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在航空航天领域采用激光焊接技术对高强度铝合金进行焊接,极大地提高了飞行器的制造水平,但焊缝区域容易产生气孔、裂纹等缺陷。其中,焊接裂纹的存在破坏了构件的连续性和完整性,降低了结构的承载能力。本文基于全场变形提出了裂尖和塑性区确定方法,开展了对6061铝合金激光焊缝裂纹扩展与偏折行为的研究,测得Ⅰ型、Ⅱ型和混合型裂纹的偏折轨迹、裂纹尖端塑性区的形状与大小及裂纹的断裂韧性,讨论分析了上述裂纹参数对裂纹扩展行为的影响。首先,使用数字图像相关方法获得含Ⅰ型焊缝裂纹的6061铝合金激光焊接试验件表面的位移场和应变场数据。通过近裂纹面的参考直线拟合法求得Ⅰ型焊缝裂纹扩展过程中的名义裂尖位置、裂纹尖端张开角(CTOA)、裂纹尖端张开位移(CTOD),使用焊缝区域的围线积分法求得Ⅰ型焊缝裂纹的断裂韧性。通过相位一致方法获得Ⅰ型焊缝裂纹的扩展轨迹,结合最大类间方差法(Otsu)求得裂纹尖的塑性区形状及大小。结果表明:名义裂尖确定方法能够准确地测得裂纹尖端位置,获得裂纹尖端位置处的CTOA、CTOD。当裂纹在焊缝区扩展后,CTOA、CTOD由缓慢的增长模式转变到稳定较快近线性增长;裂纹由焊缝区向热影响区过渡阶段,CTOA和CTOD近似为零;裂纹在热影响区稳定扩展阶段,CTOA和CTOA缓慢增加。其次,将6061铝合金激光焊接试验件Ⅰ型焊缝裂纹的研究方法扩展至混合型焊缝裂纹,研究混合型焊缝裂纹的扩展与偏折行为。混合型裂纹具有复杂的扩展行为,使用名义裂尖方法不能有效地获得混合型裂纹的尖端位置,因此采用相位一致方法获得混合型裂纹的偏折轨迹,并通过裂纹轨迹获得裂纹尖端位置。同样地,结合最大类间方差法与去基平面方法,获得裂纹尖端位置处的塑性区形状和大小,以此研究Ⅰ型焊缝裂纹和Ⅱ型焊缝裂纹在混合型裂纹中对裂纹扩展与偏折行为的影响,并通过围线积分法获得混合型裂纹的断裂韧性。结果表明:Ⅱ型焊缝裂纹相比于Ⅰ型焊缝裂纹扩展难度加大;Ⅰ型裂纹所引起的塑性区范围大于Ⅱ型裂纹引起的塑性区范围;随着加载角度的增大,裂纹尖端塑性区形状越发的狭长;混合型裂纹中Ⅱ型裂纹占比越多,Ⅱ型裂纹扩展方向所积累的塑性变形越多,裂纹越早的由热影响区向母材方向扩展。最后,对6061铝合金激光焊接试验件Ⅰ型、Ⅱ型和混合型裂纹的扩展行为进行了有限元模拟。结果表明:激光焊缝裂纹扩展过程中,裂纹尖端应力场出现了明显的不连续,母材区域塑性区对应的半径大小大于焊缝区域大于热影响,这与试验件母材、焊缝和热影响区所对应的材料属性相一致。