一种高速冲击动能单元作用下机翼损伤能量密度确定方法

本发明属于结构健康监测，具体涉及一种高速冲击动能单元作用下机翼损伤能量密度确定方法。

背景技术：

1、在现代航空装备发展中，飞机结构在运行过程中可能遭受各种高速冲击载荷的作用，准确评估这些冲击对飞机结构造成的损伤程度具有重要的工程实际意义。

2、在动能单元群对飞机结构损伤效果的研究中，评估动能单元分布场对飞机结构的损伤效果时，现有研究多数仅关注动能单元分布场对结构的物理损伤效果，普遍采用动能单元穿透概率、结构面积消去百分比等指标作为结构部件的损伤准则。然而，这些物理损伤指标难以全面反映飞机结构在遭受冲击后其承载能力的退化程度，无法满足飞机结构功能性损伤量化评估的需求。具体而言，当飞机机翼结构受到高速冲击动能单元作用后，虽然可以通过穿透概率等物理指标判断结构是否被穿透，但难以直接获得结构在后续使用中仍能承受的最大载荷弯矩值，因而无法准确判断受损机翼结构是否仍能满足飞机的机动性要求。这一技术问题的存在，制约了飞机承力结构损伤评估的准确性，也给抗损伤设计和结构安全裕度分析带来了困难。

3、基于此，本发明提出一种高速冲击动能单元作用下机翼损伤能量密度确定方法，以解决上述现有技术存在的问题。

技术实现思路

1、为解决上述技术问题，本发明提供了一种高速冲击动能单元作用下机翼损伤能量密度确定方法，以解决现有技术在评估高速冲击动能单元对飞机结构损伤效果时存在量化评估指标不足的问题。

2、为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

3、一种高速冲击动能单元作用下机翼损伤能量密度确定方法，包括：

4、步骤1：结合飞机目标特性确定规定的验证工况，采用气动工程方法计算该工况下机翼沿展向的气动载荷分布，同时根据三角形分布法则，沿展向积分得到单侧机翼指定区域的极限弯矩；

5、步骤2：建立完整机翼结构有限元仿真模型，按与步骤1相同的基准工况开展机翼弯曲加载仿真，获取机翼结构的弯矩仿真结果，将仿真结果与步骤1得到的理论计算值进行对比，验证仿真模型的可靠性；

6、步骤3：固定命中区域后，以动能单元速度、冲击角度、单元面密度为变量，开展动能单元群冲击机翼结构的有限元仿真，模拟动能单元与机翼结构的不同交会姿态；明确穿透判据、破口/孔径形态与单元删除准则，获取带有动能单元穿孔的机翼结构仿真模型；

7、步骤4：以步骤3获得的带有动能单元穿孔的机翼结构仿真模型为输入，按与步骤2一致的边界条件与失效判据开展弯曲加载仿真至临界状态，得到与步骤1同一指定截面的剩余弯曲承载能力，计算其相对完整机翼承载弯矩的降幅度量损伤程度；

8、步骤5：用理论计算方法计算飞机在规定的不同机动过载条件下机翼沿展向的需求弯矩载荷，并规定损伤判定过载，将该损伤判定过载下指定站位的需求弯矩确定为损伤阈值；

9、步骤6：保持命中区域不变，改变动能单元的冲击速度、角度与单元面密度，重复步骤3至步骤4，得到剩余承载能力随能量密度变化的曲线；先校验曲线单调性，再插值求解临界能量密度，以作为该命中区域与损伤判定过载条件下机翼结构的损伤判据；

10、步骤7：选取其他动能单元损伤元，利用步骤6获得的能量密度值计算损伤元对应的动能单元密度，并重复步骤3和步骤4计算对应剩余承载能力，将其与损伤阈值比较，若偏差在设定容差以内，判定能量密度判据适用；超出容差时，引入修正参数，或将判据细化为能量密度与损伤元类型的函数后重新标定。

11、在一个优选的实施方式中，步骤1中，机翼载荷三角形分布法则具体为：

12、沿机翼展向方向，载荷从翼根到翼梢呈线性递减规律分布，翼根处载荷最大，翼梢处载荷为零。

13、在一个优选的实施方式中，步骤1中，单侧机翼指定区域的极限弯矩为：

14、；

15、其中，代表机翼沿展向某一区域所承受的弯矩；代表单侧机翼的翼展长度，

b

1代表机翼的翼展长度；代表所求区域到翼根的展向距离，取值范围是0到；

y代表机翼上任意一个微元段到翼根的展向距离；d

y代表沿展向方向的一个无穷小长度增量；代表单侧机翼的极限载荷值，其计算过程为：

16、；

17、其中，代表单侧机翼承受载荷占飞机总体载荷的比例；代表结构安全系数，

m代表飞机的极限过载重量，g代表重力加速度，代表飞机的设计最大过载。

18、在一个优选的实施方式中，步骤3中，动能单元速度的计算过程包括：

19、首先，计算高能冲击源瞬态能量释放时的动能单元初速度：

20、；

21、其中，代表高能冲击源瞬态能量释放时，动能单元的初始速度；代表初始速度经验系数，

e代表冲击源瞬态能量；代表能量材料质量比；

22、其次，计算冲击动能单元在飞散过程中，受空气阻力作用，速度随飞行距离增加而逐渐降低，得到到达结构表面位置时的速度为：

23、；

24、其中，代表动能单元到达结构表面速度；代表空气密度；代表动能单元平均迎风面积；代表动能单元质量；

l代表动能单元飞行距离；

e代表自然常数；代表阻力系数，其计算过程为：

25、。

26、在一个优选的实施方式中，步骤3中，动能单元的冲击角度为，为动能单元入射速度方向与冲击位置处机翼结构表面法线方向之间的夹角，动能单元入射方向逐渐偏离法线方向时，增大。

27、在一个优选的实施方式中，步骤3中，动能单元密度的计算过程包括：

28、；

29、其中，

ρ代表动能单元密度；

n代表有效冲击面积内的动能单元数量；

a代表有效冲击面积。

30、在一个优选的实施方式中，步骤4中，机翼承载弯矩降幅的计算过程包括：

31、；

32、其中，代表弯矩降幅，代表机翼完整状态下指定区域所能承受的最大弯矩，代表机翼经过动能单元群冲击后所能承受的最大弯矩。

33、在一个优选的实施方式中，步骤5中，飞机不同机动过载条件下机翼沿展向的弯矩载荷的计算过程包括：

34、根据飞机机翼载荷的三角形分布法则计算得到展向一区域所承受的弯矩，计算过程为：

35、；

36、其中，

m代表机翼沿展向某一区域所承受的弯矩；代表单侧机翼的翼展长度，

b

1代表机翼的翼展长度；代表所求区域到翼根的展向距离；

y代表机翼上任意一个微元段到翼根的展向距离；d

y代表沿展向方向的一个无穷小长度增量；代表单侧机翼的对应过载条件下的载荷值：

37、；

38、其中，

k代表单侧机翼承受载荷占飞机总体载荷的比例；

m代表飞机的极限过载重量；

g代表重力加速度；

n代表飞机的过载值。

39、在一个优选的实施方式中，步骤6中，能量密度的计算过程包括：

40、；

41、其中，

e

d代表能量密度；代表第

i枚动能单元的质量；代表第

i枚动能单元的入射速度；a代表受冲击结构表面的受力面积。

42、在一个优选的实施方式中，步骤7中，动能单元损伤元的初速度由步骤3计算得到。

43、与现有技术相比，本发明提供了一种高速冲击动能单元作用下机翼损伤能量密度确定方法，具备以下有益效果：

44、本发明通过结合理论计算与仿真方法提出的机翼结构的能量密度损伤判据建立方法，给出了一种新的建立飞机结构功能性损伤的思路。

45、本发明通过理论计算与有限元仿真相结合的方法，建立起动能单元分布场参数、结构剩余承载能力和损伤等级之间的定量关联，为飞机承力结构损伤评估提供了可量化的分析依据。

46、本发明给出了机翼结构功能性损伤判据的建立流程，可扩展应用于其他类型航空结构件的损伤评估，具有广泛的工程应用价值。

47、解决了现有技术在评估高速冲击动能单元对飞机结构损伤效果时存在量化评估指标不足的问题。