申请/专利权人：湖南大学

申请日：2022-03-03

公开（公告）日：2024-06-21

公开（公告）号：CN114611208B

主分类号：G06F30/15

分类号：G06F30/15;G06F30/23;G06F113/26

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.06.21#授权;2022.06.28#实质审查的生效;2022.06.10#公开

摘要：本发明公开了一种飞行器复合材料机身结构，包括蒙皮、长桁以及隔框，所述蒙皮铺设于所述隔框上，所述长桁与所述隔框组配以支撑所述蒙皮，所述隔框包括与蒙皮铆接的外缘条、自外缘条弯折延伸的腹板以及自腹板弯折延伸并与外缘条平行设置的内缘条，所述内缘条、腹板以及外缘条的厚度相同，且所述腹板的内侧长度长于外缘条和内缘条的长度。本发明还公开了一种飞行器复合材料机身结构的设计方法。本发明的有益效果：结构简单、易于制造、质量轻和整体性好等特点，且在承受冲击载荷时表现出优异的力学性能；能够准确捕捉冲击载荷作用下机身结构的失效模式和载荷响应；可操纵性强，为复合材料机身结构的设计提供了重要支撑。

主权项：1.一种飞行器复合材料机身结构的设计方法，其特征在于，该设计方法包括如下步骤：步骤一、建立机身结构有限元模型，机身结构包括蒙皮、长桁以及隔框，所述蒙皮铺设于所述隔框上，所述长桁与所述隔框组配以支撑所述蒙皮，所述隔框采用一体化成型的复合材料层合板结构，所述隔框包括与蒙皮铆接的外缘条、自所述外缘条弯折延伸的腹板以及自所述腹板弯折延伸并与所述外缘条平行设置的内缘条，所述内缘条、所述腹板以及所述外缘条的厚度相同，且所述腹板的内侧长度长于所述外缘条和所述内缘条的长度；步骤二、赋予有限元模型材料属性；步骤三、对机身结构进行网格划分，并采用公式1进行沙漏控制： 其中，M为总体质量矩阵，C为整体阻尼矩阵，K为整体刚度矩阵，Qt为总体荷载矢量；xt为位移矩阵；步骤四、设置冲击条件；步骤五、构建复合材料渐进损伤模型描述材料失效，具体包括如下步骤：假定机身结构的隔框为正交各向异性的线弹性材料，其损伤本构关系由公式2-4表示： 其中，1和2分别代表纵、横向纤维方向；ε11、ε22和ε12表示材料对应方向的应变矢量；σ11、σ22和σ33表示材料对应方向的应力矢量；E22和E11分别表示横、纵向杨氏模量；ν12和ν21代表面内泊松比；G33代表剪切模量；d11、d22和d33分别表示纵向、横向和面内剪切三个方向的纤维损伤变量；引入一种失效准则对有限元模型失效进行预测，剪应力与材料纵向和横向的正应力相互耦合，由公式5到8表示：纤维拉伸失效：纤维压缩失效：基体拉伸失效：基体压缩失效：其中，F1t、F1c、F2t和F2c分别为纵向拉伸、纵向压缩、横向拉伸和横向压缩所对应的失效函数；XT和XC分别代表纵向拉伸强度和纵向压缩强度；YT和YC分别为横向拉伸强度和横向压缩强度；S代表面内剪切强度；和σii＝11,22,12分别代表有效应力和应力；α为剪切效应权值，取值范围为0到1；引入指数型损伤演化准则对材料刚度进行折减，具体包括：纵向与横向损伤：其中，djj＝1t,1c,2t,2c代表纵向与横向的损伤变量，dj包括纵向拉伸失效、纵向压缩失效、横向拉伸失效和横向压缩失效；dj＝0代表材料未发生任何损伤，代表材料完全损伤；Lc表示单元特征长度；表示材料临界断裂能；代表材料弹性能；rj代表损伤阀值；面内剪切损伤：其中，d12代表剪切损伤变量，α12由材料参数确定；代表剪切损伤最大损伤变量，d12＝0代表材料未发生任何损伤，代表材料完全损伤；r12代表剪切损伤阀值；步骤六、采用显式有限元算法计算得到仿真结果，并采用以下沙漏控制方法减少误差，具体包括如下步骤：取初始时刻质点坐标为Xjj＝1,2,3，其中，在任意t时刻，该质点的位移xii＝1,2,3可由公式11表示为：xi＝xiXj,t11考虑阻尼效应得到矩阵表示的运动方程，由公式12到15表示： Fre＝Fex-Fin13 其中，M为总体质量矩阵，C为整体阻尼矩阵，xt为位移矩阵，K为整体刚度矩阵，代表外力，代表内力，代表残余力；利用运动微分方程的修改形式求得加速度，利用中心差分求解节点速度，由公式16表达： 再利用节点速度求得结点位移，由公式17表达： 分别输出机身结构坠撞过程中的初始峰值载荷、机身结构总动能以及总内能随时间的变化、各结构元件比吸能以及内能随时间的变化；步骤七、失效模式及吸能特性比较；步骤八、完成最终设计。

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百度查询： 湖南大学 一种飞行器复合材料机身结构及其设计方法

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