某型飛機復合材料結構超聲檢測探頭的設計

謝小榮，楊小林，李邦治

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

某型飛機復合材料結構超聲檢測探頭的設計

謝小榮1，楊小林1，李邦治2

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

針對某型飛機復合材料結構檢測，設計了一種超聲波延遲塊探頭。主要分析計算了延遲塊探頭的各項技術參數。通過試驗應用，驗證了對某型飛機復合材料結構檢測的可靠性。

超聲波檢測；探頭；延遲塊

0 引言

某型飛機復合材料結構存在層間強度低、抗壓能力弱等缺點，當其受外來物體沖擊后，如：冰雹、碎石、工具跌落、踩踏、維護或操作不當等原因都可能導致復合材料結構出現(xiàn)分層、脫粘、基體開裂、界面脫落和纖維斷裂等各種損傷，這些損傷若不及時發(fā)現(xiàn)，將導致結構的承力強度下降或失效，嚴重威脅飛機飛行安全。目前針對該型飛機復合材料結構的損傷主要采用超聲波檢測，但需要設計專門的超聲檢測探頭。超聲檢測探頭的設計主要從探頭結構、晶片工作頻率、晶片的尺寸和延遲塊尺寸等方面考慮。

1 檢測原理

如圖1所示，超聲探頭產生脈沖超聲波透射入被檢測試件。在試件內傳播的超聲波遇到分層、脫粘等缺陷時即被反射，反射回波由超聲探頭接收轉變成電脈沖信號輸入檢測儀，經過信號處理后最終在顯示屏上顯示出檢測波形。根據熒光屏上表面回波S和底面回波B之間是否出現(xiàn)缺陷波F，可以判斷試件內部是否存在損傷。

圖1　檢測原理示意圖Fig.1 Testing principle

2 結構設計

根據某型飛機復合材料結構損傷一般平行檢測面的特點，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，用來產生和接收超聲波。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，壓電晶片會因慣性而繼續(xù)振動，加上吸收塊后，電脈沖停止后，晶片很快停止振動。另外，吸收塊還以吸收晶片背部超聲波，避免超聲波多次來回背反射，對晶片發(fā)射和接收超聲波造成干擾。由于晶片上各點產生的超聲波會發(fā)生干涉現(xiàn)象，探頭產生的超聲波聲場并不是連續(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。某型飛機復合材料結構厚度一般不超過15mm，甚至只有2～3mm，因此，超聲波檢測時應盡量消除該盲區(qū)影響，本設計采用晶片前端加延遲塊的方法。

圖2　探頭結構Fig.2 The structure of probe

3 參數確定

3.1工作頻率

一般選擇頻率時應考慮以下因素［1］：

（1）由于波的繞射，使超聲波檢測靈敏度約為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λ短，則半擴散角θ小，聲束指向性好，能量集中，有利于發(fā)現(xiàn)缺陷并對缺陷定位。

（4）頻率高，波長λ短，盲區(qū)長度大，對檢測不利。

（5）頻率增加，衰減急劇增加。

對于某型飛機復合材料結構，由于結構厚度小，衰減因素可不考慮，主要考慮檢測靈敏度、分辨力和定位精度，頻率高對檢測有利。但頻率太高，晶片越薄，磨制難度大，晶片易碎。如復合材料檢測要求分辨間隔0.3mm損傷，頻率f根據聲速c和間隔h計算為：

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，可以滿足復合材料檢測要求。

3.2晶片尺寸

確定晶片尺寸要考慮工作頻率和檢測效率兩個因素。探頭工作頻率確定后，需要通過磨制一定厚度晶片實現(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N關系為：

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，檢測效率越高，但盲區(qū)大，晶片磨制困難。綜合考慮，檢查復合材料結構件探頭晶片直徑以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，一般設計為10mm。其厚度由三方面因素決定：

（1）厚度應大于超聲波在延遲塊中的盲區(qū)長度。

（2）超聲波在延遲塊中傳播時間應大于在被檢復合材料結構件最厚處時間。

（3）厚度最好為1/2的整數倍，這時聲波穿透率最大。

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

某型飛機復合材料結構最厚處為10.8mm，超聲波傳播時間為：

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λ/2的125倍為16.5mm。綜合以上條件，延遲塊厚度可設計為16.5mm。

4 試驗應用

4.1試驗環(huán)境

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

4.2試驗結果

采用本文設計的探頭對某型飛機復合材料結構損傷件進行超聲檢測，可以有效檢測出復合材料損傷件中的分層和脫粘。圖3為超聲檢測系統(tǒng)檢測出分層缺陷的波形示意圖。由實驗結果可知，設計制作的延遲塊探頭試驗效果較好，檢測靈敏度較高，可以滿足某型飛機復合材料結構檢測的需要。

圖3　檢測試驗波形Fig.3 The experiment pulses

5 結束語

本文通過理論分析和試驗應用設計了延遲塊探頭的各個參數，詳述了延遲塊探頭各個參數確定的方法，并應用該探頭對某型飛機復合材料結構損傷件進行檢測，實際應用結果表明檢測靈敏度較高，可以滿足檢測的需要。

［1］孫金立.無損檢測及在航空維修中的應用［M］.國防工業(yè)出版社，2004.

［2］中國機械工程學會無損檢測分會.超聲波探傷［M］.北京：機械工業(yè)出版社，1989.

［3］李家偉，陳積懋.無損檢測手冊［M］.北京：機械工業(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：無損檢測技術；李邦治（1978-），男，工程師。研究方向：飛機附件檢修與無損檢測。