[发明专利]一种控制空间站壳体结构疲劳损伤断裂的设计方法和装置

说明书

本发明公开了一种控制空间站壳体结构疲劳损伤断裂的设计方法和装置，涉及飞行器结构损伤容限设计领域，所述方法包括：对结构件在生命周期的各个阶段进行有限元模拟，以前一阶段的有限元模拟输出作为后一阶段的有限元模拟输入；最后计算疲劳裂纹扩展，得到结构件在生命周期结束时的第一裂纹扩展曲线；对结构件进行第一次优化，重复前述步骤，得到第一次优化后的结构件在生命周期结束时的第二裂纹扩展曲线；再次进行第二次优化，重复前述步骤，得到第二次优化后的结构件在生命周期结束时的第三裂纹扩展曲线，以及得到优化的肋板的布置形式。本发明实现在尽量减少空间站结构舱总体重量的同时，保证空间站结构舱的使用寿命，具有极高的实用性。

技术领域

本发明涉及飞行器结构损伤容限设计领域，特别是涉及一种控制空间站壳体结构疲劳损伤断裂的设计方法和装置。

背景技术

空间站结构寿命周期的前三个阶段依次为生产阶段、地面实验阶段和发射阶段。这三个阶段造成的残余应力场及累积损伤会影响最后一个阶段——在轨阶段的疲劳行为，在轨阶段历时长且主要受到交变温度载荷作用。

空间站在轨飞行日绕地球16圈，当它面对太阳时，结构表面温度达到约+150℃；当它被地球遮挡时，结构表面温度约-50℃，交变温差几乎达到200℃，是整个生命周期中损伤的主要载荷源。

目前针对大型空间站结构舱的损伤容限研究，大多数基于结构舱的整体进行，并且也未将生命周期中各个阶段的因素有机的结合起来。从而导致结构舱的损伤容限结果精度较差，较差的损伤容限结果，不能很好的优化结构舱肋板，造成结构舱肋板重量较大，最终导致空间站结构舱的重量较大。因此，如何尽量减少空间站结构舱总体重量的同时，还保证空间站结构舱的使用寿命，是一个亟需解决的问题。

发明内容

鉴于上述问题，本发明提供一种控制空间站壳体结构疲劳损伤断裂的设计方法和装置，较好的解决了上述的问题。

本发明实施例提供一种控制空间站壳体结构疲劳损伤断裂的设计方法，所述方法包括如下步骤：

步骤S1：对肋板的生产阶段进行有限元模拟，得到残余应力水平；

步骤S2：在空间站结构舱内壁上布置肋板，形成结构件；

步骤S3：以所述残余应力水平为输入参数，对所述结构件在地面阶段、发射阶段均进行有限元模拟，以前一阶段的有限元模拟输出作为后一阶段的有限元模拟输入；

步骤S4：以所述发射阶段的有限元模拟输出，作为所述结构件在轨阶段的输入参数，计算得到所述结构件在所述在轨阶段的应力场；

步骤S5：基于预设区域，利用所述应力场和所述结构件材料的疲劳裂纹扩展参数，计算疲劳裂纹扩展，得到所述结构件在生命周期结束时的第一裂纹扩展曲线；

步骤S6：在所述第一裂纹扩展曲线满足预设条件的情况下，对所述结构件进行第一次优化，减低所述结构件中基体壳厚度，以及减低所述肋板中轴向肋板厚度，其余所有参数不变，重复步骤S1～步骤S5，得到第一次优化后的结构件在生命周期结束时的第二裂纹扩展曲线；

步骤S7：在所述第二裂纹扩展曲线满足所述预设条件的情况下，对所述第一次优化后的结构件进行第二次优化，增大所述轴向肋板间距，减小所述轴向肋板个数，同时，增大所述肋板中环向肋板间距，减小所述环向肋板个数，重复步骤S1～步骤S5，得到第二次优化后的结构件在生命周期结束时的第三裂纹扩展曲线，以及得到优化的所述肋板的布置形式。

可选的，以所述残余应力水平为输入参数，对所述结构件在地面阶段、发射阶段均进行有限元模拟，以前一阶段的有限元模拟输出作为后一阶段的有限元模拟输入，包括：

以所述残余应力水平为输入参数，对所述地面阶段的静水压实验和正弦振动实验进行有限元模拟，得到所述结构件的内压状态和频率特性；