CN118332695A - 高速飞行器舵面强度精细化计算方法和系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种高速飞行器舵面强度精细化计算方法和系统，包括：有限元模型精细化建模；材料本构模型精细化建模；设计载荷精细化建模；边界条件精细化建模；算法选择与求解；计算结果输出与评价。本发明可实现高速飞行器舵面强度计算的精细化、标准化和程式化，计算模型能更加真实反映舵面空中试验的边界条件、载荷施加方式、材料的力学行为特性，使舵面结构强度计算更加精确、方便和快捷，具有很好的适用性，大大提高了飞行器舵面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，涉及一种高速飞行器舵面强度精细化计算方法和系统。
背景技术
舵面是飞行器结构的重要组成部分，其主要功用是在飞行器飞行过程中用来产生附加空气动力，形成对飞行器的控制力和力矩，使飞行器获得操纵性和稳定性。在其生命周期内需承受力载荷、热载荷等。在飞行器集成化、小型化、轻量化发展趋势下，舵面一般都采用可拆卸的折叠舵，在充分考虑新材料、新工艺和设计成本的基础上，飞行器舵面结构设计应力求质量小、结构合理，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飞行器舵面进行精细化强度校核。由于没有舵面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，这样就导致舵面强度考核存在过考核或欠考核问题，有碍飞行器结构专业的发展。
专利文献CN116698471A公开了一种飞行器舵面静强度试验方法；包括以下步骤：S1：选择舵面静力试验工况及试验载荷；S2：等效简化舵面静力试验载荷；S3：舵面静力试验加载胶布带载荷分载；S4：设计舵面静力试验加载杠杆系统；S5：计算舵面静力试验扣重及加载载荷；S6：实施舵面静力试验。然而该专利无法完全解决目前存在的技术问题，也无法满足本发明的需求。
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高速飞行器舵面强度精细化计算方法和系统。
根据本发明提供的高速飞行器舵面强度精细化计算方法，包括：
步骤S1：采用体单元对飞行器舵面进行精细化有限元建模，包括：飞行器舵面结构几何模型简化与清理、几何模型检查、高质量结构网格划分和有限元模型检查；
步骤S2：采用兰贝格-奥斯古德模型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建模；
步骤S3：进行设计载荷精细化建模，根据载荷计算报告的数据进行舵面分区载荷合力计算、分区载荷合力作用点计算、载荷分区合并和强度计算加载点载荷计算，用多个分区集中力等效模拟分布力，确保后续静力试验的边界条件和强度计算的边界条件一致；
步骤S4：进行边界条件精细化建模，包括舵轴与舱体连接处、内舵面与外舵面连接处边界条件建模，以及热载荷边界条件建模；
步骤S5：算法选择与求解；
步骤S6：计算结果输出与评价。
优选地，所述步骤S2包括：
采用兰贝格-奥斯古德模型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，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，所述舵面分区载荷合力计算，是指根据舵面上弦向压力分布情况计算每个分区上分布力的合力，表达式为：
式中：Fi表示每个分区上分布力的合力；i表示分区编号；pi1、pi2表示分区i前缘和后缘处的压强；h表示舵面的高度；n表示舵面分区的份数，其值等于i的最大值；Li表示第i个分区的宽度，其值为第i个分区梯形上下底之和的二分之一；
所述分区载荷合力作用点计算，是指根据舵面上每个分区弦向压力分布情况计算每个分区上分布力合力的等效作用点，表达式为：
式中：Lbi表示第i个分区上合力作用点距离分区i前缘的距离；
所述载荷分区合并，是指根据强度计算载荷加载点位置对舵面载荷分区进行合并，合并的标准是根据后续静力试验加载点的位置依据就近原则把舵面的n个小分区合并为2～4个大分区；
所述强度计算加载点载荷计算，是指基于前述计算获得的分区i的合力及其合力作用点，根据杠杆原理把合力分解到所述加载点，从而获得每个加载点上的载荷；
如果合并分区中确定了两个加载点a、b，则直接把分区i的载荷根据杠杆原理分到这两个加载点a、b上；
如果合并分区中确定了三个加载点a、b、c，则在两个相邻加载点中间选择一个临时点d，先把分区i的合力根据杠杆原理分到d和c或者a和d，再把d点处载荷根据杠杆原理分到a和b或者b和c；
如果合并分区中确定了四个加载点a、b、c、d，则在两个相邻加载点a和b、c和d中间增加两个临时点e和f，先把分区i的合力根据杠杆原理分到临时点e和f，再把e和f点处合力根据杠杆原理分到加载点a和b、c和d。
优选地，所述舵轴与舱体连接处、内舵面与外舵面连接处边界条件建模是指采用接触非线性对其进行建模，以准确模拟舵轴与舱体、内舵面与外舵面的真实连接情况，确保结构的实际受力状态和传力路线正确；
所述热载荷边界条件建模是指当温度不随空间时间变化时按恒温载荷加载，当温度随空间时间变化时按瞬态温度载荷加载；
所述恒温载荷加载是指整个舵面按最高温度处理；
所述瞬态温度载荷加载是指选取温升速率最快的工况作为热冲击计算边界条件，选取温度梯度大的载荷工况作为热强度计算边界条件。
优选地，所述步骤S5包括：当只计算力载荷作用下舵面结构强度和变形时，选取接触非线性分析算法进行求解，获得应力、应变、位移结果；当需计算舵面结构力热耦合强度时，选取温度场分析算法和力热耦合分析算法进行求解，获得应力、应变、位移结果；
所述步骤S6包括：对舵面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：舵面结构的变形值小于给定的允许值；
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：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。
根据本发明提供的高速飞行器舵面强度精细化计算系统，包括：
模块M1：采用体单元对飞行器舵面进行精细化有限元建模，包括：飞行器舵面结构几何模型简化与清理、几何模型检查、高质量结构网格划分和有限元模型检查；
模块M2：采用兰贝格-奥斯古德模型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建模；
模块M3：进行设计载荷精细化建模，根据载荷计算报告的数据进行舵面分区载荷合力计算、分区载荷合力作用点计算、载荷分区合并和强度计算加载点载荷计算，用多个分区集中力等效模拟分布力，确保后续静力试验的边界条件和强度计算的边界条件一致；
模块M4：进行边界条件精细化建模，包括舵轴与舱体连接处、内舵面与外舵面连接处边界条件建模，以及热载荷边界条件建模；
模块M5：算法选择与求解；
模块M6：计算结果输出与评价。
优选地，所述模块M2包括：
采用兰贝格-奥斯古德模型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，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，所述舵面分区载荷合力计算，是指根据舵面上弦向压力分布情况计算每个分区上分布力的合力，表达式为：
式中：Fi表示每个分区上分布力的合力；i表示分区编号；pi1、pi2表示分区i前缘和后缘处的压强；h表示舵面的高度；n表示舵面分区的份数，其值等于i的最大值；Li表示第i个分区的宽度，其值为第i个分区梯形上下底之和的二分之一；
所述分区载荷合力作用点计算，是指根据舵面上每个分区弦向压力分布情况计算每个分区上分布力合力的等效作用点，表达式为：
式中：Lbi表示第i个分区上合力作用点距离分区i前缘的距离；
所述载荷分区合并，是指根据强度计算载荷加载点位置对舵面载荷分区进行合并，合并的标准是根据后续静力试验加载点的位置依据就近原则把舵面的n个小分区合并为2～4个大分区；
所述强度计算加载点载荷计算，是指基于前述计算获得的分区i的合力及其合力作用点，根据杠杆原理把合力分解到所述加载点，从而获得每个加载点上的载荷；
如果合并分区中确定了两个加载点a、b，则直接把分区i的载荷根据杠杆原理分到这两个加载点a、b上；
如果合并分区中确定了三个加载点a、b、c，则在两个相邻加载点中间选择一个临时点d，先把分区i的合力根据杠杆原理分到d和c或者a和d，再把d点处载荷根据杠杆原理分到a和b或者b和c；
如果合并分区中确定了四个加载点a、b、c、d，则在两个相邻加载点a和b、c和d中间增加两个临时点e和f，先把分区i的合力根据杠杆原理分到临时点e和f，再把e和f点处合力根据杠杆原理分到加载点a和b、c和d。
优选地，所述舵轴与舱体连接处、内舵面与外舵面连接处边界条件建模是指采用接触非线性对其进行建模，以准确模拟舵轴与舱体、内舵面与外舵面的真实连接情况，确保结构的实际受力状态和传力路线正确；
所述热载荷边界条件建模是指当温度不随空间时间变化时按恒温载荷加载，当温度随空间时间变化时按瞬态温度载荷加载；
所述恒温载荷加载是指整个舵面按最高温度处理；
所述瞬态温度载荷加载是指选取温升速率最快的工况作为热冲击计算边界条件，选取温度梯度大的载荷工况作为热强度计算边界条件。
优选地，所述模块M5包括：当只计算力载荷作用下舵面结构强度和变形时，选取接触非线性分析算法进行求解，获得应力、应变、位移结果；当需计算舵面结构力热耦合强度时，选取温度场分析算法和力热耦合分析算法进行求解，获得应力、应变、位移结果；
所述模块M6包括：对舵面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：舵面结构的变形值小于给定的允许值；
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：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。
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舵面结构强度计算精细化、标准化和程式化，使舵面强度计算更加方便、快捷，确保了舵面强度计算的正确性，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为本发明的高速飞行器舵面强度精细化计算方法步骤图；
图2为本发明实施例中舵面精细化有限元建模；
图3为本发明实施例中基于兰贝格-奥斯古德的材料弹塑性本构关系；
图4为本发明实施例中战术飞行器翼面载荷分区、分区合力作用点和静力试验加载点图示。
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，根据本发明提供的一种高速飞行器舵面强度精细化计算方法，包括：步骤S1：有限元模型精细化建模；步骤S2：材料本构模型精细化建模；步骤S3：设计载荷精细化建模；步骤S4：边界条件精细化建模；步骤S5：算法选择与求解；步骤S6：计算结果输出与评价。
具体地：所述步骤S1有限元模型精细化建模，是指采用体单元对飞行器舵面进行精细化有限元建模，如图2，有限元模型建模包括：飞行器舵面结构几何模型简化与清理，几何模型检查，高质量结构网格划分，有限元模型检查。
所述飞行器舵面结构几何模型简化与清理是指按如下规则进行舵面结构几何模型清理：舵面稍弦、前缘、后缘处的倒角可删除；舵面稍弦、前缘、后缘处的尖角采取简化近似处理；骨架-蒙皮类舵面，骨架上与蒙皮装配的局部台阶可忽略；舵面与翼轴连接部分、翼轴与舱体连接部分，属于高应力区，不应简化处理。
所述几何模型检查的主要内容为：几何特征完整、无丢面，不存在碎面；无重复曲线、曲面和实体；面与面之间过渡平滑、无裂缝；实体无多余自由面。
所述高质量结构网格划分是指按以下原则进行舵面网格划分：单元类型宜选择三维实体单元；舵面与舵轴装配部分、舵轴与舱体连接部分等高应力区，应采用六面体单元，其余部位可采用四面体单元，不同形状单元的过渡面应远离高应力区域；采用接触算法时舵轴与舱体连接部位选用六面体线性单元，其余部分可采用线性或二次四面体单元。
所述有限元模型检查是指按如下方法进行舵面结构有限元模型检查：三维单元无自由面；高应力区域无不合格单元；不同类型单元间无自由节点；模型无重复单元；
具体地，所述步骤S2材料本构模型精细化建模，是指采用兰贝格-奥斯古德模型来描述材料的弹塑性连续光滑应力-应变关系，，如图3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为兰贝格-奥斯古德参数，反映材料的应变硬化程度，因此又叫应变硬化指数。
所述的兰贝格-奥斯古德模型，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，兰贝格-奥斯古德模型可写为：
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为兰贝格-奥斯古德参数。
所述兰贝格-奥斯古德参数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为所求的兰贝格-奥斯古德参数；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S3设计载荷精细化建模是指根据载荷计算报告的数据进行舵面分区载荷合力计算，分区载荷合力作用点计算，用多个分区集中力等效模拟分布力，如图4。
所述舵面分区载荷合力计算，是指根据舵面上弦向压力分布情况计算每个分区上分布力的合力，其计算方法如下：
式中：Fi表示每个分区上分布力的合力；i表示分区编号；pi1、pi2表示分区i前缘和后缘处的压强；h表示舵面的高度；n表示舵面分区的份数，其值等于i的最大值；Li表示第i个分区的宽度，其值为第i个分区梯形上下底之和的二分之一。
所述分区载荷合力作用点计算，是指根据舵面上每个分区弦向压力分布情况计算每个分区上分布力合力的等效作用点，其计算方法如下：
式中：Lbi表示第i个分区上合力作用点距离分区i前缘的距离；i表示分区编号，i的取值为1～10；pi1、pi2表示分区i前缘和后缘处的压强；Li表示第i个分区的宽度，其值为第i个分区梯形上下底之和的二分之一。
所述载荷分区合并，是指根据强度计算载荷加载点位置对舵面载荷分区进行合并，合并的标准是根据后续静力试验加载点的位置依据就近原则一般把舵面的n个小分区合并为2～4个大分区。
所述强度计算加载点载荷计算，是指基于前述计算获得的分区i的合力及其合力作用点，根据杠杆原理把合力分解到所述加载点，从而获得每个加载点上的载荷；
如果合并分区中确定了二个加载点a、b，则直接可把分区i的载荷根据杠杆原理分到这两个加载点a、b上；
如果合并分区中确定了三个加载点a、b、c，则在两个相邻加载点中间选择一个临时点d，先把分区i的合力根据杠杆原理分到d和c或者a和d，再把d点处载荷根据杠杆原理分到a和b或者b和c；
如果合并分区中确定了四个加载点a、b、c、d，则在两个相邻加载点a和b、c和d中间增加两个临时点e和f，先把分区i的合力根据杠杆原理分到临时点e和f，再把e和f点处力根据杠杆原理分到加载点a和b、c和d。
具体地，所述步骤S4边界条件精细化建模包括舵轴与舱体连接处、内舵面与外舵面连接处边界条件建模，热载荷边界条件建模。
所述舵轴与舱体连接处、内舵面与外舵面连接处边界条件建模是指采用接触非线性对其进行建模，以准确模拟舵轴与舱体、内舵面与外舵面的真实连接情况，确保结构的实际受力状态和传力路线正确。
所述热载荷边界条件建模是指当温度不随空间时间变化时按恒温载荷加载，当温度随空间时间变化时按瞬态温度载荷加载。
所述恒温载荷加载是指整个舵面按最高温度处理，选取加热严酷、总加热量大、温度高的工况进行加载。
所述瞬态温度载荷加载是指当选取温升速率最快的工况时，作为热冲击计算边界条件，当选取温度梯度大的载荷工况，作为热强度计算边界条件。
具体地，所述步骤S5算法选择与求解是指当只计算力载荷作用下舵面结构强度和变形时选取接触非线性分析算法进行求解，获得应力、应变、位移等结果；当需计算舵面结构力热耦合强度时选取温度场分析算法和力热耦合分析算法进行求解，获得应力、应变、位移等结果。
具体地，所述步骤S6计算结果输出与评价是指是指对舵面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：舵面结构的变形值应小于给定的允许值。
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
本发明还提供一种高速飞行器舵面强度精细化计算系统，所述高速飞行器舵面强度精细化计算系统可以通过执行所述高速飞行器舵面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高速飞行器舵面强度精细化计算方法理解为所述高速飞行器舵面强度精细化计算系统的优选实施方式。
根据本发明提供的高速飞行器舵面强度精细化计算系统，包括：模块M1：采用体单元对飞行器舵面进行精细化有限元建模，包括：飞行器舵面结构几何模型简化与清理、几何模型检查、高质量结构网格划分和有限元模型检查；模块M2：采用兰贝格-奥斯古德模型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建模；模块M3：进行设计载荷精细化建模，根据载荷计算报告的数据进行舵面分区载荷合力计算、分区载荷合力作用点计算、载荷分区合并和强度计算加载点载荷计算，用多个分区集中力等效模拟分布力，确保后续静力试验的边界条件和强度计算的边界条件一致；模块M4：进行边界条件精细化建模，包括舵轴与舱体连接处、内舵面与外舵面连接处边界条件建模，以及热载荷边界条件建模；模块M5：算法选择与求解；模块M6：计算结果输出与评价。
所述模块M2包括：采用兰贝格-奥斯古德模型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，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。
所述舵面分区载荷合力计算，是指根据舵面上弦向压力分布情况计算每个分区上分布力的合力，表达式为：
式中：Fi表示每个分区上分布力的合力；i表示分区编号；pi1、pi2表示分区i前缘和后缘处的压强；h表示舵面的高度；n表示舵面分区的份数，其值等于i的最大值；Li表示第i个分区的宽度，其值为第i个分区梯形上下底之和的二分之一；
所述分区载荷合力作用点计算，是指根据舵面上每个分区弦向压力分布情况计算每个分区上分布力合力的等效作用点，表达式为：
式中：Lbi表示第i个分区上合力作用点距离分区i前缘的距离；
所述载荷分区合并，是指根据强度计算载荷加载点位置对舵面载荷分区进行合并，合并的标准是根据后续静力试验加载点的位置依据就近原则把舵面的n个小分区合并为2～4个大分区；
所述强度计算加载点载荷计算，是指基于前述计算获得的分区i的合力及其合力作用点，根据杠杆原理把合力分解到所述加载点，从而获得每个加载点上的载荷；
如果合并分区中确定了两个加载点a、b，则直接把分区i的载荷根据杠杆原理分到这两个加载点a、b上；
如果合并分区中确定了三个加载点a、b、c，则在两个相邻加载点中间选择一个临时点d，先把分区i的合力根据杠杆原理分到d和c或者a和d，再把d点处载荷根据杠杆原理分到a和b或者b和c；
如果合并分区中确定了四个加载点a、b、c、d，则在两个相邻加载点a和b、c和d中间增加两个临时点e和f，先把分区i的合力根据杠杆原理分到临时点e和f，再把e和f点处合力根据杠杆原理分到加载点a和b、c和d。
所述舵轴与舱体连接处、内舵面与外舵面连接处边界条件建模是指采用接触非线性对其进行建模，以准确模拟舵轴与舱体、内舵面与外舵面的真实连接情况，确保结构的实际受力状态和传力路线正确；
所述热载荷边界条件建模是指当温度不随空间时间变化时按恒温载荷加载，当温度随空间时间变化时按瞬态温度载荷加载；
所述恒温载荷加载是指整个舵面按最高温度处理；
所述瞬态温度载荷加载是指选取温升速率最快的工况作为热冲击计算边界条件，选取温度梯度大的载荷工况作为热强度计算边界条件。
所述模块M5包括：当只计算力载荷作用下舵面结构强度和变形时，选取接触非线性分析算法进行求解，获得应力、应变、位移结果；当需计算舵面结构力热耦合强度时，选取温度场分析算法和力热耦合分析算法进行求解，获得应力、应变、位移结果；
所述模块M6包括：对舵面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：舵面结构的变形值小于给定的允许值；
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：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。
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)
1.一种高速飞行器舵面强度精细化计算方法，其特征在于，包括：
步骤S1：采用体单元对飞行器舵面进行精细化有限元建模，包括：飞行器舵面结构几何模型简化与清理、几何模型检查、高质量结构网格划分和有限元模型检查；
步骤S2：采用兰贝格-奥斯古德模型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建模；
步骤S3：进行设计载荷精细化建模，根据载荷计算报告的数据进行舵面分区载荷合力计算、分区载荷合力作用点计算、载荷分区合并和强度计算加载点载荷计算，用多个分区集中力等效模拟分布力，确保后续静力试验的边界条件和强度计算的边界条件一致；
步骤S4：进行边界条件精细化建模，包括舵轴与舱体连接处、内舵面与外舵面连接处边界条件建模，以及热载荷边界条件建模；
步骤S5：算法选择与求解；
步骤S6：计算结果输出与评价。
2.根据权利要求1所述的高速飞行器舵面强度精细化计算方法，其特征在于，所述步骤S2包括：
采用兰贝格-奥斯古德模型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，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。
3.根据权利要求1所述的高速飞行器舵面强度精细化计算方法，其特征在于，所述舵面分区载荷合力计算，是指根据舵面上弦向压力分布情况计算每个分区上分布力的合力，表达式为：
式中：Fi表示每个分区上分布力的合力；i表示分区编号；pi1、pi2表示分区i前缘和后缘处的压强；h表示舵面的高度；n表示舵面分区的份数，其值等于i的最大值；Li表示第i个分区的宽度，其值为第i个分区梯形上下底之和的二分之一；
所述分区载荷合力作用点计算，是指根据舵面上每个分区弦向压力分布情况计算每个分区上分布力合力的等效作用点，表达式为：
式中：Lbi表示第i个分区上合力作用点距离分区i前缘的距离；
所述载荷分区合并，是指根据强度计算载荷加载点位置对舵面载荷分区进行合并，合并的标准是根据后续静力试验加载点的位置依据就近原则把舵面的n个小分区合并为2～4个大分区；
所述强度计算加载点载荷计算，是指基于前述计算获得的分区i的合力及其合力作用点，根据杠杆原理把合力分解到所述加载点，从而获得每个加载点上的载荷；
如果合并分区中确定了两个加载点a、b，则直接把分区i的载荷根据杠杆原理分到这两个加载点a、b上；
如果合并分区中确定了三个加载点a、b、c，则在两个相邻加载点中间选择一个临时点d，先把分区i的合力根据杠杆原理分到d和c或者a和d，再把d点处载荷根据杠杆原理分到a和b或者b和c；
如果合并分区中确定了四个加载点a、b、c、d，则在两个相邻加载点a和b、c和d中间增加两个临时点e和f，先把分区i的合力根据杠杆原理分到临时点e和f，再把e和f点处合力根据杠杆原理分到加载点a和b、c和d。
4.根据权利要求1所述的高速飞行器舵面强度精细化计算方法，其特征在于，所述舵轴与舱体连接处、内舵面与外舵面连接处边界条件建模是指采用接触非线性对其进行建模，以准确模拟舵轴与舱体、内舵面与外舵面的真实连接情况，确保结构的实际受力状态和传力路线正确；
所述热载荷边界条件建模是指当温度不随空间时间变化时按恒温载荷加载，当温度随空间时间变化时按瞬态温度载荷加载；
所述恒温载荷加载是指整个舵面按最高温度处理；
所述瞬态温度载荷加载是指选取温升速率最快的工况作为热冲击计算边界条件，选取温度梯度大的载荷工况作为热强度计算边界条件。
5.根据权利要求1所述的高速飞行器舵面强度精细化计算方法，其特征在于，所述步骤S5包括：当只计算力载荷作用下舵面结构强度和变形时，选取接触非线性分析算法进行求解，获得应力、应变、位移结果；当需计算舵面结构力热耦合强度时，选取温度场分析算法和力热耦合分析算法进行求解，获得应力、应变、位移结果；
所述步骤S6包括：对舵面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：舵面结构的变形值小于给定的允许值；
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：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。
6.一种高速飞行器舵面强度精细化计算系统，其特征在于，包括：
模块M1：采用体单元对飞行器舵面进行精细化有限元建模，包括：飞行器舵面结构几何模型简化与清理、几何模型检查、高质量结构网格划分和有限元模型检查；
模块M2：采用兰贝格-奥斯古德模型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建模；
模块M3：进行设计载荷精细化建模，根据载荷计算报告的数据进行舵面分区载荷合力计算、分区载荷合力作用点计算、载荷分区合并和强度计算加载点载荷计算，用多个分区集中力等效模拟分布力，确保后续静力试验的边界条件和强度计算的边界条件一致；
模块M4：进行边界条件精细化建模，包括舵轴与舱体连接处、内舵面与外舵面连接处边界条件建模，以及热载荷边界条件建模；
模块M5：算法选择与求解；
模块M6：计算结果输出与评价。
7.根据权利要求6所述的高速飞行器舵面强度精细化计算系统，其特征在于，所述模块M2包括：
采用兰贝格-奥斯古德模型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，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。
8.根据权利要求6所述的高速飞行器舵面强度精细化计算系统，其特征在于，所述舵面分区载荷合力计算，是指根据舵面上弦向压力分布情况计算每个分区上分布力的合力，表达式为：
式中：Fi表示每个分区上分布力的合力；i表示分区编号；pi1、pi2表示分区i前缘和后缘处的压强；h表示舵面的高度；n表示舵面分区的份数，其值等于i的最大值；Li表示第i个分区的宽度，其值为第i个分区梯形上下底之和的二分之一；
所述分区载荷合力作用点计算，是指根据舵面上每个分区弦向压力分布情况计算每个分区上分布力合力的等效作用点，表达式为：
式中：Lbi表示第i个分区上合力作用点距离分区i前缘的距离；
所述载荷分区合并，是指根据强度计算载荷加载点位置对舵面载荷分区进行合并，合并的标准是根据后续静力试验加载点的位置依据就近原则把舵面的n个小分区合并为2～4个大分区；
所述强度计算加载点载荷计算，是指基于前述计算获得的分区i的合力及其合力作用点，根据杠杆原理把合力分解到所述加载点，从而获得每个加载点上的载荷；
如果合并分区中确定了两个加载点a、b，则直接把分区i的载荷根据杠杆原理分到这两个加载点a、b上；
如果合并分区中确定了三个加载点a、b、c，则在两个相邻加载点中间选择一个临时点d，先把分区i的合力根据杠杆原理分到d和c或者a和d，再把d点处载荷根据杠杆原理分到a和b或者b和c；
如果合并分区中确定了四个加载点a、b、c、d，则在两个相邻加载点a和b、c和d中间增加两个临时点e和f，先把分区i的合力根据杠杆原理分到临时点e和f，再把e和f点处合力根据杠杆原理分到加载点a和b、c和d。
9.根据权利要求6所述的高速飞行器舵面强度精细化计算系统，其特征在于，所述舵轴与舱体连接处、内舵面与外舵面连接处边界条件建模是指采用接触非线性对其进行建模，以准确模拟舵轴与舱体、内舵面与外舵面的真实连接情况，确保结构的实际受力状态和传力路线正确；
所述热载荷边界条件建模是指当温度不随空间时间变化时按恒温载荷加载，当温度随空间时间变化时按瞬态温度载荷加载；
所述恒温载荷加载是指整个舵面按最高温度处理；
所述瞬态温度载荷加载是指选取温升速率最快的工况作为热冲击计算边界条件，选取温度梯度大的载荷工况作为热强度计算边界条件。
10.根据权利要求6所述的高速飞行器舵面强度精细化计算系统，其特征在于，所述模块M5包括：当只计算力载荷作用下舵面结构强度和变形时，选取接触非线性分析算法进行求解，获得应力、应变、位移结果；当需计算舵面结构力热耦合强度时，选取温度场分析算法和力热耦合分析算法进行求解，获得应力、应变、位移结果；
所述模块M6包括：对舵面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：舵面结构的变形值小于给定的允许值；
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：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。
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