(gè)最佳檢測時(shí)間.

分析發(fā)現(xiàn)，出現(xiàn)上述現(xiàn)象的主要原因是由于在開始冷卻階段，缺陷邊緣的橫向傳熱對熱流在材料內(nèi)部的傳熱影響較小，使得采集到的熱斑面積小于真實(shí)缺陷;隨著時(shí)間推移，橫向傳熱的影響越來越大，熱斑邊緣溫度與正常區(qū)域溫差越來越大，熱斑的面積慢慢增大，然后繼續(xù)擴(kuò)散，直到整個(gè)表面溫度場趨于均勻. 實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，7 s 左右，3 個(gè)深度相同、直徑不同的缺陷熱斑與缺陷直徑誤差最小，因此，最佳檢測時(shí)間主要與材料傳熱性能和缺陷的深度有關(guān).

3.2.2 脫黏深度計(jì)算

對式(6)進(jìn)行求導(dǎo)并求極值，可得最佳檢測時(shí)間與缺陷深度d 及大小a 的關(guān)系，代入材料參數(shù)和缺陷尺寸，可求出缺陷深度，結(jié)果如表2.

表2 5 mm 深的缺陷參數(shù)計(jì)算結(jié)果與真實(shí)值比較Table 2 Estimating results for 5 mm-depth defect and contrast with real values

3.3 與聲-超聲檢測的比較分析

利用聲-超聲檢測方法［19-20］對上述樣本進(jìn)行檢測比較，結(jié)果如圖10.

圖10 聲-超聲檢測信號及參考信號時(shí)域圖Fig.10 Inspecting signals and referring signals time-region curves based-on AU

聲-超聲檢測也能夠靈敏地檢測出缺陷，且缺陷越大，超聲波的能量損失越嚴(yán)重，對波形進(jìn)行處理與分析后，可以對缺陷進(jìn)行定量判斷. 檢測過程中必須嚴(yán)格控制探頭位置，使缺陷的圓心落在兩探頭中心的連線上，這樣可在20 μs 左右得到缺陷信號. 但在缺陷未知的條件下，需要緩慢移動探頭位置，檢出缺陷時(shí)間為30 min 左右. 相同的實(shí)驗(yàn)樣本，利用熱波檢測速度快，20 s 即可檢測整個(gè)樣本，整個(gè)檢測過程不需要人為參與. 同時(shí)，熱波檢測的結(jié)果直觀，通過觀察紅外熱圖就可對缺陷進(jìn)行初步識別，而聲- 超聲檢測難以提供這種直觀信息. 在對熱圖經(jīng)過分析后，能對缺陷進(jìn)行準(zhǔn)確定位及定量判斷，這些優(yōu)勢可保證便捷有效地完成檢測任務(wù).

結(jié) 語

針對SRM 復(fù)合材料殼體/絕熱層界面的脫黏缺陷，利用熱波技術(shù)進(jìn)行了仿真和實(shí)驗(yàn)研究，并與聲-超聲檢測結(jié)果進(jìn)行了對比. 結(jié)果表明，①熱波檢測的檢測速度很快(20 s)，效果明顯，完全滿足工程應(yīng)用中脫黏不超過17 mm 的要求;檢測結(jié)果直觀，根據(jù)表面溫度場變化情況，就可以對缺陷位置和大小進(jìn)行判斷. ②存在最佳檢測時(shí)間，其對應(yīng)的熱圖能夠?qū)θ毕荽笮『臀恢眠M(jìn)行定量識別;最佳檢測時(shí)間與缺陷深度和材料參數(shù)有關(guān). 在工程應(yīng)用中可通過設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)試件，由實(shí)驗(yàn)來確定最佳檢測時(shí)間. ③實(shí)驗(yàn)獲取的紅外熱圖含有豐富的缺陷信息，同時(shí)也含有較多的噪聲和背景信息，需要進(jìn)行降噪、增強(qiáng)和分割處理，利用熱斑區(qū)域來識別缺陷的大小，然后根據(jù)其大小和相關(guān)檢測參數(shù)來估算缺陷深度等信息. 本文的識別過程也為熱波檢測提供了一種有效的定量識別缺陷的方法. ④與聲-超聲波檢測結(jié)果比較表明，熱波技術(shù)優(yōu)勢明顯，隨著研究的深入和檢測技術(shù)的提高，可把熱波技術(shù)作為未來SRM 常規(guī)的檢測技術(shù)，為航空航天飛行器系統(tǒng)的安全可靠提供重要保障.

/References:

［1］SUI Yu-tang，YANG Xing-yin. New methods on interfacial debonding and testing of rocket engine ［J］. Winged Missiles，2001(1):43-46.(in Chinese)隋玉堂，楊興銀. 火箭發(fā)動機(jī)界面脫黏分析及檢測新方法［J］. 飛航導(dǎo)彈，2001(1):43-46.

［2］LI Tao，CHENG Shu，ZHANG Yue，et al. Determination of process parameters for high energy X-ray radiographic examination in solid rocket motor ［J］. Manufacturing Technology Research，2010(3):29-31.(in Chinese)李 濤，成 曙，張 樂，等. 固體發(fā)動機(jī)高能X 射線照相檢測工藝參數(shù)的確定方法［J］. 制造技術(shù)研究，2010(3):29-31.

［3］ YUAN Hong-mei. Interface Defects Ultrasonic Testing Technology and its Application for Bonding Structure［D］. Beijing:Beijng University of Technology，2010.(in Chinese)袁紅梅. 黏結(jié)結(jié)構(gòu)界面缺陷超聲檢測技術(shù)及其應(yīng)用研究［D］. 北京:北京工業(yè)大學(xué)，2010.

［4］YUAN Hua，WANG Zhao-ba. Research on ultrasonic testing of multi-shell thickness adhesive interface for the motors ［J］. Journal of Projectiles，Rockets，Missiles and Guidance，2009，29(2):155-158.(in Chinese)袁 華，王召巴. 多厚度殼體發(fā)動機(jī)界面脫黏超聲檢測技術(shù)研究［J］. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2009，29(2):155-158.

［5］WANG Xun，JIN Wan-ping，ZHANG Cun-lin，et al. Actuality and evolvement of infrared thermal wave nondestructive imaging technology ［J］. Nondestructive Testing，2004，26(10):497-501. (in Chinese)王 迅，金萬平，張存林，等. 紅外熱波無損檢測技術(shù)及其發(fā)展［J］. 無損檢測，2004，26(10):497-501.

［6］Steven M S，James R L，Tasdiq Ahmed，et al. Thermographic inspection of composite structures ［J］. Sampe Journal，2003，39(5):53-58.

［7］Carosena M，Giovanni M C. Recent advances in the use of infrared thermography ［J］. Measurement Science and Technology，2004，15(9):27-58.

［8］Genest M，Martinez M，Mrad N，et al. Pulsed thermography for non-destructive evaluation and damage growth monitoring of bonded repairs ［J］. Composite Structures，2009，88(1):112-120.

［9］Daisuke Iwai，Kosuke Sato. Optical superimposition of infrared thermography through video projection ［J］. Infrared Physics and Technology，2010，53(3):162-172.

［10］Ralf W A. Square pulse thermography in frequency domain as adaptation of pulsed phase thermography for qualitative and quantitative applications in cultural heritage and civil engineering ［J］. Infrared Physics and Technology，2010，53(4):246-253.

［11］Carosena M，Giovanni M. Carlomagno. Impact damage in GFRP:new insights with infrared thermography ［J］.Composites:Part A，2010，41 (12):1839 –1847.

［12］LI Xiao-xia，WU Nai-ming，DUAN Yu-xia，et al. Infrared thermal wave imaging for carbon fiber laminated boards af ter low velocity impact ［J］. Acta Materiae Compositae Sinica，2010，27(6):88-93.(in Chinese)李曉霞，伍耐明，段玉霞，等. 碳纖維層合板低速沖擊后的紅外熱波檢測分析［J］. 復(fù)合材料學(xué)報(bào)，2010，27(6):88-93.

［13］ZHANG Cun-lin. Terahertz Sensing and Imaging ［M］.Beijing:National Defense Industry Press，2008. (in Chinese)張存林. 太赫茲感測與成像［M］. 北京:國防工業(yè)出版社，2008.

［14］RUAN Shuang-chen，QUAN Run-ai，ZHANG Min，et al.CW THz imag ing constructions in reflection geometry［J］. Journal of Shenzhen University Science and Engineering，2010，27(1):6-10.(in Chinese)阮雙琛，權(quán)潤愛，張 敏，等. 反射式連續(xù)波太赫茲成像系統(tǒng)［J］. 深圳大學(xué)學(xué)報(bào)理工版，2010，27(1):6-10.

［15］LI Yan-hong，JIN Wan-ping，YANG Dang-gang，et al.Thermal wave nondestructive testing of honeycomb structure ［J］. Infrared and Laser Engineering，2006，35(1):45-48.(in Chinese)李艷紅，金萬平，楊黨綱，等. 蜂窩結(jié)構(gòu)的紅外熱波無損檢測［J］. 紅外與激光工程，2006，35(1):45-48.

［16］ZHANG Xiao-yan. The detection and research of carbon fiber and carbon fiber composites ［D］. Beijing:Capital Normal University，2008.(in Chinese)張曉燕. 碳纖維、碳纖維復(fù)合材料的檢測和研究［D］. 北京:首都師范大學(xué)，2008.

［17］Simon Pickering，Darryl Almond. Matched excitation energy comparison of the pulse and lock-in thermography NDE techniques ［J］. NDT ＆ E International，2008，41(7):501-509.

［18］Zbigniew Perkowski. A thermal diffusivity determination method using thermography:Theoretical background and verification ［J］. International Journal of Heat and Mass Transfer，2011，54(9/10):2126-2135.

［19］AI Chun-an，LIU Yu，ZHAO Wen-cai，et al. Acousto-ultrasonic testing for bond quality in solid rocket motor structure ［J］. Nondestructive Testing，2009，31(12):974-976.(in Chinese)艾春安，劉 瑜，趙文才，等. 固體火箭發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)黏接質(zhì)量的聲-超聲檢測［J］. 無損檢測，2009，31(12):974-976.

［20］AI Chun-an，LIU Yu，CAI Kun. Acousto-ultrasonic detection for interface defect between case and insulation of SRM ［J］. Journal of Solid Rocket Technology，2009，32(1):114-117.(in Chinese)艾春安，劉 瑜，蔡 堃. 固體火箭發(fā)動機(jī)殼體/絕熱層界面缺陷的聲-超聲檢測［J］. 固體火箭技術(shù)，2009，32(1):114-117.