CN114878123B - 飞机疲劳强度测试中基于加速模型的组合载荷谱编制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了飞机疲劳强度测试中基于加速模型的组合载荷谱编制方法，属于飞机测试技术领域。组合载荷谱编制方法包括以下步骤：S1、编制振动载荷谱；S2、建立振动载荷谱的加速模型；S3、编制由各级常规疲劳载荷过载的飞行参数时间历程数据、各级常规疲劳载荷的过载次数组成的常规疲劳载荷谱；S4、编制静力载荷谱并与常规疲劳载荷谱叠加；S5、叠加常规疲劳载荷谱与振动载荷谱。本发明解决了现有的全机疲劳载荷谱中只考虑了机动载荷循环，不能适用于高速、高机动的飞机疲劳强度测试的问题，具有较好的工程适用性。

Description

飞机疲劳强度测试中基于加速模型的组合载荷谱编制方法
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及飞机疲劳强度测试中基于加速模型的组合载荷谱编制方法。
背景技术
现代军用飞机结构形式复杂，且使用环境（高速、高机动）远比民用飞机恶劣，飞机结构时常处于多种载荷共同作用下，这种恶劣的服役环境及严格的作战要求使其结构的疲劳寿命大幅度降低。
大攻角/高机动是现代高性能战机作战的重要标志之一，飞机在此工况下飞行时，涡流击打在飞机后机身，如水平及垂直尾翼，造成了后机身的抖振现象，这一动态载荷对后机身结构造成的损伤远大于机动疲劳载荷。
现有的全机疲劳载荷谱中只考虑了机动载荷循环，没有加入在大攻角飞行状态下飞机后机身的振动载荷。因此，针对高性能战机，必须发展出一种包含振动载荷、常规疲劳载荷及静力载荷的组合载荷谱编制方法，用于此类高性能战机的全机疲劳试验寿命考核。
发明内容
本发明解决的技术问题是：现有的全机疲劳载荷谱中只考虑了机动载荷循环，不能适用于高速、高机动的飞机疲劳强度测试。
为解决上述问题，本发明的技术方案如下：
飞机疲劳强度测试中基于加速模型的组合载荷谱编制方法，包括以下步骤：
S1、编制振动载荷谱
根据军用飞机真实飞行测试数据，确定发生涡流作用的飞机攻角的范围，及军用飞机表面的动压力的范围，并依据振动载荷大小得到由工况数据块组成的飞行参数数据集，根据飞行参数数据集的每个工况数据块代表工况进行飞机疲劳强度测试试验，得到军用飞机的加速度响应，并进行载荷反演，得到飞机振动载荷谱，其中，载荷反演包括以下内容：
根据功率谱密度函数得到载荷点的功率谱密度矩阵为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
上式中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
为载荷点的功率谱密度矩阵，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
为傅里叶变换后的载荷点输入信号，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE008
代表共轭矩阵，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE010
表示转置矩阵，
根据功率谱密度函数得到响应点的功率谱密度矩阵为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE012
上式中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE014
为响应点的功率谱密度矩阵，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE016
为傅里叶变换后的响应点输出信号，
Figure 756191DEST_PATH_IMAGE008
代表共轭矩阵，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE017
表示转置矩阵，
对响应点的功率谱密度矩阵进行埃尔米特矩阵的谱分解运算，谱分解运算公式如下：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE019
上式中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE020
为响应点的功率谱密度矩阵，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE022
为谱分解矩阵，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE024
表示共轭转置矩阵，
定义频响函数矩阵
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE026
，其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE028
为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE030
的矩阵，则根据结构振动理论可知激励与响应之间关系，构造的虚拟激励计算公式为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE032
上式中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE034
为虚拟激励矩阵，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE036
为频响函数矩阵，
Figure 266807DEST_PATH_IMAGE008
代表共轭矩阵，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE037
表示转置矩阵，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE038
为谱分解矩阵，
则重组力载荷激励的功率谱密度计算公式为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE040
上式中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE041
为载荷反演位置处载荷谱矩阵，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE042
为虚拟激励矩阵，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE044
表示共轭转置矩阵；
S2、建立振动载荷谱的加速模型
基于随机振动环境中结构的线性疲劳损伤等价关系，根据飞机疲劳强度测试试验需求，通过加速模型对振动载荷谱的量级和试验时间进行修正；
S3、编制由各级常规疲劳载荷过载的飞行参数时间历程数据、各级常规疲劳载荷的过载次数组成的常规疲劳载荷谱；
S4、编制静力载荷谱并与常规疲劳载荷谱叠加
静力载荷谱为飞机发生非对称机动动作后，恢复正常状态或发生下一机动作动前结构承受的静载，将静力载荷谱叠加到相同工况的常规疲劳载荷谱中，得到与静力载荷谱叠加后的常规疲劳载荷谱；
S5、叠加常规疲劳载荷谱与振动载荷谱
对步骤S4得到各级常规疲劳载荷的数据进行归类，得到归类后的各级常规疲劳载荷的数据，并将归类后的各级常规疲劳载荷的数据与步骤S1中飞行参数数据集每个工况数据块代表工况相对应，得出常规疲劳载荷飞行参数数据集，完成常规疲劳载荷、静力载荷和振动载荷的叠加，得到基于加速模型的组合载荷谱。
进一步地，所述步骤S1中，工况数据块包括：飞行攻角、动压力、飞行攻角和动压力对应的加速度功率谱密度。
进一步地，飞行攻角的取值范围为：10°~50°。
进一步地，所述步骤S1中，载荷反演还包括以下内容：
对于一个具有n个载荷点、m个响应点的飞机疲劳强度测试试验，令向量F为n个输入信号的傅里叶变换，且
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE046
，向量Y是m个输出信号的傅里叶变换，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE048
，且m≥2n，得到的功率谱密度函数为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE050
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE052
其中，
Figure 171178DEST_PATH_IMAGE006
为傅里叶变换后的载荷点输入信号，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE054
为傅里叶变换后的第1个载荷点输入信号，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE056
为傅里叶变换后的第2个载荷点输入信号，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE058
为傅里叶变换后的第n个载荷点输入信号，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE059
为傅里叶变换后的响应点输出信号，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE061
为傅里叶变换后的第1个响应点输出信号，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE063
为傅里叶变换后的第2个响应点输出信号，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE065
为傅里叶变换后的第m个响应点输出信号，
Figure 425442DEST_PATH_IMAGE037
表示转置矩阵。
进一步地，步骤S2中加速模型 为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE067
上式中，W 0为原来的加速度谱密度值，单位为g2/Hz，W 1为加速后的加速度谱密度值，单位为g2/Hz，T 0原载荷谱的试验时间，单位为h，T 1为加速后载荷谱的试验时间，单位为h。
优选地，步骤S3具体包括以下内容：
获取军用飞机使用寿命周期内各个任务剖面上的重心法向常规疲劳载荷过载超越次数，再依靠飞行模拟或统计分析对各级常规疲劳载荷过载进行机动动作分解，统计出与机动动作对应各级常规疲劳载荷过载的飞行参数时间历程数据，由此计算出各级常规疲劳载荷的过载次数，得出由各级常规疲劳载荷过载的飞行参数时间历程数据、各级常规疲劳载荷的过载次数组成的常规疲劳载荷谱。
优选地，任务剖面包括：滑行、起飞、爬升、巡航、待机、机动、空-空、空-地、巡航、下滑、着陆和着陆滑行。
优选地，各级常规疲劳载荷包括：对称平稳机动动作的常规疲劳载荷、非对称平稳机动动作的常规疲劳载荷、对称急剧机动动作的常规疲劳载荷、非对称急剧机动动作的常规疲劳载荷。
优选地，机动动作包括：对称平稳机动动作、非对称平稳机动动作、对称急剧机动动作、非对称急剧机动动作。
优选地，步骤S5中，采用飞行品质模拟装备或有限元仿真软件对所述步骤S4得到的各级常规疲劳载荷的数据进行归类，其中，飞行品质模拟装备为现有技术。在此基础上，使用六自由度非线性飞行仿真计算SDOFS得到每层基本机动的飞行参数时间历程和典型载荷状态，选择典型天空点并利用飞机综合计算软件包IESP、NASTRAN最终得到全机或部件疲劳载荷谱。
进一步优选地，步骤S5中，归类后的各级常规疲劳载荷的数据包括：飞行攻角、动压力、工况、循环次数。
本发明的有益效果是：
（1）本发明针对高性能、高机动的军用飞机，考虑其大迎角飞行状态承受的振动载荷，从型号研制需求的角度出发，将振动载荷纳入此类飞机全机或重要结构部件的疲劳试验载荷谱，并将振动载荷按照飞行参数进行载荷谱工况分类，再将常规疲劳载荷谱和静力载荷谱与振动载荷工况进行对应组合，完成三种载荷的组合谱编制，最后，基于线性疲劳损伤等效原则，提出了组合载荷谱中的振动谱加速模型，可根据飞机疲劳强度测试试验需求进行加速试验。
（2）本发明提供的组合载荷谱编制方法具有较好的工程适用性，能够针对新型高性能战机，采用该组合载荷谱进行疲劳试验，使得飞机疲劳强度测试试验模拟更接近飞机真实飞行受载情况，以保证真实考察飞机的飞行安全和使用寿命。
附图说明
图1是实施例1飞机疲劳强度测试中基于加速模型的组合载荷谱编制方法流程图；
图2是实施例1中试验件响应点和载荷反演位置示意图。
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。
在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义，“多种”一般包含至少两种。
实施例1
本实施例为飞机疲劳强度测试中基于加速模型的组合载荷谱编制方法，如图1所示，包括以下步骤：
S1、编制振动载荷谱
根据军用飞机真实飞行测试数据，确定发生涡流作用的飞机攻角的范围，及军用飞机表面的动压力的范围，并依据振动载荷大小得到由工况数据块组成的飞行参数数据集，根据飞行参数数据集的每个工况数据块代表工况进行飞机疲劳强度测试试验，得到军用飞机的加速度响应，并进行载荷反演，得到飞机振动载荷谱，飞机振动载荷谱如表1所示，工况数据块包括：飞行攻角α、动压力Q、飞行攻角和动压力对应的加速度功率谱密度PSD，载荷反演时，本实施例选取的飞机疲劳强度测试试验的试验件为垂尾翼面，如图2所示，在垂尾翼面选取14（1~14点）个响应点及4（a~b点）个载荷反演位置，
表1 振动飞行参数示意表
Figure DEST_PATH_IMAGE069
载荷反演包括以下内容：
对于一个具有n个载荷点、m个响应点的飞机疲劳强度测试试验，令向量F为n个输入信号的傅里叶变换，且
Figure DEST_PATH_IMAGE070
，向量Y是m个输出信号的傅里叶变换，
Figure 98869DEST_PATH_IMAGE048
，且m≥2n，得到的功率谱密度函数为：
Figure 124594DEST_PATH_IMAGE050
Figure 657206DEST_PATH_IMAGE052
其中，
Figure 856106DEST_PATH_IMAGE006
为傅里叶变换后的载荷点输入信号，
Figure DEST_PATH_IMAGE071
为傅里叶变换后的第1个载荷点输入信号，
Figure 109671DEST_PATH_IMAGE056
为傅里叶变换后的第2个载荷点输入信号，
Figure 306297DEST_PATH_IMAGE058
为傅里叶变换后的第n个载荷点输入信号，
Figure 326206DEST_PATH_IMAGE059
为傅里叶变换后的响应点输出信号，
Figure 656693DEST_PATH_IMAGE061
为傅里叶变换后的第1个响应点输出信号，
Figure 180078DEST_PATH_IMAGE063
为傅里叶变换后的第2个响应点输出信号，
Figure 78764DEST_PATH_IMAGE065
为傅里叶变换后的第m个响应点输出信号，
Figure 648286DEST_PATH_IMAGE037
表示转置矩阵，
根据功率谱密度函数得到载荷点的功率谱密度矩阵为：
Figure 923409DEST_PATH_IMAGE002
上式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE072
为载荷点的功率谱密度矩阵，
Figure 301301DEST_PATH_IMAGE006
为傅里叶变换后的载荷点输入信号，
Figure 964364DEST_PATH_IMAGE008
代表共轭矩阵，
Figure 958865DEST_PATH_IMAGE010
表示转置矩阵，
根据功率谱密度函数得到响应点的功率谱密度矩阵为：
Figure 240941DEST_PATH_IMAGE012
上式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE073
为响应点的功率谱密度矩阵，
Figure 597973DEST_PATH_IMAGE016
为傅里叶变换后的响应点输出信号，
Figure 572883DEST_PATH_IMAGE008
代表共轭矩阵，
Figure 789100DEST_PATH_IMAGE017
表示转置矩阵，
对响应点的功率谱密度矩阵进行埃尔米特矩阵的谱分解运算，谱分解运算公式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE074
上式中，
Figure 999502DEST_PATH_IMAGE020
为响应点的功率谱密度矩阵，
Figure 617565DEST_PATH_IMAGE022
为谱分解矩阵，
Figure 763375DEST_PATH_IMAGE024
表示共轭转置矩阵，
定义频响函数矩阵
Figure 466889DEST_PATH_IMAGE026
，其中，
Figure 215402DEST_PATH_IMAGE028
为
Figure 953551DEST_PATH_IMAGE030
的矩阵，则根据结构振动理论可知激励与响应之间关系，构造的虚拟激励计算公式为：
Figure 67001DEST_PATH_IMAGE032
上式中，
Figure 195494DEST_PATH_IMAGE034
为虚拟激励矩阵，
Figure 685381DEST_PATH_IMAGE036
为频响函数矩阵，
Figure 74774DEST_PATH_IMAGE008
代表共轭矩阵，
Figure 359125DEST_PATH_IMAGE037
表示转置矩阵，
Figure 37231DEST_PATH_IMAGE038
为谱分解矩阵，
则重组力载荷激励的功率谱密度计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE075
上式中，
Figure 534071DEST_PATH_IMAGE041
为载荷反演位置处载荷谱矩阵，
Figure 46480DEST_PATH_IMAGE042
为虚拟激励矩阵，
Figure 501732DEST_PATH_IMAGE044
表示共轭转置矩阵；
S2、建立振动载荷谱的加速模型
基于随机振动环境中结构的线性疲劳损伤等价关系，根据飞机疲劳强度测试试验需求，通过加速模型对振动载荷谱的量级和试验时间进行修正，加速模型 为：
Figure 401555DEST_PATH_IMAGE067
上式中，W 0为原来的加速度谱密度值，单位为g2/Hz，W 1为加速后的加速度谱密度值，单位为g2/Hz，T 0原载荷谱的试验时间，单位为h，T 1为加速后载荷谱的试验时间，单位为h；
S3、编制由各级常规疲劳载荷过载的飞行参数时间历程数据、各级常规疲劳载荷的过载次数组成的常规疲劳载荷谱，具体包括以下内容：
获取军用飞机使用寿命周期内各个任务剖面上的重心法向常规疲劳载荷过载超越次数，再依靠飞行模拟或统计分析对各级常规疲劳载荷过载进行机动动作分解，统计出与机动动作对应各级常规疲劳载荷过载的飞行参数时间历程数据，由此计算出各级常规疲劳载荷的过载次数，得出由各级常规疲劳载荷过载的飞行参数时间历程数据、各级常规疲劳载荷的过载次数组成的常规疲劳载荷谱，任务剖面包括：滑行、起飞、爬升、巡航、待机、机动、空-空、空-地、巡航、下滑、着陆和着陆滑行，各级常规疲劳载荷包括：对称平稳机动动作的常规疲劳载荷、非对称平稳机动动作的常规疲劳载荷、对称急剧机动动作的常规疲劳载荷、非对称急剧机动动作的常规疲劳载荷；
S4、编制静力载荷谱并与常规疲劳载荷谱叠加
静力载荷谱为飞机发生非对称机动动作后，恢复正常状态或发生下一机动作动前结构承受的静载，将静力载荷谱叠加到相同工况的常规疲劳载荷谱中，得到与静力载荷谱叠加后的常规疲劳载荷谱；
S5、叠加常规疲劳载荷谱与振动载荷谱
采用飞行品质模拟装备对步骤S4得到各级常规疲劳载荷的数据进行归类，得到归类后的各级常规疲劳载荷的数据，并将归类后的各级常规疲劳载荷的数据与步骤S1中飞行参数数据集每个工况数据块代表工况相对应，得到与飞行参数数据集每个工况数据块代表工况相对应的抖振循环次数及抖振工况，抖振工况包括：抖振响应幅值，抖振响应幅值按照正态分布的1σ～2σ准则对响应幅值进行控制，并选择飞机疲劳强度测试试验的试验件的翼尖作为参考点，最后，得出常规疲劳载荷飞行参数数据集，完成常规疲劳载荷、静力载荷和振动载荷的叠加，得到基于加速模型的组合载荷谱，归类后的各级常规疲劳载荷的数据包括：飞行攻角α、动压力Q、工况、循环次数，此处循环次数为抖振循环次数，常规疲劳载荷飞行参数数据集如表2所示。
表2 常规疲劳载荷飞行参数示意表
Figure DEST_PATH_IMAGE077
实施例2
本实施例与实施例1的区别在于：
步骤S5中，采用有限元仿真软件对步骤S4得到各级常规疲劳载荷的数据进行归类。

Claims (9)

1.飞机疲劳强度测试中基于加速模型的组合载荷谱编制方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、编制振动载荷谱
根据军用飞机真实飞行测试数据，确定发生涡流作用的飞机攻角的范围，及军用飞机表面的动压力的范围，并依据振动载荷大小得到由工况数据块组成的飞行参数数据集，根据飞行参数数据集的每个工况数据块代表工况进行飞机疲劳强度测试试验，得到军用飞机的加速度响应，并进行载荷反演，得到飞机振动载荷谱，其中，载荷反演包括以下内容：
根据功率谱密度函数得到载荷点的功率谱密度矩阵为：
Figure DEST_PATH_IMAGE002
上式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE004
为载荷点的功率谱密度矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE006
为傅里叶变换后的载荷点输入信号，
Figure DEST_PATH_IMAGE008
代表共轭矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE010
表示转置矩阵，
根据功率谱密度函数得到响应点的功率谱密度矩阵为：
Figure DEST_PATH_IMAGE012
上式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE014
为响应点的功率谱密度矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE016
为傅里叶变换后的响应点输出信号，
Figure 101317DEST_PATH_IMAGE008
代表共轭矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE017
表示转置矩阵，
对响应点的功率谱密度矩阵进行埃尔米特矩阵的谱分解运算，谱分解运算公式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE019
上式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE020
为响应点的功率谱密度矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE022
为谱分解矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE024
表示共轭转置矩阵，
定义频响函数矩阵
Figure DEST_PATH_IMAGE026
，其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE028
为
Figure DEST_PATH_IMAGE030
的矩阵，则根据结构振动理论可知激励与响应之间关系，构造的虚拟激励计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE032
上式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE034
为虚拟激励矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE036
为频响函数矩阵，
Figure 996461DEST_PATH_IMAGE008
代表共轭矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE037
表示转置矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE038
为谱分解矩阵，
则重组力载荷激励的功率谱密度计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE040
上式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE041
为载荷反演位置处载荷谱矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE042
为虚拟激励矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE044
表示共轭转置矩阵；
S2、建立振动载荷谱的加速模型
基于随机振动环境中结构的线性疲劳损伤等价关系，根据飞机疲劳强度测试试验需求，通过加速模型对振动载荷谱的量级和试验时间进行修正；
S3、编制由各级常规疲劳载荷过载的飞行参数时间历程数据、各级常规疲劳载荷的过载次数组成的常规疲劳载荷谱；
S4、编制静力载荷谱并与常规疲劳载荷谱叠加
静力载荷谱为飞机发生非对称机动动作后，恢复正常状态或发生下一机动作动前结构承受的静载，将静力载荷谱叠加到相同工况的常规疲劳载荷谱中，得到与静力载荷谱叠加后的常规疲劳载荷谱；
S5、叠加常规疲劳载荷谱与振动载荷谱
对步骤S4得到各级常规疲劳载荷的数据进行归类，得到归类后的各级常规疲劳载荷的数据，并将归类后的各级常规疲劳载荷的数据与步骤S1中飞行参数数据集每个工况数据块代表工况相对应，得出常规疲劳载荷飞行参数数据集，完成常规疲劳载荷、静力载荷和振动载荷的叠加，得到基于加速模型的组合载荷谱。
2.如权利要求1所述的飞机疲劳强度测试中基于加速模型的组合载荷谱编制方法，其特征在于，所述步骤S1中，工况数据块包括：飞行攻角、动压力、飞行攻角和动压力对应的加速度功率谱密度。
3.如权利要求1所述的飞机疲劳强度测试中基于加速模型的组合载荷谱编制方法，其特征在于，所述步骤S1中，载荷反演还包括以下内容：
对于一个具有n个载荷点、m个响应点的飞机疲劳强度测试试验，令向量F为n个输入信号的傅里叶变换，且
Figure DEST_PATH_IMAGE046
，向量Y是m个输出信号的傅里叶变换，
Figure DEST_PATH_IMAGE048
，且m≥2n，得到的功率谱密度函数为：
Figure DEST_PATH_IMAGE050
Figure DEST_PATH_IMAGE052
其中，
Figure 481669DEST_PATH_IMAGE006
为傅里叶变换后的载荷点输入信号，
Figure DEST_PATH_IMAGE054
为傅里叶变换后的第1个载荷点输入信号，
Figure DEST_PATH_IMAGE056
为傅里叶变换后的第2个载荷点输入信号，
Figure DEST_PATH_IMAGE058
为傅里叶变换后的第n个载荷点输入信号，
Figure DEST_PATH_IMAGE059
为傅里叶变换后的响应点输出信号，
Figure DEST_PATH_IMAGE061
为傅里叶变换后的第1个响应点输出信号，
Figure DEST_PATH_IMAGE063
为傅里叶变换后的第2个响应点输出信号，
Figure DEST_PATH_IMAGE065
为傅里叶变换后的第m个响应点输出信号，
Figure 524580DEST_PATH_IMAGE037
表示转置矩阵。
4.如权利要求1所述的飞机疲劳强度测试中基于加速模型的组合载荷谱编制方法，其特征在于，所述步骤S2中加速模型为：
Figure DEST_PATH_IMAGE067
上式中，W 0为原来的加速度谱密度值，单位为g2/Hz，W 1为加速后的加速度谱密度值，单位为g2/Hz，T 0原载荷谱的试验时间，单位为h，T 1为加速后载荷谱的试验时间，单位为h。
5.如权利要求1所述的飞机疲劳强度测试中基于加速模型的组合载荷谱编制方法，其特征在于，所述步骤S3具体包括以下内容：
获取军用飞机使用寿命周期内各个任务剖面上的重心法向常规疲劳载荷过载超越次数，再依靠飞行模拟或统计分析对各级常规疲劳载荷过载进行机动动作分解，统计出与机动动作对应各级常规疲劳载荷过载的飞行参数时间历程数据，由此计算出各级常规疲劳载荷的过载次数，得出由各级常规疲劳载荷过载的飞行参数时间历程数据、各级常规疲劳载荷的过载次数组成的常规疲劳载荷谱。
6.如权利要求5所述的飞机疲劳强度测试中基于加速模型的组合载荷谱编制方法，其特征在于，所述任务剖面包括：滑行、起飞、爬升、巡航、待机、机动、空-空、空-地、巡航、下滑、着陆和着陆滑行。
7.如权利要求5所述的飞机疲劳强度测试中基于加速模型的组合载荷谱编制方法，其特征在于，所述各级常规疲劳载荷包括：对称平稳机动动作的常规疲劳载荷、非对称平稳机动动作的常规疲劳载荷、对称急剧机动动作的常规疲劳载荷、非对称急剧机动动作的常规疲劳载荷。
8.如权利要求1所述的飞机疲劳强度测试中基于加速模型的组合载荷谱编制方法，其特征在于，所述步骤S5中，采用飞行品质模拟装备或有限元仿真软件对所述步骤S4得到的各级常规疲劳载荷的数据进行归类。
9.如权利要求1所述的飞机疲劳强度测试中基于加速模型的组合载荷谱编制方法，其特征在于，所述步骤S5中，归类后的各级常规疲劳载荷的数据包括：飞行攻角、动压力、工况、循环次数。
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