一種結構損傷漸進破壞的邊界條件迭代方法
【技術領域】
[0001] 本發明設及飛機結構強度計算領域，特別設及一種結構損傷漸進破壞的邊界條件 迭代方法。
【背景技術】
[0002] 飛機復合材料結構受到損傷后，強度和剛度將大幅下降，其對飛機使用壽命也有 較大的影響。如何評價含損傷結構的強度、剛度能否滿足結構完整性要求，能否保證飛機能 夠安全返航，W及損傷后經過修理能否恢復原有結構的強度、剛度等是飛機設計師必須解 決的關鍵問題。
[0003] 復合材料漸進損傷分析方法由于能夠預測復合材料結構從初始損傷到極限失效 全過程，判斷失效模式，確定失效載荷和剩余強度，進而預測剩余使用壽命，因此，在飛機工 程實踐中得到廣泛的應用。
[0004] 但是，在復合材料漸進損傷分析的過程中，要在全機有限元模型中提取含有損傷 的局部細節有限元模型的邊界條件，W往的方法是進行一次全機有限元分析后，提取一次 局部模型的邊界條件，作為局部模型的邊界條件，進行后續的復合材料漸進損傷分析。運其 中未考慮損傷的逐漸擴大，材料性能、剛度等的退化，而引起的邊界條件的變化，造成較大 的計算誤差、甚至錯誤的結果。本發明公開了一種復合材料結構損傷漸進破壞的邊界條件 迭代方法，解決了計算結構損傷漸進破壞過程中從總體模型提取邊界條件施加到細節模型 上的費時費力，而且隨著損傷的加劇，邊界條件逐漸不準確的問題，同時，極大地提高了計 算的精度。
【發明內容】
[0005] 本發明的目的是提供了一種結構損傷漸進破壞的邊界條件迭代方法，W解決計算 結構損傷漸進破壞過程中從總體模型提取邊界條件施加到細節模型上的費時費力，而且隨 著損傷的加劇，邊界條件逐漸不準確的問題。
[0006] 本發明的技術方案是：
[0007] -種結構損傷漸進破壞的邊界條件迭代方法，包括如下步驟：
[000引步驟一、對全機進行有限元建模，獲取全機模型對應邊界點的位移邊界條件{uc};
[0009] 步驟二、在全機有限元模型中選取含損傷結構預分析部分；
[0010] 步驟Ξ、構建所述預分析部分的細節模型，獲取所述細節模型對應邊界點位移邊 界條件{ul};
[0011] 步驟四、構建所述細節模型對應邊界點位移邊界條件{ul}與所述全機模型對應邊 界點的位移邊界條件lue}的轉換矩陣[T]，使得{lU = [T] {uc};
[0012] 步驟五、獲取所述細節模型對應邊界點處的支反力{Rl};
[0013] 步驟六、將計算得到的細節有限元模型支反力結果{Rd進行變換，得到全機模型 節點的支反力{Rg} = [T]T{Rl}，其中[Τ]τ為位移轉換矩的轉置；
[0014] 步驟屯、獲取所述全機模型中的節點載荷{FG}，計算所述全機模型節點的支反力 {RG}與全機模型中的節點載荷{FG}的差{r};
[0015] 步驟八、通過迭代計算獲取MrlU，并判斷MrlU是否小于預定誤差值ε，其中，α為 收斂過程中的迭代次數;如果II r II α小于預定誤差值ε，則表示計算已經收斂，迭代終止;否 貝1J，將運個殘值向量II r II α作為所述總體模型中的一個初始載荷集，重復步驟五至步驟八， 再次進行迭代計算。
[0016] 優選的，在步驟五中，是通過MSC.化stran對所述細節模型進行計算，獲取所述細 節模型對應邊界點處的支反力IRl}。
[0017] 優選的，在所述步驟八中，是通過如下公式獲取Mr ||α:
[001 引
[0019] 其中，Σ表示在總體-局部邊界上所有點上的累計和。
[0020] 優選的，所述預定誤差值ε范圍是10-4~10-6之間。
[0021] 本發明的優點在于：
[0022] 本發明的結構損傷漸進破壞的邊界條件迭代方法中，充分考慮損傷的逐漸擴大， 材料性能、剛度等的退化等因素引起的邊界條件的變化，使得邊界條件更加準確；另外，由 于計算過程在全機模型和細節模型中反復迭代，極大地提高了計算的精度，使得結果準確 性更高。
【附圖說明】
[0023] 圖1是本發明結構損傷漸進破壞的邊界條件迭代方法流程圖。
【具體實施方式】
[0024] 為使本發明實施的目的、技術方案和優點更加清楚，下面將結合本發明實施例中 的附圖，對本發明實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類 似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發明 一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用 于解釋本發明，而不能理解為對本發明的限制。基于本發明中的實施例，本領域普通技術人 員在沒有作出創造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發明保護的范圍。下 面結合附圖對本發明的實施例進行詳細說明。
[0025] 在本發明的描述中，需要理解的是，術語"中屯、"、"縱向橫向前"、"后"、 "左"、"右"、"豎直"、"水平"、"頂"、"底"、"內"、"外"等指示的方位或位置關系為基于附圖所 示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本發明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝 置或元件必須具有特定的方位、W特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發明保護 范圍的限制。
[0026] 下面結合附圖1對本發明結構損傷漸進破壞的邊界條件迭代方法做進一步詳細說 明。
[0027] 本發明提供了一種結構損傷漸進破壞的邊界條件迭代方法，包括如下步驟：
[0028] 步驟一、對全機進行有限元建模，獲取全機模型對應邊界點的位移邊界條件{ud。
[0029] 步驟二、在全機有限元模型中選取含損傷結構預分析部分。
[0030] 步驟Ξ、構建預分析部分的細節模型；在建立細節模型時，保留所有邊界點，并獲 取細節模型對應邊界點位移邊界條件{ul}。
[0031] 步驟四、構建細節模型對應邊界點位移邊界條件{ul}與全機模型對應邊界點的位 移邊界條件{ug}的轉換矩陣[T]，使得{ul} = [T] {ug}。
[0032] 其中，轉換矩陣[T]是總體坐標系與局部坐標系之間的轉換矩陣，依據局部坐標系 在總體坐標系的具體位置與角度的不同，有不同的轉換矩陣。
[0033] 繞Z軸旋轉Θ的矩陣為：
[0039] 上面是分別繞單個軸旋轉的轉換矩陣，復雜的旋轉可通過運Ξ個公式組合而成。
[0040] 步驟五、獲取細節模型對應邊界點處的支反力{Rl}。具體地，是通過MSC.化stran 對細節模型進行計算，獲取所述細節模型對應邊界點處的支反力IRl}
[0041] 步驟六、將計算得到的細節有限元模型支反力結果{Rl}進行變換，得到全