管路的基本功能是把指定的介质输送到使用部位,在航天飞行器的使用期间,管路输送系统是航天飞行器动力系统的重要组成部分,管路结构的安全性和可靠性直接影响到整个航天飞行器的可靠性。随着宇航技术的不断发展,航天飞行器的性能要求不断提升,其工作环境也愈发恶劣。与此同时,航天飞行器管路结构的空间构型发展趋势是趋于复杂化和多样化的,而当前管路结构采用力学环境试验考核动强度,仅复现了随机振动力学环境,没有复现管路的受力状态和边界条件,不能对其进行力学损伤分析,对管路的动强度没有定量估计。导致在近年的航天工程中,由管路断裂造成的飞行故障甚至失利多次出现。为提高整个航天飞行器的可靠性,需要对管路结构的动力学强度分析方法进行改进。本文从管路结构的设计建模开始,对管路结构的仿真建模技术进行了探讨,提出了一种结构内载荷识别的有限元方法,同时开展典型管接头焊缝疲劳性能试验。结合上述成果提出了基于结构内载荷的名义应力方法用于评估管路焊缝的疲劳寿命,并且进行了相关试验验证。首先通过对管路疲劳失效位置进行调研,设计并加工了典型管路结构。在建模时考虑到不同类型单元的连接问题,对体-壳单元的耦合问题进行了分析,通过仿真分析确定连接方法。随后进行管路结构的模态分析,确定各阶模态主振方向,通过频响分析确定管路结构的危险截面为长段管中间部分的角焊缝焊趾位置。提出了一种利用Bush单元和MPC局部刚化提取结构内载荷的有限元方法,通过有限元仿真验证了加入Bush单元前后模型动特性的一致性,然后利用载荷识别方法提取应力平缓区的截面载荷并进行载荷综合方法探讨,最后对比频时域方法得到的截面载荷验证了上述方法的准确性。针对管路焊缝的疲劳性能研究,本文设计典型管路焊缝接头并开展不同应力比下的焊缝疲劳性能试验,得到各个不同应力比下的S-N曲线,结合平均应力对焊缝疲劳性能的分析对试验数据进行修正,拟合得到适用的S-N曲线并作出焊缝的等寿命曲线。然后对于管路焊缝的疲劳寿命分析方法,本文在常用的名义应力法的基础上提出了一种基于结构内载荷识别的名义应力方法,并且与现有的危险点名义应力方法进行对比,证明了基于结构内载荷识别的名义应力方法对于管路焊缝疲劳寿命的分析是可行且准确的。与此同时,文章对比了频、时域分析结构疲劳的典型方法,对本文管路结构而言,Y向单向加载情况下,频域Dirlik方法能较好地模拟时序计算得到的应力幅值分布,疲劳寿命分析结果较为可靠;而Steinberg三区间法所假设的高斯分布则与时序计算得到的应力幅值分布差异较大,疲劳寿命分析结果最为保守。为验证前文提出的焊缝疲劳分析方法,进行了管路结构的模态试验和不同加载量级下的随机振动寿命试验,利用实测数据修正仿真模型并重新计算相应寿命,对比试验得到的焊缝疲劳寿命验证了上述焊缝疲劳仿真分析方法的准确性。