基于应力‑强度干涉理论的高超声速飞行器翼梁结构可靠性分析方法

摘要

本发明公开了一种基于应力‑强度干涉理论的高超声速飞行器翼梁结构可靠性分析方法，首先根据NASA提出的6自由度高超声速飞行器通用模型的几何结构以及气动导数方程建立了机翼翼梁根部的受力分析模型；其次，根据其飞行包线确定不同飞行阶段的飞行约束条件，并结合不同温度下的材料强度特性参数对机翼翼梁根部的结构强度进行了分析；最后根据随机载荷量与强度的分析数据建立应力‑强度干涉模型，在考虑了结构强度随飞行次数增加而退化的情况下，计算其结构可靠性。本发明将飞行器在飞行过程中翼梁受到的随机载荷作用次数与翼梁结构强度退化有机结合起来，提高了可靠性分析的准确性。

主权项

一种基于应力‑强度干涉理论的高超声速飞行器翼梁结构可靠性分析方法，其特征包括如下步骤：步骤1)，选取翼型为薄对称菱形、翼梁为壁梁结构、翼梁数量为四根的机翼作为高超声速飞行器机翼受力分析参考模型；步骤2)，分析翼面受力分布，建立翼梁根部的受力分析模型，计算翼梁根部的拉应力、压应力与剪切应力；步骤3)，将飞行器飞行包线均匀划分为三个阶段，分别是：爬升段、巡航段、下降段，在各个飞行阶段中依次选取包含不同高度、不同空速、不同迎角以及不同舵面偏角的几种飞行状态，计算机翼翼梁根部在不同飞行状态下的应力载荷，并求取相当应力作为可靠度参考应力；步骤4)，根据步骤3)中求取的机翼翼梁根部在不同飞行状态下的应力载荷情况，结合翼梁根部在特定温度下的强度，并考虑在飞行过程中的随机载荷次数以及强度随飞行次数增加而退化的情况，基于应力‑强度干涉理论建立可靠度分析模型与失效率模型。