[发明专利]高超声速飞行器翼梁结构可靠性分析方法

摘要

本发明公开了一种基于应力‑强度干涉理论的高超声速飞行器翼梁结构可靠性分析方法，首先根据NASA提出的6自由度高超声速飞行器通用模型的几何结构以及气动导数方程建立了机翼翼梁根部的受力分析模型；其次，根据其飞行包线确定不同飞行阶段的飞行约束条件，并结合不同温度下的材料强度特性参数对机翼翼梁根部的结构强度进行了分析；最后根据随机载荷量与强度的分析数据建立应力‑强度干涉模型，在考虑了结构强度随飞行次数增加而退化的情况下，计算其结构可靠性。本发明将飞行器在飞行过程中翼梁受到的随机载荷作用次数与翼梁结构强度退化有机结合起来，提高了可靠性分析的准确性。

主权项

1.一种基于应力‑强度干涉理论的高超声速飞行器翼梁结构可靠性分析方法，其特征包括如下步骤：步骤1)，选取翼型为薄对称菱形、翼梁为壁梁结构、翼梁数量为四根的机翼作为高超声速飞行器机翼受力分析参考模型；步骤2)，分析翼面受力分布，建立翼梁根部的受力分析模型，计算翼梁根部的拉应力、压应力与剪切应力；步骤3)，将飞行器飞行包线均匀划分为三个阶段，分别是：爬升段、巡航段、下降段，在各个飞行阶段中依次选取包含不同高度、不同空速、不同迎角以及不同舵面偏角的几种飞行状态，计算机翼翼梁根部在不同飞行状态下的应力载荷，并求取相当应力作为可靠度参考应力；步骤4)，根据步骤3)中求取的机翼翼梁根部在不同飞行状态下的应力载荷情况，结合翼梁根部在特定温度下的强度，并考虑在飞行过程中翼粱根部的结构强度在随机载荷次数以及飞行次数增加时而退化的情况，基于应力‑强度干涉理论建立翼粱根部的可靠度分析模型与失效率模型；所述步骤4)中考虑在飞行过程中的随机载荷次数以及强度随飞行次数增加而下降的情况，基于应力‑强度干涉理论建立可靠度分析模型与失效率模型，包括以下步骤：步骤4‑1)，定义机翼翼梁结构可靠度为翼梁的结构强度r大于所受应力s的概率，即r＞s的概率；机翼结构强度r与应力载荷s均服从截尾正态分布，其概率密度函数分别为：其中，μ_r，σ_r分别是材料0.2％屈服强度σ_0.2的均值与标准差，μ_s、σ_s分别是整个飞行过程中翼梁根部所受相当应力σ_E的均值和标准差；分别为正规化常数；步骤4‑2)，假设飞行器前t次飞行中机翼共受到n次气动载荷，每次气动载荷过程相互独立，当强度的概率密度函数f_r(r)已知，并考虑强度退化时，由应力‑强度干涉理论可得到载荷作用n次时结构可靠度表达式如下：其中，积分上限可选取材料在常温下的极限拉伸强度σ_ult，F_s[r(t)]为考虑了强度退化的应力载荷分布函数，形式如下：其中积分上限r(t)为结构在第t次飞行时的剩余强度，其可表示为结构初始强度r₀与飞行次数t的函数；步骤4‑3)，在每次飞行周期内机翼受到的气动载荷作用次数l均服从截尾正态分布，其概率密度函数为：其中μ_l、σ_l为每次飞行中机翼受到载荷次数的均值和标准差，其具体数值由实际测试所得的载荷统计数据得到，a_l为正规化常数；当飞行器飞行总次数为t时，在这t次飞行中机翼受到载荷总次数N服从一维截尾正态随机过程，其概率密度函数可表示为：其中μ_N(t)、σ_N(t)、a_N(t)分别为载荷总次数N的均值、标准差以及正规化常数；步骤4‑4)，飞行器在t次飞行中机翼受到载荷总次数N＝n的概率为：P[N(t)‑N(0)＝n]＝f_N(n,t)其中N(t)为0～t次飞行中机翼受到载荷的总次数，同时有N(0)＝0；由全概率公式可以得到在考虑结构强度退化的第t次飞行中机翼关键部件可靠度的表达式为：其中函数m(t)表示t次飞行中机翼受到载荷总次数n的最大可能值，有如下形式：m(t)＝kμ_N(t)式中m(t)取值范围由参数k控制；定义失效率为机翼翼梁根部在t～t+1次飞行中可靠度下降比率，则可以得到考虑强度退化时的失效率模型如下：式中第t+1和t次的结构强度r(t+1)和r(t)由对数强度退化模型计算得出。