一种基于不确定性因素的飞机典型结构静强度分析方法

摘要

本申请属于飞机设计领域，特别涉及一种基于不确定性因素的飞机典型结构静强度分析方法。包括：步骤一、获取飞机的飞行载荷数据以及结构特性数据；步骤二、采用Bootstrap小样本数据处理分析方法对所述飞行载荷数据以及所述结构特性数据进行表征，得到飞行载荷分布模型以及结构特性分布模型；步骤三、根据所述飞行载荷分布模型以及所述结构特性分布模型建立飞机结构静强度分析模型。本申请的基于不确定性因素的飞机典型结构静强度分析方法，能够确定在不同可靠度要求下的结构特性，有效控制强度裕度，对于降低结构重量具有重要作用。

说明书

技术领域

本申请属于飞机设计领域，特别涉及一种基于不确定性因素的飞机典型结构静强度分析方法。

背景技术

飞行器设计的最终目标是追求系统性能、可承受性、鲁棒性等方面的综合平衡。国军标是结构研制要求，按照我国最新国军标67.1A-2008中关于结构设计要求指出结构设计应按照“确定性准则”和“可靠性设计准则”两种准则进行设计。

但是，目前绝大多数情况下，均采用“确定性准则”进行设计，主要原因是确定性准则简单、经大量的经验验证是保守的。但是实践证明，采用确定性准则进行设计，在不确定因素影响下，可能偏离最优设计结果，产生2个问题：1)可能造成危险的结果，由于确定性准则主要依据长期大量的使用经验，一旦结构材料改变、服役环境条件变化，则以往的经验不适用，会导致出现确定性准则不安全的情况，结构会提早破坏，造成严重的安全性和经济性问题；2)可能造成过于保守的结果，不确定性是结构的固有属性，采用确定性准则在进行结构设计时通常取反映材料、几何和载荷平均情况的设计参数，采用安全系数来保证安全。虽然长期的使用经验保证了目前大多数情况下的可靠性，但造成的结果就是，由于关于材料、几何、载荷、工艺的不精细的描述，采用过于保守的安全系数可能造成结构的强度裕度过大，使得结构重量增加。

随着未来先进飞行器的研制，飞行器的使用作战环境、任务使命和使用用途越来越趋于复杂化、多元化，与飞行器结构强度设计紧密相关的载荷、热/化学环境等设计约束的分散性问题也越来越突显；同时，大量新材料、新结构、新工艺的工程应用也给飞行器制造带来了新的挑战，在制造过程中存在的缺陷、损伤等结构质量分散性都将影响到飞行器的使用寿命。按照确定性设计方法，已很难保证结构的可靠性和计算其预估风险。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种基于不确定性因素的飞机典型结构静强度分析方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种基于不确定性因素的飞机典型结构静强度分析方法，包括：

步骤一、获取飞机的飞行载荷数据以及结构特性数据；

步骤二、采用Bootstrap小样本数据处理分析方法对所述飞行载荷数据以及所述结构特性数据进行表征，得到飞行载荷分布模型以及结构特性分布模型；

步骤三、根据所述飞行载荷分布模型以及所述结构特性分布模型建立飞机结构静强度分析模型。

可选地，所述结构特性数据包括结构材料数据、结构质量数据以及结构尺寸数据。

可选地，步骤二中，所述采用Bootstrap小样本数据处理分析方法对所述飞行载荷数据以及所述结构特性误差数据进行表征，得到飞行载荷分布模型以及结构特性分布模型包括：

S201、

根据所述飞行载荷数据计算得到飞行载荷的第一均值以及第一标准差；

根据所述结构特性数据计算得到结构特性的第一均值以及第一标准差；

S202、

根据飞行载荷的第一均值以及第一标准差构建第一飞行载荷分布模型；

根据结构特性的第一均值以及第一标准差构建第一结构特性分布模型；

S203、

从所述第一飞行载荷分布模型中抽取N1组飞行载荷样本，根据N1组飞行载荷样本计算得到飞行载荷的第二均值以及第二标准差；

从所述第一结构特性分布模型中抽取N2组结构特性样本，根据N2组结构特性样本计算得到结构特性的第二均值以及第二标准差；

S204、

根据飞行载荷的第二均值以及第二标准差构建第二飞行载荷分布模型；

根据结构特性的第二均值以及第二标准差构建第二结构特性分布模型。

可选地，所述第一飞行载荷分布模型、所述第一结构特性分布模型、所述第二飞行载荷分布模型以及所述第二结构特性分布模型均采用正态分布模型。

可选地，步骤三中，所述根据所述飞行载荷分布模型以及所述结构特性分布模型建立飞机结构静强度分析模型包括：

将所述第二飞行载荷分布模型以及所述第二结构特性分布模型输入到Hyperworks软件中，获得飞机结构静强度分析模型。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的基于不确定性因素的飞机典型结构静强度分析方法，能够确定在不同可靠度要求下的结构特性，有效控制强度裕度，对于降低结构重量具有重要作用。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的基于不确定性因素的飞机典型结构静强度分析方法流程图；

图2是本申请一个实施方式的破坏剪应力均值和标准差分布示意图；

图3是本申请一个实施方式的剪切系数均值和标准差分布示意图；

图4是本申请一个实施方式的Bootstrap方法和均值方法得到破坏剪应力分布情况对比示意图；

图5是本申请一个实施方式的Bootstrap方法和均值方法得到剪切系数分布情况对比示意图；

图6是本申请一个实施方式的飞机机身横梁模型示意图；

图7是本申请一个实施方式的横梁连接处耳孔加载示意图；

图8是本申请一个实施方式的设计变量分布示意图；

图9是本申请一个实施方式的输出响应分布示意图；

图10是本申请一个实施方式的机身横梁静强度分析结果示意图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

下面结合附图1至图10对本申请做进一步详细说明。

本申请提供了一种基于不确定性因素的飞机典型结构静强度分析方法，包括以下步骤：

步骤一、获取飞机的飞行载荷数据以及结构特性误差数据；

步骤二、采用Bootstrap小样本数据处理分析方法对飞行载荷数据以及结构特性数据进行表征，得到飞行载荷分布模型以及结构特性分布模型；

步骤三、根据飞行载荷分布模型以及结构特性分布模型建立飞机结构静强度分析模型。

本申请的基于不确定性因素的飞机典型结构静强度分析方法，步骤二中，采用Bootstrap小样本数据处理分析方法对飞行载荷数据以及结构特性误差数据进行表征，得到飞行载荷分布模型以及结构特性分布模型包括：

S201、

根据飞行载荷数据计算得到飞行载荷的第一均值以及第一标准差；

根据结构特性数据计算得到结构特性的第一均值以及第一标准差；

S202、

根据飞行载荷的第一均值以及第一标准差构建第一飞行载荷分布模型；

根据结构特性的第一均值以及第一标准差构建第一结构特性分布模型；

S203、

从第一飞行载荷分布模型中抽取N1组飞行载荷样本，根据N1组飞行载荷样本计算得到飞行载荷的第二均值以及第二标准差；

从第一结构特性分布模型中抽取N2组结构特性样本，根据N2组结构特性样本计算得到结构特性的第二均值以及第二标准差；

S204、

根据飞行载荷的第二均值以及第二标准差构建第二飞行载荷分布模型；

根据结构特性的第二均值以及第二标准差构建第二结构特性分布模型。

其中，第一飞行载荷分布模型、第一结构特性分布模型、第二飞行载荷分布模型以及第二结构特性分布模型均采用正态分布模型。

本申请的基于不确定性因素的飞机典型结构静强度分析方法，步骤三中，根据飞行载荷分布模型以及结构特性分布模型建立飞机结构静强度分析模型包括：将第二飞行载荷分布模型以及第二结构特性分布模型输入到Hyperworks软件中，获得飞机结构静强度分析模型。

在本申请的一个实施方式中，首先确定影响飞机结构强度的不确定性因素。在飞机结构强度设计过程中，必须考虑的不确定性因素主要包括以下几个方面：

(a)飞行载荷不确定性

飞行载荷不确定性是指考虑使用时超过设计载荷的情况。飞行载荷不确定性与规范的载荷状态预测不准有关，同时，设计人员难以预测将来的战争方式的变化也是一个原因，这些都使超载成为可能，特别是对于经常作机动飞行的战斗机。阵风是影响载荷不确定性的另一个重要因素，虽然在飞机设计准则中，要求建立一个在1g水平飞行时向上或向下作用的阵风限制，但是在复杂气候中飞行，遇到大的阵风时，超过设计阵风限制是完全有可能的。

此外，对于超出屈服后其结构特性是非线性的部件来讲，其气动弹性是非线性的，从而导致了非线性的载荷。在这种情况下，即使超载量很小，仍然可能引起灾难性的后果。

有人机和无人机的载荷不确定性也存在很大区别。由于无人机采用自主飞行控制系统，能够更好的限制过载、角速度、加速度、飞行速度极限值等飞行参数，使实际载荷超出最大设计载荷的概率降低，其载荷分散性相比有人机更低。

(b)结构特性的不确定性

结构特性包括结构的材料、质量以及尺寸等，是影响强度分散性的重要因素，尤其是引进新材料和新工艺时更是如此。随着生产制造水平的提高，结构的材料、质量已经有很大改进。但是随着飞机性能的提高，对材料提出了许多新的要求。同时，现代先进飞机越来越多采用复合材料，而复合材料结构具有强度性能分散性大、易受湿热环境影响、不耐冲击等弱点，因此其材料特性相比金属材料更加发散。

近年来，飞机制造工艺已经有了相当大的改进，而且由于工艺质量检查部门的监管及各种先进无损探伤技术的应用，工艺质量分散性进一步降低。但是，考虑到各种制造容差的累积、新制造工艺的使用等情况，对于设计分散性和制造工艺缺陷不确定性问题，还应予以考虑，尤其是在结构疲劳设计中。

(c)考虑设计的不可靠性和不准确性

其涉及面广且复杂，就其主要因素而言，有结构复杂性、计算应力的误差、载荷分布和载荷谱的不准确、动力效应和气动弹性等。目前所采用的FEM、CFD等方法可以得到相当正确的载荷、应力的计算结果，再用试验进行验证，如有不足之处也可以进行加强，所以这方面的问题按目前状态可以不考虑。

因此，目前影响结构强度的不确定性因素主要是两部分，一是飞行载荷不确定性，即考虑出现比设计使用载荷更大的载荷情况；二是考虑结构特性的分散性，即影响结构强度的材料质量、工艺缺陷等情况。

本申请的基于不确定性因素的飞机典型结构静强度分析方法，结构静强度分析中的不确定性因素可以用概率模型进行表征，但是由于受到研制经费、研制周期等限制，试验数据样本信息较少，此时进行统计优选采用Bootstrap小样本数据处理分析技术。

在本申请的一个实施方式中，采用Bootstrap小样本数据处理分析技术对飞机某典型结构金属型材剪切强度试验数据进行分析：

7B04T6状态δ＝2.5mm板材剪切试验结果如表1所示：

表1

对十组试验结果直接计算破坏剪应力和剪切系数的均值以及标准差，得到结果为：

破坏剪应力均值为：

子样标准差为：

剪切系数均值为：

子样标准差为：

采用Bootstrap方法对上述十组破坏应力及剪切系数作为原生样本，由这些样本构造得到经验分布函数F(x)，F(x)采用正态分布函数，公式如下：

从F(x)中抽取N＝10000组样本，称其为自助样本，用自助样本的参数分布及特征值近似的表示原问题中小样本的参数分布情况及特征值。

采用Bootstrap方法处理试件剪切试验结果，获得10000组样本的破坏剪切应力均值和方差，及剪切系数均值和方差。破坏剪应力均值

表2

表3

分别将利用Bootstrap方法求得的剪切应力和剪切系数的参数(均值和标准差)均值和对试验样本直接求解得到的均值和标准差作为正态分布的参数进行拟合，得到结果如图4、图5和表4、表5所示。

表4

表5

通过上述算例可以看出，采用Bootstrap小样本数据处理分析技术能够较好的推断材料性能在小样本下的数据统计信息，可用于飞机结构强度分析。

通过上述分析，获得10000组样本的分布函数(结构材料的分布模型)如下：

破坏剪切应力分布模型：

剪切系数分布模型：

同样按照上述方法，根据飞机飞行载荷数据以及结构特性数据，可以得到飞行载荷分布模型以及结构特性分布模型。

本申请的基于不确定性因素的飞机典型结构静强度分析方法，最后将第二飞行载荷分布模型以及第二结构特性分布模型输入到Hyperworks软件中，获得飞机结构静强度分析模型。

在本申请的一个实施方式中，以飞机机身某框横梁为例说明基于不确定性的飞机结构静强度分析模型建模方法。

首先，根据全机载荷情况选取机身某框的计算工况，为了便于计算，本实施例中，仅考虑某框横梁的拉力作用，边界约束条件为两边固支，结构简图详见图6，加载位置见图7，在图中K1和K2两个位置进行加载。

按照上节方法，确定载荷和厚度的分布模型：

K1和K2两处载荷分布模型(单位：kN)分别为：

横梁厚度分布模型为：

影响该梁强度的不确定性因素主要为材料性能分散性、结构制造尺寸误差等，本实施例中，选取加强筋厚度制造偏差为主要的不确定性变量，定义加强筋厚度为满足均值为5，方差为0.067的正态分布。采用哈默斯雷抽样方法进行抽样，得到筋条厚度分布参数如表6所示，分布情况如图8所示。

表6

将上述三个不确定性因素获得的F(x)输入到Hyperworks软件中，获得应力值。

横梁加强筋厚度变化之后，横梁模型的应力值也随之变化，定义横梁模型的Mises应力最大值为输出响应，得到输出响应的分布参数如表7所示，分布情况如图9所示。

表7

从表7中可知，进行100次哈默斯雷抽样之后，应力均值为496.15MPa，最小值为468.87MPa，最大值为708MPa，结果近似满足极值分布，响应值集中在478MPa和515MPa之间。

输出Mises应力结果如表8所示，得到响应的输出结果如图10所示，当结构可靠性为97.5％时，对应的应力值为471.5MPa，此时加强筋厚度最小可取为4.3mm；当采用确定性设计准则，即筋条厚度值均取为5mm时，得到的应力值为478.7MPa，对应的可靠性概率值在63％左右，证明采用本方法可以给出更高的结构可靠性和更轻的结构重量。

表8

本申请的基于不确定性因素的飞机典型结构静强度分析方法，能够应用到某飞机的研制，能够确定在不同可靠度要求下的结构尺寸，有效控制强度裕度，对于降低结构重量具有重要作用。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。