雙金屬結合面缺陷的凸面相控陣超聲檢測

孫浩然，陸銘慧，伏 翔，楊學菲，朱 穎

(1.南昌航空大學 無損檢測技術教育部重點實驗室，南昌330063；2.江西省鍋爐壓力容器檢驗檢測研究院，南昌330029)

航空用渦輪盤是航空發(fā)動機的關鍵部位，長期承受高溫與高應力作用。隨著航空發(fā)動機逐步向高性能、高可靠性、長壽命、大型化等方向發(fā)展，對高溫合金渦輪盤等關鍵熱端傳動部件的要求不斷提高[1]。在嚴酷復雜的環(huán)境下，鎳基高溫合金具有抗疲勞、抗蠕變、耐腐蝕、耐氧化等優(yōu)良性能，因而常被用來作為制造航空發(fā)動機渦輪盤的材料[2-3]。某航空發(fā)動機渦輪盤采用一體成型工藝，葉片與葉輪無法拆卸，在外部對結合層進行檢測十分困難，其結構如圖1所示。

圖1 某航空發(fā)動機渦輪盤結構示意

針對雙金屬渦輪盤的結構特點，以及相控陣檢測孔徑小，能量易分散，聚焦困難等特點，提出了圓柱形凸面相控陣檢測技術，采用接觸式機油耦合，使探頭產(chǎn)生的聲束能從內孔聚焦到外結合層處。針對凸面相控陣結構的特征，從理論上分析了相控陣聲場的聚焦性能，并根據(jù)聚焦深度求得相控陣各陣元的延時時間，設計了小孔徑凸面相控陣聚焦法則。在此基礎上，利用CIVA軟件對相控陣聲場進行仿真，以抑制旁瓣、消除柵瓣、中心焦柱能量強為探頭設計標準，對凸面相控陣探頭的參數(shù)進行優(yōu)化，根據(jù)優(yōu)化后的參數(shù)制作了8陣元的相控陣探頭，并使用該探頭對帶有人工缺陷的渦輪盤試塊進行檢測。檢測結果表明，該方法能有效地對小孔徑大厚度渦輪盤進行孔內檢測。

1 凸面相控陣檢測原理

采用凸面相控陣對渦輪盤進行內檢測，探頭通過機油耦合與內孔表面接觸，其產(chǎn)生的波束覆蓋到渦輪盤外側。凸面相控陣的檢測原理如圖2所示。以同時激發(fā)16陣元為例，采用相控陣點聚焦的方式，利用延時依次激發(fā)1～16號陣元，形成第1個聚焦點，完成掃描以后，再依次激發(fā)2～17號陣元，形成第2個聚焦點。依此類推，直至完成整個渦輪盤的電子線掃描[4-5]。

圖2 凸面相控陣檢測原理示意

郭偉燦等[6]根據(jù)相控陣超聲原理，設計了簡單可行的凸面相控陣延時聚焦模型(見圖3)，當使用聚焦探頭檢測高溫合金工件時，在油層與高溫合金中各存在1次聚焦作用，由于聚焦探頭與渦輪盤直接耦合，故可忽略油層厚度，即探頭至油-渦輪盤界面的距離為0，若凸面相控陣探頭的聚焦聲束在渦輪盤的實際焦點到高溫合金內孔表面的距離為x，那么相控陣聚焦探頭所需產(chǎn)生的實際焦距F可用式(1)表示。

F=x

(1)

相控陣陣元依次激發(fā)后，會在渦輪盤中形成一個曲率半徑為F、圓心為焦點A的凹面新波陣面(見圖3)。若需要求得第m號陣元的延時時間，則只需要計算出該陣元中心距焦點A的距離，同時減去F，即可得到第m號陣元的延遲距離。設AC長為LAC，可根據(jù)式(2)計算得第m號陣元的延時時間τm。

τm=(LAC-F)/c1=

(2)

式中：c1為超聲在渦輪盤中的聲速;R為凸面探頭的曲率半徑；qm為第m號陣元與OA的夾角。

圖3 凸面相控陣延時聚焦模型

依此類推即可求得該凸面相控陣所有陣元的延時時間，形成相控陣延時聚焦法則，依次激發(fā)陣元直到完成整個渦輪盤的電子掃描。

圖4 渦輪盤凸面相控陣檢測原理及A掃波形示意

渦輪盤凸面相控陣檢測原理及A掃波形如圖4所示，首先凸面相控陣通過延時聚焦發(fā)射超聲波，波束經(jīng)油層進入渦輪盤內部直至外壁，其次渦輪盤內外壁的脈沖回波經(jīng)過油層被相控陣陣元接收，最后通過延時法則重構波形。此時電子顯示屏上會出現(xiàn)探頭始波T1、油-渦輪盤內壁結合層反射波B1以及渦輪盤外壁輪廓反射波B2。根據(jù)超聲波在單一界面的反射率與透射率可知，若渦輪盤結合層處存在脫粘缺陷，在脫粘處聲壓透射率幾乎為0，聲壓反射率近乎100%，此時在T1與B2中間將出現(xiàn)缺陷反射波B1，以該回波信號可判定渦輪盤結合層質量的好壞。

由于該渦輪盤內孔直徑小、檢測距離較大，油層較厚，耦合時會產(chǎn)生多次油-渦輪界面的反射回波，因此采用接觸式檢測既可以增強透射波能量，同時界面反射回波幾乎與始波重疊，又可避免多次界面波對檢測信號的干擾。

2 凸面相控陣CIVA聲場仿真

利用CIVA軟件建立φ121 mm×52.5 mm(直徑×壁厚)的渦輪盤空間仿真模型，使用聲場計算模塊計算相控陣探頭在渦輪盤內的超聲聲場，并對相控陣探頭不同陣元激發(fā)個數(shù)、不同陣元間距以及頻率進行仿真?？紤]到渦輪盤內徑較小，為保證相控陣探頭在渦輪盤內的使用性能，初步設計圓柱形凸面相控陣探頭直徑為15 mm，陣元間距為0.5 mm。

2.1 激發(fā)陣元個數(shù)對聲場分布的影響

綜合考慮相控陣換能器的橫向分辨率、縱向分辨率與檢測靈敏度的要求，按照鎳基合金聲速為6 078 m·s-1，換能器半徑為7.5 mm，探頭聚焦深度為52.5 mm來計算，要求橫向分辨率約為2 mm，可以計算出換能器的中心頻率f0，經(jīng)式(3)計算得到換能器中心頻率約為5.3 MHz。

(3)

式中：c1為聲速；z為探頭聚焦深度;dL為橫向分辨率;a1為探頭直徑。

選取激發(fā)頻率為5 MHz，陣元寬度為0.4 mm，陣元間距為0.5 mm，偏轉角度為0°為不變量，將焦點設置在距內孔52.5 mm處，改變相控陣陣元個數(shù)，分別對4，8，16，32個激發(fā)陣元的聲場分布進行仿真，其仿真結果如圖5所示(圖中N為激發(fā)陣元的個數(shù))。

圖5 不同激發(fā)陣元個數(shù)的聲場分布(CIVA仿真結果)

由圖5可知,激發(fā)陣元個數(shù)越多，相控陣在渦輪盤內的聚焦性能越好，但同時由于個數(shù)增多，該內孔直徑較小，部分陣元能量無法偏轉到指定焦點處，在主聲束的基礎上產(chǎn)生柵瓣向兩邊擴散，呈“個”字型。由幾何規(guī)律可知，向兩邊擴散的超聲信號行進路程與主聲束超聲行進的路程相等，這會導致柵瓣信號與主聲束信號疊加并被共同接收。當激發(fā)陣元個數(shù)為32時，聲束產(chǎn)生嚴重的柵瓣；當激發(fā)陣元個數(shù)為16時，產(chǎn)生一定程度的柵瓣；當激發(fā)陣元個數(shù)為4～8個時，產(chǎn)生輕微的柵瓣?；跍u輪盤結構的特殊性，為保證渦輪盤中不出現(xiàn)嚴重的旁瓣，宜采用8～16個激發(fā)陣元，具體選擇時應綜合考慮多種影響因素。

2.2 陣元尺寸對聲場分布的影響

陣元間距d、陣元長度L與陣元寬度a統(tǒng)稱為陣元尺寸，在這3個因素中，影響相控陣聚焦的主要因素是陣元寬度與陣元間距。一般情況下為了盡可能抑制旁瓣，設計換能器時應盡量使陣元寬度與陣元間距保持一致。由于渦輪盤孔徑限制，較大陣元尺寸會使陣元個數(shù)受到限制?，F(xiàn)選取4，8，16個陣元，分別對a=0.4 mm，d=0.5 mm；a=0.7 mm，d=0.8 mm；a=1.1 mm，d=1.2 mm的3組不同陣元尺寸進行聲場仿真，仿真結果如圖6所示。

從圖6可以看出，隨著陣元尺寸與陣元間距的增大，“個”字型聲場愈來愈明顯，而當陣元尺寸很小時，陣元能量不足以在遠距離實現(xiàn)聚焦。為保證渦輪盤中不出現(xiàn)明顯的“個”型聲場，并且聲速能實現(xiàn)遠距離聚焦，宜采用a=0.4 mm，d=0.5 mm的陣元尺寸。在選擇激發(fā)陣元N時，應該考慮渦輪盤實際的孔徑大小與聲束在渦輪盤中的聚焦情況。雖然N=4時，聲束幾乎不出現(xiàn)旁瓣，但是其聚焦點并未達到指定點；N=8或N=16時，超聲波在工件中可以很好地聚焦，但會產(chǎn)生一定程度旁瓣和柵瓣，因此陣元的選擇需要根據(jù)具體工藝試驗來確定。

圖6 不同激發(fā)陣元個數(shù)及陣元尺寸的聲場分布(CIVA仿真結果)

2.3 檢測頻率對聲場分布的影響

在設計相控陣探頭參數(shù)時，對于頻率的選擇十分重要，換能器頻率的大小決定了其檢測能力的高低。較高的頻率能使檢測靈敏度增大，聚焦點變小，但同時超聲波的衰減也將變大，也容易產(chǎn)生柵瓣與旁瓣；較低的頻率能使超聲波傳播得更遠，但限制了檢測靈敏度。

現(xiàn)選取陣元寬度為0.4 mm，陣元間距為0.5 mm，長度為10 mm，偏轉角為0°的相控陣參數(shù)對陣元數(shù)分別為4，8，16的凸面相控陣探頭進行仿真，選取焦點位于渦輪盤深度(由內孔向外)為52.5 mm處，分別對頻率為3.5 MHz，5 MHz，10MHz進行聲場仿真，仿真結果如圖7所示。

從圖7可以看出,選擇激發(fā)頻率為10 MHz時，可以實現(xiàn)在指定焦點區(qū)域的聚焦，聚焦效果較好，但是不可避免地出現(xiàn)旁瓣和柵瓣；選擇激發(fā)頻率為3.5 MHz時，聲束幾乎不擴散，只產(chǎn)生輕微的旁瓣，但聚焦能力較差，無法在預定焦點處實現(xiàn)聲束聚焦；選擇激發(fā)頻率為5 MHz時，也會產(chǎn)生一定程度的旁瓣，激發(fā)陣元越多，產(chǎn)生的旁瓣越嚴重，但該頻率能實現(xiàn)聲束在指定焦點處的聚焦，并且產(chǎn)生的聲束擴展相較于激發(fā)頻率為10 MHz時的較小。因此，應該綜合考慮探頭的聚焦能力、分辨力與超聲波衰減情況等因素來設計探頭參數(shù)，在保持良好的探頭分辨力前提下，適當增加陣元個數(shù)提高探頭的聚焦性能。

3 凸面相控陣缺陷響應

根據(jù)上述對凸面相控陣探頭的聲場分析與優(yōu)化，為滿足孔直徑為16 mm,厚度為52.5 mm的航空渦輪盤結合層的檢測要求，選擇陣元個數(shù)為8，陣元尺寸a為0.4 mm，d為0.5 mm。根據(jù)1 mm標準當量以上缺陷的分辨率要求，結合聲場仿真結果，選取激發(fā)頻率為5 MHz。現(xiàn)通過CIVA軟件對該渦輪盤缺陷響應進行模擬仿真，在結合層處預制了位于外輪廓的直徑為1 mm平底孔缺陷。仿真缺陷響應結果如圖8所示。

4 檢測結果及分析

4.1 超聲激勵接收系統(tǒng)

試驗設備為SUPOR-32P型超聲檢測成像儀，相控陣探頭經(jīng)委托汕頭超聲儀器研究所進行制造，最終得到如圖9所示的專用凸面相控陣換能器。

圖7 不同檢測頻率及陣元數(shù)的聲場分布(CIVA仿真結果)

圖8 CIVA仿真缺陷響應結果

圖9 專用凸面相控陣換能器實物

4.2 檢測試塊制作

由于整體渦輪盤形狀特殊，為了驗證提出方法的可靠性，需要設計與渦輪盤幾何結構一致的人工試塊。文章采用聲阻抗與其相似的優(yōu)質碳素鋼45鋼，制作與渦輪盤同等尺寸的圓盤，圓盤厚度為40 mm，在其中心制作直徑為16 mm的孔，用以驗證檢測可行性。

經(jīng)測量45鋼中縱波聲速約為5 910 m·s-1，橫波聲速約為3 200 m·s-1，由于檢測重點在渦輪盤擴散焊結合層處，因此在制作圓盤試塊時，于距中心孔位置52.5 mm處預埋不同尺寸的平底孔缺陷來模擬渦輪盤擴散焊結合層的脫粘缺陷(見圖10)，缺陷參數(shù)如表1所示。采用經(jīng)葉片往中心孔方向打孔的方式分別制作直徑為0.5，1，2 mm的平底孔，并用固化劑將孔洞塞住。

圖10 渦輪盤試塊預埋缺陷位置示意

表1 預埋缺陷參數(shù) mm

4.3 試驗結果

設置相控陣超聲設備的基本參數(shù)后，采用扇掃的方式對渦輪盤試塊的預埋缺陷進行掃查， 確定檢測靈敏度。3個缺陷的掃查結果如圖11所示。由扇掃圖像及對應的A掃圖像可以看出，在結合層處存在缺陷時，外輪廓界面反射回波相較正常處有所降低，且缺陷越大，結合層處反射回的超聲波能量就會越大，其缺陷波幅值就會越高。從圖11可以直觀地看出，預埋的缺陷均能夠顯示出來，但缺陷信號幅值不高，很容易與噪聲相混淆，在實際檢測中可能會有遺漏。檢測到缺陷的位置與實際位置相一致，驗證了探頭的檢測能力與系統(tǒng)的可靠性。

圖11 3個缺陷的相控陣超聲檢測結果(扇掃及A掃)

5 結論

(1) 對于內徑約為15 mm，外徑為121 mm，檢測深度為52.5 mm的航空用渦輪盤，宜采用8個激發(fā)陣元的凸面相控陣檢測探頭進行檢測，選擇合適的相控陣參數(shù)，能夠有效地抑制聲束擴散，在渦輪盤中獲得較好的聚焦效果。

(2)對于提出的凸面相控陣技術，大尺寸大間距相控陣參數(shù)對檢測結果有一定干擾，采用合適的相控陣參數(shù)能夠較為準確地檢測出渦輪盤內缺陷的位置信息。

(3) 設計的凸面相控陣超聲探頭能夠實現(xiàn)對小孔徑遠距離的聚焦，聚焦效果良好，檢測精度可達到1 mm平底孔當量。