CN115983081A - 原型机载装备替换用外挂物参数处理方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及智能制造，公开一种原型机载装备替换用外挂物参数处理方法及系统。方法包括：以外挂物的腹部作为承力结构，根据与腹部连接的其他部位的已知量计算承力结构的第一目标质量、质心位置及转动惯量；然后在承力结构中设置一内部空腔并计算该内部空腔满足第一目标质量、质心位置及转动惯量的初始壁厚参数；基于初始壁厚参数确定外挂物腹部与其他部位之间的连接方式、材料及具体连接结构；根据各具体连接结构引入的新增已知量再重新计算承力结构的第二目标质量、质心位置及转动惯量；然后调整承力结构的初始壁厚参数以得到该内部空腔满足第二目标质量、质心位置及转动惯量；然后通过相应的迭代调整使得疲劳寿命计算结果满足目标。

Description

原型机载装备替换用外挂物参数处理方法及系统

技术领域

本发明涉及智能制造中结构部件的尺寸设计和评估测试领域，尤其涉及一种原型机载装备替换用外挂物参数处理方法及系统。

背景技术

在进行飞机交付，验收或飞行员训练时，飞机常需要挂载各种不同外挂物，以实现飞机实际挂载各种机载装备时的气动外形、重量分布及受载情况的模拟。因此，外挂物的气动外形、质量、质心及转动惯量要与原机载装备保持一致，并且还要保证较长的挂飞寿命。

在传统飞行器设计过程中，主要以外形、功能及结构为目标来设计产品的物理参数。而如何以原型机载装备的气动外形、质量参数及长挂飞寿命为目标，便捷、快速且可靠地计算替换用外挂物的相关参数成为急需解决的技术问题。

发明内容

本发明目的在于公开一种原型机载装备替换用外挂物参数处理方法及系统，以便捷、快速且可靠地计算替换用外挂物的相关参数。

为达上述目的，本发明公开一种原型机载装备替换用外挂物参数处理方法，包括：

步骤S1、获取原型机载装备物理参数，将外挂物的外形尺寸赋值为原型机载装备的实际外形尺寸。

步骤S2、以外挂物的腹部作为承力结构，根据与腹部连接的其他部位的已知量计算承力结构的第一目标质量、质心位置及转动惯量；然后在承力结构中设置一内部空腔并计算该内部空腔满足第一目标质量、质心位置及转动惯量的初始壁厚参数。

步骤S3、基于初始壁厚参数确定外挂物腹部与其他部位之间的连接方式、材料及具体连接结构。

步骤S4、根据各具体连接结构引入的新增已知量再重新计算承力结构的第二目标质量、质心位置及转动惯量；然后调整承力结构的初始壁厚参数以得到该内部空腔满足第二目标质量、质心位置及转动惯量。

步骤S5、获取机载装备的疲劳载荷谱，并根据疲劳载荷谱和外挂物所对应结构材料的S-N曲线计算外挂物的疲劳寿命，并判断疲劳寿命计算结果是否满足目标，如果不满足目标，返回步骤S3重新调整腹部与其他部位之间的连接方式、材料和/或具体连接结构直至疲劳寿命计算结果满足目标。

优选地，在壁厚参数调整的过程中，通过空腔内的扇环形壁厚结构和/或圆环形壁厚结构进行调整，且各所述扇环形壁厚结构和圆环形壁厚结构的部署位置满足在调整扇环形和圆环形壁厚结构中的任意单个或至少两个内径尺寸时，承力部件的质心位置沿同一直线位移，且任一扇环形壁厚结构的对称轴垂直于任一圆环形壁厚结构的对称轴。

为达上述目的，本发明还公开一种原型机载装备替换用外挂物参数处理系统，包括存储器、处理器以及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述的方法。

本发明具有以下有益效果：

1、以腹部作为承力结构，其他部位通过连接件与其连接，便于以各部位的分布式生产后集中进行组装的方式提高整个产品的生产效率。

2、通过承力部件内置空腔的壁厚参数调整，可以简化其他部件的设计并使得最终的整体目标得到保障。

3、在腹部与其他部位之间的连接方式、材料及具体连接结构确定后，通过调整承力结构的初始壁厚参数使得各具体连接结构引入的新增已知量不影响整体外挂物的目标质量、质心位置及转动惯量。

4、通过获取机载装备的疲劳载荷谱，并根据疲劳载荷谱和外挂物所对应结构材料的S-N曲线计算外挂物的疲劳寿命，并判断疲劳寿命计算结果是否满足目标，如果不满足目标，返回重新调整腹部与其他部位之间的连接方式、材料和/或具体连接结构直至疲劳寿命计算结果满足目标；确保了最终所计算出的外挂物的各个参数都能满足目标疲劳寿命需求。

基于上述诸多优点，从而使得本发明能实现便捷、快速且可靠地计算替换用外挂物的相关参数。藉此，外挂物的主要作用可用于配重并省略真实机载装备中的电气结构以简化内部的空间，且通过壁厚设计来还原真实机载装备的挂飞环境、确保挂飞寿命、并降低以真实机载装备所带来的安全隐患和经济成本。

下面将参照附图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是本发明实施例公开的原型机载装备替换用外挂物参数处理方法流程示意图。

图2是本发明实施例公开的壁厚调整结构的分布示意图。

图3是本发明实施例公开的飞机任务剖面示意图。

图4是本发明实施例公开的飞机外挂物挂机过载疲劳载荷谱示意图。

图5是本发明实施例公开的飞机外挂物阵风载荷疲劳载荷谱示意图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。

实施例1

本实施例公开一种原型机载装备替换用外挂物参数处理方法。如图1所示，本实施例方法包括以下步骤：

步骤S1、获取原型机载装备物理参数，将外挂物的外形尺寸赋值为原型机载装备的实际外形尺寸。

步骤S2、以外挂物的腹部作为承力结构，根据与腹部连接的其他部位的已知量计算承力结构的第一目标质量、质心位置及转动惯量；然后在承力结构中设置一内部空腔并计算该内部空腔满足第一目标质量、质心位置及转动惯量的初始壁厚参数。

在该步骤中，若原型机载装备为航空机载装备中的灭火炸弹，其他部位通常包括头部和翼部。

在计算过程中，第一目标质量、质心位置及转动惯量的求解过程是根据外挂物整体的目标质量、质心位置及转动惯量与其他部位已确定的质量、质心位置及转动惯量，然后基于力矩平衡、质量平衡、质心平衡和转动惯量平衡进行求解。

优选地，本实施例在壁厚参数调整的过程中，通过空腔内的扇环形壁厚结构和/或圆环形壁厚结构进行调整，且各所述扇环形壁厚结构和圆环形壁厚结构的部署位置满足在调整扇环形和圆环形壁厚结构中的任意单个或至少两个内径尺寸时，承力部件的质心位置沿同一直线位移，且任一扇环形壁厚结构的对称轴垂直于任一圆环形壁厚结构的对称轴。藉此，可以灵活地通过扇环形壁厚结构和/或圆环形壁厚结构内径的方式适应后续步骤S4中的快速调整。

优选地，参照图2，本实施例以转动惯量重点关注方向为Y轴建立三维坐标系，该三维坐标系以管状机载外挂物头部端点为原点，轴向方向为Y轴，径向方向分别为X轴和Z轴。

如图2所示：在X轴的正负方向，分别部署对称轴平行于X轴的第一扇环形壁厚结构X₁和第二扇环形壁厚结构X₂，第一扇环形壁厚结构中与Y轴垂直的各个截面同为第一尺寸规格的扇环，第二扇环形壁厚结构与Y轴垂直的各个截面同为第二尺寸规格的扇环。

在Z轴的正负方向，分别部署对称轴平行于Z轴的第三扇环形壁厚结构Z₁和第四扇环形壁厚结构Z₂，第三扇环形壁厚结构中与Y轴垂直的各个截面同为第三尺寸规格的扇环，第四扇环形壁厚结构与Y轴垂直的各个截面同为第四尺寸规格的扇环。

在Y轴正方向，分别部署以Y轴对称并分设于前、中、后的第一圆环形壁厚结构Y₁、第二圆环形壁厚结构Y₂和第三圆环形壁厚结构Y₃；第一圆环形壁厚结构中与Y轴垂直的各个截面同为第一尺寸规格的圆环，第二圆环形壁厚结构中与Y轴垂直的各个截面同为第二尺寸规格的圆环，第三圆环形壁厚结构中与Y轴垂直的各个截面同为第三尺寸规格的圆环。

步骤S3、基于初始壁厚参数确定外挂物腹部与其他部位之间的连接方式、材料及具体连接结构。

步骤S4、根据各具体连接结构引入的新增已知量再重新计算承力结构的第二目标质量、质心位置及转动惯量；然后调整承力结构的初始壁厚参数以得到该内部空腔满足第二目标质量、质心位置及转动惯量。

在该步骤中，所谓“新增已知量”即步骤S3中各个具体连接结构所分别新引入的质量、质心及转动惯量。作为对比，在原步骤S2中用于粗略计算的已知量是忽略具体连接结构所带来质量、质心及转动惯量影响的。

步骤S5、获取机载装备的疲劳载荷谱，并根据疲劳载荷谱和外挂物所对应结构材料的S-N曲线计算外挂物的疲劳寿命，并判断疲劳寿命计算结果是否满足目标，如果不满足目标，返回步骤S3重新调整腹部与其他部位之间的连接方式、材料和/或具体连接结构直至疲劳寿命计算结果满足目标。

优选地，在该步骤进行疲劳计算的过程中，可通过对外挂物的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果，对结果进行线性缩放得到各任务工况下的全结构应力分布，然后利用雨流计数法对应力分布进行处理得到各载荷工况的应力循环谱输入，确定挂飞循环应力比，考虑平均应力的影响，修正后得到对称循环下的应力幅值，将对称循环下的应力幅值代入S-N曲线，进行应力疲劳损伤计算，得到该实际挂飞循环的疲劳寿命；最后将一个飞机架次的机载装备挂飞载荷谱作为1个循环块，机载装备挂飞全寿命周期内个循环块损伤值记为，根据公式，令作为未知数，使损伤值等于1，为1个循环块中对应的次数，计算得到的则为发生疲劳破坏时重复过载及重复气动的循环块数。此外，该步骤的具体疲劳计算还可以采用诸多的现有技术，不做赘述。

实施例2

本实施例在实施例1的基础上，在步骤S1获取原型航空机载外挂物物理参数所包括的气动外形、质量、质心位置、转动惯量并确定包括挂飞时间或次数的挂飞寿命要求后，对步骤S2的具体计算过程做进一步解释。

步骤S21、为满足外挂物气动外形要求，产品外形尺寸（总长，直径及翼展等）、头部及机翼沿用原型机载装备，并获取这些部件总的质量（M_外），质心位置（X/Y/Z轴）（X_外，Y_外，Z_外）及Y轴的转动惯量（J_y,外）。

步骤S22、在机载装备壁厚计算过程中，首先根据下述公式所对应的质量、质心及转动惯量平衡方程计算出承力结构（即：仿灭火炸弹的弹身）的目标质量，质心位置及转动惯量。

；

其中，M_总为产品的设计质量；M_主为承力结构的目标质量；X_总、Y_总、Z_总分别为产品的设计目标在X/Y/Z轴向的质心位置；X_主、Y_主、Z_主分别为承力结构在X/Y/Z轴向的目标质心位置；为承力结构在Y轴的目标转动惯量；J_y,总为产品的设计目标在Y轴所对应的转动惯量。

步骤S23、首先根据设计质量分别对以平行于X或Z方向的轴对称的扇形壁厚及沿着位于Y轴上的点对称的圆环形壁厚进行质量分配。其次利用对称形状质心位置位于对称轴或对称点上的特点，基于力矩平衡和质量平衡搭建以平行于X或Z方向的轴为对称轴的扇形壁厚的尺寸参数与产品的设计质量，质心（X或Z轴）的平衡方程。然后，综合考虑扇形壁厚带来的影响，基于力矩平衡，质量平衡及转动惯量平衡搭建以Y轴上的点为对称点的圆环形壁厚的尺寸参数与产品的设计质量，质心及转动惯量（Y轴）的平衡方程。联立上述方程得到下述可求解出壁厚的尺寸参数的公式：

；

M_x为以平行于X方向的轴对称的扇形壁厚的设计质量；M_y为以Y轴上的点对称的圆环形壁厚的设计质量；M_z为以平行于Z方向的轴对称的扇形壁厚的设计质量；a为以平行于X方向的轴对称的扇形壁厚的个数。

m_x,i、x_i 分别为以平行于X方向的轴对称的第i个扇形壁厚的质量及质心（X轴）；b为以平行于Z方向的轴对称扇形壁厚的个数；m_z,i、z_i 分别为以平行于Z方向的轴对称的第i个扇形壁厚的质量及质心（Z轴）；Y_x、J_x分别为以平行于X方向的轴对称的扇形壁厚总的质心及转动惯量（Y轴）；Y_z、J_z 分别为以平行于Z方向的轴对称的扇形壁厚总的质心及转动惯量（Z轴）；c为以Y轴上的点对称的圆环形壁厚的个数；m_y,i，y_i分别为以Y轴上的点对称的第i个圆环形壁厚的质量及质心（Y轴）；J_i为以Y轴上的点对称的第i个圆环形壁厚的转动惯量（Y轴）。

值得说明的是：步骤S4调整承力结构的初始壁厚参数的原理同步骤S2，不做赘述。

实施例3

本实施例在上述两实施例的基础上，对步骤S5在获取机载装备的疲劳载荷谱之前，编制相对应的疲劳载荷谱的具体步骤详述如下，其包括：

步骤S51、获取飞机任务剖面中各任务段的时间占比。

例如：在该步骤中，如图3所示的飞机任务剖面示意图，其中，a-b为爬升任务段，b-c为巡航任务段，c-d为空空任务段，d-e为空地任务段，e-f又为爬升任务段，f-g为巡航任务段，g-h为下滑任务段。

步骤S52、根据所述时间占比和飞机机动过载系数在各任务段的实有出现频数计算飞行任务剖面中各任务段机动过载系数实有频数。

在该步骤中，具体计算公式为：

；

为飞机在飞行任务剖面中机动过载系数各任务段每1000飞行小时实有出现频数；为飞机机动过载系数在各任务段每1000飞行小时实有出现频数；为各任务段在飞机飞行任务剖面中所占的时长百分比。

公式含义说明：表示飞机在飞行任务剖面中机动过载系数各任务段每1000飞行小时实有出现频数，计算的目的是获得飞机在飞行任务剖面中过载系数在每1000飞行小时（1000飞行小时只是一个“时间单位”，来源于GJB 67.6A-2008，便于统计）实有出现频数；表示飞机机动过载系数在各任务段每1000飞行小时实有出现频数，是根据美国飞机试验大数据统计结果GJB 67.6A-2008累积计算而来；表示各任务段在飞机飞行任务剖面（如爬升、巡航、下滑等）中所占的时长百分比。

步骤S53、根据所述飞行任务剖面中各任务段机动过载系数实有频数编制飞机机动过载载荷谱；所述飞机机动过载载荷谱在各任务段的谷值取1倍地面重力系数，峰值取取各任务段对应的载荷系数，峰值与谷值之间形成锯齿波，同一任务段内的机动过载载荷谱按峰值递减的顺序进行排序、且同一峰值所对应连续锯齿波的次数与相对应任务段机动过载系数实有频数相等。

步骤S54、根据外挂物的挂点位置对所述飞机机动过载载荷谱的峰值进行放大处理后得到飞机外挂物挂机过载疲劳载荷谱。

优选地，X向放大系数取值为1；Y和Z向放大系数与挂点位置相关，机腹位置均取1，翼尖挂点位置分别取3、2，中间挂点位置处的放大系数取值大小按照距离线性插值。

例如：该步骤所得的飞机外挂物挂机过载疲劳载荷谱如图4所示，其中，n_y为放大系数。

步骤S55、获取飞机任务剖面中各任务段的高度和速度范围。

步骤S56、根据各任务段速度最大值、最小海拔高度所对应的空气密度、以及外挂物的迎风面积确定各任务段阵风载荷疲劳载荷谱峰值。

在该步骤中，优选地，各任务段阵风载荷疲劳载荷谱峰值的计算公式为：

；

；

其中， H为相应任务段的最小海拔高度； Q为相对应任务段中阵风载荷疲劳载荷谱峰值； ρ为相对应任务段的空气密度； v为相对应任务段的最大飞行速度； S为外挂物的迎风面积； C _t 为升力系数。

步骤S57、以各任务段阵风载荷疲劳载荷谱谷值为0，各任务段以锯齿波形生成外挂物阵风载荷疲劳载荷谱，所述外挂物阵风载荷疲劳载荷谱中各任务段的循环次数与所述飞机外挂物挂机过载疲劳载荷谱中各任务段的循环次数相等。

例如：该步骤所得的飞机外挂物阵风载荷疲劳载荷谱如图5所示，其中，Q_s1即实际计算所得的各任务段阵风载荷疲劳载荷谱峰值。

基于本实施例的编制方法，无需获得实测数据，解决了目前传统方法的带来的实测周期长、试验费用高、协调难度大、数据处理难等不利因素。且建立了飞机外挂物过载载荷谱与阵风载荷疲劳载荷谱之间的循环次数同步关系，解决了飞机外挂物过载载荷谱与阵风载荷疲劳载荷谱之间同步统计问题。相对实际情况而言，应力水平更大，循环次数更多，编制出的载荷谱更为严苛。从产品研发设计角度，本方法在实际载荷谱载荷次序无法预知的客观事实下，在挂飞疲劳寿命评估过程中保证了足够的安全裕度，避免了结构疲劳强度发生“欠设计”。

值得说明的是：本发明疲劳载荷谱的编制及获取也可以采用现有的其他方式或本实施例的等同替换方案，藉此，不应以本实施例所公开疲劳载荷谱的编制方案而限制本发明的保护范围。

实施例4

本实施例在上述3实施例的基础上，对迭代过程中，在返回步骤S3重新调整腹部与其他部位之间的连接方式、材料和/或具体连接结构的过程中，假设 c=(b-a)/b，其中，a为计算得到的疲劳寿命，b为目标寿命，根据下述不同情况进行相应调整做具体说明：

当0<c<10%时，对疲劳强度不足的零件，通过增大局部结构细节的尺寸减小平均应力水平来提高结构疲劳寿命。

当 10%≤c<30%时，增加结构尺寸中关键的长度、宽度和/或厚度。

当30%≤c<50%时，通过对标危险部位最大应力与材料强度极限，采用疲劳性能更好的材料。

当50%≤c，综合考虑上述三种优化方式，或基于传力路径重新设计连接方式、材料和/或具体连接结构。

例如：在本案申请人的一具体运算例中，根据疲劳计算结果可知，外挂物主要疲劳损伤出现在舱段与舱段连接件、翼面与安装座连接处。其中，产品的最大疲劳损伤值出现在头舱与中间舱段连接件，疲劳寿命仅为198架次，不满足产品疲劳寿命要求。针对舱段连接件寿命不足问题，采用优化传力路径的方式，即在头舱与腹部中间舱连接处增加6颗M10高强度（12.9级）双头螺栓的方式来对传力路径进行分流；在增加对接面螺栓数量后，单个螺钉的应力幅值水平降低，从而较大程度地提高头舱与中间舱段连接件的寿命，使得机载装备寿命符合设计要求，完成机载装备设计。

实施例5

本发明还公开一种原型机载装备替换用外挂物参数处理系统，包括存储器、处理器以及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述实施例1至实施例4任一所述的方法。

综上，本发明上述实施例所公开的原型机载装备替换用外挂物参数处理方法及系统，至少具有以下有益效果：

1、以腹部作为承力结构，其他部位通过连接件与其连接，便于以各部位的分布式生产后集中进行组装的方式提高整个产品的生产效率。

2、通过承力部件内置空腔的壁厚参数调整，可以简化其他部件的设计并使得最终的整体目标得到保障。

3、在腹部与其他部位之间的连接方式、材料及具体连接结构确定后，通过调整承力结构的初始壁厚参数使得各具体连接结构引入的新增已知量不影响整体外挂物的目标质量、质心位置及转动惯量。

4、通过获取机载装备的疲劳载荷谱，并根据疲劳载荷谱和外挂物所对应结构材料的S-N曲线计算外挂物的疲劳寿命，并判断疲劳寿命计算结果是否满足目标，如果不满足目标，返回重新调整腹部与其他部位之间的连接方式、材料和/或具体连接结构直至疲劳寿命计算结果满足目标；确保了最终所计算出的外挂物的各个参数都能满足目标疲劳寿命需求。

基于上述诸多优点，从而使得本发明能实现便捷、快速且可靠地计算替换用外挂物的相关参数。藉此，外挂物的主要作用可用于配重并省略真实机载装备中的电气结构以简化内部的空间，且通过壁厚设计来还原真实机载装备的挂飞环境、确保挂飞寿命、并降低以真实机载装备所带来的安全隐患和经济成本。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种原型机载装备替换用外挂物参数处理方法，其特征在于，包括：

步骤S1、获取原型机载装备物理参数，将外挂物的外形尺寸赋值为原型机载装备的实际外形尺寸；

步骤S2、以外挂物的腹部作为承力结构，根据与腹部连接的其他部位的已知量计算承力结构的第一目标质量、质心位置及转动惯量；然后在承力结构中设置一内部空腔并计算该内部空腔满足第一目标质量、质心位置及转动惯量的初始壁厚参数；

步骤S3、基于初始壁厚参数确定外挂物腹部与其他部位之间的连接方式、材料及具体连接结构；

步骤S4、根据各具体连接结构引入的新增已知量再重新计算承力结构的第二目标质量、质心位置及转动惯量；然后调整承力结构的初始壁厚参数以得到该内部空腔满足第二目标质量、质心位置及转动惯量；

步骤S5、获取机载装备的疲劳载荷谱，并根据疲劳载荷谱和外挂物所对应结构材料的S-N曲线计算外挂物的疲劳寿命，并判断疲劳寿命计算结果是否满足目标，如果不满足目标，返回步骤S3重新调整腹部与其他部位之间的连接方式、材料和/或具体连接结构直至疲劳寿命计算结果满足目标。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在壁厚参数调整的过程中，通过空腔内的扇环形壁厚结构和/或圆环形壁厚结构进行调整，且各所述扇环形壁厚结构和圆环形壁厚结构的部署位置满足在调整扇环形和圆环形壁厚结构中的任意单个或至少两个内径尺寸时，承力部件的质心位置沿同一直线位移，且任一扇环形壁厚结构的对称轴垂直于任一圆环形壁厚结构的对称轴。

3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述原型机载装备为航空机载装备。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述航空机载装备包括灭火炸弹。

5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，在获取机载装备的疲劳载荷谱之前，通过下述步骤编制相对应的疲劳载荷谱包括：

步骤S51、获取飞机任务剖面中各任务段的时间占比；

步骤S52、根据所述时间占比和飞机机动过载系数在各任务段的实有出现频数计算飞行任务剖面中各任务段机动过载系数实有频数；

步骤S53、根据所述飞行任务剖面中各任务段机动过载系数实有频数编制飞机机动过载载荷谱；所述飞机机动过载载荷谱在各任务段的谷值取1倍地面重力系数，峰值取取各任务段对应的载荷系数，峰值与谷值之间形成锯齿波，同一任务段内的机动过载载荷谱按峰值递减的顺序进行排序、且同一峰值所对应连续锯齿波的次数与相对应任务段机动过载系数实有频数相等；

步骤S54、根据外挂物的挂点位置对所述飞机机动过载载荷谱的峰值进行放大处理后得到飞机外挂物挂机过载疲劳载荷谱；

步骤S55、获取飞机任务剖面中各任务段的高度和速度范围；

步骤S56、根据各任务段速度最大值、最小海拔高度所对应的空气密度、以及外挂物的迎风面积确定各任务段阵风载荷疲劳载荷谱峰值；

步骤S57、以各任务段阵风载荷疲劳载荷谱谷值为0，各任务段以锯齿波形生成外挂物阵风载荷疲劳载荷谱，所述外挂物阵风载荷疲劳载荷谱中各任务段的循环次数与所述飞机外挂物挂机过载疲劳载荷谱中各任务段的循环次数相等。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，在返回步骤S3重新调整腹部与其他部位之间的连接方式、材料和/或具体连接结构的过程中，假设 c=(b-a)/b，其中，a为计算得到的疲劳寿命，b为目标寿命，根据下述不同情况进行相应调整：

当0<c<10%时，对疲劳强度不足的零件，通过增大局部结构细节的尺寸减小平均应力水平来提高结构疲劳寿命；

当 10%≤c<30%时，增加结构尺寸中关键的长度、宽度和/或厚度；

当30%≤c<50%时，通过对标危险部位最大应力与材料强度极限，采用疲劳性能更好的材料；

当50%≤c，综合考虑上述三种优化方式，或基于传力路径重新设计连接方式、材料和/或具体连接结构。

7.一种原型机载装备替换用外挂物参数处理系统，包括存储器、处理器以及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述权利要求1至6任一所述的方法。

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