(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202210927737.2 (22)申请日 2022.08.03 (71)申请人 北京航空航天大 学 地址 100191 北京市海淀区学院路37号 (72)发明人 王林娟　林楠　刘丰睿　 (51)Int.Cl. G06F 30/22(2020.01) G06F 30/23(2020.01) G06F 30/15(2020.01) G06F 17/11(2006.01) G06F 113/08(2020.01) G06F 119/02(2020.01) G06F 119/08(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 一种考虑蠕变疲劳作用的飞行器头锥结构 失效分析方法 (57)摘要 本发明涉及一种考虑蠕变疲劳作用的飞行 器头锥结构失效分析方法。 该分析方法的步骤包 括： 建立头锥结构有限元模型， 考虑材料的塑性 和蠕变本构， 设置与温度相关材料参数； 根据飞 行器总体设计要求确定工况及头锥结构所承受 的循环气动热和气动力载荷， 进行头锥结构的瞬 态热力耦合响应 分析； 针对飞行器特定设计要求 和响应特性 建立熔化失效、 屈服失效和累积损伤 失效三类失效判据， 进行失效分析； 运用累积损 伤法则， 结合实际需求对结构进行寿命预估。 本 发明可用于气动力和气动热载荷下飞行器头锥 结构及其它结构的瞬态热力耦合 分析， 并利用建 立的失效判据较为全面地评估可重复使用飞行 器结构失效情况， 为可重复使用飞行器结构初步 设计提供较为实用的方法。 权利要求书2页 说明书5页 附图4页 CN 115186522 A 2022.10.14 CN 115186522 A 1.一种考虑蠕变疲劳作用的飞行器头锥结构失效分析方法， 其特征在于包括以下步 骤： 步骤A， 根据头锥几何结构特点对其进行分块处理， 使用二阶六面体单元进行网格划 分， 建立头锥结构的有限元模型， 并考虑材料的塑性本构和蠕变本构， 输入与温度相关的材 料参数； 步骤B， 通过流体试验或仿真确定头锥结构在不同马赫数下的载荷， 根据飞行器总体设 计要求确定工况， 进行热力耦合分析， 得到在相应载荷工况下头锥结构各部位的关键响应 值； 步骤C， 针对飞行器特定的设计要求和响应特性， 建立熔化失效、 屈服失效和累积损伤 失效三类失效判据， 进行失效分析； 步骤D， 运用累积损伤法则， 结合实际需求对结构进行寿命预估。 2.根据权利要求1所述的一种考虑蠕变疲劳作用的飞行器头锥结构失效分析方法， 其 特征在于： 所述步骤A中建立头锥结构有限元模型， 并考虑材料的塑性和蠕变本构， 设置与温度相 关的材料参数的具体实现过程 为： (A1)建立头锥结构的几何模型并进行网格划分， 由于多场耦合问题涉及到的计算较为 复杂， 因此需要使用高阶单元划分质量较好的网格， 对球形结构部分通过内部分割 出立方 体、 圆柱依照“铜钱状”分割， 得到全六面体单 元， 由此建立结构的有限元模型。 (A2)输入材料的塑性和蠕变本构， 塑性本构与温度相关， 采用多线性等向强化模型， 其 本构方程如下： 式中， εe为弹性极限对应的应变， εb为抗拉极限对应的应变。 蠕变采用隐式时间硬化模 型， 本构方程如下： 式中Ci(i＝1,2,3,4)为蠕变参数。 (A3)设置模型中其余的材料参数， 并考虑其中热导率、 比热容、 热膨胀系数等随温度的 变化情况。 所述步骤B中通过流体试验或仿真确定头锥结构在不同马赫数下的载荷， 根据飞行器 总体设计要求确定工况， 进行热力 分析， 得到在相应载荷工况下头锥结构各部位的关键响 应值的实现过程 为： (B1)通过流体试验或仿真得到头锥结构在不同的给定的马赫数下工作时所受的气动 热以及气动力载荷。 (B2)根据飞行器总体设计要求， 确定飞行器工作一周内的速度变化， 并由此确定用于 热力耦合分析的周期循环的气动热和气动力载荷工况。 (B3)先进行热分析， 按照设定的工况将以热流或热流密度等形式给定的气动热载荷施 加于头锥结构有限元模型中， 根据实际情况考虑加入对流换热或热辐 射等边界条件， 得到 头锥结构在循环气动热 载荷下的温度响应结果。权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 115186522 A 2(B4)再进行力分析， 按照设定的工况将以压强等形式给定的气动力载荷施加到头锥结 构有限元模型中， 并将热分析得到的温度结果也作为载荷输入， 得到头锥结构在循环气动 热以及气动力载荷共同作用下的位移、 应力和应 变等各项响应结果。 所述步骤C 中针对飞行器特定的设计要求和响应特性， 建立熔化失效、 屈服失效和累积 损伤失效三类失效判据， 并进行失效分析的实现过程 为： (C1)建立熔化失效判据， 若结构中某点处的温度超过熔点， 则该点出现熔化现 象， 从而 判定其此时由于熔化而失效， 得到温度判据方程 为： T(xn,tm)＞Tm 式中， T(xn,tm)表示结构tm时刻在xn位置处的节点温度， 由仿真结果给出； Tm为材料的熔 点。 若满足该判据方程， 则该点被判定为熔化失效。 (C2)建立屈服极限失效判据， 根据Mises屈服准则， 当von  Mises应力的值大于屈服强 度时， 材料该点处就会发生永久变形且无法恢复， 当von  Mises应力的值大于抗拉强度时， 材料直接断裂失效， 由此 得到屈服极限判据方程 为： σr(xn,T)＞σs(T) 式中， σr(xn,T)表示xn位置处的节点在温度T下的v on Mises应力大小，由仿真结果给出， σs(T)表示材 料在温度T下的屈服极限值， 若满足该判据方程， 则该点被判定为屈服失效。 (C3)建立累积损伤失效判据， 根据目前在工程领域应用广泛的考虑蠕变疲劳作用的线 性累积损伤模型， 计算材 料的总损伤， 考虑蠕变疲劳作用线性累积损伤模型表达式为： 式中， Df为疲劳损伤， Dc是蠕变损伤， Ni表示在所计算周期内某一特定水平的应变幅的 循环次数， Nfi表示该水平应变幅所对应的疲劳寿命值； ti表示在所计算周期内某一组特定 水平的应力和温度持续的时间， tCi表示该组水平的应力和温度对应的蠕变寿命。 考虑蠕变 疲劳作用的线性累积损伤模型认为， 总损伤大于1时材 料失效， 得到累计损伤判据方程 为： D(xn,t)＝Df(xn,t)+DC(xn,t)＞1 式中， D(xn,t)表示在t 时刻xn位置处节点的累积总损伤值， 若满足该判据方程， 则判定 该点发生累积损伤失效。 (C4)将仿真得到的数据代入失效判据中， 对结构失效情况进行评估， 若某点满足三个 失效判据中的任何一个， 该点即被判定为失效。 所述步骤D中运用累积损伤法则， 结合实际需求对结构进行寿命预估的实现过程 为： (D1)通过线性累积损伤准则计算单点损伤值， 进而记录每个周期循环后该点的累积损 伤值。 (D2)统计单点累积损伤规律， 利用步骤C中所述累积损伤判据， 解得D(xn,t)大于1时的t 即可计算单点寿命。 类似过程由单点推至多点， 可得到以结构不同程度失效作为标准划分 的结构整体寿命。权　利　要　求　书 2/2 页 3 CN 115186522 A 3