CN118332694A - 飞行器舱体结构强度精细化计算方法和系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种飞行器舱体结构强度精细化计算方法和系统，包括：载荷工况确定；设计载荷精细化处理；材料本构模型精细化模拟；精细化有限元模型构建；精细化边界条件施加；有限元计算；计算结果评价。本发明可实现飞行器舱体结构强度计算的精细化、标准化和程式化，计算模型能更加真实反映强度试验的边界条件、载荷施加方式、材料的力学行为特性，使飞行器舱体结构强度计算更加精确、方便和快捷，具有很好的适用性，大大提高了飞行器舱体结构强度计算的工作效率。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器结构强度设计技术领域，具体地，涉及一种飞行器舱体结构强度精细化计算方法和系统。
背景技术
舱体是飞行器结构的重要组成部分，其主要功用是用来装载各种仪器设备、战斗部、推进剂，安装弹翼、舵面等其它部件，在其生命周期内需承受力载荷、热载荷等。根据舱体各部分的承载特点，其结构要素可以划分为：舱体主体、舱体前后端连接、舱体开口、设备安装接口等。在充分考虑新材料、新工艺和设计成本的基础上，飞行器舱体结构设计应力求质量小、结构合理、内部空间利用率高，并能保证整体的可靠性和使用方便性。
为了保证其可靠稳定工作，结构设计过程中需对其进行精细化强度校核。由于没有舱体强度校核的规范和标准，相同结构不同的人所计算的结果可能不同，这样就导致舱体强度考核存在过考核或欠考核问题，有碍弹体结构专业的发展。
论文《舱体结构强度有限元计算分析》给出了一种飞行器舱体结构强度计算方法，但存在以下问题：(1)论文中方法的边界条件施加与实际边界条件不符：论文中边界条件施加的方法是将载荷较大的一端固支，载荷较小的一端进行运动耦合约束，固支和运动耦合约束将导致舱体两端在载荷作用下不能发生任何变形，与实际边界条件不符；实际边界条件舱体前后端都与其它舱体进行连接，在载荷作用下舱体两端都会发生变形，通过变形来协调所连接舱体的位移，因此论文中的方法将导致位移和应力的计算结果比实际要小。(2)不能分析舱体连接处接口强度：论文将舱体两端进行了刚化处理，只能分析舱体中间部位的强度，不能单独对舱体与其它舱体接口处的强度进行分析；(3)没有考虑舱体所用金属材料的塑性：论文中计算的舱体有限元模型简化得太多，没有考虑舱体上的设备开口，在设备开口处极易出现应力集中，产生金属材料的塑性变形行为，因此论文中的方法没有考虑舱体所用金属材料的塑性。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种飞行器舱体结构强度精细化计算方法和系统。
根据本发明提供的飞行器舱体结构强度精细化计算方法，包括：
步骤S1：根据飞行器使用力学环境确定所要计算的工况，包括贮运与挂飞工况、发射工况和飞行工况；
步骤S2：根据飞行器舱体各截面的内力，计入当量内力，对飞行器舱体内力进行处理，筛选出弹身各截面的各类最大量值内力载荷以及对应工况；
步骤S3：采用兰贝格-奥斯古德关系模型来描述材料的弹塑性连续光滑应力-应变关系，进行材料本构模型精细化模拟；
步骤S4：采用体单元对飞行器舱体进行精细化有限元建模，包括：设备开口框、加强筋、安装支架、加载工装和固定工装，以及舱段连接接口；
步骤S5：精细化边界条件施加，包括位移条件施加和载荷条件施加；
步骤S6：选择弹塑性分析算法对舱体本体和舱体接口进行数值计算，获得计算结果；
步骤S7：对计算结果进行评价。
优选地，当量内力表达式为：
式中：Meq为当量弯矩；M为弯矩；N为轴力；R为飞行器舱体半径；Neq为当量轴力；
选取飞行器舱体内力进行强度计算，包括：舱体结构进行强度计算，选取舱体各截面的最大当量弯矩Meqm进行拟合，或是对应工况下的弯矩M与轴力N的组合；对舱段间连接结构进行强度计算，连接结构取该截面最大当量轴力Neqm。
优选地，采用兰贝格-奥斯古德关系模型来描述材料的弹塑性连续光滑应力-应变关系，表达式为：
式中：ε为应变；σ为应力；E为弹性模量；σy为屈服强度；εy为屈服强度对应的塑性应变；n为应变硬化指数，反映材料的应变硬化程度；
工程中屈服强度取塑性应变为0.2％时的非比例延伸强度，兰贝格-奥斯古德关系模型表达式为：
式中：σ0.2为塑性应变为0.2％时的非比例延伸强度；
应变硬化指数n根据强度极限和断后延伸率求得，表达式为：
式中：δ为断后延伸率；σb为强度极限。
优选地，所述位移条件施加是指对舱体整体进行强度校核时，舱体弯矩较大的一端舱体延长处端面施加六自由度固定约束，准确模拟固支边界条件；对舱体接口进行强度分析时，对舱体接口附近舱体截取端施加六自由度固定约束；
所述载荷条件施加是指采用等效计算的方法对舱体整体强度计算和舱段连接强度计算分别进行加载；
舱体整体强度计算加载包括：采用一个或多个剪力对舱段各个截面的弯矩进行等效加载，等效后剪力产生的弯矩包络能完全覆盖各截面原始弯矩，表达式为：
式中：Mn为飞行器舱段上的各截面的弯矩；n为所定义的弯矩截面编号；Q1为剪力；L1为剪力Q1作用点距离舱体前端面的距离；Ln为弯矩Mn截面到舱体前端面的距离；Qm为剪力；m为剪力编号；Lm为剪力Qm作用点距离舱体前端面的距离；
舱段连接强度计算加载包括：采用受翻转力矩螺栓组上螺栓载荷的方法来计算每个螺钉上的载荷，然后在每个螺母接触面处施加对应载荷，实现连接强度载荷施加的精细化，每个螺栓上的载荷计算公式为：
式中：Fmax为距离螺栓组对称轴最远的螺栓所受德的拉力，M表示舱段连接面弯矩，Li表示螺栓中心到对称轴的距离，z表示螺钉个数，Lmax表示Li中的最大者。
优选地，所述步骤S7包括：对舱体强度计算所输出的应力、应变、位移、剩余强度系数进行评价；
所述应力评价包括：金属脆性或低塑性材料按第一强度理论，取最大主应力结果；金属塑性材料按第四强度理论，取米赛斯应力结果；
所述应变评价包括：采用应变控制法设计准则时，复合材料按第二强度理论，取最大拉应变结果；
所述位移评价包括：结构的变形值小于给定的允许值，没有给出允许值的，结构在整体上不发生塑性变形；
所述剩余强度系数评价包括：当剩余强度系数η≥1.0，判定结构设计满足强度要求，剩余强度系数η定义如下：
式中：σb为材料强度极限，σmax为设计载荷条件下舱体结构最大应力。
根据本发明提供的飞行器舱体结构强度精细化计算系统，包括：
模块M1：根据飞行器使用力学环境确定所要计算的工况，包括贮运与挂飞工况、发射工况和飞行工况；
模块M2：根据飞行器舱体各截面的内力，计入当量内力，对飞行器舱体内力进行处理，筛选出弹身各截面的各类最大量值内力载荷以及对应工况；
模块M3：采用兰贝格-奥斯古德关系模型来描述材料的弹塑性连续光滑应力-应变关系，进行材料本构模型精细化模拟；
模块M4：采用体单元对飞行器舱体进行精细化有限元建模，包括：设备开口框、加强筋、安装支架、加载工装和固定工装，以及舱段连接接口；
模块M5：精细化边界条件施加，包括位移条件施加和载荷条件施加；
模块M6：选择弹塑性分析算法对舱体本体和舱体接口进行数值计算，获得计算结果；
模块M7：对计算结果进行评价。
优选地，当量内力表达式为：
式中：Meq为当量弯矩；M为弯矩；N为轴力；R为飞行器舱体半径；Neq为当量轴力；
选取飞行器舱体内力进行强度计算，包括：舱体结构进行强度计算，选取舱体各截面的最大当量弯矩Meqm进行拟合，或是对应工况下的弯矩M与轴力N的组合；对舱段间连接结构进行强度计算，连接结构取该截面最大当量轴力Neqm。
优选地，采用兰贝格-奥斯古德关系模型来描述材料的弹塑性连续光滑应力-应变关系，表达式为：
式中：ε为应变；σ为应力；E为弹性模量；σy为屈服强度；εy为屈服强度对应的塑性应变；n为应变硬化指数，反映材料的应变硬化程度；
工程中屈服强度取塑性应变为0.2％时的非比例延伸强度，兰贝格-奥斯古德关系模型表达式为：
式中：σ0.2为塑性应变为0.2％时的非比例延伸强度；
应变硬化指数n根据强度极限和断后延伸率求得，表达式为：
式中：δ为断后延伸率；σb为强度极限。
优选地，所述位移条件施加是指对舱体整体进行强度校核时，舱体弯矩较大的一端舱体延长处端面施加六自由度固定约束，准确模拟固支边界条件；对舱体接口进行强度分析时，对舱体接口附近舱体截取端施加六自由度固定约束；
所述载荷条件施加是指采用等效计算的方法对舱体整体强度计算和舱段连接强度计算分别进行加载；
舱体整体强度计算加载包括：采用一个或多个剪力对舱段各个截面的弯矩进行等效加载，等效后剪力产生的弯矩包络能完全覆盖各截面原始弯矩，表达式为：
式中：Mn为飞行器舱段上的各截面的弯矩；n为所定义的弯矩截面编号；Q1为剪力；L1为剪力Q1作用点距离舱体前端面的距离；Ln为弯矩Mn截面到舱体前端面的距离；Qm为剪力；m为剪力编号；Lm为剪力Qm作用点距离舱体前端面的距离；
舱段连接强度计算加载包括：采用受翻转力矩螺栓组上螺栓载荷的方法来计算每个螺钉上的载荷，然后在每个螺母接触面处施加对应载荷，实现连接强度载荷施加的精细化，每个螺栓上的载荷计算公式为：
式中：Fmax为距离螺栓组对称轴最远的螺栓所受德的拉力，M表示舱段连接面弯矩，Li表示螺栓中心到对称轴的距离，z表示螺钉个数，Lmax表示Li中的最大者。
优选地，所述模块M7包括：对舱体强度计算所输出的应力、应变、位移、剩余强度系数进行评价；
所述应力评价包括：金属脆性或低塑性材料按第一强度理论，取最大主应力结果；金属塑性材料按第四强度理论，取米赛斯应力结果；
所述应变评价包括：采用应变控制法设计准则时，复合材料按第二强度理论，取最大拉应变结果；
所述位移评价包括：结构的变形值小于给定的允许值，没有给出允许值的，结构在整体上不发生塑性变形；
所述剩余强度系数评价包括：当剩余强度系数η≥1.0，判定结构设计满足强度要求，剩余强度系数η定义如下：
式中：σb为材料强度极限，σmax为设计载荷条件下舱体结构最大应力。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
本发明可实现飞行器舱体结构强度计算精细化、标准化和程式化，使舱体强度计算更加方便、快捷，确保了舱体强度计算的正确性，同时帮助相关专业设计人员缩短设计进程，大大提高了载荷处理工作效率，提高了设计精度并实现设计过程数字化，具有重要的工程价值。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明的飞行器舱体结构强度精细化计算方法步骤图；
图2为本发明实施例中基于兰贝格-奥斯古德关系模型的材料弹塑性本构关系；
图3为本发明实施例中舱体截面弯矩转化为剪力示意图；
图4为本发明实施例中舱体接口精细化有限元网格示意图；
图5为本发明实施例中舱体接口截面螺栓载荷分析示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例1
如图1所示，本发明提供了一种飞行器舱体结构强度精细化计算方法，包括：步骤S1：载荷工况确定；步骤S2：设计载荷精细化处理；步骤S3：材料本构模型精细化模拟；步骤S4：精细化有限元模型构建；步骤S5：精细化边界条件施加；步骤S6：有限元计算；步骤S7：计算结果评价。
具体地，所述步骤S1载荷工况确定，是指根据飞行器使用力学环境确定所要计算的工况，一般包括贮运与挂飞工况、发射工况和飞行工况。
所述贮运与挂飞工况包括飞行器在贮存、起吊、装填、运输、挂飞等各种工况下承受的载荷。
所述发射工况包括采用冷发射方式的地(舰)空飞行器，要考虑发射过程中的轴向载荷作用，采用弹射发射方式的空空飞行器，要考虑发射过程中的弹射载荷作用。
所述飞行工况包括要考虑飞行器主动飞行段最大轴向作用载荷工况，飞行器作机动时的最大弯矩载荷工况以及发动机内压、外载联合作用工况。
具体地，所述步骤S2设计载荷精细化处理，是指根据飞行器舱体各截面的内力(剪力Q、弯矩M、轴力N)，计入当量内力，对飞行器舱体内力进行处理，如图3。当量内力按照公式如下：
式中：Meq为当量弯矩；M为弯矩；N为轴力；R为飞行器舱体半径；Neq为当量轴力。
具体地，所述步骤S2设计载荷精细化处理，应筛选出弹身各截面的各类最大量值内力载荷(最大剪力Qm、最大弯矩Mm、最大轴力Nm、最大当量弯矩Meqm、最大当量轴力Neqm)以及对应工况，并以表格形式进行整理汇总。
具体地，所述步骤S2设计载荷精细化处理，按以下原则选取飞行器舱体内力进行强度计算：舱体结构进行强度计算，选取舱体各截面的最大当量弯矩Meqm进行拟合，也可以是对应工况下的弯矩M与轴力N的组合；对舱段间连接结构进行强度计算，连接结构取该截面最大当量轴力Neqm。
具体地，所述步骤S3材料本构模型精细化模拟，是指采用Ramberg-Osgood模型来描述材料的弹塑性连续光滑应力-应变关系，如图2，其表达式如下：
式中：ε为应变；σ为应力；E为弹性模量；σy为屈服强度；εy为屈服强度对应的塑性应变；n为Ramberg-Osgood参数，反映材料的应变硬化程度，因此又叫应变硬化指数。
所述的Ramberg-Osgood模型，工程中屈服强度一般取塑性应变为0.2％时的非比例延伸强度，Ramberg-Osgood模型可写为：
式中：ε为应变；σ为应力；E为弹性模量；σ0.2为塑性应变为0.2％时的非比例延伸强度；n为Ramberg-Osgood参数。
所述Ramberg-Osgood参数n可根据强度极限和断后延伸率求得，从而可构建材料精细化本构模型，求解n的方法如下：
式中：n为所求的Ramberg-Osgood参数；δ为断后延伸率；σb为强度极限；E为弹性模量；σ0.2为塑性应变为0.2％时的非比例延伸强度，通常取材料的屈服强度。
具体地，所述步骤S4精细化有限元模型构建，是指采用体单元对飞行器舱体进行精细化有限元建模，如图4，有限元模型中包含如下特性：设备开口框、加强筋、安装支架；加载工装和固定工装；舱段连接接口。
所述舱体上设备开口框、加强筋、安装支架的精细化有限元模型应保证结构传力路线准确，传力路径上高应力区的倒角和连接孔洞等不得简化，尽量采用六面体单元，若采用四面体单元则必须使用二阶单元。
所述加载工装和固定工装有限元模型的构建是为了准确模拟舱体两端支撑边界条件，通常情况下舱体两端的加载工装和固定工装长度不得小于1/4舱体直径，加载工装和固定工装可直接在有限元模型中基于舱体两端有限元网格模型直接构建。
所述舱段连接接口有限元模型构建是为了准确分析舱体连接螺孔、螺母安装孔的强度，需对接口部分单独进行有限元建模。为了提高分析效率和方便有限元模型构建，舱段连接接口有限元模型只截取部分舱体连接螺孔、螺母安装孔进行分析。建模过程中不得简化倒角，尽量采用六面体单元，若采用四面体单元则必须使用二阶单元。
具体地，所述步骤S5精细化边界条件施加，包括位移条件施加和载荷条件施加。
所述位移条件施加是指：对舱体整体进行强度校核时，舱体弯矩较大的一端舱体延长处端面施加六自由度固定约束，准确模拟固支边界条件；对舱体接口进行强度分析时，对舱体接口附近舱体截取端施加六自由度固定约束。
所述载荷条件施加是指采用等效计算的方法对舱体整体强度计算和舱段连接强度计算分别进行加载。
所述舱体整体强度计算加载方法，是指采用一个或多个剪力对舱段各个截面的弯矩进行等效加载，等效后剪力产生的弯矩包络能完全覆盖各截面原始弯矩。采用剪力等效弯矩的计算方法如下：
式中：Mn为飞行器舱段上的各截面的弯矩；n为所定义的弯矩截面编号；Q1为剪力；L1为剪力Q1作用点距离舱体前端面的距离；Ln为弯矩Mn截面到舱体前端面的距离；Qm为剪力；m为剪力编号；Lm为剪力Qm作用点距离舱体前端面的距离。
所述舱段连接强度计算加载方法，是指采用受翻转力矩螺栓组上螺栓载荷的方法来计算每个螺钉上的载荷，然后在每个螺母接触面处施加对应载荷，实现连接强度载荷施加的精细化，如图5。每个螺栓上的载荷计算方法如下：
式中：Fmax为距离螺栓组对称轴最远的螺栓所受德的拉力，M表示舱段连接面弯矩，Li表示螺栓中心到对称轴的距离，z表示螺钉个数，Lmax表示Li中的最大者。
具体地，所述步骤S6有限元计算，是指选择弹塑性分析算法对舱体本体和舱体接口进行数值计算，获得应力、应变、位移等结果。
具体地，所述步骤S7计算结果评价，是指对舱体强度计算所输出的应力、应变、位移、剩余强度系数等进行评价。
所述应力评价方法为：金属脆性(或低塑性)材料一般按第一强度理论，取最大主应力结果；金属塑性材料一般按第四强度理论，取米赛斯(Mises)应力结果。
所述应变评价方法为：采用应变控制法设计准则时复合材料一般按第二强度理论，取最大拉应变结果。
所述位移评价方法为：结构的变形值应小于给定的允许值，没有给出允许值的，结构在整体上不能发生塑性变形。
所述剩余强度系数评价方法为：当剩余强度系数η≥1.0，判定结构设计满足强度要求，剩余强度系数η定义如下：
式中：η为剩余强度系数，σb为材料强度极限，σmax为设计载荷条件下舱体结构最大应力。
实施例2
本发明还提供一种飞行器舱体结构强度精细化计算系统，所述飞行器舱体结构强度精细化计算系统可以通过执行所述飞行器舱体结构强度精细化计算方法的流程步骤予以实现，即本领域技术人员可以将所述飞行器舱体结构强度精细化计算方法理解为所述飞行器舱体结构强度精细化计算系统的优选实施方式。
根据本发明提供的飞行器舱体结构强度精细化计算系统，包括：模块M1：根据飞行器使用力学环境确定所要计算的工况，包括贮运与挂飞工况、发射工况和飞行工况；模块M2：根据飞行器舱体各截面的内力，计入当量内力，对飞行器舱体内力进行处理，筛选出弹身各截面的各类最大量值内力载荷以及对应工况；模块M3：采用兰贝格-奥斯古德关系模型来描述材料的弹塑性连续光滑应力-应变关系，进行材料本构模型精细化模拟；模块M4：采用体单元对飞行器舱体进行精细化有限元建模，包括：设备开口框、加强筋、安装支架、加载工装和固定工装，以及舱段连接接口；模块M5：精细化边界条件施加，包括位移条件施加和载荷条件施加；模块M6：选择弹塑性分析算法对舱体本体和舱体接口进行数值计算，获得计算结果；模块M7：对计算结果进行评价。
当量内力表达式为：
式中：Meq为当量弯矩；M为弯矩；N为轴力；R为飞行器舱体半径；Neq为当量轴力；
选取飞行器舱体内力进行强度计算，包括：舱体结构进行强度计算，选取舱体各截面的最大当量弯矩Meqm进行拟合，或是对应工况下的弯矩M与轴力N的组合；对舱段间连接结构进行强度计算，连接结构取该截面最大当量轴力Neqm。
采用兰贝格-奥斯古德关系模型来描述材料的弹塑性连续光滑应力-应变关系，表达式为：
式中：ε为应变；σ为应力；E为弹性模量；σy为屈服强度；εy为屈服强度对应的塑性应变；n为应变硬化指数，反映材料的应变硬化程度；
工程中屈服强度取塑性应变为0.2％时的非比例延伸强度，兰贝格-奥斯古德关系模型表达式为：
式中：σ0.2为塑性应变为0.2％时的非比例延伸强度；
应变硬化指数n根据强度极限和断后延伸率求得，表达式为：
式中：δ为断后延伸率；σb为强度极限。
所述位移条件施加是指对舱体整体进行强度校核时，舱体弯矩较大的一端舱体延长处端面施加六自由度固定约束，准确模拟固支边界条件；对舱体接口进行强度分析时，对舱体接口附近舱体截取端施加六自由度固定约束；
所述载荷条件施加是指采用等效计算的方法对舱体整体强度计算和舱段连接强度计算分别进行加载；
舱体整体强度计算加载包括：采用一个或多个剪力对舱段各个截面的弯矩进行等效加载，等效后剪力产生的弯矩包络能完全覆盖各截面原始弯矩，表达式为：
式中：Mn为飞行器舱段上的各截面的弯矩；n为所定义的弯矩截面编号；Q1为剪力；L1为剪力Q1作用点距离舱体前端面的距离；Ln为弯矩Mn截面到舱体前端面的距离；Qm为剪力；m为剪力编号；Lm为剪力Qm作用点距离舱体前端面的距离；
舱段连接强度计算加载包括：采用受翻转力矩螺栓组上螺栓载荷的方法来计算每个螺钉上的载荷，然后在每个螺母接触面处施加对应载荷，实现连接强度载荷施加的精细化，每个螺栓上的载荷计算公式为：
式中：Fmax为距离螺栓组对称轴最远的螺栓所受德的拉力，M表示舱段连接面弯矩，Li表示螺栓中心到对称轴的距离，z表示螺钉个数，Lmax表示Li中的最大者。
所述模块M7包括：对舱体强度计算所输出的应力、应变、位移、剩余强度系数进行评价；
所述应力评价包括：金属脆性或低塑性材料按第一强度理论，取最大主应力结果；金属塑性材料按第四强度理论，取米赛斯应力结果；
所述应变评价包括：采用应变控制法设计准则时，复合材料按第二强度理论，取最大拉应变结果；
所述位移评价包括：结构的变形值小于给定的允许值，没有给出允许值的，结构在整体上不发生塑性变形；
所述剩余强度系数评价包括：当剩余强度系数η≥1.0，判定结构设计满足强度要求，剩余强度系数η定义如下：
式中：σb为材料强度极限，σmax为设计载荷条件下舱体结构最大应力。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (10)
1.一种飞行器舱体结构强度精细化计算方法，其特征在于，包括：
步骤S1：根据飞行器使用力学环境确定所要计算的工况，包括贮运与挂飞工况、发射工况和飞行工况；
步骤S2：根据飞行器舱体各截面的内力，计入当量内力，对飞行器舱体内力进行处理，筛选出弹身各截面的各类最大量值内力载荷以及对应工况；
步骤S3：采用兰贝格-奥斯古德关系模型来描述材料的弹塑性连续光滑应力-应变关系，进行材料本构模型精细化模拟；
步骤S4：采用体单元对飞行器舱体进行精细化有限元建模，包括：设备开口框、加强筋、安装支架、加载工装和固定工装，以及舱段连接接口；
步骤S5：精细化边界条件施加，包括位移条件施加和载荷条件施加；
步骤S6：选择弹塑性分析算法对舱体本体和舱体接口进行数值计算，获得计算结果；
步骤S7：对计算结果进行评价。
2.根据权利要求1所述的飞行器舱体结构强度精细化计算方法，其特征在于，当量内力表达式为：
式中：Meq为当量弯矩；M为弯矩；N为轴力；R为飞行器舱体半径；Neq为当量轴力；
选取飞行器舱体内力进行强度计算，包括：舱体结构进行强度计算，选取舱体各截面的最大当量弯矩Meqm进行拟合，或是对应工况下的弯矩M与轴力N的组合；对舱段间连接结构进行强度计算，连接结构取该截面最大当量轴力Neqm。
3.根据权利要求1所述的飞行器舱体结构强度精细化计算方法，其特征在于，采用兰贝格-奥斯古德关系模型来描述材料的弹塑性连续光滑应力-应变关系，表达式为：
式中：ε为应变；σ为应力；E为弹性模量；σy为屈服强度；εy为屈服强度对应的塑性应变；n为应变硬化指数，反映材料的应变硬化程度；
工程中屈服强度取塑性应变为0.2％时的非比例延伸强度，兰贝格-奥斯古德关系模型表达式为：
式中：σ0.2为塑性应变为0.2％时的非比例延伸强度；
应变硬化指数n根据强度极限和断后延伸率求得，表达式为：
式中：δ为断后延伸率；σb为强度极限。
4.根据权利要求1所述的飞行器舱体结构强度精细化计算方法，其特征在于，所述位移条件施加是指对舱体整体进行强度校核时，舱体弯矩较大的一端舱体延长处端面施加六自由度固定约束，准确模拟固支边界条件；对舱体接口进行强度分析时，对舱体接口附近舱体截取端施加六自由度固定约束；
所述载荷条件施加是指采用等效计算的方法对舱体整体强度计算和舱段连接强度计算分别进行加载；
舱体整体强度计算加载包括：采用一个或多个剪力对舱段各个截面的弯矩进行等效加载，等效后剪力产生的弯矩包络能完全覆盖各截面原始弯矩，表达式为：
式中：Mn为飞行器舱段上的各截面的弯矩；n为所定义的弯矩截面编号；Q1为剪力；L1为剪力Q1作用点距离舱体前端面的距离；Ln为弯矩Mn截面到舱体前端面的距离；Qm为剪力；m为剪力编号；Lm为剪力Qm作用点距离舱体前端面的距离；
舱段连接强度计算加载包括：采用受翻转力矩螺栓组上螺栓载荷的方法来计算每个螺钉上的载荷，然后在每个螺母接触面处施加对应载荷，实现连接强度载荷施加的精细化，每个螺栓上的载荷计算公式为：
式中：Fmax为距离螺栓组对称轴最远的螺栓所受德的拉力，M表示舱段连接面弯矩，Li表示螺栓中心到对称轴的距离，z表示螺钉个数，Lmax表示Li中的最大者。
5.根据权利要求1所述的飞行器舱体结构强度精细化计算方法，其特征在于，所述步骤S7包括：对舱体强度计算所输出的应力、应变、位移、剩余强度系数进行评价；
所述应力评价包括：金属脆性或低塑性材料按第一强度理论，取最大主应力结果；金属塑性材料按第四强度理论，取米赛斯应力结果；
所述应变评价包括：采用应变控制法设计准则时，复合材料按第二强度理论，取最大拉应变结果；
所述位移评价包括：结构的变形值小于给定的允许值，没有给出允许值的，结构在整体上不发生塑性变形；
所述剩余强度系数评价包括：当剩余强度系数η≥1.0，判定结构设计满足强度要求，剩余强度系数η定义如下：
式中：σb为材料强度极限，σmax为设计载荷条件下舱体结构最大应力。
6.一种飞行器舱体结构强度精细化计算系统，其特征在于，包括：
模块M1：根据飞行器使用力学环境确定所要计算的工况，包括贮运与挂飞工况、发射工况和飞行工况；
模块M2：根据飞行器舱体各截面的内力，计入当量内力，对飞行器舱体内力进行处理，筛选出弹身各截面的各类最大量值内力载荷以及对应工况；
模块M3：采用兰贝格-奥斯古德关系模型来描述材料的弹塑性连续光滑应力-应变关系，进行材料本构模型精细化模拟；
模块M4：采用体单元对飞行器舱体进行精细化有限元建模，包括：设备开口框、加强筋、安装支架、加载工装和固定工装，以及舱段连接接口；
模块M5：精细化边界条件施加，包括位移条件施加和载荷条件施加；
模块M6：选择弹塑性分析算法对舱体本体和舱体接口进行数值计算，获得计算结果；
模块M7：对计算结果进行评价。
7.根据权利要求6所述的飞行器舱体结构强度精细化计算系统，其特征在于，当量内力表达式为：
式中：Meq为当量弯矩；M为弯矩；N为轴力；R为飞行器舱体半径；Neq为当量轴力；
选取飞行器舱体内力进行强度计算，包括：舱体结构进行强度计算，选取舱体各截面的最大当量弯矩Meqm进行拟合，或是对应工况下的弯矩M与轴力N的组合；对舱段间连接结构进行强度计算，连接结构取该截面最大当量轴力Neqm。
8.根据权利要求6所述的飞行器舱体结构强度精细化计算系统，其特征在于，采用兰贝格-奥斯古德关系模型来描述材料的弹塑性连续光滑应力-应变关系，表达式为：
式中：ε为应变；σ为应力；E为弹性模量；σy为屈服强度；εy为屈服强度对应的塑性应变；n为应变硬化指数，反映材料的应变硬化程度；
工程中屈服强度取塑性应变为0.2％时的非比例延伸强度，兰贝格-奥斯古德关系模型表达式为：
式中：σ0.2为塑性应变为0.2％时的非比例延伸强度；
应变硬化指数n根据强度极限和断后延伸率求得，表达式为：
式中：δ为断后延伸率；σb为强度极限。
9.根据权利要求6所述的飞行器舱体结构强度精细化计算系统，其特征在于，所述位移条件施加是指对舱体整体进行强度校核时，舱体弯矩较大的一端舱体延长处端面施加六自由度固定约束，准确模拟固支边界条件；对舱体接口进行强度分析时，对舱体接口附近舱体截取端施加六自由度固定约束；
所述载荷条件施加是指采用等效计算的方法对舱体整体强度计算和舱段连接强度计算分别进行加载；
舱体整体强度计算加载包括：采用一个或多个剪力对舱段各个截面的弯矩进行等效加载，等效后剪力产生的弯矩包络能完全覆盖各截面原始弯矩，表达式为：
式中：Mn为飞行器舱段上的各截面的弯矩；n为所定义的弯矩截面编号；Q1为剪力；L1为剪力Q1作用点距离舱体前端面的距离；Ln为弯矩Mn截面到舱体前端面的距离；Qm为剪力；m为剪力编号；Lm为剪力Qm作用点距离舱体前端面的距离；
舱段连接强度计算加载包括：采用受翻转力矩螺栓组上螺栓载荷的方法来计算每个螺钉上的载荷，然后在每个螺母接触面处施加对应载荷，实现连接强度载荷施加的精细化，每个螺栓上的载荷计算公式为：
式中：Fmax为距离螺栓组对称轴最远的螺栓所受德的拉力，M表示舱段连接面弯矩，Li表示螺栓中心到对称轴的距离，z表示螺钉个数，Lmax表示Li中的最大者。
10.根据权利要求6所述的飞行器舱体结构强度精细化计算系统，其特征在于，所述模块M7包括：对舱体强度计算所输出的应力、应变、位移、剩余强度系数进行评价；
所述应力评价包括：金属脆性或低塑性材料按第一强度理论，取最大主应力结果；金属塑性材料按第四强度理论，取米赛斯应力结果；
所述应变评价包括：采用应变控制法设计准则时，复合材料按第二强度理论，取最大拉应变结果；
所述位移评价包括：结构的变形值小于给定的允许值，没有给出允许值的，结构在整体上不发生塑性变形；
所述剩余强度系数评价包括：当剩余强度系数η≥1.0，判定结构设计满足强度要求，剩余强度系数η定义如下：
式中：σb为材料强度极限，σmax为设计载荷条件下舱体结构最大应力。
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