CN116029180B 机载外挂物疲劳仿真方法及系统 （湖南云箭科技有限公司）

US2019128770A1,2019.05.02测挂飞疲劳寿命并提高数据处理的时效性和精型中是否存在应力循环谱的峰值大于或等于结元模型进入塑性的各区域进行精细化建模得到2步骤S2、在所述第一有限元模型上施加单位任务步骤S3、判断所述第一有限元模型中是否存在步骤S5、对所述第一有限元模型进入塑性的各区域步骤S6、区分步骤S4所得的应力疲劳损伤和步骤S5根据机载外挂物的传力路径特点，初步划分结构疲劳根据机载外挂物的疲劳载荷谱，在单位时间内，3务载荷的幅值大小对过载载荷和阵风载荷进行分级，然后以1个单位的过载载荷及阵风载部件在挂飞环境中受到各工况阵风载荷与单位阵风载荷的比值；为吊耳止动器预紧所述目标轴的等效应力为根据空间应力状态理论，提取o,中的三向主应力o1、和;步骤S41：将实际挂飞循环应力幅值等寿命转换为对称循环下的应力幅值，转换公式雨流计数中单个循环的危险截面最大等效应力；saman为雨流计数中单个循环的危险截面最小等效应力；C、m分别为S_N曲线中的截距和斜率参数；N为疲劳循环寿命；4数得到的应力幅值实际挂飞循环次数n,除以疲劳寿命N,得到损伤值D,；其中，p为不同循环载荷的总数量；。利用雨流计数法处理重复机动载荷及重复阵将AO代入可得到单个循环的真实应变峰谷变程Ae；5计算出实际挂飞循环的疲劳寿命N,，将雨流计数得到的该实际挂飞循环次数n,除以将机载外挂物在时间内统计得到的挂飞载荷。6.一种机载外挂物疲劳仿真系统，包括存储6[0003]前期设计阶段由于缺乏机载外挂物的样机，多通过有限元方法评估挂飞疲劳寿7到各工况过载载荷与单位过载载荷的比值；为部件单位阵风载荷作用下的应力分布；[0015]所述目标轴的等效应力为根据空间应力状态理论，提取o,中的三向主应力o1、[0017]其中，or,s为材料疲劳试验的拉压疲劳极限；为材料疲劳试验的剪切疲劳极8循环的危险截面的平均应力，san-)为对称循环下的应力幅值；o,为材料强度极限；samu为雨流计数中单个循环的危险截面最大等效应力；saman为雨流计数中单个循流计数得到的应力幅值实际挂飞循环次数n,除以疲劳寿命N,得到损伤值D,；其中，[0034]其中，Ae为单个循环的真实应变峰谷变程；AO为单个循环的真实应力峰谷变9on为真实平均应力；oo为雨流计数中单个循环起点[0058]分别记录上述重点部件的材料属性对称循环下的疲劳强度极限omear。屈服极限的区域来确定是否对第一有限元模型进入塑性的各区域进行精细化建模得到第[0066]图1是本发明实施例公开的基于全局名义应力法与局部弹塑性修正应变法的机载[0073]本实施例1公开一种基于全局名义应力法与局部弹塑性修正应变法的机载外挂物载荷峰值1390N，B舵翼阵风载荷峰值850N，C舵翼阵风载荷峰值3420N根据力系平衡及杠 [0078]分别记录上述重点部件的材料属性对称循环下的疲劳强度极限omear，若受力劳薄弱区域最近的阵风载荷与该疲劳薄弱区域的传力路径，将其链接则得到主要传力路r<3mm的圆角或斜边长度L<3mm的斜角，但位于吊挂及吊挂座区域不可忽向的单位机动载荷、主体结构和不同翼结构的单位阵风载荷和吊耳式吊挂的预紧力载荷；对机载外挂物有限元模型进行静强度计算，输出各工况单位载荷下全结构的应力分布结[0094]其中，or,s为材料疲劳试验的拉压疲劳极限；为材料疲劳试验的剪切疲劳极[0096]步骤S300：如图4利用雨流计数法对步骤S200中的等效应力时间历程进行处理得[0105]式中：smuw为单个循环机动载荷及图5所示，图5左侧45号钢材料的强度极限为980MPa，应用该材料的结构件应力幅值为线弹性阶段认为该横截面保持初始值不变化，名义应力法就是基于该假设计算应力的方[0126]式中：Ae为单个循环的真实应变峰谷变程；AO为单个循环的真实应力峰谷变从而判断机载外挂物是否处于安全挂飞状态，若非安全挂飞状态则对结构进行优化设计，区域来确定是否对第一有限元模型进入塑性的各区域进行精细化建模得到第