釬焊壓力對GH4099蜂窩夾層結構焊接質量影響研究

馬平義,祖清明,陳 旭,周賢軍,黃裕乾,石文展,彭赫力*

(1. 上海航天精密機械研究所,上海 201600;2. 上海金屬材料近凈成形工程技術研究中心,上海 201600;3. 上海航天技術研究院,上海 201109)

0 引 言

蜂窩夾層結構是由兩層薄而強的面板材料,中間夾一層厚而輕的蜂窩芯,結合高強度的框架通過粘結或焊接而成,其較傳統結構具有質量輕、強度高、剛性大、隔熱隔聲等一系列優點,在航空航天、船舶、車輛等領域得到了廣泛關注[1-3]。金屬蜂窩夾層結構作為其中一種典型的輕量化高強結構,還具有良好的耐高溫、耐沖擊性能,其在先進飛行器等產品結構件上的推廣應用,將對產品性能提升有顯著的促進作用。

釬焊是實現金屬蜂窩夾層結構高性能制造的重要方法[4-5]。釬焊過程中需要將工件加熱到釬料熔化溫度以上,并施加一定的壓力,使面板與蜂窩間的焊接間隙控制在釬料填隙能力范圍內。GH4099材料已廣泛應用于航空航天等耐高溫部件,對鎳基高溫合金來說,其釬焊溫度一般在選定釬料熔點以上20～50℃[6-7]。對GH4099蜂窩夾層結構來說,蜂窩芯為薄壁弱剛性結構,容易在壓力作用下變形失穩,且蜂窩為線切割制得,容易翹曲變形;面板通常由鈑金成型,平面精度有限,需要通過一定的釬焊壓力實現面板與蜂窩型面的緊密貼合,同時避免蜂窩發生失穩變形,因此壓力是影響該類結構焊接質量的重要因素。本文通過對GH4099蜂窩夾層結構不同焊接壓力時的應力應變進行仿真分析,并結合試驗研究了焊接壓力對其釬焊成型效果的影響,從而為高性能GH4099蜂窩夾層結構的制備提供技術支撐。

1 試驗材料與方法

試驗采用的蜂窩芯和面板均為GH4099材料,所設計的蜂窩芯內切圓直徑為10mm,面板為1mm厚的板材。蜂窩芯是由0.12mm厚的帶材,經輥壓成型、電阻點焊、機加工后制成的,再通過BNi2釬料實現與面板的連接。

首先,運用間接法順序耦合,采用ANSYS有限元軟件對蜂窩夾層結構釬焊加壓過程進行結構—熱模擬分析。針對釬焊加壓過程,做出如下假設:結構初始溫度恒定,熱輸入為輻射加熱,忽略其與周圍環境對流換熱,結構受熱受壓均勻。GH4099的物理及力學性能數據列于表1。蜂窩夾層結構模型及八節點六面體實體單元網格劃分模型如圖1所示。

表1 GH4099合金材料的物理和力學性能參數

其次分別采用0.05～0.20MPa 4種工裝壓力,在1020℃保溫20min后降溫至1000℃保溫1h的參數下進行釬焊試驗,用金相顯微鏡(Axio Scope.A1)對獲得的夾層結構進行金相檢驗,分析接頭組織,采用非標自制三軸超聲C掃描自動檢測系統對結構焊合情況進行檢測;對夾層結構制取壓縮試樣,用CMT5504型電子萬能試驗機對接頭進行壓縮試驗,測試速度為1mm/min。

2 結果與討論

2.1 夾層結構有限元模擬

運用間接法對夾層結構釬焊過程的結構—熱耦合進行模擬,首先對結構進行熱分析,求得溫度場,將模型中的單元轉換為對應的結構分析單元,并將求得的熱分析結果當作載荷施加到節點上,同時施加應力載荷,對夾層結構進行分析。

研究表明,釬焊后,在某一溫度下對接頭進行長時間等溫擴散,有利于進一步提高接頭性能[7-8]。這里針對GH4099材料及BNi2釬料,設計焊接等溫擴散保溫溫度為1000℃。釬焊壓力一般是通過工裝施加的,并且在整個焊接過程中保持不變。為保證焊接質量,工裝需要保證能夠施加足夠大的焊接壓力。對此,分別定義耦合場:等溫擴散溫度為1000℃,工裝壓力分別為0.05, 0.10, 0.15和0.20MPa。對上述模型進行結構—熱耦合場分析,得到不同壓力作用下構件的應力、應變和變形量等分布情況。

以0.10MPa工裝壓力為例,分析結構應力分布,此時蜂窩與面板應力分布如圖2所示。結果顯示,六邊形蜂窩芯邊緣中心位置存在應力集中,由邊緣中心向內和向兩邊逐漸減小,呈圓形發散。三邊交界的柱狀支持處應力最小,該位置處結構支持強度最大,因此不存在先行失穩的情況。面板應力分布結果顯示,表面形成與蜂窩芯尺寸對應的六邊形應力分布,最大應力分別為蜂窩芯支撐位置和中心無支撐位置處。由于缺少結構約束,中心無支撐位置極易發生失穩。

(a) 蜂窩芯應力分布

不同工裝壓力作用下構件的應力應變及變形量分布如圖3所示。由圖3(a)～3(d)所示應力分布可知,隨著壓力的增加,蜂窩結構整體應力分布沒有明顯變化,面板呈六邊形點陣式的應力分布,蜂窩芯在與面板的結合位置存在一定應力集中,蜂窩芯中部應力最小。最大應力由2.5MPa呈線性逐漸增加至9.98MPa,該應力值未超過該溫度下材料的屈服極限。由圖3(e)～3(h)所示應變分布可知,隨著壓力的增加,蜂窩結構整體應變分布也沒有明顯變化。整體應變分布與應力分布接近,面板呈六邊形點陣式的應變分布,蜂窩芯在與面板的結合位置處存在較大的應變,蜂窩芯中心部位應變最小。最大應變由7.80×10-5線性逐漸增加至3.12×10-4。由圖3(i)～3(l)所示變形量分布可知,隨著壓力的增加,蜂窩結構整體變形量分布沒有明顯變化。面板表面出現點陣狀變形坑,這是中心位置應力值大,且缺少蜂窩芯支撐和約束導致的。隨著壓力的增加,最大變形量由1.29×10-3mm線性逐漸增加至5.16×10-3mm。由于該溫度下蜂窩芯結構穩定,固定約束下相對變形量較小,變形分布也相對較均勻,結構未出現失穩跡象,因此需進一步開展相應壓力下的釬焊試驗,對仿真結果進行驗證,同時對夾層結構釬焊質量進行分析。

(a) 0.05MPa下應力分布

2.2 夾層結構釬焊試驗

采用前述釬焊參數開展蜂窩夾層結構釬焊試驗,焊后效果如圖4所示,可見面板表面未出現溶蝕或變形坑。不同工裝壓力下夾層結構釬焊前后高度變化量如表2所示,可以看出,隨著工裝壓力的增加,蜂窩結構厚度方向的變形量逐漸升高并近似呈線性增加趨勢,與仿真結果呈現較好的一致性,但由于該溫度下中間釬料層熔化,變形量整體較仿真結果有所偏大。

表2 不同工裝壓力下夾層結構釬焊前后高度變化量

不同壓力下夾層結構釬焊接頭金相組織如圖5所示。由圖5可知,釬焊接頭組織分為擴散區、界面區、釬縫中心區,其中擴散區是由釬料中的低熔點元素向母材擴散形成的,界面區為固溶體組織,釬縫中心區為共晶組織。各壓力下接頭擴散區寬度相當,采用界面區和釬縫中心區的寬度表征不同壓力下焊縫寬度。金相結果顯示,當壓力為0.05MPa時,焊縫較寬,釬料僅對蜂窩端部有潤濕作用。當壓力達到0.10MPa及以上時,釬腳飽滿。金相軟件測得焊縫寬度隨壓力變化曲線如圖6所示,由圖6可知當壓力從0.05MPa增加到0.10MPa時,焊縫寬度顯著減小,并且隨著釬焊壓力進一步增加,焊縫寬度隨之減小。由于焊接壓力直接影響焊縫間隙,焊縫間隙與焊縫組織形態關系密切,進而影響接頭的強度等性能。當焊縫間隙小于某一值時,焊縫組織由鎳基固溶體構成,對應的接頭強度和塑、韌性均較高。而當焊縫間隙大于這一值時,焊縫中出現的化合物相將導致接頭脆性[9-10]。焊縫寬度主要通過焊接過程中工裝施加的壓力載荷控制,因此,通過增加壓力載荷進一步降低面板和蜂窩間隙是提高焊縫強度的有效方法。

(a) 0.05MPa

圖6 焊縫寬度隨釬焊壓力變化曲線Fig.6 Curve of the width of brazing seam changing with brazing pressure

對焊后夾層結構進行超聲C掃描無損檢測,結果如圖7所示,由圖7可知,當壓力僅為0.05MPa時,蜂窩與面板連接處存在部分未焊合區域,這是蒙皮由于翹曲變形,0.05MPa的焊接壓力不足以使蒙皮與蜂窩緊密接觸;當壓力達到0.10MPa及以上時,蒙皮與蜂窩接觸良好,連接界面各處均焊合較好。

(a) 0.05MPa

綜合以上釬焊試驗可以看到,工裝壓力增加,焊縫寬度隨之減小,接頭性能會有所提升。但根據圖6所示焊縫寬度和釬焊壓力曲線,當壓力達到0.10MPa并進一步增加時,焊縫寬度降低有限,接頭性能進一步提升空間有限。并且由于釬焊壓力是通過工裝配重施加的,若繼續增加壓力,會顯著增加工裝用量,加大蓄熱,導致加熱效率降低。為保證蜂窩夾層結構的焊合質量并減少蓄熱,施加0.10MPa的工裝壓力即可。對0.10MPa壓力下獲得的夾層結構進行室溫平面壓縮試驗,壓縮曲線如圖8所示?？梢钥闯?蜂窩夾層結構在壓縮過程中無明顯屈服階段,平均壓縮強度為10.40MPa。蜂窩壓縮后的宏觀形貌如圖9(a)所示,可見在高度方向,夾層結構中間部位發生屈曲變形,面板無明顯扭曲變形,對壓縮后的試樣進行超聲C掃描無損檢測,結果如圖9(b)所示,可見在結構發生屈服失效后,面板與蜂窩之間未發生脫焊。

圖8 焊接壓力0.10MPa時,蜂窩夾層結構平面壓縮曲線Fig.8 Plane compression curves of honey-comb sandwich structure under bonding pressure of 0.10MPa

(a) 壓縮失效后宏觀形貌

3 結 論

對不同釬焊壓力下GH4099蜂窩夾層結構焊接效果進行了仿真和試驗研究,可以得出以下結論:

(1) 隨著釬焊(仿真)壓力增加,面板應力應變分布特征無明顯變化,應力應變集中區域呈現與蜂窩芯格一致的六邊形分布特征,芯格中心處面板缺少約束,易發生變形,結構變形量呈線性增長趨勢;

(2) 隨著釬焊(試驗)壓力增加,焊縫寬度逐漸減小;壓力較小時,夾層結構存在部分未焊合區域;當壓力達到0.10MPa及以上時,焊縫寬度顯著降低,面板基本完全焊合;

(3) 為保證蜂窩夾層結構的焊合質量并減少蓄熱,最佳釬焊壓力為0.10MPa,此時夾層結構等效平面壓縮強度為10.40MPa。