先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)強(qiáng)度設(shè)計(jì)技術(shù)發(fā)展與實(shí)踐

張立新，鐘順?shù)洠瑒⑿《?，付煥兵，兌紅娜，劉棟梁，敬祿云，牟彬杰，石上路

中國(guó)航空工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所 強(qiáng)度部，成都 610091

飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱(ASIP)涵蓋了飛機(jī)全壽命期所需的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則、設(shè)計(jì)分析、試驗(yàn)驗(yàn)證、部隊(duì)管理對(duì)策與實(shí)施等5項(xiàng)任務(wù)，涉及結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、剛度、耐久性、損傷容限、風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估等方面的要求，以實(shí)現(xiàn)用盡可能小的經(jīng)濟(jì)成本，保證飛機(jī)在設(shè)計(jì)使用壽命期內(nèi)，結(jié)構(gòu)安全性、性能、耐久性和可保障性處于期望的水平之上[1-2]。

美國(guó)空軍在1958年發(fā)生的一系列B-47飛機(jī)災(zāi)難性事故后開(kāi)始制定結(jié)構(gòu)完整性大綱，此后至2005年進(jìn)行了幾次大的修訂，逐步包含疲勞、損傷容限、耐久性、廣布疲勞損傷、腐蝕、風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估等準(zhǔn)則和要求[3]。近十年來(lái)，隨著結(jié)構(gòu)技術(shù)的快速發(fā)展，在機(jī)體結(jié)構(gòu)中廣泛應(yīng)用新材料、新結(jié)構(gòu)/裝配、新工藝和新維修方法，結(jié)構(gòu)完整性大綱在2016年再次更新(MIL-STD-1530D)，增加和擴(kuò)展了相關(guān)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則、復(fù)合材料試驗(yàn)要求、部隊(duì)管理數(shù)據(jù)庫(kù)、結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控、基于狀態(tài)的維護(hù)等。

F-16飛機(jī)在壽命期內(nèi)貫徹結(jié)構(gòu)完整性大綱堪稱典范，在項(xiàng)目執(zhí)行和技術(shù)方面的杰出成就主要來(lái)自于高效的協(xié)同、穩(wěn)健的技術(shù)規(guī)范架構(gòu)/體系，共享的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)/分析/維護(hù)數(shù)據(jù)庫(kù)、高效的數(shù)據(jù)處理等[4]。高保真的結(jié)構(gòu)有限元模型與強(qiáng)度分析/驗(yàn)證技術(shù)是貫徹執(zhí)行結(jié)構(gòu)完整性大綱的基礎(chǔ)，F(xiàn)-35飛機(jī)在不同階段構(gòu)建了不同成熟度的有限元模型，最終構(gòu)建經(jīng)地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)確認(rèn)/驗(yàn)證的能高度代表機(jī)體的模型，用于結(jié)構(gòu)完整性大綱規(guī)定的所有結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析與驗(yàn)證[5-6]。

本文闡述了強(qiáng)度設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)圍繞結(jié)構(gòu)完整性要求，近年來(lái)在結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)/分析/驗(yàn)證方面的研究成果、技術(shù)發(fā)展、設(shè)計(jì)實(shí)踐與后續(xù)發(fā)展展望。

1 面向新一代先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)強(qiáng)度設(shè)計(jì)與驗(yàn)證的規(guī)范架構(gòu)

新一代先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)對(duì)機(jī)體平臺(tái)的要求可以總結(jié)為輕重量、長(zhǎng)壽命、多功能以及高承載。實(shí)現(xiàn)這個(gè)目標(biāo)，除了材料與制造(新材料、新工藝、新結(jié)構(gòu)/裝配)的貢獻(xiàn)，主機(jī)所強(qiáng)度設(shè)計(jì)/分析/驗(yàn)證技術(shù)也必須提升以適應(yīng)先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的研制要求[7]。

在飛機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中，強(qiáng)度團(tuán)隊(duì)根據(jù)以往型號(hào)的設(shè)計(jì)實(shí)踐、借鑒國(guó)際先進(jìn)經(jīng)驗(yàn)，對(duì)飛機(jī)強(qiáng)度設(shè)計(jì)的6個(gè)方面：頂層規(guī)范/準(zhǔn)則、建模及分析要求/指南、載荷與內(nèi)力分析/指南、計(jì)算方法/指南、試驗(yàn)要求/指南及其他，共計(jì)30項(xiàng)，做了重新梳理、補(bǔ)充或新搭建，構(gòu)建了面向新一代戰(zhàn)斗機(jī)強(qiáng)度設(shè)計(jì)與驗(yàn)證的規(guī)范架構(gòu)，如圖1所示。

圖1 面向新一代先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)強(qiáng)度設(shè)計(jì)與驗(yàn)證的規(guī)范架構(gòu)

2 基于多維包線的結(jié)構(gòu)載荷篩選技術(shù)

隨著飛機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)的發(fā)展，對(duì)全機(jī)飛行載荷在飛行包線內(nèi)的覆蓋率以及強(qiáng)度精益分析的要求越來(lái)越高，供強(qiáng)度分析使用的飛行載荷工況數(shù)可高達(dá)幾十萬(wàn)，而且有逐步往更大數(shù)據(jù)量發(fā)展的趨勢(shì)。輕重量、精益強(qiáng)度設(shè)計(jì)的要求，期望對(duì)所有工況進(jìn)行全面分析[8]，如果不對(duì)載荷工況進(jìn)行有效的篩選，強(qiáng)度設(shè)計(jì)的效率是不高的。

經(jīng)典的載荷篩選方法有[9]：機(jī)動(dòng)模擬法篩選、單值包線法篩選和組合包線法篩選等，都在飛機(jī)設(shè)計(jì)實(shí)踐中得到了廣泛的應(yīng)用。目前常用的組合包線法通常只考慮2個(gè)內(nèi)力的組合。隨著現(xiàn)代飛行器結(jié)構(gòu)復(fù)雜性的提高，受力也越來(lái)越復(fù)雜，必須考慮更多內(nèi)力組合才能保證不遺漏載荷的嚴(yán)重工況。另外，目前廣泛采用的單值包線法和組合包線法，都是基于部件一維梁假設(shè)，對(duì)于經(jīng)典機(jī)身、平直機(jī)翼適用性較好，但對(duì)大后掠、三角翼等具有明顯的二維特征結(jié)構(gòu)，一維梁假設(shè)本身就不能表征結(jié)構(gòu)的受力特點(diǎn)。

針對(duì)當(dāng)前載荷篩選方法存在的問(wèn)題，強(qiáng)度團(tuán)隊(duì)進(jìn)行了以下幾個(gè)方面的工作：

1) 對(duì)組合包線應(yīng)用于飛機(jī)強(qiáng)度校核各工程量的合理性進(jìn)行了論證。

2) 將二內(nèi)力組合包線的表達(dá)式推廣到多內(nèi)力組合，并結(jié)合機(jī)體結(jié)構(gòu)特點(diǎn)對(duì)表達(dá)式進(jìn)行了工程簡(jiǎn)化。

3) 結(jié)合板殼理論將傳統(tǒng)基于一維梁的內(nèi)力擴(kuò)展到基于二維板殼的內(nèi)力張量。

4) 在理論推導(dǎo)的基礎(chǔ)上完成了相關(guān)程序的編寫(xiě)并在新型號(hào)飛機(jī)強(qiáng)度設(shè)計(jì)上完成了應(yīng)用，抓住了常規(guī)載荷篩選方法容易遺漏的工況，同時(shí)減少載荷設(shè)計(jì)工況90%以上，極大促進(jìn)了強(qiáng)度設(shè)計(jì)工作的高效準(zhǔn)確完成。

2.1 包線原理對(duì)強(qiáng)度工程量的適用性

載荷篩選一般是為全機(jī)內(nèi)力模型加載做準(zhǔn)備，在飛機(jī)設(shè)計(jì)中使用的全機(jī)內(nèi)力模型一般都是線彈性模型，符合線彈性疊加原理，即

(1)

式中：Y為結(jié)構(gòu)響應(yīng)矢量(或張量)；F為載荷矢量(或張量)；a、b、k為任意常數(shù)；下標(biāo)A和B為2種工況。

由式(1)知，對(duì)任意0≤a≤1，有

(2)

式中：Y′(·)為結(jié)構(gòu)響應(yīng)矢量的任意分量，包括位移分量、應(yīng)力分量、應(yīng)變分量等。

更進(jìn)一步，對(duì)任意0≤a,b,a+b≤1，有

(3)

強(qiáng)度分析中使用的工程量有最大主應(yīng)力/應(yīng)變、最小主應(yīng)力/應(yīng)變、最大剪應(yīng)力/應(yīng)變、von mises應(yīng)力、穩(wěn)定性裕度、連接裕度、復(fù)合材料強(qiáng)度判據(jù)(如Tsai-Wu準(zhǔn)則)等，都是應(yīng)力或應(yīng)變張量的函數(shù)，利用數(shù)學(xué)不等式可證明，對(duì)于這些響應(yīng)，對(duì)任意F=aFA+bFB，0≤a,b,a+b≤1，F(xiàn)作用下結(jié)構(gòu)的響應(yīng)都小于FA或FB作用下結(jié)構(gòu)的響應(yīng)，不構(gòu)成新的嚴(yán)重工況，即在線彈性條件下組合包線原理在工程上是適用的。

2.2 基于一維梁的多維包線及工程化處理

將2.1節(jié)中2種載荷擴(kuò)展到任意多載荷，對(duì)任意F，如果滿足以下條件

(4)

則F對(duì)結(jié)構(gòu)不構(gòu)成新的嚴(yán)重工況。

對(duì)一維梁結(jié)構(gòu)，有6個(gè)內(nèi)力分量，分別為橫向剪力Qx、縱向剪力Qz、橫向彎矩Mz、縱向彎矩Mx、扭矩My、軸力Ny(影響小，一般不考慮)。為對(duì)內(nèi)力進(jìn)行有效分析，定義全機(jī)總體坐標(biāo)系定義為：原點(diǎn)在機(jī)頭；x軸沿飛行器左展向?yàn)檎?；y軸正向?yàn)槟婧较颍瑉軸垂直于xOy平面，指向上為正。內(nèi)力正向定義為：正面(截面的外法線方向與坐標(biāo)軸正方向相同)正方向?yàn)檎?，?fù)面負(fù)方向?yàn)檎?。機(jī)身縱向內(nèi)力正方向如圖2所示，橫向同理。

圖2 縱向內(nèi)力正方向定義

所有內(nèi)力分量都有正負(fù)，但Qx、Qz、My產(chǎn)生剪應(yīng)力，對(duì)各經(jīng)典強(qiáng)度理論，剪應(yīng)力的正負(fù)沒(méi)有意義；對(duì)于部分結(jié)構(gòu)存在對(duì)稱面，如機(jī)身關(guān)于x=0平面對(duì)稱，則Qx、Mz、My為正和負(fù)時(shí)結(jié)構(gòu)的響應(yīng)也關(guān)于對(duì)稱面對(duì)稱，此時(shí)也可認(rèn)為該內(nèi)力為正和為負(fù)時(shí)結(jié)構(gòu)的響應(yīng)相當(dāng)。綜合得，對(duì)于機(jī)身，5個(gè)內(nèi)力中只需要考慮縱向彎矩Mx的正負(fù)，其余可直接取絕對(duì)值分析。

結(jié)構(gòu)同時(shí)受2種載荷作用，對(duì)于特定區(qū)域，合應(yīng)力可能大于任何一種載荷下的響應(yīng)，也可能小于其中某一種載荷下的響應(yīng)。對(duì)于機(jī)身內(nèi)力，由結(jié)構(gòu)的對(duì)稱性，Mx和Mz共同作用下左右兩側(cè)總有一側(cè)響應(yīng)大于任何一種內(nèi)力單獨(dú)作用。Qx和Qz的疊加，Qz和My的疊加同理。剪應(yīng)力和正應(yīng)力對(duì)于強(qiáng)度計(jì)算是獨(dú)立的分量，不考慮正應(yīng)力對(duì)剪切穩(wěn)定性的增強(qiáng)時(shí)，各工程算法2種內(nèi)力共同作用下裕度小于任意單內(nèi)力作用。Qx和My疊加，上壁和下壁必有一側(cè)疊加，Qx一般較小，對(duì)結(jié)構(gòu)不容易構(gòu)成嚴(yán)重工況。因此，在工程上可以認(rèn)為，如果內(nèi)力工況A和B滿足以下條件

(5)

則工況A沒(méi)有工況B嚴(yán)重，不構(gòu)成嚴(yán)重工況。

以式(4)和式(5)為基礎(chǔ)，編制程序，完成了飛機(jī)機(jī)身內(nèi)力的篩選工作，減少工況約90%，并成功選取到傳統(tǒng)方法會(huì)遺漏的嚴(yán)重工況。

2.3 基于板殼理論的內(nèi)力張量

對(duì)于翼面結(jié)構(gòu)，目前的載荷挑選方法都借鑒機(jī)身，采用一維梁假設(shè)，但對(duì)于小展弦比三角翼，展長(zhǎng)和弦長(zhǎng)相當(dāng)甚至小于弦長(zhǎng)，一維梁不能有效反映結(jié)構(gòu)弦向傳力，采用此方法篩選載荷會(huì)出現(xiàn)明顯的偏差。

機(jī)翼有典型的二維結(jié)構(gòu)特征，與機(jī)身結(jié)構(gòu)使用基于工程梁的經(jīng)典內(nèi)力相對(duì)應(yīng)，機(jī)翼結(jié)構(gòu)可使用基于板殼理論的二維內(nèi)力張量。二維板殼單元內(nèi)力如圖3[10]所示。

圖3 二維單元內(nèi)力圖[10]

如果簡(jiǎn)化為x方向的一維梁?jiǎn)卧?，留下的載荷有：Fx(軸力)、Fxy(橫向剪力)、Vy(縱向剪力)、Mx(橫向彎矩)、Mxy(扭矩)、Mz1(縱向彎矩)。忽略的載荷有：Fy、Vx及這2個(gè)力產(chǎn)生的矩Mz2、My。對(duì)于翼面結(jié)構(gòu)，如果簡(jiǎn)化為沿展向的一維梁，則不能有效反映副翼、襟翼載荷向主翼面的擴(kuò)散，以此為基礎(chǔ)篩選載荷是不準(zhǔn)確的。

對(duì)于二維結(jié)構(gòu)，面內(nèi)5個(gè)內(nèi)力(Fx、Fxy、Fy、Mz1、Mz2)的影響一般遠(yuǎn)小于離面內(nèi)力，以離面五內(nèi)力代替基于一維梁的五內(nèi)力，可以在不增加變量的條件下更準(zhǔn)確地表征結(jié)構(gòu)受力。

將一維單元擴(kuò)展到二維，面臨的一個(gè)重要問(wèn)題就是邊界。一維的邊界是點(diǎn)，處理方便；二維的邊界是線，處理起來(lái)困難。在某型飛機(jī)載荷篩選過(guò)程中，采用忽略邊界影響的無(wú)限大均質(zhì)平板，通過(guò)理論解得到內(nèi)力并進(jìn)行了載荷篩選，在不靠近結(jié)構(gòu)邊界和集中接頭的區(qū)域，取得了較好的效果。對(duì)于小展弦比三角翼，還需要進(jìn)一步研究邊界、接頭等因素的影響，推進(jìn)方法的工程化應(yīng)用。

3 基于統(tǒng)一模型的全機(jī)內(nèi)力分析技術(shù)

優(yōu)良的結(jié)構(gòu)傳力路徑與合理的結(jié)構(gòu)參數(shù)是飛機(jī)結(jié)構(gòu)骨架高效率和高品質(zhì)的關(guān)鍵。強(qiáng)度工程師通常利用工程梁法或有限元法，基于力學(xué)概念和設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，對(duì)結(jié)構(gòu)傳力路徑布置進(jìn)行定性的和一定程度定量的分析，但仍然較大程度依賴工程師經(jīng)驗(yàn)[11]。隨著數(shù)字化結(jié)構(gòu)分析能力(軟件與硬件)的大幅提升，工程師(尤其是年輕的、設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)不足的工程師)的主要關(guān)注點(diǎn)僅著眼于大規(guī)模有限元模型和細(xì)節(jié)分析，弱化了對(duì)傳力路徑、結(jié)構(gòu)內(nèi)力分布、傳力路徑的設(shè)計(jì)和分析。這在方案設(shè)計(jì)、初步設(shè)計(jì)階段，是很不妥的。為滿足先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)結(jié)構(gòu)平臺(tái)高品質(zhì)設(shè)計(jì)需求，強(qiáng)度團(tuán)隊(duì)梳理了傳統(tǒng)的強(qiáng)度設(shè)計(jì)與分析流程中的不足，從全機(jī)統(tǒng)一建模、內(nèi)力分析、結(jié)構(gòu)參數(shù)與傳力匹配設(shè)計(jì)等方面建立了以傳力設(shè)計(jì)為主線、以工程仿真分析手段為基礎(chǔ)的基于統(tǒng)一模型的全機(jī)內(nèi)力分析技術(shù)。幾型飛機(jī)的設(shè)計(jì)實(shí)踐表明，尤其在方案設(shè)計(jì)、初步設(shè)計(jì)階段，基于統(tǒng)一模型的全機(jī)內(nèi)力分析技術(shù)是高效、實(shí)用的。

3.1 全機(jī)統(tǒng)一建模

從全機(jī)結(jié)構(gòu)有限元建模和一般分析需求角度，除接頭等復(fù)雜零件需要特殊單元(如各類(lèi)剛性單元、體單元等)來(lái)模擬外，絕大部分結(jié)構(gòu)件可簡(jiǎn)化為桿、梁、剪切板和殼元等類(lèi)型。不同類(lèi)型的單元具有不同的剛度屬性和與之匹配的傳載特征。桿單元主要承受拉壓載荷；梁?jiǎn)卧沙惺芾瓑?、剪切、彎曲和扭轉(zhuǎn)載荷；剪切板單元只能承受平面內(nèi)的剪切載荷；殼單元可承受拉壓、剪切和彎曲載荷。

有限單元類(lèi)型選取可有多種方案。通常根據(jù)載荷類(lèi)型和結(jié)構(gòu)件受力特征，按可承受指定載荷的最簡(jiǎn)化單元類(lèi)型來(lái)建模，以較準(zhǔn)確模擬結(jié)構(gòu)件各部位主要受力特征。

不同類(lèi)型結(jié)構(gòu)(件)有不同的主要受載特征，如：薄蒙皮、薄腹板主要承受拉伸和剪切載荷；加強(qiáng)筋、長(zhǎng)桁、大梁承受拉伸、壓縮、彎曲等載荷。外載荷在不同結(jié)構(gòu)或部位表現(xiàn)出不同的局部傳載形式。針對(duì)載荷類(lèi)型、載荷工況和結(jié)構(gòu)特征的不同，按照最簡(jiǎn)化單元類(lèi)型建模需要建立多套有限元模型，施加相適應(yīng)類(lèi)型載荷工況分別計(jì)算。對(duì)于某些復(fù)雜的載荷工況，需要預(yù)先試算，然后靠工程師經(jīng)驗(yàn)判斷結(jié)構(gòu)承載特征和選用相適應(yīng)的計(jì)算模型。對(duì)于數(shù)千種載荷工況，明確區(qū)分載荷類(lèi)型、分別建立和選用相適應(yīng)的有限元模型組合進(jìn)行結(jié)構(gòu)分析，難以滿足飛機(jī)設(shè)計(jì)需求。另一方面，飛機(jī)研制過(guò)程也是多專業(yè)、多學(xué)科協(xié)同仿真不斷優(yōu)化迭代的設(shè)計(jì)過(guò)程。因此，建立統(tǒng)一通用的全機(jī)結(jié)構(gòu)有限元模型是非常必要的。

統(tǒng)一的全機(jī)有限元建模技術(shù)，需要考慮飛機(jī)結(jié)構(gòu)各零部件在各種載荷條件下的綜合受載特征，選取足夠表達(dá)所需傳力和剛度特征的適用的有限單元，確保過(guò)程數(shù)據(jù)的唯一性、正確性和準(zhǔn)確性。

針對(duì)工程結(jié)構(gòu)常用有限單元類(lèi)型、結(jié)構(gòu)受載特點(diǎn)、傳力需求以及多專業(yè)(靜強(qiáng)度、動(dòng)強(qiáng)度、疲勞、氣動(dòng)彈性)綜合分析需求，選取最佳單元類(lèi)型組合，建立統(tǒng)一有限元模型。表1給出了滿足結(jié)構(gòu)剛度和傳力需求的常用單元類(lèi)型選配矩陣。

表1 常用有限單元類(lèi)型選配矩陣

注：√表示完全適用，〇表示部分適用或有一定功能限制，×表示不適用。

對(duì)于機(jī)身或長(zhǎng)直翼類(lèi)結(jié)構(gòu)的截面剛度、截面內(nèi)力分析，使用一種專用的組合結(jié)構(gòu)工程梁截面模型，典型模型見(jiàn)圖4。

圖4 典型工程梁截面模型

對(duì)比統(tǒng)一的有限元模型與工程梁截面模型，開(kāi)發(fā)了模型解析接口程序，建立了2類(lèi)結(jié)構(gòu)分析模型的一一對(duì)應(yīng)關(guān)系。主要單元類(lèi)型定義見(jiàn)表2，其中，E0為參考彈性模量；Ei為單元i的彈性模量；Ti為單元i的厚度；T為厚度；Ai為單元i的面積。

采用全機(jī)統(tǒng)一有限元建模方法保證了結(jié)構(gòu)剛度和內(nèi)力分析的通用性、屬性參數(shù)定義的唯一性，有利于多專業(yè)、多學(xué)科協(xié)同仿真不斷優(yōu)化迭代和全生命周期數(shù)據(jù)管理。

表2 工程梁模型和統(tǒng)一有限元模型參數(shù)定義

3.2 內(nèi)力分析

強(qiáng)度團(tuán)隊(duì)的結(jié)構(gòu)內(nèi)力分析分為2類(lèi)不同的維度。第1類(lèi)，利用有限元模型與工程梁模型的解析接口，統(tǒng)一有限元模型功能擴(kuò)展到工程梁截面模型的用途，發(fā)展工程梁算法和程序，直接分析任意多個(gè)截面的內(nèi)力分布和構(gòu)件的傳力情況，對(duì)結(jié)構(gòu)布置方案和結(jié)構(gòu)總體傳力進(jìn)行評(píng)估。第2類(lèi)，基于統(tǒng)一有限元模型，考慮各種總體和局部載荷工況，通過(guò)有限元分析，得到結(jié)構(gòu)單元的應(yīng)力、應(yīng)變、元素力等計(jì)算結(jié)果，采用定制開(kāi)發(fā)的數(shù)據(jù)后處理方法和工具，進(jìn)行結(jié)構(gòu)件詳細(xì)內(nèi)力分析。結(jié)構(gòu)內(nèi)力分析方法和流程見(jiàn)圖5。

圖5 結(jié)構(gòu)內(nèi)力分析方法和流程簡(jiǎn)圖

結(jié)構(gòu)零件或組合件通常有多種可能的失效模式，如構(gòu)件拉伸/壓縮失效、板穩(wěn)定性失效、梁彎曲失效、緊固件拉伸/剪切失效等，不同的失效模式對(duì)應(yīng)不同的內(nèi)力分量和大小，不會(huì)在同一內(nèi)力作用下同時(shí)達(dá)到臨界失效狀態(tài)。

靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求是，在各種載荷作用下，結(jié)構(gòu)不產(chǎn)生任何模式的失效破壞。

數(shù)千種載荷工況的有限元分析結(jié)果，只需針對(duì)常用結(jié)構(gòu)各類(lèi)典型失效模式確定最嚴(yán)重的內(nèi)力分量或組合包絡(luò)。圖6給出了常用典型結(jié)構(gòu)有限元的特征內(nèi)力組合分析應(yīng)用模板。

基于統(tǒng)一模型的有限元法和工程梁法，引入強(qiáng)度知識(shí)庫(kù)，集成專業(yè)分析流程，定制開(kāi)發(fā)專用的結(jié)構(gòu)單元或組合單元的特征內(nèi)力包絡(luò)組合分析應(yīng)用模板工具，快速分析得到工程常用結(jié)構(gòu)在所有載荷工況下針對(duì)各類(lèi)失效模式的有限元特征內(nèi)力數(shù)據(jù)，分別用于結(jié)構(gòu)件的靜強(qiáng)度、穩(wěn)定性、連接強(qiáng)度等各類(lèi)失效模式下的校核計(jì)算。

假定受單一廣義內(nèi)力的元件對(duì)應(yīng)某種特定失效模式的臨界載荷(亦稱特定失效模式下的結(jié)構(gòu)許用載荷或承載能力)為[P]，可能產(chǎn)生該種失效模式的結(jié)構(gòu)元件工作載荷(廣義內(nèi)力)為P，則結(jié)構(gòu)不產(chǎn)生該失效模式的強(qiáng)度安全裕度計(jì)算公式為

(6)

對(duì)于多種內(nèi)力復(fù)合情況的元件強(qiáng)度計(jì)算，如腹板承受雙軸壓和剪切載荷的穩(wěn)定性計(jì)算、連接件同時(shí)承受拉伸和剪切的復(fù)合強(qiáng)度計(jì)算等，對(duì)應(yīng)各單一載荷失效模式的臨界載荷分別為[P1]，[P2]，…，相應(yīng)的結(jié)構(gòu)元件各工作載荷(內(nèi)力)分別為P1，P2，…。則結(jié)構(gòu)受該復(fù)合內(nèi)力作用失效的安全裕度計(jì)算公式為

圖6 典型結(jié)構(gòu)有限元特征內(nèi)力組合分析

(7)

(8)

在各種載荷工況條件下，典型單元的多內(nèi)力組合都不產(chǎn)生任何模式的失效破壞，滿足：

(9)

除通過(guò)理論計(jì)算方法獲得結(jié)構(gòu)特定失效模式下的臨界載荷、許用載荷或者承載能力，還可通過(guò)控制毛應(yīng)力水平，控制細(xì)節(jié)應(yīng)力水平，控制應(yīng)變等方式來(lái)設(shè)定許用值。

當(dāng)計(jì)算結(jié)果不滿足條件的情況下，需要考慮2種 方式：一是提高結(jié)構(gòu)最低的許用內(nèi)力或承載能力(即[Pi])，可通過(guò)增加或調(diào)整傳力結(jié)構(gòu)強(qiáng)度參數(shù)來(lái)實(shí)現(xiàn)；二是改變(弱化)結(jié)構(gòu)的傳力路徑，降低特定結(jié)構(gòu)的傳力比例(即Pi)，可通過(guò)增加其他結(jié)構(gòu)的剛度參數(shù)或減少特定結(jié)構(gòu)的剛度參數(shù)來(lái)實(shí)現(xiàn)。

當(dāng)計(jì)算結(jié)果最小余量偏大的情況下，說(shuō)明結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)不夠合理、不夠優(yōu)化，可以考慮2種方式：一是降低結(jié)構(gòu)最低的許用內(nèi)力或承載能力(即[Pi])，可通過(guò)降低或調(diào)整傳力結(jié)構(gòu)強(qiáng)度參數(shù)來(lái)實(shí)現(xiàn)；二是改變(強(qiáng)化)結(jié)構(gòu)的傳力路徑，提高特定結(jié)構(gòu)的傳力比例(即Pi)，可通過(guò)減少其他結(jié)構(gòu)的剛度參數(shù)或增加特定結(jié)構(gòu)的剛度參數(shù)來(lái)實(shí)現(xiàn)。

3.3 結(jié)構(gòu)分析流程

在相同外載條件下，不同的結(jié)構(gòu)布置和細(xì)節(jié)參數(shù)設(shè)計(jì)可得到結(jié)構(gòu)不同的內(nèi)力分布和傳力路線。傳力路徑不合理會(huì)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)綜合傳載效率降低、結(jié)構(gòu)重量代價(jià)增大甚至不可設(shè)計(jì)。通過(guò)合理的結(jié)構(gòu)參數(shù)設(shè)計(jì)，提高結(jié)構(gòu)各種失效模式(特別是最低失效模式)的失效載荷，優(yōu)化結(jié)構(gòu)的傳力路徑，匹配結(jié)構(gòu)布置的傳力或非傳力設(shè)計(jì)需求，從而實(shí)現(xiàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)具有高承載能力和綜合減重優(yōu)化設(shè)計(jì)品質(zhì)。

強(qiáng)度團(tuán)隊(duì)基于內(nèi)力分析與傳力設(shè)計(jì)的設(shè)計(jì)思路，將傳統(tǒng)的根據(jù)結(jié)構(gòu)有限元應(yīng)力、應(yīng)變分析進(jìn)行強(qiáng)度判別發(fā)展為結(jié)合工程算法的內(nèi)力分析、承載判別和傳力綜合設(shè)計(jì)方法，將工程經(jīng)驗(yàn)、定性的工程方法發(fā)展為數(shù)字化、顯性化的定量分析方法。圖7示出了設(shè)計(jì)分析流程。

統(tǒng)一有限元模型同時(shí)具有剛度分析模型、內(nèi)力分析模型、總體載荷分析模型、重要件細(xì)節(jié)應(yīng)力分析基礎(chǔ)模型(邊界載荷位移條件)以及動(dòng)力學(xué)分析基礎(chǔ)模型(補(bǔ)充質(zhì)量、阻尼和運(yùn)動(dòng)構(gòu)件等)，結(jié)合各類(lèi)分析軟件功能和自主開(kāi)發(fā)的模型轉(zhuǎn)換接口模塊，用于各類(lèi)靜力分析、剛度分析、內(nèi)力分析，同時(shí)支持載荷專業(yè)分析、疲勞細(xì)節(jié)分析、動(dòng)力學(xué)分析、顫振分析等多專業(yè)、多學(xué)科聯(lián)合仿真和綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)。圖8給出了全機(jī)各部件典型模態(tài)地面振動(dòng)試驗(yàn)(Ground Vibration Test, GVT)和基于統(tǒng)一剛度模型計(jì)算的固有頻率對(duì)比柱狀圖，圖中A～K為不同結(jié)構(gòu)部件，試驗(yàn)值與計(jì)算值差別很小，表明統(tǒng)一有限元模型具有足夠高的精度。

內(nèi)力分析技術(shù)應(yīng)用于新一代戰(zhàn)斗機(jī)全機(jī)主要縱向、橫向傳力構(gòu)件內(nèi)力分析，結(jié)構(gòu)主承力框、整體加筋壁板、角盒接頭、開(kāi)孔與加強(qiáng)凸臺(tái)、復(fù)合材料壁板等典型元(組)件各類(lèi)特征內(nèi)力組合分析與失效分析；也應(yīng)用于復(fù)合材料層壓板加筋壁板的主傳力方向與布筋方向選取優(yōu)化設(shè)計(jì)、布筋間距大小與蒙皮臨界屈曲綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)、鋪層比例與強(qiáng)度剛度綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)；還應(yīng)用于主承力框加強(qiáng)筋內(nèi)力分析與尺寸參數(shù)、內(nèi)部筋間距的迭代優(yōu)化設(shè)計(jì)(圖9給出了某框部分迭代結(jié)果)，使加強(qiáng)筋傳力與結(jié)構(gòu)參數(shù)相匹配，提高結(jié)構(gòu)綜合傳載效率，降低結(jié)構(gòu)重量。

圖8 GVT試驗(yàn)與仿真分析結(jié)果對(duì)比

圖9 主承力框加強(qiáng)筋參數(shù)迭代過(guò)程

基于統(tǒng)一模型的全機(jī)內(nèi)力分析技術(shù)的研究與應(yīng)用較好地解決了全機(jī)結(jié)構(gòu)件內(nèi)力分析、傳力路徑設(shè)計(jì)以及傳力結(jié)構(gòu)件參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題，為新一代戰(zhàn)斗機(jī)結(jié)構(gòu)建立了一套新的設(shè)計(jì)分析方法，提高了強(qiáng)度設(shè)計(jì)效率和強(qiáng)度剛度綜合品質(zhì)。

4 復(fù)合材料整體化結(jié)構(gòu)分析技術(shù)

新一代戰(zhàn)斗機(jī)主承力結(jié)構(gòu)較多地采用了復(fù)合材料整體化結(jié)構(gòu)，復(fù)材用量明顯高于之前服役的戰(zhàn)斗機(jī)，對(duì)飛機(jī)平臺(tái)的減重、減阻和實(shí)現(xiàn)多功能有大的貢獻(xiàn)。隨著分析與驗(yàn)證技術(shù)、制備工藝的發(fā)展，以及對(duì)失效機(jī)理、破壞準(zhǔn)則等深入的研究，可以發(fā)現(xiàn)，整體化結(jié)構(gòu)是發(fā)展趨勢(shì)和必然。

新一代戰(zhàn)斗機(jī)以結(jié)構(gòu)整體化為核心來(lái)實(shí)現(xiàn)復(fù)合材料的高效應(yīng)用，如基于U型和T型結(jié)構(gòu)單元、采用縫紉/RTM(Resin Transfer Molding)以及縫紉/RFI(Resin Film Infusion)的整體化復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。

復(fù)合材料整體化結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度研究?jī)?nèi)容以及分析技術(shù)與傳統(tǒng)加筋結(jié)構(gòu)有所不同，除整體化復(fù)材結(jié)構(gòu)成型過(guò)程中的翹曲變形和殘余應(yīng)力等研究外，其力學(xué)行為以及驗(yàn)證、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)許用值確定方法等都有特殊性。強(qiáng)度團(tuán)隊(duì)重點(diǎn)在結(jié)構(gòu)單元界面分析、結(jié)構(gòu)單元特征參數(shù)表征研究及其影響分析等方面開(kāi)展了一系列有益的研究工作。

4.1 結(jié)構(gòu)單元界面分析

復(fù)合材料整體化結(jié)構(gòu)通常由2部分組成，層板和結(jié)構(gòu)單元，見(jiàn)圖10。結(jié)構(gòu)單元是針對(duì)復(fù)合材料整體化結(jié)構(gòu)，從力學(xué)性能出發(fā)提煉的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)概念，是能獨(dú)立傳載及承載的典型結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)，為整體化結(jié)構(gòu)的基本結(jié)構(gòu)組分。結(jié)構(gòu)單元的力學(xué)特性、失效模式以及強(qiáng)度等研究是復(fù)合材料整體化結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)的重要內(nèi)容，而結(jié)構(gòu)單元界面分析又是其強(qiáng)度設(shè)計(jì)技術(shù)的關(guān)鍵[12]。

基于非線性有限元分析方法，采用雙線性關(guān)系作為界面材料本構(gòu)關(guān)系，并將Quads和Hashin失效準(zhǔn)則作為整體化結(jié)構(gòu)分析的失效準(zhǔn)則，同時(shí)引入橋接力和界面與Z向增強(qiáng)(縫線或Z-Pin)間摩擦本構(gòu)關(guān)系，對(duì)結(jié)構(gòu)單元的界面或Z向增強(qiáng)界面力學(xué)特性、強(qiáng)度和失效機(jī)理進(jìn)行數(shù)值分析，建立結(jié)構(gòu)單元界面承/傳載特性、失效分析方法[13]。

對(duì)于復(fù)合材料整體化結(jié)構(gòu)的界面失效分析主要采用虛裂紋閉合技術(shù)(VCCT)、能量法以及界面單元法等。界面單元法基于Cohesive Zone理論，綜合考慮強(qiáng)度準(zhǔn)則和斷裂力學(xué)方法，可以模擬界面處裂紋的產(chǎn)生和擴(kuò)展過(guò)程。由于幾何結(jié)構(gòu)和載荷的復(fù)雜性，常規(guī)的方法很難確定其初始裂紋的萌生位置，而通過(guò)在層間引入界面單元的方法可以很好地克服這些問(wèn)題。通過(guò)對(duì)界面單元的應(yīng)力分析，并結(jié)合失效準(zhǔn)則，準(zhǔn)確模擬界面失效過(guò)程。

基于連續(xù)介質(zhì)損傷力學(xué)的漸進(jìn)損傷理論采用損傷變量來(lái)描述Hashin準(zhǔn)則的各種失效模式。內(nèi)聚力單元的本構(gòu)模型有多種形式，主要體現(xiàn)在材料退化曲線上。內(nèi)聚力單元的起始損傷采用二次名義應(yīng)力準(zhǔn)則判斷：

(10)

圖10 整體化結(jié)構(gòu)單元

混合模式(Ⅰ型、Ⅱ型、Ⅲ型開(kāi)裂)下的臨界應(yīng)變能釋放率Gc通過(guò)B-K(Benzeggagh-Kenane)斷裂準(zhǔn)則計(jì)算：

(11)

式中：GIc和GⅡc分別表示Ⅰ型和Ⅱ型臨界應(yīng)變能釋放率；GⅠ、GⅡ和GⅢ分別表示Ⅰ型、Ⅱ型和Ⅲ型應(yīng)變能釋放率，且GS=GⅡ+GⅢ，GT=GⅠ+GS；η為與材料有關(guān)的參數(shù)。

圖11、圖12分別為U型結(jié)構(gòu)單元和縫紉增強(qiáng)T型結(jié)構(gòu)單元仿真失效過(guò)程分析。

圖11 U型結(jié)構(gòu)單元界面失效過(guò)程仿真

圖12 縫紉增強(qiáng)結(jié)構(gòu)單元界面失效過(guò)程仿真

通過(guò)先進(jìn)數(shù)值分析技術(shù)，對(duì)復(fù)合材料整體結(jié)構(gòu)的重要部位失效過(guò)程仿真，深入研究整體化結(jié)構(gòu)的力學(xué)特性、失效機(jī)理以及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)關(guān)鍵，為精細(xì)設(shè)計(jì)提供技術(shù)手段和理論依據(jù)。

4.2 結(jié)構(gòu)單元特征參數(shù)表征及影響分析

結(jié)構(gòu)單元是影響整體化復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度的關(guān)鍵因素，結(jié)構(gòu)單元的力學(xué)特性對(duì)復(fù)合材料整體結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度和剛度具有重要意義。

整體化結(jié)構(gòu)形式多樣，對(duì)應(yīng)多種結(jié)構(gòu)單元，每一種特定的結(jié)構(gòu)單元，都有多個(gè)特征參數(shù)，這些參數(shù)的組合決定了結(jié)構(gòu)單元的傳載及承載特性。常用的結(jié)構(gòu)單元表觀形態(tài)為π型單元、L型單元、T型單元以及U型單元等。通常采用以下參數(shù)來(lái)表征結(jié)構(gòu)單元，如：幾何形狀、幾何尺寸、結(jié)合界面、材料、工藝等，各個(gè)參數(shù)對(duì)結(jié)構(gòu)單元力學(xué)性能的影響各不相同。從力學(xué)傳載與承載特征和能力而言，決定結(jié)構(gòu)單元強(qiáng)度的主要因素是單元界面，不同界面的構(gòu)型決定不同結(jié)構(gòu)單元最有效的承傳載形狀和方向，相同界面的不同參數(shù)決定結(jié)構(gòu)單元的傳載效率。

將結(jié)構(gòu)單元參數(shù)分為特征參數(shù)和普通參數(shù)。特征參數(shù)表征結(jié)構(gòu)單元的力學(xué)行為、傳載特征、失效模式等，而普通參數(shù)則表征結(jié)構(gòu)單元力學(xué)行為的程度。

影響結(jié)構(gòu)單元強(qiáng)度和剛度的參數(shù)較多，采用結(jié)構(gòu)單元特征參數(shù)表征分析方法，通過(guò)數(shù)值仿真分析及試驗(yàn)研究，揭示結(jié)構(gòu)單元對(duì)強(qiáng)度和剛度最為敏感的參數(shù)，即結(jié)構(gòu)特征參數(shù)，研究這些特征參數(shù)敏感性、特殊設(shè)計(jì)點(diǎn)(如性能拐點(diǎn)、門(mén)檻值等等)，從而獲得整體結(jié)構(gòu)單元的優(yōu)化參數(shù)，以實(shí)現(xiàn)對(duì)整體化結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)。

針對(duì)T型單元整體化結(jié)構(gòu)，影響結(jié)構(gòu)單元力學(xué)特性的特征參數(shù)：界面材料、三角區(qū)(R區(qū))填料以及幾何參數(shù)等[14]。

4.2.1 界面材料(膠粘劑)強(qiáng)度對(duì)極限載荷的影響

界面膠粘劑材料強(qiáng)度影響結(jié)構(gòu)單元的失效模式，如圖13所示，但仿真研究和試驗(yàn)表明，在一定材料強(qiáng)度范圍內(nèi)，結(jié)構(gòu)單元界面材料強(qiáng)度對(duì)試樣的極限載荷影響不大，如圖14所示的結(jié)構(gòu)單元試驗(yàn)結(jié)果曲線，圖中cc-tt-2和cc-tt-2-2分別為不同界面材料的試驗(yàn)件編號(hào)。

圖13 不同界面材料失效模式

4.2.2 三角區(qū)填料剛度對(duì)強(qiáng)度的影響

在拉伸和彎曲載荷下，填充區(qū)剛度對(duì)于結(jié)構(gòu)單元力學(xué)性能有比較復(fù)雜的影響。T型單元結(jié)構(gòu)失效載荷隨三角區(qū)填料彈性模量E值變化的數(shù)值仿真曲線分別見(jiàn)圖15和圖16,R為填充區(qū)半徑。

圖14 界面材料對(duì)拉伸載荷-位移曲線的影響

圖15 拉伸失效載荷與填料彈性模量的關(guān)系

圖16 填充區(qū)不同填料彈性模量的彎曲載荷-位移曲線

剪切載荷下，U型整體化結(jié)構(gòu)剪切破壞載荷隨三角區(qū)填料彈性模量E值變化的數(shù)值仿真曲線見(jiàn)圖17。

圖17 填充區(qū)不同填料彈性模量的剪切載荷-位移曲線

4.2.3 界面填充區(qū)半徑對(duì)承載能力的影響

填充區(qū)半徑大，有利于減緩填充區(qū)的應(yīng)力分布，相應(yīng)地層間應(yīng)力也得到減緩，同時(shí)，較大填充區(qū)半徑有更高的彎曲強(qiáng)度。圖18、圖19分別為T(mén)型結(jié)構(gòu)單元不同填充區(qū)半徑拉伸、彎曲載荷-位移數(shù)值仿真曲線。

圖18 不同填充區(qū)半徑的拉伸載荷-位移曲線

半徑較小的層間應(yīng)力較大，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)較早失效。圖20為不同填充區(qū)半徑層間應(yīng)力分布，圖21為T(mén)型結(jié)構(gòu)單元不同填充區(qū)半徑的剪切載荷-位移數(shù)值模擬仿真曲線。

4.2.4 縫紉參數(shù)對(duì)縫合整體壁板的影響

針對(duì)T型整體壁板和L型整體壁板縫合結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析研究。圖22、圖23分別為縫合參數(shù)對(duì)復(fù)材層板面內(nèi)模量和強(qiáng)度值的影響規(guī)律，縱坐標(biāo)為縫合結(jié)構(gòu)與未縫合(上標(biāo)*)結(jié)構(gòu)模量和強(qiáng)度的比值。其中，G為剪切模量；XT和XC分別為縱向拉伸和壓縮強(qiáng)度；YT和YC分別為橫向拉伸和壓縮強(qiáng)度。

縫線降低x向模量和強(qiáng)度，對(duì)y向以及剪切模量和強(qiáng)度則有一定的加強(qiáng)。縫線針距與行距與面內(nèi)模量與強(qiáng)度的影響成反比。

圖19 不同填充區(qū)半徑的彎曲載荷-位移曲線

圖20 R區(qū)層間應(yīng)力

圖21 不同填充區(qū)半徑的剪切載荷-位移曲線

圖22 縫合參數(shù)對(duì)層板面內(nèi)模量的影響

圖23 縫合參數(shù)對(duì)層板強(qiáng)度的影響

5 高精度快速細(xì)節(jié)應(yīng)力分析技術(shù)

5.1 細(xì)節(jié)應(yīng)力分析

新一代戰(zhàn)斗機(jī)結(jié)構(gòu)的長(zhǎng)壽命要求通過(guò)合理的結(jié)構(gòu)選材、優(yōu)化的結(jié)構(gòu)總體及細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)以及積木式的疲勞試驗(yàn)得以實(shí)現(xiàn)。疲勞壽命分析是疲勞定量設(shè)計(jì)的重要手段，結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)應(yīng)力分析精度將面臨大的挑戰(zhàn)。

影響結(jié)構(gòu)疲勞壽命分析精度的因素主要包括：材料性能差異、結(jié)構(gòu)疲勞細(xì)節(jié)參數(shù)差異、載荷譜(應(yīng)力譜)差異等。疲勞壽命分析關(guān)注的是結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位，構(gòu)建該部位準(zhǔn)確的應(yīng)力譜需要通過(guò)細(xì)節(jié)應(yīng)力分析來(lái)實(shí)現(xiàn)[15]。在目前的工程實(shí)踐中，提高應(yīng)力分析精度是提升壽命分析精度的最有效手段。如何提高應(yīng)力分析的精度和效率是工程上急需解決的技術(shù)問(wèn)題。

采用精細(xì)網(wǎng)格，盡量減少工程簡(jiǎn)化，考慮結(jié)構(gòu)件之間的連接、接觸、幾何與材料非線性的全結(jié)構(gòu)仿真分析無(wú)疑可以獲得較為精確的應(yīng)力分析結(jié)果，但對(duì)于結(jié)構(gòu)復(fù)雜、連接關(guān)系復(fù)雜、受力復(fù)雜的飛機(jī)結(jié)構(gòu)，采用全結(jié)構(gòu)精細(xì)化網(wǎng)格的方式進(jìn)行細(xì)節(jié)分析既不現(xiàn)實(shí)，也不必要。工程實(shí)際中，應(yīng)當(dāng)采用較為簡(jiǎn)單的模型來(lái)考慮周邊結(jié)構(gòu)對(duì)考核結(jié)構(gòu)的影響，而對(duì)考核結(jié)構(gòu)進(jìn)行盡量少的工程簡(jiǎn)化來(lái)開(kāi)展細(xì)節(jié)分析工作。

目前，對(duì)于復(fù)雜結(jié)構(gòu)，正確考慮周邊結(jié)構(gòu)對(duì)考核結(jié)構(gòu)影響的細(xì)節(jié)分析方法主要有以下3種：

1) 直接細(xì)化法，即選取適當(dāng)邊界，直接在總體模型中建立局部細(xì)節(jié)細(xì)化模型，并采用適當(dāng)方式處理細(xì)化區(qū)域與周邊的連接，以實(shí)現(xiàn)載荷與位移協(xié)調(diào)。

2) 剛度縮聚法，包括子結(jié)構(gòu)法和直接矩陣輸入技術(shù)(Direct Input Matrix at Grid points，DIMG)。

3) Global-Local法，在總體分析模型中選取適當(dāng)邊界，將局部細(xì)節(jié)從總體模型中取出形成自由體(Free Body)，施加總體模型中局部細(xì)節(jié)與總體模型交界邊界條件(位移或力)，重新求解。

當(dāng)總體與細(xì)節(jié)分析均采用同一有限元求解器進(jìn)行分析時(shí)，可采用第1種方法(即總體模型中直接細(xì)化)進(jìn)行。

第1、2種方法由于建模和網(wǎng)格限制等原因，在工程實(shí)際應(yīng)用中效率較低，一般不推薦。目前在飛機(jī)復(fù)雜結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)應(yīng)力分析時(shí)，強(qiáng)度團(tuán)隊(duì)采用Global-Local分析方法。

5.2 基于力邊界的Global-Local方法

Global-Local分析方法有力邊界或位移邊界2種方式[16]，本文主要介紹主要基于力邊界的Global-Local方法。

5.2.1 基本原理

基于力邊界的Global-Local細(xì)節(jié)應(yīng)力分析方法基本原理是：從總體模型中獲得細(xì)節(jié)分析區(qū)域邊界的內(nèi)力，直接施加到細(xì)節(jié)模型(Free Body)上，細(xì)節(jié)模型與總體模型中的細(xì)節(jié)區(qū)域只存在邊界幾何的拓?fù)鋮f(xié)調(diào)關(guān)系。由于該方法對(duì)網(wǎng)格尺寸、單元類(lèi)型沒(méi)有特殊要求，大大減少人工操作，極大地提高了細(xì)節(jié)應(yīng)力分析效率。

關(guān)鍵技術(shù)包括2個(gè)方面：如何提取細(xì)節(jié)區(qū)域邊界的內(nèi)力，以及如何將提取出的內(nèi)力作為邊界載荷施加到細(xì)節(jié)模型上。

受力結(jié)構(gòu)離散為有限單元后，其相互作用是通過(guò)單元節(jié)點(diǎn)來(lái)實(shí)現(xiàn)的，每個(gè)節(jié)點(diǎn)都會(huì)受到與之相連單元的力的作用。所有單元作用力之和為零，節(jié)點(diǎn)受力是平衡的，故這些力又稱為節(jié)點(diǎn)平衡力，如圖24所示。如果將左側(cè)單元提供的節(jié)點(diǎn)平衡力Felm1、Felm2相加即可得到左側(cè)模型在節(jié)點(diǎn)1處對(duì)右側(cè)模型的作用力，即左右側(cè)邊界上節(jié)點(diǎn)1處的內(nèi)力。如果將邊界上所有節(jié)點(diǎn)相連的左側(cè)單元的節(jié)點(diǎn)平衡力分別相加，即可得到邊界上所有節(jié)點(diǎn)的左側(cè)模型對(duì)右側(cè)模型作用力。而節(jié)點(diǎn)平衡力可以在有限元分析結(jié)果文件中輸出。

因此，提取邊界載荷步驟如下：① 在總體模型中確定邊界；② 輸出邊界節(jié)點(diǎn)信息和某一側(cè)單元信息；③ 計(jì)算輸出邊界節(jié)點(diǎn)的節(jié)點(diǎn)平衡力；④ 對(duì)所有邊界節(jié)點(diǎn)，將與之相連的所有單側(cè)單元提供的節(jié)點(diǎn)平衡力相加，即可獲得邊界節(jié)點(diǎn)上某側(cè)結(jié)構(gòu)對(duì)另一側(cè)結(jié)構(gòu)的作用力。

在細(xì)節(jié)應(yīng)力分析模型上如何快速施加邊界載荷?？傮w模型(2D元)中的載荷加載點(diǎn)往往具有6個(gè)自由度，而細(xì)節(jié)模型(3D元)只有3個(gè)自由度，最好的辦法就是采用有限元中的多點(diǎn)約束(MultiPoint Constrain,MPC)方式將邊界節(jié)點(diǎn)直接與細(xì)節(jié)模型相鄰節(jié)點(diǎn)相連，以保證加載點(diǎn)6個(gè)自由度得到足夠的支持，然后再在邊界節(jié)點(diǎn)施加邊界載荷進(jìn)行求解。由于RBE2等形式的MPC連接會(huì)增加局部剛度，本文提出的方法采用了RBE3形式的MPC。在用RBE3連接時(shí)，加載點(diǎn)為從點(diǎn)，它與細(xì)節(jié)模型中3個(gè)以上不共線節(jié)點(diǎn)相連，細(xì)節(jié)模型上的點(diǎn)為主點(diǎn)。

圖24 節(jié)點(diǎn)平衡力概念

在細(xì)節(jié)模型中施加邊界載荷可采取如下步驟：① 建立與總體模型中細(xì)節(jié)區(qū)域邊界幾何形狀一致的細(xì)節(jié)模型；② 根據(jù)邊界節(jié)點(diǎn)坐標(biāo)，在細(xì)節(jié)模型中形成加載節(jié)點(diǎn)，并根據(jù)加載點(diǎn)與細(xì)節(jié)模型節(jié)點(diǎn)的遠(yuǎn)近程度作為依據(jù)，形成加載點(diǎn)與細(xì)節(jié)模型節(jié)點(diǎn)間的MPC連接；③ 根據(jù)邊界節(jié)點(diǎn)載荷形成細(xì)節(jié)模型上加載點(diǎn)載荷。

5.2.2 基本流程

為了提高細(xì)節(jié)應(yīng)力分析效率，強(qiáng)度團(tuán)隊(duì)編制了基于力邊界的Global-Local方法的2個(gè)應(yīng)用軟件：GetLoad、AutoMPC；其中GetLoad為提取邊界載荷的程序；AutoMPC是施加載荷和實(shí)現(xiàn)簡(jiǎn)化連接的程序。基于力邊界Global-Local細(xì)節(jié)分析方法的流程如圖25所示。

圖25 基于力法的Global-Local細(xì)節(jié)應(yīng)力分析流程

5.3 剛度差異影響及處理

飛機(jī)總體分析模型一般采用1～2維的板桿單元，模型的簡(jiǎn)化與真實(shí)結(jié)構(gòu)的剛度存在一定差異，尤其是結(jié)構(gòu)細(xì)長(zhǎng)、零件剛度變化較大時(shí)更加明顯。

圖26為總體分析中梁的變形，如果直接從總體分析中提取板桿單元表示的梁的邊界載荷施加到梁的細(xì)節(jié)模型上，變形及最大主應(yīng)力如圖27所示。對(duì)比圖26與圖27，細(xì)節(jié)分析結(jié)果中變形出現(xiàn)繞軸的扭轉(zhuǎn)現(xiàn)象，而真實(shí)結(jié)構(gòu)中有蒙皮及肋等結(jié)構(gòu)的支撐，這種變形是不正確的。總體模型中，梁上下突緣在根部用板元模擬，外側(cè)用梁元模擬，沒(méi)有考慮梁前后的偏心，雖然傳遞彎矩沒(méi)有影響，但由于扭轉(zhuǎn)剛度不一致，造成載荷傳遞到細(xì)節(jié)模型上時(shí)存在差異，從而影響細(xì)節(jié)模型的應(yīng)力分析結(jié)果精度。

解決方法有2種：一種是修改總體模型，盡量反映零、組件的剛度。由于總體模型中連接關(guān)系復(fù)雜，這種方式效率不高，效果也不明顯。另一種是采用較粗網(wǎng)格尺寸的實(shí)體單元，建立能夠準(zhǔn)確反映剛度特性的零件模型，替換總體模型對(duì)應(yīng)的板桿單元，采用自動(dòng)連接技術(shù)將總體模型上的邊界點(diǎn)與實(shí)體模型相連。這實(shí)際是一種直接細(xì)化的細(xì)節(jié)分析方法。由于目的是獲得準(zhǔn)確邊界載荷，模型網(wǎng)格較粗，規(guī)模適中即可，一般FEM求解器都能在較短時(shí)間內(nèi)求解。

圖26 總體分析中梁的變形

圖27 梁細(xì)節(jié)應(yīng)力最大主應(yīng)力云圖(含變形)

圖28為總體模型中粗網(wǎng)格實(shí)體模型替換板桿模型的網(wǎng)格圖，圖29為其變形和最大主應(yīng)力云圖。對(duì)比圖28與圖29，變形趨于合理。

飛機(jī)翼身交點(diǎn)連接結(jié)構(gòu)是重要的主承力結(jié)構(gòu)，涉及來(lái)自于機(jī)翼的載荷在多個(gè)翼身連接交點(diǎn)的載荷分配問(wèn)題。為了評(píng)估對(duì)于復(fù)雜結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的誤差，本文采用對(duì)比分析方法進(jìn)行對(duì)比評(píng)估。將某型飛機(jī)翼身連接的4個(gè)主交點(diǎn)框逐步用實(shí)體單元替換，然后通過(guò)比較各種狀態(tài)的交點(diǎn)展向力的差異，來(lái)評(píng)估粗實(shí)體網(wǎng)格替代后的誤差范圍，對(duì)比結(jié)果列于表3。

在對(duì)復(fù)雜結(jié)構(gòu)進(jìn)行細(xì)節(jié)應(yīng)力分析時(shí)，如果關(guān)注的結(jié)構(gòu)部位離邊界區(qū)較近，則應(yīng)包含適當(dāng)?shù)倪^(guò)渡區(qū)域結(jié)構(gòu)。過(guò)渡區(qū)選擇不合適，對(duì)細(xì)節(jié)模型的局部應(yīng)力存在較大影響，見(jiàn)圖30、圖31。

圖28 實(shí)體模型替代板桿元模型

圖29 改進(jìn)后梁細(xì)節(jié)應(yīng)力分析最大主應(yīng)力云圖(含變形)

圖30 分析模型的不同邊界條件選取

表3 實(shí)體元替換板桿元連接交點(diǎn)載荷的差異

注：① 原狀態(tài)：4個(gè)框?yàn)榘鍡U單元；② 狀態(tài)1～狀態(tài)4中實(shí)體單元為粗網(wǎng)格，一階單元(平均尺寸10 mm)；③ 狀態(tài)1：4個(gè)框均為實(shí)體單元；④ 狀態(tài)2：框2～框4為實(shí)體單元；⑤ 狀態(tài)3：框3、框4為實(shí)體單元；⑥ 狀態(tài)4：框4為實(shí)體單元；⑦ 狀態(tài)5：框4為實(shí)體單元(細(xì)網(wǎng)格，平均尺寸5 mm，一階單元)。

圖31 不同邊界條件最大正應(yīng)力結(jié)果對(duì)比

5.4 自動(dòng)分層連接技術(shù)

飛機(jī)結(jié)構(gòu)存在大量的緊固件連接，為了較好模擬零件間的連接，一般會(huì)采用梁?jiǎn)卧獊?lái)模擬。細(xì)節(jié)應(yīng)力分析時(shí)，為提高分析精度，通常還要考慮接觸。

模擬釘連接需要考慮以下連接剛度，計(jì)算方法參見(jiàn)文獻(xiàn)[17]：① 板的擠壓剛度；② 緊固件的擠壓剛度；③ 緊固件的剪切和彎曲剛度。

圖32為典型螺栓連接形式，圖中：Db為螺栓直徑；tp1～tp4為各層板的厚度。圖33為模擬連接形式，圖中：Np1～Npn為被連接零件的表征點(diǎn)(位于厚度中間)；tp1～tpn和Ep1～Epn分別為被連接零件的厚度和彈性模量；緊固件由n+1段梁?jiǎn)卧M；梁節(jié)點(diǎn)用Nf1～Nfn和Nh1～Nhn表示；Np1～Npn與Nf1～Nfn重合；其中n為被連接零件層數(shù)。當(dāng)考慮連接擠壓、剪切剛度時(shí)，梁與零件表征點(diǎn)的MPC連接可用上面計(jì)算的各種剛度代替。

圖32 典型螺栓連接

圖33 模擬連接

連接FEM模擬過(guò)程比較復(fù)雜，在復(fù)雜模型中，不可能手動(dòng)去模擬，強(qiáng)度團(tuán)隊(duì)通過(guò)程序開(kāi)發(fā)已實(shí)現(xiàn)連接的自動(dòng)化，極大提高了結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)應(yīng)力分析效率。

5.5 邊界外載與邊界MPC處理技術(shù)

在節(jié)點(diǎn)平衡力輸出時(shí)，只輸出該節(jié)點(diǎn)的外載合力和相連MPC合力，無(wú)法給出提供力的單元等信息。如處置不當(dāng)，就無(wú)法獲得準(zhǔn)確的邊界載荷。

5.5.1 邊界上有集中載荷

邊界上有集中載荷時(shí)，外載由相連單元傳遞。單元內(nèi)力已經(jīng)包含了其他單元對(duì)它的作用和按剛度分配到單元上的外載。因此，無(wú)需做特殊處理就可得到正確的邊界載荷。但必須注意的是，在細(xì)節(jié)分析時(shí)，由于邊界載荷已經(jīng)包含了外載的作用，因此，不必再施加邊界上的集中外載。

5.5.2 有跨邊界的分布載荷

有跨邊界的分布載荷時(shí)，邊界節(jié)點(diǎn)所受載荷為邊界兩側(cè)單元面力等效載荷的合力。由于細(xì)節(jié)模型上一般需要重新施加分布載荷，在施加邊界載荷時(shí)應(yīng)扣除這部分載荷。

5.5.3 邊界上有MPC連接

邊界上有MPC時(shí)，邊界節(jié)點(diǎn)力的平衡關(guān)系比較復(fù)雜。當(dāng)存在跨邊界的MPC連接時(shí)，節(jié)點(diǎn)的平衡力輸出是無(wú)法進(jìn)行處理的。因?yàn)榇藭r(shí)的MPC力是來(lái)自邊界兩側(cè)MPC力的合力，是無(wú)法區(qū)分開(kāi)的。具體處置時(shí)，可將MPC作為一個(gè)單元來(lái)對(duì)待。在區(qū)域單元?jiǎng)澐謺r(shí)，要么屬于總體區(qū)域，要么屬于局部區(qū)域。只有不出現(xiàn)跨邊界的MPC連接，才能得到正確的邊界載荷。

5.6 高精度快速細(xì)節(jié)應(yīng)力分析技術(shù)應(yīng)用

某型機(jī)翼肋及前梁結(jié)構(gòu)及連接形式復(fù)雜，為了準(zhǔn)確獲取結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布及局部應(yīng)力水平，進(jìn)行疲勞壽命分析，開(kāi)展了組件級(jí)的細(xì)節(jié)分析。重點(diǎn)關(guān)注的結(jié)構(gòu)包括梁、肋以及壁板，涉及大量的緊固件連接，裝配關(guān)系和復(fù)雜邊界條件。在考慮大量接觸模擬情況下，利用基于力邊界的Global-Local細(xì)節(jié)分析方法，結(jié)合有限元分析軟件及強(qiáng)度團(tuán)隊(duì)開(kāi)發(fā)的GetLoad和AutoMPC工具，在較短時(shí)間完成了近4 000萬(wàn)自由度量級(jí)的組合體結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)應(yīng)力分析，分析模型如圖34和圖35所示。

圖34 結(jié)構(gòu)組件模型

圖35 細(xì)節(jié)應(yīng)力分析模型

6 內(nèi)埋武器艙門(mén)預(yù)緊原理與強(qiáng)度設(shè)計(jì)

6.1 預(yù)緊艙門(mén)基本原理

傳統(tǒng)的武器艙門(mén)驅(qū)動(dòng)與關(guān)閉機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)不能滿足隱身戰(zhàn)斗機(jī)的要求。圖36為預(yù)緊設(shè)計(jì)的典型隱身戰(zhàn)斗機(jī)內(nèi)埋武器艙門(mén)。強(qiáng)度團(tuán)隊(duì)研究了預(yù)緊艙門(mén)的基本原理，實(shí)現(xiàn)了內(nèi)埋武器艙門(mén)預(yù)緊強(qiáng)度設(shè)計(jì)。

圖36 典型預(yù)緊內(nèi)埋武器艙門(mén)

新一代戰(zhàn)斗機(jī)采用了大艙門(mén)、隨動(dòng)艙門(mén)加拉桿系統(tǒng)的機(jī)構(gòu)組合設(shè)計(jì)。由旋轉(zhuǎn)作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)大艙門(mén)，大艙門(mén)在驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的驅(qū)使下帶動(dòng)通過(guò)關(guān)節(jié)軸承連接的帶預(yù)緊的隨動(dòng)艙門(mén)，隨動(dòng)艙門(mén)另一端通過(guò)拉桿與機(jī)身連接，形成一個(gè)四連桿機(jī)構(gòu)。隨動(dòng)艙門(mén)為預(yù)緊艙門(mén)，當(dāng)隨動(dòng)艙門(mén)處于打開(kāi)狀態(tài)時(shí)，具有一定的初始變形；當(dāng)隨動(dòng)艙門(mén)關(guān)閉時(shí)，隨動(dòng)艙門(mén)與機(jī)身結(jié)構(gòu)接觸，通過(guò)大艙門(mén)和機(jī)身支持結(jié)構(gòu)的共同作用，將隨動(dòng)艙門(mén)的預(yù)變形壓平，保持與機(jī)身支持結(jié)構(gòu)間的接觸載荷，使艙門(mén)結(jié)構(gòu)在驅(qū)動(dòng)裝置的把持作用下，保持艙門(mén)的關(guān)閉。圖37為艙門(mén)結(jié)構(gòu)受力分析。圖中：P為接觸力；La、Lb、Ld為艙門(mén)尺寸；Lc為拉桿長(zhǎng)度；F1和F2為艙門(mén)載荷；F3為拉桿載荷；M為把持力矩；Fx1～Fx3、Fy1～Fy3為交點(diǎn)內(nèi)力；α為大艙門(mén)角度；β為隨動(dòng)艙門(mén)角度；γ拉桿角度。

基于圖37，對(duì)預(yù)緊艙門(mén)結(jié)構(gòu)進(jìn)行受力分析，令m=M/La、l=Ld/Lb可得

當(dāng)α+β=0時(shí)，

(12)

當(dāng)α+β≠0時(shí)，

m=PA+B

(13)

式中：A和B為與艙門(mén)尺寸、角度及載荷相關(guān)的系數(shù)，即

F2[2sin(α+β)sinγ+(1-l) cosβcos(α+γ)]+

圖37 內(nèi)埋武器艙門(mén)結(jié)構(gòu)受力分析

由于α+β=0時(shí)，機(jī)構(gòu)處于死點(diǎn)狀態(tài)，屬于臨界狀態(tài)，并不穩(wěn)定。因此，艙門(mén)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)設(shè)計(jì)中應(yīng)盡量避免該狀態(tài)。當(dāng)α+β≠0時(shí)，系統(tǒng)不在死點(diǎn)狀態(tài)，系統(tǒng)穩(wěn)定。

對(duì)式(12)和式(13)進(jìn)一步分析，可以發(fā)現(xiàn)：

1) 只要A和B不同時(shí)為零，則需要隨動(dòng)艙門(mén)與機(jī)身支持結(jié)構(gòu)間的接觸力P的作用來(lái)保持機(jī)構(gòu)的平衡；且所需的把持力矩M與接觸力P之間呈線性關(guān)系。

2) 當(dāng)l≤1時(shí)，從系數(shù)B的表達(dá)式可以看出，B>0。因此，如果在該條件下，且P=0，那么則有m=B>0。這說(shuō)明，在該條件下，即使接觸力為零，要保持艙門(mén)機(jī)構(gòu)系統(tǒng)的平衡，同樣需要施加一定的把持力矩。

3) 當(dāng)接觸力P與系數(shù)A和B之間存在某種特定關(guān)系，即P=-B/A時(shí)，可以使得把持力矩m=0。即對(duì)于艙門(mén)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)，如果隨動(dòng)艙門(mén)的預(yù)緊設(shè)計(jì)恰當(dāng)，隨動(dòng)艙門(mén)與機(jī)體結(jié)構(gòu)間的接觸力剛好合適，則艙門(mén)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)在無(wú)把持力矩的條件下也能保持艙門(mén)系統(tǒng)本身的平衡。當(dāng)B>0，即l≤1時(shí)，如果A<0，則必有P>0，即必須存在艙門(mén)與機(jī)身結(jié)構(gòu)不為零的接觸力才能保持艙門(mén)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的平衡。

這就是內(nèi)埋武器艙預(yù)緊艙門(mén)設(shè)計(jì)的基本原理。

6.2 預(yù)緊艙門(mén)強(qiáng)度設(shè)計(jì)關(guān)鍵技術(shù)

6.2.1 快速建模技術(shù)

為了實(shí)現(xiàn)不同預(yù)緊設(shè)計(jì)構(gòu)型有限元模型的快速生成，強(qiáng)度團(tuán)隊(duì)建立了針對(duì)復(fù)雜曲面模型的快速構(gòu)建技術(shù)。

快速?gòu)?fù)雜曲面的模型構(gòu)建技術(shù)是建立在規(guī)則的無(wú)曲率的模型基礎(chǔ)上的，通過(guò)有限元軟件的二次開(kāi)發(fā)，使軟件自動(dòng)生成實(shí)際結(jié)構(gòu)曲率的模型。該方法大大縮短了迭代分析周期，提高了分析效率，應(yīng)用如圖38所示。

圖38 復(fù)雜曲面網(wǎng)格快速生成技術(shù)應(yīng)用

6.2.2 旋轉(zhuǎn)作動(dòng)器模擬技術(shù)

旋轉(zhuǎn)作動(dòng)器的承傳力特性及傳動(dòng)關(guān)系，會(huì)影響艙門(mén)對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)的載荷傳遞，強(qiáng)度分析必須加以考慮。

圖39為旋轉(zhuǎn)作動(dòng)器載荷傳力原理分析簡(jiǎn)化模型。圖中：Mr為旋轉(zhuǎn)耳片力矩；RI為中心尺輪半徑；r1為行星齒輪小徑；r2為行星齒輪大徑；Fr為行星齒輪與旋轉(zhuǎn)耳片結(jié)合點(diǎn)切向力；Ff為行星齒輪與固定耳片結(jié)合點(diǎn)切向力；FI為行星齒輪中心齒輪結(jié)合點(diǎn)切向力?；谂ｎD第三定律，可以推導(dǎo)出固定耳片的力矩Mf與中心齒輪輸入力矩MI的關(guān)系為

(14)

式中：Ratio為旋轉(zhuǎn)作動(dòng)器的傳動(dòng)比。

在有限元分析中，必須考慮旋轉(zhuǎn)作動(dòng)器的傳動(dòng)比關(guān)系。本文對(duì)旋轉(zhuǎn)耳片、固定耳片及中心齒輪之間通過(guò)多點(diǎn)約束實(shí)現(xiàn)對(duì)旋轉(zhuǎn)作動(dòng)器的傳動(dòng)比進(jìn)行模擬。

圖39 旋轉(zhuǎn)作動(dòng)器傳動(dòng)原理

6.2.3 驅(qū)動(dòng)力矩設(shè)計(jì)技術(shù)

艙門(mén)驅(qū)動(dòng)載荷的設(shè)計(jì)，對(duì)艙門(mén)結(jié)構(gòu)以及旋轉(zhuǎn)作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)都很重要。對(duì)于典型的預(yù)緊艙門(mén)設(shè)計(jì)，理想的驅(qū)動(dòng)載荷曲線如圖40所示。

圖40中綠色區(qū)域代表了預(yù)緊艙門(mén)在關(guān)閉過(guò)程中的被動(dòng)關(guān)閉段。在被動(dòng)關(guān)閉段中，艙門(mén)結(jié)構(gòu)在驅(qū)動(dòng)裝置的驅(qū)動(dòng)載荷作用下逐漸被動(dòng)關(guān)閉，當(dāng)隨動(dòng)艙門(mén)的預(yù)變形在關(guān)閉過(guò)程中逐步壓平到某一個(gè)位置后，驅(qū)動(dòng)力矩的曲線上將出現(xiàn)第1個(gè)峰值。該峰值對(duì)應(yīng)了要使預(yù)緊艙門(mén)實(shí)現(xiàn)關(guān)閉最少需要的驅(qū)動(dòng)力矩。換言之，如果驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)能力小于該值，則無(wú)法使艙門(mén)完全關(guān)閉；只有當(dāng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)能力，大于或等于該峰值時(shí)，才能使得預(yù)緊艙門(mén)的預(yù)變形量被完全克服，艙門(mén)實(shí)現(xiàn)關(guān)閉。

圖40中黃色區(qū)域代表了預(yù)緊艙門(mén)在關(guān)閉過(guò)程中的主動(dòng)關(guān)閉段。在主動(dòng)關(guān)閉段中，艙門(mén)機(jī)構(gòu)要實(shí)現(xiàn)關(guān)閉，不需要額外施加更大的驅(qū)動(dòng)載荷。從驅(qū)動(dòng)力矩曲線上也反應(yīng)出驅(qū)動(dòng)力矩在關(guān)閉過(guò)程中有過(guò)零點(diǎn)的現(xiàn)象。這表明，如果要保持艙門(mén)以某一個(gè)恒定的速度關(guān)閉，則需要施加一個(gè)與被動(dòng)關(guān)閉段驅(qū)動(dòng)力矩反向的力矩。隨著關(guān)閉過(guò)程的進(jìn)行，由于接觸區(qū)域的增大，接觸剛度的變化，當(dāng)艙門(mén)完全關(guān)閉時(shí)，會(huì)出現(xiàn)第2個(gè)驅(qū)動(dòng)力矩為零的狀態(tài)。因此，對(duì)于合適的預(yù)緊設(shè)計(jì)，其關(guān)閉平衡狀態(tài)時(shí)，預(yù)變形艙門(mén)與機(jī)身支持結(jié)構(gòu)間出現(xiàn)合適的接觸力，可以使得保持艙門(mén)關(guān)閉的把持力矩為零。

進(jìn)一步研究如何設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)保持艙門(mén)關(guān)閉的力矩為零的條件。建立艙門(mén)關(guān)閉狀態(tài)(無(wú)氣動(dòng)/慣性載荷)的簡(jiǎn)化受力模型，如圖41所示，圖中：a、b、c、h為艙門(mén)尺寸；FLG為拉桿載荷；θ為拉桿載荷角度。

圖40 預(yù)緊艙門(mén)結(jié)構(gòu)的理想驅(qū)動(dòng)力矩曲線

圖41 預(yù)緊艙門(mén)關(guān)閉狀態(tài)簡(jiǎn)化受力模型

基于圖41的簡(jiǎn)化模型，建立平衡方程并求解，可得保持艙門(mén)關(guān)閉所需的把持力矩M為

(15)

由式(15)可以看出，當(dāng)滿足c>hcotθ時(shí)，可以實(shí)現(xiàn)艙門(mén)關(guān)閉狀態(tài)零把持力矩。

6.2.4 預(yù)變形曲率類(lèi)型及半徑設(shè)計(jì)

艙門(mén)的預(yù)緊形式關(guān)系艙門(mén)在關(guān)閉后的平整度，預(yù)變形形式包括單向曲率和多向曲率等。

對(duì)于多向曲率的預(yù)變形設(shè)計(jì)，由于變形協(xié)調(diào)的限制，無(wú)法使得艙門(mén)蒙皮均勻展開(kāi)，無(wú)法滿足艙門(mén)關(guān)閉后表面平整度的要求。

單向曲率預(yù)變形是指在艙門(mén)蒙皮結(jié)構(gòu)沿平行機(jī)身對(duì)稱面的平面剖開(kāi)，切口形狀為弧線，如圖42所示。而沿翼展方向垂直于航向的平面剖開(kāi)，切口形狀為直線。這種形式的設(shè)計(jì)可以使得預(yù)變形艙門(mén)在壓平時(shí)沿航向前后壓平并展開(kāi)，而沿展向保持直線，從而實(shí)現(xiàn)艙門(mén)關(guān)閉后的平整。

圖42 單向曲率預(yù)變形構(gòu)型

對(duì)于單向曲率預(yù)變形設(shè)計(jì)，可以通過(guò)蒙皮的厚度和材料的許用應(yīng)變，通過(guò)基本的幾何方程來(lái)評(píng)估預(yù)變形的最小曲率半徑。

假設(shè)預(yù)變形的曲率半徑為R0，蒙皮的厚度為t，則當(dāng)將該預(yù)變形壓平時(shí)，基于平面變形假設(shè)，內(nèi)外側(cè)“纖維”的應(yīng)變可表示為

(16)

若選用金屬蒙皮，厚度t=4.0 mm，按照σ0.2設(shè)計(jì)，即應(yīng)變?yōu)棣?0.2%，則許用的最小曲率半徑為

7 雙曲面加筋壁板快速建模及聲疲勞分析

7.1 雙曲面復(fù)雜加筋壁板高精度動(dòng)力有限元建模

建立準(zhǔn)確、合理的雙曲面復(fù)雜加筋壁板結(jié)構(gòu)動(dòng)力有限元細(xì)節(jié)模型是對(duì)雙曲面結(jié)構(gòu)的聲振動(dòng)響應(yīng)以及聲疲勞強(qiáng)度進(jìn)行高精度分析的基礎(chǔ)[18]。

7.1.1 模型網(wǎng)格尺寸的確定

典型結(jié)構(gòu)動(dòng)力有限元細(xì)節(jié)模型的網(wǎng)格尺寸由2個(gè)因素決定：最高分析頻率以及連接件最小間距。

分析頻率越高，需要的網(wǎng)格尺寸越小。根據(jù)彎曲波波長(zhǎng)的公式以及一個(gè)波長(zhǎng)內(nèi)至少6個(gè)節(jié)點(diǎn)的理論，網(wǎng)格大小表達(dá)式為。

(17)

式中：d為網(wǎng)格尺寸限制；λB為結(jié)構(gòu)彎曲波波長(zhǎng)；ω為圓頻率；D為板的抗彎剛度；m為面密度。對(duì)于雙曲面結(jié)構(gòu)常用的2024-T62、7050-T7451等鋁合金材料，可以繪制網(wǎng)格尺寸限制隨雙曲面蒙皮板格厚度以及關(guān)注最高分析頻率fmax變化關(guān)系曲線，如圖43所示。

圖43 網(wǎng)格尺寸與厚度、最高分析頻率的關(guān)系

影響網(wǎng)格尺寸的另一個(gè)重要因素是雙曲面復(fù)雜加筋壁板結(jié)構(gòu)的鉚釘排布間距。噪聲引起的雙曲面結(jié)構(gòu)聲振動(dòng)響應(yīng)多在連接件位置產(chǎn)生最大動(dòng)應(yīng)力，因此若要對(duì)雙曲面結(jié)構(gòu)動(dòng)響應(yīng)進(jìn)行高精度分析，每個(gè)連接件的點(diǎn)位都應(yīng)該有節(jié)點(diǎn)。若鉚釘平均間距為dm，當(dāng)dm≥2d時(shí)，才能保證每個(gè)連接點(diǎn)位都有節(jié)點(diǎn)并且不會(huì)因?yàn)檫^(guò)多的剛體元素存在對(duì)模型產(chǎn)生不真實(shí)的附加剛度。

7.1.2 連接件的快速、準(zhǔn)確模擬

雙曲面結(jié)構(gòu)蒙皮在周向、縱向密集布置了各種框、梁、筋結(jié)構(gòu)，連接件數(shù)量龐大，關(guān)系復(fù)雜，在蒙皮分塊、分段處甚至有一個(gè)連接件連接3～4個(gè)零件的情況。平均每米長(zhǎng)的雙曲面結(jié)構(gòu)模型就有數(shù)千個(gè)鉚釘連接，因此連接件的建模工作異常繁瑣。一般在進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)動(dòng)力有限元細(xì)節(jié)模型中，比較常用的建立鉚釘連接關(guān)系的方式是通過(guò)RBE2元素(或1D-bush單元)連接不同零件的對(duì)應(yīng)節(jié)點(diǎn)，但若采用手工建立連接元素，將耗時(shí)巨大，并且在成千上萬(wàn)次的重復(fù)工作中不可避免地發(fā)生錯(cuò)誤。為避免這種情況，強(qiáng)度團(tuán)隊(duì)開(kāi)發(fā)了基于MATLAB+PCL命令流的程序來(lái)完成連接件的建模工作。以建立RBE2元素為例，編程的思路為：① 基于PATRAN，將N個(gè)連接零件的網(wǎng)格文件(bdf格式)單獨(dú)輸出；② 將連接關(guān)系文件從數(shù)模CATIA中導(dǎo)出；③ 以上面幾個(gè)文件為輸入，分別在N個(gè)被連接零件中尋找每個(gè)連接點(diǎn)位附近最近的節(jié)點(diǎn)，確定主動(dòng)點(diǎn)及從動(dòng)點(diǎn)，寫(xiě)成PATRAN建立RBE2元素的PCL文件。通過(guò)該程序可以快速準(zhǔn)確地對(duì)連接件進(jìn)行建模。

7.2 有限元/邊界元方法求解雙曲面結(jié)構(gòu)聲振耦合動(dòng)響應(yīng)

雙曲面結(jié)構(gòu)在非定常氣動(dòng)噪聲載荷作用下產(chǎn)生振動(dòng)響應(yīng)，管道內(nèi)壁面的振動(dòng)變形又會(huì)影響流場(chǎng)的邊界條件的變化，因此雙曲面結(jié)構(gòu)的振動(dòng)問(wèn)題是典型的聲振耦合問(wèn)題。

聲振耦合問(wèn)題中，考慮流體對(duì)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的面力作用，結(jié)構(gòu)振動(dòng)的有限元控制方程為[19]

(Ks+jωCs-ω2Ms){ui}+

Kc{pi}={Fsi}

(18)

式中：ω為頻率；Ms為結(jié)構(gòu)質(zhì)量矩陣；Cs為結(jié)構(gòu)阻尼矩陣；Ks為機(jī)構(gòu)剛度矩陣；Fsi為結(jié)構(gòu)外載荷矩陣；Fc為流固耦合剛度矩陣；pi為流固耦合面上的流體對(duì)結(jié)構(gòu)的壓力；ui為結(jié)構(gòu)上節(jié)點(diǎn)位移。

在理想氣體、無(wú)黏假設(shè)下，簡(jiǎn)諧聲場(chǎng)控制方程由波動(dòng)方程描述為

(19)

式中：k為聲波波數(shù)；p為擾動(dòng)聲壓；ρ0為密度；q為體積速度。

從Helmholtz方程出發(fā)，利用積分恒等式，再結(jié)合結(jié)構(gòu)有限元振動(dòng)方程，可以推導(dǎo)出聲振耦合邊界元-有限元耦合方程組：

(20)

式中：A、B是邊界元系數(shù)矩陣；Ls是幾何耦合矩陣。通過(guò)求解上述聲振耦合方程組，就可得到結(jié)構(gòu)振動(dòng)響應(yīng)與聲場(chǎng)邊界上的狀態(tài)參數(shù)，從而就能獲取結(jié)構(gòu)危險(xiǎn)部位的應(yīng)力PSD響應(yīng)。

7.3 基于細(xì)節(jié)模型應(yīng)力分析的復(fù)雜邊界應(yīng)力映射技術(shù)

總體動(dòng)力有限元建模通常不考慮蒙皮與機(jī)身連接框的接觸效應(yīng)，以及有限元連接單元與真實(shí)螺栓連接的差異，因此連接區(qū)域(如圖44中的棱邊區(qū)域)的應(yīng)力計(jì)算結(jié)果往往需要修正后才能用于危險(xiǎn)區(qū)域的聲疲勞強(qiáng)度分析。

邊界條件對(duì)結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布的影響隨著遠(yuǎn)離邊界區(qū)域的距離增大而迅速減小，因此連接區(qū)的有限元模擬方式對(duì)遠(yuǎn)離連接區(qū)的結(jié)構(gòu)應(yīng)力影響不大。因此可以建立典型連接區(qū)域的細(xì)節(jié)有限元分析模型，獲得結(jié)構(gòu)變形時(shí)接近真實(shí)的連接區(qū)域應(yīng)力分布，并得到連接區(qū)關(guān)注部位應(yīng)力與遠(yuǎn)離連接區(qū)應(yīng)力的關(guān)系，就可以使用總體模型遠(yuǎn)離連接區(qū)的應(yīng)力恢復(fù)出總體模型連接區(qū)的應(yīng)力。

圖44 加筋板常見(jiàn)聲疲勞裂紋位置

選擇典型薄壁結(jié)構(gòu)連接的局部區(qū)域，考慮結(jié)構(gòu)之間的接觸以及盡量真實(shí)的鉚釘或螺栓連接，使用ABAQUS建立細(xì)節(jié)應(yīng)力分析模型，同時(shí)使用NASTRAN建立常規(guī)模型，2種模型施加相同的壓力載荷，對(duì)應(yīng)力計(jì)算結(jié)果進(jìn)行比較。

從圖45可以看出，接觸和螺栓連接模擬方式對(duì)連接區(qū)域的應(yīng)力分布影響明顯。ABAQUS計(jì)算結(jié)果中，板上偏時(shí)，螺栓孔附近應(yīng)力較高，而板下偏時(shí)，由于框緣的接觸影響，與框緣棱邊接觸的區(qū)域出現(xiàn)應(yīng)力集中。NASTRAN總體模型連接建模方式的計(jì)算結(jié)果，板上下應(yīng)力絕對(duì)值并無(wú)差別，而只在一個(gè)節(jié)點(diǎn)上進(jìn)行邊界約束，導(dǎo)致該節(jié)點(diǎn)附近應(yīng)力畸高。

比較板上遠(yuǎn)離釘孔的應(yīng)力分布，判斷邊界效應(yīng)的影響范圍。圖46為模型對(duì)稱面上逐漸遠(yuǎn)離釘孔的應(yīng)力比較，在本算例中，可以看到距離釘孔20 mm以后，3種計(jì)算工況的應(yīng)力值基本趨于一致。

基于應(yīng)力比較結(jié)果，選擇距離孔中心25 mm處的應(yīng)力作為基準(zhǔn)應(yīng)力，根據(jù)ABAQUS計(jì)算結(jié)果中鉚釘線應(yīng)力和棱邊應(yīng)力與基準(zhǔn)應(yīng)力的關(guān)系，便可將NASTRAN總體模型的計(jì)算結(jié)果從基準(zhǔn)應(yīng)力恢復(fù)出接近真實(shí)的棱邊應(yīng)力和鉚釘線應(yīng)力。在本算例中，Klb=棱邊應(yīng)力/基準(zhǔn)應(yīng)力=1.627，Kmdx=鉚釘線應(yīng)力/基準(zhǔn)應(yīng)力=1.494。

針對(duì)不同結(jié)構(gòu)形式，可以提前選取關(guān)注的薄壁結(jié)構(gòu)典型尺寸，建立細(xì)節(jié)分析模型，計(jì)算出各種不同典型結(jié)構(gòu)下，不同聲疲勞關(guān)鍵部位的應(yīng)力映射系數(shù)，形成薄壁結(jié)構(gòu)典型應(yīng)力映射系數(shù)基礎(chǔ)數(shù)據(jù)庫(kù)。設(shè)計(jì)發(fā)圖過(guò)程中，對(duì)連接區(qū)域的應(yīng)力需要通過(guò)查基礎(chǔ)數(shù)據(jù)庫(kù)得到對(duì)應(yīng)結(jié)構(gòu)形式的應(yīng)力映射系數(shù)，對(duì)該區(qū)域分析應(yīng)力進(jìn)行修正，得到連接區(qū)域真實(shí)的應(yīng)力結(jié)果。

圖45 接觸和連接對(duì)應(yīng)力的影響

圖46 孔邊應(yīng)力

7.4 雙曲面復(fù)雜加筋壁板振動(dòng)疲勞壽命預(yù)計(jì)

基于前面的雙曲面復(fù)雜加筋壁板結(jié)構(gòu)動(dòng)力有限元建模方法、聲振合動(dòng)響應(yīng)分析方法及連接區(qū)域應(yīng)力映射修正技術(shù)的研究，在獲取結(jié)構(gòu)危險(xiǎn)區(qū)域修正后的動(dòng)應(yīng)力PSD的基礎(chǔ)上，進(jìn)行聲疲勞壽命預(yù)計(jì)。

雙曲面結(jié)構(gòu)聲載荷下應(yīng)力響應(yīng)是一個(gè)隨機(jī)過(guò)程，其概率密度函數(shù)p(·)服從某種分布。基于隨機(jī)振動(dòng)理論，在隨機(jī)響應(yīng)時(shí)間T內(nèi)應(yīng)力S下的循環(huán)次數(shù)為

(21)

對(duì)于戰(zhàn)斗機(jī)雙曲面結(jié)構(gòu)的聲疲勞問(wèn)題，其載荷是典型的寬帶隨機(jī)噪聲載荷，故式(21)中的應(yīng)力概率密度函數(shù)p(S)可采用Dirlik的假設(shè)并采用冪函數(shù)形式的S-N曲線，并基于Miner線性累積損傷理論可推導(dǎo)出聲疲勞壽命：

(22)

式中：C為冪函數(shù)形式S-N曲線的常數(shù)項(xiàng)。

根據(jù)上述理論，基于MATLAB，強(qiáng)度團(tuán)隊(duì)開(kāi)發(fā)了頻域法預(yù)計(jì)結(jié)構(gòu)聲疲勞壽命的分析程序，如圖47所示，在動(dòng)響應(yīng)分析提取最大單元?jiǎng)討?yīng)力PSD的基礎(chǔ)上，采用DIRLIK概率密度函數(shù)模型進(jìn)行結(jié)構(gòu)振動(dòng)/聲疲勞壽命預(yù)估。

圖47 結(jié)構(gòu)振動(dòng)聲疲勞壽命預(yù)計(jì)程序

8 結(jié)構(gòu)故障預(yù)測(cè)與健康管理

結(jié)構(gòu)故障預(yù)測(cè)與健康管理(Structural Prognostic and Health Management，SPHM)是飛機(jī)PHM系統(tǒng)的重要組成部分[20]，從早期單機(jī)壽命監(jiān)控[21-22]發(fā)展而來(lái)，通過(guò)飛機(jī)狀態(tài)參數(shù)及傳感器數(shù)據(jù)，實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)飛機(jī)結(jié)構(gòu)使用環(huán)境(載荷、振動(dòng)、溫度、腐蝕等)，并對(duì)這些監(jiān)測(cè)參數(shù)進(jìn)行深度學(xué)習(xí)和智能分析，獲取飛機(jī)結(jié)構(gòu)的使用環(huán)境和受載情況，診斷結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)，合理指導(dǎo)飛機(jī)使用維護(hù)和結(jié)構(gòu)檢查維修決策。

實(shí)現(xiàn)對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)各種故障的準(zhǔn)確監(jiān)控和預(yù)測(cè)是一個(gè)長(zhǎng)期的過(guò)程，基于目前技術(shù)水平，SPHM首先針對(duì)影響飛行安全和機(jī)體結(jié)構(gòu)壽命的主承力結(jié)構(gòu)開(kāi)展故障預(yù)測(cè)和健康管理；隨著技術(shù)發(fā)展，逐步增加SPHM的監(jiān)控范圍，實(shí)現(xiàn)對(duì)武器艙門(mén)、起落裝置等關(guān)鍵運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的健康監(jiān)控和預(yù)測(cè)，及受局部振動(dòng)影響較大的薄壁結(jié)構(gòu)。

8.1 SPHM系統(tǒng)

SPHM系統(tǒng)包括在線系統(tǒng)和離線系統(tǒng)。

在線系統(tǒng)(即機(jī)載系統(tǒng))的主要功能是實(shí)現(xiàn)飛機(jī)狀態(tài)參數(shù)及傳感器數(shù)據(jù)的在線采集、記錄和存儲(chǔ)。此外，飛機(jī)使用情況統(tǒng)計(jì)和超限事件初步分析可在機(jī)載系統(tǒng)中實(shí)現(xiàn)，將結(jié)果進(jìn)行存儲(chǔ)并傳遞給地面系統(tǒng)。

離線系統(tǒng)(即地面系統(tǒng))是功能分析軟件系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)包括數(shù)據(jù)綜合處理分析、結(jié)構(gòu)載荷識(shí)別、超限事件綜合分析、結(jié)構(gòu)損傷評(píng)估和剩余壽命預(yù)測(cè)等多種功能。

8.2 SPHM關(guān)鍵技術(shù)

8.2.1 SPHM傳感器

具有代表性的SPHM傳感器有：電阻應(yīng)變片、光纖光柵傳感器、壓電夾層傳感器和腐蝕傳感器等。傳感器裝機(jī)需要解決：技術(shù)成熟度、傳感器粘貼工藝、結(jié)構(gòu)內(nèi)埋可靠性、穩(wěn)定性、耐用性、安全性及工藝可實(shí)施性、集成及工程化、配套檢測(cè)設(shè)備及光電器件的抗干擾性。

8.2.2 數(shù)據(jù)融合與處理

SPHM系統(tǒng)從信號(hào)提取、故障檢測(cè)、診斷和預(yù)測(cè)、狀態(tài)評(píng)估、決策支持等各個(gè)階段都需要廣泛使用數(shù)據(jù)融合技術(shù)，且需在傳感器級(jí)、特征級(jí)、決策級(jí)等多個(gè)層級(jí)上進(jìn)行，實(shí)現(xiàn)多層次、多角度、多參數(shù)的檢測(cè)和診斷以及決策命令的綜合智能化。

8.2.3 結(jié)構(gòu)使用載荷/環(huán)境譜獲取

獲取結(jié)構(gòu)使用載荷的方法有直接法和間接法[23-24]。直接法指的是基于應(yīng)變載荷傳感器的監(jiān)測(cè)數(shù)據(jù)，通過(guò)“應(yīng)變-載荷”標(biāo)定方程獲取結(jié)構(gòu)載荷；間接法指的是基于機(jī)載飛參數(shù)據(jù)，通過(guò)由神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、多元回歸分析等機(jī)器算法構(gòu)建的“飛參-載荷”方程獲取結(jié)構(gòu)載荷，可采用樣本分類(lèi)、輸入?yún)?shù)優(yōu)化、樣本偏向性選擇等多種技術(shù)方法提高載荷預(yù)測(cè)精度[25-28]。在飛機(jī)使用過(guò)程中，不斷積累/擴(kuò)充實(shí)測(cè)飛機(jī)的飛參和載荷數(shù)據(jù)庫(kù)，后續(xù)新樣本既可用來(lái)修正和完善載荷方程，又可作為校驗(yàn)樣本對(duì)載荷方程進(jìn)行驗(yàn)證。

間接法的前提是可靠性較高的飛參和載荷樣本，樣本依賴于載荷實(shí)測(cè)飛機(jī)的直接測(cè)量結(jié)果。相比直接法，間接法的優(yōu)點(diǎn)是：改裝成本低、極少額外維護(hù)、不涉及成品的壽命問(wèn)題、不涉及穩(wěn)定性風(fēng)險(xiǎn)。

對(duì)于如垂尾抖振、進(jìn)氣道噪聲、艙門(mén)振動(dòng)等局部高頻載荷，不能被飛參數(shù)據(jù)充分表征，應(yīng)結(jié)合有限元模型、模態(tài)分析及相關(guān)載荷傳感器，構(gòu)建動(dòng)態(tài)事件模型。

8.2.4 關(guān)鍵結(jié)構(gòu)疲勞損傷評(píng)估

目前主要針對(duì)影響飛行安全的金屬結(jié)構(gòu)疲勞/斷裂關(guān)鍵件，根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)，同時(shí)采用全機(jī)有限元分析、關(guān)鍵件細(xì)節(jié)應(yīng)力分析、模擬件疲勞試驗(yàn)等方法初步篩選耐久性和損傷容限關(guān)鍵部位。對(duì)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)部位的損傷監(jiān)控和預(yù)測(cè)，有間接監(jiān)控和直接監(jiān)控2種方法[22]。

間接監(jiān)控是基于對(duì)結(jié)構(gòu)所經(jīng)受的疲勞載荷(通過(guò)“飛參-載荷”方程或“應(yīng)變-載荷”方程獲得)的間接測(cè)量結(jié)果，通過(guò)分析獲得結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位應(yīng)力歷程，按疲勞理論或斷裂力學(xué)理論進(jìn)行結(jié)構(gòu)疲勞損傷計(jì)算和剩余壽命預(yù)測(cè)。

直接監(jiān)控是在結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位布置傳感器，如應(yīng)變傳感器或智能涂層損傷傳感器，監(jiān)控該部位損傷[29]。智能涂層傳感器是直接監(jiān)控結(jié)構(gòu)是否出現(xiàn)疲勞裂紋，但不能預(yù)測(cè)結(jié)構(gòu)損傷演變和剩余壽命；應(yīng)變傳感器是直接測(cè)量關(guān)鍵部位局部的應(yīng)變(應(yīng)力)歷程，再按疲勞斷裂理論進(jìn)行該部位的疲勞損傷計(jì)算和剩余壽命預(yù)測(cè)。

疲勞/耐久性分析盡可能同時(shí)采用多種應(yīng)力疲勞、應(yīng)變疲勞分析方法和基于線彈性斷裂力學(xué)的裂紋擴(kuò)展分析方法進(jìn)行壽命計(jì)算[30-31]；也采用類(lèi)比分析法[32]，用各單機(jī)關(guān)鍵部位應(yīng)力/應(yīng)變歷程，與基準(zhǔn)載荷譜下該部位的試驗(yàn)和分析結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，評(píng)估結(jié)構(gòu)壽命消耗情況，預(yù)測(cè)結(jié)構(gòu)剩余壽命。綜合各種分析方法的結(jié)果，給出該部位的疲勞損傷評(píng)定結(jié)論。

上述每種損傷和壽命分析方法，對(duì)于不同的關(guān)鍵部位會(huì)有不同的損傷計(jì)算所需的參數(shù)(比如材料參數(shù)、幾何參數(shù)、各種壽命計(jì)算公式的指數(shù)和系數(shù)、應(yīng)力強(qiáng)度因子、修正系數(shù)等)，部分參數(shù)需要試驗(yàn)獲得，因此，應(yīng)對(duì)每個(gè)關(guān)鍵部位進(jìn)行疲勞損傷評(píng)定參數(shù)化模型研究，以分析模擬件試驗(yàn)結(jié)果初步確定這些參數(shù)，用全尺寸試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行修正。

8.2.5 腐蝕損傷/老化預(yù)測(cè)

由于影響因素眾多，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的腐蝕和老化問(wèn)題是非常復(fù)雜的，各單機(jī)腐蝕和老化狀況的分散性也高于疲勞損傷的分散性，因此，準(zhǔn)確預(yù)測(cè)腐蝕和老化是很困難的。

腐蝕和老化主要與飛機(jī)的防腐體系和使用環(huán)境相關(guān)，在對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)采用的防腐體系的抗腐蝕品質(zhì)有較準(zhǔn)確的試驗(yàn)評(píng)估結(jié)果，并對(duì)飛機(jī)的使用環(huán)境(包括局部腐蝕環(huán)境)有比較準(zhǔn)確、完整記錄的前提下，通過(guò)合理的預(yù)測(cè)模型，可以實(shí)現(xiàn)對(duì)結(jié)構(gòu)腐蝕/老化給出比較有價(jià)值的預(yù)測(cè)結(jié)果，有助于指導(dǎo)外場(chǎng)飛機(jī)的腐蝕防護(hù)和修理維護(hù)工作。應(yīng)特別注意不斷積累同類(lèi)飛機(jī)外場(chǎng)使用和維修檢查中發(fā)現(xiàn)的結(jié)構(gòu)腐蝕/老化信息，逐步完善腐蝕預(yù)測(cè)模型。

8.3 SPHM系統(tǒng)設(shè)計(jì)

當(dāng)前國(guó)內(nèi)SPHM技術(shù)尚未成熟，結(jié)構(gòu)損傷傳感器工程化應(yīng)用成熟度較低。強(qiáng)度團(tuán)隊(duì)對(duì)SPHM系統(tǒng)的研制思路是：充分借鑒國(guó)外SPHM技術(shù)發(fā)展路線；以國(guó)內(nèi)在“單機(jī)壽命監(jiān)控”和“飛行載荷實(shí)測(cè)”等方面已有的成熟技術(shù)為基礎(chǔ)；組織國(guó)內(nèi)有關(guān)院所對(duì)各項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行專項(xiàng)攻關(guān)；在型號(hào)研制、地面試驗(yàn)、試飛和服役使用的過(guò)程中，持續(xù)開(kāi)展SPHM技術(shù)的工程化應(yīng)用研究，逐步實(shí)現(xiàn)飛機(jī)SPHM系統(tǒng)能力的增長(zhǎng)與成熟。

SPHM系統(tǒng)目前采取“在線測(cè)量、離線分析”為主的方式，即機(jī)載PHM系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)使用載荷/環(huán)境有關(guān)的數(shù)據(jù)信息的采集和記錄，數(shù)據(jù)下載到地面系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)據(jù)的綜合處理分析、結(jié)構(gòu)損傷評(píng)估和剩余壽命預(yù)測(cè)等，指導(dǎo)制定結(jié)構(gòu)維修計(jì)劃。

SPHM機(jī)載系統(tǒng)包含機(jī)體載荷測(cè)量系統(tǒng)，采用成熟的應(yīng)變電橋測(cè)量法獲取飛行載荷，應(yīng)變電橋通過(guò)專用膠粘貼在測(cè)量位置機(jī)體結(jié)構(gòu)上，通過(guò)接線端子和連接線組成惠斯通全橋測(cè)量電橋，由遠(yuǎn)程接口單位(RIU)供電和采集數(shù)據(jù)并由飛管系統(tǒng)存儲(chǔ)和管理，概覽如圖48所示。

SPHM地面系統(tǒng)為功能分析軟件系統(tǒng)，將機(jī)載數(shù)據(jù)下載到地面系統(tǒng)，結(jié)合飛機(jī)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)分析資料、試驗(yàn)數(shù)據(jù)、制造和使用維護(hù)信息，對(duì)飛機(jī)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)的疲勞損傷情況進(jìn)行評(píng)估，診斷結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)及預(yù)測(cè)結(jié)構(gòu)剩余壽命，指導(dǎo)制定結(jié)構(gòu)檢查維護(hù)計(jì)劃。技術(shù)流程如圖49所示。

圖48 機(jī)體載荷監(jiān)測(cè)系統(tǒng)概覽圖

圖49 SPHM地面系統(tǒng)技術(shù)流程

9 結(jié)束語(yǔ)

本文闡述了強(qiáng)度設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)圍繞結(jié)構(gòu)完整性要求，近年來(lái)在結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)/分析/驗(yàn)證方面的研究成果、技術(shù)發(fā)展與設(shè)計(jì)實(shí)踐。戰(zhàn)斗機(jī)強(qiáng)度設(shè)計(jì)還會(huì)面臨越來(lái)越嚴(yán)重的挑戰(zhàn)，強(qiáng)度團(tuán)隊(duì)將在以下學(xué)術(shù)和技術(shù)以及工程設(shè)計(jì)實(shí)踐方面，不懈開(kāi)展工作，為提升軍用裝備平臺(tái)強(qiáng)度品質(zhì)做出更大貢獻(xiàn)。

1) 海量載荷嚴(yán)重工況篩選技術(shù)和精度可控的快速分析評(píng)估技術(shù)。

2) 現(xiàn)代CAE數(shù)字技術(shù)條件下的總體有限元分析、細(xì)節(jié)應(yīng)力分析、工程力學(xué)分析、承載能力分析的綜合強(qiáng)度設(shè)計(jì)技術(shù)。

3) 基于長(zhǎng)期工程設(shè)計(jì)、分析、試驗(yàn)、使用維護(hù)數(shù)據(jù)的疲勞載荷譜編制與壽命廣義類(lèi)比分析技術(shù)。

4) 強(qiáng)度大數(shù)據(jù)深度分析與綜合管理平臺(tái)建設(shè)。

5) 新材料(含復(fù)合材料)和新加工工藝的強(qiáng)度分析技術(shù)。

6) 結(jié)構(gòu)數(shù)字孿生和虛擬試驗(yàn)的研究與應(yīng)用。

7) 人工智能技術(shù)的研究與應(yīng)用。