CN116384011B - 航空结构件滚压变形校正与疲劳寿命预测的仿真方法 - Google Patents
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Abstract
一种航空结构件滚压变形校正与疲劳寿命预测的仿真方法，属于航空结构件滚压变形校正与疲劳寿命预测技术领域；包括以下步骤：将毛坯应力的坐标函数关系编译为SIGINI子程序；调用SIGINI子程序，将毛坯应力导入有限元模型中，获得航空结构件在毛坯应力作用下的加工变形；获得滚压校正载荷，并采用等效应力法实现航空结构件滚压校正载荷的施加，获得航空结构件滚压变形校正结果；施加外力部载荷并进行静力学分析；将静力学分析结果导入疲劳分析软件，实现校形后航空结构件疲劳寿命的预测。本发明实现了航空结构件校正载荷快速、准确的施加，打通了滚压变形校正和疲劳寿命预测有限元仿真过程中的数据传递路径，实现了疲劳寿命的快速预测。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于航空结构件滚压变形校正与疲劳寿命预测的仿真方法，属于航空结构件滚压变形校正与疲劳寿命预测技术领域。
背景技术
航空结构件是构成飞机骨架和气动外形的重要组成部分，随着飞机对高隐身性、超音速巡航、高机动性、高载荷量等综合性能要求的不断提升，对结构件的轻量化、大型化、整体化和精确化提出了更高要求。铝合金因其优异的比强度、耐腐蚀、低成本优势，是航空工业中有应用最成熟、最广泛的结构材料，铝合金航空结构件一般由预拉伸板材直接铣削而成，毛坯材料去除率最高可达98%。在数控加工中，极易受到毛坯应力、加工应力、切削力、切削热、装夹等因素的影响而发生加工变形。
目前，围绕航空整体结构件加工变形预测及控制开展了大量研究，但是因为影响加工变形的因素众多，往往只能一事一议，尚缺乏通用的变形预测与控制手段，航空整体结构件加工变形现象不可避免。因此，必须采取变形校正后处理工序保证结构件的制造精度。
传统变形校正方法主要有压力校正、冷作校正等，在校正过程中引入较大的附加应力，进而对工件的疲劳寿命产生不利影响。滚压变形校正应运而生，其基本原理是通过对变形工件的局部施加双侧滚压操作，迫使局部材料发生塑性变形伸长并引入滚压残余应力，在应变/应力共同作用下工件结构达到新的平衡，最终实现结构件的变形校正。但是，滚压校正在获得良好的尺寸精度的同时，表层材料引入了严重塑性变形和高幅值的滚压应力，滚压应力与工件原有的毛坯应力和铣削引入的加工应力共同存在于结构件内部并相互影响，在服役过程中工件内部应变应力场在外载荷诱导下发生动态回复、应力松弛等一系列变化，影响结构件尺寸稳定性，进而对结构件的疲劳性能产生影响。因此，为了保证航空装备的安全性，校形后的结构件，需要进行大量的疲劳试验验证其服役性能，并判断校形后的结构件是否满足使用要求，但较少的疲劳试验数据具有随机性，不足以支撑试验研究，较多的试验数据耗时长、投入经费巨大，严重制约了校形结构件疲劳性能的研究。
因此，亟需一种新的仿真方法，能够快速、准确的实现航空结构件滚压校正载荷的施加以及校形后结构件疲劳寿命的预测，减少试验成本，为疲劳性能研究提供指导和帮助。
发明内容
为解决上述问题，本发明提出一种快速准确、减少试验成本的航空结构件滚压变形校正与疲劳寿命预测的仿真方法。
本发明航空结构件滚压变形校正与疲劳寿命预测的仿真方法，包括以下步骤：
步骤一：定义初始应力函数，通过试验测得毛坯应力，采用Fortran语言将毛坯应力的坐标函数关系编译为SIGINI子程序，X、Y、Z的坐标及方向与Abaqus仿真模型中相同；
步骤二：利用Abaqus有限元软件建立航空结构件加工变形仿真模型Model-1，为滚压区域建立独立的单元集合，然后依次赋予材料属性、装配、建立分析步、定义边界条件、划分网格、创建作业并生成.inp文件；
步骤三：通过修改生成的.inp文件调用SIGINI子程序，将毛坯应力导入航空结构件加工变形仿真模型Model-1，获得航空结构件在毛坯应力作用下的加工变形，并提取变形量用于滚压校正载荷预测；
步骤四：根据步骤三获得的航空结构件加工变形量，采用滚压校正载荷预测方法（现有技术，详见《基于能量理论的航空整体结构件滚压变形校正载荷预测方法》，航空学报.2017,38(12)，310-318）获得滚压校正载荷，即滚压区域所需施加的等效应力；
步骤五：采用航空结构件加工变形仿真模型Model-1获得的.odb结果文件，创建航空结构件滚压变形校正模型Model-2，新模型（模型Model-2）遗传了Model-1模型的单元、节点及变形数据，然后依次赋予材料属性、装配、建立分析步、定义边界条件、设置预定立场、创建作业并生成.inp文件；
步骤六：采用等效应力法实现滚压校正载荷的施加，通过修改.inp文件建立滚压区域的单元集合，并为集合施加滚压校正应力，获得航空结构件滚压变形校正结果；
步骤七：采用航空结构件滚压变形校正模型Model-2获得的.odb结果文件，创建滚压校正航空结构件静力学分析模型Model-3，新模型（模型Model-3）遗传了Model-2模型的单元、节点、应力和应变数据，然后依次定义材料属性、装配、建立分析步、定义边界条件、设置预定义场，并结合实际服役工况对结构件施加外部力载荷，创建作业并提交分析；
步骤八：将滚压校正航空结构件静力分析模型Model-3获得的.odb结果导入Fe-safe疲劳软件中，创建滚压校正航空结构件疲劳分析模型Model-4，依次赋予材料疲劳属性，选择疲劳工况和疲劳算法，设置载荷谱信息，实现校形后结构件疲劳寿命的预测。
上述步骤二利用Abaqus有限元软件建立的航空结构件加工变形仿真模型Model-1的过程包括：
（1）根据航空结构件滚压校正实际工况，在Model-1模型中对航空结构件需要滚压的区域划分独立的分区；
（2）赋予材料属性；
（3）对模型进行装配，使Model-1模型的坐标及方向和定义毛坯应力函数的坐标及方向相同；
（4）结合仿真需求建立分析步，并为最后一个分析步设置重启动计算分析；
（5）为模型施加三点约束；
（6）对模型进行网格划分，为滚压区域设置独立的单元集合，并分别为滚压区域单元集合重命名；
（7）创建作业，生成.inp文件。
上述步骤五利用Abaqus有限元软件建立的航空结构件滚压变形校正模型Model-2的过程包括：
（1）以.odb结果文件的形式导入Model-1模型的信息，新模型的节点、单元与Model-1模型保持相同；
（2）赋予模型材料属性；
（3）对模型进行装配，使Model-2模型的坐标及方向和Model-1模型的坐标及方向一致；
（4）结合仿真需求建立相应的分析步，并为最后一个分析步设置重启动计算分析；
（5）在载荷模块，设置边界条件，为模型建立三点约束；
（6）创建作业，生成.inp文件。
上述步骤七利用Abaqus有限元软件建立的滚压校正航空结构件静力学分析模型Model-3的过程包括：
（1）以.odb结果文件的形式导入Model-2模型的信息，新模型的节点、单元与Model-2模型保持相同；
（2）赋予模型材料属性；
（3）对模型进行装配，使Model-3模型的坐标及方向和Model-2模型的坐标及方向相同；
（4）结合仿真需求建立相应的分析步，并为最后一个分析步设置重启动计算分析；
（5）设置边界条件，为模型建立简支梁约束，并结合实际服役工况对结构件施加外部力载荷；
（6）创建预定义场，以Model-2模型的结果作为Model-3模型的初始应力状态；
（7）创建作业，并提交分析。
上述步骤八采用Fe-safe疲劳分析软件创建的滚压校正航空结构件疲劳分析模型Model-4的过程包括：
（1）以.odb结果文件的形式导入Model-3模型的信息，新模型的节点、单元与Model-3模型保持相同；
（2）设置单元系统，需保证Fe-safe疲劳分析软件和Abaqus仿真软件中的度量单位一致；
（3）赋予材料疲劳属性，基于Seeger算法，生成材料的S-N曲线；
（4）选择疲劳算法，采用Brown-Miller疲劳算法；
（5）设置载荷谱信息，载荷谱为正弦波疲劳载荷，应力比0.1；
（6）提交分析，得出校形后航空结构件的疲劳寿命。
本发明解决了滚压校正载荷施加困难的问题，利用等效应力法实现了航空结构件校正载荷快速、准确的施加，并打通了航空结构件滚压变形校正和疲劳寿命预测有限元仿真过程中的数据传递路径，实现了校形后结构件疲劳寿命的快速预测，节约实验成本，为航空结构件滚压变形校正及服役寿命的提升提供技术指导。
附图说明
图1是本发明航空结构件滚压变形校正与疲劳寿命预测的仿真方法的流程图。
图2是本发明中测试的铝合金板材毛坯应力示意图。
图3是本发明中航空结构件的仿真模型示意图。
图4是本发明中航空结构件滚压变形校正等效仿真过程示意图。
图5是本发明中航空结构件滚压变形校正后的疲劳寿命云图。
具体实施方式
本发明的航空结构件滚压变形校正与疲劳寿命预测的仿真方法，能够快速、准确的实现航空结构件滚压校正载荷的施加以及校形后结构件疲劳寿命的预测，减少试验成本，为疲劳性能研究提供指导和帮助。其仿真分析流程如图1所示，具体包括以下步骤：
步骤一：定义初始应力函数，通过试验测得毛坯应力，如图2所示。采用Fortran语言将毛坯应力的坐标函数关系编译为SIGINI子程序，注意X、Y、Z的坐标及方向与Abaqus仿真模型中相同。
步骤二：利用Abaqus有限元软件建立航空结构件加工变形仿真模型Model-1，如图3所示。为滚压区域建立独立的单元集合，然后依次赋予材料属性、装配、建立分析步、定义边界条件、划分网格、创建作业并生成.inp文件。
其中，利用Abaqus有限元软件建立的航空结构件加工变形仿真模型Model-1的过程包括以下步骤：
（1）根据航空结构件滚压校正实际工况，在Model-1模型中对航空结构件需要滚压的区域划分独立的分区；
（2）赋予材料属性；
（3）对模型进行装配，使Model-1模型的坐标及方向和定义毛坯应力函数的坐标及方向相同；
（4）结合仿真需求建立分析步，并为最后一个分析步设置重启动计算分析；
（5）为模型施加三点约束；
（6）对模型进行网格划分，为滚压区域设置独立的单元集合，并分别为滚压区域单元集合重命名；
（7）创建作业，生成.inp文件。
步骤三：通过修改生成的.inp文件调用SIGINI子程序，将毛坯应力导入航空结构件加工变形仿真模型Model-1，获得航空结构件在毛坯应力作用下的加工变形，如图4所示，并提取变形量用于滚压校正载荷预测。
步骤四：根据步骤三获得的航空结构件加工变形量，采用滚压校正载荷预测方法获得滚压校正载荷，即滚压区域所需施加的滚压应力。所述滚压校正载荷预测方法为现有技术，详见《基于能量理论的航空整体结构件滚压变形校正载荷预测方法》，航空学报.2017,38(12)，310-318。
步骤五：采用航空结构件加工变形仿真模型Model-1获得的.odb结果文件，创建航空结构件滚压变形校正模型Model-2，新模型遗传了Model-1模型的单元、节点及变形数据，然后依次赋予材料属性、装配、建立分析步、定义边界条件、设置预定立场、创建作业并生成.inp文件。
其中，创建航空结构件滚压变形校正模型Model-2的过程，是利用Abaqus有限元软件，包括以下步骤：
（1）以.odb结果文件的形式导入Model-1模型的信息，新模型的节点、单元与Model-1模型保持相同；
（2）赋予模型材料属性；
（3）对模型进行装配，使Model-2模型的坐标及方向和Model-1模型的坐标及方向一致；
（4）结合仿真需求建立相应的分析步，并为最后一个分析步设置重启动计算分析；
（5）在载荷模块，设置边界条件，为模型建立三点约束；
（6）创建作业，生成.inp文件。
步骤六：采用等效应力法实现滚压校正载荷的施加，通过修改.inp文件建立滚压区域的单元集合，并为集合施加滚压校正应力，获得航空结构件滚压变形校正结果，如图4所示。
步骤七：采用航空结构件滚压变形校正模型Model-2获得的.odb结果文件，创建滚压校正航空结构件静力学分析模型Model-3，新模型遗传了Model-2模型的单元、节点、应力和应变数据，然后依次定义材料属性、装配、建立分析步、定义边界条件、设置预定义场，并结合实际服役工况对结构件施加外部力载荷，创建作业并提交分析。
其中，创建滚压校正航空结构件静力学分析模型Model-3，利用Abaqus有限元软件，包括以下步骤：
（1）以.odb结果文件的形式导入Model-2模型的信息，新模型的节点、单元与Model-2模型保持相同；
（2）赋予模型材料属性；
（3）对模型进行装配，使Model-3模型的坐标及方向和Model-2模型的坐标及方向相同；
（4）结合仿真需求建立相应的分析步，并为最后一个分析步设置重启动计算分析；
（5）设置边界条件，为模型建立简支梁约束，并结合实际服役工况对结构件施加外部力载荷；
（6）创建预定义场，以Model-2模型的结果作为Model-3模型的初始应力状态；
（7）创建作业并提交分析。
步骤八：将滚压校正航空结构件静力分析模型Model-3获得的.odb结果导入Fe-safe疲劳软件中，创建滚压校正航空结构件疲劳分析模型Model-4，依次赋予材料疲劳属性，选择疲劳工况和疲劳算法，设置载荷谱信息，实现校形后结构件疲劳寿命的预测，如图5所示。
其中，创建滚压校正航空结构件疲劳分析模型Model-4，采用Fe-safe疲劳分析软件，包括以下步骤：
（1）以.odb结果文件的形式导入Model-3模型的信息，新模型的节点、单元与Model-3模型保持相同；
（2）设置单元系统，需保证Fe-safe疲劳分析软件和Abaqus仿真软件中的度量单位一致；
（3）赋予材料疲劳属性，基于Seeger算法，生成材料的S-N曲线；
（4）选择疲劳算法，采用Brown-Miller疲劳算法；
（5）设置载荷谱信息，载荷谱为正弦波疲劳载荷，应力比0.1；
（6）提交分析，得出校形后航空结构件的疲劳寿命。
Claims (5)
1.一种航空结构件滚压变形校正与疲劳寿命预测的仿真方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一：定义初始应力函数，通过试验测得毛坯应力，采用Fortran语言将毛坯应力的坐标函数关系编译为SIGINI子程序，X、Y、Z的坐标及方向与Abaqus仿真模型中相同；
步骤二：利用Abaqus有限元软件建立航空结构件加工变形仿真模型Model-1，为滚压区域建立独立的单元集合，然后依次赋予材料属性、装配、建立分析步、定义边界条件、划分网格、创建作业并生成.inp文件；
步骤三：通过修改生成的.inp文件调用SIGINI子程序，将毛坯应力导入航空结构件加工变形仿真模型Model-1，获得航空结构件在毛坯应力作用下的加工变形，并提取变形量用于滚压校正载荷预测；
步骤四：根据步骤三获得的航空结构件加工变形量，获得滚压校正载荷，即滚压区域所需施加的滚压应力；
步骤五：采用航空结构件加工变形仿真模型Model-1获得的.odb结果文件，创建航空结构件滚压变形校正模型Model-2，新模型遗传了Model-1模型的单元、节点及变形数据，然后依次赋予材料属性、装配、建立分析步、定义边界条件、设置预定立场、创建作业并生成.inp文件；
步骤六：采用等效应力法实现滚压校正载荷的施加，通过修改.inp文件建立滚压区域的单元集合，并为集合施加滚压校正应力，获得航空结构件滚压变形校正结果；
步骤七：采用航空结构件滚压变形校正模型Model-2获得的.odb结果文件，创建滚压校正航空结构件静力学分析模型Model-3，新模型遗传了Model-2模型的单元、节点、应力和应变数据，然后依次定义材料属性、装配、建立分析步、定义边界条件、设置预定义场，并结合实际服役工况对结构件施加外部力载荷，创建作业并提交分析；
步骤八：将滚压校正航空结构件静力分析模型Model-3获得的.odb结果导入Fe-safe疲劳软件中，创建滚压校正航空结构件疲劳分析模型Model-4，依次赋予材料疲劳属性，选择疲劳工况和疲劳算法，设置载荷谱信息，实现校形后结构件疲劳寿命的预测。
2.根据权利要求1所述的航空结构件滚压变形校正与疲劳寿命预测的仿真方法，其特征在于，所述步骤二中利用Abaqus有限元软件建立的航空结构件加工变形仿真模型Model-1的过程包括：
（1）根据航空结构件滚压校正实际工况，在Model-1模型中对航空结构件需要滚压的区域划分独立的分区；
（2）赋予材料属性；
（3）对模型进行装配，使Model-1模型的坐标及方向和定义毛坯应力函数的坐标及方向相同；
（4）结合仿真需求建立分析步，并为最后一个分析步设置重启动计算分析；
（5）为模型施加三点约束；
（6）对模型进行网格划分，为滚压区域设置独立的单元集合，并分别为滚压区域单元集合重命名；
（7）创建作业，生成.inp文件。
3.根据权利要求1所述的航空结构件滚压变形校正与疲劳寿命预测的仿真方法，其特征在于，所述步骤五中利用Abaqus有限元软件建立的航空结构件滚压变形校正模型Model-2的过程包括：
（1）以.odb结果文件的形式导入Model-1模型的信息，新模型的节点、单元与Model-1模型保持相同；
（2）赋予模型材料属性；
（3）对模型进行装配，使Model-2模型的坐标及方向和Model-1模型的坐标及方向一致；
（4）结合仿真需求建立相应的分析步，并为最后一个分析步设置重启动计算分析；
（5）在载荷模块，设置边界条件，为模型建立三点约束；
（6）创建作业，生成.inp文件。
4.根据权利要求1所述的航空结构件滚压变形校正与疲劳寿命预测的仿真方法，其特征在于，所述步骤七中利用Abaqus有限元软件建立的滚压校正航空结构件静力学分析模型Model-3的过程包括：
（1）以.odb结果文件的形式导入Model-2模型的信息，新模型的节点、单元与Model-2模型保持相同；
（2）赋予模型材料属性；
（3）对模型进行装配，使Model-3模型的坐标及方向和Model-2模型的坐标及方向相同；
（4）结合仿真需求建立相应的分析步，并为最后一个分析步设置重启动计算分析；
（5）设置边界条件，为模型建立简支梁约束，并结合实际服役工况对结构件施加外部力载荷；
（6）创建预定义场，以Model-2模型的结果作为Model-3模型的初始应力状态；
（7）创建作业，并提交分析。
5.根据权利要求1所述的航空结构件滚压变形校正与疲劳寿命预测的仿真方法，其特征在于，所述步骤八中采用Fe-safe疲劳分析软件创建的滚压校正航空结构件疲劳分析模型Model-4的过程包括：
（1）以.odb结果文件的形式导入Model-3模型的信息，新模型的节点、单元与Model-3模型保持相同；
（2）设置单元系统，需保证Fe-safe疲劳分析软件和Abaqus仿真软件中的度量单位一致；
（3）赋予材料疲劳属性，基于Seeger算法，生成材料的S-N曲线；
（4）选择疲劳算法，采用Brown-Miller疲劳算法；
（5）设置载荷谱信息，载荷谱为正弦波疲劳载荷，应力比0.1；
（6）提交分析，得出校形后航空结构件的疲劳寿命。
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2023
- 2023-06-02 CN CN202310643833.9A patent/CN116384011B/zh active Active
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN116384011A (zh) | 2023-07-04 |
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