劉東輝，趙恩明

1. 中航通飛研究院有限公司，廣東 珠海 519040

2. 哈爾濱工程大學(xué) 航天與建筑工程學(xué)院，黑龍江 哈爾濱 150001

攪拌摩擦焊(friction stir welding, FSW)是由英國焊接研究所于1991 年發(fā)展起來的一種新型固態(tài)焊接技術(shù)[1]，它極大地降低了鋁及其合金的焊接難度。對于一般焊接工藝難以焊接的鋁合金，采用攪拌摩擦焊方法可以獲得高強度的焊接接頭。與傳統(tǒng)的鉚釘連接和螺栓連接相比，攪拌摩擦焊在許多方面都具有顯著的優(yōu)勢[2]。具體表現(xiàn)為生產(chǎn)成本較低，不需要在焊接過程中添加焊絲和保護(hù)氣體。同時，攪拌摩擦焊接頭性能良好，通常不存在常規(guī)的熔焊缺陷，如焊接氣孔、熱裂紋和焊后應(yīng)力腐蝕裂紋等問題[3]。因此，攪拌摩擦焊工藝作為結(jié)構(gòu)組裝的關(guān)鍵技術(shù)就越來越受到航空制造領(lǐng)域工程技術(shù)人員的重視。目前一些學(xué)者對攪拌摩擦焊技術(shù)進(jìn)行了研究[4]，但大多數(shù)研究方向為焊接過程中接頭變形和溫度場變化等方面。本文將以工程實際應(yīng)用為背景，考慮飛機在不同著水工況下，對帶有攪拌摩擦焊工藝的水陸兩棲飛機隔框靜強度以及攪拌摩擦焊焊接接頭連接強度進(jìn)行驗證分析。

為了驗證攪拌摩擦焊技術(shù)的力學(xué)性能，諸多學(xué)者開展了對攪拌摩擦焊模擬仿真與試驗等方面的研究。2009 年，佟建華等[5]通過實驗對飛機鋁合金攪拌摩擦焊與鉚接接頭力學(xué)性能作出對比分析。采用2 種搭接形式分別加載實驗，結(jié)果表明攪拌摩擦焊的靜力學(xué)性能優(yōu)于鉚接接頭。2011 年，史清宇等[6]對典型航空結(jié)構(gòu)件攪拌摩擦焊的模擬仿真進(jìn)行了研究，模擬了鋁合金壁板結(jié)構(gòu)攪拌摩擦焊的應(yīng)力場，對比發(fā)現(xiàn)壁板結(jié)構(gòu)的變形量顯著低于平板變形。2021 年，丁清苗等[7]對飛機蒙皮2A12 鋁合金的攪拌摩擦焊進(jìn)行了多物理場耦合數(shù)值模擬研究，分析了焊接速度、攪拌頭轉(zhuǎn)速對模型中殘余應(yīng)力的影響。李康妹等[8]采用激光沖擊的方法對攪拌摩擦焊焊接區(qū)域進(jìn)行改性強化，結(jié)果表明激光沖擊能有效減小攪拌摩擦焊在金屬表面的殘余拉應(yīng)力，攪拌摩擦焊引入的殘余應(yīng)力越大，激光沖擊對殘余應(yīng)力的減小效果越明顯。Chandra 等[9]研究了攪拌摩擦焊連接的加筋機身壁板的屈曲特性，結(jié)果表明，攪拌摩擦焊加筋壁板的屈曲載荷略小于鉚釘連接的加筋壁板。2022 年，馬佳良等[10]對鋁合金攪拌摩擦焊變形和殘余應(yīng)力的影響進(jìn)行了研究，結(jié)果表明，焊接速度一定時，主軸轉(zhuǎn)速對焊縫橫向殘余應(yīng)力峰值、焊接變形峰值有較大影響?？椎卤萚11]研究了工藝參數(shù)對鋁鎂合金焊接接頭焊縫成形的影響，得到成形良好的焊縫焊接工藝參數(shù)區(qū)間，并指出斷裂大多發(fā)生在金屬鎂側(cè)，在金屬鎂熱機影響區(qū)與攪拌區(qū)交界處產(chǎn)生了較多金屬間化合物是造成斷裂的主要原因。Mertinger 等[12]研究了AA7050 和AA2040 這2 種板材被焊件的力學(xué)性能，利用光學(xué)和電子顯微鏡對焊縫進(jìn)行分析，發(fā)現(xiàn)其萌生的裂紋在可接收的范圍內(nèi)，焊接接頭的抗拉強度達(dá)到了母材的85%～92%。Khantongkum等[13]針對5083 鋁合金被焊件的力學(xué)性能進(jìn)行分析，結(jié)果表明，當(dāng)攪拌針轉(zhuǎn)速為1 800 r/m、焊接速度為30 mm/min 時，焊接接頭的抗拉強度達(dá)到母材的68.62%，為224.41 MPa。

作為攪拌摩擦焊應(yīng)用的重要領(lǐng)域，將飛機機身上傳統(tǒng)鉚接連接改為焊接連接不僅可以減少標(biāo)準(zhǔn)件數(shù)量，還能消除鉚接緊連接部位的應(yīng)力集中問題。本文從靜力學(xué)分析入手，分析飛機隔框的應(yīng)力水平以及攪拌摩擦焊焊接頭連接強度，為在小型飛機上使用攪拌摩擦焊技術(shù)的可行性提供依據(jù)。

1 有限元模型建立

1.1 幾何模型的建立

本研究利用Computer Aided Three-dimensional Interactive Application（CATIA）建模軟件，根據(jù)飛機原始尺寸建立三維幾何模型，導(dǎo)入HyperMesh有限元前處理軟件中抽取中面，并對模型的細(xì)節(jié)部分做了簡化處理，以減少計算時間。小型飛機機身整體結(jié)構(gòu)復(fù)雜、零件較多，其機身結(jié)構(gòu)如圖1所示。本文以小型水陸兩棲飛機機身為研究對象，將機身材料設(shè)定為各項同性金屬MAT1 卡片，單元采用PSHELL 卡片。飛機結(jié)構(gòu)主要采用2A12 高強度鋁材，基本材料參數(shù)見表1。

表1 2A12 鋁材基本參數(shù)

圖1 機身三維結(jié)構(gòu)示意

1.2 攪拌摩擦焊焊接單元模擬

攪拌摩擦焊焊接形式包括對焊和點焊，本文根據(jù)不同焊接工藝對2 種情況進(jìn)行模擬[14]。對焊方式采用單元融合技術(shù)，將焊縫處對應(yīng)的單元融合在一起，焊接示意圖如圖2(a)所示；點焊使用RBE2 剛體單元在兩構(gòu)件的中面上連接其單元節(jié)點，從而建立網(wǎng)狀帶焊接單元的結(jié)構(gòu)[15]，焊接示意圖如圖2(b)所示。在劃分網(wǎng)格時，焊接處應(yīng)預(yù)留焊縫，使焊縫處網(wǎng)格規(guī)整，便于焊接區(qū)域進(jìn)行剛性連接。

圖2 焊接結(jié)構(gòu)示意

為了準(zhǔn)確模擬攪拌摩擦焊接區(qū)域的連接特性，在連接焊接單元時應(yīng)保證RBE2 剛體單元垂直于兩結(jié)構(gòu)的中面。此外，在使用HyperMesh 連接單元節(jié)點時，應(yīng)明確主節(jié)點和從節(jié)點，以免發(fā)生單元連接錯誤而導(dǎo)致無法計算，焊接處單元網(wǎng)格連接形式如圖3 所示。

圖3 焊接單元連接示意

1.3 整體網(wǎng)格、載荷及約束

飛機機身有限元模型整體采用四邊形單元劃分單元網(wǎng)格，根據(jù)精度要求建立5 mm 單元尺寸的精細(xì)化網(wǎng)格模型，同時避免使用三角形單元，保證單元的細(xì)長比小于5。

根據(jù)2 種著水工況下預(yù)期設(shè)計的最大載荷，對機身施加限制載荷，施加2 種載荷位置如圖4和圖5 所示，紅色部分為加載作用線，一端連接在機身蒙皮，另一端連接在加載點上。機身約束分別施加在16 框和19 框的機翼連接件上，施加類型為全約束，約束位置如圖6 所示。加載完成后在HyperMesh 中查看載荷已滿足自平衡，表明載荷施加正確，可以進(jìn)行下一步靜力分析計算。

圖4 對稱船艏著水工況加載示意

圖5 對稱船艉著水工況加載示意

圖6 約束施加位置示意

2 攪拌摩擦焊焊接接頭強度校核方法

攪拌摩擦焊焊接工藝的焊接點位包括長桁與蒙皮之間、長桁與隔框之間以及腹板中加強筋。根據(jù)預(yù)留焊縫的位置，用RBE2 剛體單元進(jìn)行對應(yīng)位置焊接單元的連接。對于焊縫的校核，現(xiàn)有的《飛機設(shè)計手冊》第9 冊中的分析方法大多適用于傳統(tǒng)焊接，無法準(zhǔn)確判斷攪拌摩擦焊焊接接頭連接強度。通過國內(nèi)外學(xué)者的模擬仿真和驗證試驗，得到相應(yīng)的攪拌摩擦焊焊縫強度系數(shù)用于焊接處的靜強度分析[16]，對原有分析方法進(jìn)行修正。

2.1 攪拌摩擦焊焊接強度分析

焊接加工的主要目的是使構(gòu)件之間獲得足夠的連接強度[17]，焊接強度指焊接接頭部位承受外載荷的能力，主要分析內(nèi)容為焊接接頭的基本強度。我國的焊接結(jié)構(gòu)設(shè)計標(biāo)準(zhǔn)采用許用應(yīng)力法[18]，焊接強度分析的重點是焊接因素對焊接接頭強度的影響。本文分析的小型水陸兩棲飛機機身采用對焊和點焊2 種攪拌摩擦焊焊接形式。

2.2 攪拌摩擦焊焊接強度條件

在采用許用應(yīng)力法進(jìn)行分析時，首先要計算焊接結(jié)構(gòu)的許用應(yīng)力。在不同載荷工況下，實際應(yīng)力值隨外載荷的增加而增大，直至達(dá)到材料的屈服強度，材料中將產(chǎn)生永久變形。外載荷繼續(xù)增加直至達(dá)到強度極限，材料將發(fā)生斷裂破壞。所以當(dāng)實際應(yīng)力小于材料的強度極限時，結(jié)構(gòu)應(yīng)當(dāng)不會發(fā)生破壞，而且當(dāng)應(yīng)力小于屈服強度時也不會發(fā)生永久變形[19]。因此可以根據(jù)材料的強度極限或屈服極限，取其中的最小值作為結(jié)構(gòu)設(shè)計時的許用應(yīng)力。本文中焊接處的許用應(yīng)力滿足如下關(guān)系式：

式中： σ為焊縫的工作正應(yīng)力，σb為焊件基本材料的抗拉強度，Sb為焊縫的破壞正應(yīng)力，K1為焊縫的強度削弱系數(shù)，τb為焊縫的工作剪應(yīng)力，τf為焊縫的破壞剪應(yīng)力，K2為焊縫的拉剪系數(shù)。K1、K2的值由表2 來確定。

表2 攪拌摩擦焊焊接系數(shù)

根據(jù)表2 的修正系數(shù)，帶入強度條件計算公式(1)～(4)中可得到2 種焊接類型的許用拉應(yīng)力和許用剪切應(yīng)力。按照上述方法進(jìn)行分析計算，得到對焊處許用拉應(yīng)力為347.1 MPa，許用剪切應(yīng)力為208.26 MPa；點焊處許用拉應(yīng)力為331.5 MPa，許用剪切應(yīng)力為198.9 MPa。

2.3 攪拌摩擦焊焊接強度校核

本文在單元坐標(biāo)系下，提取對焊焊縫或點焊焊點處焊接單元X、Y、Z方向的實際載荷，比較后找出焊接單元中實際載荷最大的單元。

在計算對焊實際應(yīng)力時，找到整段焊縫受最大載荷的焊接單元，取臨近的9 個RBE2 焊接單元，焊接單元對應(yīng)長為20 mm，寬為10 mm 的矩形區(qū)域，如圖7(a)所示。在計算點焊實際應(yīng)力時，找到受最大載荷的焊接單元，并取其相鄰的4 個RBR2 焊接單元，點焊面積為直徑10 mm 的圓形區(qū)域，如圖7(b)所示。根據(jù)《飛機設(shè)計手冊》中典型焊縫的計算方法得出實際應(yīng)力[20]。計算出實際應(yīng)力后與破壞的拉伸應(yīng)力和剪切應(yīng)力相比較可判斷出該焊接處是否滿足強度條件。

圖7 焊接校核模型示意

根據(jù)上述方法，利用公式計算其實際焊接單元的拉伸和剪切應(yīng)力：

式中： σf′為實際焊縫拉伸應(yīng)力， τs′為實際焊縫剪切應(yīng)力，i為焊接單元個數(shù)，F(xiàn)x、Fy、Fz為焊接單元實際載荷。

3 模態(tài)分析

在實際工程問題中，大型有限元模型在加載計算前，需對其結(jié)構(gòu)間單元連接是否完全做出判斷并迭代優(yōu)化模型。本文對機身有限元模型進(jìn)行自由模態(tài)分析，對結(jié)構(gòu)本身的固有頻率進(jìn)行計算。將HyperMesh 中的模型導(dǎo)入OptiStruct 求解器中進(jìn)行模態(tài)分析求解計算，分析得到機身結(jié)構(gòu)的前12 階自由模態(tài)，并在HyperView 后處理軟件中查看位移輸出結(jié)果。表3 給出了自由模態(tài)分析結(jié)果，得到了前12 階結(jié)構(gòu)振動頻率，模態(tài)振型圖如圖8 所示。

表3 飛機自由模態(tài)前12 階固有頻率

圖8 模態(tài)分析振型

由振型圖可知，前6 階為剛體模態(tài)，后6 階為自由模態(tài)。通過自由模態(tài)分析找到結(jié)構(gòu)在其位置上的相對變形[21]，判斷構(gòu)件連接是否準(zhǔn)確。模態(tài)分析結(jié)果表明，飛機構(gòu)件未出現(xiàn)位置較大偏移，模型結(jié)構(gòu)連接準(zhǔn)確。

4 計算結(jié)果分析

4.1 靜強度結(jié)果分析

本文利用OptiStruct 求解器對加載模型進(jìn)行靜力學(xué)分析，得到2 種工況下飛機隔框的應(yīng)力分布。通過HyperView 后處理軟件查看各隔框的von Mises 應(yīng)力云圖，比較2 種載荷工況下隔框的應(yīng)力情況。根據(jù)《飛機設(shè)計手冊》第9 冊可知，安全裕度公式可以用來判斷構(gòu)件是否失效，表達(dá)式為

式中： σb為材料的極限強度， σ為實際von Mises 應(yīng)力，f為安全系數(shù)。安全系數(shù)取1.5，當(dāng)裕度值小于0 結(jié)構(gòu)發(fā)生失效。

根據(jù)式(5)可以算出，在2 種著水工況下，各隔框的安全裕度結(jié)果如表4 所示。在對稱船艉著水工況下，隔框最大von Mises 應(yīng)力為275.73 MPa，計算得到其安全裕度為-0.06，危險位置位于機身的27 框腹板處，其von Mises 應(yīng)力云圖如圖9 所示。此外，飛機27 框在對稱船艏著水工況下最大von Mises 應(yīng)力為166.88 MPa，安全裕度值為0.56，其von Mises 應(yīng)力云圖如圖10 所示。

表4 機身隔框安全裕度表

圖9 對稱船艉著水工況下27 框整框von Mises 云圖

圖10 對稱船艏著水工況下27 框整框von Mises 云圖

通過對飛機隔框應(yīng)力水平的對比分析可知，機身27 框在不同著水工況下安全裕度都出現(xiàn)較低值，尤其在對稱船艉著水工況下，安全裕度出現(xiàn)負(fù)值，結(jié)構(gòu)可能發(fā)生強度破壞。機身隔框作為飛機主要的承力構(gòu)件，對飛機安全十分重要。因此，本文將驗證該隔框攪拌摩擦焊焊接接頭處的連接強度。

4.2 攪拌摩擦焊焊接強度分析

在單元坐標(biāo)系下，提取出焊接處每個焊接單元的單元載荷。27 框焊接連接分布如圖11 所示，并對其焊接位置進(jìn)行編號。通過2.3 節(jié)中的計算方法計算得到其實際焊接單元應(yīng)力，并與許用值相比較，兩隔框焊接處實際應(yīng)力結(jié)果如表5所示。

表5 焊接實際應(yīng)力計算值

圖11 第27 框攪拌摩擦焊焊接分布示意

結(jié)果表明，在危險載荷工況下，27 框攪拌摩擦焊焊接接頭實際應(yīng)力值小于許用應(yīng)力值，焊接接頭未發(fā)生失效，焊接處結(jié)構(gòu)安全可靠，連接強度符合設(shè)計要求。

5 結(jié)論

本文對使用攪拌摩擦焊技術(shù)的水陸兩棲飛機進(jìn)行了有限元模擬研究，建立了5 mm 單元的精細(xì)化網(wǎng)格模型，對攪拌摩擦焊焊接結(jié)構(gòu)進(jìn)行合理化建模，并在2 種著水工況下對飛機隔框進(jìn)行靜強度分析，得出結(jié)論如下：

1) 本文對采用攪拌摩擦焊的小型水陸兩棲飛機在不同工況進(jìn)行了靜強度分析，對飛機主要結(jié)構(gòu)隔框進(jìn)行校核，計算其安全裕度。結(jié)果表明在2 種不同著水工況下，飛機第27 隔框處腹板安全裕度較低，在對稱船艉著水工況下最小裕度為-0.06，結(jié)構(gòu)可能發(fā)生強度破壞。

2)通過自由模態(tài)分析得到模型前12 階模態(tài)振型圖反映了機身整體剛度性能，并對個別位移較大的構(gòu)件進(jìn)行局部連接優(yōu)化，對其單元網(wǎng)格及單元連接形式進(jìn)行改進(jìn)調(diào)整，保證了模型各構(gòu)件連接的準(zhǔn)確性。

3)本文對不同攪拌摩擦焊焊接類型采用多種建模方法，并給出了工程中實際焊接單元應(yīng)力的計算方法。對重點隔框處焊接強度進(jìn)行校核，結(jié)果表明攪拌摩擦焊焊接關(guān)系可靠，驗證了攪拌摩擦焊應(yīng)用在小型水陸兩棲飛機上的可行性。