航天器在軌無損檢測技術研究

鄭闊海，楊生勝，李存惠，苗育君，王　鹢，文　軒

（蘭州空間技術物理研究所 真空技術與物理重點實驗室，蘭州　730000）

航天器在軌無損檢測技術研究

鄭闊海，楊生勝，李存惠，苗育君，王鹢，文軒

（蘭州空間技術物理研究所 真空技術與物理重點實驗室，蘭州730000）

航天器尤其是空間站在軌運行期間，碎片撞擊以及應力集中區的疲勞損傷會對其結構產生較為嚴重的破壞作用，對航天器進行在軌診斷和評估是NASA的常規手段。從分析空間環境對常規無損檢測方法的影響入手，結合空間應用的特殊要求，建立了基于MR的脈沖渦流無損檢測系統，實現了非掃描無損檢測技術，解決了傳統電渦流無損檢測技術的缺陷檢測深度和缺陷檢測分辨率無法兼顧的矛盾，給出了描述導電材料損傷的物理量及其量值的獲取方法，試驗結果表明此方法應用于航天器在軌無損檢測是可行的。

無損檢測；脈沖渦流；航天器；在軌

0　引言

自1957年Sputnik衛星成功發射以來，目前發射的航天器已超過11 000顆，每顆衛星壽命終結后都會產生一定數量的軌道碎片，其平均質量3.106 kg，密度2.8 g/cm3，速度11 km/s[1]。這些碎片的撞擊能夠對航天器尤其是空間站的結構產生十分嚴重的破壞作用。此外，航天器結構應力集中區如鉚接、螺接及焊接等部位易發生疲勞損傷而產生微裂紋。

為了保證航天器在軌運行安全，對其損傷進行定位、評估并進行維護是十分必要的。正是基于此種考慮，上世紀中葉后期NASA開始對航天器在軌無損檢測技術（NDE：Nondestructive Evaluation）進行專門研究[2-6]。

到目前為止，尚未見到有關航天器在軌無損檢測的公開報道。筆者通過多年的研究，認為航天器在軌無損檢測首先需要解決好兩個方面的問題：

（1）檢測手段對空間環境效應不敏感；

（2）檢測數據中材料損傷特征量的獲取方法。

首先通過分析常規NDE自身特點及空間環境特點，篩選出了對空間環境效應不敏感的較為可靠的航天器在軌無損檢測方法，結合仿真結果，并建立了無損檢測系統，實現了非掃描檢測方式，解決了傳統渦流檢測的檢測深度和檢測分辨率無法兼顧的矛盾，獲得了材料損傷特征量的提取方法，通過試驗表明，該方法作為航天器在軌無損檢測之用是可行的。

1　常規無損檢測技術空間應用局限性

常規無損檢測技術主要有X射線法、超聲法、磁粉法、滲透法和電渦流法五類[7]，如表1所列。這些常規檢測方法通常需要與被檢測材料緊密接觸，并需要配備復雜的輔助設備才能完成檢測。部分檢測設備的檢測過程如X射線法是模式化的，即按一定程序進行檢測，而不是根據材料實際結構的需要，這些檢測方法自身的固有特性在很大程度上限制了其空間應用的可行性。

此外，空間環境具有微重力、高真空和高輻射的特點。微重力和高真空條件下，液體和氣體介質的物理屬性如密度、對流以及表面張力等發生巨大變化，使得傳統無損檢測方法中需要借助液體或氣體等媒介的NDE技術（超聲和滲透）的空間應用受到限制；磁粉法只能檢測鐵磁性材料表面的開口裂紋，且無法直接在空間應用。在空間輻射作用下，航天器結構受太陽輻照的一側，可被加熱至約150℃，而處于陰影的一側則可能降至-110℃[8]。任何無損檢測手段的空間應用都必須考慮到這一點。

表1　常規無損檢測方法比較

通過以上分析可以看出，電渦流法是較為可靠的航天器在軌無損檢測方法。該方法無需與被檢測對象直接接觸，也無需耦合劑即可完成檢測，正好滿足了空間應用需求。

考慮到航天器結構以導電材料為主，以下內容主要針對電渦流無損檢測技術空間應用的可行性進行探討。

2　電渦流無損檢測技術空間應用分析

2.1電渦流無損檢測技術原理

電渦流檢測是以電磁感應原理為基礎的一種常規無損檢測方法，適用于導電材料，如圖1所示，在線圈中施加一定頻率的激勵電流，線圈磁場會在導體內部感生出渦流，渦流會產生渦流磁場；當渦流在導體內部的流通路徑被損傷阻斷時，其渦流磁場分布亦會隨之變化，利用磁傳感器測量渦流磁場的變化，即可獲得材料的損傷狀況。

圖1　電渦流無損檢測原理

電渦流無損檢測技術的檢測深度即集膚深度，與激勵電流頻率、材料的磁導率和電導率有關[9]：

式中：δ為集膚深度，m；f為激勵電流頻率，Hz；μ為材料的磁導率，H/m；σ為材料的電導率，S/m。

2.2傳統電渦流無損檢測技術局限性

傳統電渦流無損檢測技術以一定頻率的正弦波進行激勵，以線圈作為磁傳感器，利用通過線圈磁通量的變化識別缺陷：

式中：ε為感生電動勢，V；Φ為磁通量，Wb；t為時間，s。

由式（2）可知，線圈作為磁傳感器測量的是磁場的變化率，而不是磁場強度本身，這使得其空間應用存在三個困難：

（1）檢測探頭必須在被檢測材料表面移動才能識別缺陷，這要求空間應用時必須有人值守或配備活動機構，增加了其應用風險；

（2）要識別深層缺陷，需要大尺寸線圈，而要提高缺陷分辨率則需要小尺寸線圈，探傷深度和探傷分辨率無法兼顧；

（3）由于激勵頻率固定，只能對特定深度的損傷進行檢測，如需檢測不同深度則需使用不同頻率進行激勵，導致設備復雜。

2.3脈沖渦流無損檢測技術

為了克服傳統電渦流無損檢測技術的不足，上世紀80年代初期脈沖渦流無損檢測技術受到廣泛關注。對于脈沖渦流無法直接使用式（1）確定檢測深度，這是因為一個脈沖信號可以展開成含有基波和許多諧波成分的組合，設脈沖周期為T，脈寬為?，則其傅立葉展開形式為：

其中：

取T=2?，則基波角頻率為：

將式（7）代入式（1）得：

式（8）即為脈沖渦流的檢測深度表達式，可以看出，脈沖渦流包含著豐富的頻率成分，不同頻率其集膚深度不同。這樣以一定占空比的方波脈沖對線圈進行激勵，其感生的脈沖渦流會感生出一個快速衰減的磁場，隨著感生磁場的衰減，檢測線圈上就會感應出隨時間變化的電壓，從而解決了探頭移動問題；同時由于脈沖包含很寬的頻譜，所以利用脈沖進行激勵就可以實現不同深度缺陷的同時檢測。

如果只考慮基波，則脈沖渦流集膚深度的表達式[10]可簡化為：

式中：δpw為脈沖渦流集膚深度，m；?為脈沖寬度，s；μ為材料的磁導率，H/m；σ為材料的電導率，S/m。

利用式（9）可得到脈沖渦流檢測的最大深度。

空間能源比較緊張，與傳統渦流檢測技術相比，在平均功率一定的前提下，通過調節脈沖寬度?，提高瞬時功率的方法，可有效提高檢測效率，這是脈沖渦流無損檢測技術的一大亮點。Smith等[11]和Hugo等[12]對脈沖渦流無損檢測技術的優點概括為：缺陷的定量描述、數據的快速獲取、數據解釋簡單、測試設備成本低和較深的檢測深度。

目前可替代線圈作為電渦流無損檢測磁傳感器的種類很多[13]，其中磁致電阻（MR：Magnetoresis?tance）傳感器無論在尺寸、功耗和分辨率等方面均具有絕對優勢：MR傳感器是矢量傳感器，其磁敏感單元尺寸約數十微米，工作電流約數十微安，帶寬從DC～GHz，直接測量磁場強度本身，磁場分辨率約nT量級。用MR傳感器作為渦流磁場的檢測傳感器，可有效解決檢測分辨率和檢測深度的矛盾，并滿足航天器減重和節能的要求。

2.4異質材料厚度歸一化方法

由式（1）和（9）可知，材料電導率直接影響著探頭的檢測深度。考慮到航天器結構材料種類很多，其電導率各異，當被檢測的航天器結構由兩種以上不同電導率（σ1、σ2…σi...σn，1≤i≤n）的材料組成時，可將材料的厚度按其電導率進行歸一化處理：以其中任意一種電導率（σi）的材料為基準，將其他材料厚度乘系數S，獲得等效厚度[11]：

將材料的等效厚度作為測試過程中的實際檢測深度。

3　航天器在軌脈沖渦流無損檢測技術

3.1脈沖渦流無損檢測系統組成

航天器在軌無損檢測系統組成包括NDE傳感器（無損檢測探頭）、激勵脈沖信號發生電路、信號調理電路及采集電路、PC終端（含相關處理軟件程序）和傳動裝置，如圖2所示。

探頭是無損檢測儀器的重要組成，探頭的靈敏度和分辨率直接影響著檢測結果的可靠性。探頭由激勵線圈和MR磁傳感器組成。

圖2　航天器在軌無損檢測系統總體框圖

信號發生電路為探頭提供方波脈沖激勵信號，其特征參數如方波電流、基頻和占空比等可通過PC終端進行設置，方便根據被檢測對象屬性（電導率和磁導率）進行調整。

信號調理電路主要包括信號的放大和濾波。通常缺陷信號量值都很小，為了提高測量的精度，將缺陷信號放大到與采集電路量程相當的程度。濾波主要是從測量的信號中除去不需要的成分。

PC終端提供人機交互，除對缺陷信號進行存儲、處理和顯示外，還能夠對信號發生電路和傳動裝置進行控制。

航天器在軌無損檢測實際應用中，既可將探頭固定對某一位置進行長期檢測，也可通過宇航員手持對待檢測部位進行檢測，還可以利用傳動裝置按既定程序控制探頭對某一區域進行檢測。

3.2脈沖渦流無損檢測探頭設計

脈沖渦流無損檢測探頭由激勵線圈和MR傳感器組成。首先采用COMSOL軟件對探頭產生的渦流磁場進行了建模仿真，以獲得MR傳感器最佳檢測效果。圖3是探頭結構模型，磁芯為中空的山字形結構，激勵線圈內嵌在山字形結構的槽內，MR傳感器位于山字形結構的中空區域。此結構的好處在于，一是山字形結構中軸與外壁形成閉合磁路，提高勵磁能力；二是外壁提供磁屏蔽結構，消除外來磁干擾。

圖3　脈沖渦流檢測探頭結構模型

根據電渦流無損檢測原理，渦流磁場是材料損傷信息的載體，如何能夠最大程度的檢測渦流磁場關系著探頭的檢測能力。

圖4是探頭渦流磁場仿真結果，圖中標尺為渦流磁場強度與線圈產生的激勵磁場強度比值。由圖4（a）和（b）可以看出，在x方向和y方向渦流磁場弱于線圈的激勵磁場，其比值最大約為0.6，位于磁芯的內外壁附近；而z方向比值約為2左右，位于磁芯山字形結構的中空位置，該位置處渦流磁場占主導，所以將MR傳感器磁敏感軸平行于磁芯中軸布置于此位置，可最大程度的檢測渦流磁場，提高缺陷檢測效果。

圖4　渦流磁場分布圖

3.3缺陷表征方法

脈沖渦流無損檢測技術中，獲取缺陷信號方法有兩種：

（1）設計差分探頭，通過對兩個探頭輸出信號直接求差分獲得缺陷信號，兩個探頭同時置于被檢測對象表面，無缺陷時差分結果為零，當有缺陷出現時，就會有信號輸出；

（2）先在無缺陷的同質標準樣件上獲取參考信號，再對被檢測對象進行檢測，獲取檢測信號，將兩者進行差分即可獲得缺陷信號，通過缺陷信號即可判斷被檢對象的損傷狀況。

圖5給出了脈沖渦流無損檢測技術缺陷信號的獲取方法，并給出了兩個描述缺陷特征的物理量Vp和Tp，Vp用于描述被檢測對象的缺陷尺寸，缺陷越大，Vp值也越大；Tp用于描述缺陷在被檢測材料內部所處的深度，缺陷出現的位置越深，則Tp越大。

圖5　脈沖渦流差分原理圖

由以上分析可知，基于MR的脈沖渦流無損檢測系統采用Vp和Tp兩個物理量描述缺陷特征，不僅實現了缺陷的定位，還能實現缺陷的定量描述，且數據判讀方便快捷，操作人員無需很深的專業知識即可進行操作，這大大提高了其空間應用的可行性。

利用本系統進行了試驗驗證，試驗中采用了方案2獲取缺陷數據。

3.4試驗驗證

3.4.1試驗說明

（1）缺陷樣本。缺陷樣本采用1 mm厚T4態2A12硬鋁合金板（σ：18 MS/m）制作，共10塊。其中一塊樣本加工長度為2 mm、3 mm、4 mm和6 mm的穿通裂紋，將此樣本稱為缺陷樣本，為了避免測試過程中裂紋間的相互影響，裂紋間距約為探頭尺寸的5倍。測試時10塊樣本疊加在一起，利用非金屬材料固定在一起，避免層間氣隙，通過調節缺陷樣本上面覆蓋鋁板的層數控制裂紋缺陷的深度。

（2）實驗參數。脈沖渦流試驗系統試驗參數如表2所列。

表2　脈沖渦流試驗參數

3.4.2實驗結果

（1）1 mm深度裂紋檢測幅值

圖6給出了當缺陷樣本位于第二層，即1 mm深度時各裂紋的檢測幅值。從圖中可以看出，在相同深度下，不同尺寸裂紋的檢測幅值（Vp）明顯不同，裂紋越大，Vp值也越大，所以利用Vp表征裂紋的尺寸是合適的。同時，從圖中還可以看出，各Vp對應的Tp值相一致。

圖6　1 mm深度各裂紋V p比較曲線圖

（2）1～4 mm深度時6 mm裂紋檢測幅值

圖7為當缺陷樣本上面分別疊加1～4層鋁板，即裂紋缺陷分別位于1～4 mm深度時6 mm裂紋缺陷的檢測幅值（Vp）比較。

圖7　1～4 mm深度時6 mm裂紋V p比較曲線圖

可以看出，對于相同的裂紋，其所處的深度越深，Vp值越小，同時峰值Vp出現的時間Tp也隨著深度增加而延遲，如圖8所示。所以利用Tp表征裂紋缺陷所在深度是合適的。

圖8　Tp與深度的關系曲線圖

由以上結果可以看出，基于TMR的脈沖渦流無損檢測系統兩個表征損傷的物理量很容易實現數字化，同時MR傳感器具有尺寸優勢，如果將探頭進行陣列化設計則可提高檢測結果的空間分辨率，這樣將有助于實現無損檢測結果的圖像化，圖像化的結果可獲得更多的關于損傷的信息如缺陷的形貌、發展趨勢等。這將是下一步的工作重點。

3.5探頭的溫度特性

任何檢測儀器其輸出均會受到溫度的影響，但只要其輸出隨溫度的變化存在一定的規律性，通過數據后續處理，即可消除使用過程中因溫度引起的輸出漂移。利用SETH-Z-020型恒溫箱（上海ESPEC）對脈沖渦流無損檢測探頭進行了溫度試驗，受設備限制試驗溫度范圍為常溫至80℃。試驗參數如表3所列。

表3　脈沖渦流無損檢測探頭的溫度試驗參數

試驗時將探頭固定在缺陷樣本上，從而保證試驗過程中探頭與缺陷樣本的相對位置不變，讀取此時探頭輸出數據作為參考信號；每升溫5℃保溫結束時，讀取探頭輸出作為檢測數據，利用差分原理獲得缺陷數據（因溫度變化引起的漂移），直至試驗結束。

從圖9可以看出，探頭輸出隨溫度變化具有很好的線性關系。這樣在實際工作過程中，即使取參考信號和檢測信號時的溫度不一致，通過簡單的溫度補償即可獲得真實的缺陷信號。所以該探頭在空間應用時的溫度漂移現象，通過簡單的溫度補償即可，再次證明了該檢測方法空間應用的可行性。

圖9　探頭溫度特性曲線圖

4　結論

通過分析空間環境自身特點，對幾種常規無損檢測方法進行了篩選，從而獲得了可滿足空間應用的較為可靠的無損檢測方法，研制了脈沖渦流無損檢測系統，實現了非掃描檢測技術，解決了傳統電渦流技術固有的矛盾，通過試驗獲得了導電材料損傷的表征方法。

但此檢測系統距離空間應用尚存在諸多問題需要解決，如檢測探頭的標定方法，不同損傷類型的識別方法，磁成像檢測的可行性等問題。這將是接下來工作的重點，以早日開發出滿足我國航天器在軌應用的無損檢測系統。

[1]SimonetD，Ithurralde G，Choffy JP.Nondestructive testing in space environment[C]//Roma，15th World Conference on NDT，2000.

[2]Chung T，KwanM.Nondestructive EquipmentStudy[R].Final Report，NASA-CR-171865.TRW Space and Technology Group，NASA LBJohnson SpaceCenter，1985.

[3]Lynch CT.On-OrbitNondestructiveEvaluationofSpacePlat?form Structures[J].VitroTechnicalJournal，1992.10（1）：3-16.

[4]IthurraldeG，SimonetD，Bonnafe JP.EMATs foron orbitwall remaining thicknessmeasurement after an impact feasibility study[R].JournalofNondestructiveTesting，1999.

[5]Finlayson RD，FrieselM，CarlosM，etal.Healthmonitoringof aerospacestructureswithacousticemissionand acousto-ultra?sonics[J].Insight-Wigston then Northampton，2001，43（3）：155-158.

[6]Georgeson GE.Recentadvancesin aerospacecompositeNDE [C]//NDEForHealthMonitoringand Diagnostics.Internation?alSociety forOpticsand Photonics，2002，4704（18）：104-115.

[7]楊黨綱，史亦偉，王錚，等.四通道水浸式超聲C掃描檢測軟件研制[J].真空與低溫，2012，18（1）：57-61.

[8]Nikou V，MendezPF，MasubuchiK，etal.Feasibility ofusing Earth-bounded NDT techniques for the space environment [C]//Emerging Technologies in NDT：Proceedings of the 3rd International Conference on Emerging Technologies in Non-Destructive Testing，Thessaloniki，Greece，26-28May 2003. CRCPress，2003：345.

[9]徐可北，周俊華.渦流檢測[M].北京：機械工業出版社，2004：23-24.

[10]Lefebvre JH V.Simultaneous conductivity and thickness measurementsusing pulsed eddy current[D].Faculty of the Royal Military College ofCanada，2003.

[11]Smith RA，HugoGR.Transienteddy currentNDE forageing aircraft-capabilities and limitations[J].Insight：Non-De?structive Testing and Condition Monitoring，2001，43（1）：14-25.

[12]Smith RA，HugoGR.Deep corrosion and crack detection in aging aircraftusing transienteddy currentNDE[C]//Proc 5th JointNASA/FAA/DoDAgingAircraftConferenc，2001.

[13]NIST，Magnetic SensorRoadmap[2014-08-25]：ftp：//tf.nist. gov/pub/pappas/MagneticSensors/Roadmap.doc.

STUDY ON SPACECRAFT ON-ORBIT NDE

ZHENG Kuo-hai，YANG Sheng-sheng，LICun-hui，M IAO Yu-jun，WANG Yi，WEN Xuan
（Scienceand Technology on Vacuum Technology and Physics Laboratory，Lanzhou Institute of Physics，Lanzhou730000）

On-orbit nondestructive evaluation（NDE）is the common method of NASA for the spacecraft structural healthmonitoring，because the impactof debrisand the fatigue cracksw ill cause serious damages in the structure.The paper established pulsed eddy current（PEC）NDE system based on MR by analyzing the influences of space environment on the traditional NDE methods，the special requirements of space applications and simulation technology.The system worked w ithout scanning，resolved the contradiction between testing resolution and testing depth of traditional eddy currentmethod，and presented the parameters to describe conductive materials damages.The results of experiments conformed thatitwas feasible to perform inspection in space by using the NDE system established.

NDE（Nondestructive Evaluation）；PEC（Pulsed Eddy Current）；spacecraft；on-orbit

V 19

A

1006-7086（2016）01-0016-07

10.3969/j.issn.1006-7086.2016.01.004

2015-11-18

鄭闊海（1979-），男，河北保定人，高級工程師，主要從事空間環境效應及防護技術研究。E-mail：zkh_79@163.com。