[发明专利]一种基于响应面法的机翼可靠性评估系统及方法

权利要求书

1.一种基于响应面法的机翼可靠性评估系统，其特征在于，包括机翼结构试验模块、机翼结构有限元仿真模块、可靠度计算模块、数据存储及显示模块等部分，首先构建机翼结构试验模块，然后构建机翼结构有限元仿真模块，其次通过机翼结构试验模块验证与修改机翼结构有限元仿真模块，再通过可靠度计算模块计算可靠度，最后通过数据存储及显示模块进行数据存储及显示；

所述机翼结构试验模块包括模拟载荷加载模块、支持模块和位移响应测量模块，对机翼进行模拟气动载荷的加载模块以及位移响应的测量模块；模拟载荷加载模块利用等效的集中载荷来代替，使它所产生的作用力和力矩的大小、方向以及作用点都能准确地模拟结构的真实受力状态；支持模块根据实际设计情况选择集中连接和分布连接两类方式，使各支持点和真实情况相符；位移响应测量模块采用电阻式位移传感器，通过电阻式位移传感器直接测出施加模拟气动载荷N_i后机翼翼尖处的位移响应L_i；

所述机翼结构有限元仿真模块是根据机翼结构的几何参数和材料的性能参数，建立机翼结构的有限元模型；再利用机翼结构试验单元的模拟载荷和真实位移响应对该模型进行不断修正得到的；

所述可靠度计算模块为应用响应面法来完成复杂机翼结构的可靠度计算，其抽样结果由机翼结构有限元仿真模块给出。

2.根据权利要求1所述的一种基于响应面法的机翼可靠性评估系统，其特征在于，所述数据存储及显示模块用于存储及显示最终数据。

3.一种基于响应面法的机翼可靠性评估方法，其特征在于，包含以下步骤：

步骤一：建立机翼结构试验模块；

步骤二：根据机翼结构的材料参数弹性模量E和泊松比μ，以及几何参数建立机翼结构有限元仿真模块；

步骤三：根据设计部门所给出的气动载荷范围，选择m个载荷N_i，利用机翼结构试验模块进行加载，可得出翼尖处m个位移响应L_i；其中，i＝1,2,...,m；

步骤四：将机翼结构试验中得到的真实位移响应L₁和有限元软件根据机翼结构有限元仿真模块计算得出的模拟位移L_x1进行比对，判断(L_x1-L₁)/L₁≤ε；若满足条件，则认为载荷N₁，该模块符合要求，执行步骤五，通过一种包含二次平方但是不包含二次交叉项的多项式来构造响应面方程并通过该方程进行可靠度计算，公式如下；若不满足条件，则返回步骤三，修正有限元模型的参数，直至满足要求；

步骤五：假定初始迭代点一般取均值点m_X；

步骤六：通过机翼结构有限元仿真模块在m_X±fμ_X内进行模拟加载，得出2n+1个响应g(X_i)；对于随机变量X_i，由系统在m_X±fμ_X内进行2n+1次随机抽样；将所得响应g(X_i)及随机变量X_i分别带入响应面方程中，其中f第一步取3，第二步取1；m_X为随机变量的均值，μ_X为随机变量的标准差；

步骤七：线性方程组的一般式为Ax＝b，其中_A是n×n阶的矩阵，b是表示响应g(X_i)的n维列向量，x是表示2n+1个待定系数的n维列向量；解线性方程组，得到2n+1个待定系数，从而确定由二次多项式表示的响应面函数；则结构的极限强度函数表示为其中为设计部门给出的机翼翼尖位移变化量最大限值；

步骤八：用一次二阶矩法求解验算点及可靠度β^(k)；

步骤九：计算|β^(k)-β^(k-1)|＜ξ，其中ξ为给定精度；如果满足给定精度，则输出β；如果不满足给定精度，则经过线性插值得到新的展开点公式如下，然后返回步骤二，进行下一步迭代；直至收敛为止；

步骤十：对相关的随机变量，先将其转化为独立变量，再利用三参数尾估计法将不服从正态分布的随机变量转化为正态随机变量，最后在转化为标准随机变量；

步骤十一：得到结果，显示并存储。