Nondestructive inspection of fatigue crack propagation beneath supersonic particle deposition coatings during fatigue testing
Matthew E. Ibrahim uArr;, Wyman Z.L. Zhuang
Defence Science and Technology Group, 506 Lorimer St, Fishermans Bend, VIC 3207, Australia
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Article history: Received 1 February 2017 Received in revised form 27 March 2017 Accepted 3 May 2017 Available online 12 May 2017 Keywords: Repair technologies Nondestructive inspection Crack detection Aircraft engineering Advanced materials |
Supersonic particle deposition (SPD) is an additive manufacturing technology with demonstrated potential for the repair of corrosion damage in metallic aircraft components. Repairs via SPD are applied with the aim of restoring damaged components to at least the equivalent structural properties of their original design. A successful SPD repair must have sufficient cohesive strength to prevent further cracking under fatigue loading, and the quality of the repair must be able to be monitored nondestructively on a periodic basis during ongoing operation of the repaired aircraft. In this study, we demonstrate the capability of two nondestructive inspection (NDI) techniques, thermoelastic stress analysis and angle-beam ultrasonic inspection, to both assess the health of an SPD coating and to detect and characterise representative fatigue crack growth beneath it. The results obtained via NDI are explained with reference to the microstructural features of the SPD coating and the substrate, as analysed via optical microscopy. Crown Copyright 2017 Published by Elsevier Ltd. All rights reserved. |
- Introduction
Supersonic particle deposition, otherwise known as lsquo;cold sprayrsquo;, is an additive manufacturing technique in which powder particles are deposited in the solid state onto a substrate at supersonic speed. The deposited compound is usually of similar or identical composition to the substrate, permitting restorative repairs to be performed on structures that have become degraded or damaged in service. Previous work on the application of SPD has demonstrated the potential for this technology to be used in the repair of aircraft components and structure that have suffered from corrosion and wear damage during fleet operation. Examples include an application to the Apache helicopter aluminium alloy (AA) 7075-T73 mast support [1] and AA 6061 deposition on the F/A18 Hornet generator control unit tube flange [2]. SPD repair technology has also been demonstrated for the restoration of mechanical properties in military aircraft AA structure containing simulated corrosion [3,4].
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Corresponding author. E-mail addresses: matthew.ibrahim@dst.defence.gov.au (M.E. Ibrahim), wyman. zhuang@dst.defence.gov.au (W.Z.L. Zhuang). http://dx.doi.org/10.1016/j.ijfatigue.2017.05.005 0142-1123/Crown Copyright 2017 Published by Elsevier Ltd. All rights reserved. |
Early applications of the technology have been mainly for the purposes of providing protective coatings to existing structure. In order for the application of SPD coatings to become certified technology for the structural repair of aircraft components, a rigorous quality assurance process and inspection regime will be required to assess the state of the repair coating and the interface with the substrate. On repaired in-service structure, such an assessment must clearly be determined nondestructively. Previous work has determined the stress fields in an SPD-repaired doubler using lock-in thermography [3] but detection and characterisation of fatigue cracking in the substrate at the interface with an SPD coating has not been reported.
In this study, we examine the capability of angle-beam ultrasonic inspection to characterise crack growth beneath an SPD repair, and analyse the effect of a repair coating on ultrasonic beam propagation. We also apply thermoelastic stress analysis (TSA) for the in-situ monitoring of damage growth in SPD coatings.
- Specimen design and material properties
Specimens were designed to simulate fatigue-critical locations in combat aircraft bulkheads [5]. They were cut out of 6.5 mmthick AA 7050-T7451 plate that was subsequently machined down to 6.35 mm thickness. The plate was then cut out into typical lowstress-concentration lsquo;dogbonersquo; geometry coupons, with no precracking introduced prior to fatigue testing. The net section stress concentration factor was Ktn = 1.06 [6]. Finally, a cylindrical recess was blended out of the centre of the specimen, having a repair ratio of 20:1 in accordance with standard aircraft repair practice. The main purpose of this recess was to provide a volume that could be filled with an SPD repair, although it also provided a stress concentration zone for the growing of a fatigue crack. The radii and corners of radii were polished using a 400-grit sand paper along the specimenrsquo;s long axis, and the machining tolerance was controlled to within plusmn;0.1 mm. The overall dimensions of the specimens are given in Fig. 1.
The chemical composition and mechanical properties of the substrate are listed in Tables 1 and 2, respectively.
The specimen chosen for the purposes of this study had small fatigue cracks grown within the recess region by subjecting it to a cyclic tensile load. The loads were applied in a 100 kN servohydraulic testing machine running an F/A-18 FT55 wing-root bending moment (WRBM) spectrum with a peak stress level of 125 MPa and an average frequency of approximately 5 Hz.
- Nondestructive inspection of the uncoated specimen
3.1. Detection of initial fatigue crack grow
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疲劳裂纹扩展的无损检测超音速粒子沉积涂层在疲劳试验中的作用
摘要：超音速粒子沉积(SPD)是一种添加剂制造技术, 具有明显的修复金属飞机部件腐蚀损伤的潜力。通过SPD进行维修, 目的是将损坏的部件恢复到至少其原始设计的等效结构性能。成功的SPD维修必须有足够的粘结强度, 以防止在疲劳载荷下进一步开裂, 并且维修质量必须能够定期监测无损检测在不断运行的维修飞机。在本研究中, 我们展示了两种无损检测(NDI)技术、热弹性应力分析和角度波束超声检测的能力, 既能评估SPD涂层的健康状况, 又能检测和表征具有代表性的疲劳裂纹在它下面生长。通过光学显微学分析了 NDI的显微结构特征, 并对其所得到的结果进行解释。
1. 简介
超音速粒子沉积，又称“冷喷涂”，是一种添加剂制造技术，粉末粒子以超音速的速度沉积在固体上。沉积的化合物通常与基体相似或相同的成分，允许对在服务中退化或损坏的结构进行修复。之前关于SPD应用的研究表明，这种技术有可能用于飞机部件和结构的维修，这些部件和结构在舰队运行过程中受到腐蚀和磨损。例子包括应用于阿帕奇直升机铝合金(AA) 7075-T73的桅杆支持[1]，以及在F/A18 Hornet发电机控制单元管法兰[2]上的AA 6061沉积。
该技术的早期应用主要是为现有结构提供保护涂层的目的。为了使SPD涂层成为飞机部件结构维修的认证技术，需要严格的质量保证过程和检验制度来评估修复涂层的状态和与基体的接口。在维修的内部结构中，这种评估必须明确地确定。之前的工作已经确定了在一个SPD修复的doubler中使用锁定热成像[3]的应力场，但是在与SPD涂层界面的基体上的疲劳裂纹的检测和特征没有被报道。在本研究中, 我们考察了角束超声检测在SPD修复下的裂纹扩展特性, 分析了修复涂层对超声束传播的影响。本文还应用热弹性应力分析(TSA)对SPD涂层的损伤生长进行原位监测。
2. 标本设计和材料属性
试样的设计是为了模拟战斗飞机舱壁的疲劳临界位置[5]。他们被切割出6.5毫米厚的AA 7050-T7451板，随后被加工成6.35毫米厚。然后将盘子切割成典型的低应力集中的“dogbone”几何形状，在疲劳测试之前没有进行预裂。净截面应力集中系数为Ktn = 1.06[6]。最后，根据标准的飞机维修实践，将试件中心的一个圆柱形凹槽混合在一起，修复率为20:1。这个凹槽的主要目的是提供一个可以填充SPD修复体的体积，尽管它也为疲劳裂纹的增加提供了一个应力集中区域。半径的角落使用400 -砂纸抛光标本的长轴和加工公差控制在plusmn;0.1毫米。试件的整体尺寸如图1所示。其基体的化学成分和机械性能列于表1和表2(分别)。
为了本研究的目的而选择的标本，由于其具有周期性的拉伸载荷，在凹槽区域内产生了细小的疲劳裂纹。负载应用于100 kN伺服液压试验机，运行F/ a -18 FT55 w_ -root弯矩(WRBM)谱，峰值应力水平为125 MPa，平均频率约为5hz。
图1所示 dogbone标本的原理图(遮阳指示区域通过SPD涂层修复)。所有尺寸均为毫米。
3. 非涂层试样的无损检测
3.1. 初始疲劳裂纹扩展的检测
在狗骨标本的初始循环加载过程中进行了无损检测，以检测出开裂的发生。方法用于初始存在裂纹的检测标本TSA,细致的应力分析方法基于材料热弹性效应,通过改变温度的变化成正比的和主应力的结构进行循环荷载(8 - 10)。
TSA已经被应用于检测单刃切口的疲劳裂纹[11]。Choi et al.[12]证明了TSA能够通过高应力集中在缺口上的高应力集中识别出的疲劳裂纹扩展的能力。他们还比较了inphase和in-quadrature信号分析的有效性，以执行裂纹尖端定位。试验的初步结果表明，在SPD涂层内部的大裂缝可以通过TSA检测，而在基体疲劳开裂之前启动的SPD涂层失效。目前的研究成果是针对SPD表面修复的低应力集中样本的研究结果。
图2显示试样的初始疲劳裂纹扩展的测试设置。试样在试验机clevises之间部分可见。为了产生高、均匀的热, 在表面上涂上了一层哑光漆。
表1
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Material Zn Cu Mg |
Zr Fe |
Si Mn |
Ti Al |
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7050-T7451/AMS4050 5.7–6.7 2.0–2.6 1.9–2.6 |
0.08–0.15 0.00–0.15 |
0.00–0.12 0.00–0.10 |
0.00–0.06 Rem |
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Table 2 Mechanical properties of the 7050-T7451 aluminium alloy [7]. |
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Grain direction |
Ultimate strength (MPa) |
Yield strength (MPa) |
Elongation (%) |
Conductivity (lXcm) |
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Longitudinal |
483.3–492.3 |
417.8–431.6 |
10.7–11.2 |
0.712 |
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Long Trans. |
488.8–496.4 |
415.1–417.1 |
8.3–8.8 |
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Short Trans. |
472.3–477.1 |
393.0–404.7 |
6.3–6.4 |
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7050-T7451 铝合金的化学成分重量百分比[7].
TSA 检查的发射率。利用 DST 组开发的螨系统 [13] 配有 FLIR A315 microbolometer , 对热弹性响应进行了测量。
在13万疲劳循环后不久, TSA系统检测到裂纹增长, 测试持续到132932个周期, 此时试样被卸载.图3显示在负载下由试样两侧产生的裂纹扩展的TSA指示。高温区 (红色) 暴露出高应力区域, 从试样两侧的两条裂纹尖端 (深色线) 延伸。
由于试样中心的圆柱形凹槽不寻常的几何形状, 可以通过加工角处的局部应力集中来解释试样两侧裂纹的萌生。
3.2. 疲劳裂纹的表征
疲劳裂纹在试件中心(z轴)的中心位置和在机加工凹槽的表面向下延伸。为了准确地确定疲劳裂纹扩展的初始状态，用两种NDI测试方法测量裂纹长度，即涡流和超声波探伤。这些检查揭示了两种轻微的疲劳裂纹的存在，这些裂纹是从两侧开始的，向标本的中心生长。
表面扫描涡流检测结果如图4所示。这些检查是使用直径为500 kHz的3毫米外径探测器进行的，并确定了尺寸。
图2 铝合金 dogbone 试样疲劳试验和 TSA 检验的试验台。FLIR microbolometer 在前景中可见
图3 在未涂覆试样疲劳试验中检测到的裂纹征兆的 TSA 图像。高温区 (红色) 显示了最高应力区域, 在试样边缘的初始疲劳裂纹 (暗线) 之间发生。
两个主要裂缝的长度为8.0 至0.5 毫米。请注意, 样本已从疲劳测试方向旋转90。
在SPD 修复之前, 对疲劳 dogbone 试样进行角度波束脉冲回波超声检查的结果显示在图5。该 C 扫描图像是通过5兆赫聚焦压缩波超声光束在样本角度45度。利用该方法, 将两种裂纹的长度分别测量为长 8.9 0.2 毫米 (上部) 和7.2 英寸0.2 毫米 (下), 在上部裂纹下, 直径为1.8 毫米的小卫星裂纹也明显。裂纹响应的球面形貌是由于裂纹长度相对于超声波束宽的衍射效应引起的, 裂纹尖端的裂纹长度测量的不确定度增加了一半。两个的左侧可见的斑点图案
图4 涡流裂纹指示标记在 dogbone 标本上 (黑色标记)。注意小卫星裂纹的尺寸 lt; 1 毫米的指示, 也被发现附近的顶部裂缝。
裂纹是由于凹加工凹槽的反射引起的, 在节中进一步讨论5.1。虽然在C扫描图像上不易看到, 但上部裂纹响应的振幅明显大于下部裂纹, 表明裂纹的深度可能更大。
4. 使用超音速 particledeposition 的裂纹试样的涂层
通过使用商业承包商的SPD涂层,，该试样随后被 “修复” 到其预加工几何.图6在其修复状态下显示疲劳试样： (a) 涂层后立即使用 AA 7075 粉末；(b) 在加工后除去额外的粉末沉积物并恢复原狗骨几何；(c) 在横断面，其中的边缘修复区是隐约可见的肉眼。该涂层试样包含了SPD涂层下的疲劳裂纹， 然后用它来确定NDI检测这种隐藏裂纹的有效性。
5. 涂层试样的无损检测
一旦试件修复完毕，并在1.27 mm深凹处充填了AA SPD涂层，进一步监测疲劳裂纹的唯一可能技术是超声检查。涡流检测不能再用来测量裂纹长度，因为电磁波的深度不足以穿透更深的导电材料。TSA不能用来测量在1.27 mm厚的SPD涂层下的裂纹长度，尽管它仍然可以用于检测涂层本身，同时进行进一步的疲劳循环[14]。图7显示了一种类似于本研究中所使用的一种涂敷涂层的样本的累进损伤图像，其中涂层与基体之间的粘结破坏明显可以通过这种技术检测到。
结构修复应用的关键非破坏性测量是修复涂层下裂纹的状态。这可以用相同的角束超声检查来实现，用于表征初始疲劳裂纹，并在图8中给出了SPD涂层试样的示意图。
使用的检查模式是狗骨标本背面的全跳反射，其中裂纹作为剪切波在样本内移动的水下反射器。为了在试件内达到45角的折射率，探头必须以约19.5的角度为导向。
图5 超声 C 扫描图像, 显示132932疲劳循环后, dogbone 试样两侧的疲劳裂纹。
图6 (a) 含疲劳裂纹的dogbone试样, 经SPD工艺涂层后收到。(b) 加工后的疲劳试样, 将其恢复为标准的 dogbone 几何, 并用SPD粉末填充机械加工的凹槽。修复的凹槽区域的边缘只是隐约可见。(c) 试样的侧面, 显示加入SPD粉末的修复区的边界。
从正常状态允许传入压缩 (纵向) 波形在接口上转换为剪切 (横向) 波形[15].
要欣赏超声波检测的细节, 必须了解SPD涂层与超声波的相互作用: 特别是超声波衰减和基体与涂层之间的波速变化。因此, 超声显着衰减 [16]是在试样的涂层部分进行测量的, 并与在超声波检测频率范围内的衬底材料进行比较 (图 9)。由于涂层材料的成分名义上与基体相同, 所以两层之间的衰减变化应由孔隙度和涂层中存在的杂质引起。尽管在明显的衰减中有很大的分散, 但平均值显示, 在SPD中, 与通过正常轧制过程制造的AA基板相比, 衰减范围普遍增加。如下所示 ( 7部分), 对试样的破坏性测试显示, 在SPD涂层内存在空隙, 大小可达50lm直径。虽然这只是超声波光束直径的一部分, 但大量和分布的孔隙性质导致明显的衰减增加.
此外, 在涂层中, 10% 级的纵 (压缩) 波速度减少, 平均速度从典型的6.3 毫米/ls 到5.6 毫米/ls.
5.1. 超声波探伤模型
对超声角度光束检测进行了模拟, 以预测涂层的可能反射和涂层-基体界面的缺陷。该问题被简化为2维模拟的体积波传播的标本, 并解决了使用 Extende CIVA 分析包的聚焦5兆赫超声光束的相似特性, 用于实际检查。
图7 使用TSA对SPD涂层进行实时监控。(a)在疲劳试验之前, 采用SPD涂层试样, (b)通过测试中途检测到明显的分层, (c)在完全粘接失败后立即涂层。
该缺陷被建模为一个深度为1毫米的平面矩形槽, 且长度足够长, 对超声波束显示无限, 并直接置于涂层中心的正下方, 以直角向试样表面 (图 10)。在将该问题减少到2维模拟时, 超声光束被限制在2维 xz 平面上, 而实际上, 光束是以与传感器元件 (约6毫米) 等效的球面焦点产生的.
图 11显示用于检查的三探头横梁位置: (a) 在修复涂层区域内, (b) 与模拟缺陷交互, (c) 超出缺陷区域.
在现实中，裂纹几何是通过半椭圆而不是矩形槽来模拟的。然而，为了模型的目的，样品被视为没有厚度(如图11所示)，因此裂纹的唯一参数是裂纹尖端在深度(x轴)的位置，而不是沿z轴的剖面。
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图8 用试样的后表面和裂纹作为内反射镜, 对 SPD 涂层下的裂纹进行角梁超声探伤的原理图。
图9 超声波通过基体和SPD涂层的明显衰减, 在检测频率范围内。检查是在正常情况下进行的标本表面。
图10 检查配置的三维示意图，显示入射光束(浸入水中)，在狗骨标本中进行的模切剪切波，修复区域，以及一个由矩形槽组成的模拟裂纹。为了模拟的目的，do
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