本技術屬于飛機結構強度設計領域，特別涉及一種基于數(shù)據(jù)相關性的飛機結構靜強度綜合評定方法。

背景技術：

1、隨著飛機結構強度技術體系的逐漸完善，結構強度從過去單一的安全性，發(fā)展為安全性、穩(wěn)定性、可靠性、舒適性以及環(huán)境適應性的綜合。未來民機服役的環(huán)境將更加復雜，在設計時需要考慮飛行中所有影響安全的因素，對結構強度的要求已經從定性評價逐漸發(fā)展成為定量評價。

2、目前的飛機結構強度評價因缺乏指標體系的引導，無法準確定量給出結構強度的性能及體系化的剩余強度數(shù)值，已成為制約民機正向設計的重要瓶頸。另外，在飛機結構強度的綜合評定方法方面，由于強度評定指標體系的覆蓋性不足，缺少相應的打分評定策略，一般進行強度性能的定性評價，無法給出各個細節(jié)結構強度指標的定量評價，難以為民機結構的全面、精細化、定量評定提供支持。

3、因此，希望有一種技術方案來克服或至少減輕現(xiàn)有技術的至少一個上述缺陷。

技術實現(xiàn)思路

1、本技術的目的是提供了一種基于數(shù)據(jù)相關性的飛機結構靜強度綜合評定方法，以解決現(xiàn)有技術存在的至少一個問題。

2、本技術的技術方案是：

3、一種基于數(shù)據(jù)相關性的飛機結構靜強度綜合評定方法，包括：

4、步驟一、構建飛機結構靜強度指標體系，包括：

5、將整機劃分為多個機體結構；

6、確定每個所述機體結構對應的飛機結構靜強度指標，所述飛機結構靜強度指標包括具有層級關系的一級強度指標和二級力學性能指標；

7、步驟二、對所述二級力學性能指標的許用應力進行量化表征；

8、步驟三、通過整機虛擬試驗獲取所述二級力學性能指標的工作應力；

9、步驟四、根據(jù)所述許用應力以及所述工作應力，計算所述二級力學性能指標的工作安全裕度；

10、步驟五、獲取所述二級力學性能指標的設計安全裕度，并根據(jù)所述工作安全裕度與所述設計安全裕度的數(shù)據(jù)相關性，對所述一級強度指標進行打分；

11、步驟六、根據(jù)所述一級強度指標對所述機體結構進行打分，根據(jù)所述機體結構的分數(shù)進行飛機結構靜強度綜合評定。

12、在本技術的至少一個實施例中，步驟一中，將整機劃分為多個機體結構，包括：

13、將整機劃分為多個機體結構，所述機體結構包括：機翼結構、機身結構、副翼結構、襟翼結構、升降舵結構、方向舵結構、支架及起落架結構；

14、確定每個所述機體結構對應的飛機結構靜強度指標，包括：

15、所述機翼結構和所述機身結構對應的一級強度指標包括：壁板強度、梁及肋強度、框強度、關鍵連接強度、開口強度；

16、所述副翼結構、所述襟翼結構、所述升降舵結構和所述方向舵結構對應的一級強度指標包括：壁板強度、梁及肋強度、框強度、關鍵連接強度；

17、所述支架及起落架結構對應的一級強度指標包括：關鍵連接強度；

18、所述壁板強度對應的二級力學性能指標包括：壁板拉伸強度、壁板壓縮強度、壁板剪切強度、壁板壓剪屈曲、壁板拉剪屈曲；

19、所述梁及肋強度對應的二級力學性能指標包括：緣條拉伸強度、腹板穩(wěn)定性、腹板強度；

20、所述框強度對應的二級力學性能指標包括：框緣條拉伸強度、框緣條壓縮強度、框腹板拉伸強度、框腹板壓縮強度、筋條拉伸強度、筋條壓縮強度；

21、所述關鍵連接強度對應的二級力學性能指標包括：連接本體強度、連接區(qū)強度；

22、所述開口強度對應的二級力學性能指標包括：開孔板強度、加強口強度。

23、在本技術的至少一個實施例中，步驟二中，對所述二級力學性能指標的許用應力進行量化表征，包括：

24、確定各個所述二級力學性能指標的許用應力的量化表征方式，包括：

25、所述壁板拉伸強度、所述緣條拉伸強度、所述框緣條拉伸強度、所述框腹板拉伸強度和所述筋條拉伸強度的許用應力采用拉伸極限應力進行量化表征；

26、所述壁板壓縮強度、所述框緣條壓縮強度、所述框腹板壓縮強度和所述筋條壓縮強度的許用應力采用壓損應力進行量化表征；

27、所述壁板剪切強度和所述腹板強度的許用應力采用剪切極限應力進行量化表征；

28、所述壁板壓剪屈曲、所述壁板拉剪屈曲和所述腹板穩(wěn)定性的許用應力采用臨界屈曲應力進行量化表征；

29、所述連接本體強度和所述開孔板強度的許用應力采用最大許用剪切應力進行量化表征；

30、所述連接區(qū)強度的許用應力采用擠壓應力進行量化表征；

31、所述加強口強度的許用應力采用平均縱向正應力進行量化表征；

32、根據(jù)各個所述二級力學性能指標的許用應力的量化表征方式，通過理論公式分別計算出各個所述二級力學性能指標的許用應力；

33、根據(jù)以上方式，獲取第k個機體結構對應的n個一級強度指標在第j個載荷工況下的所有二級力學性能指標的許用應力。

34、在本技術的至少一個實施例中，步驟三中，通過整機虛擬試驗獲取所述二級力學性能指標的工作應力，包括：

35、構建整機虛擬試驗有限元模型；

36、在所述整機虛擬試驗有限元模型上施加約束；

37、在所述整機虛擬試驗有限元模型上布置載荷施加點，在所述載荷施加點施加載荷，由初始載荷逐步增加至150%限制載荷，并分別獲取在第j個載荷工況下的整機應力分布；

38、從整機應力分布中提取150%限制載荷下的拉伸極限應力作為所述壁板拉伸強度、所述緣條拉伸強度、所述框緣條拉伸強度、所述框腹板拉伸強度和所述筋條拉伸強度的工作應力；

39、從整機應力分布中提取150%限制載荷下的壓縮極限應力作為所述壁板壓縮強度、框緣條壓縮強度、框腹板壓縮強度和筋條壓縮強度的工作應力；

40、從整機應力分布中提取150%限制載荷下的最大剪切應力作為所述壁板剪切強度的工作應力；

41、從整機應力分布中提取壓剪復合載荷下的壓縮應力和剪切應力，將壓縮應力和剪切應力的計算結果作為所述壁板壓剪屈曲的工作應力；

42、從整機應力分布中提取拉剪復合載荷下的拉伸應力和剪切應力，將拉伸應力和剪切應力的計算結果作為所述壁板拉剪屈曲的工作應力；

43、從整機應力分布中提取腹板的臨界屈曲應力作為所述腹板穩(wěn)定性的工作應力；

44、從整機應力分布中提取腹板的最大剪切應力作為所述腹板強度的工作應力；

45、從整機應力分布中提取連接處的最大剪切應力作為所述連接本體強度的工作應力；

46、從整機應力分布中提取連接處的最大擠壓應力作為所述連接區(qū)強度的工作應力；

47、從整機應力分布中提取開孔板處的最大剪切應力作為所述開孔板強度的工作應力；

48、從整機應力分布中提取加強口處的平均縱向正應力作為所述加強口強度的工作應力；

49、根據(jù)以上方式，獲取第k個機體結構對應的n個一級強度指標在第j個載荷工況下的所有二級力學性能指標的工作應力。

50、在本技術的至少一個實施例中，在所述整機虛擬試驗有限元模型上施加約束，包括：

51、在所述整機虛擬試驗有限元模型上施加垂向約束、俯仰約束、滾轉約束、航向約束、偏航約束、側向約束。

52、在本技術的至少一個實施例中，步驟四中，根據(jù)所述許用應力以及所述工作應力，計算所述二級力學性能指標的工作安全裕度，所述工作安全裕度為：

53、；

54、其中，為工作安全裕度，為許用應力，為工作應力。

55、在本技術的至少一個實施例中，步驟五中，獲取所述二級力學性能指標的設計安全裕度，并根據(jù)所述工作安全裕度與所述設計安全裕度的數(shù)據(jù)相關性，對所述一級強度指標進行打分，包括：

56、獲取所述二級力學性能指標的設計安全裕度；

57、對所述設計安全裕度進行歸一化處理：

58、；

59、其中，為歸一化的設計安全裕度，為設計安全裕度；

60、對所述工作安全裕度進行歸一化處理：

61、；

62、其中，為歸一化的工作安全裕度，為工作安全裕度；

63、根據(jù)歸一化的設計安全裕度與工作安全裕度的絕對差，計算第一打分因子：

64、；

65、；

66、其中，為歸一化的設計安全裕度與工作安全裕度的絕對差，為第一打分因子，為分辨系數(shù)；

67、根據(jù)歸一化的設計安全裕度與工作安全裕度的斜率均方根誤差，計算第二打分因子，包括：

68、計算歸一化的設計安全裕度的斜率：

69、；

70、計算歸一化的工作安全裕度的斜率：

71、；

72、計算歸一化的設計安全裕度與工作安全裕度的斜率差值：

73、；

74、計算斜率均方根誤差：

75、；

76、計算第二打分因子：

77、；

78、其中，為歸一化的設計安全裕度的斜率，為歸一化的工作安全裕度的斜率，為歸一化的設計安全裕度與工作安全裕度的斜率差值，rmsd為斜率均方根誤差，為第二打分因子；

79、根據(jù)歸一化的設計安全裕度與工作安全裕度的面積差，計算第三打分因子：

80、；

81、；

82、；

83、其中，為歸一化的設計安全裕度的面積，為歸一化的設計安全裕度的編號，為歸一化的工作安全裕度的面積，為歸一化的工作安全裕度的編號，為第三打分因子；

84、根據(jù)所述第一打分因子、所述第二打分因子、所述第三打分因子，計算所述一級強度指標的分數(shù)：

85、；

86、其中，為一級強度指標的分值，、、為權重系數(shù)。

87、在本技術的至少一個實施例中，步驟六中，根據(jù)所述一級強度指標對所述機體結構進行打分，根據(jù)所述機體結構的分數(shù)進行飛機結構靜強度綜合評定，包括：

88、將第k個機體結構和第k個機體結構對應的n個一級強度指標作為影響要素，構建影響要素集：

89、；

90、其中， x為影響要素集， x1、 x2、…、 xn+1為影響要素；

91、根據(jù)兩個影響要素之間的直接影響度，構建直接影響矩陣：

92、；

93、其中， a為直接影響矩陣，直接影響矩陣中的元素表示影響要素 x i對影響要素 x j的直接影響度；

94、對直接影響矩陣進行規(guī)范化處理，得到規(guī)范化直接影響矩陣：

95、；

96、；

97、；

98、規(guī)范化直接影響矩陣中的元素滿足：

99、；

100、；

101、其中， g為規(guī)范化直接影響矩陣， g ij為規(guī)范化直接影響矩陣中的元素；

102、根據(jù)規(guī)范化直接影響矩陣計算綜合影響矩陣：

103、；

104、其中， t為綜合影響矩陣， i為單位矩陣；

105、根據(jù)綜合影響矩陣，分別計算綜合影響矩陣中各個元素的綜合影響度和綜合被影響度：

106、；

107、；

108、其中， f i為綜合影響度， e i為綜合被影響度， t ij、 t ji為綜合影響矩陣中的元素；

109、根據(jù)綜合影響度和綜合被影響度，計算原因度：

110、；

111、其中， h i為原因度；

112、根據(jù)原因度計算一級強度指標對機體結構的影響權重：

113、；

114、其中，為影響權重；

115、根據(jù)以上方式，獲取n個一級強度指標對第k個機體結構的影響權重集：

116、；

117、其中，為影響權重集；

118、計算第k個機體結構的分數(shù)：

119、；

120、其中，為第k個機體結構的分數(shù)；

121、根據(jù)所述機體結構的分數(shù)進行飛機結構靜強度綜合評定。

122、在本技術的至少一個實施例中，還包括步驟七、根據(jù)所述機體結構對整機進行打分，根據(jù)整機的分數(shù)進行整機靜強度綜合評定。

123、發(fā)明至少存在以下有益技術效果：

124、本技術的基于數(shù)據(jù)相關性的飛機結構靜強度綜合評定方法，能夠給出飛機各個部件乃至整機的靜強度綜合量化評定結果，提高了靜強度綜合評定的可量化性、客觀性、準確性。