[發明專利]大梯度快時變極端高溫環境空天飛機結構熱強度評估方法

有效

• 申請號: 202210582650.6
• 申請日: 2022-05-26
• 公開（公告）號: CN114676508B
• 公開（公告）日: 2022-08-16
• 發明（設計）人: 王彬文;秦強;陳宏
• 申請（專利權）人: 中國飛機強度研究所
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/23;G06F119/08;G06F119/14
• 代理公司: 北京棧橋知識產權代理事務所(普通合伙) 11670
• 代理人: 劉婷

1.大梯度快時變極端高溫環境空天飛機結構熱強度評估方法，其特征在于，包括以下步驟：

S1、構建大梯度快時變飛機復材結構有限元模型；

S2、對飛機復材結構有限元模型進行仿真分析，得到力熱耦合下的溫度場與應力場數據；

S3、基于靜熱強度試驗數據構建線性/非線性飛機復材結構溫度-強度關聯式；

S4、確立飛機復材結構的熱強度準則公式，定義等效安全系數；

將Tsai-Wu準則應用于高溫條件下的飛機復材結構熱強度失效評判，將Tsai-Wu準則中的強度系數參數與飛機復材結構對應的溫度和時間相關聯，得到的熱強度準則公式如下：

式中，為時間，為飛機復材結構的溫度，X為飛機復材結構沿纖維方向，Y為飛機復材結構垂直纖維方向，Z為飛機復材結構厚度方向，為飛機復材結構X方向的正應力，為飛機復材結構Y方向的正應力，為飛機復材結構Z方向的正應力，為飛機復材結構XY方向的剪切應力，為飛機復材結構XZ方向的剪切應力，為飛機復材結構YZ方向的剪切應力，為時刻、溫度下飛機復材結構的等效安全系數，為飛機復材結構X方向對應溫度下的拉伸強度值，為飛機復材結構Y方向對應溫度下的拉伸強度值，為飛機復材結構Z方向對應溫度下的拉伸強度值，為飛機復材結構X方向對應溫度下的壓縮強度值，為飛機復材結構Y方向對應溫度下的壓縮強度值，為飛機復材結構Z方向對應溫度下的壓縮強度值，為飛機復材結構XY方向對應溫度下的剪切強度值，為飛機復材結構XZ方向對應溫度下的剪切強度值，為飛機復材結構YZ方向對應溫度下的剪切強度值，為飛機復材結構X方向的強度系數，為飛機復材結構Y方向的強度系數，為飛機復材結構Z方向的強度系數，為的強度系數，為的強度系數，為的強度系數，為的強度系數，為的強度系數，為的強度系數，為的強度系數，為的強度系數，為的強度系數；

S5、計算飛機復材結構等效安全系數，評估飛機復材結構熱強度。

2.如權利要求1所述的大梯度快時變極端高溫環境空天飛機結構熱強度評估方法，其特征在于，所述步驟S1具體包括以下步驟：

S1-1、通過制圖軟件繪制飛機復材結構數字模型，劃分用于結構分析的有限元網格并施加邊界約束條件，給各種高溫條件下的飛機復材結構熱力學特性賦值；

S1-2、施加大梯度溫度工況時間相關熱載荷，建立時間相關瞬態分析，構建大梯度快時變飛機復材結構有限元模型。

3.如權利要求2所述的大梯度快時變極端高溫環境空天飛機結構熱強度評估方法，其特征在于，所述步驟S2具體包括以下步驟：

S2-1、執行大梯度溫度工況時間相關熱載荷瞬態分析，獲取飛機復材結構有限元模型在各個時刻的溫度場及溫度梯度分布；

S2-2、對應得到的各個時刻溫度場，對飛機復材結構有限元模型進行相應力載荷工況施加，仿真分析得到力熱耦合下的溫度場與應力場數據。

4.如權利要求3所述的大梯度快時變極端高溫環境空天飛機結構熱強度評估方法，其特征在于，所述步驟S2-2中溫度場與應力場數據包括：飛機復材結構數字模型各單元/節點各時刻在各溫度場下的熱應力、機械應力響應數據、溫度場的最高溫度和最低溫度。

5.如權利要求4所述的大梯度快時變極端高溫環境空天飛機結構熱強度評估方法，其特征在于，所述步驟S3具體包括以下步驟：

S3-1、根據步驟S2-2得到力熱耦合下的溫度場選定特定溫度，完成飛機復材結構在特定溫度條件下的靜熱強度試驗，通過靜熱強度試驗得到特定溫度下飛機復材結構的熱強度試驗數據；

S3-2、基于特定溫度下飛機復材結構的熱強度試驗數據構建線性/非線性的飛機復材結構溫度-強度關聯式；

S3-3、基于建立的飛機復材結構溫度-強度關聯式，計算得到任意溫度條件下飛機復材結構的熱強度值。