申请/专利权人：中国运载火箭技术研究院

申请日：2020-10-30

公开（公告）日：2024-04-09

公开（公告）号：CN112364494B

主分类号：G06F30/20

分类号：G06F30/20;G06F119/14

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.04.09#授权;2021.03.05#实质审查的生效;2021.02.12#公开

摘要：一种面对称飞行器挂飞载荷计算及强度校核方法，该方法分为两个步骤：第一步以矢量运算形式给出了惯性、气动载荷以及挂点载荷的基本方程组，得到了挂点载荷的初解和终解，避免了传统方法系数符号的繁琐判断；第二步，根据第一步得到的挂点载荷，建立了结构吊耳、压脚点区域的高精度强度校核方法，对吊耳、压脚点区域进行强度校核。本发明给出了局部载荷的精确施加和结果的合理评价方法，吊耳、压脚区域的校核方法精度优于传统方法。

主权项：1.一种面对称飞行器挂飞载荷计算及强度校核方法，其特征在于包括如下步骤：步骤1、面对称飞行器通过四个压脚点和两个吊耳与载机的挂架连接，四个压脚点分为前后两组，每组中的两个压脚点沿面对称飞行器的纵向对称面对称，两个吊耳位于面对称飞行器的上表面纵向对称面上；计算吊耳处的吊点载荷和压脚点处的压脚载荷；步骤2、根据第一步得到的载荷，对面对称飞行器的吊耳、压脚点区域进行强度校核；吊点和压脚点统称为挂点，按照如下方法计算挂点处的载荷：1.1计算面对称飞行器惯性力和气动力的合力和合力矩；1.2建立挂点力和挂点力矩的方程，并求初解；1.3更新挂点载荷；1.4计算防摆止动器预紧力引起的挂点载荷；1.5计算挂点载荷的合力；所述步骤1.1的实现过程如下：面对称飞行器，下文统称为悬挂物，质心载荷系数向量用下式计算 式中，ng为悬挂物质心载荷系数向量，na为载机质心载荷系数向量，g0为标准重力加速度，ara为由载机转动引起的悬挂物质心相对加速度向量；由载机转动产生的悬挂物质心相对加速度向量用下式计算 式中，为载机角加速度向量，ω为载机角速度向量，rog为从载机质心到悬挂物质心的相对位置向量；rog用下式计算rog＝rg-ro式中，rg为悬挂物的质心位置向量，ro为载机质心位置向量；悬挂物惯性力向量用下式计算Fg＝-mgg0ng式中，Fg为悬挂物惯性力向量，mg为悬挂物质量，ng为悬挂物质心载荷系数向量；悬挂物惯性力矩向量用下式计算 式中，Mg为悬挂物惯性力矩向量，Ig为悬挂物惯性张量；Ig在理论上用下式计算 式中，Ig为悬挂物惯量张量，为3×3的方阵，r为悬挂物上任意质量点相对质心的位置向量，T表示转置，m为质量积分自变量，Ω为悬挂物的质量域，E为3×3的单位矩阵；惯量张量的矩阵形式为 式中，Ixx、Iyy、Izz分别为悬挂物对x轴、y轴和z轴的转动惯量，Ixy为悬挂物对x轴、y轴的惯性积，Iyz为悬挂物对y轴、z轴的惯性积，Izx为悬挂物对z轴、x轴的惯性积；悬挂物气动力向量和以悬挂物质心为参考点的气动力矩向量为 式中，Fa为悬挂物气动力向量，Ma为悬挂物以质心为参考点的气动力矩向量，CF为悬挂物气动力系数向量，CM为悬挂物以悬挂物坐标系原点为参考点的气动力矩系数向量，q为动压，Aref是悬挂物参考面积，Lref是悬挂物参考长度；悬挂物气动力系数向量和以悬挂物坐标系原点为参考点的气动力矩系数向量如下 式中，CF为悬挂物气动力系数向量，CX为悬挂物气动纵向力系数，CY为悬挂物气动法向力系数，CZ为悬挂物气动侧向力系数；CM为以悬挂物坐标系原点为参考点的悬挂物气动向量，Cl是悬挂物气动横滚力矩系数，Cm是悬挂物气动偏航力矩系数，Cn是悬挂物气动俯仰力矩系数；悬挂物的惯性力、气动力的合力以及惯性力、气动力的合力矩表示 式中，Fag为悬挂物的惯性力、气动力的合力，其x，y和z向分量分别用Fagx，Fagy，Fagz表示，Mag为悬挂物的惯性力、气动力的合力矩，其x，y和z向分量分别用Magx，Magy，Magz表示；所述步骤1.2的实现过程如下：以悬挂物为研究对象，以前压脚力作用线交点L为参考点，得到 式中，Pf为前吊点力向量，其x、y和z向分量分别用Pfx、Pfy和Pfz表示；Pfx为前后吊耳承受的总x向载荷；Pa为后吊点力向量，其x、y和z向分量分别用0、Pay和Paz表示；Rf为前压脚点合力向量，其x、y和z向分量分别用0、Rfy和Rfz表示；Ra为后压脚点合力向量，其x、y和z向分量分别用0、Ray和Raz表示；rlj为前压脚力作用线交点到前吊点力作用点的相对位置向量；rlk为前压脚力作用线交点到后吊点力作用点的相对位置向量；rlg为前压脚力作用线交点到悬挂物质心的相对位置向量；rlq为前压脚力作用线交点到后压脚合力作用点的相对位置向量；各相对位置向量用下式表示： 式中，rj为前吊点位置向量，rk为后吊点位置向量，rl为前压脚合力作用点位置向量，rq为后压脚合力作用点位置向量；根据位置关系，前后吊点、前后压脚合力作用点的位置向量用下式表示： 式中，rjx和rjy分别为前吊点位置向量的x和y向坐标，rkx为后吊点位置向量的x向坐标，rlx和rly分别为前压脚合力作用点位置向量的x和y向坐标，rqx分别为后压脚合力作用点位置向量的x向坐标；挂点力和挂点力矩方程的分量形式为 所述步骤1.3的实现方法如下：1.3.1吊耳y向力初解中，若Pfy＜0或Pay＜0，则吊耳垂向受到压力，应重新计算吊耳的y向载荷和压脚力；根据吊耳y向力的初解结果，吊耳和压脚的受力状态如下表所示：吊耳y向和压脚点受力状态 1.3.2各情况挂点载荷的更新1情况Ⅰ前后吊耳y向力均为正的情况，吊点力、压脚力同初解；2情况Ⅱ此情况下，后吊耳y向不受力，去掉后压脚单侧受力假设，则第二方程组更新为 此时，第二方程组在第一方程组的解的基础上，用线性方程组的数值方法得到Pfy、Pay、Rfy和Ray的终解；3情况Ⅲ此情况下，前吊耳y向不受力，去掉前压脚单侧受力假设，则第二方程组更新为 此时，第二方程组在第一方程组的解的基础上，用线性方程组的数值方法得到Pfy、Pay、Rfy和Ray的终解；4情况Ⅳ此情况下，前、后吊耳y向不受力，去掉前、后压脚单侧受力假设，则第二方程组更新为 此时，第二方程组在第一方程组的解的基础上，用线性方程组的数值方法得到Pfy、Pay、Rfy和Ray的终解；1.3.3在输出结果时，让前后吊耳均承受上述得到的x向载荷，则吊点载荷按照下式计算： 1.3.4按照如下前压脚力的一般形式公式计算前压脚力： 式中，Rfl为左前压脚力，Rfr为右前压脚力；同理，后压脚力的一般形式为 式中，Ral为左后压脚力，Rar为右后压脚力；为了输出结果方便，定义由惯性和气动载荷引起的压脚载荷向量如下：R＝RflRfrRalRarT式中，R为由惯性、气动载荷引起的压脚载荷向量；所述步骤1.4的实现方法如下：定义4个防摆止动器受相同的预紧力均为Rp，根据对称性，由防摆止动器预紧力引起的前、后吊点的x和y向载荷均为0；定义由防摆止动器预紧力引起的前吊点载荷向量和由防摆止动器预紧力引起的后吊点载荷向量如下： 式中，Ppf为由防摆止动器预紧力引起的前吊点载荷向量，Ppfy为其y向分量；Ppa为由防摆止动器预紧力引起的后吊点载荷向量，Ppay为其y向分量；以悬挂物为研究对象，以前压脚力作用线交点L为参考点，由对称性和力、力矩的平衡得到： 式中，Ppfy为前吊耳y向预紧力，Ppay为后吊耳y向预紧力，Rpfy为前压脚点合力y向预紧力，Rpay为后压脚点合力y向预紧力；解上述方程组得 定义由预紧力引起的压脚载荷向量如下：Rp＝RpRpRpRpT式中，Rp为由预紧力引起的压脚载荷向量；所述步骤1.5的实现方法如下：挂点载荷为气动、惯性引起的力和防摆止动器预紧力引起的力的和；吊点载荷向量如下： 式中，Psf为前吊耳载荷合力向量，包含3个分量，分别为前吊耳载荷合力的x、y和z向分量；Psa为后吊耳载荷合力向量，包含3个分量，分别为后吊耳载荷合力的x、y和z向分量；定义压脚载荷合力向量如下：Rs＝R+Rp式中，Rs为压脚载荷合力向量，包含4个分量，分别代表左前、右前、左后、右后压脚载荷合力；所述步骤2中，对面对称飞行器的吊耳区域进行强度校核的实现方法如下：2.1根据吊耳载荷数值筛选吊耳载荷典型工况；2.2建立吊耳结构有限元模型，设定边界条件，吊耳载荷按典型工况下Psf或Psa的三个分量施加，载荷作用区域选择吊耳孔的上表面区域；2.3通过有限元方法实现吊耳除螺栓孔外结构强度的校核；2.4按照力的等效原则，按下式分配Psf或Psa的x和z向力到螺栓孔： 式中，Fxz为单个螺栓孔侧向载荷，Ps1和Ps3分别为Psf或Psa的x和z向分量；nb为每个吊耳安装螺栓孔的个数；2.5按照如下方法校核吊耳螺栓孔强度：每个螺栓孔的挤压应力按下式计算： 式中，d为螺栓孔的直径，δ为螺栓孔所在底座的厚度；定义吊耳结构材料的挤压强度和σc之比为吊耳螺栓孔剩余强度系数，若其值大于1，则说明螺栓孔结构强度满足要求，反之则应修改结构，重新校核；所述步骤2中，对面对称飞行器的每个压脚点区域进行强度校核的实现方法如下：根据压脚载荷数值筛选典型载荷工况，用于校核压脚作用机身结构区域强度；对压脚点处面对称飞行器的局部结构建模；按下式为每个压脚点区域施加压强并根据结果校核结构强度： 式中，pc为第i个压脚点压强；Rsi代表第i个压脚点载荷、为Rs的对应元素；Si为第i个压脚作用机身结构区域面积。

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