基于疲劳损伤的飞机起落架结构设计方法、系统及应用与流程

本发明涉及航空发动机起落架设计，公开了基于疲劳损伤的飞机起落架结构设计方法、系统及应用，以同时提高叶片强化效果并减少叶片变形量。

背景技术：

1、在民用飞机的设计中，为了尽可能减少起落架因受冲击或撞击等失效而引发周边机翼机身结构的破坏、机翼油箱破坏或机翼油箱失火爆炸等事故，成熟的机型往往在飞机主起落架结构与机翼连接处采用应急断离结构设计。应急断离结构的设计在起落架结构承受大过载的情况下，能够实现起落架与机翼结构的安全分离。

2、传统在进行应急断离结构设计时，主要以运输类飞机适航标准ccar25部规定的飞机限制下沉速度（3.05m/s）为边界条件，分析飞机在限制下沉速度条件下着陆时起落架断离部位的载荷情况，以此来进行应急断离结构的极限载荷设计。但是该传统设计方式既没有考虑飞机着陆时的水平分速度，也没有考虑起落架应急断离结构在服役过程中的疲劳损伤，从而导致飞机在正常着陆时断离部位容易因疲劳损伤或断离部位承载能力较弱而断离的问题。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供基于疲劳损伤的飞机起落架结构设计方法、系统及应用，在确保断离部位的疲劳寿命满足设计要求的同时，也规避了断离部位剪切载荷上限值偏低的问题，进一步确保待设计飞机在正常着陆时断离部位不易产生非超载断离的问题。

2、为了实现上述技术效果，本发明采用的技术方案是：

3、基于疲劳损伤的飞机起落架结构设计方法，包括：

4、获取同一型号飞机历史飞行数据集，所述数据集包括所述型号飞机完整着陆时的水平分速度数据和下沉分速度数据；

5、根据所述型号飞机的尺寸结构，构建所述型号飞机的三维有限元分析模型，以不同所述水平分速度数据和不同所述下沉分速度数据为组合边界条件，采用所述三维有限元分析模型分析获得每个组合边界条件下所述型号飞机从滑行起飞到着陆过程中起落架断离部位的应力谱；所述断离部位包括起落架的前耳轴销、后耳轴销和侧撑杆轴销；

6、根据每个所述应力谱中的最大应力，采用雨流计数法统计提取最大应力—0—最大应力的应力循环组合；利用每个应力循环组合在所述三维有限元分析模型上开展疲劳寿命分析，得到对应断离部位在每个应力循环组合下的最大剪应变和循环次数，并基于manson-coffin公式构建最大剪应变和循环次数相关的应变疲劳分析模型；

7、根据所述应变疲劳分析模型、断离部位材料标准棒剪应变随剪应力变化曲线，以及待设计飞机的每个断离部位中的设计循环次数，分析获得待设计飞机的每个断离部位的第一极限载荷分析值；

8、采用统计方法获得水平分速度数据分布中±3个标准差范围内的水平分速度最大值，以及下沉分速度数据分布中±3个标准差范围内的下沉分速度最大值；从所述应力谱中提取以水平分速度最大值和下沉分速度最大值为组合边界条件的起落架各断离部位的第二极限载荷分析值；

9、根据各断离部位的要求断离顺序，在对应断离部位的第二极限载荷分析值与第一极限载荷分析值所形成的区间范围内选择对应断离部位的设计剪切载荷上限值，进行断离部位结构设计，并完成飞机起落架结构设计。

10、进一步地，基于manson-coffin公式构建的最大剪应变和循环次数相关的应变疲劳分析模型为，其中为断离部位材料标准棒在最大应力下的剪切应变幅，为对应断离部位材料的疲劳强度系数，为断离部位材料的剪切模量，为对应的循环次数，对应断离部位材料的疲劳延性系数，、为通过数据拟合得到的指数。

11、进一步地，获得待设计飞机的每个断离部位的第一极限载荷分析值的方法包括：

12、将待设计飞机对应断离部位中的设计循环次数代入所述应变疲劳分析模型中，并与断离部位材料标准棒剪应变随剪应力变化曲线联立求解得到对应断离部位的第一极限载荷分析值。

13、进一步地，各断离部位的要求断离顺序由先到后依次为前耳轴销、后耳轴销、侧撑杆轴销。

14、为实现上述技术效果，本发明还提供了基于疲劳损伤的飞机起落架结构设计系统，包括：

15、数据获取模块，用于获取同一型号飞机历史飞行数据集，所述数据集包括所述型号飞机完整着陆时的水平分速度数据和下沉分速度数据；

16、应力谱提取模块，用于根据所述型号飞机的尺寸结构，构建所述型号飞机的三维有限元分析模型，以不同所述水平分速度数据和不同所述下沉分速度数据为组合边界条件，采用所述三维有限元分析模型分析获得每个组合边界条件下所述型号飞机从滑行起飞到着陆过程中起落架断离部位的应力谱；所述断离部位包括起落架的前耳轴销、后耳轴销和侧撑杆轴销；

17、模型构建模块，用于根据每个所述应力谱中的最大应力，采用雨流计数法统计提取最大应力—0—最大应力的应力循环组合；利用每个应力循环组合在所述三维有限元分析模型上开展疲劳寿命分析，得到对应断离部位在每个应力循环组合下的最大剪应变和循环次数，并基于manson-coffin公式构建最大剪应变和循环次数相关的应变疲劳分析模型；

18、第一分析模块，用于根据所述应变疲劳分析模型、断离部位材料标准棒剪应变随剪应力变化曲线，以及待设计飞机的每个断离部位中的设计循环次数，分析获得待设计飞机的每个断离部位的第一极限载荷分析值；

19、第二分析模块，用于采用统计方法获得水平分速度数据分布中±3个标准差范围内的水平分速度最大值，以及下沉分速度数据分布中±3个标准差范围内的下沉分速度最大值；从所述应力谱中提取以水平分速度最大值和下沉分速度最大值为组合边界条件的起落架各断离部位的第二极限载荷分析值；

20、设计模块，用于根据各断离部位的要求断离顺序，在对应断离部位的第二极限载荷分析值与第一极限载荷分析值所形成的区间范围内选择对应断离部位的设计剪切载荷上限值，进行断离部位结构设计，并完成飞机起落架结构设计。

21、进一步地，所述模型构建模块中，基于manson-coffin公式构建的最大剪应变和循环次数相关的应变疲劳分析模型为，其中为断离部位材料标准棒在最大应力下的剪切应变幅，为对应断离部位材料的疲劳强度系数，为断离部位材料的剪切模量，为对应的循环次数，对应断离部位材料的疲劳延性系数，、为通过数据拟合得到的指数。

22、进一步地，所述第一分析模块用于将待设计飞机对应断离部位中的设计循环次数代入所述应变疲劳分析模型中，并与断离部位材料标准棒剪应变随剪应力变化曲线联立求解得到对应断离部位的第一极限载荷分析值。

23、进一步地，所述设计模块中，各断离部位的要求断离顺序由先到后依次为前耳轴销、后耳轴销、侧撑杆轴销。

24、为实现上述技术效果，本发明还提供了一种基于疲劳损伤的飞机起落架结构设计方法的应用，应用所述的基于疲劳损伤的飞机起落架结构设计方法，以获得飞机起落架结构。

25、与现有技术相比，本发明所具备的有益效果是：

26、1、本发明通过对断离部位进行疲劳寿命分析，获得考虑断离部位在交变应力循环产生疲劳损伤条件下的第一极限载荷分析值；根据同型号飞机飞行的历史数据分析获得断离部位的第二极限载荷分析值，该第二极限载荷分析值考虑了约99%以上的正常着陆情况下的极限水平分速度和极限下沉分速度组合条件；从第一极限载荷分析值和第二载荷分析值中进行断离部位的设计剪切载荷上限值的选取，在确保断离部位的疲劳寿命满足设计要求的同时，也规避了断离部位剪切载荷上限值偏低的问题，进一步确保待设计飞机在正常着陆时断离部位不易产生非超载断离的问题。

27、2、在应变疲劳分析模型构建前，飞机从滑行起飞到着陆过程中起落架断离部位的应力谱的提取过程考虑了同型号飞机着陆时的水平分速度和下沉分速度历史数据，规避了传统飞机起落架设计中仅仅考虑下沉速度而忽略飞机水平速度对起落架带来的冲击效果，确保所构建的应变疲劳分析模型的准确性。