飞机结构外R区的在役原位检测方法

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(中国飞机强度研究所，西安 710065)

无损检测技术在飞机的全寿命过程中起着极其重要的作用，它对保障飞行安全，延长飞机寿命都具有非常重要的意义[1]。在飞机的制造、生产、运营过程的在役检测、日常维护和检查中，无损检测都发挥了极其重要的作用[2]。

飞机结构的外R区在受到振动及其他因素的影响后会产生裂纹或裂纹扩展，进而产生结构断裂和脱落，给飞行安全带来隐患。但结构外R区所处位置空间狭小，其前部有连接件及连接底座，遮挡了检测区域(见图1)，且被检R区曲率较大，常规检测工作难以实施，因此需要对飞机的该区域进行在役原位检查。

笔者运用目前成熟的无损检测技术，研究了适合某飞机结构外R区的在役原位检测方法，并对该检测方法的检出能力及可靠性进行了试验验证，最后制定出可靠的飞机结构外R区的在役原位检测工艺。

1 损伤分析

根据相关试验和断口分析结果，以及设计人员的损伤容限计算，了解到某飞机结构外R区的结构及可能产生的损伤情况。

(1) 结构外R区材料为LY12铝合金，板厚为3 mm，半径为1.5 mm，采用弯板成型。

(2) 结构外R区位于飞机机身外部，无整流保护且暴露在外，在飞行过程中受气流影响产生振动，易在R区外侧产生振动疲劳裂纹。

(3) 该区域样件进行过振动试验，有个别样件在振动试验过程中发生了断裂，通过断口分析判断裂纹分别起源于前段外R区外侧端头和中间位置，裂纹沿R区径向扩展直至断裂。

由此得出，某飞机结构外R区可能产生的损伤为表面裂纹，所在的区域可能为前段R区外侧，裂纹沿R区扩展。

2 检测工艺的确定

2.1 分析检测对象

(1) 检测对象：某飞机结构外R区前段，R区外侧。

(2) 检测的损伤类型：表面疲劳裂纹。

(3) 裂纹可能出现的位置及走向：表面裂纹位于R区外侧中间位置，可能出现在端头或中部，裂纹可能沿前段R区径向扩展。

(4) 裂纹尺寸：由于裂纹深度方向的扩展比长度方向的扩展更危险，经与设计单位协商确定，要求检出的裂纹深度为0.2 mm，长度为2.0 mm。可尝试更小的裂纹深度和长度。

(5) 采用含有不同尺寸人工模拟裂纹的对比试块，测定该检测工艺的检出能力和可靠性，以制订检测损伤验收标准及检测工艺。

2.2 设计对比试块

依据结构特点、表面裂纹可能出现的位置与走向，结合无损检测的特点及设计人员的要求，最终确定对比试块的技术要求，如下所述。

(1) 对比试块的结构形式、外形尺寸、使用的材料及加工方法应与被检零件相同。

(2) 对比试块上损伤可能出现的位置、走向、尺寸与预估结果相同，该飞机结构外R区对比试块人工缺陷设计要求为：人工缺陷设部位应为该飞机结构外R区正面上表面R区端头和中部；人工缺陷数量为每件两条，共6条；对比试块人工缺陷设计尺寸要求如表1所示，宽、深的精度要求均为±0.02 mm，长的精度要求为±0.05 mm。

(3) 采用电火花在样件上刻槽的方式来模拟安装架可能产生的表面裂纹。

表1 外R区对比试块人工缺陷设计尺寸要求 mm

(4) 对比试块加工方应提供检验合格证书，包括对比试块人工缺陷的检验证书。

2.3 制作对比试块

该飞机结构外R区样件从成品中抽样，共抽3件，使用电火花在样件上刻槽的方式来模拟可能产生的表面裂纹。对比试块上刻槽加工的实际尺寸如表2所示，两个对比试块人工缺陷外观如图2所示。

表2 对比试块上加工的缺陷实际尺寸 mm

图2 对比试块人工缺陷的外观

2.4 选择检测方法

在选择检测方法时，应考虑R区外侧结构的材料和结构形式，在飞机上所处的位置，原位检测的要求，不同检测方法对缺陷的敏感性，不同检测方法的适用范围、优缺点、经济性和不同检测方法在飞机上的可达性等诸多因素。

目前，在航空领域广泛应用的无损检测方法有超声波检测、X射线检测、磁粉检测、涡流检测和渗透检测等5大常规检测技术，这几项检测技术都已十分成熟，但由于检测原理不同，这5种无损检测方法各有优势和局限性。

(1) 由于磁粉检测只适用于铁磁性材料表面或近表面的检测，而该飞机结构材料为LY12铝合金，为非铁磁性材料，因此磁粉检测不适用。

(2) 由于射线检测设备较大，且外场使用困难，另外射线对人体及环境会造成伤害，因此不建议使用。

(3) 渗透检测对R区进行在役检测时，渗透液会渗入间隙，有可能产生腐蚀缺陷，因此不允许使用。

(4) 超声检测多用于内部损伤的检测，表面或近表面缺陷的检测较少使用。

(5) 涡流检测用于表面或近表面缺陷的检测，由于表面检测灵敏度高、设备小巧、方便外场使用，且检测效率高、成本低，因此选用涡流法。

通过上述分析，决定将涡流检测作为该飞机结构外R区的检测方法。

2.5 制定无损检测工艺

(1) 检测前应拆除R区前部连接件及底座，保证检测探头能充分接触到被检区域，以顺利完成检测工作。

(2) 试验频率是涡流检测成败的关键因素。由于被检缺陷为表面疲劳裂纹，频率应选择高频段500 kHz～2 MHz。随着频率的增加，检测灵敏度增大。但被检R区曲率较大，频率的增加易造成扫查过程中零点的大幅漂移，给现场操作带来困难。经反复测试，将检测频率定为700 kHz。

(3) 利用相位调节技术可以成功地分辨或抑制某些影响因素。相位调节的目的是区分损伤信号与提离信号，通过相位的调整来抑制提离效应，经反复测试，相位定为284°。

(4) 增益调节技术可以改变检测信号的幅值，使损伤信号更易识别。随着增益的增加，检测灵敏度增加，但本底噪声也会增加，影响检测结果的判断。经反复测试，增益定为47 dB。

(5) 在进行原位检测时，检测部位的可达性是影响探头的一个重要因素。由于被检区域接触面小，故宜选择点探头。为了减少周围曲面的影响需采用屏蔽探头，另外由于空间狭小,要求探头杆较细，且长度能充分接触到被检区域，因而采用平行手柄的笔式探头(见图3)。

图3 检测探头外观

(6) 由于空间和R区的影响，扫查只能沿R区径向进行。扫查时使用塑料尺子作为导向轨，保持探头稳定，避免扫查轨迹偏离造成显示信号偏出屏幕；两次扫查间距为2 mm。

(7) 检测设备应能满足各项检测工艺参数的需求。工作频率范围为10 Hz～10 MHz连续可调；相位范围为0°～359.9°连续可调，精度达到0.1；增益范围为-8～96 dB连续可调。设备具有多种阻抗平面显示模式以及数字滤波等功能。

3 检测结果

3.1 对比试块检测结果

对槽深为0.1，0.2 mm的对比试块进行涡流检测，刻槽信号辐值都大于30%，可以顺利检出损伤(见图4，5)。

图4 深度为0.1 mm的刻槽信号辐值

图5 深度为0.2 mm的刻槽信号辐值

对槽深度为0.05 mm的对比试块进行涡流检测，刻槽信号辐值都在10%以内，难以检出损伤(见图6)。

图6 深度为0.05 mm的刻槽信号辐值

3.2 模拟涂层检测结果

由于该飞机结构外R区是带涂层的，涂层厚度约为0.05～0.1 mm，而试块未带涂层，经与设计人员商定，用透明胶带模拟涂层，再进行检测。而一层透明胶带的厚度约0.05 mm，因此分别将一层和两层透明胶带贴在其结构外R区后进行涡流检测，得到下列结果。

(1) 槽深度分别为0.1，0.2 mm的损伤，涂层的厚度范围在0.05～0.1 mm时，涂层对刻槽信号辐值影响不大，刻槽信号幅值都大于30%，可以顺利检出损伤。

(2) 而槽深度为0.05 mm的损伤，涂层的厚度在0.05～0.1 mm时，刻槽信号辐值变化不大，幅值都在10%以内，故难以检出损伤。

(3) 涂层的厚度范围在0.05～0.1 mm时，涂层对检测结果影响不大。

通过以上两项试验，可以得到刻槽深度大于0.1 mm时，有无涂层裂纹都可以顺利检出，因此以刻槽深度为0.1 mm的对比试块作为现场检测用验收标准，确定了该飞机结构外R区的涡流检测工艺。

4 检测工艺可靠性验证

根据飞机损伤容限的要求，裂纹检测的检出概率应为0.90，置信度应为0.95。为了保证验证的可靠性，规定了检测程序的验证次数应满足“29次～45次检测试验中允许的不成功检测(漏检、误报警)次数是0”的最低要求。

按照以上要求制定了如下验证程序：

(1) 抽取10个槽深度为0.1 mm的样件。

(2) 选择4名涡流检测人员，按照该飞机结构外R区的涡流检测工艺，分别对10个样件进行检测。

(3) 检测结果应满足上述最低要求，如果29次检测全部成功，则验证工作完成，否则需要增加验证检测次数或者改变检测条件、修订检测程序，直到满足要求为止。

4名涡流检测人员按照验证程序完成了验证工作，所有检测人员都检出了对比试块中深度为0.1 mm的刻槽，未出现漏检和误报警，这验证了该飞机结构外R区涡流检测工艺是可靠的。

5 结语

(1) 在进行检测方法研究时，需要完成制订损伤验收标准、选择检测方法、编制工艺、进行工艺验证等几方面的工作，才能获得有效的检侧工艺。

(2) 检侧工艺应通过可靠性验证，达到检出概率为0.90,置信度为0.95的要求。

(3) 涡流检测某飞机结构外R区损伤时，探头应选择屏蔽笔式探头，由于曲率对检测频率的影响，检测频率为700 kHz左右时的检测效果较好。