民用飛機焊接管路建模及高周疲勞分析

吳劍飛 張鵬飛 欒 濤

(上海飛機設計研究院，201210 上海)

0 引言

焊接結構具有連接性良好、重量輕、易于加工等特點，在民用飛機系統設備上被廣泛應用。但焊接結構的結構不連續性易導致應力集中，從而使焊接結構成為系統結構可靠性的薄弱環節之一。

如下圖1為某型民機燃油管路T型接頭焊接示意圖及高周疲勞應力分布圖。

圖1 某型民機燃油管路T型接頭焊接示意圖及高周疲勞應力分布圖

1 焊接的疲勞破壞模式

焊接結構組成主要包含焊縫、焊趾、母材、熱影響區(HAZ)等，具體示意圖如圖2所示。

圖2 焊接結構組成示意圖

焊縫為焊件焊接后所形成的結合部分，焊趾為焊縫表面與母材的交界處，焊根為焊縫背面與母材交界處。通常焊接接頭的疲勞源不是發生在母材上，當焊縫尺寸足夠時，也不發生在熔敷金屬上，而是經常發生在焊趾上或者焊根上，有兩種破壞模式：模式A，破壞起始于焊趾，焊縫附近HAZ區域沿板厚度方向；模式B，破壞起始于焊根，裂紋穿過焊縫金屬。圖3給出了兩種疲勞破壞模式的路徑。

圖3 兩種疲勞破壞模式的路徑示意圖

模式B的破壞可通過合理的焊縫尺寸設計和使用適當的焊接工藝予以避免，下面給出了某型民用飛機T型接頭熔焊焊縫尺寸要求，如圖4和表1所示。

圖4 某型民用飛機T型接頭焊縫示意圖

表1 某型民用飛機T型接頭焊縫尺寸要求

本文的分析方法主要針對破壞模式A，即只針對滿足焊接設計要求的焊縫。

2 載荷工況

民用飛機系統需考慮高周疲勞載荷，系統結構在高周疲勞載荷的作用下需滿足疲勞壽命要求，以滿足飛機的設計服役目標。一般民用飛機系統的高周疲勞工況均為振動工況，振動來源為飛機正常飛行時的振動環境。民用飛機系統可采用RTCA/DO160中規定的振動環境曲線，該文件按照各個不同部段給出了民用飛機的振動環境，分為三類：1)功能振動(Standard Vibration)； 2)耐久振動(Robust Vibration)；3)高量值振動(High-lever, Short Duration Vibration)。具體振動量值及振動曲線的選取見RTCA/DO160。

由于民用飛機系統管路一般有溫度和壓力工作環境的要求，所以在考慮以上振動載荷的基礎上還需要考慮飛機系統正常的操作溫度和壓力進行疊加計算。

3 焊接管路建模方法

3.1 焊接疲勞分析FEM模型建模要求

對于焊接結構的FEM模型建立，需考慮到焊趾處應力集中效應、有限元網格疏密及計算結果的收斂性問題。焊縫的細節特征應在焊接FEM模型中體現，圖5為某型民用飛機焊接管路接頭焊縫細節增加前后的示意圖。

(a)增加前 (b) 增加后圖5 某型民機焊接管路接頭焊縫細節增加前后示意圖

3.2 焊趾處的應力集中效應

焊趾處的應力集中效應可通過在焊趾處增加倒角特征來消除，根據國際焊接協會IIW文件“XIII-2460-13/XV-1440-13”的建議，一般設置倒角半徑如下：

1)對于焊接薄壁結構(厚度小于5 mm)，倒角半徑一般設置為0.5 mm；

2)非薄壁結構(厚度大于等于5 mm)，倒角半徑一般設置為1 mm。

焊趾倒角設置如圖6所示。

圖6 IIW文件對焊趾倒角尺寸要求示意圖

3.3 網格疏密和計算結果的收斂性問題

由于焊接結構的FEM模型一般采用實體網格，計算成本相對較高。考慮到焊接結構疲勞破壞一般發生在焊趾處，所以在建立FEM模型時可將焊趾區域的網格細化，其余區域可采用較大網格進行模擬。

在考慮計算成本的同時，焊趾區域網格的細化需考慮網格尺寸對該位置應力計算結果收斂性的影響。

圖7給出了某型民用飛機發動機滅火管路焊接接頭FEM示例圖，由于管路厚度大于5 mm，焊趾半徑設置為1 mm，且該模型將焊縫和焊趾區域均進行了網格細化，其余區域采用較大網格模擬。

圖7 某型民用飛機發動機滅火噴嘴焊接管FEM示例圖

4 高周疲勞(HCF)分析方法

4.1 高周疲勞分析方法概述

對于隨機載荷，疲勞壽命計算主要有時域分析方法和頻域分析方法兩種。

時域分析方法是一種基于載荷/應力循環統計計數的方法。該方法需要首先通過有限元仿真分析或實際試驗測量，得到結構上應力危險點處的應力或應變的時間歷程曲線，之后選用合適的計數方法得到不同應力或應變值的分布情況，最后選用合適的損傷累計準則和疲勞破壞判據進行疲勞壽命預估。該方法需要大量的時域信號記錄和分析工作，在有限元仿真分析中也很難實現。

頻域分析方法是基于功率譜密度的一種分析方法。該方法首先也需要通過有限元仿真分析或實際試驗測量，得到結構上應力危險點處應力或應變的時間歷程曲線，之后利用統計方法獲得各功率譜相關統計參數，之后采用不同的統計參數和應力概率密度函數，選用合適的疲勞損傷累計準則和破壞判據，進行疲勞壽命預估。該方法相對簡單，已經在各工業領域獲得了廣泛的應用。本文僅針對有限元容易實現的頻域法。頻域法分析的流程如圖8所示。

圖8 高周振動疲勞頻域法分析流程

結構動力學分析可采用MSC.Nastran、Abaqus或者Ansys來完成，本文以Abaqus為例進行介紹。通過結構動力學分析可以得到結構振動響應并確認結構的疲勞危險部位和該部位的Von mises應力均方根值。

本文的振動疲勞壽命分析是基于Miner線性疲勞累積損傷理論和三區間法疲勞壽命分析方法。

4.2 線性疲勞累積損傷理論

Miner線性累積損傷理論是公認的最典型的線性疲勞累積損傷理論，該方法認為疲勞破壞是一個疲勞損傷線性累積的過程，當損傷累積到一定的程度時，構件發生破壞。

假設構件在

k

次應力幅值

S

作用下，通過

n

次循環，可以計算構件的總損傷為：

(1)

式中：

D——構件的累積損傷；

n——構件在應力幅值S作用下的循環次數；

N——構件在應力幅值S作用下的疲勞壽命。

基于

Miner

線性累積損傷理論，疲勞破壞判據為：

(2)

4.3 三區間法

對于振動引起的疲勞壽命計算，工程界比較可行的方法是三區間法。該方法認為

Von

Mises

應力可以處理成三個區間，分別以±1σ應力、±2σ應力和±3σ應力為邊界來進行定義。該方法認為振動激勵的分布為正態分布，則應力水平的分布也是正態分布，在區間-1σ～1σ發生振動的時間占比為68.3%，在應力區間-2σ～-1σ、1σ～2σ發生振動的時間占比為27.1%，在應力區間-3σ～-2σ、2σ～3σ發生振動的時間占比為4.33%。應力值分布在該3個區間之外，即小于-3σ或大于3σ發生振動的時間僅占0.27%，認為對構件造成的損傷可忽略。基于三區間法，并結合

Miner

線性疲勞累積理論和判據，疲勞損傷計算公式如下：

(3)

式中：D—結構疲勞損傷；n—構件在應力幅值S作用下的循環次數；N,N,N—材料的S-N曲線上1σ,2σ,3σ應力水平下的疲勞壽命。1σ為結構的隨機振動響應均方根應力，2σ和3σ分別為1σ應力的2倍和3倍；f—結構振動第一階非自由固有頻率，

Hz

；T—總振動時間，

s

。總振動時間T根據

RTCA/DO

160中各試驗規定取值。計算得到結構振動損傷D后，若D<1，則結構不會發生破壞，滿足該高周疲勞要求；若D<1，則結構會發生破壞，不滿足該高周疲勞要求。

5 算例

本文采用

Abaqus

軟件計算，具體流程如下：

1) 定義基礎激勵輸入功率譜密度

頻域法中振動環境載荷以功率譜密度(

Power

Spectral

Density

, 簡稱

PSD

)的方式輸入，

RTCADO

160給出了的振動環境

PSD

曲線，如圖9所示。

圖9 RTCADO160振動環境PSD曲線

民用飛機系統的振動環境一般是從飛機端通過安裝支架傳遞到系統結構，該振動環境對于系統結構而言是基礎激勵，所以采用基礎激勵的方式將振動環境載荷施加到系統結構上。

2) 頻率分析

在完成

FEM

建模、材料屬性定義、邊界條件定義之后，需設置第一個分析步為頻率分析，一般設置頻率上限為2 000

Hz

。該分析可以得到結構在2 000

Hz

頻率以內的各階模態，并獲得第一階固有頻率f。

3) 隨機響應分析

完成頻率分析后，設置第二個分析步為隨機響應分析，該分析步需設置關心的頻率范圍和結構的阻尼，頻率范圍一般設置為0

Hz

～2 000

Hz

，阻尼可根據結構的材料查詢。通過該分析，可獲得結構的隨機振動響應均方根應力分布，圖10為某型民機發動機滅火噴嘴隨機響應分析

Von

mises

均方根應力分布圖。

圖10 某型民機發動機滅火噴嘴焊接結構隨機響應分析Von mises均方根應力分布圖

通過該分析可以看出焊接結構的疲勞應力危險點在焊趾處，該位置的最大

Von

mises

均方根應力即為1σ應力。

4) 疲勞損傷計算

根據上面得到的應力危險點的1σ應力，分別計算出2σ和1σ應力。通過材料S-N曲線，得到1σ,2σ,3σ應力對應的疲勞壽命N,N,N。再根據公式(3)，計算得到總疲勞損傷。

6 結論

本文以民用飛機焊接管路為研究對象，詳細說明了焊接管路的疲勞失效模式、載荷工況、有限元建模要求，以及工程可用的高周疲勞分析方法，并在最后給出了算例。本文可得到如下結論：

1)焊接結構的不連續性易導致應力集中，從而使焊接結構容易發生疲勞破壞；

2)通常焊接接頭疲勞破壞經常發生在焊趾或者焊根上；

3)焊趾處的應力集中效應可通過在焊趾處增加倒角特征來消除，針對不同壁厚需采用不同倒角尺寸；

4)采用

Miner

線性累積損傷理論和三區間法進行疲勞損傷累積及損傷判定，最終可獲得焊接結構在飛機振動環境中的疲勞壽命。