2195鋁鋰合金火箭貯箱焊接接頭強(qiáng)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(xué) 航空學(xué)院,江蘇 南京 210016;2. 金陵科技學(xué)院 機(jī)電工程學(xué)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(xué)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(fā)射需求量也持續(xù)增加,火箭回收技術(shù)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(fù)使用案例[1],大大降低了商業(yè)載人航天發(fā)射成本,可重復(fù)使用火箭技術(shù)成為國內(nèi)航天運載技術(shù)亟待攻克的難關(guān)。

火箭貯箱作為火箭動力燃料貯存結(jié)構(gòu),對其進(jìn)行損傷容限評估是重復(fù)使用的必要條件[2]。以往航天壓力容器結(jié)構(gòu)都按照靜強(qiáng)度設(shè)計理論評估,對于焊接區(qū)域按照國家標(biāo)準(zhǔn)驗收,往往產(chǎn)生過多廢棄件,合格件只使用一次。2195鋁鋰合金作為國內(nèi)新應(yīng)用的航天材料,產(chǎn)量相對較低,故引入航空領(lǐng)域的損傷容限評估技術(shù),完成對其母材及攪拌摩擦焊(friction stir welding,FSW)焊接區(qū)的強(qiáng)度評估,可以通過增加重復(fù)使用次數(shù)大大提高火箭使用的經(jīng)濟(jì)性,為航天工程的發(fā)展與完善打下良好基礎(chǔ),邁出未來太空飛行主流的關(guān)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(fā)現(xiàn)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(jié)果表明,金屬在低焊速焊接條件下其熱機(jī)械影響區(qū)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(jié)果表明在應(yīng)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(fā)現(xiàn),在5083-H32鋁合金攪拌摩擦焊接頭的疲勞裂紋擴(kuò)展過程中,當(dāng)應(yīng)力強(qiáng)度因子幅K較低時,焊核區(qū)的縱向殘余壓應(yīng)力有利于焊核區(qū)的疲勞裂紋擴(kuò)展速率降低。JATA等[7]的研究結(jié)果與HONG相反,他發(fā)現(xiàn)焊核區(qū)裂紋擴(kuò)展高于母材,于是提出焊核區(qū)的晶間疲勞失效機(jī)制是使焊核區(qū)裂紋擴(kuò)展速率加快的原因。VIVEROS等[8]采用有限元分析法研究了擴(kuò)孔對6061-T6鋁合金MIEA焊接頭疲勞裂紋擴(kuò)展的影響,研究表明,有限元法能有效地表征由擴(kuò)孔引起的殘余應(yīng)力場,擴(kuò)孔過程在圓孔周圍會產(chǎn)生殘余壓應(yīng)力,導(dǎo)致裂紋閉合,從而降低裂紋擴(kuò)展速率。

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

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(qiáng)度,為后續(xù)應(yīng)力水平的確定打下基礎(chǔ)。

按照《航空材料力學(xué)性能檢測》[9]中的試驗標(biāo)準(zhǔn)要求設(shè)計和加工疲勞試驗試樣。鋁鋰合金標(biāo)準(zhǔn)件疲勞試驗采用如下試驗件進(jìn)行分析,相關(guān)尺寸參數(shù)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(jié)構(gòu)尺寸一致,焊縫位于試驗段中心,寬22mm。

為確保試驗數(shù)據(jù)的準(zhǔn)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(jié)果取平均值作為最后的實驗數(shù)據(jù)。經(jīng)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(qiáng)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(qiáng)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(qiáng)度為母材的72.69%,其彈性模量與標(biāo)準(zhǔn)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(xiàn)在抗拉強(qiáng)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(guī)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(tài)下MTS液壓伺服疲勞試驗機(jī)進(jìn)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(yīng)力比為0.1的常幅疲勞,因此各組疲勞試驗件均以應(yīng)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(fā)熱,同時節(jié)約試驗成本,將試驗頻率定為10 Hz。最大應(yīng)力按照疲勞調(diào)試結(jié)果確定,依據(jù)試驗標(biāo)準(zhǔn)《HB 5287—1996》,每組試驗子樣個數(shù)均超過3個。試驗初定載荷與試驗結(jié)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(yuǎn)低于其母材的壽命。

對2195鋁鋰合金母材疲勞試驗件(圖5)進(jìn)行觀察,發(fā)現(xiàn)下方試件的部分?jǐn)嗔盐恢枚汲霈F(xiàn)了分層現(xiàn)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(jié)構(gòu),改善了試樣疲勞斷裂的分層現(xiàn)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(yīng)力集中系數(shù)和一定應(yīng)力條件(如規(guī)定的應(yīng)力比或平均應(yīng)力)下的常數(shù);Se為材料的疲勞極限。

根據(jù)鋁鋰合金試驗件的壽命對數(shù)均值,循環(huán)應(yīng)力參量采用最大應(yīng)力。采用雙加權(quán)最小二乘法擬合式(2)中參數(shù),在對數(shù)坐標(biāo)系繪制S-N曲線如圖7和圖8所示,S-N曲線擬合參數(shù)如表2所示。

表2 對數(shù)S-N曲線參數(shù)

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(shù)疲勞問題都發(fā)生在焊縫區(qū)[11],且由疲勞試驗結(jié)果可知,2195鋁鋰合金焊縫的疲勞強(qiáng)度遠(yuǎn)低于母材。在焊縫處預(yù)制裂紋,進(jìn)行FSW焊縫斷裂韌性試驗,測定其K1C值。圖9為試驗件結(jié)構(gòu)形式及尺寸。

圖9 穿透裂紋KC斷裂韌度元件尺寸

根據(jù)《HB5142—96金屬材料平面應(yīng)變斷裂韌度K1C試驗》標(biāo)準(zhǔn)[12],正式試驗前分級預(yù)制疲勞裂紋,消除機(jī)械切口末端由于機(jī)械加工引起的殘余應(yīng)力,再進(jìn)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(qū)與靜力加載破壞區(qū)(圖10),通過游標(biāo)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(jié)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(jié)果

2 貯箱結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析

依據(jù)試驗數(shù)據(jù),對鋁鋰合金火箭貯箱基于有限元方法進(jìn)行焊接接頭疲勞強(qiáng)度分析與裂紋擴(kuò)展壽命預(yù)測。

2.1 貯箱靜力分析

火箭貯箱結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)由頂部和6塊瓜瓣經(jīng)攪拌摩擦焊連接成型,筒段由1/4圓柱面經(jīng)縱向攪拌摩擦焊焊接成型,兩端由環(huán)向焊接連接,上下短殼也是由環(huán)向焊縫與貯箱箱體連接。

圖11 貯箱結(jié)構(gòu)示意圖

為保證仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性,有限元模型由真實貯箱1∶1建模,對貯箱非承力結(jié)構(gòu)進(jìn)行簡化后,依據(jù)試驗結(jié)果對母材與焊縫分別賦予其材料屬性。

貯箱主體結(jié)構(gòu)材料為2195鋁合金母材,材料參數(shù)E=76.8GPa,γ=0.3;強(qiáng)度極限607.6MPa,攪拌摩擦焊焊縫材料參數(shù)E=77.6GPa,γ=0.3;強(qiáng)度極限441.7MPa。

在貯箱各工況下選出典型工況進(jìn)行研究,載荷類型包括艙段各部位壓強(qiáng)P、軸內(nèi)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(zhǔn)確性,本文采用貯箱整體模型進(jìn)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(nèi)壓以分布壓力形式加在箱體內(nèi)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(yīng)力影響。

圖12 貯箱加載情況與邊界條件

根據(jù)有限元分析的結(jié)果,在整個貯箱結(jié)構(gòu)中,應(yīng)力最大值位于筒段母材與焊縫相交處,整體應(yīng)力云圖如圖13所示,焊縫處應(yīng)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(yīng)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(jìn)行疲勞壽命預(yù)測并與試驗結(jié)果進(jìn)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(jìn)行分析,焊縫與母材采用Tie連接,焊縫處作為重點關(guān)注對象進(jìn)行網(wǎng)格加密。采用兩端加載的方式,并采用NCODE軟件與ABAQUS聯(lián)合仿真,將疲勞試驗所得S-N曲線映射到對應(yīng)材料,進(jìn)行應(yīng)力比R=0.1的疲勞壽命預(yù)測,分析結(jié)果如圖15所示。圖15中試驗件結(jié)構(gòu)失效位置位于焊縫處,與真實試驗結(jié)果一致,通過該方法分別預(yù)測兩種應(yīng)力水平的疲勞壽命并與試驗數(shù)據(jù)對比,結(jié)果如表5所示。

表5 疲勞壽命對比

采用該方法進(jìn)行高應(yīng)力與低應(yīng)力下的疲勞壽命預(yù)測,由表5可知攪拌摩擦焊疲勞壽命預(yù)測仿真結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)誤差均在10%之內(nèi),仿真結(jié)果較為可靠。

2)貯箱壽命預(yù)測

采用NCODE軟件與ABAQUS聯(lián)合仿真進(jìn)行基于S-N曲線的疲勞壽命預(yù)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(yīng)材料,按應(yīng)力比R=0.1加載進(jìn)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(qū)域,與靜力結(jié)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(huán)。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(kuò)展壽命分析

三維裂紋擴(kuò)展過程中,復(fù)雜的載荷可能會使裂紋尖端發(fā)生扭轉(zhuǎn)或彎曲,從而導(dǎo)致網(wǎng)格質(zhì)量不合格,且消耗大量時間與精力,因此本節(jié)采用二次開發(fā)工具 FRANC3D[13]快速生成指定形狀裂紋前緣,并完成裂紋前緣網(wǎng)格的自動劃分,之后調(diào)用ABAQUS求解器,建立基于有限元交替法的三維多裂紋擴(kuò)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(yīng)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(jié)構(gòu)形狀影響極易產(chǎn)生應(yīng)力集中現(xiàn)象。因此應(yīng)在筒段危險點處引入裂紋。

為節(jié)省計算資源與時間,選擇導(dǎo)入部分模型進(jìn)行計算,如圖18所示,將貯箱筒段焊縫危險點處部分網(wǎng)格導(dǎo)入到FRANC3D中進(jìn)行裂紋擴(kuò)展分析。

圖18 貯箱模型與導(dǎo)入子模型

為分析其應(yīng)力強(qiáng)度因子和疲勞壽命,參考常見航空結(jié)構(gòu)初始裂紋尺寸,在危險點處即筒段焊縫內(nèi)側(cè)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(jù)Paris[14]公式進(jìn)行裂紋擴(kuò)展分析,采用最大周向應(yīng)力準(zhǔn)則進(jìn)行計算其扭轉(zhuǎn)角,其中Paris公式的參數(shù)設(shè)置如表7所示,本節(jié)在利用FRANC3D軟件與ABAQUS進(jìn)行裂紋擴(kuò)展聯(lián)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(kuò)展參數(shù)。為得到精確的裂紋擴(kuò)展壽命,將每次裂紋長度擴(kuò)展量設(shè)為0.1mm。

表7 裂紋擴(kuò)展Paris參數(shù)

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

圖20 穿透裂紋前緣網(wǎng)格

對已經(jīng)劃分好網(wǎng)格的模型在ABAQUS里重新計算,求解其裂紋前緣處的應(yīng)力強(qiáng)度因子,Ι型裂紋應(yīng)力強(qiáng)度因子計算結(jié)果如圖21所示,應(yīng)力強(qiáng)度因子對比如圖22所示。

圖21 裂紋尖端K1趨勢

圖22 應(yīng)力強(qiáng)度因子對比

從圖21中可見應(yīng)力強(qiáng)度因子K1曲線從A端到B端逐漸上升,在B端的K1遠(yuǎn)大于A端,因此B端裂紋擴(kuò)展的速度較A端也明顯增加。隨著裂紋擴(kuò)展,裂紋長度越來越長,使裂紋前緣的應(yīng)力強(qiáng)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(kuò)展速度會增加,而B端擴(kuò)展速度會逐漸下降,但仍快于A端裂紋擴(kuò)展速度。

當(dāng)裂紋長度擴(kuò)展至3.302 9mm時,提取其裂紋前緣應(yīng)力強(qiáng)度因子進(jìn)行分析,對比3種應(yīng)力強(qiáng)度因子可知,在該工況下主要由Ⅰ型應(yīng)力強(qiáng)度因子主導(dǎo)裂紋擴(kuò)展。由筒段壓強(qiáng)與軸內(nèi)拉力載荷的作用與幾何形狀的影響而產(chǎn)生的切應(yīng)力使裂紋擴(kuò)展方向發(fā)生變化從而K2不斷變小趨近于0。

由于貯箱內(nèi)壓強(qiáng)作用導(dǎo)致筒段縱向焊縫位移較大,從而使B端應(yīng)力強(qiáng)度因子K3遠(yuǎn)大于A端,在Ⅰ型應(yīng)力強(qiáng)度因子與Ⅲ型應(yīng)力強(qiáng)度因子的作用下,B端裂紋快速擴(kuò)展成為穿透裂紋,最終導(dǎo)致焊縫處斷裂使結(jié)構(gòu)失效。

裂紋擴(kuò)展長度a與循環(huán)次數(shù)N的關(guān)系如圖23所示,隨著循環(huán)次數(shù)的增加,裂紋擴(kuò)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(huán)向焊縫處,當(dāng)總的應(yīng)力循環(huán)次數(shù)等于11 413時角裂紋擴(kuò)展為穿透裂紋,視為結(jié)構(gòu)失效。

圖23 裂紋擴(kuò)展曲線

3 結(jié)語

1)進(jìn)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(jù)試驗結(jié)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(yīng)力比R=0.1時的疲勞壽命曲線常數(shù),其中母材的疲勞壽命與最大加載應(yīng)力水平的關(guān)系為logN=14.682 9-3.850 8logσmax,FSW焊縫的疲勞壽命與最大加載應(yīng)力水平的關(guān)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(yù)測提供數(shù)據(jù)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(jù)仿真結(jié)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(yīng)力值為389.0MPa。采用NCODE軟件與ABAQUS聯(lián)合仿真進(jìn)行壽命預(yù)測。即將靜力分析的應(yīng)力作為常幅載荷譜最大應(yīng)力,且應(yīng)力比R=0.1時,貯箱疲勞壽命為96 020。利用FRANC3D軟件與ABAQUS進(jìn)行裂紋擴(kuò)展聯(lián)合仿真,計算裂紋尖端的應(yīng)力強(qiáng)度因子,在子模型原有應(yīng)力水平下進(jìn)行了裂紋擴(kuò)展壽命分析,得到焊縫處的裂紋擴(kuò)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(fù)雜載荷下裂紋擴(kuò)展后的應(yīng)力強(qiáng)度因子進(jìn)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(qiáng)與軸內(nèi)拉力的影響,焊縫厚度方向的裂紋尖端擴(kuò)展速度遠(yuǎn)大于另一側(cè),從而導(dǎo)致焊縫穿透。