本文从飞机结构疲劳专业所需开展的细节应力分析工作角度，对结构有限元分析发展及细节分析方法进行了描述。着重阐述了基于力边界的Global-Local细节分析方法的原理及相关关键技术。通过独创的分析流程以及自主开发的软件体系，形成了细节分析完整解决方案，并在我所的各个型号中得到了广泛应用，大大提高了工作效率和质量，使飞机结构的疲劳品质得到飞跃性的提升。该项技术是疲劳专业针对工作中遇到的技术难题，通过自主创新，不断的完善与改进而逐步形成的。
1结构疲劳
战鹰矫健的身姿离不开轻盈而强劲的身躯，上下翻飞的机动产生的重复载荷作用在机体结构上不可避免的产生结构疲劳问题。这种受力结构在交变载荷作用下，逐步开裂而失效的现象就是结构疲劳。航空史上，由结构疲劳导致的机毁人亡的事故屡见不鲜。
火车车轴疲劳研究（史上第一次）▲
飞机结构失效大部分是由疲劳产生的，下面是典型案例。
第一架喷气客机“彗星”失事▲
B-737机身上部大块蒙皮撕掉▲
F-15C前机身解体▲
2影响疲劳寿命的主要因素
♦ 材料（疲劳、断裂特性）
♦ 结构形式（传、受力形式）
♦ 加工工艺（表面完整性、强化…）
♦ 载荷（准静态、振动）
♦ 使用环境（腐蚀、热、辐射…）
♦ 维护（检查周期、方式与维修）
……
产生疲劳裂纹的部位与设计、制造、使用相关，主要起始于：
♦ 紧固孔
♦ 开口、R
♦ 刚度突变
♦ 制造缺陷（含划伤、强迫装配… ）
♦ 使用中损伤
♦ 材料缺陷
……
结构的疲劳寿命取决于局部细节的寿命影响因素和细节本身的状态，而交变载荷在局部结构细节所产生应力应变是疲劳失效的原始驱动力，是寿命计算的重要输入。因此，获得准确的局部细节应力应变状态和历程是疲劳强度工程师的一项重要而艰巨的任务。
3结构有限元方法
有限元法（FEM，Finite Element Method）是上世纪60年代发展起来的数值计算方法，目前工程中常用的结构有限元法是将连续结构离散为有限节点，节点间的相互作用通过反映材料本构关系的各种类型单元实现。通常是以节点位移作为基本变量，通过各个单元的变形协调方程、力的平衡方程建立整个结构的节点位移与节点外力的线性方程，结合边界条件进行求解。
由于早期计算机软硬件的限制，早期的有限元方法使用繁琐，功能有效，只能进行小规模的简单分析。
早期有限元分析前后置处理极为繁琐，建网格模型靠手工，获得结果靠打印，真可以说是“有限元，无限烦”。上世纪90年代逐步发展起来了自动网格划分技术，大大提高了建模效率，使以准确获得局部细节应力应变状态为目的的细节分析成为可能。
4结构细节分析概述
结构细节分析相对于以获得诸如飞机结构的复杂结构总体受力与传力为目的的总体分析有以下特点：
以获得受力结构局部细节准确的变形、应力/应变等力学特性为目的；
相对总体分析，细节分析关注局部细节，一般是在总体分析的基础上，采用相对较细的网格，来考虑总体分析中无法考虑的局部因素；所用单元一般是3D，但也可以是2D的，甚至是1D；
由于分析能力的提高，现在细化分析范围越来越大，简单结构可以做到全结构级的仿真分析。
由于通常人们主要关心应力，细节分析又常称为细节应力分析。随着计算机软硬件的发展，细节分析在功能和规模上得到了很大发展。
下面是细节分析示例。
细节有限元分析示例▲
失效仿真▲
高度几何非线性▲
高度几何非线性＋瞬态响应▲
5复杂结构细节分析
对于结构形式复杂、连接复杂、受载复杂的复杂结构，采用全结构仿真分析在目前分析水平下即不现实，也不经济，对于大部分飞机结构必须采用工程可行的方法。
全结构仿真分析实例▲
复杂结构细节分析的可行的工程方法必须是效率和精度的折中，应当具备如下特点：
既能反映总体对局部的影响，又能方便、快速实现各种非线性细节分析，实现跨求解器分析，充分发挥各种CAE优势
能够处理各种复杂工程问题，实现通用性
能够突破手工操作效率瓶颈，实现分析的自动化、智能化，达到高效性
复杂结构细节分析方法主要有：
总体模型直接细化法
刚度缩聚法
Global-Local法
由于总体模型直接细化需要大量的手工操作，无法实现自动化，而刚度缩减存在必须保证边界节点不变的限制，灵活性较差。因此，Global-Local法是工程分析经常采用的方法。它既考虑了总体对局部的影响，又可以提高分析效率和精度，是目前工程分析中最有效的方法。
6Global-Local细节分析方法
Global-Local细节分析方法是在总体分析中获取需要细节分析区域的内部力或位移边界，并作为外部边界条件施加到单独完成的局部细节分析区域上。根据边界条件的不同可分为：
位移(边界)法
力(边界)法
位移法的位移边界是由总体分析中得到的位移场插值获得细节分析模型的位移边界， 所有边界节点必须施加位移边界。而力法的力边界则是从总体分析中获得内力边界，然后作为外载施加到细节模型上，不需要每个边界节点都施加边界载荷。力法边界力获取简单，网格处理灵活，具有较高的通用性，对于复杂结构，力边界法能更好满足多型号并行、精益设计的需求。
7力法分析流程
力法分析流程如下图左侧框图所示。在力法中边界条件以边界力的形式从总体分析传递到单独进行细节分析中，细节模型与总体模型在网格上没有特殊要求，可以方便的实现跨求解器分析（如下图右侧框图所示）。这就大大提高了分析的效率和功能。
8Global-Local细节分析技术
◆ 边界力的获取与施加
边界力可根据节点所连接单元对节点提供的节点平衡力获取，下图是节点1处左侧对右侧作用力获取示例，即F左→右 = FElm1 + FElm2= -(FElm3 + FElm4)。
总体分析中内力作为细节分析外载边界力的施加采用如下图所示的RBE3多点约束，实现加载点与细节模型的连接及载荷传递。
节点平衡力▲
◆ 减小力法边界加载点集中加载对结果影响
边界力的施加采用RBE3多点约束使得边界区的应力不真实，为保证分析区域的准确，应当在细节分析边界上保证足够的过渡区，过渡区的大小一般应大于总体模型网格尺寸。除此之外，为减小边界加载的影响范围，采用了自主开发的自动分支加载技术。
下图为分支加载示例。
边界载荷施加▲
分支加载连续信息时可根据边界加载点的结构连接关系与载荷传递情况建立，这样就可大大减小影响区域。
◆ 减小总体分析刚度简化误差
总体模型一般采用板杆单元建立，必然对结构进行较大的简化，其零部件刚度尤其是局部刚度与真实结构存在差异。而细节模型一般采用实体单元建立，与真实刚度的差异可以忽略。因此，总体模型与细节模型可能存在一定差异，这将导致细节分析变形与总体分析不一致，从而使得应力分析结果存在较大误差。
解决的方法是采用粗实体单元替换板杆单元后采用AutoMPC技术与总体模型连接，完成总体细节分析，提取边界载荷用于进行细节分析。
◆ 复杂结构自动分层连接技术
飞机结构是通过成千上万的紧固件将零件连接装配组合成部件，在细节模型中采用实体单元模拟每个紧固件，势必造成模型巨大无法完成分析，对于非疲劳关键部位必须进行工程简化。
在细节分析中只要准确地反映连接的刚度，就能准确地获得连接载荷的传递，从而获得关键部位的准确应力/应变。因此，可以采用简化连接的方法，使分析模型规模可接受，而分析精度又能得到保证。然而，手动实现连接工作巨大，且质量难以保证，必须开发自动连接功能。
典型螺栓连接▲
螺栓简化连接▲
自主开发的自动分层连接技术，使得用户只需输入连接件的法矢及材料与直径，程序就可在细节模型中，对被连接结构进行智能化分层判断、连接刚度计算，自动完成分层简化连接，以及预紧力施加，并提供连接处各层的穿透、漏杆等错误信息，大大提高了效率和质量。
面对更高的要求，飞机结构细节应力分析技术仍需要不断向前发展。“”细节决定成败，精益创造未来”值得疲劳专业不断践行的专业理念。
下载地址：实用飞机结构应力分析及尺寸设计
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