一种结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法
一种结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及飞机结构强度计算领域，特别设及一种结构损伤渐进破坏的边界条件 迭代方法。
【背景技术】
[0002] 飞机复合材料结构受到损伤后，强度和刚度将大幅下降，其对飞机使用寿命也有 较大的影响。如何评价含损伤结构的强度、刚度能否满足结构完整性要求，能否保证飞机能 够安全返航，W及损伤后经过修理能否恢复原有结构的强度、刚度等是飞机设计师必须解 决的关键问题。
[0003] 复合材料渐进损伤分析方法由于能够预测复合材料结构从初始损伤到极限失效 全过程，判断失效模式，确定失效载荷和剩余强度，进而预测剩余使用寿命，因此，在飞机工 程实践中得到广泛的应用。
[0004] 但是，在复合材料渐进损伤分析的过程中，要在全机有限元模型中提取含有损伤 的局部细节有限元模型的边界条件，W往的方法是进行一次全机有限元分析后，提取一次 局部模型的边界条件，作为局部模型的边界条件，进行后续的复合材料渐进损伤分析。运其 中未考虑损伤的逐渐扩大，材料性能、刚度等的退化，而引起的边界条件的变化，造成较大 的计算误差、甚至错误的结果。本发明公开了一种复合材料结构损伤渐进破坏的边界条件 迭代方法，解决了计算结构损伤渐进破坏过程中从总体模型提取边界条件施加到细节模型 上的费时费力，而且随着损伤的加剧，边界条件逐渐不准确的问题，同时，极大地提高了计 算的精度。
【发明内容】
[0005] 本发明的目的是提供了一种结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，W解决计算 结构损伤渐进破坏过程中从总体模型提取边界条件施加到细节模型上的费时费力，而且随 着损伤的加剧，边界条件逐渐不准确的问题。
[0006] 本发明的技术方案是：
[0007] -种结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，包括如下步骤：
[000引步骤一、对全机进行有限元建模，获取全机模型对应边界点的位移边界条件{uc};
[0009] 步骤二、在全机有限元模型中选取含损伤结构预分析部分；
[0010] 步骤Ξ、构建所述预分析部分的细节模型，获取所述细节模型对应边界点位移边 界条件{ul};
[0011] 步骤四、构建所述细节模型对应边界点位移边界条件{ul}与所述全机模型对应边 界点的位移边界条件lue}的转换矩阵[T]，使得{lU = [T] {uc};
[0012] 步骤五、获取所述细节模型对应边界点处的支反力{Rl};
[0013] 步骤六、将计算得到的细节有限元模型支反力结果{Rd进行变换，得到全机模型 节点的支反力{Rg} = [T]T{Rl}，其中[Τ]τ为位移转换矩的转置；
[0014] 步骤屯、获取所述全机模型中的节点载荷{FG}，计算所述全机模型节点的支反力 {RG}与全机模型中的节点载荷{FG}的差{r};
[0015] 步骤八、通过迭代计算获取MrlU，并判断MrlU是否小于预定误差值ε，其中，α为 收敛过程中的迭代次数;如果II r II α小于预定误差值ε，则表示计算已经收敛，迭代终止;否 贝1J，将运个残值向量II r II α作为所述总体模型中的一个初始载荷集，重复步骤五至步骤八， 再次进行迭代计算。
[0016] 优选的，在步骤五中，是通过MSC.化stran对所述细节模型进行计算，获取所述细 节模型对应边界点处的支反力IRl}。
[0017] 优选的，在所述步骤八中，是通过如下公式获取Mr ||α:
[001 引
[0019] 其中，Σ表示在总体-局部边界上所有点上的累计和。
[0020] 优选的，所述预定误差值ε范围是10-4~10-6之间。
[0021] 本发明的优点在于：
[0022] 本发明的结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法中，充分考虑损伤的逐渐扩大， 材料性能、刚度等的退化等因素引起的边界条件的变化，使得边界条件更加准确；另外，由 于计算过程在全机模型和细节模型中反复迭代，极大地提高了计算的精度，使得结果准确 性更高。
【附图说明】
[0023] 图1是本发明结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法流程图。
【具体实施方式】
[0024] 为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中 的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类 似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明 一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用 于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人 员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下 面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0025] 在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中屯、"、"纵向横向前"、"后"、 "左"、"右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底"、"内"、"外"等指示的方位或位置关系为基于附图所 示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装 置或元件必须具有特定的方位、W特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护 范围的限制。
[0026] 下面结合附图1对本发明结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法做进一步详细说 明。
[0027] 本发明提供了一种结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，包括如下步骤：
[0028] 步骤一、对全机进行有限元建模，获取全机模型对应边界点的位移边界条件{ud。
[0029] 步骤二、在全机有限元模型中选取含损伤结构预分析部分。
[0030] 步骤Ξ、构建预分析部分的细节模型；在建立细节模型时，保留所有边界点，并获 取细节模型对应边界点位移边界条件{ul}。
[0031] 步骤四、构建细节模型对应边界点位移边界条件{ul}与全机模型对应边界点的位 移边界条件{ug}的转换矩阵[T]，使得{ul} = [T] {ug}。
[0032] 其中，转换矩阵[T]是总体坐标系与局部坐标系之间的转换矩阵，依据局部坐标系 在总体坐标系的具体位置与角度的不同，有不同的转换矩阵。
[0033] 绕Z轴旋转Θ的矩阵为：
[0039] 上面是分别绕单个轴旋转的转换矩阵，复杂的旋转可通过运Ξ个公式组合而成。
[0040] 步骤五、获取细节模型对应边界点处的支反力{Rl}。具体地，是通过MSC.化stran 对细节模型进行计算，获取所述细节模型对应边界点处的支反力IRl}
[0041] 步骤六、将计算得到的细节有限元模型支反力结果{Rl}进行变换，得到全 机模型 节点的支反力{Rc} = [T]T{Rl}，其中[忡为位移转换矩的转置。
[0042] 步骤屯、获取全机模型中的节点载荷{FG}，计算全机模型节点的支反力{RG}与全 机模型中的节点载荷{FG}的差{r}。
[0043] 步骤八、通过迭代计算获取MrlU，并判断MrlU是否小于预定误差值ε，其中，α为 收敛过程中的迭代次数;如果II r II α小于预定误差值ε，则表示计算已经收敛，迭代终止;否 贝1J，将运个残值向量II r II α作为所述总体模型中的一个初始载荷集，重复步骤五至步骤八， 再次进行迭代计算。其中，预定误差值ε范围可W根据需要进行适合的选择，本实施例中优 选为10- 4~10-6之间
[0044] 具体地，在步骤八中，MrlU是通过如下公式计算得到：
[0045]
[0046] 其中，Σ表示在总体-局部边界上所有点上的累计和。
[0047] 本发明的结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法中，充分考虑损伤的逐渐扩大， 材料性能、刚度等的退化等因素引起的边界条件的变化，使得边界条件更加准确；另外，由 于计算过程在全机模型和细节模型中反复迭代，极大地提高了计算的精度，使得结果准确 性更高。
[0048] 本发明的上述方法可W集成到相应的程序中进行自动计算，例如全机-细节应力 分析程序 Global-Local。
[0049] 在本发明的一个具体实施例中，W含损伤结构细节分析的部分在全机有限元模型 中有12个边界点为例，计算出迭代初始步的12个边界点的位移、节点力边界条件向量;其 中，{ug}械台，{Fg}械紛别为：
[0050] {uG}械台={{0.3623,0.4523，0.0718}i，{0.2423,0.2513，0.1618}2,……,{0.2423, 0.2513,0.1618}i2}咖台；
[0051] {Fg}械台={{0.03423,0.3223,0.0518} 1，{0.1423,0.2142，0.01735}2,……， {0.0：M26,0.20533，0.01472}i2}gT械台；
[0052] 再计算出迭代到第α，α-1步时(此处选取了 α = 1〇)的12个边界点的位移边界条件 向量{11山，{11山-1和第α步时的节点力边界条件向量{F山分别为：
[0053] (uG}a= {{0.1341，0.356,0.0318}ι，{0.1742,0.22333，0.1419}2,……，{0.21：34， 0.2013,0.1263}i2}Ga；{uG}a-i={ {0.12316,0.3159,0.0336} 1,(0.1973,0.2357,0.1528 }2,……,{0.2092,0.2164,0.1379}?2}〇α-ι；
[0054] {Fc}a= {{0.03163,0.2427,0.0718} 1, {0.10466,0.1952,0.01675}2,……， {0.03168,0.1937,0.01392}?2}ο^α；
[0055] 将上述向量代入下式：
[0化6]
[0057] 得到I |r| |i日的具体值为0.00327483。
[005引此时Mrllio大于给定的误差值ε = 10-5,计算尚未收敛，需继续将运个残值向量作 为总体模型中的一个初始载荷集，再次进行迭代计算，直至II r II α小于给定的误差值ε = 10 迭代计算终止。本例题实际迭代计算为23步达到收敛条件，计算结束。
[0059] W上所述，仅为本发明的【具体实施方式】，但本发明的保护范围并不局限于此，任何 熟悉本技术领域的技术人员在本发明掲露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应 涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应W所述权利要求的保护范围为 准。
【主权项】
1. 一种结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，其特征在于:包括如下步骤： 步骤一、对全机进行有限元建模，获取全机模型对应边界点的位移边界条件{uc}; 步骤二、在全机有限元模型中选取含损伤结构预分析部分； 步骤三、构建所述预分析部分的细节模型，获取所述细节模型对应边界点位移边界条 件{ul}; 步骤四、构建所述细节模型对应边界点位移边界条件Iud与所述全机模型对应边界点 的位移边界条件{uc}的转换矩阵[T]，使得{ud = [T] {uc}; 步骤五、获取所述细节模型对应边界点处的支反力{Rd ; 步骤六、将计算得到的细节有限元模型支反力结果{Rd进行变换，得到全机模型节点的 支反力{Rc} = [T]t{Rl}，其中[T]TS位移转换矩的转置； 步骤七、获取所述全机模型中的节点载荷{FG}，计算所述全机模型节点的支反力{RG} 与全机模型中的节点载荷{FG}的差{r}; 步骤八、通过迭代计算获取I |r| k并判断I |r| |α是否小于预定误差值ε，其中，α为收敛 过程中的迭代次数;如果I |r| |α小于预定误差值ε，则表示计算已经收敛，迭代终止;否则， 将这个残值向量I |r| |α作为所述总体模型中的一个初始载荷集，重复步骤五至步骤八，再 次进行迭代计算。2. 根据权利要求1所述的结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，其特征在于，在步骤 五中，是通过MSC. Nastran对所述细节模型进行计算，获取所述细节模型对应边界点处的支 反力{Rl}。3. 根据权利要求1或2所述的结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，其特征在于，在 所述步骤八中，是通过如下公式获取I |r| U:其中，Σ表示在总体-局部边界上所有点上的累计和。4. 根据权利要求3所述的结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，其特征在于，所述预 定误差值ε范围是HT4~KT 6之间。
【专利摘要】本发明涉及飞机结构强度计算领域，特别涉及一种结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，以解决计算结构损伤渐进破坏过程中从总体模型提取边界条件施加到细节模型上的费时费力，而且随着损伤的加剧，边界条件逐渐不准确的问题。本发明的结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，包括如下步骤：边界条件的自动提取；细节模型的建立；约束条件的迭代求解。本发明充分考虑损伤的逐渐扩大，材料性能、刚度等的退化等因素引起的边界条件的变化，使得边界条件更加准确；另外，由于计算过程在全机模型和细节模型中反复迭代，极大地提高了计算的精度，使得结果准确性更高。
【IPC分类】G06F17/50
【公开号】CN105488277
【申请号】CN201510857188
【发明人】邱春图, 董宏达, 戴亚光, 管宇
【申请人】中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
【公开日】2016年4月13日
【申请日】2015年11月27日
【技术领域】
[0001] 本发明设及飞机结构强度计算领域，特别设及一种结构损伤渐进破坏的边界条件 迭代方法。
【背景技术】
[0002] 飞机复合材料结构受到损伤后，强度和刚度将大幅下降，其对飞机使用寿命也有 较大的影响。如何评价含损伤结构的强度、刚度能否满足结构完整性要求，能否保证飞机能 够安全返航，W及损伤后经过修理能否恢复原有结构的强度、刚度等是飞机设计师必须解 决的关键问题。
[0003] 复合材料渐进损伤分析方法由于能够预测复合材料结构从初始损伤到极限失效 全过程，判断失效模式，确定失效载荷和剩余强度，进而预测剩余使用寿命，因此，在飞机工 程实践中得到广泛的应用。
[0004] 但是，在复合材料渐进损伤分析的过程中，要在全机有限元模型中提取含有损伤 的局部细节有限元模型的边界条件，W往的方法是进行一次全机有限元分析后，提取一次 局部模型的边界条件，作为局部模型的边界条件，进行后续的复合材料渐进损伤分析。运其 中未考虑损伤的逐渐扩大，材料性能、刚度等的退化，而引起的边界条件的变化，造成较大 的计算误差、甚至错误的结果。本发明公开了一种复合材料结构损伤渐进破坏的边界条件 迭代方法，解决了计算结构损伤渐进破坏过程中从总体模型提取边界条件施加到细节模型 上的费时费力，而且随着损伤的加剧，边界条件逐渐不准确的问题，同时，极大地提高了计 算的精度。
【发明内容】
[0005] 本发明的目的是提供了一种结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，W解决计算 结构损伤渐进破坏过程中从总体模型提取边界条件施加到细节模型上的费时费力，而且随 着损伤的加剧，边界条件逐渐不准确的问题。
[0006] 本发明的技术方案是：
[0007] -种结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，包括如下步骤：
[000引步骤一、对全机进行有限元建模，获取全机模型对应边界点的位移边界条件{uc};
[0009] 步骤二、在全机有限元模型中选取含损伤结构预分析部分；
[0010] 步骤Ξ、构建所述预分析部分的细节模型，获取所述细节模型对应边界点位移边 界条件{ul};
[0011] 步骤四、构建所述细节模型对应边界点位移边界条件{ul}与所述全机模型对应边 界点的位移边界条件lue}的转换矩阵[T]，使得{lU = [T] {uc};
[0012] 步骤五、获取所述细节模型对应边界点处的支反力{Rl};
[0013] 步骤六、将计算得到的细节有限元模型支反力结果{Rd进行变换，得到全机模型 节点的支反力{Rg} = [T]T{Rl}，其中[Τ]τ为位移转换矩的转置；
[0014] 步骤屯、获取所述全机模型中的节点载荷{FG}，计算所述全机模型节点的支反力 {RG}与全机模型中的节点载荷{FG}的差{r};
[0015] 步骤八、通过迭代计算获取MrlU，并判断MrlU是否小于预定误差值ε，其中，α为 收敛过程中的迭代次数;如果II r II α小于预定误差值ε，则表示计算已经收敛，迭代终止;否 贝1J，将运个残值向量II r II α作为所述总体模型中的一个初始载荷集，重复步骤五至步骤八， 再次进行迭代计算。
[0016] 优选的，在步骤五中，是通过MSC.化stran对所述细节模型进行计算，获取所述细 节模型对应边界点处的支反力IRl}。
[0017] 优选的，在所述步骤八中，是通过如下公式获取Mr ||α:
[001 引
[0019] 其中，Σ表示在总体-局部边界上所有点上的累计和。
[0020] 优选的，所述预定误差值ε范围是10-4~10-6之间。
[0021] 本发明的优点在于：
[0022] 本发明的结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法中，充分考虑损伤的逐渐扩大， 材料性能、刚度等的退化等因素引起的边界条件的变化，使得边界条件更加准确；另外，由 于计算过程在全机模型和细节模型中反复迭代，极大地提高了计算的精度，使得结果准确 性更高。
【附图说明】
[0023] 图1是本发明结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法流程图。
【具体实施方式】
[0024] 为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中 的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类 似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明 一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用 于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人 员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下 面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0025] 在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中屯、"、"纵向横向前"、"后"、 "左"、"右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底"、"内"、"外"等指示的方位或位置关系为基于附图所 示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装 置或元件必须具有特定的方位、W特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护 范围的限制。
[0026] 下面结合附图1对本发明结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法做进一步详细说 明。
[0027] 本发明提供了一种结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，包括如下步骤：
[0028] 步骤一、对全机进行有限元建模，获取全机模型对应边界点的位移边界条件{ud。
[0029] 步骤二、在全机有限元模型中选取含损伤结构预分析部分。
[0030] 步骤Ξ、构建预分析部分的细节模型；在建立细节模型时，保留所有边界点，并获 取细节模型对应边界点位移边界条件{ul}。
[0031] 步骤四、构建细节模型对应边界点位移边界条件{ul}与全机模型对应边界点的位 移边界条件{ug}的转换矩阵[T]，使得{ul} = [T] {ug}。
[0032] 其中，转换矩阵[T]是总体坐标系与局部坐标系之间的转换矩阵，依据局部坐标系 在总体坐标系的具体位置与角度的不同，有不同的转换矩阵。
[0033] 绕Z轴旋转Θ的矩阵为：
[0039] 上面是分别绕单个轴旋转的转换矩阵，复杂的旋转可通过运Ξ个公式组合而成。
[0040] 步骤五、获取细节模型对应边界点处的支反力{Rl}。具体地，是通过MSC.化stran 对细节模型进行计算，获取所述细节模型对应边界点处的支反力IRl}
[0041] 步骤六、将计算得到的细节有限元模型支反力结果{Rl}进行变换，得到全 机模型 节点的支反力{Rc} = [T]T{Rl}，其中[忡为位移转换矩的转置。
[0042] 步骤屯、获取全机模型中的节点载荷{FG}，计算全机模型节点的支反力{RG}与全 机模型中的节点载荷{FG}的差{r}。
[0043] 步骤八、通过迭代计算获取MrlU，并判断MrlU是否小于预定误差值ε，其中，α为 收敛过程中的迭代次数;如果II r II α小于预定误差值ε，则表示计算已经收敛，迭代终止;否 贝1J，将运个残值向量II r II α作为所述总体模型中的一个初始载荷集，重复步骤五至步骤八， 再次进行迭代计算。其中，预定误差值ε范围可W根据需要进行适合的选择，本实施例中优 选为10- 4~10-6之间
[0044] 具体地，在步骤八中，MrlU是通过如下公式计算得到：
[0045]
[0046] 其中，Σ表示在总体-局部边界上所有点上的累计和。
[0047] 本发明的结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法中，充分考虑损伤的逐渐扩大， 材料性能、刚度等的退化等因素引起的边界条件的变化，使得边界条件更加准确；另外，由 于计算过程在全机模型和细节模型中反复迭代，极大地提高了计算的精度，使得结果准确 性更高。
[0048] 本发明的上述方法可W集成到相应的程序中进行自动计算，例如全机-细节应力 分析程序 Global-Local。
[0049] 在本发明的一个具体实施例中，W含损伤结构细节分析的部分在全机有限元模型 中有12个边界点为例，计算出迭代初始步的12个边界点的位移、节点力边界条件向量;其 中，{ug}械台，{Fg}械紛别为：
[0050] {uG}械台={{0.3623,0.4523，0.0718}i，{0.2423,0.2513，0.1618}2,……,{0.2423, 0.2513,0.1618}i2}咖台；
[0051] {Fg}械台={{0.03423,0.3223,0.0518} 1，{0.1423,0.2142，0.01735}2,……， {0.0：M26,0.20533，0.01472}i2}gT械台；
[0052] 再计算出迭代到第α，α-1步时(此处选取了 α = 1〇)的12个边界点的位移边界条件 向量{11山，{11山-1和第α步时的节点力边界条件向量{F山分别为：
[0053] (uG}a= {{0.1341，0.356,0.0318}ι，{0.1742,0.22333，0.1419}2,……，{0.21：34， 0.2013,0.1263}i2}Ga；{uG}a-i={ {0.12316,0.3159,0.0336} 1,(0.1973,0.2357,0.1528 }2,……,{0.2092,0.2164,0.1379}?2}〇α-ι；
[0054] {Fc}a= {{0.03163,0.2427,0.0718} 1, {0.10466,0.1952,0.01675}2,……， {0.03168,0.1937,0.01392}?2}ο^α；
[0055] 将上述向量代入下式：
[0化6]
[0057] 得到I |r| |i日的具体值为0.00327483。
[005引此时Mrllio大于给定的误差值ε = 10-5,计算尚未收敛，需继续将运个残值向量作 为总体模型中的一个初始载荷集，再次进行迭代计算，直至II r II α小于给定的误差值ε = 10 迭代计算终止。本例题实际迭代计算为23步达到收敛条件，计算结束。
[0059] W上所述，仅为本发明的【具体实施方式】，但本发明的保护范围并不局限于此，任何 熟悉本技术领域的技术人员在本发明掲露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应 涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应W所述权利要求的保护范围为 准。
【主权项】
1. 一种结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，其特征在于:包括如下步骤： 步骤一、对全机进行有限元建模，获取全机模型对应边界点的位移边界条件{uc}; 步骤二、在全机有限元模型中选取含损伤结构预分析部分； 步骤三、构建所述预分析部分的细节模型，获取所述细节模型对应边界点位移边界条 件{ul}; 步骤四、构建所述细节模型对应边界点位移边界条件Iud与所述全机模型对应边界点 的位移边界条件{uc}的转换矩阵[T]，使得{ud = [T] {uc}; 步骤五、获取所述细节模型对应边界点处的支反力{Rd ; 步骤六、将计算得到的细节有限元模型支反力结果{Rd进行变换，得到全机模型节点的 支反力{Rc} = [T]t{Rl}，其中[T]TS位移转换矩的转置； 步骤七、获取所述全机模型中的节点载荷{FG}，计算所述全机模型节点的支反力{RG} 与全机模型中的节点载荷{FG}的差{r}; 步骤八、通过迭代计算获取I |r| k并判断I |r| |α是否小于预定误差值ε，其中，α为收敛 过程中的迭代次数;如果I |r| |α小于预定误差值ε，则表示计算已经收敛，迭代终止;否则， 将这个残值向量I |r| |α作为所述总体模型中的一个初始载荷集，重复步骤五至步骤八，再 次进行迭代计算。2. 根据权利要求1所述的结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，其特征在于，在步骤 五中，是通过MSC. Nastran对所述细节模型进行计算，获取所述细节模型对应边界点处的支 反力{Rl}。3. 根据权利要求1或2所述的结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，其特征在于，在 所述步骤八中，是通过如下公式获取I |r| U:其中，Σ表示在总体-局部边界上所有点上的累计和。4. 根据权利要求3所述的结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，其特征在于，所述预 定误差值ε范围是HT4~KT 6之间。
【专利摘要】本发明涉及飞机结构强度计算领域，特别涉及一种结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，以解决计算结构损伤渐进破坏过程中从总体模型提取边界条件施加到细节模型上的费时费力，而且随着损伤的加剧，边界条件逐渐不准确的问题。本发明的结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，包括如下步骤：边界条件的自动提取；细节模型的建立；约束条件的迭代求解。本发明充分考虑损伤的逐渐扩大，材料性能、刚度等的退化等因素引起的边界条件的变化，使得边界条件更加准确；另外，由于计算过程在全机模型和细节模型中反复迭代，极大地提高了计算的精度，使得结果准确性更高。
【IPC分类】G06F17/50
【公开号】CN105488277
【申请号】CN201510857188
【发明人】邱春图, 董宏达, 戴亚光, 管宇
【申请人】中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
【公开日】2016年4月13日
【申请日】2015年11月27日
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