謝小榮，楊小林，李邦治

（1.空軍第一航空學(xué)院，河南信陽(yáng)464000；2.九三一二三部隊(duì)，遼寧遼陽(yáng)111000）

某型飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)超聲檢測(cè)探頭的設(shè)計(jì)

謝小榮1，楊小林1，李邦治2

（1.空軍第一航空學(xué)院，河南信陽(yáng)464000；2.九三一二三部隊(duì)，遼寧遼陽(yáng)111000）

針對(duì)某型飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)檢測(cè)，設(shè)計(jì)了一種超聲波延遲塊探頭。主要分析計(jì)算了延遲塊探頭的各項(xiàng)技術(shù)參數(shù)。通過(guò)試驗(yàn)應(yīng)用，驗(yàn)證了對(duì)某型飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)檢測(cè)的可靠性。

超聲波檢測(cè)；探頭；延遲塊

0 引言

某型飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)存在層間強(qiáng)度低、抗壓能力弱等缺點(diǎn)，當(dāng)其受外來(lái)物體沖擊后，如：冰雹、碎石、工具跌落、踩踏、維護(hù)或操作不當(dāng)?shù)仍蚨伎赡軐?dǎo)致復(fù)合材料結(jié)構(gòu)出現(xiàn)分層、脫粘、基體開(kāi)裂、界面脫落和纖維斷裂等各種損傷，這些損傷若不及時(shí)發(fā)現(xiàn)，將導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的承力強(qiáng)度下降或失效，嚴(yán)重威脅飛機(jī)飛行安全。目前針對(duì)該型飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的損傷主要采用超聲波檢測(cè)，但需要設(shè)計(jì)專(zhuān)門(mén)的超聲檢測(cè)探頭。超聲檢測(cè)探頭的設(shè)計(jì)主要從探頭結(jié)構(gòu)、晶片工作頻率、晶片的尺寸和延遲塊尺寸等方面考慮。

1 檢測(cè)原理

如圖1所示，超聲探頭產(chǎn)生脈沖超聲波透射入被檢測(cè)試件。在試件內(nèi)傳播的超聲波遇到分層、脫粘等缺陷時(shí)即被反射，反射回波由超聲探頭接收轉(zhuǎn)變成電脈沖信號(hào)輸入檢測(cè)儀，經(jīng)過(guò)信號(hào)處理后最終在顯示屏上顯示出檢測(cè)波形。根據(jù)熒光屏上表面回波S和底面回波B之間是否出現(xiàn)缺陷波F，可以判斷試件內(nèi)部是否存在損傷。

圖1　檢測(cè)原理示意圖Fig.1 Testing principle

2 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

根據(jù)某型飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷一般平行檢測(cè)面的特點(diǎn)，探頭型式確定為直探頭，如圖2所示。探頭由壓電晶片、阻尼吸收塊、延遲塊、導(dǎo)線、外殼和電纜接頭等組成。探頭的核心部件是壓電晶片，用來(lái)產(chǎn)生和接收超聲波。晶片的背部是阻尼吸收塊，吸收塊的采用是由于加于晶片的電脈沖停止后，壓電晶片會(huì)因慣性而繼續(xù)振動(dòng)，加上吸收塊后，電脈沖停止后，晶片很快停止振動(dòng)。另外，吸收塊還以吸收晶片背部超聲波，避免超聲波多次來(lái)回背反射，對(duì)晶片發(fā)射和接收超聲波造成干擾。由于晶片上各點(diǎn)產(chǎn)生的超聲波會(huì)發(fā)生干涉現(xiàn)象，探頭產(chǎn)生的超聲波聲場(chǎng)并不是連續(xù)規(guī)則分布，在晶片附近存在盲區(qū)，盲區(qū)范圍一般有5～ 10mm。某型飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)厚度一般不超過(guò)15mm，甚至只有2～3mm，因此，超聲波檢測(cè)時(shí)應(yīng)盡量消除該盲區(qū)影響，本設(shè)計(jì)采用晶片前端加延遲塊的方法。

圖2　探頭結(jié)構(gòu)Fig.2 The structure of probe

3 參數(shù)確定

3.1工作頻率

一般選擇頻率時(shí)應(yīng)考慮以下因素［1］：

（1）由于波的繞射，使超聲波檢測(cè)靈敏度約為λ/2，因此提高頻率，有利于發(fā)現(xiàn)更小的缺陷。

（2）頻率高，脈沖寬度小，分辨力高，有利于區(qū)分相鄰缺陷。

（3）θ=arcsin1.22λ/D可知，頻率高，波長(zhǎng)λ短，則半擴(kuò)散角θ小，聲束指向性好，能量集中，有利于發(fā)現(xiàn)缺陷并對(duì)缺陷定位。

（4）頻率高，波長(zhǎng)λ短，盲區(qū)長(zhǎng)度大，對(duì)檢測(cè)不利。

（5）頻率增加，衰減急劇增加。

對(duì)于某型飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，由于結(jié)構(gòu)厚度小，衰減因素可不考慮，主要考慮檢測(cè)靈敏度、分辨力和定位精度，頻率高對(duì)檢測(cè)有利。但頻率太高，晶片越薄，磨制難度大，晶片易碎。如復(fù)合材料檢測(cè)要求分辨間隔0.3mm損傷，頻率f根據(jù)聲速c和間隔h計(jì)算為：

f=c/h=2800/0.3=9.3MHz

考慮探頭制作頻率一般取2.5M、5M、10M，頻率越高，分辨力越好，因此，工作頻率可確定為10MHz，可以滿足復(fù)合材料檢測(cè)要求。

3.2晶片尺寸

確定晶片尺寸要考慮工作頻率和檢測(cè)效率兩個(gè)因素。探頭工作頻率確定后，需要通過(guò)磨制一定厚度晶片實(shí)現(xiàn)。晶片越薄，發(fā)射頻率越高，且晶片厚度t與頻率f、頻率常數(shù)N關(guān)系為：

t=N/2f

如采用PZT壓電陶瓷制作晶片，磨制10MHz頻率晶片厚度為：

t=N/f=2.0/10=0.2mm

晶片直徑的確定要考慮盲區(qū)、指向角、檢測(cè)效率和磨制難度等因素。直徑越大，指向性越好，能力集中，檢測(cè)效率越高，但盲區(qū)大，晶片磨制困難。綜合考慮，檢查復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件探頭晶片直徑以φ8～φ15mm為佳。

3.3延遲塊尺寸

延遲塊的直徑與探頭晶片直徑相同，一般設(shè)計(jì)為10mm。其厚度由三方面因素決定：

（1）厚度應(yīng)大于超聲波在延遲塊中的盲區(qū)長(zhǎng)度。

（2）超聲波在延遲塊中傳播時(shí)間應(yīng)大于在被檢復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件最厚處時(shí)間。

（3）厚度最好為1/2的整數(shù)倍，這時(shí)聲波穿透率最大。

JB/T 10061-1999《A型脈沖反射式超聲探傷儀通用技術(shù)條件》規(guī)定：A型脈沖反射式超聲探傷儀直探頭盲區(qū)應(yīng)小于15mm。由此，延遲塊厚度應(yīng)設(shè)計(jì)大于15mm就能滿足要求。

某型飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)最厚處為10.8mm，超聲波傳播時(shí)間為：

t=s/c=10.8×10-3/2800=3.86μs

則延遲塊最小厚度為：

T=2640×3.86×10-3=10.2mm

超聲波在延遲塊材料的中半波長(zhǎng)λ/2為：

λ/2=c/2f=2640/2×10×106=0.132mm

超聲波在延遲塊材料的中半波長(zhǎng)λ/2的125倍為16.5mm。綜合以上條件，延遲塊厚度可設(shè)計(jì)為16.5mm。

4 試驗(yàn)應(yīng)用

4.1試驗(yàn)環(huán)境

探傷方法為接觸法，耦合劑為水，儀器采用A/TFSY-01型復(fù)合材料智能超聲檢測(cè)儀。

4.2試驗(yàn)結(jié)果

采用本文設(shè)計(jì)的探頭對(duì)某型飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷件進(jìn)行超聲檢測(cè)，可以有效檢測(cè)出復(fù)合材料損傷件中的分層和脫粘。圖3為超聲檢測(cè)系統(tǒng)檢測(cè)出分層缺陷的波形示意圖。由實(shí)驗(yàn)結(jié)果可知，設(shè)計(jì)制作的延遲塊探頭試驗(yàn)效果較好，檢測(cè)靈敏度較高，可以滿足某型飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)檢測(cè)的需要。

圖3　檢測(cè)試驗(yàn)波形Fig.3 The experiment pulses

5 結(jié)束語(yǔ)

本文通過(guò)理論分析和試驗(yàn)應(yīng)用設(shè)計(jì)了延遲塊探頭的各個(gè)參數(shù)，詳述了延遲塊探頭各個(gè)參數(shù)確定的方法，并應(yīng)用該探頭對(duì)某型飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷件進(jìn)行檢測(cè)，實(shí)際應(yīng)用結(jié)果表明檢測(cè)靈敏度較高，可以滿足檢測(cè)的需要。

［1］孫金立.無(wú)損檢測(cè)及在航空維修中的應(yīng)用［M］.國(guó)防工業(yè)出版社，2004.

［2］中國(guó)機(jī)械工程學(xué)會(huì)無(wú)損檢測(cè)分會(huì).超聲波探傷［M］.北京：機(jī)械工業(yè)出版社，1989.

［3］李家偉，陳積懋.無(wú)損檢測(cè)手冊(cè)［M］.北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2002.

Design of Ultrasound Probe for Aircraft Composite Material Structure Inspection

XIE Xiao-Rong1，YANG Xiao-Lin1，LI Bang-Zhi2
（1.The First Aeronautical University of Air Force，Xinyang Henan 464000，China；2.Unit 93123，Liaoyang Liaoning 111000，China）

A type of ultrasound delay probe was designed for aircraft composite material structure inspection.Some technical data of delay probe were analyzed and calculated.Experiments were held to prove the reliability of in situ testing.

ultrasound detection；probe；delay

TB47

A

10.3969/j.issn.1002-6673.2015.02.002

1002-6673（2015）02-005-02

2015-01-07

謝小榮（1973-），男，副教授。研究方向：無(wú)損檢測(cè)技術(shù)；李邦治（1978-），男，工程師。研究方向：飛機(jī)附件檢修與無(wú)損檢測(cè)。