CN114676508B - 大梯度快时变极端高温环境空天飞机结构热强度评估方法 - Google Patents

大梯度快时变极端高温环境空天飞机结构热强度评估方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了大梯度快时变极端高温环境空天飞机结构热强度评估方法，属于飞机测试技术领域。方法包括以下步骤：S1、构建飞机复材结构有限元模型；S2、对飞机复材结构有限元模型进行仿真分析，得到力热耦合下的温度场与应力场数据；S3、基于静热强度试验数据构建线性/非线性飞机复材结构温度‑强度关联式；S4、确立飞机复材结构的热强度准则公式，定义等效安全系数；S5、通过等效安全系数评估飞机复材结构热强度。本发明解决了现有热强度评估方法只能对恒定高温下飞机复材结构进行热强度评估，不能满足复杂热载荷分布与时变条件下热强度评估要求的问题，具有适应复杂条件、判断准确的优点。

Description

大梯度快时变极端高温环境空天飞机结构热强度评估方法
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及大梯度快时变极端高温环境空天飞机结构热强度评估方法。
背景技术
在空天飞机热强度测试中，对于飞机复材结构的热强度评估是其中的一个重要部分，碳纤维增强碳化硅陶瓷复合材料结构具有高强度、高断裂韧性、低密度、耐高温、抗化学腐蚀和抗热震等优良性能，目前在飞机航空航天领域高温结构中应用广泛。高温陶瓷基复合材料结构的应用需要在设计阶段对陶瓷基复材结构开展热强度评估，其评估过程主要分为三个步骤：对有限元模型进行应力分析、选择强度失效准则、对单元/节点进行强度失效判定；
现有的热强度评估方法主要是针对恒定高温条件下的飞机复材结构进行热强度评估，不能满足热结构复杂热载荷分布与时变条件下的强度评估要求。由此亟需提出一种能解决大梯度、快时变、极端高温环境下飞机复材结构的热强度评估问题的方法。
发明内容
本发明解决的技术问题是：现有的热强度评估方法主要是针对恒定高温条件下的飞机复材结构进行热强度评估，不能满足热结构复杂热载荷分布与时变条件下的热强度评估要求；
为解决上述问题，本发明的技术方案如下：
大梯度快时变极端高温环境空天飞机结构热强度评估方法，包括以下步骤：
S1、构建大梯度快时变飞机复材结构有限元模型；
S2、对飞机复材结构有限元模型进行仿真分析，得到力热耦合下的温度场与应力场数据；
S3、基于静热强度试验数据构建线性/非线性飞机复材结构温度-强度关联式；
S4、确立飞机复材结构的热强度准则公式，定义等效安全系数
将Tsai-Wu准则应用于高温条件下的飞机复材结构热强度失效评判，将Tsai-Wu准则中的强度系数参数与飞机复材结构对应的温度
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
和时间
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
相关联，得到的热强度准则公式如下：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE008
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE010
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE012
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE014
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE016
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE018
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE020
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE022
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE024
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE026
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE028
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE030
式中，
Figure 853253DEST_PATH_IMAGE004
为时间，
Figure 198783DEST_PATH_IMAGE002
为飞机复材结构的温度，X为飞机复材结构沿纤维方向，Y为飞机复材结构垂直纤维方向，Z为飞机复材结构厚度方向，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE032
为飞机复材结构X方向的正应力，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE034
为飞机复材结构Y方向的正应力，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE036
为飞机复材结构Z方向的正应力，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE038
为飞机复材结构XY方向的剪切应力，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE040
为飞机复材结构XZ方向的剪切应力，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE042
为飞机复材结构YZ方向的剪切应力，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE044
为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE045
时刻、
Figure 991552DEST_PATH_IMAGE002
温度下飞机复材结构的等效安全系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE047
为飞机复材结构X方向对应温度下的拉伸强度值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE049
为飞机复材结构Y方向对应温度下的拉伸强度值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE051
为飞机复材结构Z方向对应温度下的拉伸强度值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE053
为飞机复材结构X方向对应温度下的压缩强度值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE055
为飞机复材结构Y方向对应温度下的压缩强度值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE057
为飞机复材结构Z方向对应温度下的压缩强度值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE058
为飞机复材结构XY方向对应温度下的剪切强度值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE060
为飞机复材结构XZ方向对应温度下的剪切强度值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE062
为飞机复材结构YZ方向对应温度下的剪切强度值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE064
为飞机复材结构X方向的强度系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE066
为飞机复材结构Y方向的强度系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE068
为飞机复材结构Z方向的强度系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE070
为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE072
的强度系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE074
为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE076
的强度系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE078
为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE080
的强度系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE082
为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE084
的强度系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE086
为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE088
的强度系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE090
为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE092
的强度系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE094
为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE096
的强度系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE098
为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE100
的强度系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE102
为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE104
的强度系数；
S5、计算飞机复材结构等效安全系数，评估飞机复材结构热强度。
进一步地，步骤S1具体包括以下步骤：
S1-1、通过制图软件绘制飞机复材结构数字模型，划分用于结构分析的有限元网格并施加边界约束条件，给各种高温条件下的飞机复材结构热力学特性赋值；
S1-2、施加大梯度温度工况时间相关热载荷，建立时间相关瞬态分析，构建大梯度快时变飞机复材结构有限元模型；
软件仿真模拟能够为后续试验的进行节约时间和人力物力；
进一步地，步骤S2具体包括以下步骤：
S2-1、执行大梯度温度工况时间相关热载荷瞬态分析，获取飞机复材结构有限元模型在各个时刻的温度场及温度梯度分布；
S2-2、对应得到的各个时刻温度场，对飞机复材结构有限元模型进行相应力载荷工况施加，仿真分析得到力热耦合下的温度场与应力场数据；
更进一步地，步骤S2-2中温度场与应力场数据包括：飞机复材结构数字模型各单元/节点各时刻在各温度场下的热应力、机械应力响应数据、温度场的最高温度和最低温度；
优选地，步骤S3具体包括以下步骤：
S3-1、根据步骤S2-2得到力热耦合下的温度场选定特定温度，完成飞机复材结构在特定温度条件下的静热强度试验，通过静热强度试验得到特定温度下飞机复材结构的热强度试验数据；
S3-2、基于特定温度下飞机复材结构的热强度试验数据构建线性/非线性的飞机复材结构温度-强度关联式；
S3-3、基于建立的飞机复材结构温度-强度关联式，计算得到任意温度条件下飞机复材结构的热强度值；
优选地，步骤S3-1中，根据步骤S2-2得到力热耦合下的温度场选定特定温度具体包括以下内容：
以步骤S2-2得到力热耦合下的温度场的最高温度和最低温度作为范围，选取范围内的温度作为静热强度试验的试验温度，以最高温和最低温作为范围，能够保证静热强度试验的有效性；
优选地，步骤S5具体包括以下步骤：
S5-1、利用步骤S2得到的温度场与应力场数据，再通过步骤S3飞机复材结构温度-强度关联式得出任意温度条件下飞机复材结构的热强度值，结合步骤S4热强度准则公式计算得到飞机复材结构在大梯度快时变高温环境下结构每个节点/单元在每个时刻对应的等效安全系数；
S5-2、选取关键部位的相关节点/单元提取时间-温度相关的等效安全系数，进行飞机复材结构热强度评估；
优选地，步骤S5-2中关键部位包括：应力集中区域、大温度梯度区域、最高温度区域，以上区域作为飞机复材结构最薄弱的部分，具有飞机复材结构热强度的代表作用；
进一步优选地，步骤S5-2中飞机复材结构热强度评估的方法为：
当飞机复材结构的等效安全系数在所有时刻中任意一个时刻大于等于1时，则判定飞机复材结构热强度评估结果偏危险，无法满足热强度设计要求。
本发明的有益效果是：
（1）本发明建立的飞机复材结构温度-强度关联式应用于复材结构强度计算中，能够考虑到各个时刻不同温度对飞机复材结构热强度的影响；
（2）本发明创造性地将时间和温度作为参数加入Tsai-Wu准则，提出了等效安全系数
Figure DEST_PATH_IMAGE105
，该准则考虑了大温度梯度和快时变过程中热应力的影响，为工程应用提供了理论基础；
（3）本发明解决了大温度梯度和快时变引起的结构热应力/强度时间相关性问题，有利于发现复材结构热强度设计的薄弱部位，为空天飞机热强度分析和改进设计参考，满足了复杂热载荷分布与时变条件下空天飞机热强度测试的热强度评估要求。
附图说明
图1是实施例1飞机复材结构热强度评估方法流程图；
图2是实施例1步骤S1的流程图；
图3是实施例1步骤S2的流程图；
图4是实施例1步骤S3的流程图；
图5是实施例1步骤S5的流程图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作进一步地详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例1
本实施例为大梯度快时变极端高温环境空天飞机结构热强度评估方法，如图1所示，包括以下步骤：
S1、构建大梯度快时变飞机复材结构有限元模型，如图2所示，具体包括以下步骤：
S1-1、通过制图软件绘制飞机复材结构数字模型，划分用于结构分析的有限元网格并施加边界约束条件，给各种高温条件下的飞机复材结构热力学特性赋值，
S1-2、施加大梯度温度工况时间相关热载荷，建立时间相关瞬态分析，构建大梯度快时变飞机复材结构有限元模型；
S2、对飞机复材结构有限元模型进行仿真分析，得到力热耦合下的温度场与应力场数据，如图3所示，具体包括以下步骤：
S2-1、执行大梯度温度工况时间相关热载荷瞬态分析，获取飞机复材结构有限元模型在各个时刻的温度场及温度梯度分布，
S2-2、对应得到的各个时刻温度场，对飞机复材结构有限元模型进行相应力载荷工况施加，仿真分析得到力热耦合下的温度场与应力场数据，温度场与应力场数据包括：飞机复材结构数字模型各单元/节点各时刻在各温度场下的热应力、机械应力响应数据、温度场的最高温度和最低温度；
S3、基于静热强度试验数据构建线性/非线性飞机复材结构温度-强度关联式，如图4所示，具体包括以下步骤：
S3-1、根据步骤S2-2得到力热耦合下的温度场选定特定温度，完成飞机复材结构在特定温度条件下的静热强度试验，通过静热强度试验得到特定温度下飞机复材结构的热强度试验数据，根据步骤S2-2得到力热耦合下的温度场选定特定温度包括以下内容：
以步骤S2-2得到力热耦合下的温度场的最高温度和最低温度作为范围，选取范围内的温度作为静热强度试验的试验温度，由于温度场的最高温度为1000℃，最低温度为400℃，所以分别选取400℃、600℃、800℃、1000℃作为静热强度试验的特定温度；
S3-2、基于特定温度下飞机复材结构的热强度试验数据构建线性/非线性的飞机复材结构温度-强度关联式，
S3-3、基于建立的飞机复材结构温度-强度关联式，计算得到任意温度条件下飞机复材结构的热强度值；
S4、确立飞机复材结构的热强度准则公式，定义等效安全系数
将Tsai-Wu准则应用于高温条件下的飞机复材结构热强度失效评判，将Tsai-Wu准则中的强度系数参数与飞机复材结构对应的温度
Figure 62846DEST_PATH_IMAGE002
和时间
Figure 465008DEST_PATH_IMAGE004
相关联，得到的热强度准则公式如下：
Figure 307456DEST_PATH_IMAGE006
Figure 831978DEST_PATH_IMAGE008
Figure DEST_PATH_IMAGE106
Figure 664936DEST_PATH_IMAGE012
Figure 198685DEST_PATH_IMAGE014
Figure 659754DEST_PATH_IMAGE016
Figure 525816DEST_PATH_IMAGE018
Figure DEST_PATH_IMAGE107
Figure DEST_PATH_IMAGE108
Figure 49333DEST_PATH_IMAGE024
Figure 855615DEST_PATH_IMAGE026
Figure DEST_PATH_IMAGE109
Figure DEST_PATH_IMAGE110
式中，
Figure 16862DEST_PATH_IMAGE004
为时间，
Figure 148766DEST_PATH_IMAGE002
为飞机复材结构的温度，X为飞机复材结构沿纤维方向，Y为飞机复材结构垂直纤维方向，Z为飞机复材结构厚度方向，
Figure 549792DEST_PATH_IMAGE032
为飞机复材结构X方向的正应力，
Figure DEST_PATH_IMAGE111
为飞机复材结构Y方向的正应力，
Figure 736928DEST_PATH_IMAGE036
为飞机复材结构Z方向的正应力，
Figure 766064DEST_PATH_IMAGE038
为飞机复材结构XY方向的剪切应力，
Figure 944236DEST_PATH_IMAGE040
为飞机复材结构XZ方向的剪切应力，
Figure 426033DEST_PATH_IMAGE042
为飞机复材结构YZ方向的剪切应力，
Figure 980642DEST_PATH_IMAGE044
为
Figure 518413DEST_PATH_IMAGE045
时刻、
Figure 992120DEST_PATH_IMAGE002
温度下飞机复材结构的等效安全系数，
Figure 367738DEST_PATH_IMAGE047
为飞机复材结构X方向对应温度下的拉伸强度值，
Figure 726038DEST_PATH_IMAGE049
为飞机复材结构Y方向对应温度下的拉伸强度值，
Figure 870711DEST_PATH_IMAGE051
为飞机复材结构Z方向对应温度下的拉伸强度值，
Figure 889221DEST_PATH_IMAGE053
为飞机复材结构X方向对应温度下的压缩强度值，
Figure 486555DEST_PATH_IMAGE055
为飞机复材结构Y方向对应温度下的压缩强度值，
Figure 117388DEST_PATH_IMAGE057
为飞机复材结构Z方向对应温度下的压缩强度值，
Figure DEST_PATH_IMAGE112
为飞机复材结构XY方向对应温度下的剪切强度值，
Figure 149191DEST_PATH_IMAGE060
为飞机复材结构XZ方向对应温度下的剪切强度值，
Figure 371225DEST_PATH_IMAGE062
为飞机复材结构YZ方向对应温度下的剪切强度值，
Figure 190276DEST_PATH_IMAGE064
为飞机复材结构X方向的强度系数，
Figure 890379DEST_PATH_IMAGE066
为飞机复材结构Y方向的强度系数，
Figure 603120DEST_PATH_IMAGE068
为飞机复材结构Z方向的强度系数，
Figure 963432DEST_PATH_IMAGE070
为
Figure 394414DEST_PATH_IMAGE072
的强度系数，
Figure 632628DEST_PATH_IMAGE074
为
Figure 606400DEST_PATH_IMAGE076
的强度系数，
Figure 498133DEST_PATH_IMAGE078
为
Figure 730924DEST_PATH_IMAGE080
的强度系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE113
为
Figure 569567DEST_PATH_IMAGE084
的强度系数，
Figure 866688DEST_PATH_IMAGE086
为
Figure DEST_PATH_IMAGE114
的强度系数，
Figure 601426DEST_PATH_IMAGE090
为
Figure 380900DEST_PATH_IMAGE092
的强度系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE115
为
Figure DEST_PATH_IMAGE116
的强度系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE117
为
Figure DEST_PATH_IMAGE118
的强度系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE119
为
Figure 337749DEST_PATH_IMAGE104
的强度系数；
S5、计算飞机复材结构等效安全系数，评估飞机复材结构热强度，如图5所示，具体包括以下步骤：
S5-1、利用步骤S2得到的温度场与应力场数据，再通过步骤S3飞机复材结构温度-强度关联式得出任意温度条件下飞机复材结构的热强度值，结合步骤S4热强度准则公式计算得到飞机复材结构在大梯度快时变高温环境下结构每个节点/单元在每个时刻对应的等效安全系数，
S5-2、选取关键部位的相关节点/单元提取时间-温度相关的等效安全系数，进行飞机复材结构热强度评估，其中，关键部位包括：应力集中区域、大温度梯度区域、最高温度区域，飞机复材结构热强度评估的方法为：
当飞机复材结构的等效安全系数在所有时刻中任意一个时刻大于等于1时，则判定飞机复材结构热强度评估结果偏危险，无法满足热强度设计要求。
实施例2
本实施例与实施例1的区别在于：
步骤S3-1中，由于温度场的最高温度为1000℃，最低温度为400℃，所以分别选取500℃、600℃、700℃、800℃、900℃作为静热强度试验的特定温度。

Claims (9)

1.大梯度快时变极端高温环境空天飞机结构热强度评估方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、构建大梯度快时变飞机复材结构有限元模型；
S2、对飞机复材结构有限元模型进行仿真分析，得到力热耦合下的温度场与应力场数据；
S3、基于静热强度试验数据构建线性/非线性飞机复材结构温度-强度关联式；
S4、确立飞机复材结构的热强度准则公式，定义等效安全系数；
将Tsai-Wu准则应用于高温条件下的飞机复材结构热强度失效评判，将Tsai-Wu准则中的强度系数参数与飞机复材结构对应的温度
Figure DEST_PATH_IMAGE002
和时间
Figure DEST_PATH_IMAGE004
相关联，得到的热强度准则公式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE006
Figure DEST_PATH_IMAGE008
Figure DEST_PATH_IMAGE010
Figure DEST_PATH_IMAGE012
Figure DEST_PATH_IMAGE014
Figure DEST_PATH_IMAGE016
Figure DEST_PATH_IMAGE018
Figure DEST_PATH_IMAGE020
Figure DEST_PATH_IMAGE022
Figure DEST_PATH_IMAGE024
Figure DEST_PATH_IMAGE026
Figure DEST_PATH_IMAGE028
Figure DEST_PATH_IMAGE030
式中，
Figure 761318DEST_PATH_IMAGE004
为时间，
Figure 863746DEST_PATH_IMAGE002
为飞机复材结构的温度，X为飞机复材结构沿纤维方向，Y为飞机复材结构垂直纤维方向，Z为飞机复材结构厚度方向，
Figure DEST_PATH_IMAGE032
为飞机复材结构X方向的正应力，
Figure DEST_PATH_IMAGE034
为飞机复材结构Y方向的正应力，
Figure DEST_PATH_IMAGE036
为飞机复材结构Z方向的正应力，
Figure DEST_PATH_IMAGE038
为飞机复材结构XY方向的剪切应力，
Figure DEST_PATH_IMAGE040
为飞机复材结构XZ方向的剪切应力，
Figure DEST_PATH_IMAGE042
为飞机复材结构YZ方向的剪切应力，
Figure DEST_PATH_IMAGE044
为
Figure DEST_PATH_IMAGE045
时刻、
Figure 754735DEST_PATH_IMAGE002
温度下飞机复材结构的等效安全系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE047
为飞机复材结构X方向对应温度下的拉伸强度值，
Figure DEST_PATH_IMAGE049
为飞机复材结构Y方向对应温度下的拉伸强度值，
Figure DEST_PATH_IMAGE051
为飞机复材结构Z方向对应温度下的拉伸强度值，
Figure DEST_PATH_IMAGE053
为飞机复材结构X方向对应温度下的压缩强度值，
Figure DEST_PATH_IMAGE055
为飞机复材结构Y方向对应温度下的压缩强度值，
Figure DEST_PATH_IMAGE057
为飞机复材结构Z方向对应温度下的压缩强度值，
Figure DEST_PATH_IMAGE058
为飞机复材结构XY方向对应温度下的剪切强度值，
Figure DEST_PATH_IMAGE060
为飞机复材结构XZ方向对应温度下的剪切强度值，
Figure DEST_PATH_IMAGE062
为飞机复材结构YZ方向对应温度下的剪切强度值，
Figure DEST_PATH_IMAGE064
为飞机复材结构X方向的强度系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE066
为飞机复材结构Y方向的强度系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE068
为飞机复材结构Z方向的强度系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE070
为
Figure DEST_PATH_IMAGE072
的强度系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE074
为
Figure DEST_PATH_IMAGE076
的强度系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE078
为
Figure DEST_PATH_IMAGE080
的强度系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE082
为
Figure DEST_PATH_IMAGE084
的强度系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE086
为
Figure DEST_PATH_IMAGE088
的强度系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE090
为
Figure DEST_PATH_IMAGE092
的强度系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE094
为
Figure DEST_PATH_IMAGE096
的强度系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE098
为
Figure DEST_PATH_IMAGE100
的强度系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE102
为
Figure DEST_PATH_IMAGE104
的强度系数；
S5、计算飞机复材结构等效安全系数，评估飞机复材结构热强度。
2.如权利要求1所述的大梯度快时变极端高温环境空天飞机结构热强度评估方法，其特征在于，所述步骤S1具体包括以下步骤：
S1-1、通过制图软件绘制飞机复材结构数字模型，划分用于结构分析的有限元网格并施加边界约束条件，给各种高温条件下的飞机复材结构热力学特性赋值；
S1-2、施加大梯度温度工况时间相关热载荷，建立时间相关瞬态分析，构建大梯度快时变飞机复材结构有限元模型。
3.如权利要求2所述的大梯度快时变极端高温环境空天飞机结构热强度评估方法，其特征在于，所述步骤S2具体包括以下步骤：
S2-1、执行大梯度温度工况时间相关热载荷瞬态分析，获取飞机复材结构有限元模型在各个时刻的温度场及温度梯度分布；
S2-2、对应得到的各个时刻温度场，对飞机复材结构有限元模型进行相应力载荷工况施加，仿真分析得到力热耦合下的温度场与应力场数据。
4.如权利要求3所述的大梯度快时变极端高温环境空天飞机结构热强度评估方法，其特征在于，所述步骤S2-2中温度场与应力场数据包括：飞机复材结构数字模型各单元/节点各时刻在各温度场下的热应力、机械应力响应数据、温度场的最高温度和最低温度。
5.如权利要求4所述的大梯度快时变极端高温环境空天飞机结构热强度评估方法，其特征在于，所述步骤S3具体包括以下步骤：
S3-1、根据步骤S2-2得到力热耦合下的温度场选定特定温度，完成飞机复材结构在特定温度条件下的静热强度试验，通过静热强度试验得到特定温度下飞机复材结构的热强度试验数据；
S3-2、基于特定温度下飞机复材结构的热强度试验数据构建线性/非线性的飞机复材结构温度-强度关联式；
S3-3、基于建立的飞机复材结构温度-强度关联式，计算得到任意温度条件下飞机复材结构的热强度值。
6.如权利要求5所述的大梯度快时变极端高温环境空天飞机结构热强度评估方法，其特征在于，所述步骤S3-1中，根据步骤S2-2得到力热耦合下的温度场选定特定温度具体包括以下内容：
以步骤S2-2得到力热耦合下的温度场的最高温度和最低温度作为范围，选取范围内的温度作为静热强度试验的试验温度。
7.如权利要求1所述的大梯度快时变极端高温环境空天飞机结构热强度评估方法，其特征在于，所述步骤S5具体包括以下步骤：
S5-1、利用步骤S2得到的温度场与应力场数据，再通过步骤S3飞机复材结构温度-强度关联式得出任意温度条件下飞机复材结构的热强度值，结合步骤S4热强度准则公式计算得到飞机复材结构在大梯度快时变高温环境下结构每个节点/单元在每个时刻对应的等效安全系数；
S5-2、选取关键部位的相关节点/单元提取时间-温度相关的等效安全系数，进行飞机复材结构热强度评估。
8.如权利要求7所述的大梯度快时变极端高温环境空天飞机结构热强度评估方法，其特征在于，所述步骤S5-2中关键部位包括：应力集中区域、大温度梯度区域、最高温度区域。
9.如权利要求8所述的大梯度快时变极端高温环境空天飞机结构热强度评估方法，其特征在于，所述步骤S5-2中飞机复材结构热强度评估的方法为：
当飞机复材结构的等效安全系数在所有时刻中任意一个时刻大于等于1时，则判定飞机复材结构热强度评估结果偏危险，无法满足热强度设计要求。
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