服役載荷下鋁鋰合金激光焊接T型接頭殘余應力的有限元分析*

周旭東，吳友發(fā)，陳 帥，占小紅

（南京航空航天大學材料科學與技術學院，南京211106）

Al–Li合金因為其卓越的性能，例如高比強度、低密度、良好的延展性和韌性，以及優(yōu)異的耐腐蝕性，在航空航天領域中得到了廣泛的應用[1–4]。由于航空航天領域對結構減重的迫切需求，Al–Li合金蒙皮–桁條輕質結構的連接問題亟待解決[5–7]。盡管鉚接技術已經(jīng)廣泛應用于蒙皮–桁條結構的連接，但它存在效率低、成本高等不可避免的缺點[8]。針對此問題，2003年，法國空中客車公司（Airbus）提出了雙激光束雙側同步焊接技術，并將其成功應用于蒙皮–桁條T型結構的連接，已實現(xiàn)T型結構壁板的批量生產(chǎn)[9]。

然而，國內(nèi)對雙激光束雙側同步焊接過程中的殘余應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力變化是焊接工程研究領域中極為重要的問題[10–11]。當受到外部服役載荷時，在焊接殘余應力的共同作用下，缺陷生長的速度增加，極大地減小了焊接結構的疲勞壽命[12–13]。因此，準確估算因受到焊接殘余應力和外部服役載荷共同作用而產(chǎn)生的潛在故障位置，對于確保結構的高效設計性和安全性至關重要。

本文研究目標是揭示服役載荷作用下T型接頭的應力狀態(tài)。首先，建立T型接頭的3D熱結構有限元模型，對其雙激光束雙側同步焊接過程進行數(shù)值模擬，并通過試驗進行驗證。隨后，將焊接后的殘余應力、應變分布和總等效塑性應變作為初始條件，進行有限元分析，以研究服役載荷下蒙皮–桁條T型結構的殘余應力演變規(guī)律。

1 T型接頭雙激光束雙側焊接試驗

本文所用材料（包括蒙皮和桁條）為5A90Al–Li合金，激光器型號為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6軸KUKA工業(yè)機器人對T型接頭進行雙激光束雙側同步焊接，試驗設備和雙激光束雙側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蒙皮和桁條進行固定，如圖1（a）所示。所選用的焊絲型號為ER4047，母材和焊絲的化學成分從參考文獻[14]中得出。在激光焊接過程中，桁條兩側焊縫在相同的焊接工藝參數(shù)條件下同時焊接。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 試驗展示Fig.1 Experimental displayment

在網(wǎng)格劃分過程中，為保證模型的計算精度與效率，焊縫處網(wǎng)格尺寸較為細小，網(wǎng)格數(shù)較多，而遠離焊縫處網(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

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

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)。

雙激光束雙側同步焊接過程溫度場與應力應變場的計算是非線性問題，由于本文將有限元數(shù)值分析與彈塑性結構模型相結合，5A90鋁鋰合金的熱物理性能參數(shù)從參考文獻[14]得出。

2.3 服役載荷模型

為了研究焊接結構在服役載荷下殘余應力的演變規(guī)律，對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，整個過程包括兩個階段：漸進加載和漸進卸載。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，焊接殘余應力的綜合狀態(tài)、應變分布和總等效塑性應變被用作載荷加載過程分析的初始條件。同時，在服役載荷模型中采用了具有von-Mises屈服準則和各向同性硬化行為的彈塑性結構模型。

2.4 模擬校核結果

首先驗證焊接過程中3D有限元模型的熔池模擬結果。然后，通過盲孔法測量殘余應力，見圖4[15]。模擬熔池結果與實際焊接的焊縫形貌基本一致，如圖5所示，表明計算所得出的溫度場是正確的。還給出了圖4（a）所示路徑縱向和橫向殘余應力的模擬結果，并與圖4中的測試數(shù)據(jù)進行對比校核，可以看出，模擬和試驗之間的總體趨勢基本吻合，這表明所建立的模型可以較為準確地預測焊接接頭殘余應力分布。因此，在服役載荷模型的仿真中，可將焊接殘余應力和應變分布設為初始狀態(tài)。從模擬和試驗獲得的焊接殘余應力結果可以得出結論，其縱向殘余應力顯著高于橫向殘余應力，如圖4（c）所示，并在殘余應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力（包括應力松弛和集中）的演變。

3 結果與討論

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

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 殘余應力結果Fig.4 Residual stress results

從圖6（a）、（c）中可以看出，在焊接區(qū)域以外，彎曲縱向應力沿蒙皮寬度分布，即縱向殘余應力一側為壓應力，另一側為拉應力，使蒙皮沿寬度方向發(fā)生彎曲變形。這是因為在服役載荷作用下，縱向收縮引起了蒙皮一側局部向內(nèi)變形，由于自平衡作用，導致蒙皮因另一側縱向殘余應力而受壓變形。此外，縱向殘余應力對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，無論是施加單個載荷還是施加多個載荷，漸進卸載后沿A–A方向的縱向應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，遠離焊接區(qū)域降低至多17.1MPa（圖7）。由此可知，服役載荷對蒙皮上表面縱向殘余應力的松弛沒有疊加作用。

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

圖6 沿A–A的縱向殘余應力及其在漸進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

為了進一步確定結構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加載載荷后結構的應力分布情況。焊接完成后，縱向應力呈梯度分布，高的縱向應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力分布情況表明，應力集中分布于蒙皮邊緣區(qū)域，即高拉伸應力和高壓縮應力分別分布于蒙皮兩側，如圖8（c）所示。由于軸向載荷N的影響，焊接接頭內(nèi)部原來的高拉伸應力區(qū)消失，應注意，按方式3加載載荷后應力分布情況與按方式1加載載荷后的應力分布情況相似。按方式2加載載荷，應力分布如圖8（f）所示，可以看出，焊縫內(nèi)部的高拉伸應力已延伸至蒙皮背面，按方式4加載載荷后的應力分布情況與按方式2加載載荷后的應力分布情況相似。在工件使用過程中，焊趾被認為是關鍵易損區(qū)域，焊趾區(qū)域存在明顯的應力突變，但其并不是應力集中區(qū)域，而這可能是裂紋產(chǎn)生和擴展的致命部位。因此，5A90鋁合金激光焊接T型接頭若在方式2和方式4載荷下服役會更容易失效，即焊接接頭內(nèi)部高拉伸應力集中區(qū)可能是潛在的失效位置。

4 結論

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

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

圖7 沿A–A的縱向殘余應力及其在漸進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，T型接頭中間位置（A–A）的縱向應力會有顯著變化，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力。另外，在施加載荷結束后，蒙皮中的縱向應力松弛明顯（特別是在焊縫處），但桁條中間的縱向應力對服役載荷不敏感。

（3）按方式1和方式3加載載荷后的縱向應力分布表明，高應力區(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)部的高拉伸應力集中區(qū)域可能是結構使用過程中的潛在失效位置。另外，焊趾可能是裂紋產(chǎn)生和擴展的致命部位，對航空航天縱梁結構進行失效估計，焊趾是不可忽略的部位。

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