一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)焊點疲勞壽命計算分析方法
【專利摘要】本發(fā)明屬于飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命計算分析領(lǐng)域，涉及一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)焊點疲勞壽命計算分析方法，其特征在于，包括如下步驟：第一，采用模擬焊核的等效剛性梁單元，計算焊核的結(jié)構(gòu)應(yīng)力，取絕對值最大的主應(yīng)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(zhǔn)靜態(tài)方法對每個計算點的有效應(yīng)力歷程進(jìn)行計算，確定其應(yīng)力譜，采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(yōu)點是：提出適合工程應(yīng)用的焊點疲勞壽命計算模型與分析方法能在設(shè)計的初期對焊點的疲勞壽命通過計算來進(jìn)行壽命預(yù)測，了解整個結(jié)構(gòu)上焊點的分布情況，可指導(dǎo)實際工藝中對焊點的個數(shù)、分布方式進(jìn)行合理的調(diào)整。
【專利說明】一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)焊點疲勞壽命計算分析方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命計算分析領(lǐng)域，涉及一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)焊點疲勞壽命計算分析方法。
【背景技術(shù)】
[0002]點焊作為一種高效的連接方式廣泛的應(yīng)用于飛機(jī)零部件的制造過程中，在很大程度減少了鉚釘或螺釘連接的數(shù)量，同時也減輕了一定的結(jié)構(gòu)重量。但由于焊接的特性，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(jié)構(gòu)的抗疲勞破壞的性能，這樣使得通過點焊連接的結(jié)構(gòu)在服役期間常常在焊接處發(fā)生失效破壞，造成事故。所以如果我們能在設(shè)計的初期對焊點的疲勞壽命通過計算來進(jìn)行壽命預(yù)測，了解整個結(jié)構(gòu)上焊點的分布情況，這樣就可以指導(dǎo)實際工藝中對焊點的個數(shù)、分布方式進(jìn)行合理的調(diào)整，以提高結(jié)構(gòu)的疲勞性能，并能降低制造成本。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(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明的目的是為了解決以上問題，提供適合工程應(yīng)用的焊點疲勞壽命計算模型與分析方法，解決飛機(jī)焊接結(jié)構(gòu)疲勞壽命預(yù)測、評估問題。
[0004]本方法主要解決的技術(shù)難點:飛機(jī)焊接結(jié)構(gòu)的焊核的力學(xué)模擬技術(shù)；焊核和連接板周圍的結(jié)構(gòu)應(yīng)力布的計算；彎曲應(yīng)力梯度效應(yīng)的補償；焊核的損傷參量確定。
[0005]本發(fā)明的技術(shù)方案是:一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)焊點疲勞壽命計算方法，其特征在于，包括如下步驟:
[0006]第一，通過有限元方法來計算結(jié)構(gòu)應(yīng)力時，采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(jié)構(gòu)應(yīng)力，建立焊接結(jié)構(gòu)的細(xì)節(jié)有限元模型，通過有限元方法來計算結(jié)構(gòu)應(yīng)力，從計算所得的數(shù)據(jù)結(jié)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(nèi)表面以及焊核在與兩板交接點處的結(jié)構(gòu)應(yīng)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于下層板的；上述結(jié)構(gòu)應(yīng)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(dāng) Fzl > O時；σ (Fzl) =0，當(dāng)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(yīng)力計算公式計入了通過大量試驗得到的經(jīng)驗因子，式中A=0.6s°_5(作為對彎曲應(yīng)力梯度效應(yīng)的補償)，d為焊核直徑；點2的結(jié)構(gòu)應(yīng)力計算與點I類似；
[0012]點3的結(jié)構(gòu)應(yīng)力計算用絕對最大主應(yīng)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(dāng) Fz3 >O時；
[0016]σ (Fz3) =0，當(dāng) Fz3 ≤ O 時；。max (Mx3) =32MxS/ Ud3)；
[0017]omax (My3) =32MyS/( Jid3)
[0018]面內(nèi)的主應(yīng)力可以從焊核中的剪應(yīng)力和正應(yīng)力求得:
【權(quán)利要求】
1.一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)焊點疲勞壽命計算分析方法，其特征在于，包括如下步驟: 第一，通過有限元方法來計算結(jié)構(gòu)應(yīng)力時，采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(jié)構(gòu)應(yīng)力，建立焊接結(jié)構(gòu)的細(xì)節(jié)有限元模型，通過有限元方法來計算結(jié)構(gòu)應(yīng)力，從計算所得的數(shù)據(jù)結(jié)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(nèi)表面以及焊核在與兩板交接點處的結(jié)構(gòu)應(yīng)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于下層板的；上述結(jié)構(gòu)應(yīng)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:
?？?Fxl) =Fxl/ π dSl ;。max (Fyl) =Fyl/ Jidsl5O (Fzl) = λ (1.744Fzl/Sl2)，當(dāng) Fzl > 0 時；σ (Fzl)=O,當(dāng)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(yīng)力計算公式計入了通過大量試驗得到的經(jīng)驗因子，式中X=0.6s°_5(作為對彎曲應(yīng)力梯度效應(yīng)的補償)，d為焊核直徑；點2的結(jié)構(gòu)應(yīng)力計算與點I類似； 點3的結(jié)構(gòu)應(yīng)力計算用絕對最大主應(yīng)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(dāng) Fz3 > O時；
σ (Fz3) =0，當(dāng) Fz3 ≤ O 時；。max (Mx3) =32Mx3/ ( ^ d3)；
Omax (My3) =32MyS/( Jid3) 面內(nèi)的主應(yīng)力可以從焊核中的剪應(yīng)力和正應(yīng)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(yōu)先權(quán)日:2014年4月17日
【發(fā)明者】邱春圖 申請人:中國航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽飛機(jī)設(shè)計研究所