[發明專利]冷擠壓強化孔的疲勞壽命預測方法

有效

• 申請號: 201710492275.5
• 申請日: 2017-06-26
• 公開（公告）號: CN109115383B
• 公開（公告）日: 2021-07-09
• 發明（設計）人: 鄒成;李汝鵬;凡志磊
• 申請（專利權）人: 中國商用飛機有限責任公司;上海飛機制造有限公司
• 主分類號: G06F30/23
• 分類號: G06F30/23;G01L5/00;G01N21/45;G06F119/02;G06F119/04
• 代理公司: 北京品源專利代理有限公司 11332
• 代理人: 胡彬

本發明公開了一種冷擠壓強化孔的疲勞壽命預測方法。本發明的冷擠壓強化孔的疲勞壽命預測方法包括以下步驟：確定冷擠壓工況；根據所確定的冷擠壓工況，采用有限元分析軟件建立有限元分析模型；設置冷擠壓工藝參數并進行有限元仿真分析，得到殘余應力分布和干涉量的仿真結果；基于冷擠壓工況及冷擠壓工藝參數制作冷擠壓試片；對冷擠壓試片的殘余應力分布和干涉量進行測量；根據比較對有限元分析模型進行修正；基于修正的有限元分析模型，對疲勞壽命進行預測分析。本發明能夠準確高效地預測不同冷擠壓工藝方法下的冷擠壓孔的疲勞壽命，為冷擠壓工藝方法的選擇與優化提供可靠依據。

技術領域

本發明涉及疲勞壽命預測方法的技術領域，尤其涉及冷擠壓強化孔的疲勞壽命預測方法。

背景技術

據統計，飛機結構件服役期疲勞失效的調查統計分析表明，70％以上的結構疲勞問題均發生在連接處，已成為航空飛行器結構失效最主要的根源之一。采用冷擠壓工藝可以通過提高殘余應力的形式達到提高疲勞壽命的目的，但不同的工藝方法對疲勞壽命的影響不同，需要通過試驗分析獲取最優的工藝方法。

特定冷擠壓工藝下的疲勞壽命，可以通過試驗的方法獲得，但該方法在實際生產過程中，需要花費大量的人力、財力與時間。因此，需要采用疲勞壽命分析預測的方法來減少試驗量，傳統的疲勞壽命預測方法與采用軟件進行仿真分析能夠分析不同結構形式下的疲勞壽命，但通常無法分析不同工藝對疲勞壽命的影響，準確性仍存在不足。

因此，亟需一種新的仿真分析方法，能夠利用更少的試驗建立起冷擠壓工藝與疲勞壽命間的關系，以高效地實現針對不同冷擠壓工藝方法疲勞壽命的準確、可靠的預測。

發明內容

本發明要解決的技術問題是為了克服現有技術中的疲勞壽命預測方法難以考慮不同冷擠壓工藝所帶來的影響，而采用試驗方法測試疲勞壽命的成本過高、周期過長的缺陷，提出一種冷擠壓強化孔的疲勞壽命預測方法。

本發明是通過下述技術方案來解決上述技術問題的：

本發明提供了一種冷擠壓強化孔的疲勞壽命預測方法，其特點在于，其包括以下步驟：

步驟一、確定冷擠壓工況；

步驟二、根據所確定的所述冷擠壓工況，采用有限元分析軟件建立有限元分析模型；

步驟三、在所述有限元分析模型的基礎上，設置冷擠壓工藝參數并進行有限元仿真分析，得到與所述冷擠壓工藝參數對應的殘余應力分布和干涉量的仿真結果；

步驟四、基于所述冷擠壓工況及所述冷擠壓工藝參數制作冷擠壓試片；

步驟五、采用殘余應力測量儀與干涉量測量儀，對所述冷擠壓試片的殘余應力分布和干涉量進行測量；

步驟六、比較步驟三得到的殘余應力分布和干涉量的仿真結果與步驟五得到的殘余應力分布和干涉量的測量結果，并根據比較結果對所述有限元分析模型進行修正，以使得所述仿真結果逼近所述測量結果；

步驟七、基于修正的有限元分析模型，采用疲勞壽命分析軟件，以殘余應力分布作為輸入量對冷擠壓強化孔的疲勞壽命進行預測分析。

較佳地，所述冷擠壓工況包括冷擠壓強化孔的孔徑和/或材料性質。

較佳地，步驟二中所建立的有限元分析模型包括試片部分和擠壓棒部分。

較佳地，所述冷擠壓工藝參數包括擠壓率和/或擠壓速率。

較佳地，步驟五中對所述冷擠壓試片的殘余應力分布和干涉量進行的測量包括對至少8個參考點的測量。

較佳地，基于多組冷擠壓工藝參數分別執行步驟三、四、五以獲取所述多組冷擠壓工藝參數分別對應的殘余應力分布和干涉量的仿真結果和測量結果，并在步驟六中根據所述多組冷擠壓工藝參數分別對應的殘余應力分布和干涉量的仿真結果和測量結果的比較結果對所述有限元分析模型進行修正。