專利名稱：一種軸壓筒殼結(jié)構(gòu)承載力折減因子確定方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及航空航天、建筑結(jié)構(gòu)主承力薄壁構(gòu)件的穩(wěn)定性校核技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種軸壓筒殼結(jié)構(gòu)承載力折減因子的確定方法。
背景技術(shù)：
箭體結(jié)構(gòu)在發(fā)射階段需要承受巨大的起飛推力，為此軸壓載荷是其承力結(jié)構(gòu)最重要的設(shè)計工況。全金屬網(wǎng)格加筋的推進劑貯箱盡管作為箭體結(jié)構(gòu)的次承力結(jié)構(gòu)，其承受的軸壓也十分巨大。以我國正在研制的芯級結(jié)構(gòu)直徑5米的新一代大直徑運載火箭CZ-5為例，僅其助推結(jié)構(gòu)中直徑3.35米的全金屬網(wǎng)格加筋液氧箱，設(shè)計軸壓也超過400噸。這樣的受壓薄壁構(gòu)件對初始缺陷，尤其對結(jié)構(gòu)初始幾何缺陷十分敏感，這導(dǎo)致基于完善模型理論或數(shù)值預(yù)測的結(jié)構(gòu)極限承載力要比實際情況小得多。工程師在實際設(shè)計中，往往會采用一個規(guī)范建議的遠小于I的“折減因子”(或稱之為“修正系數(shù)”)對預(yù)測的承載力給予修正，一般來說，軸壓筒殼結(jié)構(gòu)的徑厚比(筒殼半徑除以殼的等效厚度)越大，缺陷敏感度越高、折減因子越小，結(jié)構(gòu)設(shè)計中所采用的許用承載力相對基于完善模型預(yù)測的承載力也就越小。伴隨我國新一代運載火箭和未來重型運載火箭跨越式提高的發(fā)射載荷，火箭的直徑將大幅度提高，其中作為承力結(jié)構(gòu)的筒殼結(jié)構(gòu)的缺陷敏感性問題亦將凸顯，因此迫切需要一種新的軸壓筒殼結(jié)構(gòu)承載力折減因子的確定方法。以NASA SP-8007為代表的傳統(tǒng)筒殼結(jié)構(gòu)缺陷敏感度評價方法多基于半經(jīng)驗公式，通過大量的實驗結(jié)果給出筒殼結(jié)構(gòu)承載力折減因子(KDF)。隨著制造技術(shù)和材料系統(tǒng)的發(fā)展，這種確定折減因子的方法顯得過于保守、實驗耗資較大，且?guī)砹溯^大的結(jié)構(gòu)增重?；谶@種現(xiàn)狀，大量學(xué)者開始采用數(shù)值分析的方法來研究軸壓筒殼結(jié)構(gòu)的缺陷敏感性問題，即在完善筒殼結(jié)構(gòu)中引入一階模態(tài)缺陷、徑向集中力缺陷和單點凹陷缺陷等初始缺陷，經(jīng)過數(shù)值計算后給出結(jié)構(gòu)承載力的折減因子。雖然已開展了大量工作，但仍未有給出一種物理意義明確、考慮最不利缺陷的折減因子確定方法。綜上所述，目前有必要提出一種物理意義明確且便于實驗驗證的軸壓筒殼結(jié)構(gòu)承載力折減因子的確定方法。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是:針對現(xiàn)有的確定筒殼結(jié)構(gòu)承載力折減因子方法中過于保守、實驗成本較大、缺乏明確而充分物理意義等缺點，提出了一種新的基于最不利多點擾動載荷模式的筒殼承載力折減因子確定方法，通過引入多點凹陷缺陷，并基于枚舉法、遺傳算法或代理模型等優(yōu)化技術(shù)得到了有限個數(shù)凹陷下的最不利多點擾動載荷組合，確定了軸壓筒殼結(jié)構(gòu)的承載力折減因子，相較于NASA SP-8007為代表的基于實驗經(jīng)驗的傳統(tǒng)缺陷敏感度評價方法，更便于實驗驗證，且具有更明確的物理意義和更真實可靠的預(yù)測結(jié)果。為達到上述目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案是:提供了一種軸壓筒殼結(jié)構(gòu)承載力折減因子確定方法，具體包括以下步驟:步驟1:針對完善筒殼結(jié)構(gòu)，以施加徑向集中力(擾動載荷)的方式引入凹陷缺陷，首先運用有限元數(shù)值分析方法計算出不同單點凹陷缺陷幅度下的軸壓筒殼結(jié)構(gòu)的軸壓承載力，即缺陷敏感度分析，得到徑向集中力與凹陷缺陷敏感度之間的關(guān)系，確定合理的加載載荷
幅度范圍，其中，最大的缺陷幅度亦即所引入的最大徑向集中力是由制造質(zhì)量和檢測
公差決定的。步驟2:引入多點組合凹陷缺陷進行缺陷敏感度分析，所述多點組合凹陷缺陷引入方式與步驟I中單點凹陷缺陷引入方式一致。以三點凹陷缺陷為例，定義外接圓心與三角形頂點的距離為7，使其從O值開始變化，計算得出相應(yīng)的屈曲載荷值，繪制出屈曲載荷值與距離7的變化曲線圖，并以最小屈曲載荷值所對應(yīng)的距離值作為有效距離人，這樣一種有效距離的組合模式可以近似地預(yù)測每個缺陷之間合理距離，并假設(shè)其涵蓋了相鄰載荷位置之間的不利影響。假設(shè)載荷位置均勻地分布在筒殼上，可推出軸向和環(huán)向的加載位置間隔5^、兄和相應(yīng)的加載位置的數(shù)目/ a、化的表達式如下:
權(quán)利要求
1.一種軸壓筒殼結(jié)構(gòu)承載力折減因子確定方法，具體包括以下步驟: 步驟1:針對完善筒殼結(jié)構(gòu)以施加徑向集中力，即擾動載荷的方式引入凹陷缺陷，首先運用有限元數(shù)值分析方法計算出不同單點凹陷缺陷幅度下的軸壓筒殼結(jié)構(gòu)的軸壓承載力，即缺陷敏感度分析，得到徑向集中力與凹陷缺陷敏感度之間的關(guān)系，確定合理的加載載荷幅度范圍，其中，最大的缺陷幅度亦即所引入的最大徑向集中力.Y=,是由制造質(zhì)量和檢測公差決定的； 步驟2:引入多點組合凹陷缺陷進行缺陷敏感度分析，所述多點組合凹陷缺陷引入方式與步驟I中單點凹陷缺陷引入方式一致； 以三點凹陷缺陷為例，定義外接圓心與三角形頂點的距離為7，使其從O值開始變化，計算得出相應(yīng)的屈曲載荷值，繪制出屈曲載荷值與距離7的變化曲線圖，并以最小屈曲載荷值所對應(yīng)的距離值作為有效距離Ie,軸向和環(huán)向的加載位置間隔Sa、Sc和相應(yīng)的加載位置的數(shù)目化、&的表達式如下:
全文摘要
本發(fā)明涉及航空航天、建筑結(jié)構(gòu)主承力薄壁構(gòu)件的穩(wěn)定性校核技術(shù)領(lǐng)域，公開了一種軸壓筒殼結(jié)構(gòu)承載力折減因子確定方法，區(qū)別于以NASASP-8007為代表的基于實驗經(jīng)驗的傳統(tǒng)缺陷敏感度評價方法，以施加徑向集中力(擾動載荷)的方式引入凹陷缺陷，首先數(shù)值分析單點凹陷缺陷幅度對軸壓筒殼軸壓承載力的影響規(guī)律，確定合理的加載載荷幅度范圍；其次進行多點凹陷缺陷的缺陷敏感度分析；然后以加載載荷的幅值和加載位置的分布為設(shè)計變量進行實驗設(shè)計抽樣；最后基于枚舉法、遺傳算法、代理模型等優(yōu)化技術(shù)，尋找限定缺陷幅度的最不利多點擾動載荷，確定軸壓筒殼結(jié)構(gòu)承載力的折減因子，建立了更真實可靠、更具有物理意義的軸壓筒殼結(jié)構(gòu)缺陷敏感度和承載性能的評價方法。
文檔編號G06F19/00GK103150486SQ20131011372
公開日2013年6月12日 申請日期2013年4月3日 優(yōu)先權(quán)日2013年4月3日
發(fā)明者王博, 郝鵬, 李剛, 田闊, 杜凱繁, 方耀楚, 張希, 唐霄漢, 王斌, 駱洪志 申請人:大連理工大學(xué)