用于航天蜂窩結(jié)構(gòu)的激光與紅外無損檢測技術(shù)

涂 俊，危 荃，王 飛

(上海航天精密機(jī)械研究所，上海201600)

1 引言

蜂窩結(jié)構(gòu)具有高剪切性能，其結(jié)構(gòu)比強度高、穩(wěn)定性好、承載能力高;此外，它還具有阻尼減振性好、破損安全性高、耐疲勞、抗振動、隔音、隔熱等優(yōu)點。在實際應(yīng)用中可發(fā)揮復(fù)合效應(yīng)的特點，使材料的受力處于最佳狀態(tài)。因此在越來越多的航天產(chǎn)品中得到了廣泛應(yīng)用。

運載火箭尾翼、探月軌道器推進(jìn)艙等航天產(chǎn)品均是由鋁蒙皮鋁蜂窩粘接而成的大型結(jié)構(gòu)件。此類大型結(jié)構(gòu)件在生產(chǎn)、運輸和使用過程中，由于成型壓力等工藝參數(shù)的不穩(wěn)定，以及人為操作及環(huán)境等因素的影響，可能導(dǎo)致粘接界面應(yīng)力變形，使粘接劑結(jié)構(gòu)力變?nèi)趸蛘呔植繜o粘接強度，從而形成脫粘缺陷，對產(chǎn)品的使用造成了嚴(yán)重的隱患，需選取合適的無損檢測手段對產(chǎn)品進(jìn)行檢測。根據(jù)該類航天產(chǎn)品的設(shè)計要求，無損檢測過程中不允許造成蒙皮表面的劃痕，且必須實現(xiàn)現(xiàn)場原位檢測。因此本文主要對激光錯位散斑和紅外熱成像等非接觸式無損檢測新技術(shù)開展研究，對比分析檢測結(jié)果，選取最佳方案實現(xiàn)對航天蜂窩結(jié)構(gòu)產(chǎn)品的實際檢測應(yīng)用。

2 試樣設(shè)計

鋁蜂窩結(jié)構(gòu)材料中存在的主要缺陷包括:脫粘、弱粘接和蜂窩塌陷等。為方便對航天鋁蜂窩結(jié)構(gòu)的無損檢測方法進(jìn)行研究，本文主要設(shè)計并制作了兩塊與探月軌道器推進(jìn)艙同等材料和結(jié)構(gòu)的鋁蜂窩試樣，并在試樣成型過程中預(yù)置不同類型缺陷。試樣共有兩件。

其中，試樣A模擬了上貼膜傷和下貼膜傷;試樣B模擬了去膜下陷傷和下陷加膜傷。對各類缺陷定義如下［1］:

上貼膜傷:在蒙皮和膠膜之間加聚四氟乙烯膜，模擬蒙皮與膠膜之間的脫粘;

下貼膜傷:在膠膜和蜂窩之間加聚四氟乙烯膜，模擬膠膜與蜂窩之間的脫粘;

去膜下陷傷:去除蒙皮與蜂窩芯子之間的膠層，并將蜂窩下壓2 mm，模擬蜂窩塌陷;

下陷加膜傷:缺陷為將蜂窩芯下陷2 mm，并在蒙皮與蜂窩間加兩層聚四氟乙烯膜，模擬蜂窩塌陷;

其中聚四氟乙烯膜為雙層，單層厚度0．1 mm，膠層厚度為0．15～0．02 mm。每種缺陷共3個，大小分別為30 mm，20 mm，10 mm。

3 鋁蜂窩結(jié)構(gòu)樣件的無損檢測方法

3．1 激光錯位散斑檢測

激光錯位散斑(Laser Shearography，以下簡稱散斑)技術(shù)是一種測量表面位移場的光學(xué)技術(shù)［2］。其主要原理是通過光學(xué)干涉，測量物體在加載前后的表面微變形。針對鋁蜂窩結(jié)構(gòu)，通常采用熱加載方式，熱加載無損檢測的原理［3］為:由于缺陷區(qū)域和良好區(qū)域的熱物理參數(shù)不同，熱傳導(dǎo)的結(jié)果使得被測件的表面產(chǎn)生溫度差異，而分層區(qū)不受約束，可離開膠結(jié)面而自由變形，在表面產(chǎn)生異常應(yīng)變。在脫粘的情況下，加熱將使蜂窩芯內(nèi)空氣膨脹，導(dǎo)致脫粘缺陷上面的蒙皮向外凸出，從而導(dǎo)致缺陷區(qū)和良好區(qū)的變形差異，即缺陷區(qū)表面變形量與周圍相比有一個位移梯度。錯位散斑正是通過光學(xué)干涉方法測量位移梯度，從而判斷缺陷的存在位置及大小。采用表1參數(shù)對三個試樣進(jìn)行熱加載錯位散斑檢測，獲得檢測圖像如圖1所示。

表1 激光錯位散斑檢測參數(shù)

圖1 鋁蜂窩樣件的激光錯位散斑檢測結(jié)果

3．2 紅外熱成像檢測方法

紅外熱成像檢測的主要原理［4－5］是:根據(jù)物理學(xué)原理，任何溫度高于熱力學(xué)零度的物體，都會從表面發(fā)出與溫度有關(guān)的熱輻射能，紅外熱像檢測法就是通過檢測物體的熱量和熱流來鑒定該物體的質(zhì)量。當(dāng)物體內(nèi)部存在缺陷時，將會改變該物體的熱傳導(dǎo)性能，使物體表面溫度分布有差別。針對鋁蜂窩結(jié)構(gòu)，若粘接界面存在脫粘時，脫粘部位存在空氣，而空氣的導(dǎo)熱系數(shù)低，熱阻大，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)表面形成溫差，即有缺陷的表面形成低溫?zé)嵯?，此時通過檢測裝置可顯示出其熱輻射的差異，從而判別并檢測出缺陷。采用表2參數(shù)對樣件檢測結(jié)果如圖2所示。

表2 紅外熱成像檢測參數(shù)

圖2 鋁蜂窩樣件的紅外熱成像檢測結(jié)果

3．3 聲阻抗檢測方法

聲阻抗檢測方法原理［6］是利用金屬蜂窩膠接結(jié)構(gòu)粘接良好區(qū)與脫粘缺陷區(qū)的表面機(jī)械阻抗有明顯差異這一特點來實現(xiàn)檢測的。由檢測原理可知，聲阻抗檢測的是粘接面的機(jī)械阻抗，因此只有在蒙皮與膠膜，或膠膜與蜂窩之間完全脫粘，形成空氣間隙時，聲阻抗檢測才能發(fā)現(xiàn)缺陷。此外，本方法采用對比試塊和燈光報警顯示脫粘面積，點式探頭逐點檢測，無需耦合劑，操作較為方便。但檢測無圖像顯示，檢測結(jié)果不易記錄。

利用聲阻抗檢測儀對試塊進(jìn)行檢測，檢測結(jié)果表明該方法對20 mm以上的大面積脫粘檢測可行，對較小的缺陷檢測有一定難度，檢測結(jié)果如表4所示。

4 試驗結(jié)果對比分析

從檢測可行性、檢測效率和缺陷定位定量方面，將各種無損檢測方法檢測結(jié)果對比如表3所示。其中√表示檢測效果良好;●表示可檢測出但效果不明顯，有待進(jìn)一步研究;×表示未能檢測出缺陷。

表3 鋁蜂窩樣件的各無損檢測結(jié)果對比

從缺陷檢測可見，10 mm下貼膜傷所有檢測方法都未檢出，分析可能是試塊制作問題導(dǎo)致缺陷未能有效預(yù)置。在缺陷定量方面，錯位散斑，紅外熱像和超聲C掃描為圖像顯示結(jié)果，均可對缺陷大小進(jìn)行測量，聲阻抗檢測則只能對缺陷大概位置進(jìn)行定位，無法對尺寸進(jìn)行準(zhǔn)確定量。由于缺陷預(yù)置過程存在誤差，且在后期成型過程中可能出現(xiàn)了缺陷擴(kuò)展，導(dǎo)致缺陷大小與設(shè)計時具有一定偏差。

由上述分析可見，激光錯位散斑和紅外熱成像檢測都具有實時、非接觸性，靈敏度高，速度快等優(yōu)點，適用于薄蒙皮的航天蜂窩夾層結(jié)構(gòu)材料檢測。綜合考慮檢測的方便和可行性，最終選取激光錯位散斑檢測對航天鋁蜂窩結(jié)構(gòu)產(chǎn)品進(jìn)行實際檢測。

5 航天產(chǎn)品的實際應(yīng)用

5．1 運載火箭尾翼的檢測

選用激光錯位散斑檢測和聲阻抗檢測對同一塊運載火箭尾翼進(jìn)行了檢測，均未發(fā)現(xiàn)缺陷。檢測如圖3所示。

圖3 運載火箭尾翼的激光錯位散斑檢測

激光錯位散斑檢測無需接觸和搬動工件，且檢測效率較聲阻抗提高了一倍，提高檢測靈敏度的同時節(jié)約了大量的時間和勞動力，取得了理想的檢測效果。

5．2 探月軌道器推進(jìn)艙的檢測

采用激光錯位散斑檢測對軌道器推進(jìn)艙進(jìn)行了檢測，如圖4所示。將大型結(jié)構(gòu)件逐塊分區(qū)檢測，檢測過程中發(fā)現(xiàn)多處脫粘缺陷，如圖5所示。

圖4 探月三期軌道器推進(jìn)艙檢測

圖5 推進(jìn)艙局部錯位散斑檢測圖像

檢測圖像中可清晰看到蜂窩格變形，表明檢測靈敏度滿足檢測要求。檢測完成后對脫粘部位進(jìn)行標(biāo)記和補膠處理，最終產(chǎn)品滿足設(shè)計要求并已順利通過下一步試驗。

6 結(jié)論

(1)實驗結(jié)果表明激光錯位散斑和紅外熱成像檢測均具有快速、實時、非接觸的特點，可檢測出鋁蜂窩結(jié)構(gòu)10 mm的脫粘缺陷。

(2)激光錯位散斑已成功應(yīng)用于航天蜂窩結(jié)構(gòu)件的實際檢測應(yīng)用中，并取得了良好的效果。但檢測過程中要求檢測人員具有一定的經(jīng)驗，通過工藝參數(shù)優(yōu)化和圖像獲取時機(jī)把握，才能獲得較好的檢測結(jié)果。

(3)隨著航天產(chǎn)品中大量應(yīng)用復(fù)合材料和蜂窩結(jié)構(gòu)，紅外、散斑等無損檢測新技術(shù)也必將進(jìn)一步得到推廣應(yīng)用。

［1］ HB 5461 －1990．Defect and test block of metal honeycomb structure［S］．(in Chinese)HB 5461－1990．金屬蜂窩膠接結(jié)構(gòu)缺陷類型及試塊［S］．

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