黃超 熊學劍 劉旭州

摘? 要：針對飛機進氣道鉚釘松動及斷裂脫落打壞發(fā)動機等問題，該文通過使用D70超聲波檢測儀和頻率為20 MHz、晶片尺寸為3.175 mm帶延遲塊的直探頭以及用于調(diào)整探傷儀靈敏度的?4 mm、?4.5 mm、?5 mm鉚釘人工缺陷對比試塊，對比試塊上人工缺陷位于鉚釘頭根部，用于驗收的人工缺陷深度為0.6 mm，對多架次飛機進氣道鉚釘質(zhì)量進行檢測，得到不同狀態(tài)鉚釘?shù)囊幌盗谐暡ㄐ盘枖?shù)據(jù)，總結裂紋缺陷回波與不同類型非缺陷回波的信號特征及其產(chǎn)生原因，有效實現(xiàn)進氣道鉚釘疲勞裂紋的檢測，并及時更換有缺陷的鉚釘，可以有效避免鉚釘脫落打壞發(fā)動機的安全事故，最后為進氣道鉚釘超聲檢測提供參考，降低錯探、誤判的概率。

關鍵詞：飛機；鉚釘；超聲；缺陷回波；疲勞裂紋

中圖分類號：P631.5? ? ? 文獻標志碼：A? ? ? ? ? 文章編號：2095-2945（2024）19-0179-05

Abstract： In order to solve the problems of rivet loosening and breaking off of aircraft intake port， this paper uses D70 ultrasonic detector and direct probe with frequency 20 MHz and chip size 3.175 mm with delay block and ?4 mm， ?4.5 mm and ?5 mm rivets' artificial defect comparison test blocks which are used to adjust the sensitivity of flaw detector， the artificial defect on the test block is located at the root of rivet head， and the depth of artificial defect for acceptance is 0.6mm. The quality of rivets in the inlet of multi-sorties of aircraft is tested， a series of ultrasonic signal data of rivets in different states are obtained， and the signal characteristics and causes of crack defect echoes and different types of non-defect echoes are summarized. The fatigue crack detection of inlet rivets is effectively realized， and the defective rivets are replaced in time to avoid the safety accident of rivets falling off and damaging the engine. Finally， this paper provides a reference value for the ultrasonic detection of rivets in the inlet and reduces the probability of misdetection and misjudgment.

Keywords： aircraft; rivets; ultrasound; defect echo; fatigue crack

隨著我國航空事業(yè)的迅速發(fā)展，高性能的戰(zhàn)斗機在國防安全方面具有舉足輕重的地位，先進戰(zhàn)斗機的機動性能越來越好，運動軌跡也越來越復雜，從而導致飛機關鍵區(qū)域的鉚接結構受力越來越大以及空中噪聲、氣流等的影響極易導致進氣道鉚釘松動、斷裂等[1]。鉚釘一旦斷裂脫落，進入外涵道會打壞低壓壓氣機，進入內(nèi)涵道則會打壞高壓壓氣機，甚至造成嚴重飛行事故。所以，在飛機修理過程中需對其進行無損檢測[2]。Nyborg等[3]提出了一種綜合的、經(jīng)濟有效的檢測方法，利用超聲波（UT）掃描或相關無損檢測來檢測疲勞裂紋的萌生，并利用聲發(fā)射（AE）監(jiān)測來評估裂紋活動。討論了該方法在檢測和評估吊架角鉚釘頭、連桿銷和眼桿以及其他斷裂臨界構件下的疲勞裂紋方面的應用。Osegueda等[4]介紹了一種檢測薄板鉚釘孔裂紋的Lamb波掃描方法。該方法要求使用以接近非色散頻率的音調(diào)爆發(fā)為中心的入射發(fā)射機產(chǎn)生超聲波S-O模式蘭姆波。Tavaf等[5]用周向動力學方法預測了多個鉚釘孔的相互作用、其形態(tài)對裂紋擴展的影響及極限強度，并給出了結果。Ewald等[6]介紹了利用超聲結構健康監(jiān)測（SHM）來定位和量化飛機鉚釘孔的疲勞裂紋擴展的換能器配置方案。張愛明等[1]采用高頻、微型雙晶片縱波探頭探傷技術，合理設計制作專用探頭、對比樣件，確定儀器參數(shù)，消除盲區(qū)、界面波等因素影響，可以有效實現(xiàn)鉚釘早期疲勞裂紋的探傷。陳林[7]對某型飛機進氣道斷裂鉚釘進行了失效分析，確定了鉚釘?shù)臄嗔研再|(zhì)為應力腐蝕，并對斷裂鉚釘?shù)膽碓催M行了分析，提出了改進建議。

由于進氣道鉚釘?shù)奶厥饨Y構以及在役檢測的復雜性，本文采用超聲波檢測技術對進氣道鉚釘質(zhì)量進行檢測，得到了一系列超聲波信號數(shù)據(jù)，并結合目視檢測對進氣道鉚釘超聲波檢測結果進行了分析與討論，總結了不同類型非缺陷回波與裂紋缺陷的超聲波信號特征及其產(chǎn)生原因，為進氣道鉚釘質(zhì)量超聲波檢測提供了參考價值，降低人為差錯導致的錯探、誤判的概率。

1? 鉚釘超聲波檢測的原理

利用超聲波對材料中的宏觀缺陷進行探測，依據(jù)的是超聲波在材料中傳播時的一些特性，例如聲波在通過材料時能量會有損失，在遇到2種介質(zhì)的分界面時，會發(fā)生反射等，常用的頻率為0.5～25 MHz。其主要過程由這樣幾部分組成：①用某種方式向被檢測的試件中引入或激勵超聲波；②超聲波在試件中傳播并與試件材料和其中的物體相互作用，使其傳播方向或特征被改變；③改變后的超聲波又通過檢測設備被檢測到，并可對其進行處理與分析；④根據(jù)接收的超聲波的特征，評估試件本身及其內(nèi)部存在的缺陷的特性。

本文采用的超聲檢測方法為接觸式脈沖反射法，其是由超聲波探頭發(fā)射脈沖波到試件內(nèi)部，通過觀察來自內(nèi)部缺陷或試件底面的反射波的情況來對試件進行檢測的方法。圖1顯示了接觸法單探脈沖反射法檢測鉚釘?shù)幕驹?。如圖1（a）所示，當鉚釘中不存在缺陷時，顯示圖像中僅有發(fā)射脈沖T和底面回波B兩個信號。而當鉚釘中存在缺陷或結構有問題時，將導致超聲波的往返透過率不同，從而在發(fā)射脈沖與底面回波之間將出現(xiàn)來自缺陷的回波F或其他波形，如圖1（b）所示。通過觀察F的高度可對缺陷的大小進行評估，通過觀察回波F距發(fā)射脈沖的距離，可得到缺陷的埋藏深度。當鉚釘表面質(zhì)量較好且選用的探頭適當時，脈沖回波法可觀察到非常小的缺陷回波，達到很高的檢測靈敏度。

2? 進氣道鉚釘檢測及分析

2.1? 檢測前準備

首先對進氣道安裝邊鉚釘表面狀態(tài)進行確認，如圖2所示，不允許有影響超聲波檢測的凸起、凹坑、沙粒和油污，對鉚釘表面狀態(tài)不達標的需使用400目砂紙或抹布將表面清理干凈。

2.2? 鉚釘超聲波探傷靈敏度調(diào)整

對鉚釘超聲波探傷靈敏度進行調(diào)整，步驟如下。

1）選用D70超聲波檢測儀，頻率為20 MHz，晶片尺寸為3.175 mm帶延遲塊的直探頭，此時設備未連接超聲波探頭，即無始波，如圖3所示。然后檢查設備的鏈接情況，探頭、線材是否損壞，或為參數(shù)不正確或是探頭契塊無耦合劑，需要重新添加耦合劑并擰緊，耦合劑使用甘油。

用于調(diào)整探傷儀靈敏度的對比試塊是?4 mm、?4.5 mm、?5 mm鉚釘人工缺陷對比試塊，對比試塊上人工缺陷位于鉚釘頭根部，用于驗收的人工缺陷深度為0.6 mm，其中?4.5 mm、?5 mm鉚釘人工缺陷對比試塊如圖4（a）、（b）所示。

2）將超聲波探頭接在探傷儀上，調(diào)節(jié)設備的抑制鍵，抑制設置為“0”，將設備的靈敏度調(diào)至最大，如電噪聲較大時，則降低靈敏度，使電噪聲電平降至滿刻度的10%，設此時靈敏度的讀數(shù)為S1；將探頭壓在對比試塊0.6 mm缺陷的鉚釘頭上，中間加適當?shù)母视捅ＷC穩(wěn)定的聲耦合，前后左右微微移動探頭，使人工缺陷反射回波高度達到最高，再調(diào)節(jié)靈敏度，使回波高度降至滿刻度的40%，設此時靈敏度的讀數(shù)為S2。則靈敏度余量S=|S1-S2|，開展檢測時，靈敏度余量S應大于6 dB。

3）將探頭壓在對比試塊0.6 mm鉚釘頭上，使探頭邊緣與鉚釘邊緣基本重合。在探頭和鉚釘頭中間加適當?shù)母视捅３址€(wěn)定的聲耦合，沿鉚釘頭圓周方向慢慢移動探頭，找到鉚釘頭根部的人工缺陷反射波，并微微調(diào)整探頭，使人工缺陷反射回波高度達到最大。如此時缺陷波幅正好為40%，則無須調(diào)整增益；如缺陷波幅偏高或偏低，可適當調(diào)整增益，使鉚釘頭根部人工缺陷反射回波高度為熒光屏滿幅的40%，此參數(shù)即為檢測靈敏度。在檢測靈敏度的基礎上將增益增加6 dB作為掃查靈敏度，圖5（a）為設備連接探頭并調(diào)整掃查靈敏度后的始波信號示意圖，始波清晰，聲程內(nèi)無雜波。

4）在掃查靈敏度調(diào)整好后，將探頭耦合在被檢鉚釘頭上，沿鉚釘頭圓周方向移動，探頭邊緣保持與鉚釘頭邊緣基本重合的狀態(tài)。在探傷過程中，時刻觀察熒光屏，觀察其波形變化，圖5（b）為探頭置于鉚釘上且耦合良好無缺陷回波的信號示意圖。

2.3? 鉚釘超聲波檢測

設備掃查靈敏度調(diào)整好后，開始檢測不同飛機進氣道鉚釘，得到一系列超聲波信號數(shù)據(jù)，并總結了不同類型非缺陷回波和裂紋缺陷回波的信號特征。

2.3.1? 探頭耦合引起的非缺陷回波

檢測鉚釘時，發(fā)現(xiàn)稍微移動探頭時，出現(xiàn)如圖6所示波形時，可判定為探頭耦合效果差引起的，即非缺陷回波，圖6（a）為始波一側出現(xiàn)同底的小波的信號示意圖，圖6（b）為始波兩側出現(xiàn)同底的小波的信號示意圖，產(chǎn)生的原因為探頭契塊磨損掉塊。圖6（c）為始波變小、波形雜亂的信號示意圖，產(chǎn)生的原因為探頭與鉚釘耦合不充分或者是鉚釘?shù)谋砻娲植?，需重新耦合，必要時用細砂紙對鉚釘進行打磨。圖6（d）為無缺陷波且底波變小的信號示意圖，此時可判定探頭與鉚釘耦合不良需要調(diào)整探頭與鉚釘充分地貼合，或者是探頭在使用時由于磨損導致契塊產(chǎn)生加大的斜面，聲束方向發(fā)生了偏移，需更換新的契塊。

2.3.2? 鉚釘結構引起的非缺陷回波

檢測鉚釘時，發(fā)現(xiàn)稍微移動探頭時，出現(xiàn)如圖7所示波形時，可判定為探頭耦合效果差引起的，即非缺陷回波，圖7（a）為出現(xiàn)雙底雙波峰的信號示意圖，此時可判定鉚釘?shù)撞坑衅釋踊蛴醒b配膠層覆蓋；圖7（b）為出現(xiàn)多個小波峰的信號示意圖，此時可判定鉚釘?shù)锥藶椤熬弊指窠Y構；圖7（c）為出現(xiàn)同底雙波峰的信號示意圖，此時可判定鉚釘?shù)锥藶椤叭铡弊中徒Y構；圖7（d）為始波與缺陷波的聲程距離較小的信號示意圖，此時可判定探頭檢測到鉚釘與機體的結合部位。圖7（e）為出現(xiàn)波峰較高的雜波的信號示意圖，此時始波、底波不變或變化很小，在聲程內(nèi)會產(chǎn)生一個波峰較高的雜波，可判定為鉚釘在蒙皮的下表面處形成的褶皺產(chǎn)生的波形顯示，此種情況較少。

2.3.3? 裂紋缺陷回波

圖8為始波與缺陷同底的信號示意圖，此時探頭與鉚釘貼合緊密未超出檢測區(qū)且始波和缺陷波緊密相連，且缺陷波幅度超過40%，則認為該處可能存在裂紋缺陷。將靈敏度調(diào)整到正常檢測靈敏度，再稍微移動探頭，如缺陷波不消失且波形強有力，波峰尖銳穩(wěn)定，波幅超過滿刻度的40%且鉚釘?shù)撞ㄍ瑫r出現(xiàn)，則判定該鉚釘存在裂紋。

超聲波檢測完畢后將甘油擦凈，判定不合格的鉚釘，做醒目標記，并將檢測結構記錄下來，然后逐項清點設備、探頭、甘油和抹布等物品，不得遺留任何物品在飛機進氣道內(nèi)。

3? 結論

通過對多架次飛機進氣道鉚釘超聲波檢測工作研究，可知超聲波檢測能夠發(fā)現(xiàn)鉚釘外部與內(nèi)部的各種故障缺陷，進而可及時對存在故障缺陷的鉚釘進行更換，消除安全隱患，并總結了裂紋缺陷和不同類型非缺陷回波的鉚釘超聲波信號特征及其產(chǎn)生原因，以便精準區(qū)分鉚釘檢測過程中裂紋缺陷回波與非缺陷回波，降低錯探、誤判的概率，為進氣道鉚釘檢測工作提供有效借鑒，同時該超聲波檢測方法也適用于飛機其他部位鉚接質(zhì)量的檢測。

參考文獻：

[1] 張愛明.某型發(fā)動機葉片上鉚釘?shù)某暡ㄌ絺鸞J].航空維修與工程，2017（8）：60-61.

[2] 張朝暉，喻星星，康健中，等.飛機進氣道關鍵區(qū)域鉚釘檢測技術[C]//航空裝備維修技術及應用研討會論文集，2015.

[3] NYBORG D， CAVACO J， NYBORG E， et al. Combined application of ultrasonic inspection and acoustic emission monitoring for evaluation of fracture critical members in railway bridges[C]//Proc. 2001 Annual Conference，American Railway Engineering and Maintenance of Way Association （AREMA）， Chicago， September 2001.

[4] OSEGUEDA R A，? KREINOVICH V，? NAZARIAN S， et al. Detection of cracks at rivet holes in thin plates using Lamb-wave scanning[C]// Nde for Health Monitoring & Diagnostics. International Society for Optics and Photonics， 2003.

[5] TAVAF V， SAADATZI M， BANERJEE S. Effect of defects part ii： multiscale effect of microvoids， orientation of rivet holes on the damage propagation， and ultimate failure strength of composites[J]. Multidisciplinary Digital Publishing Institute， 2021（4）：112.

[6] EWALD V， GOBY X， JANSEN H， et al. Incorporating inductive bias into deep learning： a perspective from automated visual inspection in aircraft maintenance[J].2018.

[7] 陳林.飛機進氣道鉚釘斷裂分析[C]//全國第五屆航空航天裝備失效分析會議論文集2006年，2006：124-127.