2195铝锂合金火箭贮箱焊接接头强度分析

马佳琳,张恒珲,李磊,童明波,王芳丽,2

(1. 南京航空航天大学 航空学院,江苏 南京 210016;2. 金陵科技学院 机电工程学院,江苏 南京 211169)

0 引言

近年来,借助航天工程开展空间探测和科学实验已成为我国一项重要的科研活动。国家对运载火箭的发射需求量也持续增加,火箭回收技术也成为中国航天工程研究的一个必要着力点。国际上,SpaceX公司已有多次成功的火箭重复使用案例[1],大大降低了商业载人航天发射成本,可重复使用火箭技术成为国内航天运载技术亟待攻克的难关。

火箭贮箱作为火箭动力燃料贮存结构,对其进行损伤容限评估是重复使用的必要条件[2]。以往航天压力容器结构都按照静强度设计理论评估,对于焊接区域按照国家标准验收,往往产生过多废弃件,合格件只使用一次。2195铝锂合金作为国内新应用的航天材料,产量相对较低,故引入航空领域的损伤容限评估技术,完成对其母材及搅拌摩擦焊(friction stir welding,FSW)焊接区的强度评估,可以通过增加重复使用次数大大提高火箭使用的经济性,为航天工程的发展与完善打下良好基础,迈出未来太空飞行主流的关键一步。

ZHOU等[3]通过对5083铝合金惰性气体金属电弧焊接接头和铝合金摩擦搅拌焊的焊接头疲劳性能的研究,发现搅拌摩擦焊焊接头有更好的疲劳性能。BESEL等[4]研究了搅拌摩擦焊对Al-Mg-Sc合金疲劳性能的影响,该研究结果表明,金属在低焊速焊接条件下其热机械影响区材料流动速度更快,并且更容易在焊接接头处萌生裂纹。XING等[5]研究了5083铝合金搅拌摩擦焊焊缝和MIG脉冲焊缝的疲劳性能,研究结果表明在应力R=0.1时,搅拌摩擦焊焊缝的疲劳寿命比大概是后者的9～12倍,MIG脉冲焊缝的疲劳极限为39.8MPa,增加到FSW焊缝的疲劳极限为67.3MPa。HONG等[6]发现,在5083-H32铝合金搅拌摩擦焊接头的疲劳裂纹扩展过程中,当应力强度因子幅K较低时,焊核区的纵向残余压应力有利于焊核区的疲劳裂纹扩展速率降低。JATA等[7]的研究结果与HONG相反,他发现焊核区裂纹扩展高于母材,于是提出焊核区的晶间疲劳失效机制是使焊核区裂纹扩展速率加快的原因。VIVEROS等[8]采用有限元分析法研究了扩孔对6061-T6铝合金MIEA焊接头疲劳裂纹扩展的影响,研究表明,有限元法能有效地表征由扩孔引起的残余应力场,扩孔过程在圆孔周围会产生残余压应力,导致裂纹闭合,从而降低裂纹扩展速率。

本文通过对2195铝锂合金疲劳试验的设计与进行,并对简化的火箭贮箱进行静力、疲劳以及裂纹扩展进行分析,研究了2195铝锂合金的疲劳及裂纹扩展性能,为可重复使用火箭贮箱的损伤容限设计与评估奠定了基础。

1 2195铝锂合金材料性能试验

1.1 静力试验

疲劳试验前开展静力试验,测定其弹性模量及抗拉强度,为后续应力水平的确定打下基础。

按照《航空材料力学性能检测》[9]中的试验标准要求设计和加工疲劳试验试样。铝锂合金标准件疲劳试验采用如下试验件进行分析,相关尺寸参数如图1所示,单位为mm,板厚为6mm。

图1 母材试验件示意图

焊缝试验件与母材试验件结构尺寸一致,焊缝位于试验段中心,宽22mm。

为确保试验数据的准确性,母材与焊缝试验件各取3件作静力拉伸试验,对每件试验结果取平均值作为最后的实验数据。经试验测得2195铝锂合金母材及搅拌摩擦焊的弹性模量和抗拉强度如表1所示。

表1 2195铝锂合金母材及搅拌摩擦焊的弹性模量和抗拉强度 单位:MPa

焊缝试验件的断裂位置位于中间焊缝处,由此可得,搅拌摩擦焊焊缝的抗拉强度为母材的72.69%,其弹性模量与标准件相差1.06%,两者近似相等,说明搅拌摩擦焊对2195材料性能的影响主要体现在抗拉强度上,而对其弹性模量无较大影响。

1.2 疲劳试验

疲劳试验件与静力试验相同。命名规则为:F代表母材试验件,所有母材试验件均为F开头;HJ代表焊接件,所有焊接件均为HJ开头。本试验在室温状态下MTS液压伺服疲劳试验机进行,如图2所示。

图2 装夹好的2195铝锂合金试件

本文所研究贮箱工况应力比为0.1的常幅疲劳,因此各组疲劳试验件均以应力比R为0.1,轴向等幅加载完成疲劳试验,为避免试验件因频率过高发热,同时节约试验成本,将试验频率定为10 Hz。最大应力按照疲劳调试结果确定,依据试验标准《HB 5287—1996》,每组试验子样个数均超过3个。试验初定载荷与试验结果如图3和图4所示。

图3 母材试验件疲劳寿命

图4 FSW试验件疲劳寿命

随着试验载荷的增加,试验件的寿命逐渐减小,且FSW试样的寿命远低于其母材的寿命。

对2195铝锂合金母材疲劳试验件(图5)进行观察,发现下方试件的部分断裂位置都出现了分层现象,这是由2195铝锂合金的金相组织特性决定的。

图5 母材疲劳试样断裂示例

FSW疲劳试样断裂如图6所示。从图中可以观察到相比于母材试件,搅拌摩擦焊改变了2195铝锂合金的组织结构,改善了试样疲劳断裂的分层现象。

图6 FSW疲劳试样断裂示例

中高周疲劳寿命S-N曲线推荐用下列方程拟合[10]:

logN=A1+A2σmax

(1)

logN=A1+A2logσmax

(2)

logN=A1+A2log(σmax-Se)

(3)

式中:A1、A2为材料在一定应力集中系数和一定应力条件(如规定的应力比或平均应力)下的常数;Se为材料的疲劳极限。

根据铝锂合金试验件的寿命对数均值,循环应力参量采用最大应力。采用双加权最小二乘法拟合式(2)中参数,在对数坐标系绘制S-N曲线如图7和图8所示,S-N曲线拟合参数如表2所示。

表2 对数S-N曲线参数

图7 2195铝锂合金母材S-N曲线

图8 2195铝锂合金搅拌摩擦焊S-N曲线

1.3 断裂韧度试验

大多数疲劳问题都发生在焊缝区[11],且由疲劳试验结果可知,2195铝锂合金焊缝的疲劳强度远低于母材。在焊缝处预制裂纹,进行FSW焊缝断裂韧性试验,测定其K1C值。图9为试验件结构形式及尺寸。

图9 穿透裂纹KC断裂韧度元件尺寸

根据《HB5142—96金属材料平面应变断裂韧度K1C试验》标准[12],正式试验前分级预制疲劳裂纹,消除机械切口末端由于机械加工引起的残余应力,再进行断裂试验增加载荷直到试样破坏。

试验件断后通过断口可清楚地看到疲劳裂纹区与静力加载破坏区(图10),通过游标卡尺沿厚度方向测量裂纹长度a,并通过式(4)计算最终裂纹长度。

图10 焊缝断裂韧度试样断裂案例

a=(a2+a3+a4)/3

(4)

通过作图法求出PQ后对于紧凑拉伸试样的KQ可通过式(5)计算:

(5)

式中:α=a/W,a为裂纹长度;B和W分别为试验件的厚度和宽度。

各试验件试验结果处理如表3所示。对3个试验件所得K1C取平均值得FSW焊缝的断裂韧度为41.740MPa·m1/2。

表3 FSW焊缝试验件试验结果

2 贮箱结构强度分析

依据试验数据,对铝锂合金火箭贮箱基于有限元方法进行焊接接头疲劳强度分析与裂纹扩展寿命预测。

2.1 贮箱静力分析

火箭贮箱结构一般由筒段、箱底、短壳这三部分组成,本文研究的贮箱为搅拌摩擦焊焊接成型,其结构如图11所示,图中灰色部分为2195铝锂合金母材,黑色部分代表搅拌摩擦焊焊缝。贮箱两端椭球结构由顶部和6块瓜瓣经搅拌摩擦焊连接成型,筒段由1/4圆柱面经纵向搅拌摩擦焊焊接成型,两端由环向焊接连接,上下短壳也是由环向焊缝与贮箱箱体连接。

图11 贮箱结构示意图

为保证仿真结果的准确性,有限元模型由真实贮箱1∶1建模,对贮箱非承力结构进行简化后,依据试验结果对母材与焊缝分别赋予其材料属性。

贮箱主体结构材料为2195铝合金母材,材料参数E=76.8GPa,γ=0.3;强度极限607.6MPa,搅拌摩擦焊焊缝材料参数E=77.6GPa,γ=0.3;强度极限441.7MPa。

在贮箱各工况下选出典型工况进行研究,载荷类型包括舱段各部位压强P、轴内拉力Q、舱段截面、轴力N、弯矩M,具体施加载荷如表4所示。

表4 载荷分布

为保证静力仿真计算的准确性,本文采用贮箱整体模型进行计算。载荷加载方式如图12所示,贮箱在各工况下所受的内压以分布压力形式加在箱体内部各处,方向与贮箱表面的外法线方向相同,轴向压力和弯矩加在短壳上,剪力对贮箱的静力分析影响很小,因此在本文分析中忽略剪力对于贮箱静力分析中的应力影响。

图12 贮箱加载情况与边界条件

根据有限元分析的结果,在整个贮箱结构中,应力最大值位于筒段母材与焊缝相交处,整体应力云图如图13所示,焊缝处应力集中位置如图14所示。该处母材厚度为2.2mm,焊缝厚度为8mm。

图13 贮箱整体应力云图

图14 贮箱焊缝处危险点

2.2 贮箱疲劳寿命分析

1)疲劳分析方法算例验证

对铝锂合金焊接件进行疲劳寿命预测并与试验结果进行对比,验证分析方法的可靠性。

试验件建模简化掉夹持端,仅对试验段进行分析,焊缝与母材采用Tie连接,焊缝处作为重点关注对象进行网格加密。采用两端加载的方式,并采用NCODE软件与ABAQUS联合仿真,将疲劳试验所得S-N曲线映射到对应材料,进行应力比R=0.1的疲劳寿命预测,分析结果如图15所示。图15中试验件结构失效位置位于焊缝处,与真实试验结果一致,通过该方法分别预测两种应力水平的疲劳寿命并与试验数据对比,结果如表5所示。

表5 疲劳寿命对比

采用该方法进行高应力与低应力下的疲劳寿命预测,由表5可知搅拌摩擦焊疲劳寿命预测仿真结果与试验数据误差均在10%之内,仿真结果较为可靠。

2)贮箱寿命预测

采用NCODE软件与ABAQUS联合仿真进行基于S-N曲线的疲劳寿命预测,在NCODE中搭建贮箱疲劳寿命分析流程如图16所示。

图16 NCODE疲劳分析整体流程

提取静力分析模型的最后分析步载荷作为载荷峰值,将试验所得S-N曲线映射到对应材料,按应力比R=0.1加载进行常幅疲劳寿命分析。通过Hot spot Detection模块读取其危险点(表6)。

表6 疲劳寿命危险点

从寿命云图(图17)可以看到寿命危险点均处于焊缝区域,与静力结果危险点一致,且筒段横竖焊缝的交接处寿命都很低,均接近于10万,最小寿命为96 020次循环。因此贮箱整体疲劳寿命取决于筒段焊缝四角处寿命。

图17 贮箱整体寿命云图

2.3 贮箱裂纹扩展寿命分析

三维裂纹扩展过程中,复杂的载荷可能会使裂纹尖端发生扭转或弯曲,从而导致网格质量不合格,且消耗大量时间与精力,因此本节采用二次开发工具 FRANC3D[13]快速生成指定形状裂纹前缘,并完成裂纹前缘网格的自动划分,之后调用ABAQUS求解器,建立基于有限元交替法的三维多裂纹扩展模拟方法。

由于贮箱筒顶过渡柔顺,且焊缝厚度与母材厚度相差不大,应力分布较为均衡。而筒段载荷较大且母材与焊缝厚度相差5.8mm,危险点处受结构形状影响极易产生应力集中现象。因此应在筒段危险点处引入裂纹。

为节省计算资源与时间,选择导入部分模型进行计算,如图18所示,将贮箱筒段焊缝危险点处部分网格导入到FRANC3D中进行裂纹扩展分析。

图18 贮箱模型与导入子模型

为分析其应力强度因子和疲劳寿命,参考常见航空结构初始裂纹尺寸,在危险点处即筒段焊缝内侧插入初始半径为3.2mm的角裂纹,此处焊缝厚度为8mm(图19)。

图19 初始裂纹尺寸及位置

根据Paris[14]公式进行裂纹扩展分析,采用最大周向应力准则进行计算其扭转角,其中Paris公式的参数设置如表7所示,本节在利用FRANC3D软件与ABAQUS进行裂纹扩展联合仿真时,使用MOREIRA等[15]通过试验获取的2195铝锂合金搅拌摩擦焊裂纹扩展参数。为得到精确的裂纹扩展寿命,将每次裂纹长度扩展量设为0.1mm。

表7 裂纹扩展Paris参数

图20为裂纹扩展为穿透裂纹的最终状态,为保证计算精度在每次裂纹扩展前对裂纹前缘处进行网格再划分。由图可见随着裂纹长度的增加,裂纹的扩展方向也不再垂直于焊缝表面,而是在复杂载荷的作用下向一侧发生了偏转。

图20 穿透裂纹前缘网格

对已经划分好网格的模型在ABAQUS里重新计算,求解其裂纹前缘处的应力强度因子,Ι型裂纹应力强度因子计算结果如图21所示,应力强度因子对比如图22所示。

图21 裂纹尖端K1趋势

图22 应力强度因子对比

从图21中可见应力强度因子K1曲线从A端到B端逐渐上升,在B端的K1远大于A端,因此B端裂纹扩展的速度较A端也明显增加。随着裂纹扩展,裂纹长度越来越长,使裂纹前缘的应力强度因子K1整体呈上升趋势,且A、B两端的K1差距逐渐减小。由此可见,裂纹整体扩展速度会增加,而B端扩展速度会逐渐下降,但仍快于A端裂纹扩展速度。

当裂纹长度扩展至3.302 9mm时,提取其裂纹前缘应力强度因子进行分析,对比3种应力强度因子可知,在该工况下主要由Ⅰ型应力强度因子主导裂纹扩展。由筒段压强与轴内拉力载荷的作用与几何形状的影响而产生的切应力使裂纹扩展方向发生变化从而K2不断变小趋近于0。

由于贮箱内压强作用导致筒段纵向焊缝位移较大,从而使B端应力强度因子K3远大于A端,在Ⅰ型应力强度因子与Ⅲ型应力强度因子的作用下,B端裂纹快速扩展成为穿透裂纹,最终导致焊缝处断裂使结构失效。

裂纹扩展长度a与循环次数N的关系如图23所示,随着循环次数的增加,裂纹扩展速度呈缓慢增长的趋势。即在角裂纹深度为3.2mm时,厚度为8mm的环向焊缝处,当总的应力循环次数等于11 413时角裂纹扩展为穿透裂纹,视为结构失效。

图23 裂纹扩展曲线

3 结语

1)进行了2195铝锂合金的母材及FSW疲劳寿命试验与FSW断裂韧度试验,根据试验结果拟合了2195铝锂合金的母材及搅拌摩擦焊疲劳寿命S-N曲线,得到应力比R=0.1时的疲劳寿命曲线常数,其中母材的疲劳寿命与最大加载应力水平的关系为logN=14.682 9-3.850 8logσmax,FSW焊缝的疲劳寿命与最大加载应力水平的关系为logN=14.557-4.034 4logσmax,且通过断裂韧度试验得到焊缝的断裂韧度为41.740MPa·m1/2,为疲劳仿真寿命预测提供数据支持。

2)完成了对2195铝锂合金搅拌摩擦焊贮箱的静力分析。根据仿真结果可知贮箱的危险点位于贮箱筒段横竖焊缝交接处,焊缝处应力值为389.0MPa。采用NCODE软件与ABAQUS联合仿真进行寿命预测。即将静力分析的应力作为常幅载荷谱最大应力,且应力比R=0.1时,贮箱疲劳寿命为96 020。利用FRANC3D软件与ABAQUS进行裂纹扩展联合仿真,计算裂纹尖端的应力强度因子,在子模型原有应力水平下进行了裂纹扩展寿命分析,得到焊缝处的裂纹扩展寿命为11 413。基于上述仿真分析过程,初步给出了一套适用于火箭贮箱损伤容限的评估步骤。

3)对复杂载荷下裂纹扩展后的应力强度因子进行分析,在本文的工况下,随着裂纹长度的增加,K1与K3逐渐增大,K2趋近于0,受筒段压强与轴内拉力的影响,焊缝厚度方向的裂纹尖端扩展速度远大于另一侧,从而导致焊缝穿透。