一種飛機結構焊點疲勞壽命計算分析方法
2024-04-02 10:37:05
一種飛機結構焊點疲勞壽命計算分析方法
【專利摘要】本發明屬於飛機結構疲勞壽命計算分析領域，涉及一種飛機結構焊點疲勞壽命計算分析方法，其特徵在於，包括如下步驟：第一，採用模擬焊核的等效剛性梁單元，計算焊核的結構應力，取絕對值最大的主應力作為損傷參量；第二，通過材料疲勞性能試驗，獲取焊核和母材的S-N曲線；第三，通過準靜態方法對每個計算點的有效應力歷程進行計算，確定其應力譜，採用損傷累積法則計算疲勞損傷，得到所有焊點損傷和壽命的分布情況。本方案的優點是：提出適合工程應用的焊點疲勞壽命計算模型與分析方法能在設計的初期對焊點的疲勞壽命通過計算來進行壽命預測，了解整個結構上焊點的分布情況，可指導實際工藝中對焊點的個數、分布方式進行合理的調整。
【專利說明】一種飛機結構焊點疲勞壽命計算分析方法
【技術領域】
[0001]本發明屬於飛機結構疲勞壽命計算分析領域，涉及一種飛機結構焊點疲勞壽命計算分析方法。
【背景技術】
[0002]點焊作為一種高效的連接方式廣泛的應用於飛機零部件的製造過程中，在很大程度減少了鉚釘或螺釘連接的數量，同時也減輕了一定的結構重量。但由於焊接的特性，大量的試驗也表明:與母材相比，焊接連接會大大地降低了整個結構的抗疲勞破壞的性能，這樣使得通過點焊連接的結構在服役期間常常在焊接處發生失效破壞，造成事故。所以如果我們能在設計的初期對焊點的疲勞壽命通過計算來進行壽命預測，了解整個結構上焊點的分布情況，這樣就可以指導實際工藝中對焊點的個數、分布方式進行合理的調整，以提高結構的疲勞性能，並能降低製造成本。然而，目前還沒有一種十分有效的焊點疲勞壽命分析方法。
【發明內容】
[0003]本發明的目的是為了解決以上問題，提供適合工程應用的焊點疲勞壽命計算模型與分析方法，解決飛機焊接結構疲勞壽命預測、評估問題。
[0004]本方法主要解決的技術難點:飛機焊接結構的焊核的力學模擬技術；焊核和連接板周圍的結構應力布的計算；彎曲應力梯度效應的補償；焊核的損傷參量確定。
[0005]本發明的技術方案是:一種飛機結構焊點疲勞壽命計算方法，其特徵在於，包括如下步驟:
[0006]第一，通過有限元方法來計算結構應力時，採用模擬焊核的等效剛性梁單元，模擬焊核的剛性梁單元長度為0.5(sl+s2)，其中Si和S2分別為板I和板2的厚度，點1、2分別為梁單元在兩層殼單元上的端點，點3為焊核中心線與兩板連接面的交點；等效剛性梁單元傳遞的力和力矩被用來計算焊核和連接板周圍的結構應力，建立焊接結構的細節有限元模型，通過有限元方法來計算結構應力，從計算所得的數據結果文件中分別提取點1、2、3的力Fx、Fy、Fz和彎矩Mx、My、Mz,依此來計算板I和板2內表面以及焊核在與兩板交接點處的結構應力(沿焊核圓周方向每15度取一個點來計算)；點I和點2上的力和彎矩是焊核作用到板上的，而點3上的力和力矩為上層板作用於下層板的；上述結構應力計算如下:
[0007]σ vl=- σ 眶(Fxl) cos θ - σ 眶(Fyl) sin θ +σ (Fzl) + σ (Mxl) sin θ - σ 眶(Myl) cos θ
(I)
[0008]式中:
[_9] σ max (Fxi) =Fxi/ π ds! ; σ 隱(Fyl) =Fyl/ π ds! ; σ (Fzl) = λ (1.744Fzl/Sl2)，當 Fzl > O時；σ (Fzl) =0，當Fzl≤O時，只有焊核軸向力中的拉伸分量引起損傷，同時:
[0010]O -(Mxl) = λ (1.872Mxl/dSl2) ； σ max (Myl) = (1.872Myl/dSl2)；
[0011]上述應力計算公式計入了通過大量試驗得到的經驗因子，式中A=0.6s°_5(作為對彎曲應力梯度效應的補償)，d為焊核直徑；點2的結構應力計算與點I類似；
[0012]點3的結構應力計算用絕對最大主應力作為損傷參量，如下:
_3] τ = Tmax(Fx3)Sin2 Θ +Tmax(Fy3)COS2 Θ (2)
[0014]σ =σ (Fz3) cos θ + σ max (Nx3) sin θ - σ max (My3) cos θ (3)式中:
[0015]τ max (Fx3) =16Fx3/ (3 π d2) ; τ max (Fy3) =16Fy3/ (3 ^ d2) ； σ (Fz3) =4Fz3/ ( π d2)，當 Fz3 >O時；
[0016]σ (Fz3) =0，當 Fz3 ≤ O 時；。max (Mx3) =32MxS/ Ud3)；
[0017]omax (My3) =32MyS/( Jid3)
[0018]面內的主應力可以從焊核中的剪應力和正應力求得:
【權利要求】
1.一種飛機結構焊點疲勞壽命計算分析方法，其特徵在於，包括如下步驟: 第一，通過有限元方法來計算結構應力時，採用模擬焊核的等效剛性梁單元，模擬焊核的剛性梁單元長度為0.5(sl+s2)，其中Si和S2分別為板I和板2的厚度，點1、2分別為梁單元在兩層殼單元上的端點，點3為焊核中心線與兩板連接面的交點；等效剛性梁單元傳遞的力和力矩被用來計算焊核和連接板周圍的結構應力，建立焊接結構的細節有限元模型，通過有限元方法來計算結構應力，從計算所得的數據結果文件中分別提取點1、2、3的力Fx、Fy、Fz和彎矩Mx、My、Mz,依此來計算板I和板2內表面以及焊核在與兩板交接點處的結構應力(沿焊核圓周方向每15度取一個點來計算)；點I和點2上的力和彎矩是焊核作用到板上的，而點3上的力和力矩為上層板作用於下層板的；上述結構應力計算如下:
σ Vi=- 0 max (Fxi) COS θ - O max (Fyl) sin θ + σ (Fzl) + σ μχ (Mxl) sin θ - σ max (Myl) cos θ (I) 式中:
。眶(Fxl) =Fxl/ π dSl ;。max (Fyl) =Fyl/ Jidsl5O (Fzl) = λ (1.744Fzl/Sl2)，當 Fzl > 0 時；σ (Fzl)=O,當Fzl ( 0時，只有焊核軸向力中的拉伸分量引起損傷，同時:
Omax(Mxl) = A (1.872Mxl/dSl2) ； σ max (Myl) = (1.872Myl/dSl2)； 上述應力計算公式計入了通過大量試驗得到的經驗因子，式中X=0.6s°_5(作為對彎曲應力梯度效應的補償)，d為焊核直徑；點2的結構應力計算與點I類似； 點3的結構應力計算用絕對最大主應力作為損傷參量，如下:
τ = τ max (Fx3) Sin2 Θ + Tmax(Fy3)COS2 θ (2)
σ = σ (Fz3) cos θ + σ max (Nx3) sin θ - σ max (My3) cos θ (3) 式中:
τΠΜ (Fx3) =16Fx3/(3 Jid2) ; τ max (Fy3) =16Fy3/(3 π d2) ；σ (Fz3) =4Fz3/( π d2)，當 Fz3 > O時；
σ (Fz3) =0，當 Fz3 ≤ O 時；。max (Mx3) =32Mx3/ ( ^ d3)；
Omax (My3) =32MyS/( Jid3) 面內的主應力可以從焊核中的剪應力和正應力求得:
【文檔編號】G06F17/50GK103995919SQ201410154091
【公開日】2014年8月20日 申請日期:2014年4月17日 優先權日:2014年4月17日
【發明者】邱春圖 申請人:中國航空工業集團公司瀋陽飛機設計研究所