[发明专利]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

权利要求书

1.一种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，其特征在于，包括如下步骤：

S1、吊挂结构有限元分析：应用有限元分析软件计算吊挂及吊挂周围舱体上的应力分布，获取应力比例系数K；

S2、吊挂附近舱体上应力谱测量：开展挂飞振动、机动抖振和起飞着陆冲击短时地面试验，获取吊挂附近舱体上关注点的短时动态应力；

S3、吊挂根部应力谱获取：基于计算获得的应力比例系数K和地面试验测得的舱体上的应力谱获得吊挂根部无法测量处的应力谱；

S4、应力幅值和均值计算：对所获得吊挂根部应力谱进行统计计算，获得应力幅值和均值；

S5、S-N曲线修正：在计算获得应力均值的基础上对试验获得的吊挂材料试棒S-N曲线进行实时修正；

S6、吊挂疲劳寿命估算：在计算获得应力幅值、修正后的S-N曲线的基础上，选取Miner疲劳累积损伤理论进行吊挂在挂飞振动、机动抖振和起飞着陆冲击条件的疲劳寿命估算；

所述吊挂及其附近舱体上的应力分布计算采用有限元分析软件ABAQUS来计算获得；

所述空空导弹吊挂及其舱体的有限元模型中的单元类型为十结点二阶修正单元，材料模型为各向同性材料模型，有限元求解类型为线性静力学计算；

所述S-N曲线采用包含低周区域、高周区域和超高周区域的S-N曲线描述，表达式为：

式中：S为循环次数N对应的应力，S_ae为疲劳极限，S_b为抗拉强度，a和b为材料常数，参数a为形状参数，反映疲劳寿命随应力增大的下降速率，参数a值越大，高周疲劳区内曲线下降的越快；参数b为尺度参数，反映材料的抗疲劳性能，b值越大，材料的抗疲劳性能越好；

采用Goodman方法对试验获得的吊挂材料试棒S-N曲线进行实时修正，公式为：

式中：σ_m为平均应力，σ_b为材料抗拉强度，σ_-1为应力比R＝-1条件下的疲劳强度，σ_a为修正后的疲劳强度；

所述Miner疲劳累积损伤理论的描述如下：

一个应力循环造成的损伤为：

式中，N为对应于当前应力水平S的疲劳寿命；

等幅载荷下，n个应力循环造成的损伤为：

变幅载荷下，n个应力循环造成的损伤为：

式中，N_i为对应于当前应力水平S_i的疲劳寿命；

临界疲劳损伤D_Cr：如果是常幅循环载荷，当循环载荷的次数n等于其疲劳寿命时，发生疲劳破坏，即n＝N，由式(4)得：

D_Cr＝1…………(6)

由上述三式(3)(4)(5)得：

当疲劳累积损伤D＝1的时候，吊挂结构发生疲劳破坏，以此为判据获得吊挂的可用挂飞架次。

2.一种基于短时实测动态应力的空空导弹吊挂疲劳寿命估算系统，其特征在于，包括如下模块：

模块M1、吊挂结构有限元分析：应用有限元分析软件计算吊挂及其附近舱体上的应力分布，获取应力比例系数K；

模块M2、吊挂附近舱体上应力谱测量：开展挂飞振动、机动抖振和起飞着陆冲击短时地面试验，获取吊挂附近舱体上关注点的短时动态应力；

模块M3、吊挂根部应力谱获取：基于计算获得的应力比例系数K和地面试验测得的舱体上的应力谱获得吊挂根部无法测量处的应力谱；

模块M4、应力幅值和均值计算：对所获得吊挂根部应力谱进行统计计算，获得应力幅值和均值；

模块M5、S-N曲线修正：在计算获得应力均值的基础上对试验获得的吊挂材料试棒S-N曲线进行实时修正；

模块M6、吊挂疲劳寿命估算：在计算获得应力幅值、修正后的S-N曲线的基础上，选取Miner疲劳累积损伤理论进行吊挂在挂飞振动、机动抖振和起飞着陆冲击条件的疲劳寿命估算；

所述吊挂及其附近舱体上的应力分布计算采用有限元分析软件ABAQUS来计算获得；

所述空空导弹吊挂及其舱体的有限元模型中的单元类型为十结点二阶修正单元，材料模型为各向同性材料模型，有限元求解类型为线性静力学计算；

所述S-N曲线采用包含低周区域、高周区域和超高周区域的S-N曲线描述，表达式为：

式中：S为循环次数N对应的应力，S_ae为疲劳极限，S_b为抗拉强度，a和b为材料常数，参数a为形状参数，反映疲劳寿命随应力增大的下降速率，参数a值越大，高周疲劳区内曲线下降的越快；参数b为尺度参数，反映材料的抗疲劳性能，b值越大，材料的抗疲劳性能越好；

采用Goodman方法对试验获得的吊挂材料试棒S-N曲线进行实时修正，公式为：

式中：σ_m为平均应力，σ_b为材料抗拉强度，σ_-1为应力比R＝-1条件下的疲劳强度，σ_a为修正后的疲劳强度；

所述Miner疲劳累积损伤理论的描述如下：

一个应力循环造成的损伤为：

式中，N为对应于当前应力水平S的疲劳寿命；

等幅载荷下，n个应力循环造成的损伤为：

变幅载荷下，n个应力循环造成的损伤为：

式中，N_i为对应于当前应力水平S_i的疲劳寿命；

临界疲劳损伤D_Cr：如果是常幅循环载荷，当循环载荷的次数n等于其疲劳寿命时，发生疲劳破坏，即n＝N，由式(4)得：

D_Cr＝1…………(6)

由上述三式(3)(4)(5)得：

当疲劳累积损伤D＝1的时候，吊挂结构发生疲劳破坏，以此为判据获得吊挂的可用挂飞架次。