CN113221394A - 一种飞机整体壁板激光喷丸成形的模拟方法 - Google Patents

Abstract

一种飞机整体壁板激光喷丸成形的模拟方法，在激光冲击过程中以合力最大为依据提取平均动态诱导应力，并采用直接应力法模拟飞机整体壁板的激光喷丸成形。首先进行给定激光喷丸参数下的激光喷丸诱导应力的有限元模拟，再利用Python脚本提取特定模拟时刻下指定区域内的平均动态诱导应力，最后利用SIGINI子程序将平均动态诱导应力场导入飞机整体壁板受喷表面的相应区域，进行弹性回复计算，从而模拟飞机整体壁板的激光喷丸成形，有效解决了激光冲击模拟得到的稳态诱导应力不适用于激光喷丸成形模拟的问题，为激光喷丸成形提供了新的方法。相比于激光喷丸成形试验，本发明成本低、简便快速、工艺重复性好；同时避免了温度场的介入，模拟方法更为简便。

Description

一种飞机整体壁板激光喷丸成形的模拟方法

技术领域

本发明涉及激光喷丸成形有限元模拟技术领域，具体是一种飞机整体壁板激光喷丸成形的模拟方法。

背景技术

飞机整体壁板代替传统装配壁板的使用，有助于降低飞机的结构复杂度和装配难度，同时提高飞机的可靠性和服役寿命。飞机整体壁板在成形中不仅需要较大的成形力，而且会发生回弹，使其很难达到成形的形状精度要求。目前，国内外用于飞机整体壁板成形的主要方法是喷丸成形。激光喷丸成形作为一种新型的柔性无模成形技术，与机械喷丸成形相比，具有应变率高、成形曲率大、作用区域精确可控等特点，而且不会在金属表面产生畸变和机械损伤，诱导的残余压应力还可以对板料起到强化作用，有助于延迟疲劳源区的裂纹萌生，减缓疲劳裂纹的扩展速率，提高零件的抗腐蚀、抗变形性能。因此，激光喷丸成形在飞机整体壁板的成形方面具有独特优势。

公开号CN104866652的中国专利“一种基于ABAQUS的喷丸强化变形的有限元模拟方法”利用弹丸撞击法模拟得到不同喷丸工艺参数下的残余应力分布，然后将应力分布结果作为一种等效载荷以初始应力的形式输入到喷丸强化有限元模型中，并利用SIGINI子程序定义了初始应力场，初始应力定义后采用ABAQUS的静态解算器对其进行求解，得到了零件在给定初始应力下的变形情况。所述专利采用直接应力法准确的模拟了壁板的喷丸成形，工程实际应运效果好，但是并没有给出喷丸强化残余应力模拟结果的处理方法以及壁板喷丸成形所需初始应力的获取方法，且该专利仅适用于喷丸成形，没有涉及到激光喷丸成形领域。文献“激光喷丸成形固有应变反求方法及带筋壁板成形形状预测”(上海交通大学，杨荣雪)中，进行了连续激光冲击动态响应仿真，提取了固有应变沿深度方向的分布；建立了静弹性固有应变加载模型，通过采用与深度关联的热膨胀系数控制引入的固有应变，在一定温度场下通过弹性分析获得了激光喷丸成形的仿真结果，有效的预测了激光喷丸成形的最终弯曲变形。虽然该方法适用于壁板激光喷丸成形的模拟，但该方法与直接应力法相比，增加了温度场，模拟过程较为复杂。

上述现有技术中，采用直接应力法模拟了喷丸成形，或是采用固有应变法模拟了激光喷丸成形。虽然直接应力法较为简便，但采用冲击模拟得到的稳态诱导应力仅适用于壁板的喷丸成形的模拟，而不适用于壁板的激光喷丸成形模拟。因此，需要一种与壁板激光喷丸成形模拟相对应的诱导应力的模拟及提取方法，使得直接应力法适用于壁板的激光喷丸成形模拟。

发明内容

为克服现有技术中存在的不适用于模拟壁板的激光喷丸成形的不足，本发明提出了一种飞机整体壁板激光喷丸成形的模拟方法。

本发明的具体过程是：

步骤1，飞机整体壁板几何特征的提取：

根据给定的飞机整体壁板的Catia几何模型，利用Catia的测量间距功能提取飞机整体壁板的厚度及外形尺寸，为后续建立对称模型及飞机整体壁板壳单元模型提供基础。

步骤2，激光喷丸诱导应力的有限元模拟：

采用Abaqus/Explicit模块来模拟激光冲击波在材料内部的传播及其动态响应过程，即激光冲击过程，以获取激光冲击后的诱导应力分布。具体过程是：

Ⅰ激光冲击峰值压力的计算；

通过公式(4)得到方形光斑激光冲击峰值压力P，并以该激光冲击峰值压力P作为激光喷丸诱导应力的有限元模拟中载荷的峰值P_max。

其中I为激光功率密度，单位：GW/cm²；K是用于计算激光冲击峰值压力的参数；

所述激光功率密度I通过公式(1)得到：

其中I为激光功率密度，单位：GW/cm²；A为方形光斑内切圆的面积，单位：cm²； E为激光能量，单位：J；τ为脉冲宽度，单位：ns。

所述用于计算激光冲击峰值压力的参数K通过公式(2)得到：

其中α为内能转化为热能的比例系数，取值范围为0.1～0.2；Z为冲击波在约束层和靶材之间传播的复阻抗。

所述公式(2)中的冲击波在约束层和靶材之间传播的复阻抗Z通过公式(3)得到：

其中Z_c为冲击波在约束层中传播的阻抗，Z_t为冲击波在靶材中传播的阻抗。

Ⅱ建立模型及网格划分；

在所述壁板厚度为4mm区域内任取一方形区域作为建立模型的试样，将该试样平均切分为四份，取该试样的1/4作为对称模型，用于激光喷丸诱导应力的有限元模拟。所述对称模型分为有限元区域和无限元区域；所述无限元区域是该对称模型非切分的侧表面。所述有限元区域采用结构化网格，无限元区域采用扫掠网格。在该对称模型的上表面形成4个不同面积的激光冲击区域，各激光冲击区域即为激光喷丸诱导应力有限元模拟中的加载区域。所述4个不同面积的激光冲击区域中，该第一激光冲击区域的几何中心为a，第二激光冲击区域与对称模型边界贴合的边的中心为b，第三激光冲击区域与对称模型边界贴合的边的中心为c，第四激光冲击区域与所述对称模型贴合的角点为D，所述abcD围成区域的几何中心为A，b与D连线的中心为B，c与D 连线的中心为C。

建立模型及网格划分时，根据设定的激光光斑尺寸和相邻光斑间距，在所述飞机整体壁板表面排布激光冲击区域。在所述壁板厚度为4mm区域内任取一方形区域作为建立模型的试样，在该试样中包含有3×3排列的光斑。

所述对称模型是将所述试样平均切分为四份，取该试样的1/4作为对称模型。所述对称模型的任一截面均选用实体单元Homogeneous类型。所述对称模型中的有限元区域采用C3D8R单元；所述无限元区域采用CIN3D8。

所述4个不同面积的激光冲击区域分别为第一激光冲击区域、第二激光冲击区域、第三激光冲击区域和第四激光冲击区域。所述第一激光冲击区域尺寸为4mm×4mm，靠近无限元区域形成的角点；第二激光冲击区域和第三激光冲击区域的尺寸均为4mm ×2mm，使该第二激光冲击区域位于所述第一激光冲击区域远离无限元区域的一侧，该第三激光冲击区域位于所述第一激光冲击区域远离无限元区域的另一侧，并分别与对称模型的边界贴合；第四激光冲击区域7的尺寸为2mm×2mm，位于有限元区域的角点处，且贴合有限元区域边界。

Ⅲ载荷的设定及边界条件的设置：

设置激光喷丸诱导应力的有限元模拟中的载荷：所述对称模型中每个不同面积的激光冲击区域的载荷作用时间均为200ns，载荷值随载荷作用时间的变化为：幅值为1 时有限元模拟中载荷的峰值为P_max；其余任一时刻下的载荷值等于载荷的峰值P_max与幅值的乘积。

设置激光喷丸诱导应力的有限元模拟中的边界条件：以对称模型中的两个切分面作为对称约束面，施加对称约束；对底面顶点E作完全固定约束。所述顶点E是对称模型的底面顶点，其中GH连线与FH连线在对称约束面上。

Ⅳ提交作业：

创建Abaqus作业并提交进行计算，完成激光喷丸诱导应力的有限元模拟。

步骤3，平均动态诱导应力的提取：

对步骤2中得到的激光喷丸诱导应力的有限元模拟结果进行后处理。具体是：做所述abcD围成区域的几何中心A、bD连线的中心B、cD连线的中心C和第四激光冲击区域与有限元区域贴合的角点D之间的连线，该连线内的区域为指定区域。提取在第四激光冲击区域加载模拟过程中，指定区域内，不同时刻下沿深度方向的平均动态诱导应力。

采用Matlab分别计算出深度值为0的线、平均动态诱导应力值为0的线与所述不同时刻下沿深度方向的平均动态诱导应力曲线围成的面积，并找出其中最大面积的值对应的时刻。该时刻对应的是沿深度方向的平均动态诱导应力曲线。该平均动态诱导应曲线上的值即为后续飞机整体壁板成形模拟时的初始应力。

所述提取平均动态诱导应力是通过Python脚本进行。先在对称模型中创建应力提取区域沿深度方向的单元层集合，再利用Python脚本输出模拟结果中沿深度方向的平均动态诱导应力。

步骤4，飞机整体壁板激光喷丸成形的有限元模拟：

将飞机整体壁板成形模拟时的初始应力用Fortran导入飞机整体壁板的有限元模型中，采用Abaqus/Standard进行求解，得到飞机整体壁板在初始应力下的变形情况。完成飞机整体壁板激光喷丸成形的有限元模拟。

具体过程是：

第一步：建立飞机整体壁板的有限元模型及网格划分；所述飞机整体壁板模型采用三层结构的常规壳单元，所述三层结构中的上下两层用于引入平均动态诱导应力。所述上下两层的厚度均根据所述提取到的平均动态诱导应力曲线中应力值为0时的深度值确定。每个单元的总厚度等于该飞机整体壁板的实际厚度。所述三层结构中每层积分点数量设置为15。设定单元类型为S4R，网格类型为自由网格划分。

第二步：载荷的设定及边界条件的设定；

飞机整体壁板激光喷丸成形的有限元模拟中载荷的设定：通过SIGINI子程序定义初始应力。将平均动态诱导应力数据赋予用来定义初始应力的壳单元上的积分点。

飞机整体壁板激光喷丸成形的有限元模拟中边界条件的设定：通过三个约束点约束飞机整体壁板的刚体移动：第一约束点为该飞机整体壁板模型的任一边界顶点，第二约束点和第三约束点是分别与该第一约束点相邻的两个边界顶点。所述的边界顶点均位于该飞机整体壁板的四个角上。有限元模型全局坐标系中的Y轴与飞机整体壁板的厚度方向一致，X、Z方向任意，限制该飞机整体壁板模型第一约束点在X、Y、Z 三个坐标方向的位移自由度，第二约束点在Y、Z两个坐标方向的位移自由度，第三约束点在Y坐标方向的位移自由度。

第三步：提交作业；添加关键词以关联用户子程序SIGINI，创建Abaqus作业，在Job-General选项中添加Fortran文件，提交Abaqus作业并进行计算。

为了使直接应力法适用于壁板的激光喷丸成形模拟，即得到与壁板激光喷丸成形模拟相对应的诱导应力。本发明提出了激光冲击过程中以合力最大为依据的平均动态诱导应力的提取方法，并以此采用直接应力法来模拟飞机整体壁板的激光喷丸成形。首先进行给定激光喷丸参数下的激光喷丸诱导应力的有限元模拟，再利用Python脚本提取特定模拟时刻下指定区域内的平均动态诱导应力，最后利用SIGINI子程序将平均动态诱导应力场导入飞机整体壁板受喷表面的相应区域，进行弹性回复计算。从而模拟飞机整体壁板的激光喷丸成形。

本发明提出了激光冲击过程中以合力最大为依据的平均动态诱导应力的提取方法，所述提取方法包括提取时刻及提取区域的确定，所述平均动态诱导应力与激光喷丸参数相对应，作为飞机整体壁板激光喷丸成形模拟时的初始应力，使得直接应力法适用于飞机整体壁板的激光喷丸成形模拟，有效的解决了激光冲击模拟得到的稳态诱导应力不适用于激光喷丸成形模拟的问题，为激光喷丸成形提供了新的方法。

本发明建立了用于模拟激光喷丸诱导应力的对称模型，如图2所示。按激光喷丸顺序依次对激光冲击区域进行加载模拟，各区域内载荷幅值随载荷作用时间的变化曲线如图3所示，载荷值呈先快速增大再缓慢减小的趋势。得到了在第四激光冲击区域进行加载模拟时，指定对称模型区域内，不同时刻下沿深度方向的平均动态诱导应力，如图4所示；计算出深度值为0的线、平均动态诱导应力值为0的线与各平均动态诱导应力曲线围成的面积，如图5所示；并以所述面积最大为依据确定所需的平均动态诱导应力，即以合力最大为依据确定了所述激光喷丸参数对应的沿模型深度方向的平均动态诱导应力。基于直接应力法建立了飞机整体壁板的壳单元模型，如图6所示，将激光喷丸参数对应的平均动态诱导应力以初始应力的形式赋予了飞机整体壁板壳单元模型上相应的积分点，模拟了飞机整体壁板的激光喷丸成形，得到飞机整体壁板在给定初始应力下的变形情况，如图7所示，颜色越深的区域变形越大，中间区域变形最大，边缘区域变形最小。相比于激光喷丸成形试验，本发明成本低、简便快速、工艺重复性好；同时，避免了温度场的介入，模拟方法更为简便。

附图说明

图1为本发明一种飞机整体壁板激光喷丸成形模拟方法流程图。

图2为本发明实施例中激光喷丸诱导应力有限元模拟的对称模型示意图。

图3a为图2的俯视图。

图3b为底面顶点示意图。

图4为本发明实施例中激光喷丸诱导应力的有限元模拟中载荷幅值随载荷作用时间的变化曲线。

图5为本发明实施例中激光喷丸诱导应力的有限元模拟得到的平均动态诱导应力曲线。

图6为图5中深度值为0的线、平均动态诱导应力值为0的线与各平均动态诱导应力曲线所围成的面积。

图7为本发明实施例中飞机整体壁板壳限元模型及其截面示意图；其中，图7a 是该壁板的俯视图，图7b是该壁板的侧视图。

图8为本发明中飞机整体壁板激光喷丸成形模拟结果位移云图。

图9为本发明的流程图。

图中：1.有限元区域；2.无限元区域；3.对称模型；4.第一激光冲击区域；5.第二激光冲击区域；6.第三激光冲击区域；7.第四激光冲击区域；8.平均动态诱导应力提取区域；9.载荷作用时间为62ns时沿深度方向的平均动态诱导应力曲线；10.载荷作用时间为82ns时沿深度方向的平均动态诱导应力曲线；11.载荷作用时间为100ns时沿深度方向的平均动态诱导应力曲线；12.载荷作用时间为113ns时沿深度方向的平均动态诱导应力曲线；13.载荷作用时间为121ns时沿深度方向的平均动态诱导应力曲线；14. 载荷作用时间为142ns时沿深度方向的平均动态诱导应力曲线；15.载荷作用时间为 164ns时沿深度方向的平均动态诱导应力曲线；16.载荷作用时间为183ns时沿深度方向的平均动态诱导应力曲线。

具体实施方式

本实施例是一种飞机整体壁板激光喷丸成形的模拟方法。所述飞机整体壁板的上表面为台阶状、下表面为平面。该飞机整体壁板的材料为2024-T351铝合金。外形尺寸为500mm×1500mm；上表面有5个宽度相等的台阶，并且位于中间的台阶高度 4.5mm；最外侧两个台阶等高，均为3.5mm，其余两个台阶等高，其厚度均为4mm，如图6所示。

本实施例的具体过程是：

步骤1，飞机整体壁板几何特征的提取：

根据给定的飞机整体壁板的Catia几何模型，利用Catia“测量间距”功能提取飞机整体壁板的厚度及外形尺寸，为后续建立对称模型及飞机整体壁板壳单元模型提供基础。

步骤2，激光喷丸诱导应力的有限元模拟：

采用Abaqus/Explicit模块来模拟激光冲击过程，以获取激光冲击后的诱导应力分布。

第一步：激光冲击峰值压力的计算；

采用激光对飞机整体壁板下表面进行激光喷丸处理。确定所述激光喷丸参数为：激光能量为30J，脉冲宽度为15ns，相邻光斑间距为0.5mm，激光光斑边长为4mm的方形光斑。

其中I为激光功率密度，单位：GW/cm²；A为方形光斑内切圆的面积，单位：cm²；E 为激光能量，单位：J；τ为脉冲宽度，单位：ns。

其中K是用于计算激光冲击峰值压力的参数；α为内能转化为热能的比例系数，取值范围为0.1～0.2；Z为冲击波在约束层和靶材之间传播的复阻抗，Z_c为冲击波在约束层中传播的阻抗，Z_t为冲击波在靶材中传播的阻抗。在本实施例中，靶材为铝合金、约束层为水流，K为1.65。

得到方形光斑激光冲击峰值压力P：

以所述激光冲击峰值压力P作为激光喷丸诱导应力的有限元模拟中载荷的峰值P_max。

第二步：建立模型及网格划分；

根据设定的激光光斑尺寸和相邻光斑间距，在所述飞机整体壁板表面排布激光冲击区域。

在所述壁板厚度为4mm区域内任取一方形区域作为建立模型的试样，在该试样中包含有3×3排列的光斑。本实施例中，该试样的外形尺寸为19×19×4mm。以该试样的四个侧表面作为试样的无限元区域，以该试样的其他区域作为有限元区域。

将该试样平均切分为四份，取该试样的1/4作为对称模型3，用于激光喷丸诱导应力的有限元模拟。所述对称模型3的任一截面均选用实体单元Homogeneous类型。所述对称模型3分为有限元区域1和无限元区域2；所述无限元区域是该对称模型3非切分的侧表面。所述有限元区域采用C3D8R单元，该C3D8R单元只有一个积分点，在保证获得准确计算结果的同时能提高计算效率；所述无限元区域采用CIN3D8。所述有限元区域采用结构化网格，无限元区域采用扫掠网格。

在该对称模型3的上表面形成4个不同面积的激光冲击区域，各激光冲击区域即为激光喷丸诱导应力有限元模拟中的加载区域。所述4个不同面积的激光冲击区域分别为第一激光冲击区域4、第二激光冲击区域5、第三激光冲击区域6和第四激光冲击区域7。所述第一激光冲击区域4尺寸为4mm×4mm，靠近无限元区域形成的角点；第二激光冲击区域5和第三激光冲击区域6的尺寸均为4mm×2mm，使该第二激光冲击区域位于所述第一激光冲击区域远离无限元区域的一侧，该第三激光冲击区域位于所述第一激光冲击区域远离无限元区域的另一侧，并分别与对称模型3的边界贴合；第四激光冲击区域7的尺寸为2mm×2mm，位于有限元区域的角点处，且贴合有限元区域边界，如图2所示。

所述4个不同面积的激光冲击区域中，该第一激光冲击区域4的几何中心为a，第二激光冲击区域5与对称模型3边界贴合的边的中心为b，第三激光冲击区域6与对称模型3边界贴合的边的中心为c，第四激光冲击区域7与对称模型3贴合的角点为D，所述abcD围成区域的几何中心为A，b与D连线的中心为B，c与D连线的中心为C。

本实施例采用Johnson-Cook本构模型，材料密度为2770kg/m³，弹性模量为72.6GPa，泊松比为0.33，初始屈服应力A为369MPa，材料应变硬化模量B为684MPa，材料的硬化指数n为0.73，材料应变率硬化系数C为0.0083。

第三步：载荷的设置及边界条件的设置：

设置激光喷丸诱导应力的有限元模拟中的载荷：在Abaqus/Explict中，定义载荷类型为pressure，施加的载荷值随载荷作用时间变化但与载荷的空间分布无关。所述对称模型3中每个不同面积的激光冲击区域的载荷作用时间均为200ns，载荷值随载荷作用时间的变化为：幅值为1时有限元模拟中载荷的峰值为P_max；其余任一时刻下的载荷值等于载荷的峰值P_max与幅值的乘积。如图3所示。

设置激光喷丸诱导应力的有限元模拟中的边界条件：以对称模型3中的两个切分面作为对称约束面，施加对称约束；对底面顶点E作完全固定约束。所述顶点E是对称模型3的底面顶点，如图2所示，其中GH连线与FH连线在对称约束面上。

第四步：提交作业：

创建Abaqus作业并提交进行计算，完成激光喷丸诱导应力的有限元模拟。该作业包括建立的模型、网格划分、载荷的设置及边界条件的设置。

步骤3，平均动态诱导应力的提取：

对步骤2中所获得的激光喷丸诱导应力的有限元模拟结果进行后处理。具体是：做所述abcD围成区域的几何中心A、bD连线的中心B、cD连线的中心C和第四激光冲击区域与有限元区域贴合的角点D之间的连线，该连线内的区域为指定区域8，如图2所示。提取在第四激光冲击区域加载模拟过程中，指定区域8内，不同时刻下沿深度方向的平均动态诱导应力。该平均动态诱导应力的曲线如图4所示。

采用Matlab分别计算出深度值为0的线、平均动态诱导应力值为0的线与所述不同时刻下沿深度方向的平均动态诱导应力曲线围成的面积，结果如图5所示，并找出其中最大面积的值对应的时刻。本实施例中所述最大面积对应的时刻为113ns，该113ns 对应的是沿深度方向的平均动态诱导应力曲线9。该平均动态诱导应曲线9上的值即为后续飞机整体壁板成形模拟时的初始应力。

所述提取平均动态诱导应力是通过Python脚本进行。先在对称模型3中创建应力提取区域沿深度方向的单元层集合，再利用Python脚本输出模拟结果中沿深度方向的平均动态诱导应力。

步骤4，飞机整体壁板激光喷丸成形的有限元模拟：

将飞机整体壁板成形模拟时的初始应力用Fortran导入飞机整体壁板的有限元模型中，采用Abaqus/Standard进行求解，得到飞机整体壁板在初始应力下的变形情况。具体过程是：

第一步：建立飞机整体壁板的有限元模型及网格划分；所述飞机整体壁板模型采用三层结构的常规壳单元，所述三层结构中的上下两层用于引入平均动态诱导应力。所述上下两层的厚度均根据所述提取到的平均动态诱导应力曲线中应力值为0时的深度值确定。每个单元的总厚度等于该飞机整体壁板的实际厚度。所述三层结构中每层积分点数量设置为15。设定单元类型为S4R，网格类型为自由网格划分。

第二步：载荷的设定及边界条件的设定；

飞机整体壁板激光喷丸成形的有限元模拟中载荷的设定：通过SIGINI子程序定义初始应力。将平均动态诱导应力数据赋予用来定义初始应力的壳单元上的积分点。

飞机整体壁板激光喷丸成形的有限元模拟中边界条件的设定：通过三个约束点约束飞机整体壁板的刚体移动：第一约束点为该飞机整体壁板模型的任一边界顶点，第二约束点和第三约束点是分别与该第一约束点相邻的两个边界顶点。所述的边界顶点均位于该飞机整体壁板的四个角上。有限元模型全局坐标系中的Y轴与飞机整体壁板的厚度方向一致，X、Z方向任意，限制该飞机整体壁板模型第一约束点在X、Y、Z 三个坐标方向的位移自由度，第二约束点在Y、Z两个坐标方向的位移自由度，第三约束点在Y坐标方向的位移自由度。

第三步：提交作业；添加关键词以关联用户子程序SIGINI，创建Abaqus作业，在Job-General选项中添加Fortran文件，提交Abaqus作业并进行计算，完成飞机整体壁板激光喷丸成形的有限元模拟。模拟结果如图7所示，图7中颜色越深的区域位移越大，该区域位移最大为229.4mm，周围颜色最浅的区域位移为0。

至此，完成了飞机整体壁板激光喷丸成形的有限元模拟。

Claims (9)

1.一种飞机整体壁板激光喷丸成形的模拟方法，其特征在于，具体过程是：

步骤1，飞机整体壁板几何特征的提取：

根据给定的飞机整体壁板的Catia几何模型，利用Catia的测量间距功能提取飞机整体壁板的厚度及外形尺寸，为后续建立对称模型及飞机整体壁板壳单元模型提供基础；

步骤2，激光喷丸诱导应力的有限元模拟：

采用Abaqus/Explicit模块来模拟激光冲击波在材料内部的传播及其动态响应过程，即激光冲击过程，以获取激光冲击后的诱导应力分布；具体过程是：

Ⅰ激光冲击峰值压力的计算；

通过公式(4)得到方形光斑激光冲击峰值压力P，并以该激光冲击峰值压力P作为激光喷丸诱导应力的有限元模拟中载荷的峰值P_max；

其中I为激光功率密度，单位：GW/cm²；K是用于计算激光冲击峰值压力的参数；

Ⅱ建立模型及网格划分；

在所述壁板厚度为4mm区域内任取一方形区域作为建立模型的试样，将该试样平均切分为四份，取该试样的1/4作为对称模型，用于激光喷丸诱导应力的有限元模拟；所述对称模型分为有限元区域和无限元区域；所述无限元区域是该对称模型非切分的侧表面；所述有限元区域采用结构化网格，无限元区域采用扫掠网格；在该对称模型的上表面形成4个不同面积的激光冲击区域，各激光冲击区域即为激光喷丸诱导应力有限元模拟中的加载区域；所述4个不同面积的激光冲击区域中，该第一激光冲击区域的几何中心为a，第二激光冲击区域与对称模型边界贴合的边的中心为b，第三激光冲击区域与对称模型边界贴合的边的中心为c，第四激光冲击区域与所述对称模型贴合的角点为D，所述abcD围成区域的几何中心为A，b与D连线的中心为B，c与D连线的中心为C；

Ⅲ载荷的设定及边界条件的设置：

设置激光喷丸诱导应力的有限元模拟中的载荷：所述对称模型中每个不同面积的激光冲击区域的载荷作用时间均为200ns，载荷值随载荷作用时间的变化为：幅值为1时有限元模拟中载荷的峰值为P_max；其余任一时刻下的载荷值等于载荷的峰值P_max与幅值的乘积；

设置激光喷丸诱导应力的有限元模拟中的边界条件：以对称模型中的两个切分面作为对称约束面，施加对称约束；对底面顶点E作完全固定约束；所述顶点E是对称模型的底面顶点，其中GH连线与FH连线在对称约束面上；

Ⅳ提交作业：

创建Abaqus作业并提交进行计算，完成激光喷丸诱导应力的有限元模拟；

步骤3，平均动态诱导应力的提取：

对步骤2中得到的激光喷丸诱导应力的有限元模拟结果进行后处理；具体是：做所述abcD围成区域的几何中心A、bD连线的中心B、cD连线的中心C和第四激光冲击区域与有限元区域贴合的角点D之间的连线，该连线内的区域为指定区域；提取在第四激光冲击区域加载模拟过程中，指定区域内，不同时刻下沿深度方向的平均动态诱导应力；

采用Matlab分别计算出深度值为0的线、平均动态诱导应力值为0的线与所述不同时刻下沿深度方向的平均动态诱导应力曲线围成的面积，并找出其中最大面积的值对应的时刻；该时刻对应的是沿深度方向的平均动态诱导应力曲线；该平均动态诱导应曲线上的值即为后续飞机整体壁板成形模拟时的初始应力；

所述提取平均动态诱导应力是通过Python脚本进行；先在对称模型中创建应力提取区域沿深度方向的单元层集合，再利用Python脚本输出模拟结果中沿深度方向的平均动态诱导应力；

步骤4，飞机整体壁板激光喷丸成形的有限元模拟：

将飞机整体壁板成形模拟时的初始应力用Fortran导入飞机整体壁板的有限元模型中，采用Abaqus/Standard进行求解，得到飞机整体壁板在初始应力下的变形情况；完成飞机整体壁板激光喷丸成形的有限元模拟。

2.如权利要求1所述飞机整体壁板激光喷丸成形的模拟方法，其特征在于，步骤1中所述激光功率密度I通过公式(1)得到：

其中I为激光功率密度，单位：GW/cm²；A为方形光斑内切圆的面积，单位：cm²；E为激光能量，单位：J；τ为脉冲宽度，单位：ns。

3.如权利要求1所述飞机整体壁板激光喷丸成形的模拟方法，其特征在于，步骤1中所述用于计算激光冲击峰值压力的参数K通过公式(2)得到：

其中α为内能转化为热能的比例系数，取值范围为0.1～0.2；Z为冲击波在约束层和靶材之间传播的复阻抗。

4.如权利要求1所述飞机整体壁板激光喷丸成形的模拟方法，其特征在于，所述公式(2)中的冲击波在约束层和靶材之间传播的复阻抗Z通过公式(3)得到：

其中Z_c为冲击波在约束层中传播的阻抗，Z_t为冲击波在靶材中传播的阻抗。

5.如权利要求1所述飞机整体壁板激光喷丸成形的模拟方法，其特征在于在，建立模型及网格划分时，根据设定的激光光斑尺寸和相邻光斑间距，在所述飞机整体壁板表面排布激光冲击区域；在所述壁板厚度为4mm区域内任取一方形区域作为建立模型的试样，在该试样中包含有3×3排列的光斑。

6.如权利要求1所述飞机整体壁板激光喷丸成形的模拟方法，其特征在于在，所述对称模型是将所述试样平均切分为四份，取该试样的1/4作为对称模型；所述对称模型的任一截面均选用实体单元Homogeneous类型；所述对称模型中的有限元区域采用C3D8R单元；所述无限元区域采用CIN3D8。

7.如权利要求1所述飞机整体壁板激光喷丸成形的模拟方法，其特征在于在，所述4个不同面积的激光冲击区域分别为第一激光冲击区域、第二激光冲击区域、第三激光冲击区域和第四激光冲击区域；所述第一激光冲击区域尺寸为4mm×4mm，靠近无限元区域形成的角点；第二激光冲击区域和第三激光冲击区域的尺寸均为4mm×2mm，使该第二激光冲击区域位于所述第一激光冲击区域远离无限元区域的一侧，该第三激光冲击区域位于所述第一激光冲击区域远离无限元区域的另一侧，并分别与对称模型的边界贴合；第四激光冲击区域7的尺寸为2mm×2mm，位于有限元区域的角点处，且贴合有限元区域边界。

8.如权利要求1所述飞机整体壁板激光喷丸成形的模拟方法，其特征在于在，所述飞机整体壁板激光喷丸成形的有限元模拟的具体过程是：

第一步：建立飞机整体壁板的有限元模型及网格划分；所述飞机整体壁板模型采用三层结构的常规壳单元，所述三层结构中的上下两层用于引入平均动态诱导应力；所述上下两层的厚度均根据所述提取到的平均动态诱导应力曲线中应力值为0时的深度值确定；每个单元的总厚度等于该飞机整体壁板的实际厚度；所述三层结构中每层积分点数量设置为15；设定单元类型为S4R，网格类型为自由网格划分；

第二步：载荷的设定及边界条件的设定；

飞机整体壁板激光喷丸成形的有限元模拟中载荷的设定：通过SIGINI子程序定义初始应力；将平均动态诱导应力数据赋予用来定义初始应力的壳单元上的积分点；飞机整体壁板激光喷丸成形的有限元模拟中边界条件的设定：通过三个约束点约束飞机整体壁板的刚体移动：第一约束点为该飞机整体壁板模型的任一边界顶点，第二约束点和第三约束点是分别与该第一约束点相邻的两个边界顶点；

第三步：提交作业；添加关键词以关联用户子程序SIGINI，创建Abaqus作业，在Job-General选项中添加Fortran文件，提交Abaqus作业并进行计算。

9.如权利要求8所述飞机整体壁板激光喷丸成形的模拟方法，其特征在于在，所述的边界顶点均位于该飞机整体壁板的四个角上；有限元模型全局坐标系中的Y轴与飞机整体壁板的厚度方向一致，X、Z方向任意，限制该飞机整体壁板模型第一约束点在X、Y、Z三个坐标方向的位移自由度，第二约束点在Y、Z两个坐标方向的位移自由度，第三约束点在Y坐标方向的位移自由度。

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