慣性摩擦焊在商用航空發(fā)動機中的應用與研究現(xiàn)狀

張 露，韓秀峰，阮雪茜

中國航發(fā)商用航空發(fā)動機有限責任公司，上海 200241

0 前言

在先進航空發(fā)動機的研制與生產(chǎn)中，焊接技術作為關鍵制造技術之一，在減輕結構重量、提高發(fā)動機推重比方面具有顯著優(yōu)勢［1］。航空發(fā)動機高壓壓氣機盤鼓及高壓渦輪盤軸組件作為動力傳動部件，需要承受高溫、高壓及大扭矩等動載荷，其焊接制造除了滿足變形小、無氧化、高強度以及高精度等要求外，還應滿足航空發(fā)動機長壽命、高可靠性對焊接工藝質量穩(wěn)定性的高要求。

商用航空發(fā)動機作為民用航空動力，其安全性和經(jīng)濟性要求比軍用航空發(fā)動機更高。隨著商用航空發(fā)動機性能的逐漸提高，新型高溫合金及粉末高溫合金材料在商用航空發(fā)動機上的使用量在逐漸增長，同時也對相應的焊接工藝提出了更高的技術要求。對于航空發(fā)動機轉子組件中常用的的材料如TC4、IN718等，電子束焊和慣性摩擦焊均可滿足設計要求，但隨著越來越多耐高溫性能更高的粉末高溫合金材料的應用，電子束焊接工藝已經(jīng)難以獲得滿意的焊接接頭，主要是其作為一種高能密度熔焊工藝，在焊接過程中高體積百分比的γ'強化相成分復雜，易形成結晶裂紋、熱影響區(qū)液化裂紋和應變時效裂紋。此外，電子束焊接工藝更不適合異種高溫合金材料的焊接。慣性摩擦焊作為一種固相焊接方法，焊接過程中界面金屬處于高溫塑性狀態(tài)而未發(fā)生熔化，避免了熔化焊可能帶來的裂紋、夾渣及未熔合等缺陷［2］，并以其優(yōu)質高效、環(huán)境友好、能量輸入準確可控等獨特優(yōu)勢，在商用航空發(fā)動機轉子組件的焊接中發(fā)揮著越來越重要的作用。

本文主要介紹慣性摩擦焊工藝在商用航空發(fā)動機中的應用情況，并從工藝研究和數(shù)值模擬研究兩個方面分析慣性摩擦焊的研究現(xiàn)狀。

1 慣性摩擦焊的工藝特點和應用

慣性摩擦焊接的原理是：通過待焊材料之間的摩擦產(chǎn)生熱量，在焊接力的作用下使材料發(fā)生塑性變形與流動，從而實現(xiàn)材料的連接。該焊接過程屬于固態(tài)焊接，具有以下工藝特點：

a.熱量輸入速率高，熱影響區(qū)窄。

b.焊接熱循環(huán)結束時，螺旋形焊縫的產(chǎn)生和熱擴散性作用有助于提高焊縫強度（一般情況下，接頭強度接近甚至略高于母材強度）。

c.焊合區(qū)金屬為鍛造組織，不會產(chǎn)生與熔化和凝固相關的焊接缺陷，缺陷形成幾率明顯低于其他焊接方法。

d.固相連接，加熱均勻、同步、焊接變形小，焊接縮短量可精確測量和控制。

e.焊接后焊件長度公差在±0.2 mm之間，徑向跳動小于0.2 mm，可放在末道或近末道工序［3］。

根據(jù)慣性摩擦焊的工藝特點可知，其適用于轉子組件的焊接。目前在商用航空發(fā)動機中，采用該焊接方式的零件主要包括風扇盤、壓氣機盤鼓組件、高壓渦輪盤軸組件等，這類轉動件具有以下特點［4-5］：

（1）尺寸精度高。對于盤鼓類零件，由于焊接后內(nèi)腔加工困難，到焊接工序時已基本到終加工階段，特別是內(nèi)型面尺寸已加工到最終尺寸，無加工余量。作為商用航空發(fā)動機上的轉動件，要求其具有良好的動平衡性，端跳、徑跳公差小于0.03 mm，尤其是盤轂組件的焊縫數(shù)量一般在2條以上，每條焊縫的收縮量無法保持絕對一致，更增加了控制焊接變形的難度。

（2）焊接質量要求高。盤鼓/盤軸組件是航空發(fā)動機中的關鍵組件，對焊縫質量要求很高，為Ⅰ類焊縫。焊縫應100%焊透，同時保護輻板不被燒傷和粘污。

（3）焊接接頭性能要求高。作為關鍵轉動件，盤鼓/盤軸組件承受高溫、高轉速，要求焊接組件具有抗高溫、抗交變載荷能力，以及很好的動平衡性。這對焊接接頭提出了更高的要求，不僅要求其具有較高的強度、持久、蠕變和疲勞性能，還要具有低的缺口敏感性和優(yōu)良的抗裂紋擴展能力。

慣性摩擦焊在商用航空發(fā)動機轉子部件中的應用如表1所示。以GE90風扇盤為例，其最初制備工藝為整體鍛造，毛坯直徑約為330 mm，鍛造較為困難，因此將風扇盤的設計修改為將3個Ti17合金鍛件經(jīng)慣性摩擦焊連接為一個整體結構，每個鍛件直徑減少為250 mm，與直接鍛造的風扇盤相比，節(jié)省了大量的材料和成本［6］。

由表1可知，慣性摩擦焊工藝尤其適用于焊接由鈦合金、高溫合金、粉末高溫合金等同種或異種材料組合的軸對稱部件，如盤鼓類組件、盤軸類組件等，由于慣性摩擦焊接頭質量好、工藝穩(wěn)定性高，在商用航空發(fā)動機轉動件的焊接中具有廣闊的應用前景。

表1 慣性摩擦焊在國外先進航空發(fā)動機轉子部件中的應用Table 1 Application of inertia friction welding in foreign advanced aeroengine rotor components

2 慣性摩擦焊工藝研究現(xiàn)狀

2.1 同種材料慣性摩擦焊工藝

2.1.1 鈦合金

鈦合金具有高比強度和優(yōu)異的抗腐蝕能力，被廣泛應用于商用航空發(fā)動機風扇盤、壓氣機低溫端等部件。常用的鈦合金材料主要為Ti-6Al-4V、Ti17、Ti6246，熔焊可焊性優(yōu)良，電子束焊和慣性摩擦焊兩種焊接工藝均可用于該類材料的焊接，焊接方式的選擇主要取決于結構設計和焊接工藝的成熟度等因素。

國內(nèi)外對鈦合金慣性摩擦焊工藝研究的結果表明，鈦合金經(jīng)過慣性摩擦焊后可以獲得性能優(yōu)良的焊接接頭。例如，Ti-6Al-4V慣性摩擦焊接頭的拉伸性能與母材相當［3］；β型Ti-6246鈦合金慣性摩擦焊接頭為細晶的鍛造組織，經(jīng)過焊后熱處理，在焊縫區(qū)形成了新的板條狀二次α相，焊接接頭的拉伸和疲勞性能與母材相當，蠕變性能略有降低［7］；α+β型Ti17鈦合金慣性摩擦焊接頭的強度稍高于或等于母材強度，塑性略低于母材，接頭疲勞性能與母材相當，在室溫下，當斷裂韌性ΔK≤15 MPa·m1/2時，焊縫區(qū)疲勞裂紋擴展速率較小，當ΔK≥15 MPa·m1/2時，焊縫區(qū)的擴展速率大于母材，高溫下焊接接頭各部位的裂紋擴展速率相差不大［8］。

2.1.2 高溫合金

隨著商用航空發(fā)動機性能的提高，高溫合金的用量不斷增加，占商用航空發(fā)動機金屬用量的40%以上。其中，在盤、軸轉子部件中應用最多的是鎳基高溫合金，該種合金高溫強度、持久性能較高，綜合性能優(yōu)異，以IN718、U720Li等變形高溫合金和RR1000、Rene′88DT等粉末高溫合金為典型代表。

IN718合金是以奧氏體γ相為基體，以γ″輔以γ′強化，同時采用固溶強化、晶界強化等強化方式的鎳基高溫合金，具有良好的焊接性能，可采用氬弧焊、電子束焊、慣性摩擦焊等方法進行焊接。與熔化焊方法相比，慣性摩擦焊具有以下優(yōu)點：①慣性摩擦焊焊縫是在強大的摩擦壓力和扭矩的聯(lián)合作用下形成的，熱變形金屬的動態(tài)再結晶過程較為充分，其晶粒組織呈細小均勻的等軸晶特征，同時由于焊接時間很短，動態(tài)再結晶過程充分而動態(tài)回復不足，最終得到細晶和超細晶組織。②在慣性摩擦焊過程中，γ′強化相在鄰近焊縫處溶解，并不會發(fā)生沉淀，其接頭組織仍是與母材相同的鍛態(tài)組織，同時晶粒度與母材相近。因此，IN718合金慣性摩擦焊接頭的強度、塑性、顯微硬度和高溫持久性能一般接近甚至高于母材。另外，國內(nèi)對GH4169慣性摩擦焊接頭的疲勞裂紋擴展性能進行了研究，結果表明在相同溫度下，由于焊縫中的晶界與第二相顆粒對裂紋的阻礙效應更強，所以GH4169合金慣性摩擦焊焊縫的疲勞裂紋擴展速率低于母材，且疲勞裂紋均以穿晶方式擴展；隨著溫度的升高，高溫下晶界弱化，在裂紋尖端加速氧化以及屈服強度和彈性模量降低的共同作用下，母材與焊縫的疲勞裂紋擴展速率均明顯提高［9］。

U720Li變形高溫合金和RR1000、FGH96、Rene′88DT等粉末高溫合金由于較高含量的γ′強化相，熔焊性能較差。因此，慣性摩擦焊成為該類型材料轉子部件唯一可行的焊接方法。

M.Preuss等［10］對比了RR1000、IN718和U720Li三種鎳基合金的慣性摩擦焊接頭力學性能、微觀組織及殘余應力。結果表明，在近焊縫處會發(fā)生γ′相的溶解，但是，由于Ti、Al含量較高時在快速冷卻過程中再沉淀的作用大于溶解作用，所以在距熔合線中間0～1 mm范圍內(nèi)出現(xiàn)了γ′相的增加。焊態(tài)時焊縫區(qū)γ′相的含量較高，造成該區(qū)域內(nèi)硬度和屈服強度σ0.2較高，同時三種材料的殘余應力較大，經(jīng)焊后熱處理（732℃），IN718周向殘余應力降至400 MPa，而U720Li和RR1000的殘余應力下降至同等水平時，焊后熱處理溫度分別比IN718高30℃和80℃，三種鎳基合金慣性摩擦焊接頭的殘余應力分布如圖1所示。

圖1 熱處理后IN718、U720Li和RR1000慣性摩擦焊接頭的殘余應力分布Fig.1 Residual stress distribution of IN718，U720Li and RR1000 inertia friction welded joints after PWHT

國內(nèi)在新型變形高溫合金以及粉末高溫合金同種材料的慣性摩擦焊接工藝研究方面也開展了初步的研究工作。何勝春等人［11］研究了粉末高溫合金FGH96（FGH96母材為熱等靜壓+鍛造）慣性摩擦焊接頭的常溫力學性能，結果表明，F(xiàn)GH96慣性摩擦焊接頭的拉伸曲線與母材基本相同，其熱影響區(qū)組織略有長大，且強化相部分溶于基體，使其抗拉強度略低于母材。此外，在對FGH96慣性摩擦焊接頭裂紋擴展速率進行測定時，發(fā)現(xiàn)焊縫裂紋擴展速率明顯低于母材，這是由于雖然裂紋在母材、焊縫中均以穿晶形式擴展，但焊縫組織晶粒細小，母材晶粒粗大，而細小晶粒具有更多晶界，從而阻礙了裂紋擴展速率［12］。但尚未針對慣性摩擦焊接頭的焊后熱處理制度選擇、殘余應力分布等進行深入的機理性研究，這直接影響慣性摩擦焊工藝的確定和在商用航空發(fā)動機中的應用。

2.2 異種材料慣性摩擦焊工藝

異種材料的焊接是指將不同化學成分、不同組織性能的兩種或兩種以上金屬，在一定的工藝條件下焊接成規(guī)定設計要求的構件，并使形成的接頭滿足服役要求。異種材料的焊接可以在滿足材料性能和使用溫度的基礎上降低質量及制造成本。對于熔焊性能較差的高溫合金，在進行異種材料焊接時，慣性摩擦焊作為固態(tài)焊接是目前唯一可行的焊接方法。

由于異種材料組織、成分的差異，焊后如何消除焊縫的殘余應力，使其達到最佳服役性能，成為慣性摩擦焊工藝研究中需要考慮的重要因素。HUANG Z W 等人［13］對 U720Li和 IN718慣性摩擦焊接頭的研究表明，在采用同一焊后熱處理溫度時，隨著焊后熱處理時間的延長，IN718的母材硬度處于下降趨勢，因此焊后熱處理制度的選擇應充分考慮其對焊縫及母材的影響。

慣性摩擦焊接過程會帶來γ′相的溶解和析出，由于U720Li中Al和Ti含量較高，在慣性摩擦焊結束時γ′相析出明顯，因此焊態(tài)時近焊縫區(qū)的顯微硬度變化不大，約為U720Li母材的80%，但IN718中的強化相γ″和γ′均溶解，γ′相析出不明顯，因此在近焊縫區(qū)顯微硬度較低，僅為IN718母材的50%。經(jīng)過焊后熱處理，U720Li近焊縫區(qū)析出的γ′和三次γ′相的粗化使得焊縫區(qū)的硬度明顯上升。IN718經(jīng)過760℃焊后熱處理后，焊接過程中發(fā)生固溶的γ″相重新析出，使得硬度明顯上升，焊后經(jīng)過760℃×8 h熱處理后，近焊縫區(qū)粗化的γ″相晶粒尺寸接近母材，如圖2所示［13］。

圖2 720Li和IN718慣性焊接接頭顯微硬度變化曲線Fig.2 Microhardness change curve of 720Li and IN718 inertia welded joints

焊接過程帶來的組織變化使得異種材料慣性摩擦焊接頭的抗拉強度一般高于或接近性能較低的母材，低于性能較高的母材，但接頭塑性一般低于母材。O.Roder［14］針對發(fā)動機中轉動件，研究了IN718和Rene′88DT慣性摩擦焊接頭的力學性能，結果表明Rene′88DT+IN718慣性摩擦焊接頭經(jīng)焊后熱處理后（熱處理溫度/時間接近于母材熱處理制度）在IN718熱影響區(qū)出現(xiàn)了γ″相的析出，與母材中組織相當，焊接接頭的抗拉強度接近IN718母材，屈服強度低于IN718，如圖3所示。

圖3 慣性摩擦焊過程及焊后熱處理制度對慣性摩擦焊接頭抗拉強度及屈服強度的影響Fig.3 Effect of inertia friction welding process and post weld heat treatment system on tensile strength and yield strength of inertia fric‐tion welded joint

疲勞性能方面，U720Li+IN718慣性摩擦焊接頭在650℃高溫下的疲勞性能高于較弱的IN718母材，低于 U720Li［15］。RR1000+IN718 慣性摩擦焊接頭在焊后熱處理后，硬度高于IN718和RR1000母材，但由于晶界的氧化，裂紋的擴展速率也高于母材［16］。

目前國內(nèi)對于異種材料慣性摩擦焊工藝的研究仍處于初步研究階段，主要針對FGH96+GH4169高溫合金慣性摩擦焊接頭進行了界面溫度測量，并對焊接接頭的微觀組織及演變過程進行了分析［17］。

3 慣性摩擦焊數(shù)值模擬研究現(xiàn)狀

慣性摩擦焊是一個涉及高溫、力學和冶金的復雜過程，傳統(tǒng)的工藝設計方法是通過多次工藝試驗和結果分析來獲得合適的焊接工藝參數(shù)。這種方法雖然簡單易行，但需要耗費時間進行大量試驗，工作量大、效率低，尤其對于商用航空發(fā)動機關鍵部件的制造而言，由于所用材料價格昂貴，采用傳統(tǒng)方法進行焊接工藝探索研究成本太高。因此，通過數(shù)值模擬研究慣性摩擦焊接過程中摩擦界面內(nèi)部熱、塑性流變等過程，一方面可以有效彌補試驗研究手段的不足，另一方面可以揭示焊接過程中的物理本質，為焊接質量檢測控制、接頭組織性能調(diào)控奠定理論基礎，對降低產(chǎn)品的研制風險和盲目性、提高焊接質量、優(yōu)化焊接工藝有著重要意義。

國內(nèi)外針對航空發(fā)動機關鍵零部件慣性摩擦焊過程中的溫度場、應力場及殘余應力等模擬工作進行了研究，同時結合工藝試驗和測試結果來驗證模擬結果。

3.1 同種材料慣性摩擦焊的數(shù)值模擬研究現(xiàn)狀

近年來隨著計算機在材料科學中的應用，基于流體力學、固體力學等的商用有限元軟件極大推動了摩擦焊接熱力過程的研究。

國外針對航空發(fā)動機用盤、軸等零組件用高溫合金，尤其是RR1000等新型高溫合金，進行了慣性摩擦焊接過程（溫度場、應力場等）和殘余應力（焊態(tài)和焊后熱處理后）的模擬研究。L.WANG等［18］采用有限元分析方法，根據(jù)能量守恒原理，對RR1000建立了同種材料慣性摩擦焊在不同焊接條件下的模型，獲得了熱場、塑性變形以及殘余應力等計算結果。該研究工作采用能量輸入的方式，即通過試驗獲得動能和縮短量數(shù)據(jù)，并將其作為有限元模型的邊界條件輸入，從而進行模擬計算，結果表明模擬計算的熱場和殘余應力預測符合試驗驗證結果。在此基礎上，B.Grant等人［19］利用DEFORM 8.2和有限元模型對RR1000同種材料的慣性摩擦焊接過程進行了模擬計算，結果表明通過建立的模型可以準確地模擬焊接過程中的溫度變化和材料流動，同時，通過與實際殘余應力測試結果進行比較，可以準確預測周向殘余應力。

國內(nèi)對同種材料慣性摩擦焊的模擬工作主要集中在航空發(fā)動機壓氣機盤用GH4169高溫合金的焊接過程模擬［20-22］。王鍇等人［23］根據(jù)GH4169高溫合金慣性摩擦焊的工藝特點，運用ANSYS有限元分析軟件建立了二維熱力耦合模型，得到摩擦界面附近的溫度場和應力應變場，但由于二維模型的限制忽略了環(huán)向形變，由此引起了計算誤差。劉漪濤等人［24］結合摩擦理論，建立了完全基于材料熱物理性參數(shù)和焊接工藝參數(shù)的三維有限元分析模型，運用熱力耦合方法對GH4169的焊接過程進行了數(shù)值模擬，建立了其焊接溫度場、應力場的瞬態(tài)計算模型。張利國等人［25］基于FGH96合金的材料本構模型以及摩擦因數(shù)隨溫度的變化關系，利用DEFORM軟件建立了FGH96合金慣性摩擦焊的三維有限元分析模型，研究了焊接過程中的軸向縮短量變化及材料塑性流動行為規(guī)律和焊接過程中飛邊的形成規(guī)律，數(shù)值模擬結果表明，隨著焊接時間的增加，試件軸向縮短量的變化幅度呈現(xiàn)先增加后減小的趨勢，與摩擦界面上材料的流動速度變化規(guī)律相同；當焊接過程達到穩(wěn)態(tài)后，摩擦界面兩邊界附近的材料主要向界面外流動，隨著流動速度的增加，飛邊形成并逐漸增大。但目前國內(nèi)針對慣性摩擦焊殘余應力模擬的研究未見報導。

3.2 異種材料慣性摩擦焊的數(shù)值模擬研究現(xiàn)狀

L.D′Alvise等人［26］采用有限元模型根據(jù)焊接過程中熱學和力學的耦合作用，分析了異種材料的慣性摩擦焊接過程，預測焊接過程中溫度、應力、殘余應力和應變場。結果顯示，模擬結果與實驗結果相比，溫度偏差小于6.6%，含飛邊的管外徑與飛邊長度的偏差分別為1.1%和3.8%。

針對航空發(fā)動機中的軸類零件，C.J.Bennett等人［27］利用DEFORM-2D軟件對異種材料（AerMet 100鋼、IN718）的慣性摩擦焊進行過程模擬，結果表明，模擬的焊接總時間比實際約少8%，并且由于時間的減少，模擬的縮短量比實際約低14%，但縮短量的變化速率與實際完全吻合。

目前，國內(nèi)在航空發(fā)動機中的異種材料慣性摩擦焊模擬研究工作尚未見報導。

4 國內(nèi)外慣性摩擦焊技術差距

對比國內(nèi)外慣性摩擦焊技術的應用與研究情況，在以下幾個方面存在較大的差距：

（1）應用情況。國外先進航空發(fā)動機制造商GE、R.R.等公司均在各種型號的商用航空發(fā)動機轉子組件中采用了慣性摩擦焊技術，而國內(nèi)僅在某型軍機發(fā)動機壓氣機盤鼓轉子組件上進行了應用。

（2）焊接工藝。國外已具有成熟的慣性摩擦焊接工藝，并成功裝機應用；而國內(nèi)關于粉末高溫合金等材料的慣性摩擦焊接工藝，仍需開展系統(tǒng)的基礎研究工作。

（3）焊接性能數(shù)據(jù)。國外在工藝研究及組件考核、發(fā)動機服役過程中積累了大量的性能數(shù)據(jù)，如拉伸、疲勞、裂紋擴展等；而國內(nèi)僅進行了焊接接頭的常規(guī)性能數(shù)據(jù)測試（多為拉伸性能），缺乏有效支撐設計選用和發(fā)動機服役條件下的性能數(shù)據(jù)。

（4）質量評價。國外在航空發(fā)動機型號研制和服役過程中建立了關于慣性摩擦焊接組件的安全評價體系，而國內(nèi)在慣性摩擦焊工藝、組件焊接制造工藝和接頭無損檢測及安全評價方法方面尚未進行系統(tǒng)研究。

（5）數(shù)值模擬。國外在同種、異種材料組合慣性摩擦焊的產(chǎn)熱、溫度場和應力場的計算方面已取得較大進展，而國內(nèi)尚未系統(tǒng)開展異種材料慣性摩擦焊的數(shù)值模擬工作，因此焊接工藝制定、焊接質量檢測、接頭性能調(diào)控缺乏理論支撐。

5 結論

作為航空發(fā)動機轉子組件的重要焊接方法之一，慣性摩擦焊已經(jīng)成功應用于國外多種型號的商用航空發(fā)動機中。國內(nèi)在慣性摩擦焊的研究方面仍然存在一定的差距，尤其對于技術指標更高的航空發(fā)動機所需的焊接結構，包括粉末合金的焊接、異種材料的焊接等，需要針對性地開展相關技術研究工作，在焊接工藝、接頭組織與性能測試及機理性分析、數(shù)值模擬等方面進行深入研究，從而突破關鍵轉子部件的慣性摩擦焊接技術，最終實現(xiàn)其在商用航空發(fā)動機中的應用。