(19)国家知识产权局 (12)发明 专利 (10)授权公告 号 (45)授权公告日 (21)申请 号 202210912790.5 (22)申请日 2022.07.31 (65)同一申请的已公布的文献号 申请公布号 CN 114969989 A (43)申请公布日 2022.08.30 (73)专利权人 中国飞机强度研究所 地址 710065 陕西省西安市雁塔区电子二 路86号 (72)发明人 刘小川　王计真　王彬文　白春玉　 (74)专利代理 机构 西安创知专利事务所 61213 专利代理师 马凤云 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/20(2020.01) G06F 113/26(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (56)对比文件 CN 106202598 A,2016.12.07CN 114492113 A,202 2.05.13 CN 104535656 A,2015.04.2 2 CN 109614679 A,2019.04.12 WO 20180 61280 A1,2018.04.0 5 WO 20131 13020 A1,2013.08.01 US 6327921 B1,20 01.12.11 CN 10413 3930 A,2014.1 1.05 CN 113435078 A,2021.09.24 JP 2004309410 A,20 04.11.04 侯满义等.结构应力对飞机壁板冲击损伤影 响的仿真 分析. 《弹箭与制导学报》 .201 1,(第05 期), X. Zhang等.Impact dama ge in composite aircraft structures-experimental testi ng and numerical simulati on. 《Proce edings of the Instituti on of Mec hanical Engi neers, Part G. Journal of aerospace engineering》 .1998, (续) 审查员 胡莹莹 (54)发明名称 一种飞机开车状态下复合材料构件冲击损 伤分析评估方法 (57)摘要 本发明公开了一种飞机开车状态下复合材 料构件冲击损伤分析评估 方法， 包括步骤： 一、 对 飞机复合材料构件的全局结构进行几何剖分； 二、 对飞机复合材料构件的全局结构进行粗网格 划分并施加真实载荷进行静力求解； 三、 取出飞 机复合材料构 件的局部结构进行细网格划分， 对 边界节点进行载荷和位移插值； 四、 获取飞机复 合材料构 件的局部结构所有节 点的变形、 应变和 应力结果； 五、 对飞机复合材料构件的局部结构 施加变形、 应变与应力结果， 对冲击物施加初速 度， 对飞机复合材料构件的局部结构进行冲击试 验； 六、 根据飞机复合材料构件的局部结构损伤 面积和损伤形貌， 对结构冲击损伤进行评估。 本 发明引入真实应力， 更真实的评估飞机结构在服役下的抗冲击性。 [转续页] 权利要求书1页 说明书4页 附图1页 CN 114969989 B 2022.09.30 CN 114969989 B (56)对比文件 王利恒.复合层合板低速冲击 应变测试及其 状态监测. 《压电与声光》 .2012,(第04期), 高震等.结构冲击试验的校准计算. 《船舶力 学》 .2005,(第02期), 蓝友泽等.复合材 料机翼格栅结构低速冲击 损伤仿真研究. 《复合材 料学报》 .2013,(第02 期), 张嘉睿等.复合材 料冲击损伤数值仿真模型评估. 《航空工程进 展》 .2020,(第0 6期), 张小娟等.复合材 料层合板低速冲击损伤方 法研究. 《航空计算 技术》 .2010,(第0 3期), 罗立.浅谈飞机复合材 料结构损伤检测及评 估方法. 《科技创新与应用》 .2016, Angelika Wronkowicz-Katunin等 .Evaluati on of Impact Dama ge in Composite Structures Usi ng Ultraso nic Testi ng. 《Fatigue of Aircraft Structures》 .2018,2/2 页 2[接上页] CN 114969989 B1.一种飞机开车状态下复合材料构件冲击损伤分析评估方法， 其特征在于， 该方法包 括以下步骤： 步骤一、 对飞机复合材料构件的全局结构进行几何剖分， 剖分边界为飞机复合材料构 件的局部结构边界； 步骤二、 对飞机复合材料构件的全局结构进行粗网格划分， 对飞机复合材料构件的全 局结构施加真实载荷和几何边界条件进行静力求解， 获取飞机复合材料构件的局部结构边 界的节点载荷和位移； 所述真实载荷包括飞机开车状态下的气动载荷、 重力载荷和传递载荷； 步骤三、 取出飞机复合材料构件的局部结构进行细网格划分， 根据飞机复合材料构件 的全局结构粗网格与局部结构细网格边界节点坐标的空间位置 关系， 对飞机复合材料构件 的局部结构边界节点进行载荷和位移插值， 获取飞机复合材料构件的局部结构细网格节点 的节点载荷和节点 位移； 步骤四、 对飞机复合材料构件的局部结构细网格的边界节点施加插值后的载荷边界与 位移边界， 同时施加真实载荷条件再次进行静力求解， 获取飞机复合材料构件的局部结构 所有节点的变形、 应 变和应力结果； 步骤五、 对采用细网格划分的飞机复合材料构件的局部结构， 施加步骤四中的变形、 应 变与应力结果作为初始条件， 同时对冲击物施加初速度， 对飞机复合材料构件的局部结构 进行冲击试验； 步骤六、 设置损伤面积阈值， 根据飞机复合材料构件的局部结构损伤面积和损伤形貌， 对结构冲击损伤进行评估； 当冲击物穿透飞机复合材 料构件的局部结构时， 飞机复合材 料构件的局部结构失效； 当冲击物未穿透飞机复合材料构件的局部结构时， 利用飞机复合材料构件的局部结构 细网格统计所有出现损伤的单元， 通过求和计算获取损伤面积， 当损伤面积超过损伤面积 阈值时， 飞机复合材料构件的局部结构失效； 当损伤面积未超过损伤面积阈值时， 飞机复合 材料构件的局部结构有损伤 但未完全失效。 2.按照权利要求1所述的一种飞机开车状态下复合材料构件冲击损伤分析评估方法， 其特征在于： 步骤一中， 所述飞机复合材料构件的局部结构边长尺寸不小于冲击物边长尺 寸的20倍， 所述 飞机复合材料构件的全局结构边长尺寸不小于所述 飞机复合材料构件的局 部结构边长尺寸的5倍。 3.按照权利要求1所述的一种飞机开车状态下复合材料构件冲击损伤分析评估方法， 其特征在于： 所述粗网格尺寸为 飞机复合材料构件的局部结构尺寸的二十 分之一至十 分之 一， 所述细网格尺寸 不大于冲击物 尺寸的五分之一。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 114969989 B 3