馬鵬飛，楊吟飛，蘇建斌，魯華，趙威

(1. 南京航空航天大學(xué)，江蘇 南京 210016；2. 中航工業(yè)西安飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限公司，陜西 西安 710089)

0 引言

氣密性檢測(cè)作為工業(yè)設(shè)備檢測(cè)不可或缺的技術(shù)指標(biāo)之一，已經(jīng)成為產(chǎn)品研制和生產(chǎn)過程中特別重要的環(huán)節(jié)[1]，尤其對(duì)于載人航天飛機(jī)，氣密性檢測(cè)更是重中之重，如飛機(jī)的增壓艙允許泄漏但不能超標(biāo)[2-3]。飛機(jī)上大量的泄漏源自機(jī)翼、艙門、蒙皮等部件，該類非封閉組件的泄漏檢測(cè)都在整機(jī)裝配后以封閉的形式進(jìn)行。由于傳統(tǒng)方法存在耗時(shí)長、效率低、精度差、后續(xù)處理復(fù)雜、隱蔽泄漏點(diǎn)難修復(fù)等問題，因此開發(fā)一種適用于部裝階段，對(duì)非封閉組件氣密性進(jìn)行檢測(cè)的方法，可以有效減少總裝階段的檢漏點(diǎn)并控制其泄漏量合格。

根據(jù)工件的類型和密封性能的要求，飛機(jī)非封閉組件在總裝階段常用的氣密性檢測(cè)方法有[4]：氦質(zhì)譜法、紅外熱成像法、氣泡法、淋雨法等。氦質(zhì)譜檢漏法[5-7]可以達(dá)到5×10-11Pa·m3/s的校準(zhǔn)漏率，是一種高精度泄漏檢測(cè)方法，可檢測(cè)的最低泄漏率為10-9Pa·m3/s，但是設(shè)備投資大，充氣時(shí)間長。紅外熱成像檢測(cè)技術(shù)[8-9]具有快速、直接的優(yōu)點(diǎn)，可以達(dá)到10-5Pa·m3/s的檢測(cè)量級(jí)。美國羅克威爾·羅克達(dá)因公司以SF6為介質(zhì)，在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的泄漏檢測(cè)中可達(dá)到10-8Pa·m3/s的最小檢漏率[10]，但是紅外法檢漏易受環(huán)境噪聲的影響。上述兩種方法都必須以壓力系統(tǒng)為研究背景。氣泡法和淋雨法是傳統(tǒng)用于泄漏檢測(cè)的手段，能達(dá)到10-4Pa·m3/s的檢測(cè)量級(jí)，氣泡法只能用于定位，而淋雨法可以迅速找到泄漏點(diǎn)，但只能檢測(cè)液體滲漏[11]，存在耗時(shí)長、后續(xù)處理復(fù)雜等問題。上述方法都無法在部裝階段有效地檢測(cè)非封閉組件的泄漏，而是在整機(jī)裝配后以封閉腔的形式進(jìn)行，但是總裝后檢測(cè)工序復(fù)雜、泄漏點(diǎn)定位不準(zhǔn)確，更無法判斷泄漏量是否合格，這無疑增加了產(chǎn)品的生產(chǎn)成本和周期，也降低了產(chǎn)品的質(zhì)量和可靠性。因此，開發(fā)一種在部裝階段有效獲取泄漏點(diǎn)信息、檢測(cè)泄漏量的方法迫在眉睫。

超聲波泄漏檢測(cè)技術(shù)作為一種無損檢測(cè)手段，相對(duì)于傳統(tǒng)的泄漏檢測(cè)方法而言，具有檢測(cè)靈敏度高、檢測(cè)速度快、缺陷定位準(zhǔn)確、及時(shí)修復(fù)等優(yōu)點(diǎn)，已經(jīng)成功應(yīng)用于封閉航空設(shè)備的泄漏檢測(cè)中，但在飛機(jī)非封閉組件泄漏檢測(cè)方面的應(yīng)用研究還不夠深入。本文以非封閉組件為研究對(duì)象，利用抽真空產(chǎn)生超聲波的原理，設(shè)計(jì)了飛機(jī)非封閉組件泄漏超聲波檢測(cè)系統(tǒng)，進(jìn)行了泄漏聲壓、泄漏量與泄漏孔徑、系統(tǒng)壓力、檢測(cè)距離等的關(guān)系試驗(yàn)以驗(yàn)證該方法對(duì)于飛機(jī)封閉組件在部裝階段泄漏檢測(cè)的可行性及重要性。

1 非封閉組件氣漏超聲檢測(cè)基本原理與檢測(cè)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.1 非封閉組件氣漏超聲檢測(cè)基本原理

根據(jù)典型小孔泄漏氣體流動(dòng)狀態(tài)，當(dāng)孔隙尺寸足夠小，密閉容器內(nèi)外壓差足夠大時(shí)，就會(huì)在小孔處形成氣流湍流[12]，湍流在泄漏點(diǎn)附近會(huì)產(chǎn)生一定頻率的聲波，其頻率與泄漏點(diǎn)的尺寸相關(guān)，漏點(diǎn)較大時(shí)，為人耳可聽到的聲音，而漏點(diǎn)尺寸很小且聲波振動(dòng)頻率>20kHz時(shí)，就成為人耳無法聽到的空載超聲波[13]。

超聲波泄漏檢測(cè)的實(shí)施方法根據(jù)被測(cè)系統(tǒng)的狀態(tài)分為兩類：壓力系統(tǒng)和非壓力系統(tǒng)[14-15]，如圖1所示。作為非壓力系統(tǒng)中的一種，非封閉組件泄漏的超聲波檢測(cè)方法卻與眾不同，它是采用抽真空產(chǎn)生負(fù)壓以誘發(fā)超聲波，與傳統(tǒng)的發(fā)生器激發(fā)超聲波不同。

本文采用抽真空的方式，在窄縫和泄漏孔處誘發(fā)超聲泄漏的產(chǎn)生。在抽氣過程中，泄漏點(diǎn)處將產(chǎn)生高速氣流，引起泄漏點(diǎn)本身及周邊材料的振動(dòng)，從而產(chǎn)生共振，共振頻率和泄漏點(diǎn)的幾何及物理特性有關(guān)。激發(fā)聲波的頻率與氣流速度有關(guān)，通常以寬頻波為主，簧片哨激發(fā)超聲波就是該方面的典型實(shí)例[16]。

圖1 超聲波檢測(cè)實(shí)施方法

1.2 超聲波檢測(cè)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

基于非封閉組件超聲波泄漏檢測(cè)的原理，設(shè)計(jì)如圖2所示的試驗(yàn)系統(tǒng)。檢測(cè)系統(tǒng)包括真空系統(tǒng)、真空吸附裝置、非封閉組件以及檢測(cè)裝置等。真空系統(tǒng)由真空泵、真空表和真空罐組成；真空吸附裝置是軟橡膠制成的吸盤；檢測(cè)裝置包括玻璃轉(zhuǎn)子流量計(jì)以及超聲波檢測(cè)儀。啟動(dòng)電源后，真空泵工作，在真空罐作用下，整個(gè)系統(tǒng)會(huì)產(chǎn)生穩(wěn)定氣流，促使吸盤吸附在有微小泄漏孔的非封閉組件上，在非封閉組件另一側(cè)即產(chǎn)生可檢測(cè)的超聲波。

試驗(yàn)系統(tǒng)選用的元件規(guī)格如下：1) 真空泵：2XZ-4直聯(lián)旋片式真空泵，抽氣速度為4 L/s；2) 真空表：YZ-60，油封防震，測(cè)量范圍為：0.01～0.1 MPa的負(fù)壓；3) 氣罐：容積20 L，外型尺寸：外徑280 mm，長度350 mm，高度370 mm，耐壓<1.0 MPa；4) 玻璃轉(zhuǎn)子流量計(jì)：LZB-6，氣體測(cè)量范圍為0.6～6 m3/h；5) 檢測(cè)裝置為KM Instrument公司的SDT270超聲波檢漏儀。根據(jù)原理圖，搭建如圖3所示的試驗(yàn)裝置系統(tǒng)。

圖2 非封閉組件超聲檢測(cè)試驗(yàn)原理圖

圖3 非封閉超聲檢測(cè)試驗(yàn)裝置圖

氣體泄漏產(chǎn)生超聲波的過程較為復(fù)雜，受多種因素影響，已有研究[17-19]表明，影響超聲泄漏大小的因素主要有：檢測(cè)距離r、真空系統(tǒng)的真空度PV以及泄漏孔徑d的大小。為此，項(xiàng)目研究以聲源為原點(diǎn)建立超聲波檢測(cè)平臺(tái)(圖4)，將超聲波檢測(cè)儀放在可移動(dòng)三維裝置上，調(diào)節(jié)支架改變距離r，調(diào)節(jié)真空泵后接閥門改變系統(tǒng)真空度PV，更換泄漏聲源的漏孔，即可改變泄漏聲源的漏孔直徑d。試驗(yàn)過程中，單獨(dú)改變某一變量，分別測(cè)得泄漏聲壓值prs與檢測(cè)距離r、真空系統(tǒng)真空度PV、泄漏孔徑d之間的關(guān)系。

圖4 泄漏檢測(cè)示意圖

2 非封閉組件氣體泄漏聲信號(hào)與泄漏量模型

2.1 非封閉組件氣體泄漏聲信號(hào)模型

由于檢測(cè)過程時(shí)間短，真空系統(tǒng)的壓力pt近似不變，出口壓力處于真空狀態(tài)，且泄漏孔長度無變化，此時(shí)可將非封閉組件的泄漏特征近似于載人航天艙體的泄漏，即可推出直徑為d，長度為l的漏孔的噴口聲功率PT如式(1)所示[20]：

(1)

其中:ρ0為真空腔內(nèi)空氣密度；ρs為標(biāo)準(zhǔn)大氣密度；c0為聲波傳播速度；pout為噴口外大氣壓；γ=cp/cV，cp為真空腔內(nèi)氣體的定壓比熱，cv為真空腔內(nèi)氣體的定容比熱。

對(duì)于非封閉組件泄漏，檢漏時(shí)間短，pt/ρ0、pout、ρ0/pt、l均視為恒定，由式(1)可以看出，漏孔噴口處氣體的聲功率只和漏孔的直徑和長度相關(guān)，當(dāng)漏孔長度固定時(shí)，泄漏孔的直徑越大，聲功率越大。因此，在實(shí)際檢測(cè)中，只要檢測(cè)出噴口處的聲功率，即可確定非封閉組件上泄漏孔的幾何尺寸及相關(guān)的泄漏率大小。

非封閉組件泄漏孔處所產(chǎn)生的聲信號(hào)，需要傳播至超聲波檢測(cè)儀并被有效接收才能進(jìn)行檢漏。假設(shè)泄漏孔噴口處產(chǎn)生的噴流為點(diǎn)源，其傳播聲場(chǎng)如圖5所示。點(diǎn)源聲場(chǎng)的聲波波動(dòng)方程為式(2)，其聲場(chǎng)解為式(3)。

圖5 點(diǎn)源聲場(chǎng)傳播示意圖

(2)

P(r,t)=PAei(wt-kr+θ)

(3)

(4)

若接收器接收點(diǎn)法線過漏孔泄漏點(diǎn)，則超聲波檢測(cè)儀接收到的聲壓[20]為：

(5)

從式(5)可以看出，若非封閉組件上出現(xiàn)直徑為d、長度為l的漏孔時(shí)，在指定檢測(cè)距離r下，通過檢測(cè)得到的聲壓，就可確定泄漏孔的大小。

2.2 非封閉組件氣體泄漏量模型

飛機(jī)增壓艙允許泄漏但不能超標(biāo)，江洋等人[21]利用雷諾數(shù)與聲壓級(jí)的關(guān)系反求雷諾數(shù)，進(jìn)而得到泄漏量。該方法可以在距離噴口100mm處，測(cè)得孔徑0.08mm，壓力為20kPa，40mL/min的泄漏量。本文在原有試驗(yàn)基礎(chǔ)上，加入流量計(jì)以檢測(cè)泄漏量，并與檢測(cè)到的聲壓級(jí)進(jìn)行對(duì)比分析。

假定氣體為理想氣體，在管道中的氣流速度遠(yuǎn)大于氣體與外界熱交換的速度，流動(dòng)過程中的能量損失遠(yuǎn)小于它本身的總能量，忽略不計(jì)。因此，在流量計(jì)入口處的截面流速[22]為：

(6)

式中：k為常數(shù)；R為氣體常數(shù)；p0、T0為當(dāng)?shù)卮髿鈮毫Α囟?；pe、Te為流量計(jì)入口截面絕對(duì)壓力、溫度。試驗(yàn)所測(cè)得的表壓力為系統(tǒng)真空度pV，滿足PV=Patm-Pe，因此，流量計(jì)測(cè)得泄漏量Q滿足：

(7)

從式(7)可以看出，非封閉組件上的泄漏面積一定，隨著真空度的增大，泄漏量減小，通過檢測(cè)時(shí)所確定的系統(tǒng)真空度值，就可以確定泄漏量的大小。

在實(shí)際測(cè)量中，由于介質(zhì)與測(cè)量狀態(tài)的變化，需要對(duì)流量計(jì)進(jìn)行重新標(biāo)定，標(biāo)定公式如式(8)。

(8)

式中：Q1、P1、T1為理想狀態(tài)氣體體積流量、絕對(duì)壓力和絕對(duì)溫度；Q2、P2、T2為試驗(yàn)狀態(tài)氣體體積流量、絕對(duì)壓力和絕對(duì)溫度。

根據(jù)圖3所示的試驗(yàn)裝置圖，流量計(jì)位于系統(tǒng)內(nèi)部，所測(cè)數(shù)據(jù)為系統(tǒng)內(nèi)部流量，而非噴口流量值，將真空系統(tǒng)管道近似于由幾節(jié)不同管徑連接的氣體管道系統(tǒng)，利用伯努利方程推算噴口流量值，得到噴口流量與孔徑、壓力的關(guān)系。

假設(shè)流量計(jì)所在管路截面為位置1，泄漏孔噴口截面為位置2，可利用伯努利方程

(9)

進(jìn)行換算，其中，P1、ρ1、v1、h1為流量計(jì)所在截面氣流壓力、密度、速度以及截面的絕對(duì)高度；P2、ρ2、v2、h2為噴口截面的氣流壓力、密度、速度及截面的絕對(duì)高度。試驗(yàn)過程中，氣體管路的高度一致、壓力不變，且將系統(tǒng)內(nèi)部氣體近似于理想氣體，不可壓縮，即可得到h1=h2、ρ1=ρ2、P1=P2、v1=v2，所以，相對(duì)于測(cè)量值，噴口處的流量只與泄漏孔面積成正比，即與漏孔的直徑平方成正比。

(10)

3 試驗(yàn)與分析

3.1 泄漏聲壓試驗(yàn)

1) 水平檢測(cè)距離試驗(yàn)結(jié)果及分析

由式(5)可看出，泄漏孔處氣體泄漏產(chǎn)生的聲信號(hào)在傳播過程中，如不考慮空氣的吸收和散射因素，則理想情況下，檢測(cè)儀接收的聲壓Prs和檢測(cè)距離r成反比。

試驗(yàn)時(shí)，保證泄漏孔徑系統(tǒng)真空度PV為-0.08MPa，調(diào)整檢測(cè)距離r在0～1.8m之間等距變化，變化間隔為0.2m，分別測(cè)得d為0.4mm、0.6mm、0.8mm 3種孔徑的變化關(guān)系，試驗(yàn)所采用的SDT-270超聲波檢測(cè)儀，其檢測(cè)到的聲壓級(jí)u與聲壓Prs之間存在式(11)的關(guān)系。

Prs=10u/20μV

(11)

將采集的聲壓值數(shù)據(jù)繪制圖6(a)所示曲線。

由圖6(a)可以看出，超聲波檢測(cè)儀接收到的聲壓信號(hào)隨著檢測(cè)距離的增加會(huì)急劇下降，當(dāng)檢測(cè)距離超過0.4 m后，檢測(cè)精度降低，并非如式(5)所分析的完全反比例關(guān)系，這是式(5)忽略了空氣對(duì)超聲波的吸收和散射左右而造成聲波傳播過程中偏離了點(diǎn)源球面波模型所導(dǎo)致的。

2) 泄漏孔徑試驗(yàn)及結(jié)果分析

由式(5)可知，當(dāng)漏孔長度一定時(shí)，漏孔的直徑越大，噴口處的聲功率越大，并且在式(5)的聲壓關(guān)系中，當(dāng)檢測(cè)距離r一定時(shí)，忽略空氣的吸收和散射影響，檢測(cè)儀接收的聲壓信號(hào)與泄漏孔直徑的4次方成正比。

設(shè)計(jì)聲壓與孔徑之間的關(guān)系試驗(yàn)，試驗(yàn)過程中，固定檢測(cè)距離r為0.3m，系統(tǒng)真空度PV為-0.08MPa，改變泄漏孔徑d，試驗(yàn)值為0.4mm、0.6mm、0.8mm、1.0mm、1.5mm以及2.0mm 6種，分別檢測(cè)得到6組數(shù)據(jù)，整理得到圖6(b)所示曲線。

從圖6(b)可以看出，檢測(cè)儀接收的超聲波信號(hào)隨直徑的增大而增大，并非如式(5)所分析的完全4次方關(guān)系，并且在1.0mm的直徑點(diǎn)處出現(xiàn)突變，原因是隨著孔徑的增大，由于系統(tǒng)壓力不變，氣流速度不變，所以噴口處的氣體流量減小，對(duì)泄漏噴口處的聲壓起到抵消作用，致使檢測(cè)到的聲壓值與理論值相比出現(xiàn)減小現(xiàn)象。故此非封閉組件泄漏超聲檢測(cè)方法可將檢測(cè)精度縮小到1.0mm的孔徑大小。

圖6 聲壓變化關(guān)系圖

3.2 泄漏量試驗(yàn)

在泄漏量的檢測(cè)試驗(yàn)中，檢測(cè)距離不影響泄漏量的大小，為此，試驗(yàn)探索泄漏量與孔徑及真空度的關(guān)系。

1) 泄漏孔徑試驗(yàn)及結(jié)果分析

正如式(7)所示，系統(tǒng)內(nèi)氣流速度恒定，泄漏量與泄漏孔徑的平方成正比，試驗(yàn)過程中，固定檢測(cè)距離r為0.3m，系統(tǒng)真空度PV為-0.08MPa，更換泄漏孔徑d，試驗(yàn)值為0.4mm、0.6mm、0.8mm、1.0mm、1.5mm以及2.0mm 6種，將檢測(cè)到的數(shù)據(jù)繪制成圖7(a)所示曲線。

由圖7(a)可以看出，當(dāng)真空度一定時(shí)，噴口流量隨孔徑的增大而增大，近似成二次正比關(guān)系，與式(7)的理論關(guān)系基本吻合。

2) 真空度試驗(yàn)及結(jié)果分析

調(diào)節(jié)真空閥，真空度隨之改變，系統(tǒng)內(nèi)部壓力變化。試驗(yàn)過程中，調(diào)節(jié)系統(tǒng)真空度PV在-0.01～-0.1MPa之間以0.01MPa的差值遞進(jìn)，固定檢測(cè)距離r為0.3m，分別檢測(cè)泄漏孔徑d為0.4mm、0.6mm、0.8mm時(shí)的氣體泄漏量，繪制圖7(b)所示曲線。

根據(jù)圖7(b)所示，當(dāng)泄漏孔徑一定時(shí)，隨著系統(tǒng)真空度的增大，噴口流量呈下降趨勢(shì)，與式(7)的變化規(guī)律基本吻合，當(dāng)真空度達(dá)到-0.1MPa，即系統(tǒng)內(nèi)部絕對(duì)壓力幾乎為0時(shí)，泄漏量突變，達(dá)到式(6)中pe不為0的極端點(diǎn)，而當(dāng)真空度在0.05～0.07MPa范圍內(nèi)，流量的變化穩(wěn)定。對(duì)于同一點(diǎn)而言，假設(shè)管中為不可壓縮氣體，根據(jù)伯努利方程可知：當(dāng)壓力增大時(shí)，速度減??；又根據(jù)式(7)可知，流量隨之減小，與圖7(b)所描述的曲線趨勢(shì)基本一致；而對(duì)于同一壓力值下，泄漏孔的直徑越大，噴口流量越大，與圖7(a)顯示情況相符。

圖7 噴口泄漏量變化關(guān)系

綜上所述，在實(shí)際泄漏量檢測(cè)中，壓力無法成為檢漏的影響因素，可以將其設(shè)為某一固定值，而直接通過測(cè)量噴口的泄漏量來判斷發(fā)生泄漏的漏孔大小。

4 結(jié)語

本文基于抽真空產(chǎn)生超聲波的原理，設(shè)計(jì)了飛機(jī)非封閉組件泄漏的超聲波檢測(cè)系統(tǒng)，并進(jìn)行了泄漏聲壓、泄漏量與泄漏孔徑、系統(tǒng)壓力、檢測(cè)距離等的關(guān)系試驗(yàn)，主要結(jié)論如下：

1) 抽真空可以在微小泄漏處產(chǎn)生超聲波，并用于非封閉組件/開敞結(jié)構(gòu)的泄漏檢測(cè)；

2) 非封閉組件泄漏聲波在空氣中傳播，其強(qiáng)度隨傳播的距離增大而急劇下降，當(dāng)r<0.4m時(shí)，檢測(cè)精度高；

3) 非封閉組件泄漏產(chǎn)生的聲壓隨泄漏孔徑的增大而增大，可以有效檢測(cè) 1mm孔徑之內(nèi)的泄漏；

4) 非封閉組件泄漏產(chǎn)生泄漏量的大小隨泄漏孔直徑的增大而增大，壓力變化對(duì)泄漏量無明顯影響，在0.05～0.07MPa范圍內(nèi)泄漏量穩(wěn)定。實(shí)際檢測(cè)中，可以通過檢測(cè)到的聲壓及泄漏量來確定發(fā)生泄漏的漏孔的大小。

綜上所述，本文提出的飛機(jī)非封閉組件超聲波泄漏檢測(cè)技術(shù)，可以在飛機(jī)部裝階段有效檢測(cè)0.4m范圍內(nèi)，泄漏孔徑1mm以內(nèi)的飛機(jī)非封閉組件的氣體泄漏，能夠準(zhǔn)確、快速地獲取泄漏位置、泄漏孔徑和泄漏量，為大幅降低整機(jī)裝配后的氣密性檢測(cè)時(shí)間和成本提供了一種有效便捷的方法，亦可推廣應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域及其他大型設(shè)備的氣密性檢測(cè)中。