[發明專利]一種鋁合金環件熱振復合殘余應力調控仿真方法

有效

• 申請號: 202011024142.3
• 申請日: 2020-09-25
• 公開（公告）號: CN112231948B
• 公開（公告）日: 2022-07-22
• 發明（設計）人: 高瀚君;林明輝;吳瓊;李昕
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G06F30/23
• 分類號: G06F30/23;G16C60/00;G01L5/00;G06F119/08;G06F119/14
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發明涉及工件殘余應力調控技術領域，且公開了一種鋁合金環件熱振復合殘余應力調控仿真方法，包括以下步驟：S1、參照國家標準《GB/T 10120?2013金屬材料拉伸應力松弛試驗方法》實施鋁合金材料熱應力松弛試驗；S2、基于步驟S1進行應力松弛試驗曲線擬合；S3、建立具有初始應力的鋁合金環件數值仿真模型；S4、選擇合適的蠕變型本構函數，轉換步驟S2中鋁合金應力松弛本構曲線方程，確定鋁合金的材料蠕變參數；S5、基于步驟S4，進行熱時效仿真；S6、基于步驟S5熱時效數值仿真結果，進行振動時效仿真，實現環件的熱振復合數值仿真；S7、分析查看鋁合金環件數值仿真模型的熱振復合殘余應力調控效果。結果表明，鋁合金經過熱振復合時效，材料內部殘余應力得到均化。

技術領域

本發明涉及工件殘余應力調控技術領域，具體為一種鋁合金環件熱振復合殘余應力調控仿真方法。

背景技術

目前，對于運載火箭用中小型(≤5m)環鍛件的制造技術已經成熟，整體鋁合金環鍛件已經應用在長征三號系列、長征四號系列、長征五號系列中。而隨著我國啟動直徑達10米、起飛質量達3000噸的重型運載火箭的研制任務，大型環鍛件的研制已經尤為迫切，但是隨著環鍛件規格的增大，殘余應力大、形狀和力學性能一致性差，成形界面的不均勻性與非連續性表現更為突出，使得大規格整體構件成型、成性難度極大。目前，我國對這類規格輕合金構件的制造能力與需求之間還存在較大差距，制造能力尚不能滿足重載火箭裝備服役性能跨越式發展的要求。高性能大規格輕合金構件的制造已成為我國重載火箭和涉及到“制天權”戰略工程所急需解決的重大問題，迫切需要開展重載火箭、空間站用大型航天鋁合金回轉體構件整體成形組織性能精確調控技術的研究。現今比較常用的殘余應力調控方法主要有熱時效和振動時效法，兩種方法均已相對比較成熟，并在各大軍工制造企業得到了應用，熱振復合作為一種新型的應力調控工藝，是研究殘余應力調控的新手段。

零件的殘余應力調控方法主要有熱時效和振動時效法，兩種方法各自具有明顯的局限性。

關于熱時效殘余應力調控的機理解釋有觀點之一，是由一般的應力松弛造成釋放，即在一定溫度下保持足夠時間，會出現彈性應力減小的狀況，從而出現了殘余應力重新分布，因此，基于材料的應力松弛機理，應用有限元原理可實現鋁合金環件內部殘余應力演化及分布的精確評估。

發明內容

(一)解決的技術問題

針對現有技術的不足，本發明提供了一種鋁合金環件熱振復合殘余應力調控仿真方法，解決了上述背景技術中所提出的問題。

(二)技術方案

為實現上述目的，本發明提供如下技術方案：一種鋁合金環件熱振復合殘余應力調控仿真方法，包括以下步驟：

S1、參照國家標準《GB/T 10120-2013金屬材料拉伸應力松弛試驗方法》，將鋁合金材料制成圓形截面試樣，在材料試驗機上進行鋁合金材料應力松弛試驗；

S2、依據步驟S1得到的鋁合金材料的應力松弛試驗數據，繪制鋁合金應力松弛試驗擬合曲線；

S3、采用激光小孔法獲得鋁合金環件中初始殘余應力，并建立具有初始應力的鋁合金環件數值仿真模型；

S4、依據應力松弛的本是蠕變原理，選擇合適的蠕變型本構函數，轉換步驟S2中鋁合金應力松弛本構曲線方程，確定鋁合金的材料蠕變參數；

S5、基于有限元軟件，離散化步驟S3中鋁合金環件數值仿真模型，將鋁合金材料參數及步驟S4確定的蠕變參數輸入結構靜力分析模塊，進行熱時效的數值仿真分析；

S6、基于步驟S5熱時效的數值仿真結果作為振動時效有限元分析的初始狀態，采用瞬態動力學分析模塊，進行振動時效的有限元分析，實現殘余應力的熱振復合數值仿真；

S7、基于仿真結果，分析查看鋁合金環件數值仿真模型的熱振復合殘余應力調控效果。