飞行器结构寿命评估方法、装置、设备及介质

技术领域

本申请涉及仿真技术领域，尤其涉及一种飞行器结构寿命评估方法、装置、设备及介质。

背景技术

随着飞行器结构设计思想的演变，人们在设计飞行器结构过程中，考虑的内容越来越全面。相关飞行器结构设计软件，计算算法较少，在进行安全寿命评估计算时，无法满足飞行器中不同类别的细节结构需要匹配不同的寿命计算方法的要求，使得技术人员的计算相当不便。

发明内容

为解决或部分解决相关技术中存在的问题，本申请提供一种飞行器结构寿命评估方法、装置、设备及介质，能够方便技术人员使用。

本申请第一方面提供一种飞行器结构寿命评估方法，该方法包括：

接收用户触发的安全寿命评估请求，输出结构算法输入框；所述结构算法输入框包括结构类型和算法类型；

接收用户在所述结构算法输入框中输入的所述结构类型和所述算法类型；所述算法类型至少包括名义应力法、局部应力应变法、应力严重系数法和细节疲劳额定值法；

根据所述结构类型和所述算法类型，输出所述算法类型对应的第一参数定义输入框；所述第一参数定义输入框中的参数至少包括有限元参数、载荷谱参数和材料参数；

接收用户在所述第一参数定义输入框输入的参数，计算输出安全寿命评估结果。

本申请第二方面提供一种飞行器结构寿命评估装置，该装置包括：

触发模块，用于接收用户触发的安全寿命评估请求，输出结构算法输入框；所述结构算法输入框包括结构类型和算法类型；

选择模块，用于接收用户在所述结构算法输入框中输入的所述结构类型和所述算法类型；所述算法类型至少包括名义应力法、局部应力应变法、应力严重系数法和细节疲劳额定值法；

匹配模块，用于根据所述结构类型和所述算法类型，输出所述算法类型对应的第一参数定义输入框；所述第一参数定义输入框中的参数至少包括有限元参数、载荷谱参数和材料参数；

评估模块，接收用户在所述第一参数定义输入框输入的参数，计算输出安全寿命评估结果。

本申请第三方面提供一种电子设备，包括：

处理器；以及

存储器，其上存储有可执行代码，当所述可执行代码被所述处理器执行时，使所述处理器执行如上所述的飞行器结构寿命评估方法。

本申请第四方面提供一种计算机可读存储介质，其上存储有可执行代码，当所述可执行代码被电子设备的处理器执行时，使所述处理器执行如上所述的飞行器结构寿命评估方法。

本申请提供的技术方案可以包括以下有益效果：

与现有技术相比较，本申请通过加载多种安全寿命评估算法，满足飞行器不同结构类型的评估分析需求，便于研发人员进行飞行器分析。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本申请。

附图说明

通过结合附图对本申请示例性实施方式进行更详细地描述，本申请的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本申请示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。

图1是本申请实施例示出的安全寿命评估的流程示意图。

图2是本申请实施例示出的寿命许用应力的流程示意图。

图3是本申请实施例示出的寿命损伤容限的流程示意图。

图4是本申请实施例示出的安全寿命评估装置的结构示意图。

图5是本申请实施例示出的电子设备的结构示意图。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本申请的实施方式。虽然附图中显示了本申请的实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本申请而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本申请更加透彻和完整，并且能够将本申请的范围完整地传达给本领域的技术人员。

在本申请使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本申请。在本申请和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义。还应当理解，本文中使用的术语“和/或”是指并包含一个或多个相关联的列出项目的任何或所有可能组合。

应当理解，尽管在本申请可能采用术语“第一”、“第二”、“第三”等来描述各种信息，但这些信息不应限于这些术语。这些术语仅用来将同一类型的信息彼此区分开。例如，在不脱离本申请范围的情况下，第一信息也可以被称为第二信息，类似地，第二信息也可以被称为第一信息。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

安全寿命：基于安全寿命设计准则所确定的飞机使用寿命称为安全寿命。安全寿命是采用大分散系数所获得的具有极低疲劳开裂概率的使用寿命，分散系数取决于疲劳可靠度的要求和结构疲劳寿命分散性。

本实施例涉及仿真领域，相关技术的结构设计软件中对飞行器安全寿命评估计算的方法较少，无法满足技术人员的寿命评估需求。同时相关结构设计软件对于飞行器寿命评估主要关注在安全寿命评估和损伤容限评估，忽略了结构设计初期对于结构应力的计算，从而需要技术人员使用其他软件重新配置计算结构应力，增加了技术人员的工作量。

在一实施例中，本申请飞行器分析设计软件的系统应用环境包括客户端及服务器，其中服务器作为系统基础数据库服务器，客户端用于部署系统在客户端的各软件及应用集成环境，客户端和服务器也可以放在同一物理机上。

针对上述问题，本实施例提供了一种飞行器结构寿命评估方法，如图1所示，应用于客户端包括：

S101：接收用户触发的安全寿命评估请求，输出结构算法输入框；结构算法输入框包括结构类型和算法类型。

本申请实施例中，结构类型至少包括“腹板开孔”、“接头耳片”、“对接带板”和“连接结构”，也可根据需求由研发人员在飞行器分析设计软件中新建其他的结构类型。

本申请实施例中，在输出结构算法输入框之前，还包括，输出软件连接输入框，可以在该输入框中，手动或自动载入相关疲劳分析软件的地址和工作目录地址，可使飞行器分析设计软件将后期计算内容保存到工作目录地址中，以及可以使飞行器分析设计软件直接调用相关疲劳分析软件的功能或算法。

S102：接收用户在结构算法输入框中输入的结构类型和算法类型；算法类型至少包括名义应力法、局部应力应变法、应力严重系数法和细节疲劳额定值法(Detail-Fatigue-Rating，简称DFR法)。

本申请实施例中，“腹板开孔”、“接头耳片”和“对接带板”均可以使用名义应力法或局部应力应变法进行评估，“连接结构”可以使用应力严重系数法进行评估。上述算法类型均可以通过已加载的相关疲劳分析软件实现。另外，在进行寿命评估之前，结构类型对应的细节结构三维模型及总体有限元模型已经在飞行器分析设计软件中载入，且细节结构三维模型和总体有限元模型之间已关联。

S103：根据结构类型和算法类型，输出算法类型对应的第一参数定义输入框；第一参数定义输入框中的参数至少包括有限元参数、载荷谱参数和材料参数。

本申请实施例中，有限元参数、载荷谱参数和材料参数在进行寿命评估之前，已经在飞行器分析设计软件中载入，并建立了与飞行器分析设计软件连接的对材料、载荷谱以及模板等基础数据进行管理的工程数据库，模板指相应结构类型对应的计算模板，该数据库可部署于基础数据库服务器，也可部署于其他服务器。其中，有限元参数包括结构类型对应的有限元模型数据、及对应算法中涉及的相关参数；材料参数包括结构类型对应的材料数据、及对应算法中涉及的材料相关参数；载荷谱参数包括结构类型对应的载荷谱数据及算法涉及的载荷谱相关参数。

S104：接收用户在第一参数定义输入框输入的参数，计算输出安全寿命评估结果。

本申请实施例中的安全寿命评估结果主要为安全寿命值。

本申请通过加载多种安全寿命评估算法，满足飞行器不同结构类型的评估分析需求，便于研发人员进行飞行器分析。

在一实施例中，根据结构类型和算法类型，输出算法类型对应的第一参数定义输入框包括：

根据结构类型和算法类型，匹配对应算法计算流程；

根据对应算法计算流程，分别输出第一参数定义输入框；第一参数定义输入框包括第一有限元参数定义输入框、第一载荷谱参数定义输入框和第一材料参数定义输入框。

在一实施例中，根据对应算法计算流程，输出第一参数定义输入框，包括：

根据对应算法计算流程，同步预先定义的数据；预先定义的数据包括有限元模型数据、载荷谱数据和材料数据；

分别输出预先定义的数据后的相应第一有限元参数定义输入框、第一载荷谱参数定义输入框和第一材料参数定义输入框。其中，第一有限元参数定义输入框用于输入有限元模型参数，第一载荷谱参数定义输入框用于输入载荷谱参数，第一材料参数定义输入框用于输入材料参数。

本申请实施例中，根据对应的算法输出相应的第一参数定义输入框。不同算法的第一有限元模型参数定义输入框和第一材料参数定义输入框中的参数不同，其中不同算法涉及的第一载荷谱参数定义输入框中的参数相同，用户可以根据需求为参数输入数据。

当选择的算法为名义应力法时，第一有限元模型参数定义输入框中的参数包括有限元模型地址、应力组合方法、分散系数和平均应力修正；其中，有限元模型地址用于获取有限元模型数据，本申请实施例中涉及获取有限元模型地址的参数的操作，可由本申请分析设计软件根据之前的预先定义内容自动获取，若无提前定义也可手动选择上传，下述有限元模型地址的获取方式相同。应力组合方法包括等效应力、最大主应力和切应力；分散系数为常数；平均应力修正包括插值法、Goodman法、Gerber法和不修正。第一材料参数定义输入框中的参数包括材料库地址、部件名称、材料、表面处理系数、粗糙度、自定义修正系数和环境修正系数，通过添加材料地址进一步同步填写参数(部件名称、材料、表面处理系数、粗糙度、自定义修正系数和环境修正系数)的数据，其中材料库地址可由本申请分析设计软件根据之前预先定义的材料库自动获取，若无提前定义也可手动选择，下述材料库获取方式相同。第一载荷谱参数定义输入框中的参数包括载荷谱地址、载荷谱类别、持续时间和载荷谱数据列表，载荷谱类别包括等幅谱、程序块谱、随机谱、飞续飞谱等，持续时间为常数，载荷谱地址可由本申请分析设计软件根据之前预先定义内容自动获取，若无提前定义也可手动选择，下述载荷谱获取方式相同。系统自动读取该地址下的载荷谱信息后，并加载该地址下的内容显示在载荷谱数据列表中，载荷谱数据列表的参数包括：工况(峰)、工况(谷)、重复次数，工况(峰)和工况(谷)分别还对应各自的过载值。

当选择的算法为应力严重系数法时，第一有限元模型参数定义输入框中的可选择的参数包括平均应力修正方法、分散系数，通过该输入框计算严重应力系数(StressSeverity Factor，简称SSF)。其中的，平均应力修正方法包括插值法(拉格朗日插值法)、Goodman法、Gerber法和不修正。分散系数为常数。第一材料参数定义输入框中的参数包括材料库地址、部件名称、材料和环境修正系数，通过添加材料库地址进一步填写的参数(部件名称、材料和环境修正系数)的数据。第一载荷谱参数定义输入框中的参数与上述相同。

当选择的算法为局部应力应变法时，第一有限元模型参数定义输入框中的可选择的参数包括：有限元模型地址、应变组合方法、平均应力修正方法、分散系数、弹塑性修正。应变组合方法的参数包括等效应变、最大主应变和切应变。平均应力修正方法包括择Morrow法、SmithWatsonTopper法和不修正，弹塑性修正包括Neuber法、Hoffman-Seeger法和不修正。分散系数为常数。第一材料参数定义输入框中的参数包括材料库地址，通过添加材料库地址进一步填写的参数(部件名称、材料)，局部应力应变法不需要设置材料其他修正系数。第一载荷谱参数定义输入框中的参数与上述相同。

局部应力法和名义应力法，在进行第一有限元模型参数定义输入框的设置时，会显示有限元模型地址对应的结构三维模型。

本申请为不同的寿命计算算法匹配多种参数计算方法，如多种平均应力修正方法、应变组合方法等，满足了不同算法的计算需求。

在一实施例中，接收用户触发的安全寿命评估请求之前包括：

接收用户触发的飞行器寿命计算任务，输入任务输入框；任务输入框的参数包括任务名称、设计阶段、结构类型及有限元模型地址；

接收用户在任务输入框输入的参数，建立飞行器寿命计算任务；根据设计阶段匹配对应飞行器寿命计算流程；

其中，设计阶段包括初步设计阶段、详细初步设计阶段和详细设计阶段；

初步设计阶段匹配飞行器寿命应力许用值计算流程；详细初步设计阶段匹配飞行器安全寿命计算流程；详细设计阶段匹配飞行器损伤容限计算流程。

本申请实施例中，用户建立飞行器寿命计算任务后，可根据结构类型加载细节结构三维模型，将细节结构三维模型与其对应的有限元模型关联，并加载对应的总体有限元模型。另外，可根据任务名称及设计阶段定义相应结构类型的材料参数和载荷谱参数，为飞行器分析设计软件定义材料数据库和载荷谱数据库参数，为后续寿命评估计算提供同步的材料参数和载荷谱参数。上述三部分设计阶段对应的计算流程在进行计算时，可分别加载不同的相关疲劳分析软件，利用进行相关疲劳分析软件的算法或功能进行计算。

在任务输入框中新建任务时，还可以包括外形数据，即三维模型数据，在新建任务时，可以将上传的细节结构的有限元模型数据和对应的三维模型数据关联，另外新建任务时，加载的有限元模型地址对应总体有限元模型数据，系统根据新建任务中的结构类型定位总体有限元模型数据中相应的细节结构有限元模型数据，再将该细节结构有限元模型数据与外形数据关联。在使用该软件前，该软件已搭建相应的结构类型任务节点及流程模板。同一任务名称下包括多个任务节点，例如，新建任务后，任务节点可能包括1、总体有限元模型数据中为细节结构有限元模型数据添加插值边界条件，2、细节结构有限元模型数据关联外形数据，3、定义载荷谱数据库和材料数据库，4、计算飞行器细节结构寿命应力许用值，5、优化细节结构数据进入任务下一阶段，6、计算飞行器细节结构安全寿命，7、进一步优化细节结构数据进入任务下一阶段，8、计算飞行器细节结构损伤容限，9、再次优化细节结构数据。可以理解的是，在研发设计人员进行优化细节结构数据时，可能会反复修改，达到飞行器设计的满意效果后，才会进入任务的下一阶段(节点)，细节结构数据可以至少为总体和细节有限元名模型数据、载荷谱数据和材料数据中的任一，同时上述任务节点为对本申请实施例主要任务的介绍，任务节点中可能还包括其他下一级子节点或其他任务节点。

本申请实施例通过增加飞行器寿命应力许用值计算，完善飞行器分析设计软件的功能，使研发人员使用该软件就可分析飞行器的多个设计阶段，减少了用户使用不同软件的参数配置过程，便于用户操作。

在一实施例中，如图2所示，初步设计阶段匹配飞行器寿命应力许用值计算流程包括：

S201：接收用户触发的飞行器寿命应力许用值计算请求，输出第二参数定义输入框；第二参数定义输入框包括第二有限元参数、第二载荷谱参数和第二材料参数。

S202：接收用户在第二参数定义输入框输入的参数，计算输出寿命应力许用值结果。

本申请实施例中第二有限元参数、第二载荷谱参数和第二材料参数均为初步设计阶段相关任务对应的参数。因为研发设计人员会在不同设计阶段调整结构设计，所以同一结构在不同设计阶段的数据可能不同。

第二参数定义输入框包括第二有限元参数输入框、第二载荷谱参数输入框和第二材料参数输入框。

第二有限元参数输入框中的参数包括飞行器设计寿命、平均应力修正、分散系数、部件名称、应力集中系数和名义应力，其中飞行器设计寿命、分散系数、应力集中系数和名义应力为常数，平均应力修正包括插值法(拉格朗日插值法)、Goodman法、Gerber法和不修正可选择。第二材料参数输入框包括材料库地址、部件名称、材料、加工状态、粗糙度、载荷修正系数、环境修正系数和尺寸效应，其中材料为材料库地址对应的材料数据库中的材料，加工状态、粗糙度、载荷修正系数、环境修正系数和尺寸效应均为常数。第二载荷谱参数输入框包括载荷谱地址、载荷谱类别、持续时间和载荷谱数据列表，载荷谱数据列表的参数包括：工况(峰)、工况(谷)和重复次数，工况(峰)和工况(谷)分别对应各自的过载值。

本申请实施例中的寿命应力许用值结果主要为许用应力值。本申请实施例中在触发的飞行器寿命应力许用值计算请求后，还可以输出输入框，用于加载有限元模型数据和相关疲劳分析软件，本申请的软件可直接调用相关疲劳分析软件的相关功能或算法。

在一实施例中，如图3所示，详细设计阶段匹配飞行器损伤容限计算流程包括：

S301：接收用户触发的飞行器损伤容限评估请求，输出裂纹及尺寸输入框。

S302接收用户在裂纹及尺寸输入框输入的参数，输出第三参数定义输入框；第三参数定义输入框包括第三载荷谱参数和第三材料参数。

S303接收用户在第三参数定义输入框输入的参数，计算输出损伤容限评估结果。

本申请实施例中裂纹及尺寸输入框中的参数包括裂纹类型(即上述结构类型)、裂纹尺寸(厚度和孔直径)和裂纹初始尺寸。第三载荷谱参数和第三材料参数均为详细设计阶段相关任务对应的参数。第三参数定义输入框包第三载荷谱参数输入框和第三材料参数输入框。第三材料参数输入框中的参数包括：材料名称和材料参数，材料参数包括材料属性和裂纹扩展参数。材料名称和材料参数为材料库中提取的数据，研发设计人员选择材料名称，则系统自动加载材料库中对应的材料参数，也可以重新自定义。第三载荷谱定义输入框中的参数包括：载荷谱类别、持续时间、载荷谱文件地址、有限元输出文件地址和载荷谱列表，载荷谱列表包括载荷步名称、远端载荷、远端拉伸应力、远端压缩应力、远端弯曲应力和钉孔压力，远端载荷、远端拉伸应力、远端压缩应力、远端弯曲应力和钉孔压力均为常数，此处的载荷谱是作用在裂纹件上的远端载荷。载荷谱文件地址和有限元输出文件地址为经过详细初步设计阶段优化后的文件地址，载荷谱文件地址可以加载在载荷谱数据库中。

本申请实施例中的损伤容限评估结果，主要为裂纹扩展尺寸对应的裂纹扩展次数。本申请实施例中在触发的飞行器损伤容限评估请求后，还可以输出输入框，用于加载有限元模型数据和相关疲劳分析软件，本申请的软件可直接调用相关疲劳分析软件的相关功能或算法，也可以应用与详细初步设计阶段的安全寿命评估请求相同的相关疲劳分析软件。

本申请实施例可通过加载不同相关疲劳分析软件的功能或算法，分别满足飞行器不同设计阶段的计算需求，提高了飞行器分析设计软件功能的多样性，便于研发设计用户使用。

本申请实施例还提供了一种飞行器结构寿命评估装置，如图4所示，包括：

触发模块401，用于接收用户触发的安全寿命评估请求，输出结构算法输入框；结构算法输入框包括结构类型和算法类型；

选择模块402，用于接收用户在结构算法输入框中输入的结构类型和算法类型；算法类型至少包括名义应力法、局部应力应变法、应力严重系数法和细节疲劳额定值法；

匹配模块403，用于根据结构类型和算法类型，输出算法类型对应的第一参数定义输入框；第一参数定义输入框中的参数至少包括有限元参数、载荷谱参数和材料参数；

评估模块404，接收用户在第一参数定义输入框输入的参数，计算输出安全寿命评估结果。

关于上述实施例中的装置，其中各个模块执行操作的具体方式已经在有关该方法的实施例中进行了详细描述，此处将不再做详细阐述说明。

图5是本申请实施例示出的电子设备的结构示意图。

参见图5，本申请实施例提供了一种电子设备500包括存储器501和处理器502。

处理器502可以是中央处理单元(Central Processing Unit，CPU)，还可以是其他通用处理器、数字信号处理器(Digital Signal Processor，DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现场可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。

存储器501可以包括各种类型的存储单元，例如系统内存、只读存储器(ROM)和永久存储装置。其中，ROM可以存储处理器502或者计算机的其他模块需要的静态数据或者指令。永久存储装置可以是可读写的存储装置。永久存储装置可以是即使计算机断电后也不会失去存储的指令和数据的非易失性存储设备。在一些实施方式中，永久性存储装置采用大容量存储装置(例如磁或光盘、闪存)作为永久存储装置。另外一些实施方式中，永久性存储装置可以是可移除的存储设备(例如软盘、光驱)。系统内存可以是可读写存储设备或者易失性可读写存储设备，例如动态随机访问内存。系统内存可以存储一些或者所有处理器在运行时需要的指令和数据。

此外，存储器501可以包括任意计算机可读存储媒介的组合，包括各种类型的半导体存储芯片(例如DRAM，SRAM，SDRAM，闪存，可编程只读存储器)，磁盘和/或光盘也可以采用。在一些实施方式中，存储器501可以包括可读和/或写的可移除的存储设备，例如激光唱片(CD)、只读数字多功能光盘(例如DVD-ROM，双层DVD-ROM)、只读蓝光光盘、超密度光盘、闪存卡(例如SD卡、min SD卡、Micro-SD卡等)、磁性软盘等。计算机可读存储媒介不包含载波和通过无线或有线传输的瞬间电子信号。

存储器501上存储有可执行代码，当可执行代码被处理器502处理时，可以使处理器502执行上文述及的方法中的部分或全部。

此外，根据本申请的方法还可以实现为一种计算机程序或计算机程序产品，该计算机程序或计算机程序产品包括用于执行本申请的上述方法中部分或全部步骤的计算机程序代码指令。

或者，本申请还可以实施为一种计算机可读存储介质(或非暂时性机器可读存储介质或机器可读存储介质)，其上存储有可执行代码(或计算机程序或计算机指令代码)，当可执行代码(或计算机程序或计算机指令代码)被电子设备(或服务器等)的处理器执行时，使处理器执行根据本申请的上述方法的各个步骤的部分或全部。

以上已经描述了本申请的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。本文中所用术语的选择，旨在最好地解释各实施例的原理、实际应用或对市场中的技术的改进，或者使本技术领域的其他普通技术人员能理解本文披露的各实施例。