[发明专利]一种考虑蠕变疲劳作用的飞行器头锥结构失效分析方法

说明书

本发明涉及一种考虑蠕变疲劳作用的飞行器头锥结构失效分析方法。该分析方法的步骤包括：建立头锥结构有限元模型，考虑材料的塑性和蠕变本构，设置与温度相关材料参数；根据飞行器总体设计要求确定工况及头锥结构所承受的循环气动热和气动力载荷，进行头锥结构的瞬态热力耦合响应分析；针对飞行器特定设计要求和响应特性建立熔化失效、屈服失效和累积损伤失效三类失效判据，进行失效分析；运用累积损伤法则，结合实际需求对结构进行寿命预估。本发明可用于气动力和气动热载荷下飞行器头锥结构及其它结构的瞬态热力耦合分析，并利用建立的失效判据较为全面地评估可重复使用飞行器结构失效情况，为可重复使用飞行器结构初步设计提供较为实用的方法。

技术领域

本发明涉及可重复使用高超声速飞行器结构设计领域，具体涉及一种考虑蠕变疲劳作用的飞行器头锥结构失效分析方法。

背景技术

高超声速飞行器具有突防能力强、作战空间广等显著优势，近年来，高超声速飞行器的研制逐渐受到各国的重点关注与发展。高超声速飞行器可以主要分为两类：可重复使用的高超声速飞行器和一次性使用的高超声速飞行器。其中，可重复使用高超声速飞行器主要包括高超声速飞机和空天往返飞机。伴随着现代战争理念的不断突破，高超声速飞行器正朝着高速、轻质、一体化、可重复使用等方向发展。高超飞行器技术已成为航空航天领域的研究热点及各国关注的焦点。

高超声速飞行器由于飞行速度快，其气动载荷将会十分剧烈，气动热而产生的高温会造成材料的熔化等，影响到其气动外形以及造成内部设施无法正常工作等问题，从而大大影响飞行器的安全。飞行器的头锥驻点位置是气动加热最为剧烈的部位之一，相关研究表明，当飞行器的速度为3马赫数时，飞行器端头部分驻点的温度可达330℃，当为6马赫时，最高温度可达1480℃。为了承受严酷的气动热和气动力载荷，高超声速飞行器头锥结构一般由高温合金制成。当高温合金材料的工作温度较高时，材料将会发生不可忽略的蠕变，进而对结构失效造成影响。此外，可重复使用的高超声速飞行器还会受到长时间循环往复的气动载荷作用，需进一步考虑高温合金的疲劳损伤。高温合金中的蠕变损伤和疲劳损伤同时存在、共同作用，二者对于长期重复工作在较高温度下的头锥结构的失效影响均不可忽略。因此在可重复使用高超声速飞行器设计中需要开展蠕变疲劳作用下的头锥等关键结构失效分析方法，以确保飞行器的安全性与可靠性。

现有的蠕变疲劳作用下结构失效分析方法主要针对发动机叶片等部件的结构特点和工况开展，针对飞行器结构的蠕变疲劳失效分析方法十分匮乏。飞行器结构具有实体与硬壳体相结合，且局部曲率变化显著等特点，同时承受的气动载荷具有显著的空间分布不均匀性，现有的结构分析方法难以直接用于飞行器结构分析。

发明内容

本发明的技术解决问题：为了克服现有技术的不足，本发明提供一种针对高超声速飞行器结构特点和载荷工况的疲劳蠕变失效分析方法，基于循环载荷下的飞行器结构瞬态热力耦合响应分析，全面评估飞行器结构可能发生的熔化失效、屈服失效及累积损伤失效情况，为飞行器结构的设计提供一种可靠的分析方法。

本发明的技术解决方案：一种考虑蠕变疲劳作用的飞行器头锥结构失效分析方法，包括以下步骤：

步骤A，根据头锥几何结构特点对其进行分块处理，使用二阶六面体单元进行网格划分，建立头锥结构的有限元模型，并考虑材料的塑性本构和蠕变本构，输入与温度相关的材料参数，实现过程是：

(A1)建立头锥结构的几何模型并进行网格划分，由于多场耦合问题涉及到的计算较为复杂，因此需要使用高阶单元划分质量较好的网格。对球形结构部分通过内部分割出立方体、圆柱依照“铜钱状”分割，得到全六面体单元，由此建立结构的有限元模型。

(A2)输入材料的塑性和蠕变本构。塑性本构与温度相关，采用多线性等向强化模型，其本构方程如下：

式中，ε_e为弹性极限对应的应变，ε_b为抗拉极限对应的应变蠕变采用隐式时间硬化模型，本构方程如下：