考虑缓冲器行程变化的民机主起落架疲劳寿命预测方法

本发明涉及民机起落架疲劳寿命预测，特别涉及一种考虑缓冲器行程变化的民机主起落架疲劳寿命预测方法。

背景技术：

1、民机主起落架几何结构及受载条件十分复杂，在设计开发阶段，其寿命评估涉及的疲劳工况有成千上万种。起落架典型结构一般基于安全寿命设计思想、采用应力疲劳分析方法评估其疲劳寿命。由此可知，疲劳寿命评估的关键是高效准确地获取实际疲劳工况下危险点的应力或应变，并以此计算等效应力谱，作为疲劳损伤评估和寿命预测的基本输入。起落架的应力一般通过有限元方法获得，这是获取结构的应力应变响应以及计算疲劳寿命的前提条件。对于几何形状复杂的起落架，计算应力应变响应通常采用的有限元数值模拟方法有：准静态法、瞬态动力学法和拟合法。其中瞬态动力学有限元模型复杂，仿真过程消耗大量计算资源和开发周期变长；单一的准静态有限元模型，无法全面考虑起落架动态过程，难以准确获取应力时间历程。

2、专利“一种基于有限元法的起落架疲劳寿命分析方法”(公开号为cn113435079a)，以及专利“一种起落架疲劳应力计算方法、系统、设备及存储介质(公开号为cn114329768a)”，基于线弹性有限元理论，提出了由单位载荷计算起落架应力及疲劳寿命分析方法。然而，上述方案没有考虑起落架行程sat和轮胎压缩量δ的变化、以及模型非线性和疲劳寿命影响因素修正等问题，且只能处理少量疲劳工况和结构件，难以真实的反应起落架整体结构的动态应力响应情况，不利于提高寿命预测精度。专利“飞机起落架疲劳应力分析方法、系统、设备及存储介质”(公开号为cn113987690a)根据起落架地面载荷谱分析了起落架缓冲器行程对缓冲支柱局部支撑刚度的影响，进而计算飞机起落架疲劳应力。虽然该方案考虑了起落架缓冲器行程，但其方法的依据是局部结构刚度方程，仅适用于起落架支柱局部应力计算，没有从整体结构角度考虑起落架应力计算问题，计算过程较为复杂、普适性有待提高，忽略了轮胎压缩量δ的变化、以及模型非线性和疲劳寿命影响因素修正等问题，不利于提高寿命预测精度。

技术实现思路

1、本发明的目的是：针对上述背景技术中存在的不足，基于准静态法和拟合法相结合的思想，提供一种能同时考虑不同缓冲器行程、轮胎压缩量、有限元模型非线性以及多种疲劳影响因素的方案，以快速高效获得整体起落架结构在真实工况下的应力状态及动态应力响应情况，并基于应力疲劳法，综合平均应力、表面质量等因素，以提高起落架疲劳寿命评估的准确性。

2、为了达到上述目的，本发明提供了一种考虑缓冲器行程变化的民机主起落架疲劳寿命预测方法，包括如下步骤：

3、s1，建立主起落架整体有限元准静态仿真模型m0；

4、s2，选出具有代表性的缓冲器压缩行程sat{h}；

5、s3，将模型m0的缓冲器压缩行程调整至sat{h}，获得模型m{h}；

6、s4，设置基本单元及单位载荷对；

7、s5，在各个缓冲器压缩模型m{h}上施加基本单元所对应的单位载荷进行有限元仿真，从仿真结果中提取起落架典型结构危险节点n的应力分量插值获得任意缓冲器压缩量sat下的应力分量

8、s6，计算载荷系数，根据任意疲劳工况t的实际载荷求得各个基本单元对应的载荷系数ku；

9、s7，计算疲劳等效应力；

10、s8，评估疲劳寿命。

11、所述s1中采用二阶实体单元类型划分起落架各个典型结构的网格，在网格模型连接关系的建立过程中，将有限元非线性因素纳入考虑，对于与典型结构相连接的零件，全部设置为摩擦接触，摩擦系数根据工程数据取值。

12、s2中将实际疲劳工况下的缓冲器压缩行程由小到大排序，挑选出h个典型的缓冲器压缩量值sat{h}，sat1<sat2<…<sath。

13、s3中调整有限元模型缓冲器压缩行程时，需要控制典型结构的网格划分顺序，先划分不产生位置变化的典型结构，再划分会随着sat变化而位置发生变化的典型结构，最后划分附属结构。

14、s4中的基本单元是指作用在起落架左轮轴中心、右轮轴中心的力和力矩，为6×2矩阵，矩阵中第1列表示左轮轴中心的单位力，第2列表示右轮轴中心的单位力，有以下类型：

15、

16、矩阵中的元素为grc，r＝1～6，c＝1～2，g1c～g3c表示力、g4c～g6c表示力矩，矩阵每行两个不为0的元素为单位载荷对，单位载荷对中的元素有正有负，正值表示作用力与规定的坐标系正方向一致，负值表示作用力与规定的方向相反。

17、s5中的插值拟合函数为:

18、

19、进行u×h次有限元仿真并提取应力分量。

20、s6中由实际载荷及基本单元计算载荷系数ku：

21、

22、其中，实际载荷为6×2矩阵，矩阵第1列表示左轮轴中心的实际受力情况fo1，第2列表示右轮轴中心的实际受力情况fo2；

23、

24、其中，左轮轴中心、右轮轴中心的受力情况fo1和fo2是根据实际疲劳工况左轮胎、右轮胎所受到的地面载荷f1、f2以及轮胎压缩量δ等效转换得到。

25、s7计算危险节点n在疲劳工况t下的应力分量，应力分量的计算公式为：

26、

27、其中，由s5中应力分量插值拟合函数求得，ku由s6中载荷基函数法求得，表示危险节点n的应力分量，i,j＝1,2,3；

28、基于应力张量不变量理论，分别求出第一、第二和第三应力不变量：

29、i1＝σ11+σ22+σ33

30、

31、

32、代入一元三次方程中求出未知数σ的3个根，即3个主应力σ1≥σ2≥σ3：

33、σ3-i1σ+i2σ+i3＝0

34、以第一、第二、第三主应力σ1、σ2、σ3计算绝对最大主应力σamp：

35、

36、以带符号von mises应力作为等效应力σeq：

37、

38、s8中，重复s6、s7遍历所有疲劳工况t，得到应力谱基于雨流计数法和miner线性累积损伤准则，计算节点n的疲劳损伤dn和疲劳寿命nfn。

39、计算疲劳寿命时，当使用50％置信度/50％可靠度的s-n曲线时，疲劳损伤阈值d0取为0.2；当使用95％置信度/95％可靠度的s-n曲线时，疲劳损伤阈值d0取为1.0。

40、本发明的上述方案有如下的有益效果：

41、本发明提供的考虑缓冲器行程变化的民机主起落架疲劳寿命预测方法，在考虑轮胎压缩量、几何结构大变形、接触非线性、材料非线性等非线性因素的影响下，将多个缓冲器行程模型下的应力分量进行多项式拟合，其他缓冲器行程下的应力分量以此拟合函数求得，更加贴近实际，能有效考虑各种缓冲器压缩量情况下的动态应力问题，相比对成千上万种起落架工况直接进行整体有限元分析来说，节省了大量计算实际和资源，显著降低了起落架典型结构疲劳寿命评估周期，大幅提高疲劳分析方法的普适性和疲劳评估的准确性、以及快速的迭代改进起落架结构设计的可行性；

42、本发明的其它有益效果将在随后的具体实施方式部分予以详细说明。