惯性摩擦焊在商用航空发动机中的应用与研究现状

惯性摩擦焊在商用航空发动机中的应用与研究现状 Application and Research Status of Inertia Friction Welding in Commercial Aeroengine first-author 张　露（1983—），女，博士，主要从事发动机焊接结构设计工作。E-mail：Hayaya_zl@163.com。 张　露（1983—），女，博士，主要从事发动机焊接结构设计工作。E-mail：Hayaya_zl@163.com。 Hayaya_zl@163.com 中国航发商用航空发动机有限责任公司，上海 200241 中国航发商用航空发动机有限责任公司，上海 200241 AECC Commercial Aircraft Engine Co., Ltd., Shanghai 200241, China AECC Commercial Aircraft Engine Co., Ltd., Shanghai 200241, China 惯性摩擦焊作为一种典型固相焊接工艺，因其优异的焊接工艺性能，已广泛应用于国外先进航空发动机的风扇、压气机及涡轮等核心转动部件的焊接制造，代替了原始的螺栓连接结构，有效降低了制造成本，并减轻了发动机质量，提高了推重比。目前，国内外学者针对航空发动机用钛合金、高温合金及粉末高温合金的惯性摩擦焊接工艺和数值模拟等技术进行了一系列研究，通过分析总结国内外研究和应用现状，指出国内外在惯性摩擦焊技术方面的差距，以推动国内加快惯性摩擦焊接技术的研究工作，提升惯性摩擦焊接技术研究水平，支撑先进航空发动机的研制。 Inertia friction welding，as a typical solid phase welding process, has been used more often in welding fan, compressor and turbine rotating components of foreign advanced aircraft engine because of excellent welding performance. It replaces the original bolted structure, effectively reduces the manufacturing cost, reduces the engine weight and improves the thrust-to-weight ratio. At present, the foreign and domestic scholars research the inertia friction welding process and numerical simulation of aircraft engine with titanium alloy, high temperature alloy and powder metallurgy superalloy. The gap of inertia friction welding technology is pointed out by analyzing and summaring the research and application status at foreign and domestic. It will promote the domestic research work of inertial friction welding technology, improve the research level of inertial friction welding technology, and support the development of advanced aero-engine. 惯性摩擦焊 商用航空发动机 钛合金 高温合金 差距 inertia friction welding commercial aircraft engine titanium alloy high temperature alloy disparity 前言 1 在先进航空发动机的研制与生产中，焊接技术作为关键制造技术之一，在减轻结构重量、提高发动机推重比方面具有显著优势 ［ 1 1 ］ 。航空发动机高压压气机盘鼓及高压涡轮盘轴组件作为动力传动部件，需要承受高温、高压及大扭矩等动载荷，其焊接制造除了满足变形小、无氧化、高强度以及高精度等要求外，还应满足航空发动机长寿命、高可靠性对焊接工艺质量稳定性的高要求。 商用航空发动机作为民用航空动力，其安全性和经济性要求比军用航空发动机更高。随着商用航空发动机性能的逐渐提高，新型高温合金及粉末高温合金材料在商用航空发动机上的使用量在逐渐增长，同时也对相应的焊接工艺提出了更高的技术要求。对于航空发动机转子组件中常用的的材料如TC4、IN718等，电子束焊和惯性摩擦焊均可满足设计要求，但随着越来越多耐高温性能更高的粉末高温合金材料的应用，电子束焊接工艺已经难以获得满意的焊接接头，主要是其作为一种高能密度熔焊工艺，在焊接过程中高体积百分比的γ'强化相成分复杂，易形成结晶裂纹、热影响区液化裂纹和应变时效裂纹。此外，电子束焊接工艺更不适合异种高温合金材料的焊接。惯性摩擦焊作为一种固相焊接方法，焊接过程中界面金属处于高温塑性状态而未发生熔化，避免了熔化焊可能带来的裂纹、夹渣及未熔合等缺陷 ［ 2 2 ］ ，并以其优质高效、环境友好、能量输入准确可控等独特优势，在商用航空发动机转子组件的焊接中发挥着越来越重要的作用。 本文主要介绍惯性摩擦焊工艺在商用航空发动机中的应用情况，并从工艺研究和数值模拟研究两个方面分析惯性摩擦焊的研究现状。 惯性摩擦焊的工艺特点和应用 1 惯性摩擦焊接的原理是：通过待焊材料之间的摩擦产生热量，在焊接力的作用下使材料发生塑性变形与流动，从而实现材料的连接。该焊接过程属于固态焊接，具有以下工艺特点： a .热量输入速率高，热影响区窄。 b .焊接热循环结束时，螺旋形焊缝的产生和热扩散性作用有助于提高焊缝强度（一般情况下，接头强度接近甚至略高于母材强度）。 c .焊合区金属为锻造组织，不会产生与熔化和凝固相关的焊接缺陷，缺陷形成几率明显低于其他焊接方法。 d .固相连接，加热均匀、同步、焊接变形小，焊接缩短量可精确测量和控制。 e .焊接后焊件长度公差在±0.2 mm之间，径向跳动小于0.2 mm，可放在末道或近末道工序 ［ 3 3 ］ 。 根据惯性摩擦焊的工艺特点可知，其适用于转子组件的焊接。目前在商用航空发动机中，采用该焊接方式的零件主要包括风扇盘、压气机盘鼓组件、高压涡轮盘轴组件等，这类转动件具有以下特点 ［ 4 4 - 5 5 4-5 ］ ： （1）尺寸精度高。对于盘鼓类零件，由于焊接后内腔加工困难，到焊接工序时已基本到终加工阶段，特别是内型面尺寸已加工到最终尺寸，无加工余量。作为商用航空发动机上的转动件，要求其具有良好的动平衡性，端跳、径跳公差小于0.03 mm，尤其是盘毂组件的焊缝数量一般在2条以上，每条焊缝的收缩量无法保持绝对一致，更增加了控制焊接变形的难度。 （2）焊接质量要求高。盘鼓/盘轴组件是航空发动机中的关键组件，对焊缝质量要求很高，为Ⅰ类焊缝。焊缝应100%焊透，同时保护辐板不被烧伤和粘污。 （3）焊接接头性能要求高。作为关键转动件，盘鼓/盘轴组件承受高温、高转速，要求焊接组件具有抗高温、抗交变载荷能力，以及很好的动平衡性。这对焊接接头提出了更高的要求，不仅要求其具有较高的强度、持久、蠕变和疲劳性能，还要具有低的缺口敏感性和优良的抗裂纹扩展能力。 惯性摩擦焊在商用航空发动机转子部件中的应用如 表1 表1 所示。以GE90风扇盘为例，其最初制备工艺为整体锻造，毛坯直径约为330 mm，锻造较为困难，因此将风扇盘的设计修改为将3个Ti17合金锻件经惯性摩擦焊连接为一个整体结构，每个锻件直径减少为250 mm，与直接锻造的风扇盘相比，节省了大量的材料和成本 ［ 6 6 ］ 。 公司 发动型号 应用部件 焊接材料 12 GE 4 GE90 风扇盘 Ti17 2~6级高压压气机盘鼓组件 Ti17+Ti6242 8~10级高压压气机盘鼓组件 IN718+Rene′88DT 高压涡轮盘轴组件 Rene′88DT 4 GEnx 风扇盘 Ti-6Al-4V 3~4级高压压气机盘鼓组件 Ti6242 6~10级高压压气机盘鼓组件 IN718+Rene′88DT 高压涡轮盘轴组件 Rene′104+IN718 GP7200 高压压气机转子 — CF6 3~9级压气机转子 — 2 CFM56 1~2级压气机盘 Ti17 4~9级压气机盘 IN718 2 R.R. 2 Trent1000 高压压气机转子 RR1000 涡轮后短轴与涡轮盘 RR1000 由 表1 表1 可知，惯性摩擦焊工艺尤其适用于焊接由钛合金、高温合金、粉末高温合金等同种或异种材料组合的轴对称部件，如盘鼓类组件、盘轴类组件等，由于惯性摩擦焊接头质量好、工艺稳定性高，在商用航空发动机转动件的焊接中具有广阔的应用前景。 惯性摩擦焊工艺研究现状 1 同种材料惯性摩擦焊工艺 2 钛合金 3 钛合金具有高比强度和优异的抗腐蚀能力，被广泛应用于商用航空发动机风扇盘、压气机低温端等部件。常用的钛合金材料主要为Ti-6Al-4V、Ti17、Ti6246，熔焊可焊性优良，电子束焊和惯性摩擦焊两种焊接工艺均可用于该类材料的焊接，焊接方式的选择主要取决于结构设计和焊接工艺的成熟度等因素。 国内外对钛合金惯性摩擦焊工艺研究的结果表明，钛合金经过惯性摩擦焊后可以获得性能优良的焊接接头。例如，Ti-6Al-4V惯性摩擦焊接头的拉伸性能与母材相当 ［ 3 3 ］ ；β型Ti-6246钛合金惯性摩擦焊接头为细晶的锻造组织，经过焊后热处理，在焊缝区形成了新的板条状二次α相，焊接接头的拉伸和疲劳性能与母材相当，蠕变性能略有降低 ［ 7 7 ］ ；α+β型Ti17钛合金惯性摩擦焊接头的强度稍高于或等于母材强度，塑性略低于母材，接头疲劳性能与母材相当，在室温下，当断裂韧性Δ K ≤15 MPa·m 1/2 时，焊缝区疲劳裂纹扩展速率较小，当Δ K ≥15 MPa·m 1/2 时，焊缝区的扩展速率大于母材，高温下焊接接头各部位的裂纹扩展速率相差不大 ［ 8 8 ］ 。 高温合金 3 随着商用航空发动机性能的提高，高温合金的用量不断增加，占商用航空发动机金属用量的40%以上。其中，在盘、轴转子部件中应用最多的是镍基高温合金，该种合金高温强度、持久性能较高，综合性能优异，以IN718、U720Li等变形高温合金和RR1000、Rene′88DT等粉末高温合金为典型代表。 IN718合金是以奥氏体γ相为基体，以γ″辅以γ′强化，同时采用固溶强化、晶界强化等强化方式的镍基高温合金，具有良好的焊接性能，可采用氩弧焊、电子束焊、惯性摩擦焊等方法进行焊接。与熔化焊方法相比，惯性摩擦焊具有以下优点：①惯性摩擦焊焊缝是在强大的摩擦压力和扭矩的联合作用下形成的，热变形金属的动态再结晶过程较为充分，其晶粒组织呈细小均匀的等轴晶特征，同时由于焊接时间很短，动态再结晶过程充分而动态回复不足，最终得到细晶和超细晶组织。②在惯性摩擦焊过程中，γ′强化相在邻近焊缝处溶解，并不会发生沉淀，其接头组织仍是与母材相同的锻态组织，同时晶粒度与母材相近。因此，IN718合金惯性摩擦焊接头的强度、塑性、显微硬度和高温持久性能一般接近甚至高于母材。另外，国内对GH4169惯性摩擦焊接头的疲劳裂纹扩展性能进行了研究，结果表明在相同温度下，由于焊缝中的晶界与第二相颗粒对裂纹的阻碍效应更强，所以GH4169合金惯性摩擦焊焊缝的疲劳裂纹扩展速率低于母材，且疲劳裂纹均以穿晶方式扩展；随着温度的升高，高温下晶界弱化，在裂纹尖端加速氧化以及屈服强度和弹性模量降低的共同作用下，母材与焊缝的疲劳裂纹扩展速率均明显提高 ［ 9 9 ］ 。 U720Li变形高温合金和RR1000、FGH96、Rene′88DT等粉末高温合金由于较高含量的γ′强化相，熔焊性能较差。因此，惯性摩擦焊成为该类型材料转子部件唯一可行的焊接方法。 M. Preuss等 ［ 10 10 ］ 对比了RR1000、IN718和U720Li三种镍基合金的惯性摩擦焊接头力学性能、微观组织及残余应力。结果表明，在近焊缝处会发生γ′相的溶解，但是，由于Ti、Al含量较高时在快速冷却过程中再沉淀的作用大于溶解作用，所以在距熔合线中间0~1 mm范围内出现了γ′相的增加。焊态时焊缝区γ′相的含量较高，造成该区域内硬度和屈服强度σ 0.2 较高，同时三种材料的残余应力较大，经焊后热处理（732 ℃），IN718周向残余应力降至400 MPa，而U720Li和RR1000的残余应力下降至同等水平时，焊后热处理温度分别比IN718高30 ℃和80 ℃，三种镍基合金惯性摩擦焊接头的残余应力分布如 图1 图1 所示。 国内在新型变形高温合金以及粉末高温合金同种材料的惯性摩擦焊接工艺研究方面也开展了初步的研究工作。何胜春等人 ［ 11 11 ］ 研究了粉末高温合金FGH96（FGH96母材为热等静压+锻造）惯性摩擦焊接头的常温力学性能，结果表明，FGH96惯性摩擦焊接头的拉伸曲线与母材基本相同，其热影响区组织略有长大，且强化相部分溶于基体，使其抗拉强度略低于母材。此外，在对FGH96惯性摩擦焊接头裂纹扩展速率进行测定时，发现焊缝裂纹扩展速率明显低于母材，这是由于虽然裂纹在母材、焊缝中均以穿晶形式扩展，但焊缝组织晶粒细小，母材晶粒粗大，而细小晶粒具有更多晶界，从而阻碍了裂纹扩展速率 ［ 12 12 ］ 。但尚未针对惯性摩擦焊接头的焊后热处理制度选择、残余应力分布等进行深入的机理性研究，这直接影响惯性摩擦焊工艺的确定和在商用航空发动机中的应用。 异种材料惯性摩擦焊工艺 2 异种材料的焊接是指将不同化学成分、不同组织性能的两种或两种以上金属，在一定的工艺条件下焊接成规定设计要求的构件，并使形成的接头满足服役要求。异种材料的焊接可以在满足材料性能和使用温度的基础上降低质量及制造成本。对于熔焊性能较差的高温合金，在进行异种材料焊接时，惯性摩擦焊作为固态焊接是目前唯一可行的焊接方法。 由于异种材料组织、成分的差异，焊后如何消除焊缝的残余应力，使其达到最佳服役性能，成为惯性摩擦焊工艺研究中需要考虑的重要因素。HUANG Z W等人 ［ 13 13 ］ 对U720Li和IN718惯性摩擦焊接头的研究表明，在采用同一焊后热处理温度时，随着焊后热处理时间的延长，IN718的母材硬度处于下降趋势，因此焊后热处理制度的选择应充分考虑其对焊缝及母材的影响。 惯性摩擦焊接过程会带来γ′相的溶解和析出，由于U720Li中Al和Ti含量较高，在惯性摩擦焊结束时γ′相析出明显，因此焊态时近焊缝区的显微硬度变化不大，约为U720Li母材的80%，但IN718中的强化相γ″和γ′均溶解，γ′相析出不明显，因此在近焊缝区显微硬度较低，仅为IN718母材的50%。经过焊后热处理，U720Li近焊缝区析出的γ′和三次γ′相的粗化使得焊缝区的硬度明显上升。IN718经过760 ℃焊后热处理后，焊接过程中发生固溶的γ″相重新析出，使得硬度明显上升，焊后经过760 ℃×8 h热处理后，近焊缝区粗化的γ″相晶粒尺寸接近母材，如 图2 图2 所示 ［ 13 13 ］ 。 焊接过程带来的组织变化使得异种材料惯性摩擦焊接头的抗拉强度一般高于或接近性能较低的母材，低于性能较高的母材，但接头塑性一般低于母材。O. Roder ［ 14 14 ］ 针对发动机中转动件，研究了IN718和Rene′88DT惯性摩擦焊接头的力学性能，结果表明Rene′88DT+IN718惯性摩擦焊接头经焊后热处理后（热处理温度/时间接近于母材热处理制度）在IN718热影响区出现了γ″相的析出，与母材中组织相当，焊接接头的抗拉强度接近IN718母材，屈服强度低于IN718，如 图3 图3 所示。 疲劳性能方面，U720Li+IN718惯性摩擦焊接头在650 ℃高温下的疲劳性能高于较弱的IN718母材，低于U720Li ［ 15 15 ］ 。RR1000+IN718惯性摩擦焊接头在焊后热处理后，硬度高于IN718和RR1000母材，但由于晶界的氧化，裂纹的扩展速率也高于母材 ［ 16 16 ］ 。 目前国内对于异种材料惯性摩擦焊工艺的研究仍处于初步研究阶段，主要针对FGH96+GH4169高温合金惯性摩擦焊接头进行了界面温度测量，并对焊接接头的微观组织及演变过程进行了分析 ［ 17 17 ］ 。 惯性摩擦焊数值模拟研究现状 1 惯性摩擦焊是一个涉及高温、力学和冶金的复杂过程，传统的工艺设计方法是通过多次工艺试验和结果分析来获得合适的焊接工艺参数。这种方法虽然简单易行，但需要耗费时间进行大量试验，工作量大、效率低，尤其对于商用航空发动机关键部件的制造而言，由于所用材料价格昂贵，采用传统方法进行焊接工艺探索研究成本太高。因此，通过数值模拟研究惯性摩擦焊接过程中摩擦界面内部热、塑性流变等过程，一方面可以有效弥补试验研究手段的不足，另一方面可以揭示焊接过程中的物理本质，为焊接质量检测控制、接头组织性能调控奠定理论基础，对降低产品的研制风险和盲目性、提高焊接质量、优化焊接工艺有着重要意义。 国内外针对航空发动机关键零部件惯性摩擦焊过程中的温度场、应力场及残余应力等模拟工作进行了研究，同时结合工艺试验和测试结果来验证模拟结果。 同种材料惯性摩擦焊的数值模拟研究现状 2 近年来随着计算机在材料科学中的应用，基于流体力学、固体力学等的商用有限元软件极大推动了摩擦焊接热力过程的研究。 国外针对航空发动机用盘、轴等零组件用高温合金，尤其是RR1000等新型高温合金，进行了惯性摩擦焊接过程（温度场、应力场等）和残余应力（焊态和焊后热处理后）的模拟研究。L. WANG等 ［ 18 18 ］ 采用有限元分析方法，根据能量守恒原理，对RR1000建立了同种材料惯性摩擦焊在不同焊接条件下的模型，获得了热场、塑性变形以及残余应力等计算结果。该研究工作采用能量输入的方式，即通过试验获得动能和缩短量数据，并将其作为有限元模型的边界条件输入，从而进行模拟计算，结果表明模拟计算的热场和残余应力预测符合试验验证结果。在此基础上，B. Grant等人 ［ 19 19 ］ 利用DEFORM 8.2和有限元模型对RR1000同种材料的惯性摩擦焊接过程进行了模拟计算，结果表明通过建立的模型可以准确地模拟焊接过程中的温度变化和材料流动，同时，通过与实际残余应力测试结果进行比较，可以准确预测周向残余应力。 国内对同种材料惯性摩擦焊的模拟工作主要集中在航空发动机压气机盘用GH4169高温合金的焊接过程模拟 ［ 20 20 - 22 22 20-22 ］ 。王锴等人 ［ 23 23 ］ 根据GH4169高温合金惯性摩擦焊的工艺特点，运用ANSYS有限元分析软件建立了二维热力耦合模型，得到摩擦界面附近的温度场和应力应变场，但由于二维模型的限制忽略了环向形变，由此引起了计算误差。刘漪涛等人 ［ 24 24 ］ 结合摩擦理论，建立了完全基于材料热物理性参数和焊接工艺参数的三维有限元分析模型，运用热力耦合方法对GH4169的焊接过程进行了数值模拟，建立了其焊接温度场、应力场的瞬态计算模型。张利国等人 ［ 25 25 ］ 基于FGH96合金的材料本构模型以及摩擦因数随温度的变化关系，利用DEFORM软件建立了FGH96合金惯性摩擦焊的三维有限元分析模型，研究了焊接过程中的轴向缩短量变化及材料塑性流动行为规律和焊接过程中飞边的形成规律，数值模拟结果表明，随着焊接时间的增加，试件轴向缩短量的变化幅度呈现先增加后减小的趋势，与摩擦界面上材料的流动速度变化规律相同；当焊接过程达到稳态后，摩擦界面两边界附近的材料主要向界面外流动，随着流动速度的增加，飞边形成并逐渐增大。但目前国内针对惯性摩擦焊残余应力模拟的研究未见报导。 异种材料惯性摩擦焊的数值模拟研究现状 2 L. D′Alvise等人 ［ 26 26 ］ 采用有限元模型根据焊接过程中热学和力学的耦合作用，分析了异种材料的惯性摩擦焊接过程，预测焊接过程中温度、应力、残余应力和应变场。结果显示，模拟结果与实验结果相比，温度偏差小于6.6%，含飞边的管外径与飞边长度的偏差分别为1.1%和3.8%。 针对航空发动机中的轴类零件，C. J. Bennett等人 ［ 27 27 ］ 利用DEFORM-2D软件对异种材料（AerMet 100钢、IN718）的惯性摩擦焊进行过程模拟，结果表明，模拟的焊接总时间比实际约少8%，并且由于时间的减少，模拟的缩短量比实际约低14%，但缩短量的变化速率与实际完全吻合。 目前，国内在航空发动机中的异种材料惯性摩擦焊模拟研究工作尚未见报导。 国内外惯性摩擦焊技术差距 1 对比国内外惯性摩擦焊技术的应用与研究情况，在以下几个方面存在较大的差距： （1）应用情况。国外先进航空发动机制造商GE、R.R.等公司均在各种型号的商用航空发动机转子组件中采用了惯性摩擦焊技术，而国内仅在某型军机发动机压气机盘鼓转子组件上进行了应用。 （2）焊接工艺。国外已具有成熟的惯性摩擦焊接工艺，并成功装机应用；而国内关于粉末高温合金等材料的惯性摩擦焊接工艺，仍需开展系统的基础研究工作。 （3）焊接性能数据。国外在工艺研究及组件考核、发动机服役过程中积累了大量的性能数据，如拉伸、疲劳、裂纹扩展等；而国内仅进行了焊接接头的常规性能数据测试（多为拉伸性能），缺乏有效支撑设计选用和发动机服役条件下的性能数据。 （4）质量评价。国外在航空发动机型号研制和服役过程中建立了关于惯性摩擦焊接组件的安全评价体系，而国内在惯性摩擦焊工艺、组件焊接制造工艺和接头无损检测及安全评价方法方面尚未进行系统研究。 （5）数值模拟。国外在同种、异种材料组合惯性摩擦焊的产热、温度场和应力场的计算方面已取得较大进展，而国内尚未系统开展异种材料惯性摩擦焊的数值模拟工作，因此焊接工艺制定、焊接质量检测、接头性能调控缺乏理论支撑。 结论 1 作为航空发动机转子组件的重要焊接方法之一，惯性摩擦焊已经成功应用于国外多种型号的商用航空发动机中。国内在惯性摩擦焊的研究方面仍然存在一定的差距，尤其对于技术指标更高的航空发动机所需的焊接结构，包括粉末合金的焊接、异种材料的焊接等，需要针对性地开展相关技术研究工作，在焊接工艺、接头组织与性能测试及机理性分析、数值模拟等方面进行深入研究，从而突破关键转子部件的惯性摩擦焊接技术，最终实现其在商用航空发动机中的应用。 参考文献 Wu Y Q ， Zhang C B ， Zhou J ， et al . 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