大梯度快时变极端高温环境空天飞机结构热强度评估方法

技术领域

本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及大梯度快时变极端高温环境空天飞机结构热强度评估方法。

背景技术

在空天飞机热强度测试中，对于飞机复材结构的热强度评估是其中的一个重要部分，碳纤维增强碳化硅陶瓷复合材料结构具有高强度、高断裂韧性、低密度、耐高温、抗化学腐蚀和抗热震等优良性能，目前在飞机航空航天领域高温结构中应用广泛。高温陶瓷基复合材料结构的应用需要在设计阶段对陶瓷基复材结构开展热强度评估，其评估过程主要分为三个步骤：对有限元模型进行应力分析、选择强度失效准则、对单元/节点进行强度失效判定。

现有的热强度评估方法主要是针对恒定高温条件下的飞机复材结构进行热强度评估，不能满足热结构复杂热载荷分布与时变条件下的强度评估要求。由此亟需提出一种能解决大梯度、快时变、极端高温环境下飞机复材结构的热强度评估问题的方法。

发明内容

本发明解决的技术问题是：现有的热强度评估方法主要是针对恒定高温条件下的飞机复材结构进行热强度评估，不能满足热结构复杂热载荷分布与时变条件下的热强度评估要求。

为解决上述问题，本发明的技术方案如下：

大梯度快时变极端高温环境空天飞机结构热强度评估方法，包括以下步骤：

S1、构建大梯度快时变飞机复材结构有限元模型；

S2、对飞机复材结构有限元模型进行仿真分析，得到力热耦合下的温度场与应力场数据；

S3、基于静热强度试验数据构建线性/非线性飞机复材结构温度-强度关联式；

S4、确立飞机复材结构的热强度准则公式，定义等效安全系数

将Tsai-Wu准则应用于高温条件下的飞机复材结构热强度失效评判，将Tsai-Wu准则中的强度系数参数与飞机复材结构对应的温度

式中，

S5、计算飞机复材结构等效安全系数，评估飞机复材结构热强度。

进一步地，步骤S1具体包括以下步骤：

S1-1、通过制图软件绘制飞机复材结构数字模型，划分用于结构分析的有限元网格并施加边界约束条件，给各种高温条件下的飞机复材结构热力学特性赋值；

S1-2、施加大梯度温度工况时间相关热载荷，建立时间相关瞬态分析，构建大梯度快时变飞机复材结构有限元模型。

软件仿真模拟能够为后续试验的进行节约时间和人力物力。

进一步地，步骤S2具体包括以下步骤：

S2-1、执行大梯度温度工况时间相关热载荷瞬态分析，获取飞机复材结构有限元模型在各个时刻的温度场及温度梯度分布；

S2-2、对应得到的各个时刻温度场，对飞机复材结构有限元模型进行相应力载荷工况施加，仿真分析得到力热耦合下的温度场与应力场数据。

更进一步地，步骤S2-2中温度场与应力场数据包括：飞机复材结构数字模型各单元/节点各时刻在各温度场下的热应力、机械应力响应数据、温度场的最高温度和最低温度。

优选地，步骤S3具体包括以下步骤：

S3-1、根据步骤S2-2得到力热耦合下的温度场选定特定温度，完成飞机复材结构在特定温度条件下的静热强度试验，通过静热强度试验得到特定温度下飞机复材结构的热强度试验数据；

S3-2、基于特定温度下飞机复材结构的热强度试验数据构建线性/非线性的飞机复材结构温度-强度关联式；

S3-3、基于建立的飞机复材结构温度-强度关联式，计算得到任意温度条件下飞机复材结构的热强度值。

优选地，步骤S3-1中，根据步骤S2-2得到力热耦合下的温度场选定特定温度具体包括以下内容：

以步骤S2-2得到力热耦合下的温度场的最高温度和最低温度作为范围，选取范围内的温度作为静热强度试验的试验温度，以最高温和最低温作为范围，能够保证静热强度试验的有效性。

优选地，步骤S5具体包括以下步骤：

S5-1、利用步骤S2得到的温度场与应力场数据，再通过步骤S3飞机复材结构温度-强度关联式得出任意温度条件下飞机复材结构的热强度值，结合步骤S4热强度准则公式计算得到飞机复材结构在大梯度快时变高温环境下结构每个节点/单元在每个时刻对应的等效安全系数；

S5-2、选取关键部位的相关节点/单元提取时间-温度相关的等效安全系数，进行飞机复材结构热强度评估。

优选地，步骤S5-2中关键部位包括：应力集中区域、大温度梯度区域、最高温度区域，以上区域作为飞机复材结构最薄弱的部分，具有飞机复材结构热强度的代表作用。

进一步优选地，步骤S5-2中飞机复材结构热强度评估的方法为：

当飞机复材结构的等效安全系数在所有时刻中任意一个时刻大于等于1时，则判定飞机复材结构热强度评估结果偏危险，无法满足热强度设计要求。

本发明的有益效果是：

（1）本发明建立的飞机复材结构温度-强度关联式应用于复材结构强度计算中，能够考虑到各个时刻不同温度对飞机复材结构热强度的影响；

（2）本发明创造性地将时间和温度作为参数加入Tsai-Wu准则，提出了等效安全系数

（3）本发明解决了大温度梯度和快时变引起的结构热应力/强度时间相关性问题，有利于发现复材结构热强度设计的薄弱部位，为空天飞机热强度分析和改进设计参考，满足了复杂热载荷分布与时变条件下空天飞机热强度测试的热强度评估要求。

附图说明

图1是实施例1飞机复材结构热强度评估方法流程图；

图2是实施例1步骤S1的流程图；

图3是实施例1步骤S2的流程图；

图4是实施例1步骤S3的流程图；

图5是实施例1步骤S5的流程图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作进一步地详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例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，“多种”一般包含至少两种。

实施例1

本实施例为大梯度快时变极端高温环境空天飞机结构热强度评估方法，如图1所示，包括以下步骤：

S1、构建大梯度快时变飞机复材结构有限元模型，如图2所示，具体包括以下步骤：

S1-1、通过制图软件绘制飞机复材结构数字模型，划分用于结构分析的有限元网格并施加边界约束条件，给各种高温条件下的飞机复材结构热力学特性赋值，

S1-2、施加大梯度温度工况时间相关热载荷，建立时间相关瞬态分析，构建大梯度快时变飞机复材结构有限元模型；

S2、对飞机复材结构有限元模型进行仿真分析，得到力热耦合下的温度场与应力场数据，如图3所示，具体包括以下步骤：

S2-1、执行大梯度温度工况时间相关热载荷瞬态分析，获取飞机复材结构有限元模型在各个时刻的温度场及温度梯度分布，

S2-2、对应得到的各个时刻温度场，对飞机复材结构有限元模型进行相应力载荷工况施加，仿真分析得到力热耦合下的温度场与应力场数据，温度场与应力场数据包括：飞机复材结构数字模型各单元/节点各时刻在各温度场下的热应力、机械应力响应数据、温度场的最高温度和最低温度；

S3、基于静热强度试验数据构建线性/非线性飞机复材结构温度-强度关联式，如图4所示，具体包括以下步骤：

S3-1、根据步骤S2-2得到力热耦合下的温度场选定特定温度，完成飞机复材结构在特定温度条件下的静热强度试验，通过静热强度试验得到特定温度下飞机复材结构的热强度试验数据，根据步骤S2-2得到力热耦合下的温度场选定特定温度包括以下内容：

以步骤S2-2得到力热耦合下的温度场的最高温度和最低温度作为范围，选取范围内的温度作为静热强度试验的试验温度，由于温度场的最高温度为1000℃，最低温度为400℃，所以分别选取400℃、600℃、800℃、1000℃作为静热强度试验的特定温度；

S3-2、基于特定温度下飞机复材结构的热强度试验数据构建线性/非线性的飞机复材结构温度-强度关联式，

S3-3、基于建立的飞机复材结构温度-强度关联式，计算得到任意温度条件下飞机复材结构的热强度值；

S4、确立飞机复材结构的热强度准则公式，定义等效安全系数

将Tsai-Wu准则应用于高温条件下的飞机复材结构热强度失效评判，将Tsai-Wu准则中的强度系数参数与飞机复材结构对应的温度

式中，

S5、计算飞机复材结构等效安全系数，评估飞机复材结构热强度，如图5所示，具体包括以下步骤：

S5-1、利用步骤S2得到的温度场与应力场数据，再通过步骤S3飞机复材结构温度-强度关联式得出任意温度条件下飞机复材结构的热强度值，结合步骤S4热强度准则公式计算得到飞机复材结构在大梯度快时变高温环境下结构每个节点/单元在每个时刻对应的等效安全系数，

S5-2、选取关键部位的相关节点/单元提取时间-温度相关的等效安全系数，进行飞机复材结构热强度评估，其中，关键部位包括：应力集中区域、大温度梯度区域、最高温度区域，飞机复材结构热强度评估的方法为：

当飞机复材结构的等效安全系数在所有时刻中任意一个时刻大于等于1时，则判定飞机复材结构热强度评估结果偏危险，无法满足热强度设计要求。

实施例2

本实施例与实施例1的区别在于：

步骤S3-1中，由于温度场的最高温度为1000℃，最低温度为400℃，所以分别选取500℃、600℃、700℃、800℃、900℃作为静热强度试验的特定温度。