一种结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法

标题：一种结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法

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。

申请号：CN201510857188.6

申请日：2015/11/27

申请人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所

首项权利要求：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{uG}；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{uL}与所述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}；步骤五、获取所述细节模型对应边界点处的支反力{RL}；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{RG}＝[T]T{RL}，其中[T]T为位移转换矩的转置；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

专利类型：发明申请