飞机部件焊接装配变形分析方法、装置、存储介质及设备制造方法及图纸

本申请的实施例公开了一种飞机部件焊接装配变形分析方法、装置、存储介质及设备，涉及焊接制造技术领域，包括：采用六面体建模对飞机部件的焊缝区域进行建模，获得第一有限元模型；在第一有限元模型中进行焊接后散热的有限元仿真，以获得焊缝区域在焊接结束后的参数信息；将第一有限元模型与第二有限元模型进行连接，以获得第三有限元模型；第二有限元模型采用壳单元网格建模获得，并基于飞机部件的除焊缝区域以外的区域建模获得；将参数信息导入第三有限元模型中，并开展平衡计算，以获得焊接装配后的飞机部件的变形情况。本申请通过上述方法降低建模难度与所占用计算机资源，提升计算效率，使得飞机部件的焊接装配变形得以准确、快速预测。快速预测。快速预测。

【技术实现步骤摘要】
飞机部件焊接装配变形分析方法、装置、存储介质及设备


[0001]本申请涉及焊接制造
，具体涉及一种飞机部件焊接装配变形分析方法、装置、存储介质及设备。

技术介绍

[0002]焊接是一种应用极为广泛的永久性连接方法，在飞机制造行业中，进行飞机部件的装配连接时，采用焊接来代替铆接是一种拥有良好前景的新兴技术。但是焊接变形难以控制，加之飞机部件又结构复杂、规模较大，因此，如何有效预测焊接变形是飞机部件焊接装配技术的关键难题。

技术实现思路

[0003]本申请的主要目的在于提供一种飞机部件焊接装配变形分析方法、装置、存储介质及设备，旨在解决现有技术中飞机部件焊接装配变形难以预测的问题。
[0004]为了上述目的，本申请的实施例采用的技术方案如下：
[0005]第一方面，本申请实施例提供了一种飞机部件焊接装配变形分析方法，包括以下步骤：
[0006]采用六面体建模对飞机部件的焊缝区域进行建模，获得第一有限元模型；
[0007]在第一有限元模型中进行焊接后散热的有限元仿真，以获得焊缝区域在焊接结束后的参数信息；
[0008]将第一有限元模型与第二有限元模型进行连接，以获得第三有限元模型；其中，第二有限元模型采用壳单元网格建模获得，第二有限元模型基于飞机部件的除焊缝区域以外的区域建模获得；
[0009]将参数信息导入第三有限元模型中，并开展平衡计算，以获得焊接装配后的飞机部件的变形情况。
[0010]在第一方面的一种可能实现方式中，采用六面体建模对飞机部件的焊缝区域进行建模，获得第一有限元模型之后，飞机部件焊接装配变形分析方法还包括：
[0011]在第一有限元模型中，设置焊缝区域的边界条件；
[0012]在设置了边界条件的第一有限元模型中进行焊接过程的有限元仿真，以获得焊缝区域在焊接过程中的参数信息。
[0013]在第一方面的一种可能实现方式中，在第一有限元模型中，设置焊缝区域的边界条件，包括：
[0014]在第一有限元模型中，沿飞机部件长度方向获得焊缝区域的两端面；
[0015]获得焊缝区域的端面上的所有节点，并对节点的六个自由度进行完全约束。
[0016]在第一方面的一种可能实现方式中，采用六面体建模对飞机部件的焊缝区域进行建模，获得第一有限元模型之前，飞机部件焊接装配变形分析方法还包括：
[0017]以焊缝中心为起点向两端截取焊缝中心周边的区域，以获得焊缝区域。
[0018]在第一方面的一种可能实现方式中，将第一有限元模型与第二有限元模型进行连接，以获得第三有限元模型之前，飞机部件焊接装配变形分析方法还包括：
[0019]采用壳单元网格建模对飞机部件上除焊缝区域以外的区域进行建模，以获得第二有限元模型。
[0020]在第一方面的一种可能实现方式中，将第一有限元模型与第二有限元模型进行连接，以获得第三有限元模型，包括：
[0021]将第一有限元模型的六面体网格单元与第二有限元模型的壳单元进行完全耦合约束，以获得第三有限元模型。
[0022]在第一方面的一种可能实现方式中，在第一有限元模型中进行焊接后散热的有限元仿真，以获得焊缝区域在焊接结束后的参数信息，包括：
[0023]在第一有限元模型中以对流换热形式进行焊接过后散热的有限元仿真，以获得焊缝区域在焊接结束后的参数信息。
[0024]第二方面，本申请实施例提供了一种飞机部件焊接装配变形分析装置，包括：
[0025]建模模块，建模模块用于采用六面体建模对飞机部件的焊缝区域进行建模，获得第一有限元模型；
[0026]仿真模块，仿真模块用于在第一有限元模型中进行焊接后散热的有限元仿真，以获得焊缝区域在焊接结束后的参数信息；
[0027]连接模块，连接模块用于将第一有限元模型与第二有限元模型进行连接，以获得第三有限元模型；其中，第二有限元模型采用壳单元网格建模获得，第二有限元模型基于飞机部件的除焊缝区域以外的区域建模获得；
[0028]获得模块，获得模块用于将参数信息导入第三有限元模型中，并开展平衡计算，以获得焊接装配后的飞机部件的变形情况。
[0029]第三方面，本申请实施例提供了一种计算机可读存储介质，储存有计算机程序，计算机程序被处理器加载执行时，实现如上述第一方面中任一项提供的飞机部件焊接装配变形分析方法。
[0030]第四方面，本申请实施例提供一种电子设备，包括处理器及存储器，其中，
[0031]存储器用于存储计算机程序；
[0032]处理器用于加载执行计算机程序，以使电子设备执行如上述第一方面中任一项提供的飞机部件焊接装配变形分析方法。
[0033]与现有技术相比，本申请的有益效果是：
[0034]本申请实施例提出的一种飞机部件焊接装配变形分析方法、装置、存储介质及设备，包括：采用六面体建模对飞机部件的焊缝区域进行建模，获得第一有限元模型；在第一有限元模型中进行焊接后散热的有限元仿真，以获得焊缝区域在焊接结束后的参数信息；将第一有限元模型与第二有限元模型进行连接，以获得第三有限元模型；其中，第二有限元模型采用壳单元网格建模获得，第二有限元模型基于飞机部件的除焊缝区域以外的区域建模获得；将参数信息导入第三有限元模型中，并开展平衡计算，以获得焊接装配后的飞机部件的变形情况。出于焊接过程的计算与飞机部件整体的变形计算的复杂度不同，本申请的方法首先将焊接区域的焊接计算与飞机部件的整体变形计算进行解耦，单独对焊缝区域进行六面体建模，飞机部件上除焊缝区域以外的区域通过壳单元建模得到有限元模型，而后
仅对焊缝区域进行复杂热流固耦合计算，同时整体飞机部件的有限元模型采用焊缝区域的有限元模型与其他区域的模型连接获得，使得有限元模型的网格数量大大降低，降低了建模难度与模型所占用的计算机资源，最后将仿真获得的焊缝区域焊接结束后的参数信息还原，导入整体飞机部件的有限元模型中，并进行平衡计算，避免一些与焊接无关的区域进行热流固耦合计算导致计算机资源被大量占用，使得计算、仿真、分析能够快速有效进行，进而精准预测焊接装配后的飞机部件的变形情况。
附图说明
[0035]图1为本申请实施例涉及的硬件运行环境的电子设备的结构示意图；
[0036]图2为本申请实施例提供的飞机部件焊接装配变形分析方法的流程示意图；
[0037]图3为本申请实施例提供的飞机部件焊接装配变形分析装置的功能模块示意图；
[0038]图4为本申请实施例提供的飞机部件焊接装配变形分析方法中第一有限元模型的示意图；
[0039]图5为本申请实施例提供的飞机部件焊接装配变形分析方法中焊接过程的有限元仿真示意图；
[0040]图6为本申请实施例提供的飞机部件焊接装配变形分析方法中焊接后散热的有限元仿真示意图；
[0041]图7为本申请实施例提供的飞机部件焊接装配变形分析方法中连接获得的第三有限元模型的示意图；
[0042]图8为本本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞机部件焊接装配变形分析方法，其特征在于，包括以下步骤：采用六面体建模对飞机部件的焊缝区域进行建模，获得第一有限元模型；在所述第一有限元模型中进行焊接后散热的有限元仿真，以获得所述焊缝区域在焊接结束后的参数信息；将所述第一有限元模型与第二有限元模型进行连接，以获得第三有限元模型；其中，所述第二有限元模型采用壳单元网格建模获得，所述第二有限元模型基于所述飞机部件的除焊缝区域以外的区域建模获得；将所述参数信息导入所述第三有限元模型中，并开展平衡计算，以获得焊接装配后的所述飞机部件的变形情况。2.根据权利要求1所述的飞机部件焊接装配变形分析方法，其特征在于，所述采用六面体建模对飞机部件的焊缝区域进行建模，获得第一有限元模型之后，所述飞机部件焊接装配变形分析方法还包括：在所述第一有限元模型中，设置所述焊缝区域的边界条件；在设置了所述边界条件的所述第一有限元模型中进行焊接过程的有限元仿真，以获得所述焊缝区域在焊接过程中的参数信息。3.根据权利要求2所述的飞机部件焊接装配变形分析方法，其特征在于，所述在所述第一有限元模型中，设置所述焊缝区域的边界条件，包括：在所述第一有限元模型中，沿所述飞机部件长度方向获得所述焊缝区域的两端面；获得所述焊缝区域的端面上的所有节点，并对所述节点的六个自由度进行完全约束。4.根据权利要求1所述的飞机部件焊接装配变形分析方法，其特征在于，所述采用六面体建模对飞机部件的焊缝区域进行建模，获得第一有限元模型之前，所述飞机部件焊接装配变形分析方法还包括：以焊缝中心为起点向两端截取所述焊缝中心周边的区域，以获得所述焊缝区域。5.根据权利要求1所述的飞机部件焊接装配变形分析方法，其特征在于，所述将所述第一有限元模型与第二有限元模型进行连接，以获得第三有限元模型之前，所述飞机部件焊接装配变形分析方法还包括：采用壳单元网格建模对所述飞机部件上除所述焊缝区域以外的区域进...

【专利技术属性】
技术研发人员：叶翔宇，王浩宇，何鹏，陈清良，骆金威，陈雪梅，舒阳，冯若琪，
申请(专利权)人：成都飞机工业集团有限责任公司，
类型：发明
国别省市：