2195鋁鋰合金火箭貯箱焊接接頭強度分析

馬佳琳,張恒琿,李磊,童明波,王芳麗,2

(1. 南京航空航天大學 航空學院,江蘇 南京 210016;2. 金陵科技學院 機電工程學院,江蘇 南京 211169)

0 引言

近年來,借助航天工程開展空間探測和科學實驗已成為我國一項重要的科研活動。國家對運載火箭的發射需求量也持續增加,火箭回收技術也成為中國航天工程研究的一個必要著力點。國際上,SpaceX公司已有多次成功的火箭重復使用案例[1],大大降低了商業載人航天發射成本,可重復使用火箭技術成為國內航天運載技術亟待攻克的難關。

火箭貯箱作為火箭動力燃料貯存結構,對其進行損傷容限評估是重復使用的必要條件[2]。以往航天壓力容器結構都按照靜強度設計理論評估,對于焊接區域按照國家標準驗收,往往產生過多廢棄件,合格件只使用一次。2195鋁鋰合金作為國內新應用的航天材料,產量相對較低,故引入航空領域的損傷容限評估技術,完成對其母材及攪拌摩擦焊(friction stir welding,FSW)焊接區的強度評估,可以通過增加重復使用次數大大提高火箭使用的經濟性,為航天工程的發展與完善打下良好基礎,邁出未來太空飛行主流的關鍵一步。

ZHOU等[3]通過對5083鋁合金惰性氣體金屬電弧焊接接頭和鋁合金摩擦攪拌焊的焊接頭疲勞性能的研究,發現攪拌摩擦焊焊接頭有更好的疲勞性能。BESEL等[4]研究了攪拌摩擦焊對Al-Mg-Sc合金疲勞性能的影響,該研究結果表明,金屬在低焊速焊接條件下其熱機械影響區材料流動速度更快,并且更容易在焊接接頭處萌生裂紋。XING等[5]研究了5083鋁合金攪拌摩擦焊焊縫和MIG脈沖焊縫的疲勞性能,研究結果表明在應力R=0.1時,攪拌摩擦焊焊縫的疲勞壽命比大概是后者的9～12倍,MIG脈沖焊縫的疲勞極限為39.8MPa,增加到FSW焊縫的疲勞極限為67.3MPa。HONG等[6]發現,在5083-H32鋁合金攪拌摩擦焊接頭的疲勞裂紋擴展過程中,當應力強度因子幅K較低時,焊核區的縱向殘余壓應力有利于焊核區的疲勞裂紋擴展速率降低。JATA等[7]的研究結果與HONG相反,他發現焊核區裂紋擴展高于母材,于是提出焊核區的晶間疲勞失效機制是使焊核區裂紋擴展速率加快的原因。VIVEROS等[8]采用有限元分析法研究了擴孔對6061-T6鋁合金MIEA焊接頭疲勞裂紋擴展的影響,研究表明,有限元法能有效地表征由擴孔引起的殘余應力場,擴孔過程在圓孔周圍會產生殘余壓應力,導致裂紋閉合,從而降低裂紋擴展速率。

本文通過對2195鋁鋰合金疲勞試驗的設計與進行,并對簡化的火箭貯箱進行靜力、疲勞以及裂紋擴展進行分析,研究了2195鋁鋰合金的疲勞及裂紋擴展性能,為可重復使用火箭貯箱的損傷容限設計與評估奠定了基礎。

1 2195鋁鋰合金材料性能試驗

1.1 靜力試驗

疲勞試驗前開展靜力試驗,測定其彈性模量及抗拉強度,為后續應力水平的確定打下基礎。

按照《航空材料力學性能檢測》[9]中的試驗標準要求設計和加工疲勞試驗試樣。鋁鋰合金標準件疲勞試驗采用如下試驗件進行分析,相關尺寸參數如圖1所示,單位為mm,板厚為6mm。

圖1 母材試驗件示意圖

焊縫試驗件與母材試驗件結構尺寸一致,焊縫位于試驗段中心,寬22mm。

為確保試驗數據的準確性,母材與焊縫試驗件各取3件作靜力拉伸試驗,對每件試驗結果取平均值作為最后的實驗數據。經試驗測得2195鋁鋰合金母材及攪拌摩擦焊的彈性模量和抗拉強度如表1所示。

表1 2195鋁鋰合金母材及攪拌摩擦焊的彈性模量和抗拉強度 單位:MPa

焊縫試驗件的斷裂位置位于中間焊縫處,由此可得,攪拌摩擦焊焊縫的抗拉強度為母材的72.69%,其彈性模量與標準件相差1.06%,兩者近似相等,說明攪拌摩擦焊對2195材料性能的影響主要體現在抗拉強度上,而對其彈性模量無較大影響。

1.2 疲勞試驗

疲勞試驗件與靜力試驗相同。命名規則為:F代表母材試驗件,所有母材試驗件均為F開頭;HJ代表焊接件,所有焊接件均為HJ開頭。本試驗在室溫狀態下MTS液壓伺服疲勞試驗機進行,如圖2所示。

圖2 裝夾好的2195鋁鋰合金試件

本文所研究貯箱工況應力比為0.1的常幅疲勞,因此各組疲勞試驗件均以應力比R為0.1,軸向等幅加載完成疲勞試驗,為避免試驗件因頻率過高發熱,同時節約試驗成本,將試驗頻率定為10 Hz。最大應力按照疲勞調試結果確定,依據試驗標準《HB 5287—1996》,每組試驗子樣個數均超過3個。試驗初定載荷與試驗結果如圖3和圖4所示。

圖3 母材試驗件疲勞壽命

圖4 FSW試驗件疲勞壽命

隨著試驗載荷的增加,試驗件的壽命逐漸減小,且FSW試樣的壽命遠低于其母材的壽命。

對2195鋁鋰合金母材疲勞試驗件(圖5)進行觀察,發現下方試件的部分斷裂位置都出現了分層現象,這是由2195鋁鋰合金的金相組織特性決定的。

圖5 母材疲勞試樣斷裂示例

FSW疲勞試樣斷裂如圖6所示。從圖中可以觀察到相比于母材試件,攪拌摩擦焊改變了2195鋁鋰合金的組織結構,改善了試樣疲勞斷裂的分層現象。

圖6 FSW疲勞試樣斷裂示例

中高周疲勞壽命S-N曲線推薦用下列方程擬合[10]:

logN=A1+A2σmax

(1)

logN=A1+A2logσmax

(2)

logN=A1+A2log(σmax-Se)

(3)

式中:A1、A2為材料在一定應力集中系數和一定應力條件(如規定的應力比或平均應力)下的常數;Se為材料的疲勞極限。

根據鋁鋰合金試驗件的壽命對數均值,循環應力參量采用最大應力。采用雙加權最小二乘法擬合式(2)中參數,在對數坐標系繪制S-N曲線如圖7和圖8所示,S-N曲線擬合參數如表2所示。

表2 對數S-N曲線參數

圖7 2195鋁鋰合金母材S-N曲線

圖8 2195鋁鋰合金攪拌摩擦焊S-N曲線

1.3 斷裂韌度試驗

大多數疲勞問題都發生在焊縫區[11],且由疲勞試驗結果可知,2195鋁鋰合金焊縫的疲勞強度遠低于母材。在焊縫處預制裂紋,進行FSW焊縫斷裂韌性試驗,測定其K1C值。圖9為試驗件結構形式及尺寸。

圖9 穿透裂紋KC斷裂韌度元件尺寸

根據《HB5142—96金屬材料平面應變斷裂韌度K1C試驗》標準[12],正式試驗前分級預制疲勞裂紋,消除機械切口末端由于機械加工引起的殘余應力,再進行斷裂試驗增加載荷直到試樣破壞。

試驗件斷后通過斷口可清楚地看到疲勞裂紋區與靜力加載破壞區(圖10),通過游標卡尺沿厚度方向測量裂紋長度a,并通過式(4)計算最終裂紋長度。

圖10 焊縫斷裂韌度試樣斷裂案例

a=(a2+a3+a4)/3

(4)

通過作圖法求出PQ后對于緊湊拉伸試樣的KQ可通過式(5)計算:

(5)

式中:α=a/W,a為裂紋長度;B和W分別為試驗件的厚度和寬度。

各試驗件試驗結果處理如表3所示。對3個試驗件所得K1C取平均值得FSW焊縫的斷裂韌度為41.740MPa·m1/2。

表3 FSW焊縫試驗件試驗結果

2 貯箱結構強度分析

依據試驗數據,對鋁鋰合金火箭貯箱基于有限元方法進行焊接接頭疲勞強度分析與裂紋擴展壽命預測。

2.1 貯箱靜力分析

火箭貯箱結構一般由筒段、箱底、短殼這三部分組成,本文研究的貯箱為攪拌摩擦焊焊接成型,其結構如圖11所示,圖中灰色部分為2195鋁鋰合金母材,黑色部分代表攪拌摩擦焊焊縫。貯箱兩端橢球結構由頂部和6塊瓜瓣經攪拌摩擦焊連接成型,筒段由1/4圓柱面經縱向攪拌摩擦焊焊接成型,兩端由環向焊接連接,上下短殼也是由環向焊縫與貯箱箱體連接。

圖11 貯箱結構示意圖

為保證仿真結果的準確性,有限元模型由真實貯箱1∶1建模,對貯箱非承力結構進行簡化后,依據試驗結果對母材與焊縫分別賦予其材料屬性。

貯箱主體結構材料為2195鋁合金母材,材料參數E=76.8GPa,γ=0.3;強度極限607.6MPa,攪拌摩擦焊焊縫材料參數E=77.6GPa,γ=0.3;強度極限441.7MPa。

在貯箱各工況下選出典型工況進行研究,載荷類型包括艙段各部位壓強P、軸內拉力Q、艙段截面、軸力N、彎矩M,具體施加載荷如表4所示。

表4 載荷分布

為保證靜力仿真計算的準確性,本文采用貯箱整體模型進行計算。載荷加載方式如圖12所示,貯箱在各工況下所受的內壓以分布壓力形式加在箱體內部各處,方向與貯箱表面的外法線方向相同,軸向壓力和彎矩加在短殼上,剪力對貯箱的靜力分析影響很小,因此在本文分析中忽略剪力對于貯箱靜力分析中的應力影響。

圖12 貯箱加載情況與邊界條件

根據有限元分析的結果,在整個貯箱結構中,應力最大值位于筒段母材與焊縫相交處,整體應力云圖如圖13所示,焊縫處應力集中位置如圖14所示。該處母材厚度為2.2mm,焊縫厚度為8mm。

圖13 貯箱整體應力云圖

圖14 貯箱焊縫處危險點

2.2 貯箱疲勞壽命分析

1)疲勞分析方法算例驗證

對鋁鋰合金焊接件進行疲勞壽命預測并與試驗結果進行對比,驗證分析方法的可靠性。

試驗件建模簡化掉夾持端,僅對試驗段進行分析,焊縫與母材采用Tie連接,焊縫處作為重點關注對象進行網格加密。采用兩端加載的方式,并采用NCODE軟件與ABAQUS聯合仿真,將疲勞試驗所得S-N曲線映射到對應材料,進行應力比R=0.1的疲勞壽命預測,分析結果如圖15所示。圖15中試驗件結構失效位置位于焊縫處,與真實試驗結果一致,通過該方法分別預測兩種應力水平的疲勞壽命并與試驗數據對比,結果如表5所示。

表5 疲勞壽命對比

采用該方法進行高應力與低應力下的疲勞壽命預測,由表5可知攪拌摩擦焊疲勞壽命預測仿真結果與試驗數據誤差均在10%之內,仿真結果較為可靠。

2)貯箱壽命預測

采用NCODE軟件與ABAQUS聯合仿真進行基于S-N曲線的疲勞壽命預測,在NCODE中搭建貯箱疲勞壽命分析流程如圖16所示。

圖16 NCODE疲勞分析整體流程

提取靜力分析模型的最后分析步載荷作為載荷峰值,將試驗所得S-N曲線映射到對應材料,按應力比R=0.1加載進行常幅疲勞壽命分析。通過Hot spot Detection模塊讀取其危險點(表6)。

表6 疲勞壽命危險點

從壽命云圖(圖17)可以看到壽命危險點均處于焊縫區域,與靜力結果危險點一致,且筒段橫豎焊縫的交接處壽命都很低,均接近于10萬,最小壽命為96 020次循環。因此貯箱整體疲勞壽命取決于筒段焊縫四角處壽命。

圖17 貯箱整體壽命云圖

2.3 貯箱裂紋擴展壽命分析

三維裂紋擴展過程中,復雜的載荷可能會使裂紋尖端發生扭轉或彎曲,從而導致網格質量不合格,且消耗大量時間與精力,因此本節采用二次開發工具 FRANC3D[13]快速生成指定形狀裂紋前緣,并完成裂紋前緣網格的自動劃分,之后調用ABAQUS求解器,建立基于有限元交替法的三維多裂紋擴展模擬方法。

由于貯箱筒頂過渡柔順,且焊縫厚度與母材厚度相差不大,應力分布較為均衡。而筒段載荷較大且母材與焊縫厚度相差5.8mm,危險點處受結構形狀影響極易產生應力集中現象。因此應在筒段危險點處引入裂紋。

為節省計算資源與時間,選擇導入部分模型進行計算,如圖18所示,將貯箱筒段焊縫危險點處部分網格導入到FRANC3D中進行裂紋擴展分析。

圖18 貯箱模型與導入子模型

為分析其應力強度因子和疲勞壽命,參考常見航空結構初始裂紋尺寸,在危險點處即筒段焊縫內側插入初始半徑為3.2mm的角裂紋,此處焊縫厚度為8mm(圖19)。

圖19 初始裂紋尺寸及位置

根據Paris[14]公式進行裂紋擴展分析,采用最大周向應力準則進行計算其扭轉角,其中Paris公式的參數設置如表7所示,本節在利用FRANC3D軟件與ABAQUS進行裂紋擴展聯合仿真時,使用MOREIRA等[15]通過試驗獲取的2195鋁鋰合金攪拌摩擦焊裂紋擴展參數。為得到精確的裂紋擴展壽命,將每次裂紋長度擴展量設為0.1mm。

表7 裂紋擴展Paris參數

圖20為裂紋擴展為穿透裂紋的最終狀態,為保證計算精度在每次裂紋擴展前對裂紋前緣處進行網格再劃分。由圖可見隨著裂紋長度的增加,裂紋的擴展方向也不再垂直于焊縫表面,而是在復雜載荷的作用下向一側發生了偏轉。

圖20 穿透裂紋前緣網格

對已經劃分好網格的模型在ABAQUS里重新計算,求解其裂紋前緣處的應力強度因子,Ι型裂紋應力強度因子計算結果如圖21所示,應力強度因子對比如圖22所示。

圖21 裂紋尖端K1趨勢

圖22 應力強度因子對比

從圖21中可見應力強度因子K1曲線從A端到B端逐漸上升,在B端的K1遠大于A端,因此B端裂紋擴展的速度較A端也明顯增加。隨著裂紋擴展,裂紋長度越來越長,使裂紋前緣的應力強度因子K1整體呈上升趨勢,且A、B兩端的K1差距逐漸減小。由此可見,裂紋整體擴展速度會增加,而B端擴展速度會逐漸下降,但仍快于A端裂紋擴展速度。

當裂紋長度擴展至3.302 9mm時,提取其裂紋前緣應力強度因子進行分析,對比3種應力強度因子可知,在該工況下主要由Ⅰ型應力強度因子主導裂紋擴展。由筒段壓強與軸內拉力載荷的作用與幾何形狀的影響而產生的切應力使裂紋擴展方向發生變化從而K2不斷變小趨近于0。

由于貯箱內壓強作用導致筒段縱向焊縫位移較大,從而使B端應力強度因子K3遠大于A端,在Ⅰ型應力強度因子與Ⅲ型應力強度因子的作用下,B端裂紋快速擴展成為穿透裂紋,最終導致焊縫處斷裂使結構失效。

裂紋擴展長度a與循環次數N的關系如圖23所示,隨著循環次數的增加,裂紋擴展速度呈緩慢增長的趨勢。即在角裂紋深度為3.2mm時,厚度為8mm的環向焊縫處,當總的應力循環次數等于11 413時角裂紋擴展為穿透裂紋,視為結構失效。

圖23 裂紋擴展曲線

3 結語

1)進行了2195鋁鋰合金的母材及FSW疲勞壽命試驗與FSW斷裂韌度試驗,根據試驗結果擬合了2195鋁鋰合金的母材及攪拌摩擦焊疲勞壽命S-N曲線,得到應力比R=0.1時的疲勞壽命曲線常數,其中母材的疲勞壽命與最大加載應力水平的關系為logN=14.682 9-3.850 8logσmax,FSW焊縫的疲勞壽命與最大加載應力水平的關系為logN=14.557-4.034 4logσmax,且通過斷裂韌度試驗得到焊縫的斷裂韌度為41.740MPa·m1/2,為疲勞仿真壽命預測提供數據支持。

2)完成了對2195鋁鋰合金攪拌摩擦焊貯箱的靜力分析。根據仿真結果可知貯箱的危險點位于貯箱筒段橫豎焊縫交接處,焊縫處應力值為389.0MPa。采用NCODE軟件與ABAQUS聯合仿真進行壽命預測。即將靜力分析的應力作為常幅載荷譜最大應力,且應力比R=0.1時,貯箱疲勞壽命為96 020。利用FRANC3D軟件與ABAQUS進行裂紋擴展聯合仿真,計算裂紋尖端的應力強度因子,在子模型原有應力水平下進行了裂紋擴展壽命分析,得到焊縫處的裂紋擴展壽命為11 413。基于上述仿真分析過程,初步給出了一套適用于火箭貯箱損傷容限的評估步驟。

3)對復雜載荷下裂紋擴展后的應力強度因子進行分析,在本文的工況下,隨著裂紋長度的增加,K1與K3逐漸增大,K2趨近于0,受筒段壓強與軸內拉力的影響,焊縫厚度方向的裂紋尖端擴展速度遠大于另一側,從而導致焊縫穿透。