CN116029180B - 机载外挂物疲劳仿真方法及系统 - Google Patents

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CN116029180B CN202310327728.4A CN202310327728A CN116029180B CN 116029180 B CN116029180 B CN 116029180B CN 202310327728 A CN202310327728 A CN 202310327728A CN 116029180 B CN116029180 B CN 116029180B
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Abstract

本发明涉及智能制造，公开一种机载外挂物疲劳仿真方法及系统，以综合考虑弹塑性阶段预测挂飞疲劳寿命并提高数据处理的时效性和精确性。方法包括：基于第一有限元模型和工况实际任务载荷得到应力循环谱；判断第一有限元模型中是否存在应力循环谱的峰值大于或等于结构材料屈服极限的区域，如果否，根据名义应力法进行应力疲劳损伤计算；如果是，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二有限元模型，并基于第二有限元模型和工况实际任务载荷重新计算应力循环谱，然后基于局部弹塑性修正应变法进行应变疲劳损伤计算；最后区分应力疲劳损伤和应变疲劳损伤进行外挂物的挂飞疲劳寿命分析。

Description

机载外挂物疲劳仿真方法及系统
技术领域
本发明涉及智能制造中结构部件基于载荷的疲劳测试，尤其涉及一种机载外挂物疲劳仿真方法及系统。
背景技术
随着载机平台的飞速发展，机载外挂物面临的挂飞载荷日益严酷，机载外挂物将面临大机动下的机动载荷、高速飞行的阵风载荷和预紧力载荷等，这些载荷在多架次长时间综合作用下，机载外挂物结构疲劳问题逐渐暴露。疲劳损伤累积到一定程度，机载外挂物的结构件将引发裂纹萌生，裂纹逐渐扩展直至最终撕裂、断裂，引发灾难性后果，造成巨大损失。因此在项目研制阶段需要对机载外挂物的挂飞疲劳寿命进行评估。
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命，然而机载外挂物的子系统众多，结构复杂。在挂飞疲劳寿命分析中，其有限元模型如不进行适当的简化将耗费大量的人力物力，且拖累项目研制进度。面向疲劳寿命计算的机载外挂物有限元模型简化与其他有限元分析的模型简化原理不同，按照以往有限元模型简化的经验，有可能掩盖疲劳薄弱区域，丢失疲劳定位目标。另一方面，机载外挂物的挂飞疲劳载荷谱任务段较多，载荷类型、载荷幅值众多，疲劳仿真的计算效率存在很大局限性，但挂飞疲劳载荷谱的过载载荷、阵风载荷类似于准静态载荷，载荷幅值易于分级，其疲劳现象可视为准静态疲劳。机载外挂物挂飞载荷环境复杂，通常为双轴或三轴载荷工况，需要进行等效应力换算。目前机载外挂物受到双轴或三轴重复载荷下的疲劳寿命分析尚缺少方便快捷的计算方法，因此研究一种多轴（包括双轴和三轴）载荷下机载外挂物疲劳仿真分析方法成为迫切需要。
发明内容
本发明目的在于公开一种机载外挂物疲劳仿真方法及系统，以综合考虑弹塑性阶段预测挂飞疲劳寿命并提高数据处理的时效性。
为达上述目的，本发明机载外挂物疲劳仿真方法包括：
步骤S1、建立机载外挂物的第一有限元模型。
步骤S2、在所述第一有限元模型上施加单位任务载荷，结合工况实际任务载荷与单位任务载荷的比值得到全局应力分布时间历程，根据该全局应力分布时间历程计算目标轴的等效应力的时间历程，对等效应力的时间历程进行雨流计数得到应力循环谱。
步骤S3、判断所述第一有限元模型中是否存在应力循环谱的峰值大于或等于结构材料屈服极限的区域，如果否，执行步骤S4；如果是，执行步骤S5。
步骤S4、根据名义应力法进行应力疲劳损伤计算。
步骤S5、对所述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二有限元模型，并对第二有限元模型施加单位任务载荷，结合工况实际任务载荷与单位任务载荷的比值得到全局应力分布时间历程，根据该全局应力分布时间历程计算目标轴的等效应力的时间历程，对等效应力的时间历程进行雨流计数得到应力循环谱，然后基于局部弹塑性修正应变法进行应变疲劳损伤计算。
步骤S6、区分步骤S4所得的应力疲劳损伤和步骤S5所得的应变疲劳损伤，进行外挂物的挂飞疲劳寿命分析。
优选地，所述任务载荷包括过载载荷、阵风载荷和预紧力；在过载载荷和阵风载荷所分别对应的疲劳损伤的计算过程中，先根据工况实际任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荷，在对应的第一或第二有限元模型上分别施加，得到单位过载载荷工况的全局应力分布及单位阵风载荷工况下的全局应力分布，然后根据工况实际任务载荷中过载载荷和阵风载荷输入谱分级的放大倍数，通过线性缩放叠加计算后获得综合全局应力分布时间历程；其中，全结构应力分布
Figure SMS_1
的线性缩放叠加的计算公式为：
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其中，
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为单位过载载荷下的结构应力分布；/>
Figure SMS_4
为机载外挂物在挂飞环境中受到各工况过载载荷与单位过载载荷的比值；/>
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为部件单位阵风载荷作用下的应力分布；
Figure SMS_6
为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；/>
Figure SMS_7
为吊耳止动器预紧力作用下的应力分布。
所述目标轴的等效应力为根据空间应力状态理论，提取
Figure SMS_8
中的三向主应力/>
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、
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和/>
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，以及结构表面法向应力/>
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，如下式计算等效应力时间历程/>
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：
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其中，
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为材料疲劳试验的拉压疲劳极限；/>
Figure SMS_16
为材料疲劳试验的剪切疲劳极限。
值得说明的是：由于机载外挂物准静态疲劳这个定义目前教科书上也没有。疲劳实际上是一个从低应力到高应力、再从高应力到低应力的动态过程。但针对本发明所关注的机载外挂物的特点，过载（由飞行器等载机通过挂架驱动）与阵风这种载荷更类似于静载荷，故本发明所研究的任务载荷也可以称之为准静态载荷，后续不做赘述。
优选地，步骤S4包括下述具体计算过程：
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，转换公式为：
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Figure SMS_18
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其中，
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为雨流计数中单个循环的危险截面的应力幅值，/>
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为雨流计数中单个循环的危险截面的平均应力，/>
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为对称循环下的应力幅值；/>
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为材料强度极限；
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为雨流计数中单个循环的危险截面最大等效应力；/>
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为雨流计数中单个循环的危险截面最小等效应力；/>
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分别为S-N曲线中的截距和斜率参数；/>
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为疲劳循环寿命；/>
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代表斜率为/>
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情况下，对称循环的应力幅值/>
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的/>
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次方幂运算。
步骤S42：根据S-N曲线得到不同循环载荷下应力幅值
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对应的疲劳寿命/>
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实际挂飞循环次数/>
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除以疲劳寿命/>
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得到损伤值/>
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；其中，
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为不同循环载荷的总数量。
步骤S43：当
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个不同的循环载荷作用下时，应力损伤值/>
Figure SMS_43
的计算公式为：
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。
优选地，步骤S5包括下述具体计算过程：
利用雨流计数法处理重复机动载荷及重复阵风载荷谱，通过雨流图中载荷峰谷值计算单个循环的名义应力峰谷变程
Figure SMS_45
。
Figure SMS_46
材料的循环应力-应变曲线的计算公式为：
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其中，
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为单个循环的真实应变峰谷变程；/>
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为单个循环的真实应力峰谷变程；/>
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为杨氏弹性模量；/>
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为循环应变硬化指数；/>
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为循环强度系数。
名义应力应变与真实应力应变关系的公式为：
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其中，
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为疲劳应力严重系数；/>
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为应力集中系数；/>
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为特征长度；/>
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为缺口根部半径；联立可得单个循环的真实应力峰谷变程/>
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的计算公式为：
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将
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代入可得到单个循环的真实应变峰谷变程/>
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考虑平均应力影响的应变-寿命曲线表达式按下述公式进行处理：
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为真实平均应力；/>
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为疲劳延性系数；/>为疲劳循环寿命。
计算出实际挂飞循环的疲劳寿命
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优选地，所述步骤S6具体包括：
将机载外挂物在时间
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内统计得到的挂飞载荷谱作为1个循环块，机载外挂物挂飞全寿命周期内/>
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已知，则机载外挂物挂飞疲劳寿命架次/>
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表达式为：
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优选地，步骤S1建立机载外挂物的第一有限元模型的具体过程包括：
根据机载外挂物的传力路径特点，初步划分结构疲劳薄弱区域；针对薄弱区域细化建模，针对其他区域简化建模，且主要传力路径上的连接件以实体建模，其余位于非主要传力路径上的连接件采用梁单元模拟。
进一步地，初步划分疲劳薄弱区域、主要传力路径及非主要传力路径方法如下：
根据机载外挂物的疲劳载荷谱，在单位时间内，挑选出疲劳载荷循环次数在总循环次数占比60%以上的挂飞任务段，在该任务段中选取最大峰值的过载载荷，并考虑各个部件所受阵风载荷的最大峰值，根据力系平衡及杠杆原理，将力分别平移至重点部件区域，记为
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，判断上述重点部件区域受力形式具体为拉压受力或者剪切受力，并分别根据上述重点部件区域受力的截面积/>
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，计算应力/>
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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
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。
若受力形式为拉压受力，当
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大于或等于2倍/>
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，则将该区域记为疲劳薄弱区域，若受力形式为剪切受力，当/>
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大于或等于1.5倍/>
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则将该区域记为疲劳薄弱区域；重复完成从重点部件区域筛选出疲劳薄弱区域的步骤，直至挑选出所有的疲劳薄弱区域，记录距离疲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径，其余则为非主要传力路径。
所述重点部件区域包括：所述吊挂、吊挂与舱段连接面、舱段与舱段连接面、翼与舱段连接面及相对应连接面的连接件所在的部件区域。
为达上述目的，本发明还公开一种机载外挂物疲劳仿真系统，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，其中，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：
本发明本质即：基于全局名义应力法与局部弹塑性修正应变法对机载外挂物进行目标轴（通常可为双轴或三轴）的准静态疲劳仿真分析。使用过程可先以第一有限元模型进行简化建模，然后再视第一有限元模型中是否存在应力循环谱的峰值大于或等于结构材料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二有限元模型，大幅提升了有限元建模的合理性及应力循环谱的获取效率和精确度。解决了机载外挂物挂飞疲劳损伤计算过程中大量精细化建模则耗时长且效率低，而简化建模则易丢失疲劳薄弱区域的难题，同时在疲劳分析过程中，区分弹塑性及应力疲劳损伤和应变疲劳损伤，实现计算的精确性，时效性和可操作性强，结果精确、可信度高。
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准静态疲劳仿真分析方法流程示意图。
图2是本发明实施例公开的机载外挂物载荷谱示意图。
图3为本发明实施例公开的机载外挂物传力路径示意图。
图4是本发明实施例公开的雨流计数示意图。
图5是本发明实施例公开的实际应力循环转化对称循环效果示意图。
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多轴（通常可为双轴或三轴；其中三轴分别指载荷的三个方向）准静态疲劳仿真分析方法，参照图1，具体包括以下步骤：
步骤S100：根据机载外挂物地结构设计特征，利用有限元软件建立机载外挂物的有限元分析模型。
该步骤即根据传力路径特点、区分疲劳薄弱区域，建立机载外挂物有限元简化模型。具体步骤如下：
步骤S110：寻找图2载荷谱中载荷次数占比较多、载荷峰谷值差距较大的任务段的载荷，其中空空任务段疲劳载荷谱单位时间1000小时内循环次数57324次，在总任务段循环次数中占比60.5%，在该任务段中选取最大峰值的过载载荷10g，并考虑各个部件所受阵风载荷的最大峰值（如图3中，头舱阵风载荷峰值2840N，A前翼阵风载荷峰值4800N，A舵翼阵风载荷峰值1390N，B舵翼阵风载荷峰值850N，C舵翼阵风载荷峰值3420N），根据力系平衡及杠杆原理，将力分别平移至重点部件区域（吊挂、吊挂与舱段连接面、舱段与舱段连接面、翼与舱段连接面、上述连接面的连接件等部件区域），记为
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则将该区域记为疲劳薄弱区域。重复完成从重点部件区域筛选出疲劳薄弱区域的步骤，直至挑选出所有的疲劳薄弱区域，记录距离疲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径，其余则为非主要传力路径。则分析空空任务段疲劳载荷的主要传力路径如图3所示。
步骤S120：按以下具体原则进行结构简化和有限元建模：
a）忽略
Figure SMS_108
<3mm的圆角或斜边长度/>
Figure SMS_109
<3mm的斜角，但位于吊挂及吊挂座区域不可忽略。
b）忽略直径
Figure SMS_110
<6mm的孔，但如果孔位于应力集中区域时不可忽略。
c）机载外挂物主体结构、翼结构、翼安装结构采用壳单元模拟。
d）图3主要传力路径上的连接件实体建模，其余位于非主要传力路径上的连接件（螺钉、定位销以及连接铆钉等）采用梁单元模拟。
e）吊挂和吊挂座用实体单元模拟。
步骤S130：为机载外挂物的各个结构模块赋予各自的材料属性，包括弹性模量、泊松比以及密度。
步骤S140：按照实际挂飞状态施加相应的边界与约束。
在本实施例中，为与后续对局部进行精细化建模的模型相区分，该步骤所构建的有限元模型可称之为“第一有限元模型”。
步骤S200：根据机载外挂物载荷输入谱获得综合全局应力分布时间历程。
载荷谱如图2所示，针对挂飞环境确定载荷工况，施加单位任务载荷，包含不同方向的单位机动载荷、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果，然后根据工况实际任务载荷按公式（1）对结果进行线性缩放得到综合全局应力分布时间历程
Figure SMS_111
：
Figure SMS_112
（1）
式中：
Figure SMS_113
为单位过载载荷（由飞行器等载机通过挂架驱动，通过牵引作用以实现与载机做同步运动）下的结构应力分布，单位兆帕（MPa）；/>
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为机载外挂物在挂飞环境中受到各工况过载载荷（工况实际任务载荷之一）与单位过载载荷的比值；/>
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为部件单位阵风载荷作用下的应力分布，单位兆帕（MPa）；/>
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为部件在挂飞环境中受到各工况阵风载荷（工况实际任务载荷之一）与单位阵风载荷的比值；/>
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为吊耳止动器预紧力作用下的应力分布，单位兆帕（MPa）。
提取
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（三向主应力是结构微小单元的受力方向，其为动态变化量，主应力方向跟空间应力大小有关，空间应力大小一变，主应力的方向就会变；分别根据/>
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三个坐标轴方向的应力进行换算得到，为常识性现有技术，不做赘述），以及结构表面法向应力/>
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，如（公式2）获得等效应力/>
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的时间历程：
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； （2）
其中，
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为材料疲劳试验的拉压疲劳极限；/>
Figure SMS_129
为材料疲劳试验的剪切疲劳极限。
值得说明的是：在本实施例中，载荷是输入，应力是输出；多轴是指在一个点多个方向的外载荷作用，对于有限元仿真来说，不管一个点有几个方向的外载荷，都是通过上述公式进行全局应力分布和等效应力分布时间历程的计算，换言之，在计算等效应力时间历程的三向主应力与多轴是两个无关联的概念。在实际中，三个提取的主应力是按带符号的大小排列的，
Figure SMS_130
大于/>
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，/>
Figure SMS_132
大于/>
Figure SMS_133
；通过等效应力的计算，实现对法向应力的修正，在修正过程中，只需要考虑最大主应力绝对值和最小主应力绝对值的比值就可以；以此与裂纹是从结构表面出现的现象相配套。
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到各载荷工况的应力循环谱输入，具体步骤如下：
a）由最大峰或谷处起止的典型段，按挂飞疲劳载荷谱顺序输入各峰、谷值，直至数据完毕。
b）下一峰、谷值，若数据完毕，则停止。
c）数据点数少于3，则返回b）；若数据点数大于等于3，则由最后读入的3个峰、谷值，计算变程X和Y；这三点中，第一点与第二点之差的绝对值为Y，第二点与第三点之差的绝对值为X。
d）比较X和Y的大小，若X＜Y，则返回b）；若X≥Y，则进行e）。
e）过程Y记作一个循环，删除与Y相应的峰、谷值，返回c），直至统计完所有循环。
雨流计数过程可以在工程软件中进行。
按公式（3）确定挂飞循环应力比：
Figure SMS_134
（3）
式中：
Figure SMS_135
为单个循环机动载荷及阵风载荷多轴载荷下危险截面（最易疲劳失效处）最大等效应力，单位兆帕（MPa）。值得说明的是：本实施例所描述的“单个循环”是指：等效应力雨流计数后所统计的各个循环，后续不做赘述。
Figure SMS_136
为单个循环机动载荷及阵风载荷多轴载荷下危险截面（最易疲劳失效处）最小等效应力，单位兆帕（MPa）。
按公式（4）和公式（5）确定挂飞循环应力幅值
Figure SMS_137
和平均应力/>
Figure SMS_138
：
Figure SMS_139
（4）
Figure SMS_140
（5）
步骤S400：观察应力循环谱，当峰值应力小于材料的屈服强度，进行应力疲劳损伤计算，具体步骤如下：
步骤S410：由于名义应力法计算疲劳损伤需使用材料S-N曲线数据，标准S-N曲线数据一般给出的是对称循环（应力比R为-1）下应力幅值与疲劳寿命的关系，所以需要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，按公式（6）：其转换示例效果如图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300MPa，平均应力为300MPa。图5右侧为转换为对称循环后的应力幅值432MPa。
Figure SMS_141
（6）
式中：
Figure SMS_142
为对称循环下的应力幅值，单位兆帕（MPa）；/>
Figure SMS_143
为材料强度极限，单位兆帕（MPa）。
步骤S420：各材料应力比为-1的S-N曲线按公式（7）：
Figure SMS_144
（7）
式中：
Figure SMS_145
、/>
Figure SMS_146
分别为S-N曲线中的截距和斜率参数（两参数与材料、应力比、加载方式等有关，为本领域技术人员所知的常识）；/>
Figure SMS_147
为疲劳循环寿命；/>
Figure SMS_148
代表斜率为/>
Figure SMS_149
情况下，对称循环的应力幅值/>
Figure SMS_150
的/>
Figure SMS_151
次方幂运算。
步骤S430：将公式（6）中转换后的应力幅值代入公式（7），根据S-N曲线得到不同循环载荷下应力幅值
Figure SMS_152
对应的疲劳寿命/>
Figure SMS_153
，将步骤S300中雨流计数得到的应力幅值/>
Figure SMS_154
实际挂飞循环次数/>
Figure SMS_155
除以疲劳寿命/>
Figure SMS_156
得到损伤值，其中，/>
Figure SMS_157
，/>
Figure SMS_158
为不同循环载荷的总数量；按公式（8）进行计算：
Figure SMS_159
（8）
步骤S440：当
Figure SMS_160
个不同的循环载荷作用下时，应力损伤值/>
Figure SMS_161
按公式（9）：
Figure SMS_162
（9）
该步骤的计算过程基于名义应力法，所谓名义应力法，从宏观层面来看，结构件应力大小等于承受的力除以该受力的截面面积；而对于大部分材料（泊松比不等于0），受力过程该横截面将会变形；但在线弹性阶段，该横截面面积变化的影响可以忽略；为方便计算，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法，该方法得到的应力、应变称为名义应力、应变。
步骤S500：观察应力循环谱，当存在峰值应力大于材料的屈服强度的情况，基于局部弹塑性修正应变法计算应变疲劳寿命，对进入塑性屈服的结构区域重新精细化建模，结构特征不可简化，利用雨流计数法处理重复机动载荷及重复阵风载荷谱，通过雨流图中载荷峰谷值计算单个循环的名义应力峰谷变程
Figure SMS_163
；其中，/>
Figure SMS_164
。作为对比，上述步骤S400无需重新精细化建模，直接沿用步骤S100所构建的简化模型，以提升了有限元建模及应力循环谱的获取效率和精确度。
在该步骤中，为与前续的“第一有限元模型”相区分，该步骤所构建的有限元模型可称之为“第二有限元模型”。
材料的循环应力-应变曲线按公式（10）：
Figure SMS_165
（10）
式中：
Figure SMS_166
为单个循环的真实应变峰谷变程；/>
Figure SMS_167
为单个循环的真实应力峰谷变程，单位兆帕（MPa）；/>
Figure SMS_168
为杨氏弹性模量，单位兆帕（MPa）；/>
Figure SMS_169
为循环应变硬化指数；/>
Figure SMS_170
为循环强度系数，单位兆帕（MPa）。
名义应力应变与真实应力应变关系按公式（11）进行计算：
Figure SMS_171
（11）
Figure SMS_172
（12）
式中：
Figure SMS_173
为疲劳应力严重系数；/>
Figure SMS_174
为单个循环的名义应力峰谷变程，单位兆帕（MPa）；/>
Figure SMS_175
为应力集中系数，尾翼圆孔2.7、吊耳圆孔3.7，舱体圆孔2.75，尾翼连接件细节处取2；/>
Figure SMS_176
为特征长度，单位米（m），钢取/>
Figure SMS_177
，铝合金取/>
Figure SMS_178
；/>
Figure SMS_179
为缺口根部半径，单位米（m）。
联立公式（10）和公式（11），代入名义应力变程
Figure SMS_180
，单个循环的真实应力峰谷变程
Figure SMS_181
按公式（13）。
Figure SMS_182
（13）
将
Figure SMS_183
代入公式（11）得到单个循环的真实应变峰谷变程/>
Figure SMS_184
。
考虑平均应力影响的应变-寿命曲线表达式按公式（14）进行计算：
Figure SMS_185
（14）
Figure SMS_186
（15）
式中：
Figure SMS_187
为疲劳强度系数，单位兆帕（MPa）；/>
Figure SMS_188
为真实平均应力，单位兆帕（MPa）；
Figure SMS_189
为雨流计数中一个循环起点的真实应力，单位兆帕（MPa）；/>
Figure SMS_190
为疲劳强度指数；/>
Figure SMS_191
为疲劳延性指数；/>
Figure SMS_192
为疲劳延性系数。
按公式（14）计算出实际挂飞循环的疲劳寿命
Figure SMS_193
。将雨流计数得到的该实际挂飞循环次数/>
Figure SMS_194
除以疲劳寿命/>
Figure SMS_195
得到损伤值，按公式（16）进行具体计算：
Figure SMS_196
（16）
与公式（9）类似，当
Figure SMS_197
个不同的循环载荷作用下时，应变损伤值/>
Figure SMS_198
按公式（17）进行具体计算：
Figure SMS_199
（17）
该步骤的计算过程基于局部弹塑性修正应变法，其与名义应力法正好相反，进入弹塑性屈服阶段，结构件的应力大小与截面面积呈非线性比例关系，不再适用于名义应力法的假设条件，需根据材料的基础实验数据，根据弹塑性阶段参数将名义应力、应变转换为真实应力、应变，故称之为“局部弹塑性修正应变法”。
步骤S600：将机载外挂物在时间
Figure SMS_200
内统计得到的挂飞载荷谱作为1个循环块，机载外挂物挂飞全寿命周期内/>
Figure SMS_201
个循环块损伤值记为/>
Figure SMS_202
，按公式（18）进行具体计算：
Figure SMS_203
（18）
令
Figure SMS_204
作为未知数，使损伤值/>
Figure SMS_205
等于1，计算得到/>
Figure SMS_206
则为发生疲劳破坏的循环块数，当载机的每架次飞行时长/>
Figure SMS_207
已知，则机载外挂物挂飞疲劳寿命架次/>
Figure SMS_208
表达式如公式（19）。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，直至结果合格。
Figure SMS_209
（19）
其中，
Figure SMS_210
为外挂物挂飞疲劳载荷输入谱的单位飞行时长，通常取值为1000小时。
该步骤S600即区分应力疲劳失效和应变疲劳失效，计算挂飞疲劳寿命架次。
综上，本实施例核心在于：建立机载外挂物的第一有限元模型；在第一有限元模型上施加静载荷，获得综合全局的应力分布时间历程，计算目标轴的等效应力，通过雨流计数得到应力循环谱；判断第一有限元模型中是否存在应力循环谱的峰值大于或等于结构材料屈服极限的区域（应力循环谱的峰值大于结构材料屈服极限，视为进入塑性屈服；否则，视为保留在弹性阶段），如果是，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二有限元模型，再基于局部弹塑性修正应变法获得真实应力-应变循环谱后进行应变疲劳损伤计算；如果否，根据全局名义应力法进行应力疲劳损伤计算；区分应力疲劳损伤和应变疲劳损伤进行外挂物的挂飞疲劳寿命分析。藉此，使用过程可先以第一有限元模型进行简化建模，然后再视第一有限元模型中是否存在应力循环谱的峰值大于结构材料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二有限元模型，大幅提升了有限元建模的合理性及应力循环谱的获取效率和精确度。解决了机载外挂物挂飞疲劳损伤计算过程中大量精细化建模则耗时长且效率低，而简化建模则易丢失疲劳薄弱区域的难题，同时在疲劳分析过程中，区分弹塑性及应力疲劳损伤和应变疲劳损伤，实现计算的精确性，时效性和可操作性强，结果精确、可信度高。
实施例2
本实施例公开一种机载外挂物疲劳仿真系统，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，其中，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述实施例1中的方法，其方法的本质在于：
步骤S1、建立机载外挂物的第一有限元模型。
步骤S2、在所述第一有限元模型上施加单位任务载荷，结合工况实际任务载荷与单位任务载荷的比值得到全局应力分布时间历程，根据该全局应力分布时间历程计算目标轴的等效应力的时间历程，对等效应力的时间历程进行雨流计数得到应力循环谱。
步骤S3、判断所述第一有限元模型中是否存在应力循环谱的峰值大于或等于结构材料屈服极限的区域，如果否，执行步骤S4；如果是，执行步骤S5。
步骤S4、根据名义应力法进行应力疲劳损伤计算。
步骤S5、对所述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二有限元模型，并对第二有限元模型施加单位任务载荷，结合工况实际任务载荷与单位任务载荷的比值得到全局应力分布时间历程，根据该全局应力分布时间历程计算目标轴的等效应力的时间历程，对等效应力的时间历程进行雨流计数得到应力循环谱，然后基于局部弹塑性修正应变法进行应变疲劳损伤计算。
步骤S6、区分步骤S4所得的应力疲劳损伤和步骤S5所得的应变疲劳损伤，进行外挂物的挂飞疲劳寿命分析。
基于上述两实施例还可知：本发明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外挂物多轴准静态疲劳仿真分析方法，基于应力疲劳损伤和应变疲劳损伤理论，提出载荷的分级计算，且考虑了结构的多轴应力状态，使用过程不需将机载外挂物繁多的载荷全部计算，大幅提升了应力循环谱的获取效率和精确度。并且提出以传力路径及疲劳损伤为目标的科学合理的简化原则，建立不同的机载外挂物有限元简化模型分析挂飞疲劳寿命。本发明解决了机载外挂物挂飞疲劳损伤计算过程中大量精细化建模则耗时长、效率低、而简化建模则易丢失疲劳薄弱区域的难题，同时实现计算的精确性，时效性和可操作性强，结果可信度高。
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 (6)

1.一种机载外挂物疲劳仿真方法，其特征在于，包括：
步骤S1、建立机载外挂物的第一有限元模型；
步骤S2、在所述第一有限元模型上施加单位任务载荷，结合工况实际任务载荷与单位任务载荷的比值得到全局应力分布时间历程，根据该全局应力分布时间历程计算目标轴的等效应力的时间历程，对等效应力的时间历程进行雨流计数得到应力循环谱；
步骤S3、判断所述第一有限元模型中是否存在应力循环谱的峰值大于或等于结构材料屈服极限的区域，如果否，执行步骤S4；如果是，执行步骤S5；
步骤S4、根据名义应力法进行应力疲劳损伤计算；
步骤S5、对所述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二有限元模型，并对第二有限元模型施加单位任务载荷，结合工况实际任务载荷与单位任务载荷的比值得到全局应力分布时间历程，根据该全局应力分布时间历程计算目标轴的等效应力的时间历程，对等效应力的时间历程进行雨流计数得到应力循环谱，然后基于局部弹塑性修正应变法进行应变疲劳损伤计算；
步骤S6、区分步骤S4所得的应力疲劳损伤和步骤S5所得的应变疲劳损伤，进行外挂物的挂飞疲劳寿命分析；
其中，步骤S1建立机载外挂物的第一有限元模型的具体过程包括：
根据机载外挂物的传力路径特点，初步划分结构疲劳薄弱区域；针对薄弱区域细化建模，针对其他区域简化建模，且主要传力路径上的连接件以实体建模，其余位于非主要传力路径上的连接件采用梁单元模拟；
其中，初步划分疲劳薄弱区域、主要传力路径及非主要传力路径方法如下：
根据机载外挂物的疲劳载荷谱，在单位时间内，挑选出疲劳载荷循环次数在总循环次数占比60%以上的挂飞任务段，在该任务段中选取最大峰值的过载载荷，并考虑各个部件所受阵风载荷的最大峰值，根据力系平衡及杠杆原理，将力分别平移至重点部件区域，记为
Figure QLYQS_1
，判断上述重点部件区域受力形式具体为拉压受力或者剪切受力，并分别根据上述重点部件区域受力的截面积/>
Figure QLYQS_2
，计算应力/>
Figure QLYQS_3
：
Figure QLYQS_4
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
Figure QLYQS_5
，若受力形式为拉压受力，当/>
Figure QLYQS_6
大于或等于2倍/>
Figure QLYQS_7
，则将该区域记为疲劳薄弱区域，若受力形式为剪切受力，当/>
Figure QLYQS_8
大于或等于1.5倍/>
Figure QLYQS_9
则将该区域记为疲劳薄弱区域；重复完成从重点部件区域筛选出疲劳薄弱区域的步骤，直至挑选出所有的疲劳薄弱区域，记录距离疲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径，其余则为非主要传力路径；
所述重点部件区域包括：吊挂、吊挂与舱段连接面、舱段与舱段连接面、翼与舱段连接面及相对应连接面的连接件所在的部件区域。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述任务载荷包括过载载荷、阵风载荷和预紧力；在过载载荷和阵风载荷所分别对应的疲劳损伤的计算过程中，先根据工况实际任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荷，在对应的第一或第二有限元模型上分别施加，得到单位过载载荷工况的全局应力分布及单位阵风载荷工况下的全局应力分布，然后根据工况实际任务载荷中过载载荷和阵风载荷输入谱分级的放大倍数，通过线性缩放叠加计算后获得综合全局应力分布时间历程；其中，全结构应力分布
Figure QLYQS_10
的线性缩放叠加的计算公式为：
Figure QLYQS_11
其中，
Figure QLYQS_12
为单位过载载荷下的结构应力分布；/>
Figure QLYQS_13
为机载外挂物在挂飞环境中受到各工况过载载荷与单位过载载荷的比值；/>
Figure QLYQS_14
为部件单位阵风载荷作用下的应力分布；/>
Figure QLYQS_15
为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；/>
Figure QLYQS_16
为吊耳止动器预紧力作用下的应力分布；
所述目标轴的等效应力为根据空间应力状态理论，提取
Figure QLYQS_17
中的三向主应力/>
Figure QLYQS_18
、/>
Figure QLYQS_19
和
Figure QLYQS_20
，以及结构表面法向应力/>
Figure QLYQS_21
，如下式计算等效应力时间历程：
Figure QLYQS_22
；
其中，
Figure QLYQS_23
为材料疲劳试验的拉压疲劳极限；/>
Figure QLYQS_24
为材料疲劳试验的剪切疲劳极限。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，步骤S4包括下述具体计算过程：
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，转换公式为：
Figure QLYQS_25
Figure QLYQS_26
Figure QLYQS_27
Figure QLYQS_28
其中，
Figure QLYQS_29
为雨流计数中单个循环的危险截面的应力幅值，/>
Figure QLYQS_35
为雨流计数中单个循环的危险截面的平均应力，/>
Figure QLYQS_38
为对称循环下的应力幅值；/>
Figure QLYQS_32
为材料强度极限；/>
Figure QLYQS_34
为雨流计数中单个循环的危险截面最大等效应力；/>
Figure QLYQS_37
为雨流计数中单个循环的危险截面最小等效应力；/>
Figure QLYQS_40
、/>
Figure QLYQS_31
分别为S-N曲线中的截距和斜率参数；/>
Figure QLYQS_36
为疲劳循环寿命；
Figure QLYQS_39
代表斜率为/>
Figure QLYQS_41
情况下，对称循环的应力幅值/>
Figure QLYQS_30
的/>
Figure QLYQS_33
次方幂运算；
步骤S42：根据S-N曲线得到不同循环载荷下应力幅值
Figure QLYQS_43
对应的疲劳寿命/>
Figure QLYQS_46
，将雨流计数得到的应力幅值/>
Figure QLYQS_48
实际挂飞循环次数/>
Figure QLYQS_44
除以疲劳寿命/>
Figure QLYQS_45
得到损伤值/>
Figure QLYQS_47
；其中，
Figure QLYQS_49
，/>
Figure QLYQS_42
为不同循环载荷的总数量；
步骤S43：当
Figure QLYQS_50
个不同的循环载荷作用下时，应力损伤值/>
Figure QLYQS_51
的计算公式为：
Figure QLYQS_52
。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，步骤S5包括下述具体计算过程：
利用雨流计数法处理重复机动载荷及重复阵风载荷谱，通过雨流图中载荷峰谷值计算单个循环的名义应力峰谷变程
Figure QLYQS_53
，
Figure QLYQS_54
材料的循环应力-应变曲线的计算公式为：
Figure QLYQS_55
其中，
Figure QLYQS_56
为单个循环的真实应变峰谷变程；/>
Figure QLYQS_57
为单个循环的真实应力峰谷变程；/>
Figure QLYQS_58
为杨氏弹性模量；/>
Figure QLYQS_59
为循环应变硬化指数；/>
Figure QLYQS_60
为循环强度系数；
名义应力应变与真实应力应变关系的公式为：
Figure QLYQS_61
Figure QLYQS_62
其中，
Figure QLYQS_63
为疲劳应力严重系数；/>
Figure QLYQS_64
为应力集中系数；/>
Figure QLYQS_65
为特征长度；/>
Figure QLYQS_66
为缺口根部半径；联立可得单个循环的真实应力峰谷变程/>
Figure QLYQS_67
的计算公式为：
Figure QLYQS_68
将
Figure QLYQS_69
代入可得到单个循环的真实应变峰谷变程/>
Figure QLYQS_70
；
考虑平均应力影响的应变-寿命曲线表达式按下述公式进行处理：
Figure QLYQS_71
Figure QLYQS_72
其中，
Figure QLYQS_73
为疲劳强度系数；/>
Figure QLYQS_74
为真实平均应力；/>
Figure QLYQS_75
为雨流计数中单个循环起点的真实应力；/>
Figure QLYQS_76
为疲劳强度指数；/>
Figure QLYQS_77
为疲劳延性指数；/>
Figure QLYQS_78
为疲劳延性系数；/>
Figure QLYQS_79
为疲劳循环寿命；
计算出实际挂飞循环的疲劳寿命
Figure QLYQS_80
，将雨流计数得到的该实际挂飞循环次数/>
Figure QLYQS_81
除以疲劳寿命/>
Figure QLYQS_82
得到损伤值/>
Figure QLYQS_83
；当/>
Figure QLYQS_84
个不同的循环载荷作用下时，应变损伤值/>
Figure QLYQS_85
的计算公式为：
Figure QLYQS_86
其中，
Figure QLYQS_87
。
5.根据权利要求1至4任一所述的方法，其特征在于，所述步骤S6具体包括：
将机载外挂物在时间
Figure QLYQS_88
内统计得到的挂飞载荷谱作为1个循环块，机载外挂物挂飞全寿命周期内/>
Figure QLYQS_89
个循环块损伤值记为/>
Figure QLYQS_90
，按下述公式计算：
Figure QLYQS_91
令
Figure QLYQS_92
作为未知数，使损伤值/>
Figure QLYQS_93
等于1，计算得到/>
Figure QLYQS_94
则为发生疲劳破坏的循环块数，当载机的每架次飞行时长/>
Figure QLYQS_95
已知，则机载外挂物挂飞疲劳寿命架次/>
Figure QLYQS_96
表达式为：
Figure QLYQS_97
。
6.一种机载外挂物疲劳仿真系统，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5任一所述的方法。
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116029180B (zh) * 2023-03-30 2023-07-14 湖南云箭科技有限公司 机载外挂物疲劳仿真方法及系统
CN116306179B (zh) * 2023-05-22 2023-09-12 湖南云箭科技有限公司 机载外挂物起落冲击损伤评估用载荷筛选方法及系统
CN117131748B (zh) * 2023-10-26 2024-01-30 湖南云箭科技有限公司 基于静动疲劳分析的结构抗疲劳分析方法及系统

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112487683A (zh) * 2020-12-01 2021-03-12 北京航空航天大学 一种考虑残余应力影响的结构件高周疲劳寿命预测方法

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107506544B (zh) * 2017-08-18 2020-09-22 中国航发北京航空材料研究院 一种金属材料疲劳裂纹扩展预测方法
US20190128770A1 (en) * 2017-10-27 2019-05-02 Bell Helicopter Textron Inc. Method of fatigue testing a complex structure
CN109885874B (zh) * 2019-01-11 2022-12-23 华东理工大学 一种基于abaqus的多轴蠕变疲劳预测方法
CN113051787B (zh) * 2021-03-03 2022-12-13 上海机电工程研究所 基于短时实测动态应力的空空导弹吊挂疲劳寿命估算方法和系统
CN113076614B (zh) * 2021-04-16 2024-02-27 河南科技大学 结合轴承动力学和fem的滚针轴承保持架寿命计算方法
CN114186444A (zh) * 2021-11-05 2022-03-15 中国人民解放军海军航空大学青岛校区 航空发动机高温部件的载荷谱编制方法、介质、终端、应用
CN113987690B (zh) * 2021-11-22 2024-05-07 中航飞机起落架有限责任公司 飞机起落架疲劳应力分析方法、系统、设备及存储介质
CN115840991B (zh) * 2023-02-20 2023-06-09 湖南云箭科技有限公司 飞机外挂物疲劳载荷谱的编制方法及系统
CN115824545B (zh) * 2023-02-21 2023-06-09 湖南云箭科技有限公司 机载装备疲劳损伤加速耐久试验条件确定方法及系统
CN116029180B (zh) * 2023-03-30 2023-07-14 湖南云箭科技有限公司 机载外挂物疲劳仿真方法及系统

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112487683A (zh) * 2020-12-01 2021-03-12 北京航空航天大学 一种考虑残余应力影响的结构件高周疲劳寿命预测方法

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