基于攪拌摩擦焊技術(shù)的水陸兩棲飛機(jī)隔框及焊接接頭強(qiáng)度分析

劉東輝，趙恩明

1. 中航通飛研究院有限公司，廣東 珠海 519040

2. 哈爾濱工程大學(xué) 航天與建筑工程學(xué)院，黑龍江 哈爾濱 150001

攪拌摩擦焊(friction stir welding, FSW)是由英國焊接研究所于1991 年發(fā)展起來的一種新型固態(tài)焊接技術(shù)[1]，它極大地降低了鋁及其合金的焊接難度。對于一般焊接工藝難以焊接的鋁合金，采用攪拌摩擦焊方法可以獲得高強(qiáng)度的焊接接頭。與傳統(tǒng)的鉚釘連接和螺栓連接相比，攪拌摩擦焊在許多方面都具有顯著的優(yōu)勢[2]。具體表現(xiàn)為生產(chǎn)成本較低，不需要在焊接過程中添加焊絲和保護(hù)氣體。同時(shí)，攪拌摩擦焊接頭性能良好，通常不存在常規(guī)的熔焊缺陷，如焊接氣孔、熱裂紋和焊后應(yīng)力腐蝕裂紋等問題[3]。因此，攪拌摩擦焊工藝作為結(jié)構(gòu)組裝的關(guān)鍵技術(shù)就越來越受到航空制造領(lǐng)域工程技術(shù)人員的重視。目前一些學(xué)者對攪拌摩擦焊技術(shù)進(jìn)行了研究[4]，但大多數(shù)研究方向?yàn)楹附舆^程中接頭變形和溫度場變化等方面。本文將以工程實(shí)際應(yīng)用為背景，考慮飛機(jī)在不同著水工況下，對帶有攪拌摩擦焊工藝的水陸兩棲飛機(jī)隔框靜強(qiáng)度以及攪拌摩擦焊焊接接頭連接強(qiáng)度進(jìn)行驗(yàn)證分析。

為了驗(yàn)證攪拌摩擦焊技術(shù)的力學(xué)性能，諸多學(xué)者開展了對攪拌摩擦焊模擬仿真與試驗(yàn)等方面的研究。2009 年，佟建華等[5]通過實(shí)驗(yàn)對飛機(jī)鋁合金攪拌摩擦焊與鉚接接頭力學(xué)性能作出對比分析。采用2 種搭接形式分別加載實(shí)驗(yàn)，結(jié)果表明攪拌摩擦焊的靜力學(xué)性能優(yōu)于鉚接接頭。2011 年，史清宇等[6]對典型航空結(jié)構(gòu)件攪拌摩擦焊的模擬仿真進(jìn)行了研究，模擬了鋁合金壁板結(jié)構(gòu)攪拌摩擦焊的應(yīng)力場，對比發(fā)現(xiàn)壁板結(jié)構(gòu)的變形量顯著低于平板變形。2021 年，丁清苗等[7]對飛機(jī)蒙皮2A12 鋁合金的攪拌摩擦焊進(jìn)行了多物理場耦合數(shù)值模擬研究，分析了焊接速度、攪拌頭轉(zhuǎn)速對模型中殘余應(yīng)力的影響。李康妹等[8]采用激光沖擊的方法對攪拌摩擦焊焊接區(qū)域進(jìn)行改性強(qiáng)化，結(jié)果表明激光沖擊能有效減小攪拌摩擦焊在金屬表面的殘余拉應(yīng)力，攪拌摩擦焊引入的殘余應(yīng)力越大，激光沖擊對殘余應(yīng)力的減小效果越明顯。Chandra 等[9]研究了攪拌摩擦焊連接的加筋機(jī)身壁板的屈曲特性，結(jié)果表明，攪拌摩擦焊加筋壁板的屈曲載荷略小于鉚釘連接的加筋壁板。2022 年，馬佳良等[10]對鋁合金攪拌摩擦焊變形和殘余應(yīng)力的影響進(jìn)行了研究，結(jié)果表明，焊接速度一定時(shí)，主軸轉(zhuǎn)速對焊縫橫向殘余應(yīng)力峰值、焊接變形峰值有較大影響?？椎卤萚11]研究了工藝參數(shù)對鋁鎂合金焊接接頭焊縫成形的影響，得到成形良好的焊縫焊接工藝參數(shù)區(qū)間，并指出斷裂大多發(fā)生在金屬鎂側(cè)，在金屬鎂熱機(jī)影響區(qū)與攪拌區(qū)交界處產(chǎn)生了較多金屬間化合物是造成斷裂的主要原因。Mertinger 等[12]研究了AA7050 和AA2040 這2 種板材被焊件的力學(xué)性能，利用光學(xué)和電子顯微鏡對焊縫進(jìn)行分析，發(fā)現(xiàn)其萌生的裂紋在可接收的范圍內(nèi)，焊接接頭的抗拉強(qiáng)度達(dá)到了母材的85%～92%。Khantongkum等[13]針對5083 鋁合金被焊件的力學(xué)性能進(jìn)行分析，結(jié)果表明，當(dāng)攪拌針轉(zhuǎn)速為1 800 r/m、焊接速度為30 mm/min 時(shí)，焊接接頭的抗拉強(qiáng)度達(dá)到母材的68.62%，為224.41 MPa。

作為攪拌摩擦焊應(yīng)用的重要領(lǐng)域，將飛機(jī)機(jī)身上傳統(tǒng)鉚接連接改為焊接連接不僅可以減少標(biāo)準(zhǔn)件數(shù)量，還能消除鉚接緊連接部位的應(yīng)力集中問題。本文從靜力學(xué)分析入手，分析飛機(jī)隔框的應(yīng)力水平以及攪拌摩擦焊焊接頭連接強(qiáng)度，為在小型飛機(jī)上使用攪拌摩擦焊技術(shù)的可行性提供依據(jù)。

1 有限元模型建立

1.1 幾何模型的建立

本研究利用Computer Aided Three-dimensional Interactive Application（CATIA）建模軟件，根據(jù)飛機(jī)原始尺寸建立三維幾何模型，導(dǎo)入HyperMesh有限元前處理軟件中抽取中面，并對模型的細(xì)節(jié)部分做了簡化處理，以減少計(jì)算時(shí)間。小型飛機(jī)機(jī)身整體結(jié)構(gòu)復(fù)雜、零件較多，其機(jī)身結(jié)構(gòu)如圖1所示。本文以小型水陸兩棲飛機(jī)機(jī)身為研究對象，將機(jī)身材料設(shè)定為各項(xiàng)同性金屬M(fèi)AT1 卡片，單元采用PSHELL 卡片。飛機(jī)結(jié)構(gòu)主要采用2A12 高強(qiáng)度鋁材，基本材料參數(shù)見表1。

表1 2A12 鋁材基本參數(shù)

圖1 機(jī)身三維結(jié)構(gòu)示意

1.2 攪拌摩擦焊焊接單元模擬

攪拌摩擦焊焊接形式包括對焊和點(diǎn)焊，本文根據(jù)不同焊接工藝對2 種情況進(jìn)行模擬[14]。對焊方式采用單元融合技術(shù)，將焊縫處對應(yīng)的單元融合在一起，焊接示意圖如圖2(a)所示；點(diǎn)焊使用RBE2 剛體單元在兩構(gòu)件的中面上連接其單元節(jié)點(diǎn)，從而建立網(wǎng)狀帶焊接單元的結(jié)構(gòu)[15]，焊接示意圖如圖2(b)所示。在劃分網(wǎng)格時(shí)，焊接處應(yīng)預(yù)留焊縫，使焊縫處網(wǎng)格規(guī)整，便于焊接區(qū)域進(jìn)行剛性連接。

圖2 焊接結(jié)構(gòu)示意

為了準(zhǔn)確模擬攪拌摩擦焊接區(qū)域的連接特性，在連接焊接單元時(shí)應(yīng)保證RBE2 剛體單元垂直于兩結(jié)構(gòu)的中面。此外，在使用HyperMesh 連接單元節(jié)點(diǎn)時(shí)，應(yīng)明確主節(jié)點(diǎn)和從節(jié)點(diǎn)，以免發(fā)生單元連接錯誤而導(dǎo)致無法計(jì)算，焊接處單元網(wǎng)格連接形式如圖3 所示。

圖3 焊接單元連接示意

1.3 整體網(wǎng)格、載荷及約束

飛機(jī)機(jī)身有限元模型整體采用四邊形單元劃分單元網(wǎng)格，根據(jù)精度要求建立5 mm 單元尺寸的精細(xì)化網(wǎng)格模型，同時(shí)避免使用三角形單元，保證單元的細(xì)長比小于5。

根據(jù)2 種著水工況下預(yù)期設(shè)計(jì)的最大載荷，對機(jī)身施加限制載荷，施加2 種載荷位置如圖4和圖5 所示，紅色部分為加載作用線，一端連接在機(jī)身蒙皮，另一端連接在加載點(diǎn)上。機(jī)身約束分別施加在16 框和19 框的機(jī)翼連接件上，施加類型為全約束，約束位置如圖6 所示。加載完成后在HyperMesh 中查看載荷已滿足自平衡，表明載荷施加正確，可以進(jìn)行下一步靜力分析計(jì)算。

圖4 對稱船艏著水工況加載示意

圖5 對稱船艉著水工況加載示意

圖6 約束施加位置示意

2 攪拌摩擦焊焊接接頭強(qiáng)度校核方法

攪拌摩擦焊焊接工藝的焊接點(diǎn)位包括長桁與蒙皮之間、長桁與隔框之間以及腹板中加強(qiáng)筋。根據(jù)預(yù)留焊縫的位置，用RBE2 剛體單元進(jìn)行對應(yīng)位置焊接單元的連接。對于焊縫的校核，現(xiàn)有的《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊》第9 冊中的分析方法大多適用于傳統(tǒng)焊接，無法準(zhǔn)確判斷攪拌摩擦焊焊接接頭連接強(qiáng)度。通過國內(nèi)外學(xué)者的模擬仿真和驗(yàn)證試驗(yàn)，得到相應(yīng)的攪拌摩擦焊焊縫強(qiáng)度系數(shù)用于焊接處的靜強(qiáng)度分析[16]，對原有分析方法進(jìn)行修正。

2.1 攪拌摩擦焊焊接強(qiáng)度分析

焊接加工的主要目的是使構(gòu)件之間獲得足夠的連接強(qiáng)度[17]，焊接強(qiáng)度指焊接接頭部位承受外載荷的能力，主要分析內(nèi)容為焊接接頭的基本強(qiáng)度。我國的焊接結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)采用許用應(yīng)力法[18]，焊接強(qiáng)度分析的重點(diǎn)是焊接因素對焊接接頭強(qiáng)度的影響。本文分析的小型水陸兩棲飛機(jī)機(jī)身采用對焊和點(diǎn)焊2 種攪拌摩擦焊焊接形式。

2.2 攪拌摩擦焊焊接強(qiáng)度條件

在采用許用應(yīng)力法進(jìn)行分析時(shí)，首先要計(jì)算焊接結(jié)構(gòu)的許用應(yīng)力。在不同載荷工況下，實(shí)際應(yīng)力值隨外載荷的增加而增大，直至達(dá)到材料的屈服強(qiáng)度，材料中將產(chǎn)生永久變形。外載荷繼續(xù)增加直至達(dá)到強(qiáng)度極限，材料將發(fā)生斷裂破壞。所以當(dāng)實(shí)際應(yīng)力小于材料的強(qiáng)度極限時(shí)，結(jié)構(gòu)應(yīng)當(dāng)不會發(fā)生破壞，而且當(dāng)應(yīng)力小于屈服強(qiáng)度時(shí)也不會發(fā)生永久變形[19]。因此可以根據(jù)材料的強(qiáng)度極限或屈服極限，取其中的最小值作為結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)的許用應(yīng)力。本文中焊接處的許用應(yīng)力滿足如下關(guān)系式：

式中： σ為焊縫的工作正應(yīng)力，σb為焊件基本材料的抗拉強(qiáng)度，Sb為焊縫的破壞正應(yīng)力，K1為焊縫的強(qiáng)度削弱系數(shù)，τb為焊縫的工作剪應(yīng)力，τf為焊縫的破壞剪應(yīng)力，K2為焊縫的拉剪系數(shù)。K1、K2的值由表2 來確定。

表2 攪拌摩擦焊焊接系數(shù)

根據(jù)表2 的修正系數(shù)，帶入強(qiáng)度條件計(jì)算公式(1)～(4)中可得到2 種焊接類型的許用拉應(yīng)力和許用剪切應(yīng)力。按照上述方法進(jìn)行分析計(jì)算，得到對焊處許用拉應(yīng)力為347.1 MPa，許用剪切應(yīng)力為208.26 MPa；點(diǎn)焊處許用拉應(yīng)力為331.5 MPa，許用剪切應(yīng)力為198.9 MPa。

2.3 攪拌摩擦焊焊接強(qiáng)度校核

本文在單元坐標(biāo)系下，提取對焊焊縫或點(diǎn)焊焊點(diǎn)處焊接單元X、Y、Z方向的實(shí)際載荷，比較后找出焊接單元中實(shí)際載荷最大的單元。

在計(jì)算對焊實(shí)際應(yīng)力時(shí)，找到整段焊縫受最大載荷的焊接單元，取臨近的9 個(gè)RBE2 焊接單元，焊接單元對應(yīng)長為20 mm，寬為10 mm 的矩形區(qū)域，如圖7(a)所示。在計(jì)算點(diǎn)焊實(shí)際應(yīng)力時(shí)，找到受最大載荷的焊接單元，并取其相鄰的4 個(gè)RBR2 焊接單元，點(diǎn)焊面積為直徑10 mm 的圓形區(qū)域，如圖7(b)所示。根據(jù)《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊》中典型焊縫的計(jì)算方法得出實(shí)際應(yīng)力[20]。計(jì)算出實(shí)際應(yīng)力后與破壞的拉伸應(yīng)力和剪切應(yīng)力相比較可判斷出該焊接處是否滿足強(qiáng)度條件。

圖7 焊接校核模型示意

根據(jù)上述方法，利用公式計(jì)算其實(shí)際焊接單元的拉伸和剪切應(yīng)力：

式中： σf′為實(shí)際焊縫拉伸應(yīng)力， τs′為實(shí)際焊縫剪切應(yīng)力，i為焊接單元個(gè)數(shù)，F(xiàn)x、Fy、Fz為焊接單元實(shí)際載荷。

3 模態(tài)分析

在實(shí)際工程問題中，大型有限元模型在加載計(jì)算前，需對其結(jié)構(gòu)間單元連接是否完全做出判斷并迭代優(yōu)化模型。本文對機(jī)身有限元模型進(jìn)行自由模態(tài)分析，對結(jié)構(gòu)本身的固有頻率進(jìn)行計(jì)算。將HyperMesh 中的模型導(dǎo)入OptiStruct 求解器中進(jìn)行模態(tài)分析求解計(jì)算，分析得到機(jī)身結(jié)構(gòu)的前12 階自由模態(tài)，并在HyperView 后處理軟件中查看位移輸出結(jié)果。表3 給出了自由模態(tài)分析結(jié)果，得到了前12 階結(jié)構(gòu)振動頻率，模態(tài)振型圖如圖8 所示。

表3 飛機(jī)自由模態(tài)前12 階固有頻率

圖8 模態(tài)分析振型

由振型圖可知，前6 階為剛體模態(tài)，后6 階為自由模態(tài)。通過自由模態(tài)分析找到結(jié)構(gòu)在其位置上的相對變形[21]，判斷構(gòu)件連接是否準(zhǔn)確。模態(tài)分析結(jié)果表明，飛機(jī)構(gòu)件未出現(xiàn)位置較大偏移，模型結(jié)構(gòu)連接準(zhǔn)確。

4 計(jì)算結(jié)果分析

4.1 靜強(qiáng)度結(jié)果分析

本文利用OptiStruct 求解器對加載模型進(jìn)行靜力學(xué)分析，得到2 種工況下飛機(jī)隔框的應(yīng)力分布。通過HyperView 后處理軟件查看各隔框的von Mises 應(yīng)力云圖，比較2 種載荷工況下隔框的應(yīng)力情況。根據(jù)《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊》第9 冊可知，安全裕度公式可以用來判斷構(gòu)件是否失效，表達(dá)式為

式中： σb為材料的極限強(qiáng)度， σ為實(shí)際von Mises 應(yīng)力，f為安全系數(shù)。安全系數(shù)取1.5，當(dāng)裕度值小于0 結(jié)構(gòu)發(fā)生失效。

根據(jù)式(5)可以算出，在2 種著水工況下，各隔框的安全裕度結(jié)果如表4 所示。在對稱船艉著水工況下，隔框最大von Mises 應(yīng)力為275.73 MPa，計(jì)算得到其安全裕度為-0.06，危險(xiǎn)位置位于機(jī)身的27 框腹板處，其von Mises 應(yīng)力云圖如圖9 所示。此外，飛機(jī)27 框在對稱船艏著水工況下最大von Mises 應(yīng)力為166.88 MPa，安全裕度值為0.56，其von Mises 應(yīng)力云圖如圖10 所示。

表4 機(jī)身隔框安全裕度表

圖9 對稱船艉著水工況下27 框整框von Mises 云圖

圖10 對稱船艏著水工況下27 框整框von Mises 云圖

通過對飛機(jī)隔框應(yīng)力水平的對比分析可知，機(jī)身27 框在不同著水工況下安全裕度都出現(xiàn)較低值，尤其在對稱船艉著水工況下，安全裕度出現(xiàn)負(fù)值，結(jié)構(gòu)可能發(fā)生強(qiáng)度破壞。機(jī)身隔框作為飛機(jī)主要的承力構(gòu)件，對飛機(jī)安全十分重要。因此，本文將驗(yàn)證該隔框攪拌摩擦焊焊接接頭處的連接強(qiáng)度。

4.2 攪拌摩擦焊焊接強(qiáng)度分析

在單元坐標(biāo)系下，提取出焊接處每個(gè)焊接單元的單元載荷。27 框焊接連接分布如圖11 所示，并對其焊接位置進(jìn)行編號。通過2.3 節(jié)中的計(jì)算方法計(jì)算得到其實(shí)際焊接單元應(yīng)力，并與許用值相比較，兩隔框焊接處實(shí)際應(yīng)力結(jié)果如表5所示。

表5 焊接實(shí)際應(yīng)力計(jì)算值

圖11 第27 框攪拌摩擦焊焊接分布示意

結(jié)果表明，在危險(xiǎn)載荷工況下，27 框攪拌摩擦焊焊接接頭實(shí)際應(yīng)力值小于許用應(yīng)力值，焊接接頭未發(fā)生失效，焊接處結(jié)構(gòu)安全可靠，連接強(qiáng)度符合設(shè)計(jì)要求。

5 結(jié)論

本文對使用攪拌摩擦焊技術(shù)的水陸兩棲飛機(jī)進(jìn)行了有限元模擬研究，建立了5 mm 單元的精細(xì)化網(wǎng)格模型，對攪拌摩擦焊焊接結(jié)構(gòu)進(jìn)行合理化建模，并在2 種著水工況下對飛機(jī)隔框進(jìn)行靜強(qiáng)度分析，得出結(jié)論如下：

1) 本文對采用攪拌摩擦焊的小型水陸兩棲飛機(jī)在不同工況進(jìn)行了靜強(qiáng)度分析，對飛機(jī)主要結(jié)構(gòu)隔框進(jìn)行校核，計(jì)算其安全裕度。結(jié)果表明在2 種不同著水工況下，飛機(jī)第27 隔框處腹板安全裕度較低，在對稱船艉著水工況下最小裕度為-0.06，結(jié)構(gòu)可能發(fā)生強(qiáng)度破壞。

2)通過自由模態(tài)分析得到模型前12 階模態(tài)振型圖反映了機(jī)身整體剛度性能，并對個(gè)別位移較大的構(gòu)件進(jìn)行局部連接優(yōu)化，對其單元網(wǎng)格及單元連接形式進(jìn)行改進(jìn)調(diào)整，保證了模型各構(gòu)件連接的準(zhǔn)確性。

3)本文對不同攪拌摩擦焊焊接類型采用多種建模方法，并給出了工程中實(shí)際焊接單元應(yīng)力的計(jì)算方法。對重點(diǎn)隔框處焊接強(qiáng)度進(jìn)行校核，結(jié)果表明攪拌摩擦焊焊接關(guān)系可靠，驗(yàn)證了攪拌摩擦焊應(yīng)用在小型水陸兩棲飛機(jī)上的可行性。