一种飞机结构焊点疲劳寿命计算分析方法

摘要

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，其特征在于，包括如下步骤：第一，采用模拟焊核的等效刚性梁单元，计算焊核的结构应力，取绝对值最大的主应力作为损伤参量；第二，通过材料疲劳性能试验，获取焊核和母材的S-N曲线；第三，通过准静态方法对每个计算点的有效应力历程进行计算，确定其应力谱，采用损伤累积法则计算疲劳损伤，得到所有焊点损伤和寿命的分布情况。本方案的优点是：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，可指导实际工艺中对焊点的个数、分布方式进行合理的调整。

主权项

一种飞机结构焊点疲劳寿命计算分析方法，其特征在于，包括如下步骤：第一，通过有限元方法来计算结构应力时，采用模拟焊核的等效刚性梁单元，模拟焊核的刚性梁单元长度为0.5(s1+s2)，其中s1和s2分别为板1和板2的厚度，点1、2分别为梁单元在两层壳单元上的端点，点3为焊核中心线与两板连接面的交点；等效刚性梁单元传递的力和力矩被用来计算焊核和连接板周围的结构应力，建立焊接结构的细节有限元模型，通过有限元方法来计算结构应力，从计算所得的数据结果文件中分别提取点1、2、3的力Fx、Fy、Fz和弯矩Mx、My、Mz，依此来计算板1和板2内表面以及焊核在与两板交接点处的结构应力(沿焊核圆周方向每15度取一个点来计算)；点1和点2上的力和弯矩是焊核作用到板上的，而点3上的力和力矩为上层板作用于下层板的；上述结构应力计算如下：σ_v1=‑σ_max(F_x1)cosθ‑σ_max(F_y1)sinθ+σ(F_z1)+σ_max(M_x1)sinθ‑σ_max(M_y1)cosθ  (1)式中：σ_max(F_x1)=F_x1/πds₁；σ_max(F_y1)=F_y1/πds₁；σ(F_z1)=λ(1.744F_z1/s₁²),当F_z1＞0时；σ(F_z1)=0，当F_z1≤0时，只有焊核轴向力中的拉伸分量引起损伤，同时：σ_max(M_x1)=λ(1.872M_x1/ds₁²)；σ_max(M_y1)=(1.872M_y1/ds₁²)；上述应力计算公式计入了通过大量试验得到的经验因子，式中λ=0.6s^0.5(作为对弯曲应力梯度效应的补偿)，d为焊核直径；点2的结构应力计算与点1类似；点3的结构应力计算用绝对最大主应力作为损伤参量，如下：τ＝τ_max(F_x3)sin²θ+τ_max(F_y3)cos²θ  (2)σ=σ(F_z3)cosθ+σ_max(N_X3)sinθ‑σ_max(M_y3)cosθ  (3)式中：τ_max(F_x3)=16F_x3/(3πd²)；τ_max(F_y3)=16F_y3/(3πd²)；σ(F_z3)=4F_z3/(πd²),当F_z3＞0时；σ(F_z3)=0，当Fz3≤0时；σ_max(M_x3)=32M_x3/(πd³)；σ_max(M_y3)=32M_y3/(πd³)面内的主应力可以从焊核中的剪应力和正应力求得：${\sigma }_{\mathrm{1,3}}=\frac{\sigma }{2}\pm \sqrt{{\left(\frac{\sigma }{2}\right)}^2+{\tau }^2}---\left(4\right)$式(4)中应力绝对值最大的主应力将作为损伤参量；第二，焊核和母材具有不同的疲劳特性，通过材料疲劳性能试验，获取焊核和母材的S‑N曲线；第三，结合焊核和母材的材料疲劳特性；通过准静态方法对每个计算点的有效应力历程进行计算，然后，用雨流循环计数，确定其应力谱，采用损伤累积法则计算疲劳损伤，得到所有焊点损伤和寿命的分布情况。