Pulsed Eddy Current Inspection of Second Layer Wing Structure

Abstract

Non-destructive testing has become a valuable inspection tool for the aerospace industry. In particular, eddy current testing is used extensively to detect surface and near surface defects in aluminum aircraft component structures. However, there exists a requirement to inspect for the presence of cyclic fatigue cracks around ferrous fasteners in the second layer of double layer structures, such as the lap-joint of the CP-140 Aurora, and CC-130 Hercules. These defects are not easily detectable by conventional eddy current techniques, unless the fasteners are removed. A capability to inspect through the top layer would avoid fastener removal, in turn reducing down time and risk of collateral damage to the structure. Pulsed eddy current (PEC) is an emerging technique with the potential to detect cyclic fatigue cracking in the second layer of aluminum wing structures. PEC offers potential advantages over conventional eddy current in that the inspection occurs from the top layer, does not require fastener removal and the diffused magnetic field can be sensed at greater depths within the material. However, the time-domain PEC signals show only subtle differences between the presence or absence of cracks. Principal components analysis (PCA) is a statistical tool that can be used to reduce the time domain signal to a small number of scores, which enhance the distinction between PEC signals. These scores are clustered depending on whether a crack is present. The relative distance (Mahalanobis Distance), between the scores for a crack and the centroid of the scores for fasteners with no crack can be used to distinguish between cracks and non-cracks. A PEC coil-based probe was tested on three lap-joint samples containing ferrous fasteners, two of which were actual CP-140 Aurora airframes, and one that was fabricated in the lab. Simulated flaws, ranging in size from 0.8 - 5.5 mm, were present in both the top and bottom aluminum layers. One hundred percent of the simulated flaws were detected in two of the samples with top sheet thickness of 2 mm, and 82% in a thicker (2.6 mm thick first layer) airframe section with a different fastener type, all at 5% false call rate. An observed correlation between Mahalanobis Distance and crack size also suggested that sizing of second layer cracks is possible.

Le contrôle non destructif est une technique de grande valeur pour l’industrie aérospatiale. En particulier, les courants de Foucault sont largement utilisés pour détecter les défauts de surface ou proche de la surface des composantes en aluminium dans les avions. Des critères d’inspection existent pour estimer la présence de fissures dues à la fatigue cyclique autour des attaches en fer au niveau de la deuxième couche d’une structure à deux couches, comme les joints de recouvrement des ailes des avions Aurora CP-140 et Hercule CC-130. Ces défauts ne sont pas détectables facilement avec les méthodes de courants de Foucault conventionnelles, à moins que les attaches en fer soient retirées. La capacité d’accomplir l’inspection à travers la couche supérieure des ailes permettrait d’éviter le retrait des attaches et donc de réduire la durée d’inspection et les risques collatéraux d’endommagement de la structure. L’usage des courants de Foucault pulsés (CFP) est une méthode relativement récente qui pourrait détecter les fissures dues à la fatigue cyclique dans la deuxième couche structurale des ailes d’avions en aluminium. L’avantage des CFP par rapport aux méthodes conventionnelles est que l’inspection est effectuée sans le retrait des attaches directement à travers la couche externe de l’aile et le champ magnétique diffusé peut être détecté plus profondément dans le matériau. Cependant, le signal des CFP dans le domaine temporel ne manifeste que de petites différences en présence de fissure par rapport à celui mesuré quand aucune fissure n’est présente. L’analyse en composantes principales (ACP) est un outil statistique qui peut être utilisé pour réduire le signal temporel en un petit nombre de poids ce qui permet d’augmenter les différences entre les signaux des CFP. Ces poids sont groupés en fonction de la présence de fissure. La distance relative (distance de Mahalanobis) entre les poids en présence de fissures et le centroïde des poids quand il n’y a pas de fissures, peut être utilisés pour distinguer les signaux dus sans fissures et avec fissures. Une sonde CFP à base de bobines fut testée sur trois joints de recouvrement comprenant des attaches ferreuses, deux joints proviennent d’avions Aurora CP-140 et le troisième fut fabriqué au laboratoire. Des défauts allant de 0.8 à 5.5 mm furent crées à la fois dans première et la deuxième couche d’aluminium. Cent pourcent des défauts furent détectés dans les deux échantillons possédant une couche supérieure de 2 mm d’épaisseur et 82% des défauts furent détecté dans l’échantillon dont la couche supérieure mesure 2.6 mm d’épaisseur et avec différents types d’attaches, dans tous les cas le taux de fausse détection est de 5%. La corrélation observée entre la distance de Mahalanobis et la taille des fissures suggère qu’il est possible d’estimer la taille des défauts de la seconde couche.