专利名称：一种用于飞机复合材料的红外无损检测装置的制作方法
技术领域：
本发明属于航空维修保障技术领域，更确切的说，属于飞机无损检测技术领域。
背景技术：
复合材料在我军战机中的使用量显著增加，航空兵部队对复合材料的检测、维护 和修理任务也日益突出。但我军现有针对飞机复合材料的无损检测方法主要以超声波法和 声阻抗法等为主，从实际情况看，此类方法对复合材料的检测并不理想，存在检测速度慢、 检测结果不能存储和定量分析困难等不足。目前尽管多家单位开展了红外检测技术试验研 究，但国内还没有用于在役飞机复合材料红外无损检测的应用型设备。 在国内多数的试验装置和国外现有的红外热波无损检测装置中，其外部热激励主 要采用脉冲闪光照射的方式进行。脉冲闪光热激励模式下，激励能量和激励时间较短，可检 测的深度有限，无法发现较深的内部损伤，不利于对较厚构件的检测。
发明内容本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种用于飞机复合材料的红外无损 检测装置，以满足飞机复合材料损伤的外场检测需求。 本发明的红外无损检测装置由计算机、热图像采集系统、热激励装置和智能控制
盒组成；计算机通过1394图像传输线与热图像采集系统连接，通过RS232通讯线与智能控
制盒连接；智能控制盒通过触发电缆和卤素灯控制电缆与热激励装置连接。 计算机是硬件控制平台，提供可视化操作界面；热图像采集系统用于完成对被检
测表面温度场变化情况的记录；热激励装置用于对被检测部位实施热激励；智能控制盒用
于控制信号的转换并提供各组成部分所需的直流工作电压；应用软件用于对检测过程的控
制和检测结果的分析。 所述的热图像采集系统主要包括红外热像仪和前端显示器，红外热像仪通过1394 图像传输线与计算机连接，红外热像仪与前端显示器之间通过视频传输线连接。红外热像 仪负责热图像的实时采集并以特定的格式传输给计算机；前端显示器用于检测人员在检测 位置实时观察被检测表面的温度场变化情况。 所述的热激励装置主要由热激励源和供电电源组成，供电电源通过输出电缆与热 激励源连接。热激励源包括脉冲闪光热辐射源和连续光热辐射源两部分，可分别提供热激 励时的脉冲强光热辐射和连续光热辐射输出。供电电源提供热激励源工作时所需的大电 流。 所述的智能控制盒由单片机系统和稳压电源组成，结构形式为铝制机箱，智能控制盒通过RS232通讯线与计算机连接，通过触发电缆和卤素灯控制电缆与热激励装置连 接。单片机系统用于热激励过程与热图像采集的同步控制；稳压电源分别为计算机、红外热 像仪、前端显示器提供直流工作电压。 所述的应用软件主要包括串口通讯模块、红外热像仪控制模块、图像采集模块、热 激励控制模块、数据处理模块和定量分析模块等，串口通讯模块用于上位计算机与智能控 制盒进行通讯；红外热像仪控制模块用于热像仪的调节和控制；热激励控制模块用于热激 励模式和操作方式的选择；数据处理模块用于对红外热图像进行的滤波、微分等处理；定 量分析模块用于检测结果的定量分析，包括损伤面积测量、埋藏深度计算、温度-时间曲线 和检测报告等功能。 本发明的红外无损检测装置通过热激励装置对被检测件表面实施外部热激励，同 时控制热图像采集系统记录被检测件表面温度场由于内部热波传播过程(热传递过程)不 同所导致的表面温差变化情况，最后通过对所采集的红外时序热图像来判别被检测件的内 部损伤并进行定量分析。 本发明的红外无损检测装置结构形式为一体化的检测车，计算机、热激励装置和 智能控制盒均安装固定于检测车车内，工作状态下热图像采集系统可从检测车内拿出，而 在保存或运输状态下热图像采集系统可收回并通过柔性编织带固定于检测车内。 一体化的 结构形式便于飞机外场检测使用。 本发明的红外无损检测装置提供可视化操作界面，整个检测过程包括检测参数设 置、热像仪控制、实施热激励、热图像采集及处理、损伤定量分析等均通过应用软件操作界 面来完成。 本发明的红外无损检测装置的热激励模式包括脉冲闪光和连续辐射热激励两种， 每种热激励模式均可分别选择软件自动操作和手动操作方式，以适应不同的应用要求。脉 冲闪光热激励模式可用于较薄复合材料层合板、壁板、蜂窝夹芯结构等构件，连续辐射热激 励模式可用于较厚的复合材料层合板、壁板等构件。连续辐射热激励模式作为一种补充，其 激励能量大，激励时间长，热激励效果要优于脉冲闪光热激励，解决了表面不规则和较厚复 合材料结构的热激励问题，提高了损伤检出率。 本发明的红外无损检测装置在检测机理上基于材料的热特性，只要被检测件或部 位的温度在绝对零度以上，且基体材料与内部损伤所导致的表面温差变化达到红外热像仪 的热灵敏度范围，被检测件表面温度场变化情况就能以热图像的形式被记录。整个检测过 程包括热激励、热图像采集和热图像定量分析均由计算机控制，自动化程度高，检测结果显 示直观，便于存档备查。 本发明的红外无损检测装置在检测时，热激励和热图像记录同步进行。热激励过 程要短于热图像记录过程，脉冲闪光热激励时间在毫秒级，连续辐射热激励时间在秒级，通 常不超过60秒；热图像实时采集速度为50帧/秒，由于被检件表面达到热平衡时间较快， 整个热图像记录时间通常不超过5分钟，比之超声波和声阻抗检测装置等，检测速度快。
图1红外无损检测装置组成示意图； 图2红外无损检测装置连接关系示意图；[0020] 图3红外无损检测装置前视图； 图4红外无损检测装置后视图； 图5红外无损检测装置内部剖视图； 图6红外无损检测装置工作流程图； 图7铝制盒体前视图； 图8铝制盒体俯视图； 图9热激励源的纵剖面构造图； 图10图9的C-C向剖面构造图； 图11图7的A-A向剖面构造图； 图12图8的B-B向剖面构造图； 图13红外无损检测装置软件组成模块示意图； 图中 1.门锁，2.推拉式抽屉，3.可拆卸式盖板，4.可锁死滚轮，5.左开推拉门，6.计 算机，7.智能控制盒，8.热图像采集系统，9.供电电源，IO.绝缘把手，ll.热像仪保护壳， 12.热像仪固定槽，13.输出电缆航插，14.控制电缆航插，15.盒体，16.盒盖，17.前端显示 器安装孔，18.热像仪镜头孔，19.手动触发按钮，20.卤素灯手动控制开关，21.热激励源， 22.安装底座，23.底反射面，24.脉冲氙灯，25.卤素灯，26.侧反射面。
具体实施方式
以下结合附图说明对本发明的用于飞机复合材料的红外无损检测装置进一步进 行说明。 1、红外无损检测装置总体组成 红外无损检测装置硬件系统由计算机、热图像采集系统、热激励装置和智能控制 盒组成，具体电路连接见图1。计算机是控制平台，其通过RS232串口与智能控制盒进行控 制信号的传输，完成对热激励模式和操作方式的控制；热图像采集系统与计算机之间通过 IEEE-1394火线(FireWire)接口进行热图像的实时高速传输，计算机对红外热像仪的控制 也通过该接口来完成；红外热像仪实时输出视频图像到前端显示器，图像为NTSC/PAL复合 制式的模拟视频信号；智能控制盒通过触发电缆和卤素灯控制电缆来控制脉冲闪光热激励 和连续辐射热激励的启动与停止，智能控制盒内安装了集成一体化的稳压电源。 整个红外无损检测装置的输入电源为220V/50Hz的交流电。 2、红外无损检测装置结构 红外无损检测装置整体结构为一体化的检测车，见图3和图4，装置的硬件系统均 集成安置于检测车内，见图5。计算机6、智能控制盒7、热图像采集系统8和供电电源9由 上到下依次安放，计算机6固定于推拉式抽屉内，智能控制盒7和供电电源9均是通过螺钉 固定与车内隔板上。以上硬件均采用高密度的EPA聚氨酯泡沫加以稳固，尤其是热图像采 集系统8安放位置，用聚氨酯泡沫根据热图像采集系统8外形尺寸制作有凹槽，热图像采集 系统8收回后再用柔性编织带进行固定，可避免运输过程中的位移和外部撞击。 3、红外无损检测装置工作流程 红外无损检测装置的工作分为启动及初始化、软件启动及参数设定、供电电源充电、热图像实时记录和文件存储等过程，具体见图6。上电启动后，计算机6、红外热像仪和 热激励装置分别启动，红外热像仪将把检测人员预先设置并锁定的参数自动调入作为当前 的默认设置，完成初始化，并输出实时热图像(包括模拟视频信号和数字图像信号)。热激 励装置上电后，供电电源9将按默认设置开始充电，充电完毕后将发出声响和灯光提示，然 后等待操作信号。应用软件启动后，将会执行并完成1394图像传输通道的软件连接和初始 化，等待开始"检测"信号。检测开始时，计算机6将按预先设定的热激励模式和操作方式 向智能控制盒7发出指令，启动热激励源21对被检测试件进行热激励。热激励启动指令发 出同时，计算机6将对热图像采集系统8输出的热图像进行实时采集并保存，从而记录被检 测件在热激励后的表面温度变化情况。 4、铝制盒体结构 在图5所示的实施例中，热图像采集系统8主要由红外热像仪、前端显示器和铝制 盒体组成。铝制盒体分为盒体15和盒盖16两个部分，铝制盒体结构具体见图7和图8。在 盒盖16中心开有热像仪镜头孔，以镜头孔为中心安装有热像仪保护壳11。此外盒盖16上 还安装有绝缘把手10、手动触发按钮19、卤素灯手动控制开关20、输出电缆航插13、控制电 缆航插14。其中，绝缘把手IO用于检测时操作人员手持，在绝缘把手10的前部为手动触发 按钮19和卤素灯手动控制开关20，操作人员手持时用大拇指即可按动或拨动，分别用于脉 冲闪光热激励和连续辐射热激励的手动启动。手动触发按钮19和卤素灯手动控制开关20 同时启动时供电电源9将没有输出，即不能同时进行脉冲闪光热激励和连续辐射热激励。 在盒盖内部安装有热激励源21，具体见图11和图12。盒盖16外部的输出电缆航 插13用于连接供电电源9和热激励源21 ，控制电缆航插14用于将手动触发按钮19和卤素 灯手动控制开关20与智能控制盒7连接。盒盖16与盒体15通过自攻螺钉进行连接紧固， 盒体15另一端(底部)未封闭，为开口状态，检测时将该端与被检测件表面接触，然后实施 热激励并由红外热像仪记录表面温度变换情况。 5、智能控制盒 所述的智能控制盒7包括AT89S52单片机系统和稳压电源，单片机系统通过RS232 串口实现与上位计算机的通讯，确保热激励过程与热图像采集的同步控制；单片机的信号 采集电路与手动触发按钮19和卤素灯手动控制开关20相连接，一旦手动触发按钮19或卤 素灯手动控制开关20接通，将分别向供电电源9输出脉冲闪光触发信号或卤素灯通断信 号，使热激励源21输出脉冲强光热辐射或连续光辐射。稳压电源为计算机6和热图像采集 系统7提供直流工作电压。 6、热激励源结构 在图9所示的实施例中，热激励源21主要由卤素灯25、脉冲氙灯24和反射面构 成，结构形式见图9和图10。灯管通过配套的灯座固定于安装底座22上，反射面通过螺钉 固定于安装底座22。其中两灯管布局采用卤素灯25在前，脉冲氙灯24在后的形式，两灯管 均为条形灯管。脉冲氙灯24的最大闪光输出能量为3000焦耳，而卤素灯25的额定功率为 750W。反射面采用梯形反射面的结构形式，主要包括底反射面23和侧反射面26，表面进行 阳极化处理，表面颜色为银色。 7、热激励源安装位置 在图7所示的实施例中，为了提高热激励能量和热激励的均匀性，两套热激励源21被平行放置安装固定于铝制盒体内部。铝制盒体可对被检测部位进行必要的遮蔽，避免 实施红外检测时外界环境辐射及气流的影响，同时利用双热源对称布置和侧面反射的补充 作用提高对底部热激励的均匀性。 热激励源21通过安装底座22由不锈钢螺栓固定在铝制盒体顶部内侧，具体见图 11和图12，两套热激励源21分别对称安装于镜头孔两侧，灯管轴线相互平行，两套热激励 源21之间的间距以不影响红外热像仪的成像视场为宜，具体可根据铝制盒体的几何尺寸 决定。 8、应用软件 红外无损检测装置的应用软件包括串口通讯、红外热像仪控制、图像采集、热激励 控制、数据处理和定量分析等模块，具体见图13。应用软件根据整体功能不同分为检测软件 和分析评估软件两个部分，检测软件主要用于外场快速检测，完成热激励和时序热图像的 记录工作，对成批检测并快速存储检测结果。检测软件只提供外场进行快速检测的简单操 作，不提供对检测结果进行深入分析和生成检测报告等功能。 分析评估软件主要用于对已存储的检测结果(时序热图像)进行损伤分析和评 估，软件具备较强的图像处理功能，具备温度和图像分析功能，可将损伤分析和评估结果以 报表形式进行输出。分析评估软件也可调用检测软件。 应用软件在VC++6. 0集成编程环境下进行编写，内建数据库采用关系型数据库模 型，基于Access2000进行开发。其中检测软件为基于对话框的操作界面，分析评估软件则 为标准的MFC应用程序界面。
权利要求一种用于飞机复合材料的红外无损检测装置，其特征在于由计算机、热图像采集系统、热激励装置和智能控制盒组成；计算机通过1394图像传输线与热图像采集系统连接，通过RS232通讯线与智能控制盒连接；智能控制盒通过触发电缆和卤素灯控制电缆与热激励装置连接。
2. 如权利要求1所述的用于飞机复合材料的红外无损检测装置，其特征在于结构形式 为一体化的检测车，计算机、热激励装置和智能控制盒均安装固定于检测车车内，热图像采 集系统安装于检测盒上。
3. 如权利要求1所述的用于飞机复合材料的红外无损检测装置，其特征在于所述的热 激励装置主要由热激励源和供电电源组成，热激励源可分别提供热激励时的脉冲强光热辐 射和连续光热辐射输出，供电电源提供热激励源工作时所需的大电流。
4. 如权利要求3所述的用于飞机复合材料的红外无损检测装置，其特征在于两套热激 励源被平行放置安装固定于铝制盒体内部，两套热激励源分别对称安装于镜头孔两侧，灯 管轴线相互平行。
5. 如权利要求3所述的用于飞机复合材料的红外无损检测装置，其特征在于所述的热 激励源均包括脉冲闪光热辐射源、连续光热辐射源和反射面，连续光热辐射源和脉冲闪光 热辐射源两者在光热辐射方向上采取前后布局方式，脉冲闪光热辐射源为脉冲氙灯，连续 光热辐射源为卤素灯，脉冲氙灯和卤素灯均为条形灯管，反射面为梯形反射面。
专利摘要本实用新型公开了一种用于飞机复合材料的红外无损检测装置，用以满足飞机复合材料损伤的外场检测需求。红外无损检测装置结构形式为一体化的检测车，由计算机、热图像采集系统、热激励装置和智能控制盒组成，计算机作为硬件控制平台，利用热激励装置对被检测件表面实施外部热激励，由热图像采集系统记录被检测件由于内部热波传播过程不同导致的表面温差变化，通过对时序热图像的定量分析来判别内部损伤。该装置具有脉冲闪光和连续辐射热激励两种模式，操作方式灵活，以适应不同厚度复合材料的要求。检测过程由计算机控制，热激励和热图像记录同步进行，自动化程度高，应用软件定量分析功能强，检测结果显示直观，可存档备查。
文档编号G01N25/20GK201518010SQ200920177330
公开日2010年6月30日 申请日期2008年4月4日 优先权日2008年4月4日
发明者代永朝, 吕伯平, 杨小林, 谢小荣, 郑立胜 申请人:中国人民解放军空军第一航空学院