安装架接头失效分析与焊接残余应力研究*

刘 航，龙 江，聂 瑞

(中国民用航空飞行学院，四川 广汉 618300)

现役某型飞机发动机安装架在飞行时长为7 663 h时，T型管焊接接头出现断裂，近期发现多个相同型号的安装架在1 000～3 000飞行小时时在相同的焊接接头位置出现裂纹。该安装架是飞机发动机与飞机机体连接的关键连接件，现结合断口分析对该飞机发动机安装架断裂处进行焊接应力分析并做试验进行验证，为制定该安装架的修理工艺奠定基础。

焊接是通过高度的热源与能量的集中使得材料处于熔融状态与局部塑形状态，冷却后形成焊缝与接头，以达到材料的连接与结合的目的[1-3]。焊接热源的不合理输入或残余应力与变形等力学方面的因素会影响焊接整体性能[4]。在焊接过程中热量的瞬时集中会对材料显微组织的变化产生较大的影响，热传导所形成的温度场伴随着的热影响区是导致焊接应力产生的重要原因[5]。因此，通过对焊接的温度场与应力场的分析，研究其产生与存在的一些规律采取相对应的措施对提高焊接结构的整体性能与焊接接头的可靠性具有重要的工程实际意义，也被认为是进一步提升焊接整体强度不可或缺的研究[6-7]。一直以来，众多学者对于焊接现象的研究主要是依靠试验的经验去建立焊接数学模型，然后通过经验公式进行求解。随着现代机械产品结构的复杂化与材料日新月异的发展，传统的试验与经验积累很难全面分析多变的焊接温度场与应力场[8-9]。焊接数值模拟[10-11]的发展至今已经可以采用理论计算的方式对环境条件与焊接的各个工艺参数进行分析，从而比较全面地模拟真实的焊接过程，为分析焊接温度场与应力场提供了经济且有效的手段，也为制定正确的焊接工艺提供了理论依据[12]。本文依靠失效分析可以准确定位失效原因并针对性地在实际工程中去解决。焊接残余应力的存在也是焊接结构完整性评估中的一个主要问题。这些应力，特别是焊缝区域内和附近的拉应力，最终会导致应力腐蚀开裂、疲劳破坏和脆性断裂[13-14]。

该型飞机发动机安装架工作环境复杂，材料参数与焊接工艺未知。为了解决此问题，本文首先通过光谱试验确定材料和断口分析试验确定危险点与断裂原因，然后在SYSWELD软件中对主管与支管连接处在焊接热作用下的残余应力分布规律进行分析，最后为验证计算方法的有效性，采用X射线衍射法测量焊接接头相应位置的残余应力。

1 断口失效分析

1.1 宏观观察

飞机发动机安装架如图1所示，主管与支管连接的焊缝熔合线边缘在正常服役时出现断裂。从失效安装架中切下断口分析试样(见图2)，将试样分为#1管与#2管，对断口附近进行褪漆处理并完整保留断口。

1.2 成分检测

根据GB/T 4336—2016所规定的“碳素钢和中低合金结构钢多元素含量的测定，火花放电原子发射光谱法”和GB/T 20125—2006中“低合金结构钢多元素含量测定，电感耦合等离子体原子发射光谱法”规定，分别对#1管和#2管采用直读光谱仪和电感耦合等离子发射光谱仪进行化学成分分析，结果见表1，各元素含量均符合ASTM A26/A29M-16中对于4130材料的化学元素含量要求，证明该材料为ASTM4130。

表1 化学成分分析结果(质量分数) (%)

1.3 金相分析结果

截取焊接接头的金相试样，使用XF-1电解抛光机进行抛光后用无水乙醇进行洗涤。使用莱卡DMI5000M光学显微镜对焊接接头部位及其断口附近进行显微组织观察。焊接接头各区域的金相组织如图3所示。图3a中，断口位于#1管侧焊接接头处，焊接熔合线不明显，接头外宽内窄呈V形；图3b中，ASTM4130母材组织主要是铁素体和珠光体，金相组织均匀且正常；图3c中，焊缝中存在粗大的上贝氏体组织，焊缝晶粒度为4级，说明焊接过程中存在热量较大和冷速较快的情况；图3d中，热影响区金相组织粗大，晶粒过渡不明显。

由于焊接熔合线不明显且热影响区组织粗大，所以对#1管侧焊接熔合线附近进行微观观察。焊接熔合线附近裂纹形貌如图4所示。图4a与图4b中，焊接熔合线附近存在开裂痕迹，裂纹形貌走势蜿蜒，可见分支现象，局部沿粗大组织扩展，局部裂纹呈断续状；图4c与图4d中，断口边缘附近存在微小的裂纹且存在开裂趋势，裂纹并未大范围扩展。在焊接熔合线附近存在不同程度的裂纹都表明ASTM4130焊接性能不甚理想，需要经过焊前预热与焊后保温来减少焊接裂纹出现的趋势。对断口与断口附近的金相分析与形貌分析结果显示，焊缝中存在上贝氏体组织且热影响区域组织粗大，靠近#1管的焊接熔合线附近有开裂形貌，裂纹存在分支现象，局部沿粗大组织扩展呈现断续状，经分析可知该裂纹为焊接裂纹。

1.4 扫描电镜及能谱分析

通过蔡司EVO10扫描电子显微镜对轴向圆管断口处进行观察，断口的基本形貌如图5所示，可见断面粗糙，断面存在不同程度的污染与磨损痕迹，断面边沿局部区域可见多源裂纹汇合形成的轮辐状台阶，其中断面图所示的A区边缘较为明显，说明裂纹起源于断面外侧边缘部位，断面C区附近为终断区，可见整个终断区约占整个断面的10%，表明该构件断裂时承受的应力较小。B区与D区在不同程度上都具备A区与C区的特征，因此选择裂纹扩展区域图示的A、B、C、D这4个危险区域进行微观形貌分析。

断面微观形貌如图6所示。图6a～图6d分别为A、B、C、D区域的局部微观形貌，不同区域都可见典型的疲劳条带特征，该条带为周期性应力作用下裂纹扩展痕迹。结合A、B、C、D这4个危险区域的疲劳条带与焊接裂纹，该T型管焊接接头处焊接残余应力较大，导致焊接微裂纹的产生，在构件服役过程中周期性应力的作用下裂纹进一步扩展，直至构件疲劳失效。

使用牛津能谱仪对断面做能谱分析，由于断面存在污染和磨损，局部断面微观形貌有不同程度的磨损与污染，未见特殊的腐蚀与污染形貌，所以在A区断面任意取2处进行能谱分析，分析结果如图7所示，断面主要为基体元素及污染物，未见腐蚀产物与腐蚀性元素。由于构件在服役期间未产生腐蚀产物，所以断裂原因排除腐蚀。

2 残余应力试验与数值模拟

2.1 试件的制备

本文参照《运五型飞机发动机架焊修工艺》《TB飞机发动机架修理工艺》制定焊接工艺。试验采用的管材料为ASTM4130，钨极氩弧焊(TIG)的焊接材料为CHE422，电弧焊(MAG)焊接材料为H18CrMoA，这3种材料的主要化学成分见表2。钨极氩弧焊(TIG)的焊接电流为80～100 A，电压为8～10 V，氩气流量为4～5 L/min，钨极直径为3 mm。电弧焊(MAG)的焊接电流为80～120 A，电压为20～40 V。根据断口分析的结果，需要焊接前对试件进行预热200 ℃，焊接后保温280 ℃并随炉冷却48 h。焊接后，钨极氩弧焊(TIG)的焊接试件如图8a所示，电弧焊(MAG)的焊接试件如图8b所示。

表2 材料化学成分(质量分数) (%)

2.2 有限元模型

本节以SYSWELD软件为平台，建立T型管焊接接头的有限元仿真模型来模拟钨极氩弧焊(TIG)与电弧焊(MAG)在重熔下的温度场与焊接残余应力。在计算过程中，采用双椭球热源模型来模拟移动热源的热输入，分别对钨极氩弧焊(TIG)与电弧焊(MAG)这2种工艺下的T型管接头进行焊接应力分析。

焊接的能量密度高，加热区域比较有限，在焊缝以及周边的热影响区进行网格的细化处理，在远离焊缝区域与空气的热交换网格则选择较大的尺寸(见图9)，保证仿真模型准确性的前提下也减少不必要的计算量。焊件的装夹为三点装夹，限制焊件在X、Y、Z各个方向上的自由度。整体模型如图10示，与实际试件一致，分为2个空心管组成，细管的长度是260 mm，外径是13 mm，内径是1 mm，壁厚是1.5 mm；粗管的外径是29 mm，内径是25 mm，壁厚是2 mm，相对位置垂直，细管焊缝处距离粗管顶端5 mm。

2.3 热源模型

在焊接过程中，由于加热的温度比较高，高温停留的时间也相对较短，冷却速度非常快，所以温度场是跟随热源不断移动而时刻变化的。SYSWELD软件中的热分析是基于能量守恒原理的热平衡方程而开展分析的，对温度场的分析是属于一种典型的非线性瞬态热传导问题，热传导表达式如下：

(1)

式中，ρ为材料的密度；c为材料的比热容；λ为热导率；T为温度场的分布函数；t为时间；Kx、Ky、Kz分别为x、y、z方向上的传热系数；Q为内热源强度。焊接时的对流边界条件如下：

qTη=-hf(TB-TA)

(2)

式中，q为热通量；η为单位外法向标准矢量；hf为表面散热系数；TB为热流附近的温度；TA为模型表面温度。

在有限元计算中，传热方程一般采用矩阵形式表示如下：

(3)

为了使热源尽量接近实际的焊接热源，本文中的钨极氩弧焊(TIG)与电弧焊(MAG)都选用双椭球热源模型作为温度场数值模拟计算的热源模型。双椭球热源的数学表达式如下：

(4)

式中，q为热通量，单位为J/(m2·s)；x，y，z为相对于热源中心的坐标；Q1，2表示Q1或Q2，Q1、Q2分别为热源前半球和后半球的能量密度，单位为J/m3；a1,2表示a1或a2，a1、a2、b、c为与熔池形状相关的参数。钨极氩弧焊(TIG)热源参数见表3，电弧焊(MAG)热源参数见表4。

表3 TIG焊热源参数

表4 MAG焊热源参数

2.4 温度场与应力场计算结果

图11所示为钨极氩弧焊(TIG)的温度场云图，图12所示为电弧焊(MAG)的温度场云图。在模拟过程中最高温度出现在热源中点，钨极氩弧焊(TIG)最高温度与电弧焊(MAG)的最高温度均超过材料熔点，符合焊接规律。

图13所示为钨极氩弧焊(TIG)的应力场云图，图14所示为电弧焊(MAG)的应力场云图。钨极氩弧焊(TIG)的最大残余应力为562 MPa，电弧焊(MAG)的最大残余应力为575 MPa，均出现在主管与支管的焊接热影响区域中，数值模拟结果表明，在T型管焊接接头中热影响区和焊接熔合线处存在着大量焊接残余应力，和断裂的位置高度重合，符合断口分析结论中对于危险点位的判定。

2.5 残余应力试验结果与仿真对比

根据GB/T 7704—2017，测试点位示意图如图15所示，断口分析中所提及的A、B、C、D这4个危险点位采用XL-640型X射线应力测定仪，分别对氩弧焊与电弧焊的焊接接头相应位置进行测试。测量方法采用侧倾固定Ψ法，定峰方法采用交相关法，X光管电压为25 kV，电流为6 mA。由于T型管这种特殊的焊缝结构，要将各个点位对准射线测试点有一定的误差，为了保证测试的准确性，在各个点位的横向与纵向各测试3次。图16和图17所示分别为氩弧焊的纵向与横向残余应力的试验与仿真结果。图18和图19所示分别为电弧焊的纵向与横向残余应力的试验与仿真结果。数值模拟中的焊接残余应力值和X射线法测量结果吻合，说明使用计算机进行数值模拟的方法可以有效并可靠地预测残余应力的值。

试验表明，电弧焊的最大纵向应力为340 MPa，出现在B点位，最大横向应力为204.5 MPa，出现在C点位。氩弧焊的最大纵向应力为-182 MPa，出现在D点位，值得一提的是，4个点位的纵向应力都是压应力，有助于防止冷裂纹的产生，而最大横向应力为57.8 MPa，出现在B点位。氩弧焊的工艺明显优于电弧焊。

3 结语

通过上述研究可以得出如下结论。

1)该型飞机发动机安装架失效是由于存在焊接裂纹并在服役中受到交变载荷最终导致裂纹扩展的疲劳断裂。

2)ASTM4130焊接性能不甚理想，在T型管结构的焊接接头附近残余应力集中，易出现焊接裂纹。

3)使用计算机进行数值模拟的方法可以有效并可靠地预测残余应力的值。

4)本文所运用的氩弧焊的工艺明显优于电弧焊。