一种载荷谱严酷度表征方法技术

本发明专利技术公开了一种载荷谱严酷度表征方法。所述载荷谱严酷度表征方法包括如下步骤：步骤1：获取飞机结构的疲劳寿命；步骤2：计算获取满足结构寿命要求的疲劳质量指数；步骤3：判断结构固有的疲劳质量指数是否大于需求的疲劳质量指数，当飞机结构固有的疲劳质量指数大于需求的疲劳质量指数时结束；当飞机结构固有的疲劳质量指数小于需求的疲劳质量指数时，引入应力修正因子，并修正Seq，并以修正后的Seq进行计算，从而获得固有的疲劳质量指数；步骤4：重复所述步骤3直至判断结果为结构固有的疲劳质量指数大于需求的疲劳质量指数时结束。

A method for characterizing the severity of load spectrum

The invention discloses a method for representing the severity of load spectrum. The method of characterizing the severity of the load spectrum includes the following steps: Step 1: get the fatigue life of the aircraft structure; step 2: calculate the fatigue quality index to meet the structural life requirements; step 3: determine whether the inherent fatigue quality index of the structure is greater than the required fatigue quality index, when the inherent fatigue quality of the aircraft structure is used. When the index is greater than the fatigue quality index of demand, when the inherent fatigue quality index of the aircraft structure is less than the required fatigue quality index, the stress correction factor is introduced, and the Seq is corrected, and the revised Seq is calculated to obtain the inherent fatigue quality index; step 4: repeat the described step 3 until the judgment knot. The result is that the inherent fatigue quality index of the structure is greater than the fatigue mass index of demand.

【技术实现步骤摘要】
一种载荷谱严酷度表征方法
本专利技术涉及飞机载荷谱
，特别是涉及一种载荷谱严酷度表征方法。
技术介绍
载荷谱是飞机结构疲劳设计与分析的基础，一般情况下，疲劳分析的流程如下：首先进行设计载荷谱的编制，然后确定典型疲劳载荷情况，建立有限元分析模型，根据关键部位的典型载荷工况特点，确定典型载荷工况对应的细节应力并编制相应的应力谱，然后选取合适的分析方法进行疲劳分析，验证结构设计是否满足设计要求。以此为依据，对结构进行完善性改进。这种方法比较复杂，而且采用有限元分析模型，在单元划分较大的情况下分析不准确，而在单元划分较细的情况下则耗时耗力。因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种载荷谱严酷度表征方法来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。为实现上述目的，本专利技术提供一种载荷谱严酷度表征方法，所述载荷谱严酷度表征方法包括如下步骤：步骤1：获取飞机结构的目标寿命；步骤2：计算获取满足结构寿命要求的疲劳质量指数；步骤3：判断结构固有的疲劳质量指数是否大于需求的疲劳质量指数，当飞机结构固有的疲劳质量指数大于需求的疲劳质量指数时结束；当飞机结构固有的疲劳质量指数小于需求的疲劳质量指数时，引入应力修正因子，并修正Seq，并以修正后的Seq进行计算，从而获得固有的疲劳质量指数；步骤4：重复所述步骤3直至判断结果为结构固有的疲劳质量指数大于需求的疲劳质量指数时结束。优选地，采用如下公式获取飞机结构的疲劳寿命：优选地，所述步骤2采用如下公式计算：优选地，所述应力修正因子为飞机结构调整后的任意一部位的应力与原飞机结构该部位的应力的比值。优选地，所述修正方法为，通过如下公式进行修正：Seq＝CsSrefk。本申请的载荷谱严酷度表征方法相对于现有技术，在提供足够的精度的前提下减少了分析计算工作量。附图说明图1是本申请一实施例的载荷谱严酷度表征方法的流程示意图。具体实施方式为使本专利技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本专利技术，而不能理解为对本专利技术的限制。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。下面结合附图对本专利技术的实施例进行详细说明。在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本专利技术保护范围的限制。图1是本申请一实施例的载荷谱严酷度表征方法的流程示意图。IQF值定义：疲劳质量指数，即飞机结构在应力比为0.1等幅循环载荷下，能够达到105循环寿命所对应的最大应力值，在飞机方案设计阶段，可以通过对类似机种结构细节情况进行统计分析，得到类似结构细节的疲劳质量指数。如图1所示的载荷谱严酷度表征方法包括如下步骤：步骤1：获取飞机结构的疲劳寿命；步骤2：计算获取满足结构寿命要求的疲劳质量指数；步骤3：判断结构固有的疲劳质量指数是否大于需求的疲劳质量指数，当飞机结构固有的疲劳质量指数大于需求的疲劳质量指数时结束；当飞机结构固有的疲劳质量指数小于需求的疲劳质量指数时，引入应力修正因子，并修正Seq，并以修正后的Seq进行计算，从而获得固有的疲劳质量指数；步骤4：重复所述步骤3直至判断结果为结构固有的疲劳质量指数大于需求的疲劳质量指数时结束。在本实施例中，采用如下公式获取飞机结构的疲劳寿命：其中，N为飞机结构的疲劳寿命，p、q为材料常数，对于铝合金结构，可选取p＝4.5，q＝0.6。R为应力比。按照等损伤原理：其中，为循环一次的疲劳寿命的损失。为第i次的目标寿命的损失。举例来说，一个结构承受循环疲劳载荷100MPa，应力比是0.05，最小应力是5MPa，在一个载荷循环下循环N次破坏，则循环一次就是在一个载荷谱中有多个载荷循环，其中任意一个则为等损伤原理是将一个变幅的循环载荷谱转换为一个等幅的循环载荷谱。在本实施例中，所述步骤2采用如下公式计算：其中，Seq相对IQF是独立的，Cs对于IQF是独立的；Cs属于结构固有特征参数。Ngoal为假设的飞机机构的目标寿命。Seq为：对于任意给定的结构疲劳载荷谱，依据等损伤折算原理可以将整个寿命期疲劳载荷谱的损伤当量折算为应力比为0.1的，最大应力为Seq＝Smax的一次载荷循环，即(D表示损伤)：Seq＝(∑i(((1-Ri)/0.9)q·Smaxi)p)1/p；其中，Ri为疲劳载荷谱中第i个载荷循环的应力比，Smaxi为疲劳载荷谱中第i个载荷循环的最大应力，p、q为材料常数，对于铝合金结构，可选取p＝4.5，q＝0.6。在本实施例中，所述应力修正因子为飞机结构调整后的任意一部位的应力与原飞机结构该部位的应力的比值。在本实施例中，所述修正方法为，引入修正因子K，其中，应力修正因子K是当结构设计参数调整后，同一部位的巡航平飞应力与原结构同一部位的巡航平飞应力的比值，通过如下公式进行修正：Seq＝CsSrefk。对于两个结构设计方案对比，可以得到对应于飞机同一部位不同的巡航参考应力，分别为S1ref与S2ref，在同一疲劳载荷谱(Seq)下即可得到不同的载荷谱严酷度表征值C1s和C2s。通过两者对比可快速判断两种结构设计方案优劣。采用本申请的载荷谱严酷度表征方法，在类似机种使用经验基础上，依据新研飞机巡航平飞应力，快速完成结构细节应力谱的编制，快速适应各种方案的调整。在满足工程分析精度的前提下，实现疲劳寿命快速分析。最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本专利技术的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本专利技术进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本专利技术各实施例技术方案的精神和范围。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种载荷谱严酷度表征方法，其特征在于，所述载荷谱严酷度表征方法包括如下步骤：步骤1：获取飞机结构的疲劳寿命；步骤2：计算获取满足结构寿命要求的疲劳质量指数；步骤3：判断结构固有的疲劳质量指数是否大于需求的疲劳质量指数，当飞机结构固有的疲劳质量指数大于需求的疲劳质量指数时结束；当飞机结构固有的疲劳质量指数小于需求的疲劳质量指数时，引入应力修正因子，并修正Seq，并以修正后的Seq进行计算，从而获得固有的疲劳质量指数；步骤4：重复所述步骤3直至判断结果为结构固有的疲劳质量指数大于需求的疲劳质量指数时结束。

【技术特征摘要】
1.一种载荷谱严酷度表征方法，其特征在于，所述载荷谱严酷度表征方法包括如下步骤：步骤1：获取飞机结构的疲劳寿命；步骤2：计算获取满足结构寿命要求的疲劳质量指数；步骤3：判断结构固有的疲劳质量指数是否大于需求的疲劳质量指数，当飞机结构固有的疲劳质量指数大于需求的疲劳质量指数时结束；当飞机结构固有的疲劳质量指数小于需求的疲劳质量指数时，引入应力修正因子，并修正Seq，并以修正后的Seq进行计算，从而获得固有的疲劳质量指数；步骤4：重复所述步骤3直至判断结果为结构固有的疲...

【专利技术属性】
技术研发人员：宁宇，张志楠，王新波，秦剑波，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：陕西,61