[发明专利]一种结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法

说明书

本发明涉及飞机结构强度计算领域，特别涉及一种结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，以解决计算结构损伤渐进破坏过程中从总体模型提取边界条件施加到细节模型上的费时费力，而且随着损伤的加剧，边界条件逐渐不准确的问题。本发明的结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，包括如下步骤：边界条件的自动提取；细节模型的建立；约束条件的迭代求解。本发明充分考虑损伤的逐渐扩大，材料性能、刚度等的退化等因素引起的边界条件的变化，使得边界条件更加准确；另外，由于计算过程在全机模型和细节模型中反复迭代，极大地提高了计算的精度，使得结果准确性更高。

技术领域

本发明涉及飞机结构强度计算领域，特别涉及一种结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法。

背景技术

飞机复合材料结构受到损伤后，强度和刚度将大幅下降，其对飞机使用寿命也有较大的影响。如何评价含损伤结构的强度、刚度能否满足结构完整性要求，能否保证飞机能够安全返航，以及损伤后经过修理能否恢复原有结构的强度、刚度等是飞机设计师必须解决的关键问题。

复合材料渐进损伤分析方法由于能够预测复合材料结构从初始损伤到极限失效全过程，判断失效模式，确定失效载荷和剩余强度，进而预测剩余使用寿命，因此，在飞机工程实践中得到广泛的应用。

但是，在复合材料渐进损伤分析的过程中，要在全机有限元模型中提取含有损伤的局部细节有限元模型的边界条件，以往的方法是进行一次全机有限元分析后，提取一次局部模型的边界条件，作为局部模型的边界条件，进行后续的复合材料渐进损伤分析。这其中未考虑损伤的逐渐扩大，材料性能、刚度等的退化，而引起的边界条件的变化，造成较大的计算误差、甚至错误的结果。本发明公开了一种复合材料结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，解决了计算结构损伤渐进破坏过程中从总体模型提取边界条件施加到细节模型上的费时费力，而且随着损伤的加剧，边界条件逐渐不准确的问题，同时，极大地提高了计算的精度。

发明内容

本发明的目的是提供了一种结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，以解决计算结构损伤渐进破坏过程中从总体模型提取边界条件施加到细节模型上的费时费力，而且随着损伤的加剧，边界条件逐渐不准确的问题。

本发明的技术方案是：

一种结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，包括如下步骤：

步骤一、对全机进行有限元建模，获取全机模型对应边界点的位移边界条件{u_G}；

步骤二、在全机有限元模型中选取含损伤结构预分析部分；

步骤三、构建所述预分析部分的细节模型，获取所述细节模型对应边界点位移边界条件{u_L}；

步骤四、构建所述细节模型对应边界点位移边界条件{u_L}与所述全机模型对应边界点的位移边界条件{u_G}的转换矩阵[T]，使得{u_L}＝[T]{u_G}；

步骤五、获取所述细节模型对应边界点处的支反力{R_L}；

步骤六、将计算得到的细节有限元模型支反力结果{R_L}进行变换，得到全机模型节点的支反力{R_G}＝[T]^T{R_L}，其中[T]^T为转换矩阵的转置；

步骤七、获取所述全机模型中的节点载荷{F_G}，计算所述全机模型节点的支反力{R_G}与全机模型中的节点载荷{F_G}的差{r}；