航空發(fā)動機葉片裂紋檢測技術及應用分析

何嘉輝

摘要：航空發(fā)動機由于其結構復雜、葉片級數(shù)多而難以對裂紋等缺陷進行檢測，最常用的傳統(tǒng)檢測方法如孔探法無法高效的對葉片表面進行診斷，因此我國航空發(fā)動機葉片的無損檢測一直是行業(yè)發(fā)展的重點。本文旨在驗證超聲紅外熱成像技術是否適用于航空發(fā)動機葉片裂紋的檢測，通過采集受到超聲激勵后的材料表面的溫度變化，進而對材料表面進行初步的定損。結果證明，該技術可以準確的采集到材料表面的熱成像圖并對裂紋等損傷進行有效判定。

關鍵詞：無損檢測;航空發(fā)動機葉片;超聲紅外熱成像;損傷檢測

0 ?引言

航空發(fā)動機作為飛機動力的核心，是體現(xiàn)飛機性能的標準之一[1]。大多采用復雜型面葉片，在運行過程中因為會受到應力、離心力已于彎矩應力的影響，所以容易生成疲勞裂紋、層間分離等損傷[2]。這種損傷會降低航空發(fā)動機的性能，給裝備帶來安全隱患，甚至會引發(fā)災難。因此發(fā)展、使用高效的檢測技術是解決這類問題的關鍵。

大部分應用于航空發(fā)動機葉片檢測的方法主要有孔探法以及常規(guī)的檢測方法如磁粉、射線、渦流電磁法，其中孔探法是發(fā)動機外場檢測應用最多的一種技術，這種技術檢測時間長，對人力的要求很高，并且操作過程較為復雜且必須十分謹慎。常規(guī)的檢測方法對復雜曲面結構缺陷的檢測存在這一定的局限性[3]。近年來已出現(xiàn)一些高效的無損檢測方法如聲波/超聲波檢測、電磁超聲非線性檢測、相控陣檢測等已經逐步應用于發(fā)動機葉片的探傷。紅外熱成像技術亦是較為先進的無損檢測技術之一，它主要是通過對被測結構件表面的溫度變化進行捕捉，利用紅外熱成像儀采集表面因溫度變化而產生的紅外信號檢測的。

紅外熱成像技術是用超聲波對工件表面積局部進行激勵進而進行加熱，通過熱成像儀捕捉裂紋區(qū)域的局部紅外圖像。由于在固體器件中超聲波傳播速度快，所以從發(fā)出激勵信號到采集到反饋信號是極短時間的過程，又因為深度、裂紋大小不同，紅外信號傳播到試件表面并得到反饋是隨著時間、裂紋規(guī)模變化的，最后經過圖像處理可以對試件的裂紋進行識別與定位。

1 ?檢測原理及方法概述

1.1 檢測原理概述

超聲紅外熱成像檢測技術的原理是先將低頻高能的超聲波注入被測零件，被測零件會產生小幅的機械振動，如果存在裂紋，那么由于裂紋兩側因震動頻率不同（即出現(xiàn)相位差）而出現(xiàn)部分熱效應（即摩擦生熱），導致局部的溫度升高表面產生的熱輻射也不同。之后利用熱成像儀對被測件表面溫度進行捕捉生成零件表面的溫度分布圖，最后通過對溫度分布圖中的異常信號進行分析從而得到裂紋的位置及尺寸。相比于其他成像技術，超聲紅外熱成像技術可以只對表面或者裂紋區(qū)域進行加熱，對正常的結構區(qū)域不加熱，這種方法可以增加裂紋檢測的可靠性，更有利于分析與判定，其檢測原理如圖1所示。

紅外熱成像檢測的原理采集就是因不同材料表面熱傳導不同而出現(xiàn)溫度差異的圖像并對其進行甄別，因此我們可以通過熱傳導方程對其做出解釋，熱傳導方程如下：

由此可知，試件受到激勵之后會表面會發(fā)生溫度變化，在時間相同的情況下，試件表面的溫度T與待測件厚度（或者是裂紋的深度）成反比，即厚度（深度）越大，表面的溫度越低。為了達到可以完全顯現(xiàn)裂紋的目的，激勵的時間應該越長，因此為了使裂紋處溫差會達到最大便于觀察，應該給予一定時間的激勵。從原理上分析可以通過激勵被測試件并采集試件表面溫度的變化來識別裂紋及缺陷。

1.2 檢測儀器介紹

本系統(tǒng)主要由數(shù)據(jù)采集處理、激勵發(fā)生器組成。目前完成的檢測系統(tǒng)包括計算機、紅外熱成像儀、超聲波發(fā)生器組成。其中計算機主要用于采集紅外熱成像圖并作為后期對結果處理的裝置，超聲波發(fā)生器主要包括超聲波激勵電源、激勵觸頭等。本實驗采用紅外熱成像儀為德國InfraTecVarioCHD head 高清便攜式紅外熱成像儀，此設備可以高效率、精確的測量并分析被測試件表面的溫度變化。由于儀器設備不同，因此最后得到的檢測結果也會隨著紅外攝像儀的精度有所變化。數(shù)據(jù)采集與處理使用的是計算機與紅外軟件IRBIS3plus，可以在其控制界面改變參數(shù)改變采集的模式。

2 ?實驗檢測及結果

由于不具備發(fā)動機葉片作為檢測對象，因此選用其他替代試件作為待測件，最終通過分析結果判斷超聲紅外熱成像技術是否適用于發(fā)動機葉片裂紋的檢測。

根據(jù)熱傳導定律可知，當材料表面溫度分布不均勻時，材料表面熱輻射不均勻，因此最終采集到的熱溫度圖可以清晰顯示裂紋形狀及位置。本次實驗采用3mm與4mm厚CFRP（碳纖維板）板作為待測材料，為了驗證是否可行，需要對CFRP板進行人為（破壞）。實驗中，設置采集的頻率為30Hz，采集幀數(shù)的熱圖為1000幀。激勵時長分別為3s和4s，最后采集熱圖像序列。經過實驗發(fā)現(xiàn)，裂紋熱成像出現(xiàn)的過程為逐漸變小，即大部分缺陷最先出現(xiàn)且最容易出現(xiàn)，少部分逐漸出現(xiàn)并且缺陷逐漸完整化。缺陷熱成像圖見圖2和圖3。

圖2、圖3中顯示的是首次能夠清晰觀察到全部的裂紋缺陷之后的幀數(shù)圖，出現(xiàn)的時間分別為：第124幀時3mm厚試件可以全部顯示;第197幀時4mm厚試件可以全部顯示。從圖2、圖3中可以清晰發(fā)現(xiàn)裂紋、缺陷所在位置，并且在4mm厚裂紋熱像圖中，可以觀察到裂紋缺陷因深度不同而出現(xiàn)的深色區(qū)域顏色不同的現(xiàn)象。之后經過Blob提取統(tǒng)計二值圖中的像素值并計算面積，可以得到缺陷區(qū)域的大小及其產生的熱效應。具體見表1。

從最后的檢測結果可以看出，超聲紅外熱成像檢測應用于表面結構缺陷、裂紋探測是可行的，盡管具體的面積提取仍然存在一定的誤差，但是對于定量檢測葉片裂紋大小或者識別葉片是否有損傷依舊具有一定的參考價值。

3 ?結語

部分航空發(fā)動機由于具有多級葉片，在檢測葉片是否受損時難度較高、精確性要求較高，因此傳統(tǒng)的葉片檢測對于航空發(fā)動機葉片裂紋與缺陷的檢測存在一定的局限性。本文通過應用超聲紅外熱成像技術檢測特殊材料表面熱像圖驗證該方法是否具備檢測航空發(fā)動機復雜葉片結構的能力并最終通過分析結果確定該方法可以應用于發(fā)動機葉片的檢測。

參考文獻：

[1]許愕俊.微裂紋對航空發(fā)動機構件服役總壽命及可靠性的影響[J].航空發(fā)動機，2003，29（2）：11-15.

[2]張立功，張佐光.先進復合材料中的主要缺陷分析[J].玻璃鋼/復合材料， 2001（3）：42-45.

[3]曹益平，李路明，等.基于電測檢測原理的疲勞裂紋檢測方法[J].清華大學學報，2005，45（11）：1453-1455.