周旭東，吳友發(fā)，陳 帥，占小紅

（南京航空航天大學(xué)材料科學(xué)與技術(shù)學(xué)院，南京211106）

Al–Li合金因?yàn)槠渥吭降男阅?，例如高比?qiáng)度、低密度、良好的延展性和韌性，以及優(yōu)異的耐腐蝕性，在航空航天領(lǐng)域中得到了廣泛的應(yīng)用[1–4]。由于航空航天領(lǐng)域?qū)Y(jié)構(gòu)減重的迫切需求，Al–Li合金蒙皮–桁條輕質(zhì)結(jié)構(gòu)的連接問題亟待解決[5–7]。盡管鉚接技術(shù)已經(jīng)廣泛應(yīng)用于蒙皮–桁條結(jié)構(gòu)的連接，但它存在效率低、成本高等不可避免的缺點(diǎn)[8]。針對(duì)此問題，2003年，法國空中客車公司（Airbus）提出了雙激光束雙側(cè)同步焊接技術(shù)，并將其成功應(yīng)用于蒙皮–桁條T型結(jié)構(gòu)的連接，已實(shí)現(xiàn)T型結(jié)構(gòu)壁板的批量生產(chǎn)[9]。

然而，國內(nèi)對(duì)雙激光束雙側(cè)同步焊接過程中的殘余應(yīng)力演變和性能變化研究尚且不足，特別是焊接過程中凝固、相變和收縮引起的殘余應(yīng)力變化是焊接工程研究領(lǐng)域中極為重要的問題[10–11]。當(dāng)受到外部服役載荷時(shí)，在焊接殘余應(yīng)力的共同作用下，缺陷生長(zhǎng)的速度增加，極大地減小了焊接結(jié)構(gòu)的疲勞壽命[12–13]。因此，準(zhǔn)確估算因受到焊接殘余應(yīng)力和外部服役載荷共同作用而產(chǎn)生的潛在故障位置，對(duì)于確保結(jié)構(gòu)的高效設(shè)計(jì)性和安全性至關(guān)重要。

本文研究目標(biāo)是揭示服役載荷作用下T型接頭的應(yīng)力狀態(tài)。首先，建立T型接頭的3D熱結(jié)構(gòu)有限元模型，對(duì)其雙激光束雙側(cè)同步焊接過程進(jìn)行數(shù)值模擬，并通過試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證。隨后，將焊接后的殘余應(yīng)力、應(yīng)變分布和總等效塑性應(yīng)變作為初始條件，進(jìn)行有限元分析，以研究服役載荷下蒙皮–桁條T型結(jié)構(gòu)的殘余應(yīng)力演變規(guī)律。

1 T型接頭雙激光束雙側(cè)焊接試驗(yàn)

本文所用材料（包括蒙皮和桁條）為5A90Al–Li合金，激光器型號(hào)為Trudisk12003碟片式激光器，激光熱源分為兩束功率相等的光束，通過兩個(gè)6軸KUKA工業(yè)機(jī)器人對(duì)T型接頭進(jìn)行雙激光束雙側(cè)同步焊接，試驗(yàn)設(shè)備和雙激光束雙側(cè)同步焊接的示意圖如圖1所示。蒙皮和桁條均采用2.5mm厚的5A90Al–Li合金板，尺寸分別為405mm×60mm和405mm×35mm。使用自制工裝夾具對(duì)蒙皮和桁條進(jìn)行固定，如圖1（a）所示。所選用的焊絲型號(hào)為ER4047，母材和焊絲的化學(xué)成分從參考文獻(xiàn)[14]中得出。在激光焊接過程中，桁條兩側(cè)焊縫在相同的焊接工藝參數(shù)條件下同時(shí)焊接。焊接參數(shù)分別為：激光功率2700W，焊接速度4m/min，送絲速度6m/min，激光束與蒙皮之間的夾角為22°。

2 5A90鋁合金T型接頭雙激光束雙側(cè)同步焊接過程模型建立與模擬

2.1 有限元網(wǎng)格模型

圖1 試驗(yàn)展示Fig.1 Experimental displayment

在網(wǎng)格劃分過程中，為保證模型的計(jì)算精度與效率，焊縫處網(wǎng)格尺寸較為細(xì)小，網(wǎng)格數(shù)較多，而遠(yuǎn)離焊縫處網(wǎng)格尺寸較大，網(wǎng)格數(shù)較少。本文主要采用了“2:1”和“3:1”兩種網(wǎng)格過渡方式以實(shí)現(xiàn)焊接區(qū)與非焊接區(qū)的網(wǎng)格過渡。T型接頭的有限元網(wǎng)格模型的節(jié)點(diǎn)數(shù)為35370，單元數(shù)為42644，最小的網(wǎng)格尺寸為0.7 mm×0.7 mm×1.0mm，如圖2（a）所示。

2.2 熱源模型

在雙激光束雙側(cè)同步焊接過程中，根據(jù)激光熱源特征，采用高斯旋轉(zhuǎn)體分布的兩個(gè)體積熱源，“高斯旋轉(zhuǎn)體熱源模型”如圖2（b）所示，高斯旋轉(zhuǎn)體熱源方程為：

式（1）中，α、Qs、rs分別為熱流集中系數(shù)、面熱源功率、面熱源有效作用半徑；式（2）中，H、Qv、rs分別為熱源深度、熱源有效功率、熱源上表面半徑；式（3）中，η為熱源有效吸收系數(shù)。

雙激光束雙側(cè)同步焊接過程溫度場(chǎng)與應(yīng)力應(yīng)變場(chǎng)的計(jì)算是非線性問題，由于本文將有限元數(shù)值分析與彈塑性結(jié)構(gòu)模型相結(jié)合，5A90鋁鋰合金的熱物理性能參數(shù)從參考文獻(xiàn)[14]得出。

2.3 服役載荷模型

為了研究焊接結(jié)構(gòu)在服役載荷下殘余應(yīng)力的演變規(guī)律，對(duì)T型接頭采取4種不同的服役載荷（即軸向載荷、剪切載荷和彎曲載荷）加載方式。載荷形式如圖3（a）所示，整個(gè)過程包括兩個(gè)階段：漸進(jìn)加載和漸進(jìn)卸載。圖3（b）～（e）中用箭頭表示4種加載方式下的服役載荷模型的邊界條件。如前文所述，焊接殘余應(yīng)力的綜合狀態(tài)、應(yīng)變分布和總等效塑性應(yīng)變被用作載荷加載過程分析的初始條件。同時(shí)，在服役載荷模型中采用了具有von-Mises屈服準(zhǔn)則和各向同性硬化行為的彈塑性結(jié)構(gòu)模型。

2.4 模擬校核結(jié)果

首先驗(yàn)證焊接過程中3D有限元模型的熔池模擬結(jié)果。然后，通過盲孔法測(cè)量殘余應(yīng)力，見圖4[15]。模擬熔池結(jié)果與實(shí)際焊接的焊縫形貌基本一致，如圖5所示，表明計(jì)算所得出的溫度場(chǎng)是正確的。還給出了圖4（a）所示路徑縱向和橫向殘余應(yīng)力的模擬結(jié)果，并與圖4中的測(cè)試數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比校核，可以看出，模擬和試驗(yàn)之間的總體趨勢(shì)基本吻合，這表明所建立的模型可以較為準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)焊接接頭殘余應(yīng)力分布。因此，在服役載荷模型的仿真中，可將焊接殘余應(yīng)力和應(yīng)變分布設(shè)為初始狀態(tài)。從模擬和試驗(yàn)獲得的焊接殘余應(yīng)力結(jié)果可以得出結(jié)論，其縱向殘余應(yīng)力顯著高于橫向殘余應(yīng)力，如圖4（c）所示，并在殘余應(yīng)力分布中起主要作用。因此，在以下各節(jié)中主要討論縱向殘余應(yīng)力（包括應(yīng)力松弛和集中）的演變。

3 結(jié)果與討論

現(xiàn)對(duì)服役載荷的4種不同加載方式下的仿真結(jié)果進(jìn)行分析。對(duì)蒙皮中間上表面沿A–A的殘余應(yīng)力分布進(jìn)行詳細(xì)研究。圖6、7分別展示了漸進(jìn)加載服役載荷和漸進(jìn)卸載服役載荷之后的縱向殘余應(yīng)力再分布。

圖2 模型研究Fig.2 Model analysis

圖3 服役載荷模型Fig.3 Service loading model for analysis

圖4 殘余應(yīng)力結(jié)果Fig.4 Residual stress results

從圖6（a）、（c）中可以看出，在焊接區(qū)域以外，彎曲縱向應(yīng)力沿蒙皮寬度分布，即縱向殘余應(yīng)力一側(cè)為壓應(yīng)力，另一側(cè)為拉應(yīng)力，使蒙皮沿寬度方向發(fā)生彎曲變形。這是因?yàn)樵诜圯d荷作用下，縱向收縮引起了蒙皮一側(cè)局部向內(nèi)變形，由于自平衡作用，導(dǎo)致蒙皮因另一側(cè)縱向殘余應(yīng)力而受壓變形。此外，縱向殘余應(yīng)力對(duì)剪切載荷和彎曲載荷比軸向載荷更敏感，這主要是由于載荷作用方向和大小的不同。另外，無論是施加單個(gè)載荷還是施加多個(gè)載荷，漸進(jìn)卸載后沿A–A方向的縱向應(yīng)力都以相似的幅度減小。具體而言，在焊縫附近降低至多16.8MPa，遠(yuǎn)離焊接區(qū)域降低至多17.1MPa（圖7）。由此可知，服役載荷對(duì)蒙皮上表面縱向殘余應(yīng)力的松弛沒有疊加作用。

圖5 熱源校核結(jié)果Fig.5 Comparison of experimentally determined fusion zone geometry with that computed using heat transfer

圖6 沿A–A的縱向殘余應(yīng)力及其在漸進(jìn)式加載服役載荷后的演變Fig.6 Longitudinal residual stress along A–A and their evolution after progressive loading of service loads

為了進(jìn)一步確定結(jié)構(gòu)在使用過程中潛在的失效位置，如圖8所示，模擬并分析了焊接后，按方式1加載載荷后以及按方式2加載載荷后結(jié)構(gòu)的應(yīng)力分布情況。焊接完成后，縱向應(yīng)力呈梯度分布，高的縱向應(yīng)力主要集中于接頭內(nèi)部，如圖8（a）、（b）所示。按方式1加載載荷后的縱向應(yīng)力分布情況表明，應(yīng)力集中分布于蒙皮邊緣區(qū)域，即高拉伸應(yīng)力和高壓縮應(yīng)力分別分布于蒙皮兩側(cè)，如圖8（c）所示。由于軸向載荷N的影響，焊接接頭內(nèi)部原來的高拉伸應(yīng)力區(qū)消失，應(yīng)注意，按方式3加載載荷后應(yīng)力分布情況與按方式1加載載荷后的應(yīng)力分布情況相似。按方式2加載載荷，應(yīng)力分布如圖8（f）所示，可以看出，焊縫內(nèi)部的高拉伸應(yīng)力已延伸至蒙皮背面，按方式4加載載荷后的應(yīng)力分布情況與按方式2加載載荷后的應(yīng)力分布情況相似。在工件使用過程中，焊趾被認(rèn)為是關(guān)鍵易損區(qū)域，焊趾區(qū)域存在明顯的應(yīng)力突變，但其并不是應(yīng)力集中區(qū)域，而這可能是裂紋產(chǎn)生和擴(kuò)展的致命部位。因此，5A90鋁合金激光焊接T型接頭若在方式2和方式4載荷下服役會(huì)更容易失效，即焊接接頭內(nèi)部高拉伸應(yīng)力集中區(qū)可能是潛在的失效位置。

4 結(jié)論

本文通過有限元法對(duì)Al–Li合金蒙皮–桁條結(jié)構(gòu)的雙激光束雙側(cè)同步焊接過程以及服役載荷下的焊接殘余應(yīng)力演變（包括應(yīng)力松弛和集中）進(jìn)行了仿真求解和結(jié)果分析?？梢缘贸鲆韵陆Y(jié)論：

（1）仿真結(jié)果與試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果對(duì)比表明，本文建立的有限元分析模型可以有效預(yù)測(cè)Al–Li合金雙激光束雙側(cè)同步焊接T型接頭在服役載荷下的殘余應(yīng)力再分布。

圖7 沿A–A的縱向殘余應(yīng)力及其在漸進(jìn)式卸載工作載荷后的演變Fig.7 Longitudinal residual stress along A–A and their evolution after progressive unloading of service loads

（2）逐漸加載服役載荷時(shí)，T型接頭中間位置（A–A）的縱向應(yīng)力會(huì)有顯著變化，在蒙皮的寬度方向上產(chǎn)生使蒙皮發(fā)生彎曲變形的縱向應(yīng)力。另外，在施加載荷結(jié)束后，蒙皮中的縱向應(yīng)力松弛明顯（特別是在焊縫處），但桁條中間的縱向應(yīng)力對(duì)服役載荷不敏感。

（3）按方式1和方式3加載載荷后的縱向應(yīng)力分布表明，高應(yīng)力區(qū)集中于蒙皮邊緣。按方式2和方式4加載載荷后，焊接接頭內(nèi)部的高拉伸應(yīng)力集中區(qū)域可能是結(jié)構(gòu)使用過程中的潛在失效位置。另外，焊趾可能是裂紋產(chǎn)生和擴(kuò)展的致命部位，對(duì)航空航天縱梁結(jié)構(gòu)進(jìn)行失效估計(jì)，焊趾是不可忽略的部位。

圖8 縱向殘余應(yīng)力的分布Fig.8 Distribution of longitudinal residual stress