一个从未讲述过的伟大故事：F-14中的电子束焊接

这篇文章专门为献身于F-14机翼贯穿结构（WCS）制造的工程师，没有他们的话WCS将不可能被建成。他们是Frank Drumm、Alan Lofsten、Dietrich Helms、Ken Payne。他们所做的东西可能永远也无法再重复，笔者感谢所有在这件事情上作出贡献的格鲁曼工程师们。

作者简介
ROBERT W. MESSLER JR是一个纽约特洛伊（Troy, N.Y）伦斯勒理工学院的材料科学和工程教授，当F-14在1970年进入生产的时候，他在格鲁曼冶金和焊接集团工作。

译者注
原文被刊登于美国焊接杂志（WELDING JOURNAL），2007年5月号的41-47页，里面的很多信息都是在F-14退役后才第一次透露出来。为避免收到法院白条就不放原文了，译文仅限学习交流使用，若非原作者或版权所有者同意，一切因商业用途导致的法律纠纷和译者无关。译文近万字，前后敲了4天才搞出来，话说原作者的方言简直用的出神入化，译者那二级残废的英语感到压力巨大。本来想把文中的一些图片换成高清版，结果发现根本找不到这些结构的图。

如果不是身处上世纪60年代的冷战高峰，Michael Pelehach这个位于纽约Bethpage的格鲁曼宇航集团的高级飞机设计师，才不会去设想一架飞机以对抗Mig-17和Mig-19的威胁，而且这种设想必须要成功的应用于之后两代的战斗机。Pelehach出生在苏联，十岁左右才随父母移民到美国，作为年轻时代从苏联离开的人，他能以苏联的思维方式去了解对方的设计理念。之后他成为了一名飞机设计师，最终的结果就是VFX，也就是F-14的诞生。

F-14雄猫
1970年12月21日F-14样机诞生，3个月后，作者（ROBERT W. MESSLER JR）以一名材料/工艺工程师加入了格鲁曼公司。从1972年10月开始，478架F-14A开始陆续交付海军，直到1974年9月正式成为舰队的一部分进行部署。F-14A后来被改进为F-14B，后者使用一台F110-GE-400发动机替代了普惠TF-30，并于1987年11月开始部署。至于F-14D这个大幅改进的型号也在1988年开始，它在雷达、航电设备和导弹方面进行了升级。最终F-14被生产了超过600架，2006年6月，最后一架F-14在航母上起飞了，同年9月也就是在服役35年之后它最终退役，这些经历展现了世界上最强大战斗机的传奇一生。

战机配备
F-14雄猫是舰载、双引擎、双垂尾的变后掠翼双座超音速战斗机，可在夜间和各种气候条件下攻击并摧毁目标。它的任务包括防空、截击、攻击和侦查，凭借先进的武器系统可同时跟踪24个目标并使用AIM-54不死鸟导弹攻击其中的6个。武器装备还包括其他类型的导弹和炸弹，以及20mm口径的M61A1加特林机炮。

结构设计
雄猫的肩装式机翼可以在飞行当中自动进行调整，并提供手动操作的方式。机翼被安装到机翼枢轴贯通结构（WCS）上后连接到飞机的主结构上，该贯通结构有22英尺（6.7米）长、约3英尺（1米）宽，高度大约是14至15英寸（0.35-0.4米）。它由33个精密加工的钛合金部件（锻件和板材）组成，共使用了70多次、总长度达到1800英寸的电子束焊接工序完成。其重量大约为2200磅（1000千克），仅相当于使用高强度全钢结构时60%的重量，并比使用螺栓连接组装的全钛合金结构轻了200磅（约100千克）。机翼后掠角正常的调节范围是20-68度，但有一个75度的位置用于在机库中停放，调节速度约为7.5度每秒。

WCS的功能和结构需求
如果要说到底什么才是飞机的支柱，那对于F-14来讲，可以毫无疑问的说是机翼枢轴贯通结构（WCS）了。它的主要功能是使机翼从一个几乎平直的状态（后掠角20度）调整到和三角翼（后掠角68度）类似的状态下，这种调整是通过位于机翼一侧WCS末端的一个转轴/轴承部件完成的。由于空气动力和结构上的要求，该枢轴结构的中线必须被精确的定位，在22英尺（6.7米）的部件上其枢轴到枢轴间的公差小于0.005英寸（0.125毫米）。除了为机翼提供枢轴外，正如它的名字一样WCS还将机翼的载荷传到机身上。
但仅为变后掠翼超音速战机提供安装结构是不够的，WCS同时也提供了下面的功能：
•作为前机身的连接点（机头和双人座舱部分）
•通过主隔仓将主起落架的载荷传输到尾部的封闭横梁。
•通过主隔仓后承载发动机的推力，对于F-14A来说大约是41800磅（18810千克），而对于F-14B/D来说则是54000磅（25300千克）。
•作为着舰钩结构的一部分，承载着舰时的惊人载荷。
•同时作为飞机的主油箱
显然WCS是F-14最关键的飞行结构，其中的恶性故障将会造成飞机坠毁。F-14是第一个以断裂韧性指标（ fracture toughness criteria）设计的军用飞机（至少对于美国海军来说是如此），在设计之初时某些关键飞行结构（如重负荷的舱壁、横梁等）就必须容忍或存在一些小的缺陷（如裂纹，或铸造或焊接引起的褶皱或气孔），在利用断裂力学这类新兴的理论之后，当制造或其他原因引起的零件缺陷小于一定程度时，亦可被正式使用而不需要维修或报废。当对于工业界来说该做法还是个未知数的时候，这个新的标准需要被使用到新材料（钛合金）生产的飞机中，并作为其中的主结构。用“非常大胆”来形容这个做法已经是“轻描淡写”了，但事实上之后的结果比预期的还要好很多。

WCS的基本几何结构

F-14的机翼枢轴贯通结构（WCS）或机翼中央结构基本上是一个整体，是一个尖对尖中线带有二面角的海鸥状翼盒，基本样式如图1和图2所示。在图中我们可以看到，外侧结构包含了枢轴配件——这可以配合位于变后掠翼另一端（端部能看到U型结构）的内侧安装点。配合枢轴接头，在满足这些部件精度的情况下，通过大型的精密配合（Precision-fit，也被称作Transition fit）插销安装机翼上下部的蒙皮。

虽然不是格鲁曼内部最常用的叫法，但机翼中央结构被一些人称作“翼盒”，这个简单（和恰当）的名字是如图2所示的基础之上得出的。该结构是一个盒子，包括前/后部封闭横梁、上/下部蒙皮以及枢轴结构的末端。我们也可以看到一些网状和肋状结构：一种在中线处，和二面角末端的点匹配；另一种匹配内侧枢轴结构末端。

我们同样可以在图中看到关于翼盒的一些重要设计，上/下部蒙皮的凹下部分提供了结构所需的强度，特别是以最小的重量提供了足够的结构刚性。众多的开孔允许你进入到成品结构的内部（在这一点上，这是个盒状结构），可通过手孔（hand-holes，指一种足够使双手操作的空间）盖上紧固盖板。前后封闭横梁上突出的“耳朵”用于连接其他附属结构（如隔仓壁、起落架等）。

刚开始制造的所有零件，包括机翼中央结构部分都是轧件（包括二面角部分的内侧上/下部蒙皮）或锻件（上/下部蒙皮、前/后封闭梁/网结构、枢轴结构），这些锻造产品提供了最大的断裂韧性。我们大范围的使用数控铣床（CNC）来构建这些细节，以实现所需要的精度并减少重量。一些化学蚀刻工艺也被用于WCS的某些部分，尤其是机翼的上/下部蒙皮，以减少不必要的结构和重量。

精密加工部件的厚度从0.5英寸（12.7毫米），比如网状或肋状的梁结构，到2英寸（50毫米）之间。F-14 WCS成功的关键，就是在组装整体框架时采用了电子束焊接工艺。

焊接还是不焊接？

在F-14之前的其它飞机，包括军用和商用的机型都一直依靠机翼贯穿结构，那究竟是什么使F-14的机翼贯穿结构这么独特呢？

首先，F-14的WCS完全由退火状态的Ti-6Al-4V打造，这是这种有趣的合金第一次在航空器中大量使用（事实上在大多数设计师和制造商都还没察觉以前，钛合金已经在SR-71上被使用了）。是什么使钛合金有如此大的魅力呢？通常来讲是因为它的高强度和低密度，尤其是相对于其他金属来讲它有着很优秀的强度/重量比。 在一些数值上和高强度低合金钢（HSLA）相比，Ti-6-4的优势也非常明显，表2给出了二者的比较。

其次也是关键的一点，WCS使用了焊接而不是螺栓的方式，这创造出了一个在重量和结构上都很高效的整体结构。尽管这对于降低重量来讲是很明显且很有吸引力的，但在这之前焊接却从未用在飞机的关键结构上，尤其是在机翼贯穿结构中，造成这种情况原因在于：

（1）熔融部分和热力影响区域里金属的性能会降低
（2）变形和残余应力导致必须使用高耐受性的结构
（3）焊接缺陷（如裂纹、气孔、杂质等）带来的风险

对于飞机的关键结构来讲，上面的任何一点都很让人在意，而且在焊接过程中它们经常会同时发生。

其次，在WCS（也包括了其他主要结构）的设计过程中使用了断裂韧性标准，也就是容许一些缺陷的存在，而不是假定结构是完美无缺的。当这种缺陷低于一定程度时部件就可以被接受，因为在结构的应力超过临界值之前，它们并不会对结构的稳定性造成影响。从另一个角度来看，这也取决于不同材料的固有特性，不同材料的应力强度临界值由KIC值给出。

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2014-12-19 23:24 上传

毫无疑问，断裂韧性标准是意义深远的，它允许工程师在设计和制造过程中将一些不确定的因素或缺陷包含进去。这确实是一个大胆的开端，在过去设计师总是在飞机关键结构中避免使用焊接，因为焊接失败或一些无法查明的缺陷，他们都有过很糟糕的经历。当然，容许缺陷的做法可能不会让每一个设计师都放心（人人都知道这一点），但这可以说服他们在F-14当中使用焊接的方式去组装包括WCS在内的关键结构。

选择电子束焊接的原因

F-14 WCS选择了电子束焊接是因为电子束焊接有着很多的优点，这包括：

（1）作为一个需要在狭小空间中使用高能量密度去焊接的方式，电子束能够在高速的情况下（对于2英寸厚的来说焊接速度大约是12至50英寸每分钟，相当于5至20米每秒；对于0.5英寸厚度来说焊接速度大约是2英寸每秒，相当于5厘米每秒），在厚度超过2英寸（50毫米）的Ti-6-4金属上焊接时仅产生单侧焊缝（single-pass welds），在这个过程中需要尽可能的减少熔融和有害热效应带来的问题。
（译者注：焊接较厚的部件时，因为焊接深度的原因，传统的电弧焊需要在对接部位的两侧焊接，这样对接部位的两侧就都有焊缝，single-pass welds意味着只需要焊其中一侧）
（2）在锁眼（keyhole）的处理中，电子束焊接可以达到很高的深/宽比，这可以使像钛这样的金属在冷却时收缩更小，在热影响区域里更少的不均匀收缩将会带来更多精度上的提高。
（3）相比电弧焊工艺，高能量密度意味着使用更少的能量去融化更小的区域，这样意味着更小的焊接热影响区域，对材料微观结构及性能造成更少的不利影响。除此之外，电子束焊接的冷却更为迅速。
（4）电子束焊接是在高度真空这类带保护性和清洁特性的环境下进行的，高度真空屏蔽了空气中的氧、氮、水蒸汽对钛合金造成的不利影响。
（5）电子束焊接使用一个由熟练操作人员和计算机高度控制的无尘室环境，其结果就是非凡的品质。

因此简单来讲，相比其他焊接方式，电子束焊接有着深度熔透、单侧焊缝、高速度、大尺寸、高精度、低变形度和极小破坏的特性，对很多金属及合金有着良好的适应性，而钛合金被证明是最适合于此种方式的。

电子束焊接在大尺寸结构中面对的挑战

尽管电子束焊接有着很大的能耐，但在使用过程中也有很多的挑战及不足之处。最明显的一个就是焊接过程必须在高度真空（10^-3至10^-5个大气压，取决于焊接的金属种类）的环境中进行，在10^-5大气压环境下焊接由钛合金组成的WCS或更大的结构始终是一个巨大的挑战。芝加哥桥梁/钢铁公司（Chicago Bridge & Iron）专门设计了两个10*11*13英尺（长宽高，约3*3.4*4米）尺寸的钢室，这些钢室的两侧都有一个大型的全高/全宽门，使用精密导轨运送钢室内外的各种部件，一个可移动的滑车可以装载需要焊接的部件出/入钢室。

能够产生一个足够容纳WCS的真空室的方式只有一个，那就是大型的初级机械泵（mechanical “roughing” pumps），它能迅速的将室内的压力降低到10^-2至10^-3个大气压。然后再使用大型的扩散泵（diffusion pumps）将压力降低到所需要的10^-5个大气压范围，整个过程大约需要25到30分钟。

WCS和蒙皮的电子束焊接的过程中，在无尘室内维持一个恒定的温度和湿度是非常有必要的，因为焊接的部件必须尽可能的干净。所以，在这些区域内不能吃食物、饮料，也不能吸烟，每个进入该区域的人都必须清理自己的鞋子，以防止那些在装配过程中产生的碎片进入。任何人在焊接准备前，都必须清洗（脱脂和酸/碱性沐浴）后并带上干净的亚麻手套，没有被清洗的工具都不能进入该区域。

最后，除了在真空室和抽气设备上的巨额投入外，我们还在高压、高稳定性的电子束焊枪（西亚基52KV/1000mA）进行了投资，结合数控系统后可以进行全自动的焊接。当然我们还需要熟练的操作人员、随叫随到的技术支持工程师以及特殊的检测人员和设备。他们都以断裂韧性标准来进行工作，必须要准备的知道焊接缺陷具体有多少、是什么类型、在什么地方发生。因此，每一个焊接部位都必须进行100%的目视检测、尺寸检测、荧光渗透检测、X射线检测以及侵入超声检测，每一个WCS都根据飞机编号去保存所有的检测记录。

构建WCS
F-14的成功依赖于以钛合金组成的WCS的设计和制造，使用电子束焊接去构建机翼贯穿结构是唯一的方式。没有其他的处理方式可以在达到深度熔透、单侧焊缝、高几何和结构完整性的同时显著降低结构重量，同时还要有着工程、制造和质量上的保证，这就是后来生产了超过700个WCS过程中的亮点。
由中间向外侧构建
为实现WCS所需的严格尺寸公差，尤其是在22英尺部件上枢轴到枢轴之间那小于0.005英寸的精度，该部件是由电子束焊接在一起的精密加工零件，33个部件共使用了77次深度熔透、单焊缝的工序。WCS首先被构建成类似于盒子的形态（图4），当整个单元的枢轴到枢轴盘片都完成之后，顶部的蒙皮和枢轴将会被焊接，也包括中部外侧的部分，这种方法允许在装配的各阶段调整尺寸上的偏差。一旦翼盒中央左部和右部（包括前/后封闭横梁通过电子束焊接到下部蒙皮和中部网状或肋状结构）被电子束焊接到一起，之后仅在头部0.180英寸和尾部0.100英寸位置使用熔透方式焊接约2.15英寸（54.6毫米）厚。当收缩小到像箭头一般大时（并且是均匀的，因为和大多数焊接类似，焊缝是平行而不是锥形的），两个中间对接部位的末端将会在对接线被加工成所需要的精度。至于外侧的左/右开放部分（不包括枢轴盘部分），将会和中间部分焊接到一起。然后，枢轴盘的自由端将会以正确的方式焊会对接线部位。最后枢轴盘将被焊接，并且其轴孔必须很精确的安装到它所属的位置。各个处理工序的结合将带来极小的收缩性和预焊接头所需的尺寸和公差——这是严格的机械加工可以达到的。

定位和设计焊接接头
任何人都知道使用焊接来组装关键结构时，焊缝需要适当的定位、设计或配置在结构内（比如在厚的、低应力部分或中轴的任何弯曲部分等），它们将优化结构的性能，促进焊接及之后的检验。对于F-14的WCS来讲，应用到了下面的一些技术：
•所有的焊缝都被定位和设计以致于使焊接位成笔直或正方形，且紧密贴合（精密加工），有助于减少“钉尖缺陷”并允许使用X射线进行检查，这通常发生在锁眼的尾部焊接时。
•避免在焊接的初始或结束阶段发生缺陷，这种情况发生在绝大多数的焊接处理中，但在使用高能量密度的方式去焊接锁眼的过程中却是个严重的问题，无论是整体焊接还是点焊，这些有缺陷的焊接之后将通过机械加工的方式移除。
•允许使用完全熔透焊接，一些焊缝需要被偏移或被焊接成90度的角。（比如一个盖子，需要被焊接在网状或肋状的区域）
•为了防止多余的能量从焊接位的后面溢出，一个由Ti-6-4合金制成的消耗模块将被用于所有的完全熔透焊接过程。（译者注：就是在进行熔透焊接时，部件焊缝的另一面会专门背上一块钛合金的板子，专门吸收多余的能量）
•对于局部熔透的区域（比如，从一个蒙皮到蒙皮的完全熔透焊接跨越到底层的网状或肋状结构时）将被打孔以消除任何已发生的钉尖缺陷，然后插入过盈配合的Multiphase 35头销，这些插销产生的压缩残余应力间改善区域的耐疲劳特性，而且在热处理工作完成之前这些头销是不会被安装的。
•所有的焊接部位（包括头部和尾部）在焊接时都会高出平面0.100英寸（0.25mm），以便得到更大的焊接面和更低的焊接难度。

确保结构性能
合理的设计，包括合理布置焊接点的位置是确保结构性能的关键，但也有一些设计者所要求的更精细的地方被用于制造过程，对于F-14的WCS来讲还有：
•所有焊缝的头部和尾部都被加工平齐以提供相同的疲劳特性，通常情况下接头厚度的变化，尤其是精心处理的焊缝是可接受的。但对于WCS的疲劳关键件来说，为确保测试所有（焊接）的头部和尾部都必须用机械加工的方式使其平整光滑。
•WCS会在组装的几个阶段里进行热处理以消除应力，使用光/酸清洗（混合盐酸和氢氟酸）去除alpha面上的任何痕迹。
•所有的焊接区域（包括周边凸起的部位）将进行表面喷丸处理（shot peened）以减少压缩残余应力，提高耐疲劳性。显然，必须要在消除所有应力的热处理完成之后才能这么做，以致于喷丸产生的应力不被消除。

确保焊接质量
在格鲁曼公司，人们意识到质量控制必须在设计和生产之初，结合严格的过程控制和检查相进行。为确保WCS的电子束焊接被正确完成，下列技术被使用了：
•为防止Ti-6Al-4V的交叉污染，所有的焊接夹具都是由Ti-6Al-4V制造。事实证明这项措施是非常有必要的，因为偶尔会发生从不当的横梁、简单的划伤、切割或隔离板出现交叉污染的情况。
（译者注：隔离板的原文是stop-bars，结合上下文，应该就是之前提到的用于吸收能量的钛合金板子）
•为确保又深又狭窄的电子束焊接时其焊缝接触面被正确的对其，证示线（witness line）被使用了。
•这一系列金属表面的平行线距每侧预焊接面0.15英寸（3.8毫米），间隔是0.015英寸（0.38毫米）。通过确定焊缝（头部和尾部）每一侧可以看到的线条数目，可以确定是否被适当的对齐到正常的结合面（也就是露出的平行线数量相等），确保头部和尾部的宽度足够。
•为避免开放面缺陷、降低抗疲劳性，整个翼盒尤其是焊缝都要进行荧光渗透检验。
•为确保焊缝没有缺陷（裂纹、气孔、空洞、接缝错位、钉尖缺陷），所有焊缝都必须100%的使用X射线去检测，其分辨率为检测厚度的1%。
•对于被打孔的相交焊缝，胶片将被插入这些孔中再用X射线进行检测。
•为确保焊缝不含有缺陷以通过X射线检测，在焊接的不同阶段都会100%使用侵入超声检测。
焊接组件也就是整个WCS都必须被侵入水箱中，然后在脉冲-回波模式下利用20-30KHz的换能器进行扫描，C扫描和具有动态示波器的A扫描结果将会被经过专门培训和认证的检测员用于缺陷评估。系统可以调节灵敏度，以在不同深度检测出1/64英寸（0.4毫米）大小的缺陷。
判断一个特定的缺陷是否需要被维修或不能被用于WCS的关键结构（例如在转角或其他几个焊点的交汇处），那它会在图纸上以允许缺陷大小的形式划出。可疑区域将会以重新检查，以重新获取缺陷大小、类型和位置等信息。完整的记录将会按照每架F-14的WCS编号，以X射线和U/S图的形式去保存。

好于预期的结构完整性
对于一架能够被军方采购并部署的飞机，它必须表现出结构坚固性及任务适用性，这些东西是承包商使用不同的飞机测试出来的。
首先，预生产型飞机必须进行静态测试，以证明预期的静态载荷能够被承受。为了使飞机在航母上降落，同一架飞机将进行坠落测试，此时飞机将带满燃油、（模拟的）武器、（模拟的）成员，然后从高处丢到机库的混凝土底板上，期间将会不断增加高度以达到更高的下降速率。
接着另一架（一般来说是第二架）预生产型飞机将根据设计要求在不同的部位加载预期的疲劳载荷，原型机可能会由承包商的试飞员试飞，未来的飞行测试将为更多的生产型飞机作出参考，其中包括结合静态和疲劳测试后进行的改进。
最后，为了让海军用于舰载操作，一架早期的生产型飞机也经常会被用于飞行测试，也就是进行所谓的舰载适应性试验（carrier suitability trials）。在这种情况下，飞机将会在标记有航母甲板和阻拦索的跑道上模拟阻拦降落，期间将被所有的飞机降落引导系统所支持，一些额外的测试将会评估是否适合进行弹射。
F-14在1970年末或1971年初的测试中曾经发生过一起飞行事故，当飞机在距长岛东南方（格鲁曼公司F-14总装厂所在地，是从这里进行的飞行试验）约100-200海里的大西洋上空并处于飞行禁区（译者注：失速区之类的）时，飞行员和副驾驶遭遇到了逐步恶化的翼面（襟翼、副翼、方向舵等）失效情况，并且马上变得非常严重。马上工程师明显的监测到飞机变得极不稳定且不可控制，必须马上在特定区域被抛弃以让美国海军（正在监视苏联的拖网渔船）搜寻这类高度机密的飞机。尽管在地面作出这个决定时飞行员正打算把飞机带回家，而且他们差一点就成功了。然而在接近格鲁曼公司那条超长跑到之前飞机却开始上下剧烈晃动，当接近机场的围墙时，飞机突然一头栽到地面。当时飞机已经进入正常的着陆模式，距离地面的高度很低，飞行员让它的副驾驶先弹出，不到五秒钟以后飞机就就在地面形成一个巨大的火球。
尽管当时飞行员和副驾驶几乎贴着火球向前飞行，但他们还是奇迹般的幸存下来。这架飞机撞向树木茂盛的森林并解体成碎片，但却有一个结构保存完好，那就是机翼贯穿结构（WCS）。
坠毁飞机的WCS后来被拿去进行全方位和无损检验以查证生产过程当中发生了什么问题，但难以置信的是，所有的夹具定位点都和用来检测的夹具完好配合。完整的X射线和侵入超声检测（正好在笔者的监督下）也没有发现缺陷，也没有在结构基础上发现焊接区域的裂纹增大。
断裂力学的表现超过了所有人的期待，这一不幸的事件为设计者和焊接工程师带来了不可估量的贡献，坚定的证明了钛合金、电子束焊接和基于断裂韧性理论的临界设计。

结语
F-14空优战斗机的生产持续了20年，从1970年开始，有近700架的飞机建造并交付使用。但从来没有在WCS上发生过任何问题。风险被证明是有价值的，同样有价值的包括伟大的工程和生产经验。