袁英民，陳新波

（海軍航空工程學(xué)院青島校區(qū)，青島 266041）

蜂窩夾層結(jié)構(gòu)復(fù)合材料具有密度小、強(qiáng)度高、剛度大等優(yōu)點，被廣泛應(yīng)用于航天、航空、汽車和建筑等領(lǐng)域。對蜂窩夾層結(jié)構(gòu)而言，面板和蜂窩芯界面脫膠是最普遍也是危害最嚴(yán)重的缺陷。脫膠缺陷會嚴(yán)重降低其最終的承載能力［1－2］。因此，夾芯結(jié)構(gòu)面芯界面脫膠缺陷的檢測和材料承載能力的評估受到學(xué)術(shù)界和工程界越來越多的關(guān)注。在航空領(lǐng)域，蜂窩結(jié)構(gòu)廣泛應(yīng)用于飛機(jī)機(jī)翼和尾翼部分。飛機(jī)的副翼后段、襟翼后段、方向舵后段及襟翼艙、副翼艙部位多采用膠接鋁蜂窩結(jié)構(gòu)。

目前，蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的外場原位無損檢測方法主要有敲擊法、聲阻法、諧振法、超聲法等，這些方法主要存在靈敏度低，不能有效識別缺陷大小的問題，易漏檢和誤判；而且，對操作者要求較高，主觀因素影響較大。而激光錯位散斑檢測技術(shù)在這兩方面優(yōu)勢明顯，非常適合外場原位檢測［3］。筆者采用該技術(shù)對飛機(jī)蜂窩夾層結(jié)構(gòu)進(jìn)行了外場原位檢測，取得了較好的效果。

1 激光錯位散斑檢測系統(tǒng)檢測原理

激光錯位散斑無損檢測系統(tǒng)的組成包括：激光源、錯位成像干涉儀、圖像處理計算機(jī)、顯示監(jiān)視器、中央控制臺和給被檢測工件加載的裝置。

圖1所示為激光錯位散斑檢測原理圖。其檢測原理是：激光器產(chǎn)生的激光經(jīng)擴(kuò)束鏡擴(kuò)束后照射到工件表面，從工件反射來的激光束進(jìn)入錯位系統(tǒng)，形成兩束具有一定偏移量的激光束進(jìn)入CCD（電荷耦合器件）相機(jī)，兩束激光束相遇后發(fā)生干涉，在物體表面形成隨機(jī)分布的散斑場。檢測時，需要對工件加載，在加載前后或卸載過程的2個不同時刻分別抓取圖像，通過適當(dāng)?shù)男盘柼幚?，顯示出反映工件表面兩次采集圖像時間離面位移相關(guān)信息的干涉條紋圖。同一干涉條紋近似為位移導(dǎo)數(shù)相同的點，在有缺陷部位會形成對稱的干涉條紋［4］。在數(shù)字圖像處理之前，激光錯位散斑檢測系統(tǒng)通過這種干涉斑紋顯示缺陷?，F(xiàn)代先進(jìn)的圖像處理方式可以顯示相位圖，甚至直接顯示三維變形量。

激光錯位檢測加載方式很多，常用的有熱加載、真空加載以及壓力加載等。所謂熱加載，就是在檢測過程中對被檢測的構(gòu)件表面進(jìn)行加熱，由于缺陷的導(dǎo)熱系數(shù)一般比基體材料的導(dǎo)熱系數(shù)小很多，缺陷附近將產(chǎn)生熱量的堆積，形成局部高溫區(qū)，進(jìn)而導(dǎo)致局部較大程度的熱變形。

圖1 激光錯位散斑檢測原理

2 檢測實施與結(jié)果

2.1 檢測試塊制作

蜂窩夾層結(jié)構(gòu)由耐久性夾芯、蒙皮、墊板、隔板、邊肋等零件膠合而成。蒙皮與夾芯之間采用SY－14C膠膜膠接，夾芯材料為LF2－Y，蒙皮材料為LY－12。共制作蜂窩結(jié)構(gòu)試塊4塊，試塊尺寸為：長300 mm，寬150 mm，厚度20 mm。蒙皮厚度為0.4mm，夾芯格子邊長3 mm，夾芯層厚0.04mm，使用膠膜與蜂窩未粘合來模擬復(fù)合材料蜂窩結(jié)構(gòu)脫粘，大小分別為直徑20，15mm 的兩個圓形區(qū)。

2.2 檢測過程及結(jié)果分析

影響檢測結(jié)果的主要參數(shù)是熱加載時間t1，延遲時間t2，檢測時間t3。檢測方法采用預(yù)設(shè)時間參數(shù)，自動檢測的方式進(jìn)行。檢測過程是采用先加熱一段時間t1，經(jīng)過t2時間的延遲后抓取參考圖像，然后經(jīng)過檢測時間t3，輸出最終圖像。

啟用延遲，主要是為了消除抓取“參考圖像”時熱加載的影響，熱加載的影響時間一般為3～4s，所以延遲時間一般設(shè)為3～4s。檢測時間是抓取參考圖像和最終圖像的間隔時間，只要有足夠的時間保證變形復(fù)位即可。鋁合金材料傳導(dǎo)散熱比較快，檢測時間在4s以上就可以保證變形復(fù)位。這樣，加熱時間就成了主要影響因素。

加載方式為兩只鹵素?zé)艏虞d，功率為1000 W，設(shè)定熱加載時間分別為2，3，4，6，8，10s；檢測時間為6s，檢測結(jié)果如圖2所示。

圖2 不同熱加載時間下的檢測圖像

從圖2可看出，蜂窩結(jié)構(gòu)工件受到熱載荷作用后，由于開膠缺陷處的導(dǎo)熱性能比完好處差，熱量在開膠處發(fā)生聚積，致使開膠部位溫度相對較高。在熱膨脹作用下，開膠處產(chǎn)生的變形量較大，形成“蝴蝶斑”，從圖2（a）結(jié)果可以看出，加載時間過短，開膠處“蝴蝶斑”顯示不明顯，原因是由于加熱時間短，鋁合金材料導(dǎo)熱性能好，在開膠處熱量聚積較少，變形量產(chǎn)生較少所致。從圖2（e），（f）可看出，加載時間過長，開膠缺陷處黑白蝴蝶斑紋顯示也不明顯，原因是鋁蒙皮導(dǎo)熱性能好，且蒙皮較薄，開膠處和完好處受熱趨于均勻，變形量也趨于一致，導(dǎo)致開膠缺陷顯示不明顯。從圖2（b），（c），（d）可看出，激光錯位散斑技術(shù)可以較好地檢測出鋁蜂窩結(jié)構(gòu)復(fù)合材料缺陷，且通過信號處理，缺陷圖形顯示清晰；運用設(shè)備用戶界面內(nèi)置的“視頻卡尺”可以精確測量開膠缺陷大小。圖示的測量結(jié)果與預(yù)制缺陷尺寸之間的誤差僅為0.1mm。

3 工程應(yīng)用

某型飛機(jī)副翼、襟翼、方向舵蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)面積約為5.4 m2，全部采用與上述檢測試塊相同的結(jié)構(gòu)，飛機(jī)定檢時需要對其進(jìn)行檢測。選用激光錯位散斑檢測技術(shù)進(jìn)行分段檢測。同樣選用鹵素?zé)艏虞d，加載時間4s，延遲時間4s，檢測時間6s，一次檢測區(qū)域為100mm×150mm。

檢測發(fā)現(xiàn)一處明顯損傷，散斑圖如圖3所示，測量顯示缺陷大小為直徑15.8mm。用超聲A 掃描進(jìn)行驗證檢測，確認(rèn)該處缺陷的存在，損傷直徑約為16mm。

手工操作激光錯位散斑檢測系統(tǒng)完成整個飛機(jī)副翼、襟翼、方向舵蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的檢測需要2h，相對于超聲檢測來說，效率提高3～4倍。

圖3 某型飛機(jī)蜂窩結(jié)構(gòu)的激光錯位散斑檢測圖

4 結(jié)語

激光錯位散斑檢測技術(shù)可以較好地應(yīng)用于蜂窩結(jié)構(gòu)復(fù)合材料檢測，不但能夠準(zhǔn)確地確定缺陷的位置，而且能夠精確測量缺陷的大小。其應(yīng)用于外場原位檢測時，無需專門隔振，且相對其他檢測方法，如超聲檢測，檢測效率更高。影響其檢測結(jié)果的因素較多，筆者只對主要檢測因素進(jìn)行了探討，其它如位錯大小及人的主觀因素的影響等還需要進(jìn)一步研究。

［1］張堅，耿榮生.復(fù)合材料的現(xiàn)場電子剪切散斑檢測技術(shù)研究［J］.無損檢測，2007，29（8）：378－381.

［2］付剛強(qiáng)，張慶榮，耿榮生，等.激光電子剪切散斑干涉成像技術(shù)在復(fù)合材料檢測中的應(yīng)用［J］.無損檢測，2005，27（9）：466－468.

［3］涂俊，鄔冠華，郭廣平，等.鋁蜂窩結(jié)構(gòu)的錯位散斑與超聲C掃描無損檢測方法對比研究［J］.硅谷，2011（7），83－84.

［4］郭廣平.計算機(jī)模擬技術(shù)在錯位散斑干涉法中的應(yīng)用［J］.機(jī)械工程學(xué)報，2001，37（12）：103－105.