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1、(10)申请公布号 CN 103020350 A (43)申请公布日 2013.04.03 CN 103020350 A *CN103020350A* (21)申请号 201210527954.9 (22)申请日 2012.12.10 G06F 17/50(2006.01) (71)申请人 中国飞机强度研究所 地址 710065 陕西省西安市 86 号信箱 (72)发明人 吴存利 段世慧 (74)专利代理机构 中国航空专利中心 11008 代理人 杜永保 (54) 发明名称 一种紧固件载荷变形曲线数值仿真方法 (57) 摘要 本发明属于航空强度试验数值仿真领域， 特 别是涉及到一种紧固件载荷变。
2、形曲线数值仿真方 法， 包括根据含紧固件的实际结构抽象出力学模 型的步骤， 形成有限元数值仿真模型的步骤， 进行 仿真分析的步骤。本发明建立了铆钉载荷变形曲 线的数值仿真方法， 通过数值仿真分析获得紧固 件载荷变形曲线。以简单的数值仿真计算来代替 试验， 在不降低精度的情况下， 获得满足工程要求 的紧固件载荷变形曲线。 仿真分析方法简单， 计算 效率高。本发明解决了工程结构分析中精确确定 紧固件力的分配瓶颈， 为工程人员采用商用有限 元软件分析铆接结构极限承载能力提供了技术支 持 ； 加快了飞机结构研发进度， 节约新机研发成 本。 (51)Int.Cl. 权利要求书 1 页 说明书 3 页 附。
3、图 1 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书 1 页 说明书 3 页 附图 1 页 1/1 页 2 1. 一种紧固件载荷变形曲线数值仿真方法， 其特征在于， 包括以下步骤 ： 步骤一、 根据含紧固件的实际结构抽象出力学模型 ： 从飞机结构中切出一块含有紧固 件的结构， 施加力学边界也即支持结构、 约束， 建立紧固件变形分析的力学模型 ； 步骤二、 形成有限元数值仿真模型 ： 对力学模型进行有限元离散化处理， 建立接触关 系、 约束， 给紧固件和连接板赋予弹塑性应力应变关系， 并施加载荷， 形成有限元数值仿真 模型 ； 步骤三、 进行仿真分析 ： 使用商用软。
4、件利用有限元模型进行数值仿真分析， 获得紧固件 的载荷变形曲线 ； 由于紧固件变形 涵盖紧固件自身弯曲、 剪切和挤压变形和紧固件钉孔 的挤压变形， 计算时采用这样方法， 即在紧固件两侧的上下板纵向对称面上取两点， 计算沿 载荷方向的相对位移 b， 然后减去上下板的变形， 它们的差值则为铆钉变形 ， 也即 ： 其中， E1、 E2为上下板的弹性模量 ； t1、 t2上下板的厚度 ； d1、 d2为上下板距紧固件距离 ； 紧固件所承受的力取约束端载荷方向的支反力， 获得紧固件载荷变形曲线。 权 利 要 求 书 CN 103020350 A 2 1/3 页 3 一种紧固件载荷变形曲线数值仿真方法 技。
5、术领域 0001 本发明属于航空强度试验数值仿真领域， 特别是涉及到一种紧固件载荷变形曲线 数值仿真方法。 背景技术 0002 对飞机铆接结构紧固件载荷的分配计算， 除了常规的有限元分析方法和工程分析 方法外， 工程中发展了一种基于紧固件变形试验曲线 （简称p-试验曲线） 的有限元非线性 分析技术， 即利用紧固件变形数据和非线性有限元相结合方式， 来确定紧固件载荷分配， 分 析时把紧固件变形数据置于模型中， 然后利用有限元非线性求解功能获得铆接结构各个紧 固件所分配的载荷。 这种方法的优点是 ： 计算精度高， 适用于对结构总体有限元建模分析中 或细节有限元建模分析中。 0003 目前工程计算中。
6、所采用的 p- 曲线来自试验， 即利用试验获得不同板厚不同类 型的紧固件载荷变形曲线。这种方法的优点能真实地获得紧固件受载情况， 其缺点是 ： 1) 需要试验设备、 试验件和试验夹具 ； 2） 需要具备一定试验知识的人按一定试验流程来完成， 不宜一般工程人员掌握 ； 3） 费时费力和费钱。因此， 需要发展一种数值模拟方法， 通过数值 仿真获得紧固件载荷变形曲线。 发明内容 0004 发明目的 ： 提供一种紧固件载荷变形曲线数值仿真方法， 能真实反映加载过程铆 钉刚度变化的数值， 以数值仿真代替试验， 节省时间和节约成本。 0005 技术方案 ： 一种紧固件载荷变形曲线数值仿真方法， 包括以下步。
7、骤 ： 0006 步骤一、 根据含紧固件的实际结构抽象出力学模型 ： 从飞机结构中切出一块含有 紧固件的结构， 施加力学边界也即支持结构、 约束， 建立紧固件变形分析的力学模型 ； 0007 步骤二、 形成有限元数值仿真模型 ： 对力学模型进行有限元离散化处理， 建立接触 关系、 约束， 给紧固件和连接板赋予弹塑性应力应变关系， 并施加载荷， 形成有限元数值仿 真模型 ； 0008 步骤三、 进行仿真分析 ： 使用商用软件利用有限元模型进行数值仿真分析， 获得紧 固件的载荷变形曲线 ； 由于紧固件变形 涵盖紧固件自身弯曲、 剪切和挤压变形和紧固 件钉孔的挤压变形， 计算时采用这样方法， 即在紧。
8、固件两侧的上下板纵向对称面上取两点， 计算沿载荷方向的相对位移 b， 然后减去上下板的变形， 它们的差值则为铆钉变形 ， 也 即 ： 0009 0010 其中， E1、 E2为上下板的弹性模量 ； t1、 t2上下板的厚度 ； d1、 d2为上下板距紧固件距 离 ； 0011 紧固件所承受的力取约束端载荷方向的支反力， 获得紧固件载荷变形曲线。 说 明 书 CN 103020350 A 3 2/3 页 4 0012 有益效果 ： 本发明建立了铆钉载荷变形曲线的数值仿真方法， 通过数值仿真分析 获得紧固件载荷变形曲线。 以简单的数值仿真计算来代替试验， 在不降低精度的情况下， 获 得满足工程要求。
9、的紧固件载荷变形曲线。仿真分析方法简单， 计算效率高。本发明有益之 处在于 ： 1) 提供了分析飞机铆接结构中紧固件真实刚度的一种仿真方法， 解决了工程结构 分析中精确确定紧固件力的分配瓶颈， 为工程人员采用商用有限元软件分析铆接结构极限 承载能力提供了技术支持 ； 2） 加快了飞机结构研发进度。通过计算机数值仿真可以在较短 时间内建立连接不同板厚的不同类型紧固件的载荷变形曲线， 使飞机设计人员通过分析手 段较为精确获得飞机结构中紧固件载荷分配 ； 3） 节约新机研发成本， 由于是采用计算机仿 真而不是试验来获得紧固件载荷变形曲线， 这样节省设计成本， 提高了飞机在国际市场上 竞争力。 附图说。
10、明 0013 图 1 为本发明一实施例力学模型示意图 ； 0014 图 2 为本发明一实施例有限元数值仿真模型示意图 ； 0015 图 3 为本发明一实施例得到的紧固件载荷变形曲线示意图。 具体实施方式 0016 下面结合附图对本发明做进一步详细描述， 请参阅图 1 至图 3。 0017 一种紧固件载荷变形曲线数值仿真方法， 包括以下步骤 ： 0018 步骤一、 根据含紧固件的实际结构抽象出力学模型 ： 从飞机结构中切出一块含有 紧固件的结构， 施加力学边界也即支持结构、 约束， 建立紧固件变形分析的力学模型。力学 模型中， 为了使板在加载过程中始终处于弹性状态， 板宽大于三倍的紧固件直径。 。
11、板的端头 距紧固件的距离 L1 足够大， 以防止板端头变形对紧固件变形曲线影响。为了防止板发生翘 曲， 对上下板一侧以及板的端头进行弹性约束， 弹性约束采用垫板 A、 B、 C、 D。对垫板 B 和下 板 B 左端施加固支约束， 对垫板 A 和上板 A 右端施加捆绑约束并施加载荷， 这样就可以把载 荷传到紧固件上。 0019 步骤二、 形成有限元数值仿真模型 ： 对力学模型进行有限元离散化处理， 建立接触 关系、 约束， 给紧固件和连接板赋予弹塑性应力应变关系， 并施加载荷， 形成有限元数值仿 真模型。1） 网格划分和单元选则。上下板划分为六面体单元， 采用 8 节点线性体元， 考虑 计算精度。
12、以及计算规模， 钉孔周围单元尺寸不大于 0.1mm， 远离钉孔的地方单元尺寸可以大 于 0.1mm。紧固件钉头和镦头采用 4 节点线性体元， 单元尺寸控制在 0.2mm 左右， 紧固件杆 也采用 8 节点线性体元， 尺寸控制在 0.2mm 左右 ； 2） 材料模型 ： 可采用材料的压缩试验实测 曲线， 也可采用双线性曲线 ； 3） 接触 ： 定义上板 A 和下板 B、 上板 A 和垫板 A、 下板 B 与垫板 B、 上板 A 的钉孔与紧固件杆、 下板 B 的钉孔与紧固件杆、 紧固件钉头与上板 A 以及紧固件镦 头与下板 B 的接触对。接触对中单元尺寸较大者为主面， 较小者为从面， 接触的法向性。
13、质为 硬接触， 切向采用 Penalty 摩擦公式。4） 约束 ： 对下板 B 和垫板 B 左端施加固支约束， 对上 板 A 与垫板 D 以及下板 B 和垫板 C 施加粘连约束， 对垫板 A 和上板 A 右端施加捆绑约束以 及约束垫板 A、 B、 C、 D 一侧的面外自由度 ； 5） 载荷 ： 在上板 A 和垫板 A 右端施加强迫位移。 0020 步骤三、 进行仿真分析 ： 使用商用软件利用有限元模型进行数值仿真分析， 获得紧 说 明 书 CN 103020350 A 4 3/3 页 5 固件的载荷变形曲线。由于紧固件变形 涵盖紧固件自身弯曲、 剪切和挤压变形和紧固 件钉孔的挤压变形， 计算时。
14、采用这样方法， 即在紧固件两侧的上下板纵向对称面上取两点， 计算沿载荷方向的相对位移 b， 然后减去上下板的变形， 它们的差值则为铆钉变形 ， 也 即 ： 0021 0022 其中， E1、 E2为上下板的弹性模量 ； t1、 t2上下板的厚度 ； d1、 d2为上下板距紧固件距 离， p 为施加在紧固件上载荷。 0023 由于施加的是强迫位移， 紧固件所承受的力取约束端载荷方向的支反力， 这样就 获得了紧固件载荷变形曲线。 0024 实施例 ： 0025 上板 A 和下板 B 长度 L 37.5mm， 它们端头距紧固件距离 L1 12.5mm， 垫板 A 和 垫板 B 长度分别为 L2 10。
15、.0mm、 L3 17.5mm ； 垫板 C 和垫板 D 长度都为 L4 5.0mm， 所有 板的宽度 w 20mm。紧固件牌号为 GB867-67， 直径为 3mm。 0026 上板 A 厚度 t1 1.8mm， 下板 B 厚度 t2 1.0mm， 垫板 A 厚度为 2.0mm， 垫板 B、 C、 D 厚度为 1.0mm。 0027 上下板和紧固件材料为 Ly12-CZ 铝合金， 材料屈服强度 cy 427.8MPa、 材料的 弹性模量 E 77160MPa、 材料的强化模量 Etan 11.2MPa， 极限强度 tu 539.6MPa， 泊松 比 0.305， 0028 有限元仿真模型按照步骤 2 实现。 0029 在结构右端施加 1mm 的强迫位移， 采用 Abaqus 非线性流程对模型分析计算， 获得 各个节点的位移。按照步骤 3 就可以得到计算紧固件载荷位移曲线， 如图 3。 说 明 书 CN 103020350 A 5 1/1 页 6 图 1 图 2 图 3 说 明 书 附 图 CN 103020350 A 6 。