CN114969989B - 一种飞机开车状态下复合材料构件冲击损伤分析评估方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种飞机开车状态下复合材料构件冲击损伤分析评估方法，包括步骤：一、对飞机复合材料构件的全局结构进行几何剖分；二、对飞机复合材料构件的全局结构进行粗网格划分并施加真实载荷进行静力求解；三、取出飞机复合材料构件的局部结构进行细网格划分，对边界节点进行载荷和位移插值；四、获取飞机复合材料构件的局部结构所有节点的变形、应变和应力结果；五、对飞机复合材料构件的局部结构施加变形、应变与应力结果，对冲击物施加初速度，对飞机复合材料构件的局部结构进行冲击试验；六、根据飞机复合材料构件的局部结构损伤面积和损伤形貌，对结构冲击损伤进行评估。本发明引入真实应力，更真实的评估飞机结构在服役下的抗冲击性。

Description

一种飞机开车状态下复合材料构件冲击损伤分析评估方法
技术领域
本发明属于飞机开车状态下构件冲击损伤分析评估技术领域，具体涉及一种飞机开车状态下复合材料构件冲击损伤分析评估方法。
背景技术
飞机在真实飞行状态下，由于各种外载，如气动力、重力、推力、惯性力和热载荷等，以及其他部件传递的内载的综合作用，复合材料结构内部分布着复杂应力状态。同时飞机在服役过程中，其结构经常会遇到工具坠落、跑道碎石、轮胎碎石、飞鸟、冰雹和武器碎片等外物冲击；而其本身对横向冲击异常敏感，冲击后，易出现内部不可见损伤、可见裂纹、层间分离甚至是穿透破坏，直接或间接导致事故的发生。因而需要考虑服役过程中各种初始预应力状态来研究飞机结构在外物冲击作用下的动态响应和损伤特性，以及结构本身抵抗外物冲击性能。
目前开展复合材料抗冲击性能评估，一般不考虑飞机开车状态下初始应力状态；而相关试验结果表明初始应力状态对其抗冲击性能有重要影响，因而现如今缺少一种考虑飞机开车状态下复合材料构件冲击损伤分析评估方法。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种飞机开车状态下复合材料构件冲击损伤分析评估方法，为更真实的引入初始应力，首先采用飞机复合材料构件的全局结构粗网格开展静力分析，其次针对飞机复合材料构件的局部结构细网格开展静力分析，再保证初始应力准确获取的同时，可以最大程度减小计算量，实现兼顾计算精度和计算效率，为更真实地评估结构的抗冲击性能提供数据支撑，解决了传统冲击分析无法引入真实分布应力问题，可以更真实的分析评估飞机结构在真实服役场景下的抗冲击性能，便于推广使用。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种飞机开车状态下复合材料构件冲击损伤分析评估方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
步骤一、对飞机复合材料构件的全局结构进行几何剖分，剖分边界为飞机复合材料构件的局部结构边界；
步骤二、对飞机复合材料构件的全局结构进行粗网格划分，对飞机复合材料构件的全局结构施加真实载荷和几何边界条件进行静力求解，获取飞机复合材料构件的局部结构边界的节点载荷和位移；
所述真实载荷包括飞机开车状态下的气动载荷、重力载荷和传递载荷；
步骤三、取出飞机复合材料构件的局部结构进行细网格划分，根据飞机复合材料构件的全局结构粗网格与局部结构细网格边界节点坐标的空间位置关系，对飞机复合材料构件的局部结构边界节点进行载荷和位移插值，获取飞机复合材料构件的局部结构细网格节点的节点载荷和节点位移；
步骤四、对飞机复合材料构件的局部结构细网格的边界节点施加插值后的载荷边界与位移边界，同时施加真实载荷条件再次进行静力求解，获取飞机复合材料构件的局部结构所有节点的变形、应变和应力结果；
步骤五、对采用细网格划分的飞机复合材料构件的局部结构，施加步骤四中的变形、应变与应力结果作为初始条件，同时对冲击物施加初速度，对飞机复合材料构件的局部结构进行冲击试验；
步骤六、设置损伤面积阈值，根据飞机复合材料构件的局部结构损伤面积和损伤形貌，对结构冲击损伤进行评估；
当冲击物穿透飞机复合材料构件的局部结构时，飞机复合材料构件的局部结构失效；
当冲击物未穿透飞机复合材料构件的局部结构时，利用飞机复合材料构件的局部结构细网格统计所有出现损伤的单元，通过求和计算获取损伤面积，当损伤面积超过损伤面积阈值时，飞机复合材料构件的局部结构失效；当损伤面积未超过损伤面积阈值时，飞机复合材料构件的局部结构有损伤但未完全失效。
上述的一种飞机开车状态下复合材料构件冲击损伤分析评估方法，其特征在于：步骤一中，所述飞机复合材料构件的局部结构边长尺寸不小于冲击物边长尺寸的20倍，所述飞机复合材料构件的全局结构边长尺寸不小于所述飞机复合材料构件的局部结构边长尺寸的5倍。
上述的一种飞机开车状态下复合材料构件冲击损伤分析评估方法，其特征在于：所述粗网格尺寸为飞机复合材料构件的局部结构尺寸的二十分之一至十分之一，所述细网格尺寸不大于冲击物尺寸的五分之一。
本发明的有益效果是，为更真实的引入初始应力，首先采用飞机复合材料构件的全局结构粗网格开展静力分析，其次针对飞机复合材料构件的局部结构细网格开展静力分析，再保证初始应力准确获取的同时，可以最大程度减小计算量，实现兼顾计算精度和计算效率，为更真实地评估结构的抗冲击性能提供数据支撑，解决了传统冲击分析无法引入真实分布应力问题，可以更真实的分析评估飞机结构在真实服役场景下的抗冲击性能，便于推广使用。
下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。
附图说明
图1为本发明的方法流程框图。
具体实施方式
如图1所示，本发明的一种飞机开车状态下复合材料构件冲击损伤分析评估方法，包括以下步骤：
步骤一、对飞机复合材料构件的全局结构进行几何剖分，剖分边界为飞机复合材料构件的局部结构边界；
步骤一中，对飞机复合材料构件的全局结构进行几何剖分，剖分边界为飞机复合材料构件的局部结构边界，以方便后续提取飞机复合材料构件的局部结构边界节点的载荷和变形；
步骤二、对飞机复合材料构件的全局结构进行粗网格划分，对飞机复合材料构件的全局结构施加真实载荷和几何边界条件进行静力求解，获取飞机复合材料构件的局部结构边界的节点载荷和位移；
所述真实载荷包括飞机开车状态下的气动载荷、重力载荷和传递载荷；
步骤三、取出飞机复合材料构件的局部结构进行细网格划分，根据飞机复合材料构件的全局结构粗网格与局部结构细网格边界节点坐标的空间位置关系，对飞机复合材料构件的局部结构边界节点进行载荷和位移插值，获取飞机复合材料构件的局部结构细网格节点的节点载荷和节点位移；
步骤四、对飞机复合材料构件的局部结构细网格的边界节点施加插值后的载荷边界与位移边界，同时施加真实载荷条件再次进行静力求解，获取飞机复合材料构件的局部结构所有节点的变形、应变和应力结果；
步骤五、对采用细网格划分的飞机复合材料构件的局部结构，施加步骤四中的变形、应变与应力结果作为初始条件，同时对冲击物施加初速度，对飞机复合材料构件的局部结构进行冲击试验；
步骤六、设置损伤面积阈值，根据飞机复合材料构件的局部结构损伤面积和损伤形貌，对结构冲击损伤进行评估；
当冲击物穿透飞机复合材料构件的局部结构时，飞机复合材料构件的局部结构失效；
当冲击物未穿透飞机复合材料构件的局部结构时，利用飞机复合材料构件的局部结构细网格统计所有出现损伤的单元，通过求和计算获取损伤面积，当损伤面积超过损伤面积阈值时，飞机复合材料构件的局部结构失效；当损伤面积未超过损伤面积阈值时，飞机复合材料构件的局部结构有损伤但未完全失效。
本实施例中，步骤一中，所述飞机复合材料构件的局部结构边长尺寸不小于冲击物边长尺寸的20倍，所述飞机复合材料构件的全局结构边长尺寸不小于所述飞机复合材料构件的局部结构边长尺寸的5倍。
需要说明的是，为保证冲击损伤评估的有效性，对飞机复合材料构件的局部结构尺寸和全局结构尺寸提出要求，要求飞机复合材料构件的局部结构边长尺寸不小于冲击物边长尺寸的20倍，以降低边界效应对计算结果的影响，保证冲击损伤计算的准确性；飞机复合材料构件的全局结构边长尺寸不小于所述飞机复合材料构件的局部结构边长尺寸的5倍，以保证载荷边界和变形边界结构的准确性。
本实施例中，所述粗网格尺寸为飞机复合材料构件的局部结构尺寸的二十分之一至十分之一，既保证了边界载荷和变形的计算精度，又具有较高的计算效率；所述细网格尺寸不大于冲击物尺寸的五分之一。
本发明使用时，为更真实的引入初始应力，首先采用飞机复合材料构件的全局结构粗网格开展静力分析，其次针对飞机复合材料构件的局部结构细网格开展静力分析，再保证初始应力准确获取的同时，可以最大程度减小计算量，实现兼顾计算精度和计算效率，为更真实地评估结构的抗冲击性能提供数据支撑，解决了传统冲击分析无法引入真实分布应力问题，可以更真实的分析评估飞机结构在真实服役场景下的抗冲击性能。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。

Claims (3)

1.一种飞机开车状态下复合材料构件冲击损伤分析评估方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
步骤一、对飞机复合材料构件的全局结构进行几何剖分，剖分边界为飞机复合材料构件的局部结构边界；
步骤二、对飞机复合材料构件的全局结构进行粗网格划分，对飞机复合材料构件的全局结构施加真实载荷和几何边界条件进行静力求解，获取飞机复合材料构件的局部结构边界的节点载荷和位移；
所述真实载荷包括飞机开车状态下的气动载荷、重力载荷和传递载荷；
步骤三、取出飞机复合材料构件的局部结构进行细网格划分，根据飞机复合材料构件的全局结构粗网格与局部结构细网格边界节点坐标的空间位置关系，对飞机复合材料构件的局部结构边界节点进行载荷和位移插值，获取飞机复合材料构件的局部结构细网格节点的节点载荷和节点位移；
步骤四、对飞机复合材料构件的局部结构细网格的边界节点施加插值后的载荷边界与位移边界，同时施加真实载荷条件再次进行静力求解，获取飞机复合材料构件的局部结构所有节点的变形、应变和应力结果；
步骤五、对采用细网格划分的飞机复合材料构件的局部结构，施加步骤四中的变形、应变与应力结果作为初始条件，同时对冲击物施加初速度，对飞机复合材料构件的局部结构进行冲击试验；
步骤六、设置损伤面积阈值，根据飞机复合材料构件的局部结构损伤面积和损伤形貌，对结构冲击损伤进行评估；
当冲击物穿透飞机复合材料构件的局部结构时，飞机复合材料构件的局部结构失效；
当冲击物未穿透飞机复合材料构件的局部结构时，利用飞机复合材料构件的局部结构细网格统计所有出现损伤的单元，通过求和计算获取损伤面积，当损伤面积超过损伤面积阈值时，飞机复合材料构件的局部结构失效；当损伤面积未超过损伤面积阈值时，飞机复合材料构件的局部结构有损伤但未完全失效。
2.按照权利要求1所述的一种飞机开车状态下复合材料构件冲击损伤分析评估方法，其特征在于：步骤一中，所述飞机复合材料构件的局部结构边长尺寸不小于冲击物边长尺寸的20倍，所述飞机复合材料构件的全局结构边长尺寸不小于所述飞机复合材料构件的局部结构边长尺寸的5倍。
3.按照权利要求1所述的一种飞机开车状态下复合材料构件冲击损伤分析评估方法，其特征在于：所述粗网格尺寸为飞机复合材料构件的局部结构尺寸的二十分之一至十分之一，所述细网格尺寸不大于冲击物尺寸的五分之一。
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