张增焕1,陶汪2,张澐龙2,姜梦2,陈彦宾2,李昊1
(1.国家商用飞机制造工程技术研究中心, 上海 200436; [KH-*1]2.先进焊接与连接国家重点实验室(哈尔滨工业大学), 哈尔滨 150001)
摘要:
飞机机身壁板是疲劳的关键位置, 空客公司首先在飞机机身壁板采用激光焊接(LBW)结构代替传统铆接结构.为评价该激光焊接结构的疲劳性能, 结合试验测定和统计学理论计算两种方法, 对两组新型铝锂合金2060-T3激光焊接焊后热处理(PWHT, 即焊后固溶+时效热处理和焊后时效热处理)结构进行疲劳试验、断口分析及细节疲劳额定强度(DFR值)分析, 分别计算了试验测定DFR值和理论DFR值.分析结果表明, 试验测定焊后固溶+时效热处理激光焊接结构的DFR值为118.0 MPa, 焊后时效热处理的DFR值为113.7 MPa, 理论DFR值分别为115.8 MPa(误差为1.86%)和112.2 MPa(误差为1.32%); 两组结构均在焊趾处产生裂纹源, 裂纹沿板材厚度方向进行扩展, 裂纹扩展区均表现为脆性解理河流花样, 不同的是前者瞬断区为微孔聚集型断裂, 断口存在大量微小韧窝, 后者瞬断区为沿晶断裂, 断口存在大量晶粒; 采用统计学理论计算, 可以较好地还原威布尔分布的形状参数, 验证了统计学理论分析方法的工程适用性, 为机身壁板LBW结构的DFR值测定提供了参考依据.
关键词: 激光焊接 疲劳 细节疲劳额定值 统计学 威布尔分布
DOI:10.11918/j.issn.0367-6234.201709120
分类号:TG456.7
文献标识码:A
基金项目:中国商用飞机有限责任公司科技创新基金(SAMC15-JS-15-018)
DFR value testing and theoretical calculation on laser beam welded structures of fuselage panel
ZHANG Zenghuan1,TAO Wang2,ZHANG Yunlong2,JIANG Meng2,CHEN Yanbin2,LI Hao1
(1.Shanghai Aircraft Manufacturing Co., Ltd., Shanghai 200436, China; 2.State Key Laboratory of Advanced Welding and Joining (Harbin Institute of Technology), Harbin 150001, China)
Abstract:
The aircraft fuselage panel is the key position of fatigue.To evaluate the fatigue performance of the laser beam welded (LBW) structures which are first applied in aircraft fuselage panel by Airbus Company instead of traditional riveted structure, two methods of experimental determination and statistical theoretical calculation were used.The fatigue tests, fracture analyses and detail fatigue rating (DFR) analyses were carried out on two groups of laser beam welded structures which were obtained by different post weld heat treatment (PWHT) processes(solid solution + aging treatment, and aging treatment) with the new type of aluminum lithium alloy 2060-T3, and the test DFR value was acquired as well as the theoretical DFR value.The analysis results show that the test DFR value of the solid solution + aging treatment is 118.0 MPa and the one of aging treatment is 113.7 MPa.The theoretical DFR values for them are 115.8 MPa (the relative error is 1.86%) and 112.2 MPa (the relative error is 1.32%), respectively.The source of cracks in the two structures is produced both at the weld toe.The crack propagates along the thickness of the plate and the crack propagation area is characterized by brittle cleavage river pattern.The difference is that final fracture region of the former is characterized by micropore aggregation fracture with many small dimples in the fracture, and the one of the latter is intergranular fracture with many grains in the fracture.The theoretical analysis can be used to restore the Weibull shape parameter, to verify the applicability of the theory of statistical analysis method, and to provide the reference for the DFR value of laser beam welded structures of fuselage panel.
Key words: laser beam welding fatigue detail fatigue rating statistics Weibull distribution
张增焕, 陶汪, 张澐龙, 姜梦, 陈彦宾, 李昊. 机身壁板LBW结构DFR值试验测定及理论计算[J]. 哈尔滨工业大学学报, 2018, 50(11): 17-22. DOI: 10.11918/j.issn.0367-6234.201709120.
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ZHANG Zenghuan, TAO Wang, ZHANG Yunlong, JIANG Meng, CHEN Yanbin, LI Hao. DFR value testing and theoretical calculation on laser beam welded structures of fuselage panel[J]. Journal of Harbin Institute of Technology, 2018, 50(11): 17-22. DOI: 10.11918/j.issn.0367-6234.201709120.
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基金项目 中国商用飞机有限责任公司科技创新基金(SAMC15-JS-15-018) 作者简介 张增焕(1985—), 女, 硕士 通信作者 陶汪, taowang81@sina.com 文章历史 收稿日期: 2017-09-21
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机身壁板LBW结构DFR值试验测定及理论计算
张增焕1, 陶汪2
![通讯作者](http://hit.alljournals.cn/html/hitxb_cn/2018/11/images/REcor.gif)
![taowang81@sina.com](http://hit.alljournals.cn/html/hitxb_cn/2018/11/images/REemail.gif)
1. 国家商用飞机制造工程技术研究中心, 上海 200436;
2. 先进焊接与连接国家重点实验室(哈尔滨工业大学), 哈尔滨 150001
收稿日期: 2017-09-21
基金项目: 中国商用飞机有限责任公司科技创新基金(SAMC15-JS-15-018)
作者简介: 张增焕(1985—), 女, 硕士
通信作者: 陶汪, taowang81@sina.com
摘要: 飞机机身壁板是疲劳的关键位置, 空客公司首先在飞机机身壁板采用激光焊接(LBW)结构代替传统铆接结构.为评价该激光焊接结构的疲劳性能, 结合试验测定和统计学理论计算两种方法, 对两组新型铝锂合金2060-T3激光焊接焊后热处理(PWHT, 即焊后固溶+时效热处理和焊后时效热处理)结构进行疲劳试验、断口分析及细节疲劳额定强度(DFR值)分析, 分别计算了试验测定DFR值和理论DFR值.分析结果表明, 试验测定焊后固溶+时效热处理激光焊接结构的DFR值为118.0 MPa, 焊后时效热处理的DFR值为113.7 MPa, 理论DFR值分别为115.8 MPa(误差为1.86%)和112.2 MPa(误差为1.32%); 两组结构均在焊趾处产生裂纹源, 裂纹沿板材厚度方向进行扩展, 裂纹扩展区均表现为脆性解理河流花样, 不同的是前者瞬断区为微孔聚集型断裂, 断口存在大量微小韧窝, 后者瞬断区为沿晶断裂, 断口存在大量晶粒; 采用统计学理论计算, 可以较好地还原威布尔分布的形状参数, 验证了统计学理论分析方法的工程适用性, 为机身壁板LBW结构的DFR值测定提供了参考依据.
关键词: 激光焊接 疲劳 细节疲劳额定值 统计学 威布尔分布
DFR value testing and theoretical calculation on laser beam welded structures of fuselage panel
ZHANG Zenghuan1, TAO Wang2
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1. Shanghai Aircraft Manufacturing Co., Ltd., Shanghai 200436, China;
2. State Key Laboratory of Advanced Welding and Joining (Harbin Institute of Technology), Harbin 150001, China
Abstract: The aircraft fuselage panel is the key position of fatigue.To evaluate the fatigue performance of the laser beam welded (LBW) structures which are first applied in aircraft fuselage panel by Airbus Company instead of traditional riveted structure, two methods of experimental determination and statistical theoretical calculation were used.The fatigue tests, fracture analyses and detail fatigue rating (DFR) analyses were carried out on two groups of laser beam welded structures which were obtained by different post weld heat treatment (PWHT) processes(solid solution + aging treatment, and aging treatment) with the new type of aluminum lithium alloy 2060-T3, and the test DFR value was acquired as well as the theoretical DFR value.The analysis results show that the test DFR value of the solid solution + aging treatment is 118.0 MPa and the one of aging treatment is 113.7 MPa.The theoretical DFR values for them are 115.8 MPa (the relative error is 1.86%) and 112.2 MPa (the relative error is 1.32%), respectively.The source of cracks in the two structures is produced both at the weld toe.The crack propagates along the thickness of the plate and the crack propagation area is characterized by brittle cleavage river pattern.The difference is that final fracture region of the former is characterized by micropore aggregation fracture with many small dimples in the fracture, and the one of the latter is intergranular fracture with many grains in the fracture.The theoretical analysis can be used to restore the Weibull shape parameter, to verify the applicability of the theory of statistical analysis method, and to provide the reference for the DFR value of laser beam welded structures of fuselage panel.
Keywords: laser beam welding fatigue detail fatigue rating statistics Weibull distribution
细节疲劳额定值法(DFR法)是20世纪70年代美国波音公司提出的快速疲劳分析方法, 目前广泛应用在飞机铆接结构抗疲劳耐久性设计上[1-5].针对铆接结构, 国内学者主要利用有限元分析或理论计算对模拟部件进行DFR法寿命分析和结构优化设计, 从而验证DFR法的工程适用性[2-4].现如今, 飞机轻量化是现代航空运输的中心议题, 传统铝合金铆接结构不能满足当今航空制造业的迫切需求, 飞机结构需要采用新型材料或先进的加工工艺.空客公司采用铝锂合金代替传统铝合金, 飞机减重10~20%, 刚度提高15~20%[6-7]; 采用激光焊接代替铆接工艺, 机身进一步减重、成本降低[8-9].而铝锂合金激光焊接会使接头力学性能下降[10-11], 需要采用合适的焊后热处理工艺提高接头静载和疲劳强度[12-14].目前, 我国对于2060这种新型铝锂合金的激光焊接仅局限于静载性能分析[14-15], 而疲劳性能数据不完备.
本文针对铝锂合金2060-T3激光焊接结构, 采用两组焊后热处理工艺, 结合试验测定和统计学理论计算两种方法, 获得两组焊后热处理下的铝锂合金LBW结构件的DFR值, 并结合扫描电镜观察疲劳断口特征, 研究微观结构对两组结构疲劳性能的影响, 为飞机工程应用提供数据参考.
1 试验 1.1 试件材料与方法采用厚度为1.5 mm的轧制板材2060-T3铝锂合金作为试验材料, 直径为1.2 mm的ER4047焊丝作为填充焊丝, 它们的化学成分见表 1.试验前对试验材料分别进行NaOH溶液去氧化膜、HNO3溶液中和、清水清洗并烘干.采用正面和背面同时后侧氩保护气保护、正面前侧填丝激光对接焊接方法, 激光焊接方法示意图见图 1, 工艺参数为:激光功率2300 W, 焊接速度3.5 m/min, 送丝速度2 m/min, 保护气流量15 L/min.此时得到的对接接头焊缝外观成形及横截面如图 2, 焊缝无明显气孔及裂纹, 接头焊接质量良好.
表 1
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蒙皮:2060-T3 3.9 0.8 0.02 0.7 0.32 0.29 0.1 0.34 0.02 余量
填充焊丝:4047 < 0.001 — 11.52 0.01 0.001 0.01 — — 0.02 余量
表 1 2060铝锂合金及填充焊丝化学成分 Table 1 Chemical compositions of 2060 aluminium lithium alloy and filler wire (mass fraction, %)
Figure 1
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Figure 2
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焊前材料处于T3热处理状态, 必须经过焊后热处理(PWHT)后才能进行服役, 热处理后的接头强度可与2060-T8母材进行比较, 后者可直接用于飞机蒙皮铆接结构, 后者的抗拉强度为501MPa[14].采用两组焊后热处理工艺:1)固溶500 ℃/1 h, 水淬处理, 随后时效165 ℃/20 h, 空冷(固溶+时效处理); 2)时效165 ℃/20 h, 空冷(时效处理).组别分别定义为A和B两组, 两组焊后热处理后的焊接接头抗拉强度分别为375 MPa和430 MPa, 分别是2060-T8母材的74.9%和85.8%, B组抗拉强度高于A组.
1.2 试验装置与条件为测定LBW结构的DFR值, 验证结构能否满足设计指标要求, 选择了A和B两组结构试件进行疲劳试验, DFR值的测定方法与试验步骤按照HB7110-1994《金属材料细节疲劳额定强度截止值(DFRcutoff)试验方法》[16]进行, 应力比R=0.06, 试验载荷波形为正弦波形.疲劳性能测试在美国MTS公司设计生产的疲劳试验机MTS-809进行, 加载方向与焊缝方向垂直, 正弦波加载, 频率10Hz, 试验件尺寸见图 3.试验件按照焊后热处理工艺分为2组, 每组9件.采用HITACHI S-3400N扫描电镜对两组结构的疲劳断口进行观察分析.
Figure 3
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1.3 试验载荷采用单点法研究细节疲劳额定强度值, 应力比R=0.06, 为满足特征寿命β=1.5×105~4×105区间, 需要选择一应力水平且有效值不少于5件.经摸索, 两个组别均选取最大应力σmax=110 MPa.
1.4 试验结果A组和B组分别进行9件的疲劳测试试验, 各试验件的疲劳寿命见表 2.两组结构断裂方式一样, 试验过程中, 所有试件均在焊趾处的热影响区首先开裂, 产生裂纹源, 此处为带有余高的焊缝和母材的连接位置, 应力集中最大见图 4.
表 2
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A组 B组
1 458 796 404 376
2 397 330 296 941
3 305 176 268 953
4 282 531 255 310
5 166 603 190 424
6 161 798 169 203
7 156 730 164 714
8 152 401 129 067
9 146 491 127 663
表 2 两组焊后热处理下的LBW结构的疲劳寿命 Table 2 Fatigue life of LBW structure under two kinds of PWHTs
Figure 4
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两组的疲劳断口形貌存在一定的异同点.宏观断口形貌如图 5(a)和图 6(a)所示, 疲劳断口均含有3个典型区域:疲劳源区、裂纹扩展区和瞬断区.疲劳源的形成与表面微观缺陷、焊缝成形等应力集中区域有密切关系, 因此同一组别的试件疲劳源数量也不尽相同.疲劳扩展区如图 5(b)和图 6(b), 其最重要的微观特征是一系列相互平行且略带弯曲的疲劳辉纹, 疲劳辉纹的宽度与扩展速率有关, 比较发现, A组的疲劳辉纹细密, 规律性较好; B组的规律性较差.瞬断区如图 5(c)和图 6(c), 其断口特征与静载拉伸的断口一致, 两组的瞬断区微观断裂机制不同, A组表现为微孔聚集型断裂, 断口上有许多微小韧窝存在; B组表现为沿晶断裂, 断口上分布大量晶粒.
Figure 5
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Figure 6
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2 试验DFR值测定 2.1 试验DFR值测定方法经大量试验验证及实际统计资料, 由于加工精度、原始缺陷以及使用环境等因素的影响, 使得名义上一致的结构件在试验或使用过程中其疲劳寿命是一个呈双参数威布尔(Weibull)分布的随机变量[17], 其寿命的表达式见式(1).
$F\left( N \right) = 1- {\rm{exp}}[-{\left( {\frac{N}{\beta }} \right)^\alpha }]. $ (1)
式中:β为结构的特征寿命; α为形状参数, 决定着威布尔分布的分布密度曲线的形状; N为结构的疲劳寿命.
2.1.1 计算结构特征寿命β的点估计值
$\hat \beta = {(\frac{1}{n}\sum\limits_{i = 1}^n {N_i^\alpha } )^{1/\alpha }}. $ (2)
对铝合金材料, 采用形状参数α=4;本试验中, n=9.
2.1.2 计算结构的可靠性寿命N95/95结构的可靠性寿命N95/95是在规定了可靠度、置信度后修正了试件与实际结构的差异之后的寿命值, 表达式如式(3)[16].
${N_{95/95}} = \frac{{\hat \beta }}{{{S_T} \cdot {S_R} \cdot {S_C}}}. $ (3)
式中:标准试样的试样系数ST=1;铝合金的可靠性系数SR=2.1;置信度C=95%的置信度系数SC见表 3.本试验中, n=9, 选取SC=1.12.
表 3
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SC 1.195 1.175 1.16 1.15 1.13 1.125 1.12
表 3 置信度系数 Table 3 Confidence coefficient
2.1.3 单点法求解细节疲劳额定强度DFR值试验计算中, 细节疲劳额定强度DFR值的计算公式如式(4)[16]所示.
$\begin{array}{l}{\rm{DFR}}{值} = \\\;0.94{\sigma _{{m_{_0}}}}/\left[{\left( {0.94{\sigma _{{m_{_0}}}}/{\sigma _{{\rm{max}}}}\cdot{S^{\left( {5-{\rm{lg}}\;{N_{95/95}}} \right)}}} \right.-\left( {0.47{S^{\left( {5-{\rm{lg}}\;{N_{95/95}}} \right)}} - 0.53} \right) - \\ \left( {0.028{\rm{ }}2{S^{\left( {5 - {\rm{lg}}\;{N_{95/95}}} \right)}} + 0.031{\rm{ }}8} \right)} \right].\end{array}$ (4)
式中:铝合金的S-N曲线斜度参量S=2, 破坏应力σm0=310 MPa.
2.2 试验DFR值测定结果经依次计算特征寿命β、可靠性寿命N95/95和DFR值, 两组试件的试验DFR值见表 4.
表 4
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A组 313 861 133 444 118.0
B组 269 404 114 542 113.7
表 4 试验测定DFR值结果 Table 4 Results of test DFR value
从表 4可以看出, 对于激光焊接结构, 采用固溶+时效处理(A组)的特征寿命、可靠性寿命和细节疲劳额定强度比时效处理(B组)的均略高, 但相差不大.
3 理论DFR值计算由式(3)、(4)可知, 特征寿命直接影响可靠性寿命和DFR值的精确性, 故对特征寿命的分析显得十分重要.而由式(2)可知, 特征寿命不仅依赖于疲劳寿命N, 而且依赖于形状参数α, 因此形状参数的理论值是影响后续计算结果的主要因素, 本节采用统计学分析方法对形状参数α的理论值进行计算分析.
对式(1)移项后两次取自然对数得到式(5).
${\rm{ln \;ln}}\frac{1}{{1-F\left( N \right)}} = \alpha {\rm{ln}}\;N-\alpha {\rm{ln}}\;\beta . $ (5)
令
$y = kx{\rm{ }} + b. $ (6)
利用Origin软件采用最小二乘法进行线性拟合, 便可以求出线性系数k和b, 从而计算出威布尔分布参数α和β.
按照上述方法先对试件的疲劳寿命数据进行拟合, 结果如表 5、6所示.
表 5
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1 458 796 13.036 36 0.9 0.834 03
2 397 330 12.892 52 0.8 0.475 88
3 305 176 12.628 64 0.7 0.185 63
4 282 531 12.551 54 0.6 -0.087 42
5 166 603 12.023 37 0.5 -0.366 51
6 161 798 11.994 10 0.4 -0.671 73
7 156 730 11.962 28 0.3 -1.030 93
8 152 401 11.934 27 0.2 -1.499 94
9 146 491 11.894 72 0.1 -2.250 37
表 5 A组疲劳寿命、破坏率及其换算 Table 5 Fatigue life, failure probability, conversion for A
表 6
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1 404 376 12.910 1 0.9 0.834 03
2 296 941 12.601 29 0.8 0.475 88
3 268 953 12.502 29 0.7 0.185 63
4 255 310 12.450 23 0.6 -0.087 42
5 190 424 12.157 01 0.5 -0.366 51
6 169 203 12.038 85 0.4 -0.671 73
7 164 714 12.011 97 0.3 -1.030 93
8 129 067 11.768 09 0.2 -1.499 94
9 127 663 11.757 15 0.1 -2.250 37
表 6 B组疲劳寿命、破坏率及其换算 Table 6 Fatigue life, failure probability, conversion for B
对表 5的A组疲劳寿命数据进行线性拟合, 得到k=1.923 59, b=-24.196 85, 线性相关系数r=0.751 17.查阅相关系数检验表, 当n-2=7且置信度为95%时, 相关系数ra=0.666, r > ra, 因此满足双参数威布尔分布.求得此时的威布尔分布参数:形状参数αA=1.92, 特征寿命βA=290 397.此时分布函数为
对表 6的B组疲劳寿命数据进行线性拟合, 得到k=2.384 02, b=-29.680 35, 线性相关系数r=0.900 87.查阅相关系数检验表, 当n-2=7且置信度为95%时, 相关系数ra=0.666, r > ra, 因此满足双参数威布尔分布.求得此时的威布尔分布参数:形状参数αB=2.38, 特征寿命βB=255 175.此时分布函数为
将形状系数αA、αB和特征寿命βA、βB分别带入到式(3)和式(4), 获得的可靠性寿命N95/95和DFR值如表 7所示.可以看出, 两组理论计算的形状参数α均比标准中给出的α=4小.
表 7
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A组 1.92 290 397 123 468 115.8
B组 2.38 255 175 108 493 112.2
表 7 理论DFR值计算结果 Table 7 Calculation results of theoretical DFR value
4 试验测定与理论计算对比将试验测定DFR值与理论计算DFR值进行对比分析见表 8.图 7为A组和B组疲劳寿命的威布尔分布函数概率密度的试验和理论曲线.
表 8
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A组 118.0 115.8 1.86
B组 113.7 112.2 1.32
表 8 试验测定DFR值与理论计算DFR值对比 Table 8 Contrast between test and theoretical DFR value
Figure 7
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对比后发现如下结论:
1) 由表 8看出, 理论计算DFR值与试验测定DFR值基本相当, 且理论计算DFR值相对保守;
2) 对于LBW结构, 在相同焊接工艺参数下采用焊后固溶+时效热处理的疲劳性能略优于焊后时效热处理;
3) 由图 7看出, 两组LBW结构疲劳寿命都可以用双参数威布尔分布来描述, 理论DFR值的概率密度曲线形态比试验DFR值更宽, 疲劳寿命的分散性更大.
5 结论1) 针对机身壁板铝锂合金2060-T3激光焊接结构, 相比于焊后固溶+时效热处理, 采用焊后时效热处理的激光焊接结构具有较高的静载拉伸强度, 同时也可以保证较高的疲劳性能, 所以该结构适合采用焊后时效165 ℃/20 h热处理工艺.
2) 分别采用试验测定和统计学理论计算两种方法确定了该结构DFR值, 结果表明理论分析能够较好地还原威布尔分布的形状参数, 验证了统计学理论分析方法的工程适用性, 为机身壁板LBW结构的DFR值测定提供了参考依据.
参考文献
[1] 郑晓玲. 民机结构耐久性与损伤容限设计手册(上册)疲劳设计与分析[M]. 北京: 航空工业出版社, 2003: 1.
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