[发明专利]基于短时实测动态应力的空空导弹吊挂疲劳寿命估算方法和系统

说明书

本发明提供了一种基于短时实测动态应力的空空导弹吊挂疲劳寿命估算方法和系统，包括如下步骤：S1、吊挂结构有限元分析；S2、吊挂附近舱体上应力谱测量；S3、吊挂根部应力谱获取；S4、应力幅值和均值计算；S5、S‑N曲线修正；S6、吊挂疲劳寿命估算。本发明解决了导弹实际挂飞过程中的吊挂疲劳寿命估算精度差的问题，并且仅仅进行短时物理试验，大大节省了型号研制成本。

技术领域

本发明涉及航天设计技术领域，具体地，涉及一种基于短时实测动态应力的空空导弹吊挂疲劳寿命估算方法和系统。

背景技术

吊挂是空空导弹结构的重要组成部分，作为导弹与发射架之间的重要机械接口之一，在设计时除了应该满足规定的接口尺寸外，还应具有较高的强度和疲劳寿命，从而使载机与机载导弹武器系统的安全性得到充分保障。因此，导弹吊挂的强度和疲劳寿命设计是空空导弹结构总体设计的重要内容之一。

空空导弹挂飞过程中，弹体上所有各种载荷都由吊挂承担，因此吊挂使用的力学环境较导弹结构的其它部件更为恶劣。根据以往的型号研制经验和历次故障现象暴露出的情况来看，吊挂的破坏形式主要是疲劳破坏，即吊挂不断承受各种复杂多变的载荷(如挂飞振动载荷、机动抖振载荷、起飞着陆冲击载荷等)的作用，进而产生疲劳累积损伤，最终导致其结构完整性破坏。导弹吊挂一旦疲劳破坏，将严重危及飞行安全，因此吊挂的疲劳寿命往往成为决定导弹整体寿命的关键指标。

经过多年的发展，航空、桥梁和船舶等行业的结构疲劳寿命分析已经发展非常成熟，导弹一般为一次使用产品，因此在设计阶段极少考虑疲劳寿命评估，随着高频次挂飞导弹的出现，迫切需要进行疲劳寿命评估。事实上，吊挂的疲劳问题较为复杂且非常关键，值得深入研究。对于空空导弹吊挂这种工作模式的疲劳问题曾有相关研究，这些研究工作都是基于有限元软件进行的全数字化疲劳寿命分析。实际上，在有限元软件中仅可以较真实地模拟全弹的前三阶振动特性，很难真实地模拟弹体各个部位局部高阶振动特性，因此全数字化疲劳寿命分析较难准确地评估吊挂疲劳寿命。

为了更准确地评估空空导弹吊挂在复杂工况条件下的疲劳寿命，为吊挂安全性设计提供依据，有必要引入新的方法来评估吊挂的疲劳寿命，以提高分析精度。

专利文献CN111062151A(申请号：CN201811210900.3)公开了一种考虑焊接残余应力的车辆结构随机振动疲劳寿命计算方法，属于焊接结构疲劳寿命计算领域。目的是为了考虑焊接残余应力对疲劳损伤的影响而精确计算焊接结构随机振动疲劳寿命的问题。其原理是基于逆傅里叶变换法建立时域路面不平顺计算方法，确定随机路面不平顺激励功率谱密度；进而结合热弹塑性理论和椭球体热源模型，进行焊接结构残余应力数值模拟，通过对机械结构施加激励功率谱密度，开展随机振动分析并计算结构应力功率谱；根据结构应力功率谱计算应力幅值概率密度函数，依据焊缝S-N曲线求解随机载荷作用下车辆结构疲劳寿命。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种基于短时实测动态应力的空空导弹吊挂疲劳寿命估算方法和系统。

根据本发明提供的基于短时实测动态应力的空空导弹吊挂疲劳寿命估算方法，包括如下步骤：

S1、吊挂结构有限元分析：应用有限元分析软件计算吊挂及其附近舱体上的应力分布，获取应力比例系数K；

S2、吊挂附近舱体上应力谱测量：开展挂飞振动、机动抖振和起飞着陆冲击短时地面试验，获取吊挂附近舱体上关注点的短时动态应力；

S3、吊挂根部应力谱获取：基于计算获得的应力比例系数K和地面试验测得的舱体上的应力谱获得吊挂根部无法测量处的应力谱；

S4、应力幅值和均值计算：对所获得吊挂根部应力谱进行统计计算，获得应力幅值和均值；

S5、S-N曲线修正：在计算获得应力均值的基础上对试验获得的吊挂材料试棒S-N曲线进行实时修正；