0 引言

焊接结构具有连接性良好、重量轻、易于加工等特点,在民用飞机系统设备上被广泛应用。但焊接结构的结构不连续性易导致应力集中,从而使焊接结构成为系统结构可靠性的薄弱环节之一^[1]。

如下图1为某型民机燃油管路T型接头焊接示意图及高周疲劳应力分布图。

1 焊接的疲劳破坏模式

焊接结构组成主要包含焊缝、焊趾、母材、热影响区(HAZ)等,具体示意图如图2所示。

焊缝为焊件焊接后所形成的结合部分,焊趾为焊缝表面与母材的交界处,焊根为焊缝背面与母材交界处。通常焊接接头的疲劳源不是发生在母材上,当焊缝尺寸足够时,也不发生在熔敷金属上,而是经常发生在焊趾上或者焊根上,有两种破坏模式:模式A,破坏起始于焊趾,焊缝附近HAZ区域沿板厚度方向;模式B,破坏起始于焊根,裂纹穿过焊缝金属。图3给出了两种疲劳破坏模式的路径。

模式B的破坏可通过合理的焊缝尺寸设计和使用适当的焊接工艺予以避免,下面给出了某型民用飞机T型接头熔焊焊缝尺寸要求,如图4和表1所示。

本文的分析方法主要针对破坏模式A,即只针对满足焊接设计要求的焊缝。

2 载荷工况

民用飞机系统需考虑高周疲劳载荷,系统结构在高周疲劳载荷的作用下需满足疲劳寿命要求,以满足飞机的设计服役目标。一般民用飞机系统的高周疲劳工况均为振动工况,振动来源为飞机正常飞行时的振动环境。民用飞机系统可采用RTCA/DO160中规定的振动环境曲线,该文件按照各个不同部段给出了民用飞机的振动环境,分为三类:1)功能振动(Standard Vibration); 2)耐久振动(Robust Vibration);3)高量值振动(High-lever, Short Duration Vibration)。具体振动量值及振动曲线的选取见RTCA/DO160。

由于民用飞机系统管路一般有温度和压力工作环境的要求,所以在考虑以上振动载荷的基础上还需要考虑飞机系统正常的操作温度和压力进行叠加计算。

3 焊接管路建模方法

3.1 焊接疲劳分析FEM模型建模要求

对于焊接结构的FEM模型建立,需考虑到焊趾处应力集中效应、有限元网格疏密及计算结果的收敛性问题。焊缝的细节特征应在焊接FEM模型中体现,图5为某型民用飞机焊接管路接头焊缝细节增加前后的示意图。

3.2 焊趾处的应力集中效应

焊趾处的应力集中效应可通过在焊趾处增加倒角特征来消除,根据国际焊接协会IIW文件“XIII-2460-13/XV-1440-13”的建议,一般设置倒角半径如下:

1)对于焊接薄壁结构(厚度小于5mm),倒角半径一般设置为0.5mm;

2)非薄壁结构(厚度大于等于5mm),倒角半径一般设置为1mm。

焊趾倒角设置如图6所示。

3.3 网格疏密和计算结果的收敛性问题

由于焊接结构的FEM模型一般采用实体网格,计算成本相对较高。考虑到焊接结构疲劳破坏一般发生在焊趾处,所以在建立FEM模型时可将焊趾区域的网格细化,其余区域可采用较大网格进行模拟。

在考虑计算成本的同时,焊趾区域网格的细化需考虑网格尺寸对该位置应力计算结果收敛性的影响。

图7给出了某型民用飞机发动机灭火管路焊接接头FEM示例图,由于管路厚度大于5mm,焊趾半径设置为1mm,且该模型将焊缝和焊趾区域均进行了网格细化,其余区域采用较大网格模拟。

4 高周疲劳(HCF)分析方法

4.1 高周疲劳分析方法概述

对于随机载荷,疲劳寿命计算主要有时域分析方法和频域分析方法两种。

时域分析方法是一种基于载荷/应力循环统计计数的方法。该方法需要首先通过有限元仿真分析或实际试验测量,得到结构上应力危险点处的应力或应变的时间历程曲线,之后选用合适的计数方法得到不同应力或应变值的分布情况,最后选用合适的损伤累计准则和疲劳破坏判据进行疲劳寿命预估。该方法需要大量的时域信号记录和分析工作,在有限元仿真分析中也很难实现^[2]。

频域分析方法是基于功率谱密度的一种分析方法^[3]。该方法首先也需要通过有限元仿真分析或实际试验测量,得到结构上应力危险点处应力或应变的时间历程曲线,之后利用统计方法获得各功率谱相关统计参数,之后采用不同的统计参数和应力概率密度函数,选用合适的疲劳损伤累计准则和破坏判据,进行疲劳寿命预估。该方法相对简单,已经在各工业领域获得了广泛的应用^[4-5]。本文仅针对有限元容易实现的频域法。频域法分析的流程如图8所示。

结构动力学分析可采用MSC.Nastran、Abaqus或者Ansys来完成,本文以Abaqus为例进行介绍。通过结构动力学分析可以得到结构振动响应并确认结构的疲劳危险部位和该部位的Von mises应力均方根值。

本文的振动疲劳寿命分析是基于Miner线性疲劳累积损伤理论和三区间法疲劳寿命分析方法。

4.2 线性疲劳累积损伤理论

Miner线性累积损伤理论是公认的最典型的线性疲劳累积损伤理论,该方法认为疲劳破坏是一个疲劳损伤线性累积的过程,当损伤累积到一定的程度时,构件发生破坏^[6-8]。

假设构件在k次应力幅值S_i作用下,通过n_i次循环,可以计算构件的总损伤为:

式中:

D ——构件的累积损伤;

n _i ——构件在应力幅值S_i作用下的循环次数;

N _i——构件在应力幅值S_i作用下的疲劳寿命。

基于Miner线性累积损伤理论,疲劳破坏判据为:

4.3 三区间法

对于振动引起的疲劳寿命计算,工程界比较可行的方法是三区间法^[9]。该方法认为Von Mises应力可以处理成三个区间,分别以±1σ应力、±2σ应力和±3σ应力为边界来进行定义。该方法认为振动激励的分布为正态分布,则应力水平的分布也是正态分布,在区间-1σ~1σ发生振动的时间占比为68.3%,在应力区间-2σ~-1σ、1σ~2σ发生振动的时间占比为27.1%,在应力区间-3σ~-2σ、2σ~3σ发生振动的时间占比为4.33%。应力值分布在该3个区间之外,即小于-3σ或大于3σ发生振动的时间仅占0.27%,认为对构件造成的损伤可忽略^[10]。

基于三区间法,并结合Miner线性疲劳累积理论和判据,疲劳损伤计算公式如下:

式中:D —结构疲劳损伤;n _i—构件在应力幅值S _i作用下的循环次数;N _1σ,N _2σ,N _3σ—材料的S-N曲线上1σ,2σ,3σ应力水平下的疲劳寿命。1σ为结构的随机振动响应均方根应力,2σ和3σ分别为1σ应力的2倍和3倍;f—结构振动第一阶非自由固有频率,Hz; T—总振动时间,s。

总振动时间T根据RTCA/DO160中各试验规定取值。计算得到结构振动损伤D后,若D<1,则结构不会发生破坏,满足该高周疲劳要求;若D<1,则结构会发生破坏,不满足该高周疲劳要求。

5 算例

本文采用Abaqus软件计算,具体流程如下:

1) 定义基础激励输入功率谱密度

频域法中振动环境载荷以功率谱密度(Power Spectral Density, 简称PSD)的方式输入,RTCADO160给出了的振动环境PSD曲线,如图9所示。

民用飞机系统的振动环境一般是从飞机端通过安装支架传递到系统结构,该振动环境对于系统结构而言是基础激励,所以采用基础激励的方式将振动环境载荷施加到系统结构上。

2) 频率分析

在完成FEM建模、材料属性定义、边界条件定义之后,需设置第一个分析步为频率分析,一般设置频率上限为2 000Hz。该分析可以得到结构在2 000Hz频率以内的各阶模态,并获得第一阶固有频率f。

3) 随机响应分析

完成频率分析后,设置第二个分析步为随机响应分析,该分析步需设置关心的频率范围和结构的阻尼,频率范围一般设置为0Hz~2 000Hz,阻尼可根据结构的材料查询。通过该分析,可获得结构的随机振动响应均方根应力分布,图10为某型民机发动机灭火喷嘴随机响应分析Von mises均方根应力分布图。

通过该分析可以看出焊接结构的疲劳应力危险点在焊趾处,该位置的最大Von mises均方根应力即为1σ应力。

4) 疲劳损伤计算

根据上面得到的应力危险点的1σ应力,分别计算出2σ和1σ应力。通过材料S-N曲线,得到1σ,2σ,3σ应力对应的疲劳寿命N _1σ,N _2σ,N _3σ。再根据公式(3),计算得到总疲劳损伤。

6 结论

本文以民用飞机焊接管路为研究对象,详细说明了焊接管路的疲劳失效模式、载荷工况、有限元建模要求,以及工程可用的高周疲劳分析方法,并在最后给出了算例。本文可得到如下结论:

1)焊接结构的不连续性易导致应力集中,从而使焊接结构容易发生疲劳破坏;

2)通常焊接接头疲劳破坏经常发生在焊趾或者焊根上;

3)焊趾处的应力集中效应可通过在焊趾处增加倒角特征来消除,针对不同壁厚需采用不同倒角尺寸;

4)采用Miner线性累积损伤理论和三区间法进行疲劳损伤累积及损伤判定,最终可获得焊接结构在飞机振动环境中的疲劳寿命。

参考文献