一种飞机结构焊点疲劳寿命计算分析方法与流程

本发明属于飞机结构疲劳寿命计算分析领域，涉及一种飞机结构焊点疲劳寿命计算分析方法。

背景技术：

1、点焊作为一种高效的连接方式广泛的应用于飞机零部件的制造过程中，在很大程度减少了铆钉或螺钉连接的数量，同时也减轻了一定的结构重量。但由于焊接的特性，大量的试验也表明：与母材相比，焊接连接会大大地降低了整个结构的抗疲劳破坏的性能，这样使得通过点焊连接的结构在服役期间常常在焊接处发生失效破坏，造成事故。所以如果我们能在设计的初期对焊点的疲劳寿命通过计算来进行寿命预测，了解整个结构上焊点的分布情况，这样就可以指导实际工艺中对焊点的个数、分布方式进行合理的调整，以提高结构的疲劳性能，并能降低制造成本。然而，目前还没有一种十分有效的焊点疲劳寿命分析方法。

技术实现思路

1、为了解决上述问题，本申请提供了一种飞机结构焊点疲劳寿命计算分析方法，

2、步骤s1：通过有限元方法计算焊接结构的结构应力；将所述结构应力绝对值最大的主应力作为损伤参量；

3、步骤s2：基于所述损伤参量，通过材料疲劳性能试验，获取焊核和母材的s-n曲线；

4、步骤s3：基于所述s-n曲线，确定焊接结构的应力谱；

5、步骤s4：基于所述应力谱，获取所有焊接结构的损伤和寿命的分布情况。

6、优选的是，所述结构应力的计算方法具体为：通过等效刚性梁单元模拟焊接结构的焊核，通过计算等效刚性梁单元传递的力和力矩来计算焊核和连接板周围的结构应力。

7、优选的是，计算等效刚性梁单元传递的力和力矩的方法具体包括：取等效刚性梁单元上多个点作为计算点：将等效刚性梁单元的两个端点作为计算点1与计算点2，将焊接结构焊接的两个结构分界面与等效刚性梁单元的交点作为计算点3，分别计算计算点1、计算点2以及计算点3三相互垂直方向的轴向力以及弯矩。

8、优选的是，焊核和连接板周围的结构应力计算方法包括：基于所述等效刚性梁单元传递的力和力矩，计算焊接结构焊接的两个部件的内表面的结构应力以及焊核在与两个部件交接点处的结构应力。

9、优选的是，所述应力谱的具体确定方法为：

10、通过准静态方法对每个所述计算点的有效应力历程进行计算，然后通过雨流循环计数确定应力谱。

11、优选的是，通过损伤累积法则计算疲劳损伤获取所有焊接结构的损伤和寿命的分布情况。

12、本申请的优点包括：提出适合工程应用的焊点疲劳寿命计算模型与分析方法。能在设计的初期对焊点的疲劳寿命通过计算来进行寿命预测，了解整个结构上焊点的分布情况，这样就可以指导实际工艺中对焊点的个数、分布方式进行合理的调整，以提高飞机结构的疲劳性能，并能降低制造成本。通过本方法，国内首次完成了某型飞机结构的焊点损伤和寿命计算分析。

技术特征：

1.一种飞机结构焊点疲劳寿命计算分析方法，其特征在于：

2.如权利要求1所述的飞机结构焊点疲劳寿命计算分析方法，其特征在于，所述结构应力的计算方法具体为：通过等效刚性梁单元模拟焊接结构的焊核，通过计算等效刚性梁单元传递的力和力矩来计算焊核和连接板周围的结构应力。

3.如权利要求2所述的飞机结构焊点疲劳寿命计算分析方法，其特征在于，计算等效刚性梁单元传递的力和力矩的方法具体包括：取等效刚性梁单元上多个点作为计算点：将等效刚性梁单元的两个端点作为计算点1与计算点2，将焊接结构焊接的两个部件的分界面与等效刚性梁单元的交点作为计算点3，分别计算计算点1、计算点2以及计算点3三相互垂直方向的轴向力以及弯矩。

4.如权利要求3所述的飞机结构焊点疲劳寿命计算分析方法，其特征在于，焊核和连接板周围的结构应力计算方法包括：基于所述等效刚性梁单元传递的力和力矩，计算焊接结构焊接的两个部件的内表面的结构应力以及焊核在与两个部件交接点处的结构应力。

5.如权利要求3所述的飞机结构焊点疲劳寿命计算分析方法，其特征在于，所述应力谱的具体确定方法为：

6.如权利要求3所述的飞机结构焊点疲劳寿命计算分析方法，其特征在于，通过损伤累积法则计算疲劳损伤获取所有焊接结构的损伤和寿命的分布情况。

技术总结
本发明属于飞机结构疲劳寿命计算分析领域，涉及一种飞机结构焊点疲劳寿命计算分析方法，步骤S1：通过有限元方法计算焊接结构的结构应力；将所述结构应力绝对值最大的主应力作为损伤参量；步骤S2：基于所述损伤参量，通过材料疲劳性能试验，获取焊核和母材的S‑N曲线；步骤S3：基于所述S‑N曲线，确定焊接结构的应力谱；步骤S4：基于所述应力谱，获取所有焊接结构的损伤和寿命的分布情况。本申请能在设计的初期对焊点的疲劳寿命通过计算来进行寿命预测，了解整个结构上焊点的分布情况，这样就可以指导实际工艺中对焊点的个数、分布方式进行合理的调整，以提高飞机结构的疲劳性能，并能降低制造成本。

技术研发人员：邱春图,隋福成,解放,于淼,张宝才,单兴业,李金明,邓永先
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/1/12