红外热波无损检测在直升机复合材料修理中的应用.pdf

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1、第二十三届(2007)全国直升机年会论文红外热波无损检测在直升机复合材料修理中的应用代永朝杨小林江涛(空军第一航空学院，河南信阳464000)摘要；红外热波无损检测利用主动加热技术，通过红外热成像系统自动记录试件表面缺陷和基体材料由于不同热特性引起的温度差异，进而判定飞机复合材料表面及内部的损伤。本文简要介绍了红外热波无损检测的基本原理、特点及设备组成，给出对蜂窝夹芯结构件进行检测的具体结果。检测结果及应用实践表明，红外热波无损检测技术能够应用于直升机复合材料的修理工作。关键词：熟波，红外热成像，无损检测1前言

2、由于突出的减重效果和吸波性能，各型飞机复合材料结构件的使用正逐步增多。以某型直升机为例，其尾部构件和尾梁的蒙皮采用Nomex蜂窝夹层结构，水平安定面和侧垂直安定面主要采用碳纤维复合材料，各种整流罩蒙皮则采用玻璃纤维和Kevlar纤维复合材料，机身蒙皮中复合材料所占比例已达59％。但是由于存在者层间强度低、横向性能差、抗压能力弱等缺点，无论是战时还是平时，由于弹伤、紧急起航或迫降、机场简陋、维护或操作不当等原因，飞机复合材料结构非常容易发生以冲击损伤为主的各种结构破坏。现有针对飞机复合材料的无损检测方法基本上沿用

3、以往金属材料的检测方法，主要以超声波法和声阻抗法等为主，从实际情况看，由于复合材料与金属材料之间存在着较大的物理力学性能、结构特点和制造工艺等方面的差异，现有的金属无损检测方法并不能完全适用于飞机复合材料的损伤检测。红外热波无损检测技术作为一种全新的检测技术，正不断在航空航天领域得到逐步应用。对飞机垂尾翼尖玻璃纤维层压板、玻璃纤维层压板工字型加强肋、碳纤维多层复合材料结构件等的试验结果表明，该技术对飞机复合材料内部损伤检测具有独特的优点，且实用性强nH”。由于复合材料结构件的损伤破坏形式多数为埋藏于复合材料内部

4、的面积型损伤，尤其是不可见的分层和脱粘危害性更大。围绕复合材料结构件的红外热波无损检测能够实现对面积型损伤的面积和埋藏深度的定量计算，可为复合材料结构件的可修与不可修，以及可修条件下修理方法的制订提供所需的参考数据。2检测原理及设备2．1检测原理及特点128；蔷爵i-隔打；一r附i-吲计下‘∽¨¨{

5、#129f刊mh一下，k叫一1rf耐T1。‘卜

6、rl靠。f一_■●‘妒一中0(1式传输给便携式电脑，检测人员可通过计算机屏幕实时观察被检测]!件表面的温度场变化情况。整个系统所需的输入电源为220V／50Hz交流电

7、。§垃樘“。：键zⅡ㈣红卦捕成恤饶鞫!霉一～—一～““，——一、■■一带赦玷拉植测件(a)改备结构组成(b)设备外观图2飞机复台材料红外热波无损检测仪示意圈系统应用软件在Vc++集成开发环境下编写，不仅能完成热像仪控制、热图像采集和加热方式及加热时间的选择等功能，同时还能对所采集热雷像进行进一步的综合处理和分析，最终得出分析结论和检铡报告。对热图像的分析包括损伤面积测量、损伤埋藏深度计算和温度一时间变化曲线等，分析所得出的数据可作为制订损伤部位修理方案的参考依据。此外，某些修理方法如孙片法等实施完毕后，也可采用

8、该枪渊系统对损伤部位修理质量进行榆鸯(胶层是否均匀或存在间隙、气泡等)。3应用实例及结论榆测试件为某型战机露让罩蜂窝夹芯结构作，分为内、中、外三层层合扳和两层蜂掰芯，材料主要为S'2玻璃纤维，巾问瞒层行扳鞍厚。瞄3为试什可虬光照片，该结构作原始损伤为飞机掣、毁时造成的，¨一损伤和擦伤，丧佣t盯见的主要是擦伤及漆层脱落，孤山《“挺恼小可见。3．1脉冲闪光加热检测检测时采用脉冲闪光加热方式进行外部加热．加热灯能量为5．2kJ，热留采集速率为50帧／秒。从检测结果热图4可看出．除表面的擦伤及漆层脱落外，内部损伤和蜂窝

9、夹芯结构也清晰可见。由于脉冲激励能量有限，因此试件表面温度相对连续加热方式下要低，所以图像较暗。此外，加热过程较快且持续时闯短，试件内部及损伤部位图像持续时间短。(aJ闪光加热瞬间(b)闪光加热后较短时间(c)闪光加热后较长时间圈4蜂舒兜芯鲒#j试件红外热被无损桅洲结果示意蚓(闪光加热J32连续加热检洲梭删时采J

10、}{连续加热方式进行外部加热，加热灯功率为750W，加热时间5秒。热幽采集速率为50帧／秒。从图5可看出，除表面的擦伤及漆层脱落外，内部损伤清晰可见，而崩．内部蜂窝夹芯结构轮廓清晰可辨。与脉冲闪光加热

11、方式帽同，所得图像都能准确显示出试什内部损伤的位置、人小及形状等信息。黟翟寥翳雾警零“”霹“———__——9臻”——————”焉女nj蘩。一(a)加热前(b)加热过程中(c)加热停止后一定时间幽5蜂禽史芯结构试件红外热被无损椅测结果示意圈(连续加热)图像采集后刹辟j配套软件对损伤部位进行定靛测量．测量示例如图6所示。对漆层脱落部位的删掣．如方框所示，脱落部何宽度为48750毫米(mil