HTML
-
无损检测是保障飞机飞行安全的重要手段之一。在飞机的在役检测和维修检测中,目视、敲击、超声、渗透、磁粉、涡流、X射线等多种无损检测方法根据实际需要都有着大量的应用[1-6]。譬如,利用渗透及磁粉检测技术可以有效检查出飞机结构表面缺陷及损伤,如疲劳裂纹、应力腐蚀裂纹等[3]。可以采用涡流检测法对飞机结构外R区进行在役原位检测[4]。对于航空发动机涡轮叶片,可以采用内窥镜荧光渗透方法对其内腔裂纹进行原位检测[5]。对于机翼油箱整体壁板,可以采用超声相控阵技术进行快速化原位检测[6]等。
近些年来,由于红外热成像检测方法具有非接触、可视化、检测效率高等特点,并得益于方法本身的日渐成熟和设备的不断迭代升级,该技术逐渐成为新的在役检测和维修检测方法。
波音、空客等公司都将红外热成像检测技术列为蜂窝积水的重要检测手段。尤其是空客公司在飞机方向舵、升降舵的积水检测中大量采用红外热成像检测技术。电吹风加热和电热毯加热是常见的蜂窝积水检测加热手段[1]。此外,在飞机冲击损伤、复合材料层压板结构件分层、夹层结构件脱粘、涂层脱粘等缺陷的检测中,红外热成像检测方法也给出了良好的检测结果[7-10],其中以闪光灯加热为激励手段的红外热成像检测是发展较为成熟的一种红外检测方法。
在役检测中,避免不了需要在外场环境下实施原位检测的情况,而外场环境的复杂性对红外热成像检测存在一定影响,尤其是外场强热辐射源会明显干扰对检测结果的分析。此外,环境温度、日照不均、环境风速等都可能对检测结果产生不利影响,但是目前针对这些环境因素如何影响红外热成像检测的研究还未见报道。文中以闪光灯激励红外热像法为例,通过建模仿真分析和基于试块的实验研究探究外场检测环境对红外热成像检测方法的影响机理及规律。
-
用于仿真计算的缺陷模型如下:
含分层缺陷的三维模型如图1所示时,因为具有轴对称性,当采用具有轴对称特性的ANSYS单元进行解算时,该模型可以等同为如图2所示的二维模型。为了便于计算,文中接下来采用二维模型进行仿真研究。模型中画有网格的区域为分层缺陷,为空气,本底材料为玻璃纤维增强塑料(Glass Fiber Reinforced Plastic,GFRP)。这里L为试件厚度,l为缺陷埋深,d为缺陷厚度,R为圆柱形试件半径,rd为缺陷半径,q为加热的热流密度。
对于脱粘缺陷的情况,需要将缺陷区域右侧的I区换成胶层,缺陷和I区的上方换为GFRP蒙皮或涂层,缺陷和I区的下方换为芯材或基体,来模拟夹层结构或涂层的脱粘缺陷。文中以上述模型为基础着重研究分层缺陷的仿真。仿真对比分析的主要参数见表1。25 ℃空气的热物理性质参数由其20 ℃和30 ℃的数值插值得到。
研究中涉及两种材料:GFRP和空气,它们的热物理性质参数见表2。
Specimen thickness
L/mDefect thickness
d/mDefect depth
l/mSpecimen radius
R/mDefect radius
rd/mHeating pulse duration
t/sHeating flux density
q/W·m−20.0025 0.00005 0.0005 0.020 0.0075 0.002 0.84×107 Table 1. Main parameter in the model
Table 2. Thermal properties of materials
在进行仿真计算之前,需要定义如下可检信息参数,同一时刻缺陷和无缺陷的温差ΔT(t)可表示为:
同一时刻温度对比度C(t)可表示为:
式中:θd(t)为有缺陷区的表面温升;θnd(t)为无缺陷区的表面温升。选取缺陷中心点作为缺陷区的参考点,模型边缘处的点作为无缺陷区的参考点,见图2。温差ΔT(t)反映的是缺陷可检性,如果ΔT(t)小于、等于环境噪声,则缺陷很难被检测到。温度对比度C(t)反映的是温差ΔT(t)相对于无缺陷信号的大小,在图像上反映的是缺陷的清晰程度。