CN112917011A - 一种飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法，包括：将法兰和筒体的焊接边加工成环形焊接边；依据环形焊接边的设计参数，规划激光焊接路径及进行焊前清理；确定激光焊接参数；依据激光焊接参数，对法兰和筒体进行焊接。该飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法的目的是解决氩弧焊接排气管时精度低和服役可靠性差的问题。
Description
技术领域
本发明涉及排气管制造技术领域，具体涉及一种飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法。
背景技术
大型灭火/水上救援水陆两栖飞机的发动机排气管包括法兰、筒体、加强环等零件。法兰通常设置于排气管的端部，通过紧固件安装于发动机附近；法兰为环形机加件，其与筒体连接的部位厚度范围为4mm～8mm。筒体为薄壁壳形结构，通常采用钣金方法制造，其中轴线为空间曲线，壁厚范围为0.8mm～1.5mm。加强环通常设置于排气管的尾部，也通过紧固件安装于机体，排气管的长度范围为500mm～2000mm，排气管的横截面直径范围为Φ300mm～Φ1000mm。
排气管是发动机废气排出舱外的主要通道，废气不仅流动速度快，而且温度较高，故排气管的服役环境非常恶劣。为保证排气管的排气通畅功能，排气管内壁应尽量平滑。同时，为与排气管的设计寿命尽量接近，即保证排气管的服役可靠性，排气管的外形几何尺寸精度也应控制在严格的公差范围内。
由于排气管法兰和筒体的环形连接边壁厚差异较大，目前通常采用两种方法实现二者的连接，如图1-2所示，一种是将法兰的焊接边加工成与筒体等厚且二者的内表面基本齐平，再通过氩弧焊接方法实现二者的对接连接；另一种是将筒体的焊接边内套安装于法兰的焊接边，搭接量约5mm～20mm，通过氩弧焊接方法实现二者的搭接连接。上述两种焊接方法完成后均需要通过机械打磨的方法去除排气管内壁的焊缝余高，以保证排气通畅。
现有的两种连接技术均是采用氩弧焊接实现排气管法兰和筒体的环形连接，受氩弧焊接热输入大、焊接熔宽较宽的影响，焊接变形较大，排气管焊接后的圆度公差仅能控制在±3mm范围内，导致排气管的实际服役寿命与设计寿命偏差较大；氩弧焊接残余应力大，焊接后必须去应力退火；氩弧焊缝熔宽较宽的同时，焊缝背面下塌量也相对较大，致使排气管内壁的焊缝打磨强度较大。与第一种连接方法相比，第二种连接方法虽然能够略微降低排气管的焊接变形量，但是不仅增加了排气管内壁的几何尺寸突变，在一定程度上对排气管的排气功能会造成一定的影响，而且搭接接头内部的未熔合界面在疲劳载荷作用下，极易加速裂纹萌生和扩展并降低结构的服役可靠性。
因此，发明人提供了一种飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法。
发明内容
(1)要解决的技术问题
本发明实施例提供了一种飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法，通过设计法兰、筒体的焊接边形状以及激光焊接路径规划，不仅能够克服机加法兰和钣金筒体的常规对接装配精度不能满足激光焊接需求的局限性，使法兰和筒体装配便捷，而且能够利用激光焊接的强穿透性完全熔化法兰和筒体的连接界面，实现二者的可靠对接焊接，解决了氩弧焊接排气管时精度低和服役可靠性差的技术问题。
(2)技术方案
本发明的实施例提供了一种飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法，该方法包括以下步骤：
将法兰和筒体的焊接边加工成环形焊接边；
依据所述环形焊接边的设计参数，规划激光焊接路径及进行焊前清理；
确定激光焊接参数；
依据所述激光焊接参数，对所述法兰和所述筒体进行焊接。
进一步地，所述将法兰和筒体的焊接边加工成环形焊接边，具体包括如下步骤：
将所述法兰的焊接边厚度加工至设定厚度；
在所述法兰的焊接边内侧开设与所述筒体的焊接边相适配的环形凹槽；
当所述法兰的焊接边和所述筒体的焊接边装配后，二者之间的内表面平齐且二者之间的局部最大装配间隙小于或等于设定值。
进一步地，所述将所述法兰的焊接边厚度加工至设定厚度，具体为：
所述设定厚度为2mm～4mm，所述法兰的焊接边的长度大于3mm。
进一步地，所述环形凹槽的直径与所述筒体的壁厚相同。
进一步地，所述设定值小于或等于所述环形凹槽的深度的1/3～1/2。
进一步地，所述环形凹槽的深度为0.2mm～1.0mm。
进一步地，所述依据所述环形焊接边的设计参数，规划激光焊接路径及进行焊前清理，具体为：
激光焊接沿激光束运动轨迹施焊，所述激光束运动轨迹与所述环形凹槽的轴向焊接端面的距离为所述设定值；以及，
焊前清理包括化学清理和机械打磨及刮削清理。
进一步地，所述确定激光焊接参数，具体为：
激光束源为常规激光束，所述激光束焊接参数包括焊接速度、激光功率、离焦量、惰性保护气流量。
进一步地，所述确定激光焊接参数，具体为：
激光束源为扫描激光束，所述激光束焊接参数包括焊接速度、激光功率、离焦量、惰性保护气流量、扫描轨迹、扫描幅度和扫描频率；其中，所述扫描轨迹为圆形，所述扫描幅度小于或等于所述设定值，所述扫描频率的调节范围在30～200Hz。
进一步地，所述环形凹槽的内倒角尺寸小于或等于所述筒体的外侧倒角尺寸且两者均不大于1/3的所述设定厚度，所述筒体的内侧倒角尺寸小于或等于1/4的所述设定厚度。
(3)有益效果
综上，本发明通过设计法兰、筒体的焊接边形状以及激光焊接路径规划，不仅能够克服机加法兰和钣金筒体的常规对接装配精度不能满足激光焊接需求的局限性，使法兰和筒体装配便捷，而且能够利用激光焊接的强穿透性完全熔化法兰和筒体的连接界面，实现二者的可靠对接焊接，显著降低焊接变形量，提高焊接质量进而显著提高排气管的服役可靠性和服役寿命。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本发明实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是现有的一种采用氩弧焊接飞机排气管端头法兰的焊接过程示意图；
图2是现有的另一种采用氩弧焊接飞机排气管端头法兰的焊接过程示意图；
图3是本发明实施例提供的一种飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法的流程示意图；
图4是本发明实施例提供的一种飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法的焊接示意图；
图5是本发明实施例提供的一种飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法的焊接效果示意图；
图6是本发明实施例提供的一种飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法的焊接过程的结构原理示意图；
图7是本发明实施例提供的一种飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法中的两种不同激光束的激光焊接路径的俯视对比图；
图8是本发明实施例提供的一种飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法中的惰性气体保护原理示意图；
图9是本发明实施例提供的一种飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法中的法兰和筒体装配时存在的倒角状态示意图；
图10是本发明实施例提供的一种飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法中的激光焊缝的横截面形貌特征的示意图。
图中：
1-法兰；2-筒体；3-氩弧焊缝；4-端头法兰轴心；5-激光束；6-激光束轴线；7-激光焊缝；8-转向节；9-焊接夹具；10-激光光斑；11-激光束运动轨迹；12-扫描轨迹；13-同轴气保护罩；14-旁轴附加气保护罩；15-横吹气帘；16-对接焊特征；17-搭接焊特征；100-转台；200-机械手；300-激光焊接头；400-激光器。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明的实施方式作进一步详细描述。以下实施例的详细描述和附图用于示例性地说明本发明的原理，但不能用来限制本发明的范围，即本发明不限于所描述的实施例，在不脱离本发明的精神的前提下覆盖了零件、部件和连接方式的任何修改、替换和改进。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参照附图并结合实施例来详细说明本申请。
图3是本发明实施例提供的一种飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法的流程示意图，该方法包括以下步骤：
S1、将法兰和筒体的焊接边加工成环形焊接边；
S2、依据环形焊接边的设计参数，规划激光焊接路径及进行焊前清理；
S3、确定激光焊接参数；
S4、依据激光焊接参数，对法兰和筒体进行焊接。
在上述实施方式中，与氩弧焊接相比，激光焊接具有焊接速度快、热输入低、焊接变形小、易于自动化作业等优点，是获得高精度焊接和高接头质量的理想方法。通过插接式坡口设计型式，使筒体焊接边插入至法兰焊接边的环形凹槽内，且使二者的内表面基本平齐，不仅大幅降低了激光焊接对焊接边的高装配精度需求，即显著降低焊接边的机加工精度要求，更利于法兰和筒体装配的便捷性，而且结合了搭接和对接的优点，使激光深熔穿透焊接代替氩弧焊接成为可能。
通过规划合理的激光焊接路径并利用激光焊接的强穿透性，不仅能够利用法兰外侧的凸台熔化弥补法兰和筒体低装配精度存在的局部间隙，而且还能够实现法兰和筒体连接界面的完全熔化进而实现二者的可靠对接焊接，在保持高焊接质量和接头强度的基础上，显著降低焊接变形量，进而显著提高排气管的服役可靠性和服役寿命。
在一些可选的实施例中，在步骤S1中，将法兰和筒体的焊接边加工成环形焊接边，具体包括如下步骤：
S101、将法兰的焊接边厚度加工至设定厚度；
S102、在法兰的焊接边内侧开设与筒体的焊接边相适配的环形凹槽；
S103、当法兰的焊接边和筒体的焊接边装配后，二者之间的内表面平齐且二者之间的局部最大装配间隙小于或等于设定值。
在一些可选的实施例中，在步骤S101中，将法兰的焊接边厚度加工至设定厚度，具体为：
设定厚度为2mm～4mm，法兰的焊接边的长度大于3mm。
在一些可选的实施例中，环形凹槽的直径与筒体的壁厚相同。
在一些可选的实施例中，设定值小于或等于环形凹槽的深度的1/3～1/2。
在一些可选的实施例中，环形凹槽的深度为0.2mm～1.0mm。
具体地，如图4所示，法兰1的焊接边以排气管内壁为基准，加工至壁厚δ，δ范围为2mm～4mm，δ壁厚状态的长度L范围不小于3mm。法兰1的焊接边内侧制备环形凹槽，以与筒体2的焊接边形成插入型式的装配；环形凹槽的深度a范围为0.2mm～1.0mm，环形凹槽的径向高度与筒体2的壁厚一致。当法兰1和筒体2的焊接边装配后，二者之间的内表面基本平齐且二者之间的局部最大装配间隙△x应不大于b。
在一些可选的实施例中，在步骤S2中，依据环形焊接边的设计参数，规划激光焊接路径及进行焊前清理，具体为：
激光焊接沿激光束运动轨迹施焊，激光束运动轨迹与环形凹槽的轴向焊接端面的距离为设定值；以及，
焊前清理包括化学清理和机械打磨及刮削清理。
具体地，激光焊接沿激光束运动轨迹12施焊，激光束运动轨迹12与法兰1的环形凹槽轴向焊接端面的距离为b，b＝(1/3～1/2)a。焊前清理包括化学清理和机械打磨及刮削清理。
在一些可选的实施例中，在步骤S3中，确定激光焊接参数，具体为：
激光束源为常规激光束，激光束焊接参数包括焊接速度、激光功率、离焦量、惰性保护气流量。
在一些可选的实施例中，在步骤S3中，确定激光焊接参数，具体为：
激光束源为扫描激光束，激光束焊接参数包括焊接速度、激光功率、离焦量、惰性保护气流量、扫描轨迹、扫描幅度和扫描频率；其中，扫描轨迹为圆形，扫描幅度小于或等于设定值，扫描频率的调节范围在30～200Hz。
具体地，如图6-8所示，激光束源可选择常规激光束或扫描激光束，激光束5为光纤激光或YAG激光，激光束5与竖直方面的倾角范围为±10°，激光束5的焦长范围为150mm～500mm，激光束5的焦斑直径范围为
当采用常规激光束焊接时，焊接参数包括焊接速度v、激光功率P、离焦量△f以及惰性保护气流量；当采用扫描激光束焊接时，焊接参数除常规激光束焊接参数外，还包括扫描轨迹12、扫描幅度和扫描频率，扫描轨迹12为圆形，扫描幅度不大于b，扫描频率调节范围在30～200Hz。其中，惰性保护气包括背保护和同轴保护，背保护由焊接夹具9提供，同轴保护除同轴气保护罩13提供惰性保护气体外，在垂直于焊接方向且远离法兰的侧面，设计旁轴附加气保护罩14。同轴气保护罩13提供第一通道惰性保护气体，旁轴附加气保护罩14提供第二通道惰性保护气体，且第二通道惰性保护气体流量大于第一通道惰性保护气体流量，以实现法兰和筒体外侧阶差所引起的熔池及焊缝高温区的防氧化效果。惰性保护气体为氩气、氦气或其混合气体等。
如图8所示，旁轴附加气保护罩14也可以采取多级防护罩，沿远离同轴气保护罩13的方向，即筒体2侧方向设置，离同轴气保护罩13越远，通道内的惰性保护气体流量相对越大。
如图8所示，步骤S3中的背保护可采用横吹气帘15，通过惰性保护气体，实现强制冷却从而使焊缝背面基本平齐，即保证排气管内表面流线；同时，背面也可以采取陶瓷垫块或通冷却水的强制冷却垫块实现焊缝背面的强制成形以保证排气管内表面的流线，图中
表示的是焊接速度的方向，即焊接速度的方向是从外面指向里面(垂直于纸面)。
步骤S3中的扫描激光实现方法包括激光头内部设置振镜装置实现激光扫描或外部旋转驱动装置夹持激光头实现激光扫描。
在一些可选的实施例中，环形凹槽的内倒角尺寸小于或等于筒体的外侧倒角尺寸且两者均不大于1/3的设定厚度，筒体的内侧倒角尺寸小于或等于1/4的设定厚度。
具体地，如图9所示，法兰1和筒体2的焊接边除直角设计外，也可以倒角设计，二者应匹配，即法兰环形凹槽的内倒角尺寸不大于筒体外侧的倒角尺寸且均不大于(1/3)δ，筒体内侧的倒角尺寸推荐采用斜倒角且不大于(1/4)δ。
如图10所示，通过获得本发明的激光焊缝7的横截面形貌，实现了法兰1和筒体2的不等厚板对接焊的圆滑过渡，以对接焊特征16为主，以搭接焊特征17为辅，结合了两种焊接方式的优点，从而获得法兰1和筒体2的可靠连接，也进一步缓解了常规对接或搭接焊接时，因结构几何尺寸突变而带来的应力集中。
通过焊接过程中的背面横吹气帘15或垫块强制冷却，实现焊缝背面无下塌，保证排气管焊接部位内表面的轴向流线，无需焊后进行内腔焊缝打磨，显著降低了劳动强度，简化了排气管的制造流程，进一步提高了制造效率。
以下以具体实施例进行详细说明：
实施例1
一种飞机发动机排气管，采用0Cr18Ni9不锈钢材质，法兰的初始焊接边为5mm，筒体的焊接边为1mm，采用本发明的技术方案实现端头法兰激光焊接，主要包括以下步骤：
步骤一：法兰1和筒体2环形焊接边加工。法兰1的焊接边以排气管内壁为基准，加工至壁厚δ＝3mm，δ壁厚状态的长度L＝5mm，法兰1的焊接边内侧制备环形凹槽，以与筒体2的焊接边形成插入型式的装配；环形凹槽的深度a＝0.5mm，环形凹槽的径向高度与筒体2的壁厚一致，即1mm。当法兰1和筒体2的焊接边装配后，二者之间的内表面基本平齐且二者之间的装配间隙应不大于b，取0.2mm。
步骤二：激光焊接路径规划及焊前清理。激光焊接应沿激光束运动轨迹11施焊，激光束运动轨迹11与法兰1的环形凹槽轴向焊接端面的距离b＝0.25mm。焊前清理包括化学清理和机械打磨及刮削清理。
步骤三：激光焊接参数选择及制定。如图7(a)所示，激光束源选择常规光纤激光束，即无扫描的光纤激光束，激光束6与母材表面垂直，激光束6的焦长为300mm，激光束6的焦斑直径为
焊接参数包括：焊接速度v范围为1.2m/min～1.5m/min；激光功率P范围为2000W～2600W；离焦量△f为-1.0mm；同轴气保护罩13提供第一通道惰性保护气体流量为15L/min～20L/min，旁轴附加气保护罩15仅采用一级防护罩，提供第二通道惰性保护气体流量为20L/min～25L/min。
步骤四：如图6所示，将法兰1和筒体2的焊接边装配于焊接夹具9中，通过转向节8与转台100连接，由转台100驱动焊接夹具9实现稳定旋转，机械手200驱动转台100进行转动，机械手200驱动激光焊接头300进行焊接，同时机械手200驱动激光器400对激光焊接头300发射激光光路，焊接过程中焊接夹具9采用横吹气帘15向焊缝背面提供惰性保护气体，惰性保护气体流量为20L/min～25L/min。采用优化的焊接参数实施常规激光束焊接，即可得到深熔穿透状态的激光焊缝7，获得良好的单面焊双面成形效果。
法兰1和筒体2的激光焊缝熔宽约2mm～3.5mm，焊接变形非常小，排气管焊接后的圆度公差能控制在±1mm范围内；经验证，本发明的激光焊接方法能够完全熔化法兰1和筒体2的连接界面，获得无超标缺陷的焊接接头。
实施例2
一种飞机发动机排气管，采用0Cr18Ni9不锈钢材质，法兰的初始焊接边为5mm，筒体的焊接边为1mm，采用本发明的技术方案实现端头法兰激光焊接，主要包括以下步骤：
步骤一：法兰1和筒体2环形焊接边加工。法兰1的焊接边以排气管内壁为基准，加工至壁厚δ＝3mm，δ壁厚状态的长度L＝5mm，法兰1的焊接边内侧制备环形凹槽，以与筒体2的焊接边形成插入型式的装配；环形凹槽的深度a＝0.5mm，环形凹槽的径向高度与筒体2的壁厚一致，即1mm。当法兰1和筒体2的焊接边装配后，二者之间的内表面基本平齐且二者之间的装配间隙应不大于b，取0.2mm。
步骤二：激光焊接路径规划及焊前清理。激光焊接应沿激光束运动轨迹11施焊，激光束运动轨迹11与法兰1的环形凹槽轴向焊接端面的距离b＝0.25mm。焊前清理包括化学清理和机械打磨及刮削清理。
步骤三：激光焊接参数选择及制定。如图7(b)所示，激光束源选择扫描光纤激光束，激光束5与母材表面垂直，激光束5的焦长为300mm，激光束5的焦斑直径为
焊接参数包括：焊接速度v范围为1.2m/min～1.5m/min；激光功率P范围为2200W～2800W；离焦量△f为-1.0mm；同轴气保护罩13提供第一通道惰性保护气体流量为15L/min～20L/min，旁轴附加气保护罩14仅采用一级防护罩，提供第二通道惰性保护气体流量为20L/min～25L/min；背面采取陶瓷垫块实现焊缝的强制冷却；扫描轨迹12为圆形、顺时针扫描，扫描幅度为0.2mm，扫描频率100Hz。此外，沿焊接方向实施顺时针扫描，更有利于法兰侧的液态金属流向筒体侧，即更易于获得更好焊缝成形的圆角过渡。
步骤四：如图6所示，将法兰1和筒体2的焊接边装配于焊接夹具9中，通过转向节8与转台100连接，由转台100驱动焊接夹具9实现稳定旋转，机械手200驱动转台100进行转动，机械手200驱动激光焊接头300进行焊接，同时机械手200驱动激光器400对激光焊接头300发射激光光路。采用优化的焊接参数实施扫描激光束焊接，即可得到深熔穿透状态的激光焊缝6，获得良好的单面焊双面成形效果。
法兰1和筒体2的激光焊缝熔宽约2.5mm～4mm，焊接变形非常小，排气管焊接后的圆度公差能控制在±1mm范围内；经验证，本发明的激光焊接方法能够完全熔化法兰1和筒体2的连接界面，获得无超标缺陷的焊接接头。
需要明确的是，本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同或相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。本发明并不局限于上文所描述并在图中示出的特定步骤和结构。并且，为了简明起见，这里省略对已知方法技术的详细描述。
以上仅为本申请的实施例而已，并不限制于本申请。在不脱离本发明的范围的情况下对于本领域技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原理之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的权利要求范围内。
Claims (10)
1.一种飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
将法兰和筒体的焊接边加工成环形焊接边；
依据所述环形焊接边的设计参数，规划激光焊接路径及进行焊前清理；
确定激光焊接参数；
依据所述激光焊接参数，对所述法兰和所述筒体进行焊接。
2.根据权利要求1所述的飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法，其特征在于，所述将法兰和筒体的焊接边加工成环形焊接边，具体包括如下步骤：
将所述法兰的焊接边厚度加工至设定厚度；
在所述法兰的焊接边内侧开设与所述筒体的焊接边相适配的环形凹槽；
当所述法兰的焊接边和所述筒体的焊接边装配后，二者之间的内表面平齐且二者之间的局部最大装配间隙小于或等于设定值。
3.根据权利要求2所述的飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法，其特征在于，所述将所述法兰的焊接边厚度加工至设定厚度，具体为：
所述设定厚度为2mm～4mm，所述法兰的焊接边的长度大于3mm。
4.根据权利要求2所述的飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法，其特征在于，所述环形凹槽的直径与所述筒体的壁厚相同。
5.根据权利要求2所述的飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法，其特征在于，所述设定值小于或等于所述环形凹槽的深度的1/3～1/2。
6.根据权利要求2-5中任一项所述的飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法，其特征在于，所述环形凹槽的深度为0.2mm～1.0mm。
7.根据权利要求2所述的飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法，其特征在于，所述依据所述环形焊接边的设计参数，规划激光焊接路径及进行焊前清理，具体为：
激光焊接沿激光束运动轨迹施焊，所述激光束运动轨迹与所述环形凹槽的轴向焊接端面的距离为所述设定值；以及，
焊前清理包括化学清理和机械打磨及刮削清理。
8.根据权利要求1所述的飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法，其特征在于，所述确定激光焊接参数，具体为：
激光束源为常规激光束，所述激光束焊接参数包括焊接速度、激光功率、离焦量、惰性保护气流量。
9.根据权利要求2所述的飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法，其特征在于，所述确定激光焊接参数，具体为：
激光束源为扫描激光束，所述激光束焊接参数包括焊接速度、激光功率、离焦量、惰性保护气流量、扫描轨迹、扫描幅度和扫描频率；其中，所述扫描轨迹为圆形，所述扫描幅度小于或等于所述设定值，所述扫描频率的调节范围在30～200Hz。
10.根据权利要求2所述的飞机发动机排气管端头法兰的激光焊接方法，其特征在于，所述环形凹槽的内倒角尺寸小于或等于所述筒体的外侧倒角尺寸且两者均不大于1/3的所述设定厚度，所述筒体的内侧倒角尺寸小于或等于1/4的所述设定厚度。
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