梁珩， 曾建江， 易禮毅， 童明波，*

1.南京航空航天大學(xué) 飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室， 南京 210016 2.株洲時(shí)代新材料科技股份有限公司， 株洲 412007

高超聲速飛行器多層次結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析方法

梁珩1， 曾建江1， 易禮毅2， 童明波1，*

1.南京航空航天大學(xué) 飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室， 南京 210016 2.株洲時(shí)代新材料科技股份有限公司， 株洲 412007

針對(duì)高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)應(yīng)力損傷問題，采用有限元子模型法對(duì)高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)強(qiáng)度進(jìn)行分析研究。有限元分析依據(jù)模型復(fù)雜情況分為3個(gè)層次進(jìn)行：第1層次采用較為稀疏的網(wǎng)格，獲得二級(jí)子模型邊界上各點(diǎn)的位移和力分布；第2層次將二級(jí)子模型網(wǎng)格劃分細(xì)密，并用Fastener單元模擬群釘連接結(jié)構(gòu)，獲得較為準(zhǔn)確的應(yīng)力計(jì)算結(jié)果及釘載分配；第3層次選取釘載最大的部位建立三級(jí)子模型，引入漸進(jìn)損傷子程序?qū)ξｋU(xiǎn)部位進(jìn)行損傷分析。文中采用ABAQUS子模型法，結(jié)合Fastener單元及UMAT(User-defined Material Mechanical Behavior)對(duì)高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)強(qiáng)度由整體到局部進(jìn)行了有限元分析，解決了常規(guī)有限元分析法網(wǎng)格多、計(jì)算困難等難題。

有限元方法； 子模型法； 漸進(jìn)損傷； 高超聲速飛行器； 結(jié)構(gòu)強(qiáng)度

高超聲速飛行器是指飛行馬赫數(shù)大于5的飛行器，其具有速度快、巡航距離遠(yuǎn)、突防能力強(qiáng)等特點(diǎn)，能作為空中武器平臺(tái)，對(duì)于實(shí)現(xiàn)高空、高超聲速和全球快速反應(yīng)、偵查及精確打擊軍事目標(biāo)，具有重要的戰(zhàn)略意義，因此各國(guó)大力發(fā)展高超聲速飛行器[1-4]。以HTV-2為例，該飛行器是美國(guó)空軍在“獵鷹”計(jì)劃下發(fā)展的高超聲速飛行器[5-6]，在大氣層內(nèi)具有較長(zhǎng)的滑翔時(shí)間，飛行馬赫數(shù)可以達(dá)到20。其設(shè)計(jì)的氣動(dòng)外形具有高升阻比特性，對(duì)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)提出了很高的要求。如圖1所示，HTV-2應(yīng)用多層C/C復(fù)合材料結(jié)構(gòu)作為氣動(dòng)外表面，具有熱防護(hù)和承載雙重功能。

圖1 HTV-2飛行器結(jié)構(gòu)和外形示意圖

Fig.1 HTV-2 structure and shape diagram

由于高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)中存在大量復(fù)雜的連接結(jié)構(gòu)，特別是一些主承力部位的連接結(jié)構(gòu)在飛行過程中的受力狀態(tài)一直是工程設(shè)計(jì)的關(guān)注重點(diǎn)，一旦連接結(jié)構(gòu)破壞會(huì)直接導(dǎo)致整體結(jié)構(gòu)的失效。因此，如果能在有限元分析中對(duì)高超聲速飛行器進(jìn)行準(zhǔn)確的靜力分析，找到結(jié)構(gòu)危險(xiǎn)點(diǎn)，并對(duì)危險(xiǎn)結(jié)構(gòu)進(jìn)行損傷破壞分析，就可以在設(shè)計(jì)時(shí)對(duì)相應(yīng)的危險(xiǎn)部位采取針對(duì)性的改進(jìn)措施。目前應(yīng)用廣泛的損傷分析方法是漸進(jìn)損傷法[7-9]，通過建立精細(xì)的有限元模型，并在計(jì)算過程中對(duì)單元材料進(jìn)行剛度折減，來(lái)模擬結(jié)構(gòu)的損傷起始以及破壞形式。如果直接對(duì)飛行器全機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行損傷分析，則需建立大量連接件結(jié)構(gòu)，使得網(wǎng)格非常精細(xì)，不僅建模難度大，而且可能導(dǎo)致有限元模型過于龐大而難以計(jì)算。如果模型參數(shù)(例如螺孔直徑和螺釘數(shù)量等)發(fā)生變化，則須重新建模計(jì)算，降低了分析效率。

為優(yōu)化計(jì)算成本并得到局部精確結(jié)果，整體模型可以采用較粗的網(wǎng)格，并對(duì)模型細(xì)節(jié)如倒角和螺釘?shù)冗M(jìn)行適當(dāng)?shù)暮?jiǎn)化，以提高計(jì)算效率。然后將局部區(qū)域從總體模型中提取出來(lái)，建立具有精細(xì)網(wǎng)格的局部結(jié)構(gòu)模型，根據(jù)圣維南原理，把整體模型求解得到的應(yīng)力分布或者位移分布作為局部模型的邊界條件，從而求解得到局部結(jié)構(gòu)精確結(jié)果。此方法為子模型(Global/Local)法[10-12]。

基于上述方法，本文采用商用有限元軟件ABAQUS，結(jié)合Fastener單元，針對(duì)結(jié)構(gòu)復(fù)雜的高超聲速飛行器，建立了一套多層次結(jié)構(gòu)分析方法體系，以高效精確分析高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)的受力狀態(tài)，掌握連接件損傷破壞形式。

Note: UMAT—User-defined material mechanical behavior

圖2 多級(jí)子模型分析流程

Fig.2 Multi-level sub-model analysis process

本文將模型體系劃分為三級(jí)，分別為整體模型、二級(jí)子模型和三級(jí)子模型，具體分析流程如圖2 所示。總體模型根據(jù)飛行器整體結(jié)構(gòu)特點(diǎn)建立，模型尺寸較大，但局部細(xì)節(jié)(如機(jī)械連接結(jié)構(gòu)等)被忽略，主要用于整體應(yīng)力應(yīng)變狀態(tài)的計(jì)算和強(qiáng)度估算。分析總體模型的計(jì)算結(jié)果，選定需要進(jìn)一步研究的二級(jí)子模型，總體模型的計(jì)算結(jié)果將作為二級(jí)子模型的邊界約束條件。二級(jí)子模型是總體模型的典型區(qū)域，其模型網(wǎng)格劃分較精細(xì)，并用Fastener單元建立群釘連接結(jié)構(gòu)，從中可以獲得較為準(zhǔn)確的釘載計(jì)算結(jié)果并判定損傷可能出現(xiàn)的區(qū)域，然后將此區(qū)域取出建立三級(jí)子模型。三級(jí)子模型用于損傷分析，在此模型中隨著外載的增加要對(duì)單元材料進(jìn)行剛度折減。由三級(jí)子模型的分析結(jié)果可以最終確定結(jié)構(gòu)的破壞形式。用此分析方法可以高效地解決高速飛行器結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析復(fù)雜問題，并更高效地獲得結(jié)構(gòu)危險(xiǎn)部位，為進(jìn)一步分析研究打下充分的基礎(chǔ)。

1 整體模型分析

根據(jù)資料建立某型高超聲速飛行器整體模型，外部熱防護(hù)結(jié)構(gòu)采用C/C仿形編織復(fù)合材料，內(nèi)部結(jié)構(gòu)為金屬材料，其中蓋板和底板復(fù)合材料的等效模量如表1所示。

表1 熱防護(hù)結(jié)構(gòu)材料等效模量

圖3 飛行器截面載荷

Fig.3 Section loads of spacecraft

根據(jù)資料，C/C復(fù)合材料和高強(qiáng)隔熱層間建立面-面接觸(Contact) 關(guān)系，其余所有部件之間的機(jī)械連接均用綁定(Tie)約束予以簡(jiǎn)化。整體模型采用較粗網(wǎng)格進(jìn)行劃分，網(wǎng)格總數(shù)為732 870。其中，大部分為線性六面體減縮積分單元(C3D8R)。用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)軟件計(jì)算出飛行器在某下壓飛行工況下的氣動(dòng)載荷并施加到有限元模型的表面網(wǎng)格上，因研究目的是考察飛行器靜力載荷分配，所以忽略氣動(dòng)力產(chǎn)生的熱載荷。為模擬飛行狀態(tài)，采用慣性釋放(Inertia Relief)作為計(jì)算的邊界條件，選取支架安裝板上靠近質(zhì)心的點(diǎn)作為虛擬約束。計(jì)算完成后提取飛行器橫截面不同連接位置處的截面載荷，如圖3所示，圖中：F為截面力；M為截面力矩；L為飛行器航向長(zhǎng)度。結(jié)果表明，飛行器尾端截面受力最大，并且大部分截面力由熱結(jié)構(gòu)承擔(dān)。因此，建立飛行器尾部艙段子模型作進(jìn)一步研究，并把熱結(jié)構(gòu)機(jī)械連接處作為危險(xiǎn)部位重點(diǎn)研究。

2 二級(jí)子模型分析

在高超聲速飛行器整體模型分析完成后，選取危險(xiǎn)部位建立局部詳細(xì)子模型進(jìn)行進(jìn)一步研究。由于結(jié)構(gòu)中存在大量的機(jī)械連接，在二級(jí)子模型建模時(shí)，需考慮連接件對(duì)結(jié)構(gòu)承載的影響。傳統(tǒng)有限元法求解多釘連接的釘載分配時(shí)，一般不考慮緊固件以及被連接件的開孔等連接細(xì)節(jié)，將彈簧元或梁元的端點(diǎn)與對(duì)應(yīng)的被連接件有限元網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)重合。但是當(dāng)連接結(jié)構(gòu)較大時(shí)，由于網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)與緊固件數(shù)量眾多，建模工作量大，非常耗時(shí)，而且極易出錯(cuò)。本文采用由ABAQUS提供的Fastener單元可顯著提高建模效率[13]。

2.1 Fastener單元簡(jiǎn)介

采用基于獨(dú)立網(wǎng)格(Mesh-Independent)技術(shù)，通過空間內(nèi)任意一點(diǎn)或一個(gè)集合選取合適的坐標(biāo)系沿指定方向往被連接件的釘孔處投影，ABAQUS會(huì)為每一個(gè)節(jié)點(diǎn)建立垂直于投影平面的Fastener單元。無(wú)須人工操作使其與被連接件的模型網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)一一對(duì)應(yīng)。

如圖4所示，F(xiàn)astener單元節(jié)點(diǎn)之間采用梁?jiǎn)卧蛘呔哂衅渌B接屬性的單元連接，在Fastener單元影響半徑(Influence Radius)內(nèi)，被連接件的面節(jié)點(diǎn)都會(huì)自動(dòng)與Fastener單元的節(jié)點(diǎn)建立分布耦合關(guān)系。單元的物理半徑(Physica1 Radius)和影響半徑通常根據(jù)緊固件的直徑確定；單元的節(jié)點(diǎn)位移通過影響半徑范圍內(nèi)被連接件網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)的位移插值得到。

圖4 典型Fastener單元連接

Fig.4 Typical Fastener connection

2.2 算例驗(yàn)證

為了驗(yàn)證Fastener單元模擬機(jī)械連接的正確性，采用文獻(xiàn)[14]中的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行驗(yàn)證分析。試件基本尺寸如圖5所示。單剪搭接試件中緊固件直徑為8 mm，復(fù)合材料層合板鋪層為[45/0/-45/90]5S，板長(zhǎng)為190 mm。復(fù)合材料性能如表2 所示。

圖5 單剪多釘搭接試件

Fig.5 Single-lap multi-bolt specimen

表2 單向復(fù)合材料剪切連接性能

試件有限元模型如圖6所示。模型采用SC8R單元模擬復(fù)合材料板，并通過Fastener單元及Beam連接屬性模擬螺栓連接；三維有限元螺栓和螺母通過C3D8R單元模擬。模型一端固支，另一端采用位移加載，并約束加持段的平動(dòng)面外位移。

試件有限元分析結(jié)果如表3所示，表中No.1、No.2和No.3表示1～3號(hào)釘。從表3可知，F(xiàn)astener單元模型和三維單元模型計(jì)算的釘載分配比例與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好。但由于建模時(shí)未考慮墊圈、預(yù)緊力以及被連接件間的摩擦力等因素，有限元方法預(yù)測(cè)的緊固件釘載與試驗(yàn)值存在一定誤差。從數(shù)值上來(lái)看，采用Fastener單元預(yù)測(cè)的釘載要比試驗(yàn)釘載稍大些，此時(shí)提取的釘載用于單釘校核強(qiáng)度時(shí)略顯保守，結(jié)構(gòu)將偏安全。

圖6 單剪多釘搭接試件有限元模型

Fig.6 Finite element model of simple-lap multi-bolt specimen

表3 剪切連接釘載分配試驗(yàn)與有限元分析結(jié)果比較

2.3 飛行器艙段結(jié)構(gòu)分析

由整體分析中的圖3可知，高超聲飛行器尾端截面載荷最大，因此選取模型軸坐標(biāo)大于4 450 mm 的部位建立飛行器后艙段子模型。飛行器尾端由蓋板、底板、側(cè)板、連接梁及內(nèi)部冷結(jié)構(gòu)組成，熱結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖如圖7所示。飛行器熱結(jié)構(gòu)既要具有較好的熱防護(hù)性能又要承擔(dān)飛行器主要飛行載荷。底板和蓋板采用碳布疊層編織復(fù)合材料，側(cè)板為細(xì)編穿刺仿形復(fù)合材料，連接梁為正交三向編織復(fù)合材料。連接梁與蓋板和底板之間采用沉頭螺栓進(jìn)行連接。對(duì)模型網(wǎng)格進(jìn)行詳細(xì)的重新劃分，單元總數(shù)為465 200，主要為C3D8R單元。飛行器中梁與艙蓋/底板的機(jī)械連接采用 Fastener 單元簡(jiǎn)化，F(xiàn)astener單元采用局部坐標(biāo)系，法向(Z向)平行于飛行器蓋板徑向，X向平行于飛行器軸向。艙段前截面施加位移插值的子模型邊界條件，同時(shí)在蓋板和底板的外表面施加氣動(dòng)力。

圖7 飛行器尾端結(jié)構(gòu)示意圖

Fig.7 Schematic diagram of vehicle tail structure

對(duì)子模型進(jìn)行有限元分析。由分析知底板作為迎風(fēng)面承擔(dān)了較大的氣動(dòng)載荷，底板與連接梁的螺栓連接作為危險(xiǎn)部位應(yīng)重點(diǎn)研究分析。由于飛行器及載荷均關(guān)于X軸對(duì)稱，只需提取模型一側(cè)的Fastener單元載荷進(jìn)行螺栓載荷分析。載荷方向以上文定義的自然坐標(biāo)系為準(zhǔn)，螺栓剪切方向?yàn)閄向和Y向，釘孔擠壓力及螺栓剪切力為X、Y兩方向的合力。提取的Fastener單元釘載如表4所示。由表4可知，緊固件承擔(dān)了較大的剪切載荷，受載最大的為位于連接梁和底板之間的第3顆螺栓。

表4 后艙段連接梁和底板之間的釘載

Table 4 Fastener loads between joint beam and bottom plate in rear section

No.Fastenerload/NXYZ1-769.23-14409.72-1784.622 165.91-16173.49-1892.4931565.34-17561.05-2016.8042297.04-4137.99-584.3052129.32-7753.35-1209.7362781.99-11224.84-1836.99

3 單釘子模型漸進(jìn)損傷分析

為進(jìn)一步研究飛行器連接結(jié)構(gòu)的損傷破壞形式，需選取飛行器局部艙段連接結(jié)構(gòu)釘載最大處進(jìn)一步細(xì)化螺栓連接處網(wǎng)格，建立單釘連接子模型。

由于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷是一個(gè)逐漸劣化的過程，薄弱處的材料失效后引起載荷的重新分配，不同形式的損傷不斷積累并引起復(fù)合材料剛度的不斷退化和承載能力的不斷降低，最終達(dá)到整體破壞[15]。因此在對(duì)飛行器復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)進(jìn)行失效分析時(shí)，需引入漸進(jìn)損傷模型來(lái)模擬材料性能的退化過程。

在漸進(jìn)損傷分析中，外載荷采用逐級(jí)增加的方法[16]。在每一載荷增量步中，首先假定材料狀態(tài)不變，對(duì)整個(gè)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)建立有限元平衡方程并求解此方程組得到位移收斂解。然后計(jì)算各材料點(diǎn)的應(yīng)力應(yīng)變狀態(tài)，將得到的應(yīng)力-應(yīng)變代入材料失效準(zhǔn)則，判斷材料點(diǎn)是否失效。如果材料點(diǎn)失效，則根據(jù)材料失效模式按照材料退化模型對(duì)相應(yīng)的材料參數(shù)進(jìn)行折減。然后保持當(dāng)前的載荷狀態(tài)不變，根據(jù)退化后的材料屬性重新建立有限元平衡方程。重復(fù)前面的分析過程直到復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中不再發(fā)生新的損傷。然后增加載荷，進(jìn)入下一載荷增量步，重復(fù)前面的求解過程直至整個(gè)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)最終失效。

3.1 材料失效判據(jù)

由于高超聲速飛行器多采用C/C復(fù)合材料，其結(jié)構(gòu)破壞形式復(fù)雜，需要選取相應(yīng)的失效準(zhǔn)則。Hashin失效準(zhǔn)則將復(fù)合材料失效分為纖維失效和基體失效，已被眾多研究人員研究并應(yīng)用于復(fù)合材料損傷分析。本文采用含纖維束剪切非線性因子的三維Hashin失效準(zhǔn)則，具體形式為[17-18]：

1) 纖維拉伸失效(σ1>0)

2) 纖維壓縮失效(σ1<0)

3) 基體拉伸失效(σ2>0)

4) 基體壓縮失效(σ2<0)

5) 基體法向拉伸失效(σ3>0)

6) 基體法向壓縮失效(σ3<0)

7) 纖維-基體剪切失效(σ1<0)

式中：σi和σij為纖維束主方向及相應(yīng)面內(nèi)剪切應(yīng)力；XC、YC和ZC為纖維束主方向壓縮強(qiáng)度；XT、YT和ZT為纖維束主方向拉伸強(qiáng)度；Sij為相應(yīng)面內(nèi)剪切強(qiáng)度；Gij為相應(yīng)面內(nèi)初始剪切模量；κ為纖維束剪切非線性因子。

3.2 損傷演化

當(dāng)材料應(yīng)力狀態(tài)滿足上述某一失效判據(jù)時(shí)，有限元模型中對(duì)應(yīng)單元的材料屬性須根據(jù)一定的退化模型進(jìn)行修正，以模擬損傷的演化。本文采用Olmedo提出的材料性能衰減準(zhǔn)則[19]，由于纖維束多種損傷形式總是相互關(guān)聯(lián)，有限元計(jì)算時(shí)假設(shè)某一單元發(fā)生破壞后，僅此單元相應(yīng)的材料常數(shù)改變，若各類型的損傷同時(shí)發(fā)生，則對(duì)相應(yīng)的衰減準(zhǔn)則進(jìn)行累加[20]。具體纖維束及基體損傷彈性性能退化系數(shù)如表5所示。

表5 纖維束及基體彈性性能退化系數(shù)

3.3 漸進(jìn)損傷分析

由表4可知受載最大的為位于連接梁和底板之間的第3顆螺栓，即后艙段連接梁的中部。選取該區(qū)域建立單釘連接子模型，如圖8(a)所示。底板表面施加氣動(dòng)載荷，子模型四周采用應(yīng)力插值邊界條件。由于圓孔周圍存在應(yīng)力集中，是初始損傷最易發(fā)生的地方，因此對(duì)圓孔周圍進(jìn)行局部網(wǎng)格細(xì)化。圖8(b)給出了底板網(wǎng)格圓孔孔周厚度方向網(wǎng)格劃分的局部放大視圖。對(duì)每一層復(fù)合材料鋪層進(jìn)行網(wǎng)格劃分，取單個(gè)鋪層厚度作為相應(yīng)單元厚度。

圖8 單釘子模型的網(wǎng)格劃分

Fig.8 Finite element sub-model of single bolt

底板為碳布疊層編織復(fù)合材料，包含面內(nèi)正交方向的纖維束和基體，基體為瀝青碳。單層碳布材料參數(shù)如表6所示。

表6 單層碳布材料參數(shù)

采用前面討論的三維漸進(jìn)損傷模型對(duì)單釘子模型進(jìn)行有限元分析。結(jié)果如圖9所示，深色部分表示已經(jīng)破壞的單元。

圖9 子模型漸進(jìn)損傷分析結(jié)果

Fig.9 Progressive damage results of sub-model

由圖9可以看出，螺栓孔邊出現(xiàn)應(yīng)力集中，部分單元出現(xiàn)損傷，主要的損傷模式為纖維拉伸損傷、基體拉伸損傷和Z向基體壓縮損傷。這主要是由于飛行器底板是迎風(fēng)面，氣動(dòng)載荷較大，由變形產(chǎn)生的彎曲正應(yīng)力使底板處于拉伸應(yīng)力狀態(tài)。在此載荷工況下，螺栓孔應(yīng)力集中區(qū)域損傷剛開始萌生，損傷單元并沒有擴(kuò)展，釘孔可以繼續(xù)承擔(dān)一定的載荷。

4 總 結(jié)

針對(duì)高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)復(fù)雜、應(yīng)力集中、損傷分析困難等問題建立了一套基于子模型的分析方法。借助商用有限元軟件ABAQUS，結(jié)合Fastener單元，UMAT子程序，對(duì)高超聲速飛行器由整體到局部進(jìn)行了詳細(xì)的結(jié)構(gòu)分析。

1) 采用子模型分析技術(shù)，可以對(duì)整體模型進(jìn)行適當(dāng)?shù)暮?jiǎn)化，并在子模型中對(duì)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)進(jìn)行局部網(wǎng)格細(xì)化，可以有效地提高計(jì)算效率，減少建模時(shí)間，獲得理想的計(jì)算結(jié)果。

2) 模型中存在大量螺栓和螺釘連接時(shí)，F(xiàn)astener單元提供了簡(jiǎn)單快速的建模技術(shù)，而且可以節(jié)約計(jì)算時(shí)間成本。

3) 采用UMAT子程序，對(duì)單釘子模型進(jìn)行漸進(jìn)損傷分析，分析發(fā)現(xiàn)飛行器尾端承擔(dān)了較大的載荷，螺栓連接部位出現(xiàn)了起始損傷，損傷沒有擴(kuò)展，但是仍需對(duì)尾端連接結(jié)構(gòu)進(jìn)行局部加強(qiáng)，減小損傷出現(xiàn)的可能性。

運(yùn)用子模型技術(shù)可以有效地解決高速飛行器結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析問題，更準(zhǔn)確高效地獲得結(jié)構(gòu)危險(xiǎn)部位，對(duì)高超聲速飛行器的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及試驗(yàn)分析提供了一定的理論依據(jù)和技術(shù)支持。

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梁珩 男， 博士研究生。主要研究方向： 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。

Tel: 025-84892791

E-mail: leunghengh@sina.com

曾建江 男， 博士， 副教授。主要研究方向： 飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

Tel: 025-84892791

E-mail: zengjj@nuaa.edu.cn

易禮毅 男， 碩士， 工程師。主要研究方向： 結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。

Tel: 0731-22837949

E-mail: yiliyinuaa@163.com

童明波 男， 博士， 教授， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

Tel: 025-84896031

E-mail: tongw@nuaa.edu.cn

Received： 2014-11-04； Revised： 2015-06-01； Accepted： 2015-09-25； Published online： 2015-09-30 11:50

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150930.1150.008.html

Foundation item： A Project Funded by the Priority Academic Program Development of Jiangsu Higher Education Institutions

*Corresponding author. Tel.： 025-84896031 E-mail: tongw@nuaa.edu.cn

Multi-level strength analysis approach for hypersonic vehicle

LIANG Heng1, ZENG Jianjiang1, YI Liyi2, TONG Mingbo1，*

1.MinisterialKeyDisciplineLaboratoryofAdvancedDesignTechnologyofAircraft,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China2.ZhuzhouTimesNewMaterialTechnologyCo.,Ltd.,Zhuzhou412007,China

In order to obtain more accurate result of structural stress damage, sub-model method is used to analyze a hypersonic vehicle structure. According to the complexity of the hypersonic vehicle, the procedure of the sub-model method consists of three steps. Firstly, a coarsely meshed model is used for the whole structure to calculate the displacement of the cut-boundary nodes and force distribution. Secondly, a denser mesh is generated for the secondary sub-model and multi-bolt joints are simulated by Fastener which could help to obtain more accurate structural stress and bolt loads distribution. Thirdly, the three-level sub-model is built at the maximum bolt load area. With the subroutine of progressive damage, damage of the laminate is analyzed. With the application of the sub-model method, Fastener and UMAT (user-defined material mechanical behavior), the strength of the hypersonic vehicle structure, from global to local, is analyzed, which proves that the workload could be reduced significantly and the simulation would be more accurate.

FEM; sub-model method; progressive damage; hypersonic vehicle; structure strength

2014-11-04；退修日期：2015-06-01；錄用日期：2015-09-25； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間：

時(shí)間： 2015-09-30 11:50

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150930.1150.008.html

江蘇高校優(yōu)勢(shì)學(xué)科建設(shè)工程資助項(xiàng)目

.Tel.： 025-84896031 E-mail: tongw@nuaa.edu.cn

梁珩， 曾建江， 易禮毅， 等． 高超聲速飛行器多層次結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析方法[J]． 航空學(xué)報(bào), 2016, 37(2): 588-596. LIANG H, ZENG J J, YI L Y,et al. Multi-level strength analysis approach for hypersonic vehicle[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(2): 588-596.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2015.0262

V414.1

： A

： 1000-6893(2016)02-0588-09

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