安裝架接頭失效分析與焊接殘余應力研究*

劉 航，龍 江，聶 瑞

(中國民用航空飛行學院，四川 廣漢 618300)

現役某型飛機發動機安裝架在飛行時長為7 663 h時，T型管焊接接頭出現斷裂，近期發現多個相同型號的安裝架在1 000～3 000飛行小時時在相同的焊接接頭位置出現裂紋。該安裝架是飛機發動機與飛機機體連接的關鍵連接件，現結合斷口分析對該飛機發動機安裝架斷裂處進行焊接應力分析并做試驗進行驗證，為制定該安裝架的修理工藝奠定基礎。

焊接是通過高度的熱源與能量的集中使得材料處于熔融狀態與局部塑形狀態，冷卻后形成焊縫與接頭，以達到材料的連接與結合的目的[1-3]。焊接熱源的不合理輸入或殘余應力與變形等力學方面的因素會影響焊接整體性能[4]。在焊接過程中熱量的瞬時集中會對材料顯微組織的變化產生較大的影響，熱傳導所形成的溫度場伴隨著的熱影響區是導致焊接應力產生的重要原因[5]。因此，通過對焊接的溫度場與應力場的分析，研究其產生與存在的一些規律采取相對應的措施對提高焊接結構的整體性能與焊接接頭的可靠性具有重要的工程實際意義，也被認為是進一步提升焊接整體強度不可或缺的研究[6-7]。一直以來，眾多學者對于焊接現象的研究主要是依靠試驗的經驗去建立焊接數學模型，然后通過經驗公式進行求解。隨著現代機械產品結構的復雜化與材料日新月異的發展，傳統的試驗與經驗積累很難全面分析多變的焊接溫度場與應力場[8-9]。焊接數值模擬[10-11]的發展至今已經可以采用理論計算的方式對環境條件與焊接的各個工藝參數進行分析，從而比較全面地模擬真實的焊接過程，為分析焊接溫度場與應力場提供了經濟且有效的手段，也為制定正確的焊接工藝提供了理論依據[12]。本文依靠失效分析可以準確定位失效原因并針對性地在實際工程中去解決。焊接殘余應力的存在也是焊接結構完整性評估中的一個主要問題。這些應力，特別是焊縫區域內和附近的拉應力，最終會導致應力腐蝕開裂、疲勞破壞和脆性斷裂[13-14]。

該型飛機發動機安裝架工作環境復雜，材料參數與焊接工藝未知。為了解決此問題，本文首先通過光譜試驗確定材料和斷口分析試驗確定危險點與斷裂原因，然后在SYSWELD軟件中對主管與支管連接處在焊接熱作用下的殘余應力分布規律進行分析，最后為驗證計算方法的有效性，采用X射線衍射法測量焊接接頭相應位置的殘余應力。

1 斷口失效分析

1.1 宏觀觀察

飛機發動機安裝架如圖1所示，主管與支管連接的焊縫熔合線邊緣在正常服役時出現斷裂。從失效安裝架中切下斷口分析試樣(見圖2)，將試樣分為#1管與#2管，對斷口附近進行褪漆處理并完整保留斷口。

1.2 成分檢測

根據GB/T 4336—2016所規定的“碳素鋼和中低合金結構鋼多元素含量的測定，火花放電原子發射光譜法”和GB/T 20125—2006中“低合金結構鋼多元素含量測定，電感耦合等離子體原子發射光譜法”規定，分別對#1管和#2管采用直讀光譜儀和電感耦合等離子發射光譜儀進行化學成分分析，結果見表1，各元素含量均符合ASTM A26/A29M-16中對于4130材料的化學元素含量要求，證明該材料為ASTM4130。

表1 化學成分分析結果(質量分數) (%)

1.3 金相分析結果

截取焊接接頭的金相試樣，使用XF-1電解拋光機進行拋光后用無水乙醇進行洗滌。使用萊卡DMI5000M光學顯微鏡對焊接接頭部位及其斷口附近進行顯微組織觀察。焊接接頭各區域的金相組織如圖3所示。圖3a中，斷口位于#1管側焊接接頭處，焊接熔合線不明顯，接頭外寬內窄呈V形；圖3b中，ASTM4130母材組織主要是鐵素體和珠光體，金相組織均勻且正常；圖3c中，焊縫中存在粗大的上貝氏體組織，焊縫晶粒度為4級，說明焊接過程中存在熱量較大和冷速較快的情況；圖3d中，熱影響區金相組織粗大，晶粒過渡不明顯。

由于焊接熔合線不明顯且熱影響區組織粗大，所以對#1管側焊接熔合線附近進行微觀觀察。焊接熔合線附近裂紋形貌如圖4所示。圖4a與圖4b中，焊接熔合線附近存在開裂痕跡，裂紋形貌走勢蜿蜒，可見分支現象，局部沿粗大組織擴展，局部裂紋呈斷續狀；圖4c與圖4d中，斷口邊緣附近存在微小的裂紋且存在開裂趨勢，裂紋并未大范圍擴展。在焊接熔合線附近存在不同程度的裂紋都表明ASTM4130焊接性能不甚理想，需要經過焊前預熱與焊后保溫來減少焊接裂紋出現的趨勢。對斷口與斷口附近的金相分析與形貌分析結果顯示，焊縫中存在上貝氏體組織且熱影響區域組織粗大，靠近#1管的焊接熔合線附近有開裂形貌，裂紋存在分支現象，局部沿粗大組織擴展呈現斷續狀，經分析可知該裂紋為焊接裂紋。

1.4 掃描電鏡及能譜分析

通過蔡司EVO10掃描電子顯微鏡對軸向圓管斷口處進行觀察，斷口的基本形貌如圖5所示，可見斷面粗糙，斷面存在不同程度的污染與磨損痕跡，斷面邊沿局部區域可見多源裂紋匯合形成的輪輻狀臺階，其中斷面圖所示的A區邊緣較為明顯，說明裂紋起源于斷面外側邊緣部位，斷面C區附近為終斷區，可見整個終斷區約占整個斷面的10%，表明該構件斷裂時承受的應力較小。B區與D區在不同程度上都具備A區與C區的特征，因此選擇裂紋擴展區域圖示的A、B、C、D這4個危險區域進行微觀形貌分析。

斷面微觀形貌如圖6所示。圖6a～圖6d分別為A、B、C、D區域的局部微觀形貌，不同區域都可見典型的疲勞條帶特征，該條帶為周期性應力作用下裂紋擴展痕跡。結合A、B、C、D這4個危險區域的疲勞條帶與焊接裂紋，該T型管焊接接頭處焊接殘余應力較大，導致焊接微裂紋的產生，在構件服役過程中周期性應力的作用下裂紋進一步擴展，直至構件疲勞失效。

使用牛津能譜儀對斷面做能譜分析，由于斷面存在污染和磨損，局部斷面微觀形貌有不同程度的磨損與污染，未見特殊的腐蝕與污染形貌，所以在A區斷面任意取2處進行能譜分析，分析結果如圖7所示，斷面主要為基體元素及污染物，未見腐蝕產物與腐蝕性元素。由于構件在服役期間未產生腐蝕產物，所以斷裂原因排除腐蝕。

2 殘余應力試驗與數值模擬

2.1 試件的制備

本文參照《運五型飛機發動機架焊修工藝》《TB飛機發動機架修理工藝》制定焊接工藝。試驗采用的管材料為ASTM4130，鎢極氬弧焊(TIG)的焊接材料為CHE422，電弧焊(MAG)焊接材料為H18CrMoA，這3種材料的主要化學成分見表2。鎢極氬弧焊(TIG)的焊接電流為80～100 A，電壓為8～10 V，氬氣流量為4～5 L/min，鎢極直徑為3 mm。電弧焊(MAG)的焊接電流為80～120 A，電壓為20～40 V。根據斷口分析的結果，需要焊接前對試件進行預熱200 ℃，焊接后保溫280 ℃并隨爐冷卻48 h。焊接后，鎢極氬弧焊(TIG)的焊接試件如圖8a所示，電弧焊(MAG)的焊接試件如圖8b所示。

表2 材料化學成分(質量分數) (%)

2.2 有限元模型

本節以SYSWELD軟件為平臺，建立T型管焊接接頭的有限元仿真模型來模擬鎢極氬弧焊(TIG)與電弧焊(MAG)在重熔下的溫度場與焊接殘余應力。在計算過程中，采用雙橢球熱源模型來模擬移動熱源的熱輸入，分別對鎢極氬弧焊(TIG)與電弧焊(MAG)這2種工藝下的T型管接頭進行焊接應力分析。

焊接的能量密度高，加熱區域比較有限，在焊縫以及周邊的熱影響區進行網格的細化處理，在遠離焊縫區域與空氣的熱交換網格則選擇較大的尺寸(見圖9)，保證仿真模型準確性的前提下也減少不必要的計算量。焊件的裝夾為三點裝夾，限制焊件在X、Y、Z各個方向上的自由度。整體模型如圖10示，與實際試件一致，分為2個空心管組成，細管的長度是260 mm，外徑是13 mm，內徑是1 mm，壁厚是1.5 mm；粗管的外徑是29 mm，內徑是25 mm，壁厚是2 mm，相對位置垂直，細管焊縫處距離粗管頂端5 mm。

2.3 熱源模型

在焊接過程中，由于加熱的溫度比較高，高溫停留的時間也相對較短，冷卻速度非常快，所以溫度場是跟隨熱源不斷移動而時刻變化的。SYSWELD軟件中的熱分析是基于能量守恒原理的熱平衡方程而開展分析的，對溫度場的分析是屬于一種典型的非線性瞬態熱傳導問題，熱傳導表達式如下：

(1)

式中，ρ為材料的密度；c為材料的比熱容；λ為熱導率；T為溫度場的分布函數；t為時間；Kx、Ky、Kz分別為x、y、z方向上的傳熱系數；Q為內熱源強度。焊接時的對流邊界條件如下：

qTη=-hf(TB-TA)

(2)

式中，q為熱通量；η為單位外法向標準矢量；hf為表面散熱系數；TB為熱流附近的溫度；TA為模型表面溫度。

在有限元計算中，傳熱方程一般采用矩陣形式表示如下：

(3)

為了使熱源盡量接近實際的焊接熱源，本文中的鎢極氬弧焊(TIG)與電弧焊(MAG)都選用雙橢球熱源模型作為溫度場數值模擬計算的熱源模型。雙橢球熱源的數學表達式如下：

(4)

式中，q為熱通量，單位為J/(m2·s)；x，y，z為相對于熱源中心的坐標；Q1，2表示Q1或Q2，Q1、Q2分別為熱源前半球和后半球的能量密度，單位為J/m3；a1,2表示a1或a2，a1、a2、b、c為與熔池形狀相關的參數。鎢極氬弧焊(TIG)熱源參數見表3，電弧焊(MAG)熱源參數見表4。

表3 TIG焊熱源參數

表4 MAG焊熱源參數

2.4 溫度場與應力場計算結果

圖11所示為鎢極氬弧焊(TIG)的溫度場云圖，圖12所示為電弧焊(MAG)的溫度場云圖。在模擬過程中最高溫度出現在熱源中點，鎢極氬弧焊(TIG)最高溫度與電弧焊(MAG)的最高溫度均超過材料熔點，符合焊接規律。

圖13所示為鎢極氬弧焊(TIG)的應力場云圖，圖14所示為電弧焊(MAG)的應力場云圖。鎢極氬弧焊(TIG)的最大殘余應力為562 MPa，電弧焊(MAG)的最大殘余應力為575 MPa，均出現在主管與支管的焊接熱影響區域中，數值模擬結果表明，在T型管焊接接頭中熱影響區和焊接熔合線處存在著大量焊接殘余應力，和斷裂的位置高度重合，符合斷口分析結論中對于危險點位的判定。

2.5 殘余應力試驗結果與仿真對比

根據GB/T 7704—2017，測試點位示意圖如圖15所示，斷口分析中所提及的A、B、C、D這4個危險點位采用XL-640型X射線應力測定儀，分別對氬弧焊與電弧焊的焊接接頭相應位置進行測試。測量方法采用側傾固定Ψ法，定峰方法采用交相關法，X光管電壓為25 kV，電流為6 mA。由于T型管這種特殊的焊縫結構，要將各個點位對準射線測試點有一定的誤差，為了保證測試的準確性，在各個點位的橫向與縱向各測試3次。圖16和圖17所示分別為氬弧焊的縱向與橫向殘余應力的試驗與仿真結果。圖18和圖19所示分別為電弧焊的縱向與橫向殘余應力的試驗與仿真結果。數值模擬中的焊接殘余應力值和X射線法測量結果吻合，說明使用計算機進行數值模擬的方法可以有效并可靠地預測殘余應力的值。

試驗表明，電弧焊的最大縱向應力為340 MPa，出現在B點位，最大橫向應力為204.5 MPa，出現在C點位。氬弧焊的最大縱向應力為-182 MPa，出現在D點位，值得一提的是，4個點位的縱向應力都是壓應力，有助于防止冷裂紋的產生，而最大橫向應力為57.8 MPa，出現在B點位。氬弧焊的工藝明顯優于電弧焊。

3 結語

通過上述研究可以得出如下結論。

1)該型飛機發動機安裝架失效是由于存在焊接裂紋并在服役中受到交變載荷最終導致裂紋擴展的疲勞斷裂。

2)ASTM4130焊接性能不甚理想，在T型管結構的焊接接頭附近殘余應力集中，易出現焊接裂紋。

3)使用計算機進行數值模擬的方法可以有效并可靠地預測殘余應力的值。

4)本文所運用的氬弧焊的工藝明顯優于電弧焊。