《航空航天高性能铝合金双激光束双侧同步焊接技术》重点介绍航空航天领域高性能铝合金双激光束双侧同步焊接技术的基础知识，系统阐述双激光束双侧同步焊接技术的基础理论、工艺性能、缺陷特征、仿真研究及应用案例。《航空航天高性能铝合金双激光束双侧同步焊接技术》内容丰富，基本原理、概念清晰易懂，突出技术特点，注重理论与实践相结合，并给出实际案例，具有较高的参考价值。

目录
序
前言
第1章绪论1
1.1高性能铝合金在航空航天领域的应用1
1.2铝合金激光焊接技术的特点与难点3
1.3航空航天壁板-桁条结构制造工艺应用现状4
1.3.1航空航天壁板-桁条结构应用背景4
1.3.2航空航天壁板-桁条结构连接工艺5
1.3.3航空航天壁板-桁条结构焊接现状7
1.4铝合金DLBSW技术应用现状14
参考文献16
第2章双激光束双侧同步焊接基本原理19
2.1DLBSW能量传递19
2.1.1DLBSW热源效率与热源模型19
2.1.2DLBSW过程热传导21
2.1.3DLBSW能量散失22
2.2DLBSW流体流动行为22
2.2.1流体对流驱动力24
2.2.2流体对流对熔池形貌的影响26
2.3DLBSW双激光束作用机理及匙孔稳定性27
2.3.1匙孔壁面受力平衡方程28
2.3.2匙孔壁表面受力平衡分析31
2.3.3DLBSW稳定性34
2.4铝合金DLBSW接头的微观形态36
2.4.1铝合金DLBSW冶金反应36
2.4.2铝合金DLBSW晶粒形态37
2.4.3铝合金DLBSW元素分布39
2.4.4铝合金DLBSW常见缺陷42
参考文献43
第3章铝合金双激光束双侧同步焊接工艺研究44
3.1DLBSW装备44
3.1.1激光器45
3.1.2焊接机器人47
3.1.3焊接工装48
3.1.4焊接系统49
3.2航空航天铝合金DLBSW典型材料50
3.3DLBSW工艺参数对焊缝成形的影响52
3.3.1激光功率52
3.3.2焊接速度53
3.3.3光束入射角度55
3.3.4送丝速度56
3.3.5离焦量57
3.3.6保护气流量58
3.4铝合金DLBSW接头微观形貌特征及力学性能58
3.4.1焊缝成形58
3.4.2微观组织60
3.4.3力学性能67
参考文献75
第4章铝合金双激光束双侧同步焊接缺陷抑制研究78
4.1铝合金DLBSW焊缝气孔缺陷78
4.1.1气孔类型及其形成机理78
4.1.2气孔的影响因素81
4.1.3气孔的抑制措施85
4.2铝合金DLBSW焊缝裂纹86
4.2.1焊缝裂纹的形成机理87
4.2.2工艺参数对裂纹的影响89
4.2.3裂纹的抑制措施92
4.3铝合金DLBSW变形92
4.3.1DLBSW变形形成机理93
4.3.2焊接变形的影响因素94
4.3.3焊后矫形工艺研究102
4.4铝合金DLBSW残余应力103
4.4.1焊接残余应力的形成机理104
4.4.2焊接残余应力的影响因素104
4.4.3焊接残余应力的抑制措施111
4.5铝合金DLBSW力学性能损失111
4.5.1焊接接头软化.1114.5.2焊接接头区域强度损失113
参考文献115
第5章双激光束双侧同步焊接有限元仿真研究118
5.1DLBSW有限元模型建立118
5.1.1有限元网格划分118
5.1.2热物理性能参数获取120
5.1.3热源模型建立122
5.1.4初始条件和边界条件加载126
5.1.5载荷工况的设置127
5.1.6热源校核128
5.2温度场仿真128
5.2.1温度场仿真结果128
5.2.2温度场仿真结果分析129
5.3应力变形仿真133
5.3.1应力变形仿真基本理论133
5.3.2单桁条基本件残余应力结果134
5.3.3单桁条基本件焊接变形结果137
参考文献141
第6章蒙皮-桁条结构推进舱铝合金DLBSW仿真研究143
6.1蒙皮-桁条结构有限元模型143
6.1.1有限元网格划分144
6.1.2热物理性能参数145
6.1.3初始条件和边界条件146
6.1.4载荷工况147
6.1.5热源模型加载148
6.2蒙皮-桁条结构试片件热机耦合仿真148
6.2.1热源模型选择148
6.2.2试片件温度场模拟152
6.2.3试片件应力模拟154
6.2.4残余应力与变形的回归分析159
6.3推进舱服役载荷对试片件应力-应变的影响162
6.4推进舱模拟段应力-应变仿真167
6.4.1模拟段应力场仿真167
6.4.2模拟段变形仿真169
参考文献172
第7章大型客机机身壁板铝合金DLBSW仿真研究174
7.1机身壁板铝合金壳单元的DLBSW有限元仿真原理174
7.1.1壳单元构成及其理论174
7.1.2热弹塑性有限元理论178
7.1.3壳单元-实体单元耦合建模与求解策略182
7.2蒙皮-桁条试片件结构有限元求解184
7.2.1蒙皮-桁条试片件求解模型184
7.2.2蒙皮-桁条试片件网格模型及其优化185
7.2.3蒙皮-桁条试片件单元类型比较196
7.2.4蒙皮-桁条试片件固定时间步长优化204
7.2.5蒙皮-桁条试片件不同模型计算效率对比210
7.3蒙皮-桁条典型件结构有限元求解211
7.3.1蒙皮-桁条典型件求解模型211
7.3.2蒙皮-桁条典型件单元模型对比213
7.3.3蒙皮-桁条典型件焊接方向对残余应力的影响218
7.4蒙皮-桁条模拟段结构有限元求解221
7.4.1蒙皮-桁条模拟段求解模型221
7.4.2焊接顺序对模拟段残余应力和变形的影响222
7.4.3焊接方向对模拟段变形的影响227
参考文献229
第8章新一代运载火箭贮箱结构DLBSW研究230
8.1火箭贮箱焊接材料与结构简介230
8.1.1火箭贮箱焊接材料230
8.1.2火箭贮箱焊接结构231
8.2火箭贮箱单桁条结构DLBSW仿真研究234
8.2.1火箭贮箱单桁条结构DLBSW有限元模型建立234
8.2.2火箭贮箱单桁条结构DLBSW温度场236
8.2.3火箭贮箱单桁条结构DLBSW应力-应变场237
8.3火箭贮箱单桁条结构DLBSW工艺研究239
8.3.1焊接设备239
8.3.2焊接工艺流程239
8.3.3焊接过程熔池形貌241
8.3.4焊接接头宏观形貌244
8.3.5焊接接头微观组织及其分布特征248
8.3.6焊接接头元素分布特征250
8.4火箭贮箱单桁条结构DLBSW接头力学性能分析251
8.4.1常温X向拉伸性能251
8.4.2常温Y向拉伸性能254
8.4.3常温Z向拉伸性能258
8.4.4常温剪切性能260
8.4.5低温Y向拉伸性能264
8.4.6低温Z向拉伸性能265
8.5基于火箭贮箱壁板结构的DLBSW技术研究266
8.5.1火箭贮箱壁板结构的DLBSW仿真分析266
8.5.2火箭贮箱五桁条结构的真空吸附平台简介269
8.5.3火箭贮箱五桁条结构的焊接工艺流程270
8.5.4火箭贮箱五桁条结构的点焊工艺研究273
8.5.5火箭贮箱五桁条结构的焊后变形分析274
8.6火箭贮箱五桁条结构DLBSW工艺平台开发276
参考文献278

第1章 绪论
　　1.1高性能铝合金在航空航天领域的应用
　　轻量化、强韧化、高可靠是未来飞行器的发展趋势。为了减轻飞行器的自重以提升运载能力，轻量化的材料与结构得到越来越多的应用。铝合金作为一种重要的轻质工程材料，以其优异的物理、化学和机械性能，在航空航天制造业中得到广泛的应用[1]。
　　**代铝合金采用时效强化以提高静强度，典型应用如运-5运输机、轰-5轰炸机等；第二代铝合金采用过时效热处理以获得高强耐蚀性能，典型应用如运-6运输机、运-8运输机、轰-6轰炸机等；第三代铝合金主要关注高强高韧耐蚀性能，典型应用如歼-10战斗机、枭龙战斗机等；第四代铝合金以精确控制第二相为基础，重点关注超强高韧耐蚀抗疲劳性能，典型应用如ARJ21飞机、大型运输机等；目前正在研发的第五代铝合金是一种具有高综合性能的铝合金，典型应用如大型运载工具等。
　　飞机上不同部位应用的铝合金主要分为2000系和7000系两大类。2000系铝合金为铝铜合金，也就是硬铝，它的运用*为广泛，如2024和2A12等。2000系铝合金的强度、韧性、抗疲劳性较好，并且塑性优异，多用于制造飞行器的蒙皮、隔框、翼肋等部位。7000系铝合金为铝锌镁铜合金，也就是超硬铝，其极限强度和屈服强度高，可承受载荷大，一般用于制造翼面蒙皮、大梁等部位。
　　铝锂合金主要为航空航天器的减重而研制，在航空航天领域的应用可追溯到20世纪50年代，美国研制生产的2020系铝合金开始兴起并逐步应用[2，3]。但是由于其具有较差的延展性和断裂韧性、高缺口敏感性、较快的疲劳裂纹扩展速率等缺点，这种铝锂合金仅仅被应用了很短的时间就停产了。20世纪80年代，第二代铝锂合金被设计并开发出来，其牌号主要有2090、2091、8090、8091等[4，5]。第二代铝锂合金含有质量分数为1.9％～2.7％的锂，相比于2000系和7000系铝合金，该类合金密度降低约10％，比刚度提高约25％。然而，第二代铝锂合金具有机械性能各向异性，且韧性和耐腐蚀性等较差，因此在航空领域中并没有得到广泛的应用。随着航空设计技术的快速发展，航空领域对结构材料的性能提出了更高的要求。为了改善第二代铝锂合金性能上的不足，在第三代铝锂合金的研制中适当减少了Li元素的含量，并添加了多种合金元素，如Cu、Mg、Zr、Ag等，提高了铝锂合金的塑性、韧性与综合断裂性能[6-9]。在20世纪80年代后期，一些被研制开发的新型Al-Cu-Li合金显著表现出较大的优势，具有高韧性(如2097合金和2197合金)、良好的抗疲劳裂纹扩展能力(如C-155合金)和可焊性(如1460合金)等，因此被广泛应用于大型客机机身结构件[10-12]。
　　我国直至20世纪80年代中期才正式启动铝锂合金的研发工作，起步较晚。中南大学、北京航空材料研究院、航天材料及工艺研究所、北京有色金属研究总院以及西南铝业(集团)有限责任公司等高校和科研单位依托国家相关课题项目，围绕铝锂合金的成分设计、组织调控以及性能优化等方面进行了系统研究，现已实现产业化制备多种铝锂合金。根据航空航天领域铝合金的应用背景和性能要求，各大高校和科研单位研发出了综合性能良好的铝锂合金，建立了具有自主知识产权的合金牌号，如2A97、X2A66等[13]。
　　此外，铝锂合金在我国航空航天领域已获得成功应用。2010年，中国航空工业集团有限公司*次采用铝锂合金制造了C919国产大型客机的机身等直部段，其尺寸规格为7.4m×4.2m×4.2m(长×宽×高)。2011年，我国采用铝锂合金使天宫一号资源舱段质量减轻10％以上。2017年，我国拥有全部自主知识产权的C919大型客机在上海圆满完成*飞，铝锂合金材料在C919大型客机中的用量约15.5％，其中航空工业江西洪都航空工业集团有限责任公司采用Al-Li-S4和2198铝锂合金厚板制造了C919大型客机的前机身蒙皮、机头蒙皮以及中机身蒙皮等。我国在铝锂合金基础理论研究以及工程化研制和使用等方面均取得了丰硕的成果，使我国成为可以工业化生产和应用先进铝锂合金的少数国家之一。
　　铝合金在飞机中的应用广泛。例如，在波音777双发宽体客机中，2224和2524等铝合金分别成功应用在机翼和蒙皮等部位，以满足性能需求。C919大型客机采用大量常规高性能铝合金材料，如7X49、7055、7075等，铝合金材料占全部材料的70％，其中7055合金主要应用于外翼上壁板。7075铝板是**个实际应用的7000系铝合金，它被成功应用于B-29轰炸机上。在7075基础上研制出的7050，具有更高强度和抗应力腐蚀等综合性能，在F-18战斗机中被广泛应用于抗压构件。
　　在航天领域，迄今为止世界各国以液体火箭为动力的大型运载火箭箭体结构几乎毫无例外地选用铝合金。我国长征3B运载火箭箭体结构中，一、二、三子级推进剂贮箱均采用2A14合金，一子级尾段及其余子级间段采用2A12、7A04和7A09合金。长征2F运载火箭仪器舱还选用了1420铝锂合金型材。20世纪80年代末，美国研制成功的现役固体洲际导弹——MX导弹，其一/二、二/三子级的级间段和末助推器(四子级)的壳体，以及弹头承载壳体等仍然采用2024和7075等铝合金制造。我国两次发射成功的神舟飞船的附加舱、轨道舱、返回舱和推进舱四个舱段主要结构的材料都是铝合金。
　　在航空航天产品的制造过程中，焊接技术始终是一个不可或缺的工艺环节。长期以来，铝合金焊接结构件在大量航空航天型号中得到了应用。苏联采用1460铝锂合金，通过钨极氩弧焊和真空电子束焊工艺成功制造出了“能源号”运载火箭贮箱。美国采用Weldalite049铝锂合金，采用变极性等离子弧焊工艺制造出了航天飞机外贮箱。
　　近年来，铝锂合金的激光焊接技术得到极大关注。空中客车公司(简称空客公司)率先将激光焊接技术应用于空客A系列产品下机身铝合金壁板制造，满足了民用飞机的制造要求。应用结果表明，用激光焊接替代铆接，在相同的结构刚度下，焊接结构相对于铆接结构重量可减少20％，并且成本可降低25％。采用激光焊接对铝合金结构件进行连接，可以充分满足航空航天领域对结构减重的要求，但铝合金激光焊接接头的可靠性仍需进一步提高[14-17]。激光焊接具有能量密度大、精度高、焊后接头变形小等优点，已成为铝合金结构件常见的连接方法之一。其中，利用双激光束双侧同步焊接(double laser-beam bilateral synchronous welding，DLBSW)飞行器蒙皮-桁条结构件，对飞行器减重具有重要的意义[18-22]。
　　1.2铝合金激光焊接技术的特点与难点
　　自1960年**台激光器诞生以来，激光焊接技术发展迅速[23]。1965年美国研制出用于厚膜组件焊接的红宝石激光焊接机，1974年世界上**台五轴激光加工机——龙门式激光焊接机在福特汽车公司研制。时至今日，可用于焊接的激光器已经由**代CO2气体激光器发展到钇铝石榴石(yttrium aluminum garnet，YAG)固体激光器，以及*新的光纤激光器等种类。随着激光光束质量的不断改进，激光焊接日趋成为一种成熟的焊接方法，广泛应用于国民经济多个领域。铝合金的比强度高、密度小、延展性好，同时具有优异的耐腐蚀和抗疲劳性能，是飞机结构的重要工程材料。铝合金激光焊接具有焊缝深宽比大、焊接热影响区(heataffectedzone，HAZ)小、焊接变形小、焊接效率高、冷却速度快等诸多优点，但该焊接方法需要解决一般熔焊的气孔、裂纹和接头软化等问题。铝合金激光焊接的问题主要表现在以下几个方面。
　　1)焊接过程稳定性差
　　焊接过程中，匙孔前壁因受高功率密度激光的辐射而强烈蒸发产生反冲压力，铝合金蒸气压力和表面张力较低，导致熔池不稳定，焊接时会产生飞溅。严重时匙孔会突然闭合，焊后会形成严重的塌陷和咬边等缺陷。
　　2)气孔
　　气孔是铝合金激光焊接的主要缺陷之一。在焊接过程中，气孔的形成主要分为两类：.1冶金气孔，以氢气孔为主[24，25]，氢的来源有两种，一种是由于在铝合金熔点附近，氢的溶解度产生突变，另一种是由于金属表面的氧化膜在焊接过程中会溶解到熔池，氢在熔池中不易上浮逸出，焊后极易产生气孔；.2工艺气孔，焊接过程中的不稳定造成匙孔的坍塌与闭合而产生的气孔[26]。
　　3)焊接裂纹
　　铝合金属于典型的共晶型合金，熔焊时容易产生热裂纹。激光焊接的加热速度和冷却速度极快，焊缝深宽比大，焊缝结晶组织的方向性强，铝合金激光焊接较常规熔焊方法具有更大的裂纹敏感性。
　　4)焊缝机械性能损失
　　含有低沸点元素(如镁、锂等)的铝合金激光焊接时容易蒸发、烧损，从而改变焊缝金属的化学成分，导致焊缝硬度和强度下降，降低焊接接头的力学性能[27]。
　　5)焊接变形
　　铝合金线膨胀系数大，激光焊接时能量密度高，焊后易产生较大的变形。
　　除此之外，激光焊接的热源集中，导致焊接路径跟踪困难，同时激光焊接间隙适应性低，对焊接件的装配精度要求很高[28]。激光焊接薄板铝合金T型接头既存在铝合金焊接常见问题，由于自身特点又存在其他问题，突出表现在变形、气孔、裂纹以及焊缝成形差[29]。铝合金T型接头激光焊接时，若约束条件施加不当，则底板两侧容易出现翘起。单侧焊时，立板容易弯*及向焊缝侧倾斜。此外，焊接过程中激光束一般与底板有一定的夹角，熔池受力情况更加复杂，匙孔闭合倾向更大，桁条的存在限制了气体的上浮，因此铝合金T型接头激光焊接气孔问题更严重。在焊接区域，铝合金T型接头的传导方式是三维的，与平板焊接相比，其冷却速度更快，且不同方向热传导的差异更大，裂纹敏感性更差。受T型接头及夹具空间限制，填充焊丝比较困难且不稳定，易出现咬边、未熔合、未焊透等缺陷。
　　尽管激光焊接技术存在上述诸多难点，但其仍然是目前航空航天领域铝合金焊接*有效的方法之一。与传统的非熔化极惰性气体钨极保护焊(tungsten inertgas welding，简称TIG焊)、熔化极惰性气体保护电弧焊(metal inertgas arc welding，简称MIG焊)相比，激光焊接具有质量更高、精度更高、速度更快等特点，是当前发展速度*快、应用研究*多的方法之一。近年来，国内外众多科研人员针对铝合金激光焊接开展了大量研究，逐步形成了较为可靠的铝合金激光焊接技术。
　　1.3航空航天壁板-桁条结构制造工艺应用现状
　　1.3.1航空航天壁板-桁条结构应用背景
　　壁板按照制造技术分类，主要分为机加壁板、铆接壁板、焊接壁板等，如图1.1所示。根据结构设计的不同，连接工艺略有不同。
　　图1.1飞机壁板
　　机加壁板通过厚板机械加工或挤压成形制备，该类壁板主要用在现役的军用运输机上，现役的民用运输机上较少采用，其上下壁板多采用便于机械加工的“⊥”字形，且上下壁板的结构形式、材料均相同，一般为7075-T6高强度铝合金，也可采用国外一些先进的铝合金材料。
　　目前国内民用客机机身铝合金壁板蒙皮-桁条结构主要采用传统的铆接技术进行制造。整体机加壁板由于其生产效率低、材料利用率低等，目前在民用飞机制造中的应用越来越少。相对于目前大量使用的铆接壁板，焊接壁板具有诸多优点，它不仅能极大地减轻构件的重量，还具有良好的气密性，并能减少装配工作量，提高生产效率。因此，通过焊接工艺制造飞机壁板已成为飞机制造技术的发展趋势之一[30]。然而，基于焊接的整体机身壁板制造，仍然是当代民用客机制造技术中的难点之一。在大型民用客机领域，目前也仅有空客公司在其多个型号的机体结构中采用了激光焊接壁板制造工艺。