发动机安装架是活塞式飞机机身与动力装置的关键连接部件,在飞机正常飞行时,需要将发动机的推力与扭矩传递至飞机。该部件在服役期间需要承受发动机垂直与侧向的载荷和螺旋桨产生的剧烈振动,一旦该部件发生结构失效将会危及飞行安全。某飞行训练单位在例行检查时,发现一具西锐SR 20飞机发动机安装架的焊接接头出现断裂,随后在进一步检查时发现6具该型飞机发动机安装架的焊接接头相同位置出现裂纹。经过前期调研,该型飞机发动机安装架没有修理工艺可以执行,一旦出现这种问题只能从国外采购该部件进行更换,周期长且成本高,直接影响正常飞行训练用机。本课题即是在上述背景下提出,探明失效原因,开发自主修理工艺,以此节约飞行训练单位经费,来满足当前对西锐SR 20飞机的持续适航保障需要。首先对西锐SR 20飞机发动机安装架的材料进行成分分析,确定了安装架的材料为ASTM 4130高强度合金钢。对T型管主管与支管的断裂处进行了断口分析,明确了安装架的失效是由于焊接残余应力导致的焊接微裂纹。在飞机承受各种载荷的情况下裂纹扩展直至断裂,焊接工艺控制不当会造成残余应力集中,最终产生焊接裂纹。因此,改善焊接工艺参数,尽量减少焊接接头区域的残余应力,从而改善焊接接头的力学性能,对避免焊接裂纹的产生至关重要。然后使用SYSWELD软件参照现有工艺对该型飞机发动机安装架T型管焊接接头进行焊接数值模拟,计算氩弧焊（TIG）与电弧焊两种焊接方法的温度场与应力场,在模型的云图中印证了断裂的位置是焊接残余应力的集中区域,随后进行X射线试验测试焊接残余应力,验证仿真结果的正确性。通过对比TIG与电弧焊运用于模型的焊后残余应力,得出TIG运用于本课题优于电弧焊的结论。再使用单因素控制法,通过探究焊接电流、焊接速度、预热温度对残余应力的影响,对焊接工艺进行优化。最后将优化后的焊接工艺运用于整体安装架的焊接修理仿真,探究焊接修理该处后的焊后残余应力分布情况与整体结构的变形量,对于实际焊接修理过程提供一定的参考,为开发自主焊接修理工艺奠定基础。通过一系列的试验与仿真得出结论:该型飞机发动机安装架的焊接接头失效的根本原因是由于焊接残余应力集中;TIG运用于本课题的焊后残余应力小于电弧焊;焊接电流、焊接速度、预热温度的数值对焊后残余应力有显著影响;使用优化后的焊接工艺对整体安装架焊接修理仿真得出,优化的焊接工艺对减小焊后残余应力并控制整体结构变形有良好的效果。