（中航工業(yè)第一飛機設(shè)計研究院， 西安 710089)

航空鋁合金是飛機結(jié)構(gòu)材料中的主干材料，是最早推動航空工業(yè)發(fā)展的基礎(chǔ)，對航空工業(yè)的進步具有極其重要的戰(zhàn)略意義[1-3]。近年來，超高強鋁合金憑借其密度小、加工性能好及焊接性能優(yōu)良等特性，越來越被廣泛應(yīng)用。同時，熱處理工藝作為一種改善材料性能的重要手段，通過固溶處理，使其能夠達到足夠的強度和韌性。但是，不可避免的是熱處理過程帶來的危害卻也是顯而易見的，即淬火過程中產(chǎn)生的殘余應(yīng)力使零件在后續(xù)加工過程中產(chǎn)生變形翹曲甚至開裂現(xiàn)象。因此，系統(tǒng)研究毛坯淬火殘余應(yīng)力的產(chǎn)生機理及其分布規(guī)律，對改善零件的尺寸精度和使用壽命具有重要的指導(dǎo)意義。有關(guān)這方面的研究國內(nèi)外已經(jīng)開展了相關(guān)的工作[4-8]，但大多局限于簡單形狀的零件。隨著航空技術(shù)的發(fā)展，整體結(jié)構(gòu)件的出現(xiàn)使殘余應(yīng)力問題變得更為復(fù)雜，一躍成為世界性難題。因此，本文針對航空結(jié)構(gòu)件的復(fù)雜性，開展T字型航空7050鋁合金鍛件的淬火殘余應(yīng)力數(shù)值模擬分析，為航空設(shè)計人員提供一定的參考基礎(chǔ)。

1 有限元數(shù)值模擬計算

1.1 淬火殘余應(yīng)力產(chǎn)生機理

殘余應(yīng)力是指在沒有對物體施加外力時，物體內(nèi)部存在的保持自相平衡的應(yīng)力系統(tǒng)[9-10]，它是固有應(yīng)力或內(nèi)應(yīng)力的一種。傳統(tǒng)工藝中對構(gòu)件進行的熱處理工藝是構(gòu)件產(chǎn)生淬火殘余應(yīng)力的主要原因，由于造成了構(gòu)件表面和芯部在快速加熱和冷卻過程中的溫度梯度，冷卻速度不同，產(chǎn)生的塑性變形就會不同，繼而引發(fā)熱應(yīng)力場急劇變化，最終產(chǎn)生熱應(yīng)力。同時，對于存在相變的金屬構(gòu)件也會引發(fā)組織應(yīng)力，構(gòu)件最終的殘余應(yīng)力正是這兩種應(yīng)力的綜合效果。

1.2 模型的建立

本文模擬的對象是航空用T字型7050鋁合金鍛件。淬火開始溫度為475℃，淬火介質(zhì)為65℃的水。根據(jù)對稱性原理取鍛件的1/2部分進行建模，沿模型長度（X軸）、寬度（Y軸）和厚度（Z軸）方向的應(yīng)力分別為σ11、σ22和σ33，如圖1所示。有限元軟件選取ABAQUS進行準耦合模擬，熱傳導(dǎo)單元劃分選擇DC3D8,即八節(jié)點線性傳熱六面體單元。熱應(yīng)力單元選擇C3D8R，即八節(jié)點線性六面體單元。

1.3 材料熱物性參數(shù)

前期大量研究表明[11-13]，金屬材料的熱處理淬火過程歸結(jié)到有限元分析中，是一個典型的非線性熱力耦合問題，其過程相當復(fù)雜，在有限元分析中，最重要的依據(jù)就是參數(shù)的選擇和邊界條件的設(shè)定。其中，熱物理參數(shù)，即密度、熱傳導(dǎo)率、比熱容、熱膨脹系數(shù)和力學(xué)性能參數(shù)均隨溫度的變化而變化。因此，本文選取模擬該構(gòu)件的主要熱物理參數(shù)和力學(xué)性能均是溫度的函數(shù)，由相關(guān)試驗可得7050鋁合金熱物理參數(shù)和力學(xué)性能參數(shù)，用于數(shù)值模擬計算。

2 有限元數(shù)值模擬結(jié)果分析

2.1 淬火溫度場分布規(guī)律

本文采用準耦合法對該航空鋁合金構(gòu)件進行熱傳導(dǎo)分析，繼而進行淬火過程中的瞬態(tài)應(yīng)力場分析，使其最終得到淬火殘余應(yīng)力的分析規(guī)律。研究表明，熱處理的有限元理論基礎(chǔ)主要受溫度、相變和應(yīng)力3種因素之間的相互影響，且它們之間相互影響，而對于鋁合金淬火過程，基本不涉及相變過程[13]。因此，在分析殘余應(yīng)力分布規(guī)律的過程中，材料的熱物理參數(shù)的準確性就顯得尤為重要。

為了準確分析航空7050鋁合金構(gòu)件溫度場的變化情況，隨機選取具有代表性的表面（紅色）和芯部（藍色）兩個點研究構(gòu)件不同部位溫度隨冷卻時間的變化規(guī)律。從圖2可以看出，表面材料在遇到淬火介質(zhì)后溫度急劇下降，在冷卻時間為10s左右時，溫度已下降至65℃。而芯部材料冷卻情況明顯緩慢，當冷卻時間延長至50s時，溫度才逐漸下降至65℃。

圖1 鋁合金鍛件有限元模型Fig.1 FE model of aluminum forging

圖2 淬火過程溫度分布規(guī)律Fig.2 Distribution of temperature quenching process

2.2 殘余應(yīng)力分布規(guī)律

由于本文研究對象形狀的特殊性，故對殘余應(yīng)力規(guī)律的分析分為腹板和肋兩個部分。圖3為構(gòu)件淬火后沿3個方向淬火殘余應(yīng)力隨構(gòu)件厚度變化的曲線圖。由圖3可得整體規(guī)律： （1）無論零件的腹板還是肋部位，殘余應(yīng)力均呈現(xiàn)出表面壓應(yīng)力、芯部拉應(yīng)力規(guī)律； （2）沿厚度方向的殘余應(yīng)力σ22隨構(gòu)件厚度的變化很小，可忽略不計，這是由于厚度方向的尺寸遠遠小于長度方向和寬度方向。

圖3 腹板和肋部位的殘余應(yīng)力分布Fig.3 Distribution of residual stress on web and rib parts

在整體規(guī)律研究的基礎(chǔ)上，由圖3（a）可知，腹板部位的殘余應(yīng)力規(guī)律性很強，表面殘余壓應(yīng)力σ11約為-500MPa；芯部殘余拉應(yīng)力σ11最大值約為380MPa，數(shù)值接近其抗拉強度；殘余應(yīng)力σ33與σ11變化規(guī)律相似。由圖3（b）～（c）可知，肋部位的表面殘余應(yīng)力與腹板的表面殘余應(yīng)力基本相當，但芯部應(yīng)力分布規(guī)律相對復(fù)雜，這是由于肋部位的塑性應(yīng)變集中所致，且分布規(guī)律相對復(fù)雜，這是由肋部位的塑性應(yīng)變集中所致。肋部表面殘余壓應(yīng)力σ11最大值約為-500Mpa，芯部拉應(yīng)力最大值達到約為320MPa。其中，芯部40～100mm范圍內(nèi)，拉應(yīng)力出現(xiàn)了先下降后小幅度上升的變化規(guī)律，但均為殘余拉應(yīng)力。肋部表面殘余壓應(yīng)力σ33最大值約為-500MPa，芯部殘余拉應(yīng)力最大值約為300MPa。其中，在芯部40～80mm范圍內(nèi)，拉應(yīng)力300MPa轉(zhuǎn)變?yōu)閴簯?yīng)力-120MPa，在芯部80～100mm范圍內(nèi)，壓應(yīng)力又重新轉(zhuǎn)變?yōu)槔瓚?yīng)力120MPa。

2.3 殘余應(yīng)力與溫度之間的關(guān)系

圖4為航空7050鋁合金構(gòu)件殘余應(yīng)力分布與溫度變化的對應(yīng)曲線。由有限元云圖可知，航空構(gòu)件在整個淬火過程中，內(nèi)外表面的淬火殘余應(yīng)力隨著冷卻時間的延長呈現(xiàn)出交替的變化規(guī)律[14]，與其他鋁合金制品呈現(xiàn)基本相似的規(guī)律。其中冷卻速度的不均勻使得殘余應(yīng)力發(fā)生了前期急劇變化，后期趨于平緩的過程。其中，當金屬構(gòu)件剛剛進入淬火介質(zhì)中時，外表面呈現(xiàn)拉應(yīng)力，芯部呈現(xiàn)壓應(yīng)力，隨著時間的延長，內(nèi)外表面呈相反變化。分析原因可以知道，在構(gòu)件初期開始淬火工藝時，由于表面剛剛接觸較冷的淬火介質(zhì)，內(nèi)外溫差十分巨大，熱脹冷縮原理，外表面產(chǎn)生收縮，因而承受芯部的拉應(yīng)力，由于力的相互作用，芯部受到壓應(yīng)力。隨著冷卻時間的繼續(xù)延長，構(gòu)件內(nèi)外表面的溫度梯度逐漸減少，芯部材料開始收縮，繼而出現(xiàn)芯部受拉力、外部受壓力的最終狀態(tài)。

圖4 航空構(gòu)件殘余應(yīng)力分布與溫度變化的關(guān)系Fig.4 Relationship between residual stress distribution and temperature of aeronautic component

2.4 模型驗證

為了驗證模型的準確性，選取模擬試驗件對其進行殘余應(yīng)力測試，將測試結(jié)果與模擬結(jié)果進行對比。如圖5所示，試驗包括對試樣進行固溶、淬火、應(yīng)變測試，最后利用剝層法得出不同部位的殘余應(yīng)力數(shù)值。試驗結(jié)果表明：該模型具有較高的精度，控制在10%以內(nèi)的工程要求范圍能很好模擬出復(fù)雜形狀的鋁合金淬火殘余應(yīng)力分布規(guī)律，為后續(xù)消除構(gòu)件殘余應(yīng)力提供準確的參考基礎(chǔ)，對改善零件變形嚴重問題具有重要意義。

圖5 航空構(gòu)件不同部位模擬殘余應(yīng)力與試驗值對比Fig.5 Comparison of experimental and computed residual stresses for different positions of aeronautic component

3 結(jié)論

利用非線性有限元軟件ABAQUS中的熱-力耦合模塊，采用淬火過程構(gòu)件與冷卻介質(zhì)的膜層散熱邊界條件模擬了T型航空鋁合金結(jié)構(gòu)件淬火殘余應(yīng)力分布規(guī)律。

從驗證結(jié)果來看，本模型具有較高的精度，能很好模擬出復(fù)雜形狀的鋁合金淬火殘余應(yīng)力分布規(guī)律，其中腹板部位呈現(xiàn)出外壓內(nèi)拉的規(guī)律。

淬火過程中構(gòu)件溫度梯度的變化是導(dǎo)致殘余應(yīng)力的主要因素，7050鋁合金T型構(gòu)件內(nèi)外應(yīng)力場隨著溫度的變化發(fā)生了交替變化，經(jīng)歷了由外拉內(nèi)壓到外壓內(nèi)拉的應(yīng)力變化規(guī)律。

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