起落架疲劳应力计算方法、系统、设备及存储介质与流程

1.本发明属于飞机起落架疲劳应力计算领域，尤其涉及一种起落架疲劳应力计算方法、系统、设备及存储介质，适用于不同类型飞机单传力起落架疲劳内力、应力的高效评估计算。


背景技术：

2.目前，根据军用飞机强度和刚度规范可靠性要求和疲劳载荷(gjb67.6－85)、sae air 5914-2014第25部分飞机用起落架疲劳谱发展(landing gear fatigue spectrum development for part 25 aircraft)得出的载荷工况超过几百种，如果采用有限元方法覆盖每种工况，会消耗大量的时间和计算资源。除了大型飞机采用双撑杆超静定结构来减小轴的承载，大部分起落架均采用单传力结构，整个起落架受力为静定问题，在疲劳载荷工况下应力随载荷成线性变化。工程上普遍采用名义应力法和应力集中系数来评估起落架受载时应力集中部位的应力，此种方法对应力集中区域评估准确性低，使用有限元计算应力集中区域的应力值，虽然可信度高，但是计算量大，计算效率低。


技术实现要素：

3.本发明的目的在于提供一种起落架疲劳应力计算方法、系统、设备及存储介质，以解决采用名义应力法和应力集中系数评估应力时准确性低，以及采用有限元计算应力值时计算量大、计算效率低的问题。
4.本发明是通过如下的技术方案来解决上述技术问题的：一种起落架疲劳应力计算方法，包括：
5.分别构建起落架有限元计算模型和起落架梁模型；
6.构建轮轴中心疲劳载荷谱，所述疲劳载荷谱包括各疲劳工况下x、y、z三个方向的力以及起落架在受载过程中变形导致的附加弯矩；其中，以轮轴中心为原点，y方向是指外筒轴线方向，z方向是指轮轴轴线方向，x方向由右手定则确定；
7.将所述轮轴中心疲劳载荷谱分配成机轮中心载荷谱；
8.根据所述起落架梁模型和机轮中心载荷谱，求得轮轴中心疲劳载荷谱下起落架各零部件的节点力；
9.按照受力形式，根据起落架各零部件的节点力将起落架零部件分为两类，一类属于二力杆，另一类属于局部超静定结构；
10.基于拉、压单位载荷计算各疲劳工况下二力杆的应力值；基于应力叠加原理计算各疲劳工况下局部超静定结构的应力值。
11.本发明所述应力计算方法，在有限元分析时不考虑大变形、材料非线性，有限元分析结果与载荷成线性关系，因此只需计算有限元拉压两个工况，然后乘以载荷即得到上百个工况的应力，相对于传统有限元计算对于上百个工况需要重复计算上百次来说，大大节省了计算时间和计算资源，提高了计算效率；本发明拉压工况采用有限元计算，相对于通过
查询手册系数计算来说，大大提高了应力计算的准确性。
12.进一步地，所述附加弯矩的计算公式为：
13.δm
x
＝uy×fz-uz×fy
14.δmy＝uz×fx-u
x
×fz
15.δmz＝u
x
×fy-uy×fx
16.其中，f表示某个疲劳工况下轮轴中心的载荷，下标x,y,z分别表示x、y、z三个方向，δm表示对应疲劳工况下由于变形产生的附加弯矩，u表示对应疲劳工况下轮轴中心的变形量，变形量u是根据有限元计算模型中线刚度数据计算得到。
17.进一步地，所述起落架各零部件的节点力的计算公式为：
[0018][0019][0020]
其中，f
jx
、f
jy
、f
jz
分别表示起落架零部件在x、y、z三个方向的节点力，m
jx
、m
jy
、m
jz
分别表示起落架零部件在x、y、z三个方向的节点弯矩，j表示起落架零部件上的节点j；f
x1
、f
y1
、f
z1
分别表示左机轮中心在x、y、z三个方向的力载荷，m
x1
、m
y1
、m
z1
分别表示左机轮中心在x、y、z三个方向的弯矩载荷；f
x2
、f
y2
、f
z2
分别表示右机轮中心在x、y、z三个方向的力载荷，m
x2
、m
y2
、m
z2
分别表示右机轮中心在x、y、z三个方向的弯矩载荷；分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加x方向单位力载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的节点力，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加y方向单位力载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的节点力，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加z方向单位力载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的节点力，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加x方向单位弯矩载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的节点力，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加y方向单位弯矩载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的节点力，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加z方向单位弯矩载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向
的节点力，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加x方向单位力载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的弯矩，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加y方向单位力载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的弯矩，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加z方向单位力载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的弯矩，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加x方向单位弯矩载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的弯矩，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加y方向单位弯矩载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的弯矩，向单位弯矩载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的弯矩，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加z方向单位弯矩载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的弯矩；k2对应矩阵中各字符的含义为右机轮的相应参数。
[0021]
进一步地，所述二力杆包括锁撑杆和斜撑杆，所述锁撑杆、斜撑杆的应力值的计算公式分别为：
[0022]
σg＝fg×
σ
1g
，σe＝fe×
σ
1e
[0023]
其中，σg表示各疲劳工况下锁撑杆的应力值，fg表示锁撑杆与斜撑杆连接点的载荷，f
gx
、f
gy
、f
gz
分别表示起落架锁撑杆在x、y、z三个方向的节点力，σ
1g
表示锁撑杆在单位压或压载荷下的应力；σe表示各疲劳工况下斜撑杆的应力值，fe表示外筒与斜撑杆连接点的载荷，f
ex
、f
ey
、f
ez
分别表示起落架斜撑杆在x、y、z三个方向的节点力，σ
1e
表示斜撑杆在单位压或压载荷下的应力。
[0024]
进一步地，所述局部超静定结构包括外筒和防扭臂，具体应力计算公式为：
[0025][0026]
其中，σ
x
、σy、σz分别表示所求疲劳工况下x、y、z三个方向的正应力，τ
xy
、τ
xz
、τ
yz
分别表示所求疲劳工况下xy、xz、yz三个平面的切应力；β
fx
、β
fy
、β
fz
分别为力载荷系数，力载荷系数β
fx
、β
fy
、β
fz
分别为对应疲劳工况下轮轴中心的载荷f
x
、fy、fz与单位载荷的比值；β
mx
、β
my
、β
mz
分别为弯矩载荷系数，弯矩载荷系数β
mx
、β
my
、β
mz
分别为对应疲劳工况下由于变形产生的附加弯矩δm
x
、δmy、δmz与单位扭矩的比值；σ
x1
、σ
y1
、σ
z1
分别表示在有限元计算模型中施加x方向单位力载荷时计算得到的x、y、z三个方向的正应力，τ
xy1
、τ
xz1
、τ
yz
分别表示在有限元计算模型中施加x方向单位力载荷时计算得到的xy、xz、yz平面的切应力；σ
x2
、σ
y2
、σ
z2
分别表示在有限元计算模型中施加y方向单位力载荷时计算得到的x、y、z方向的正应力，τ
xy2
、τ
xz2
、τ
yz2
分别表示在有限元计算模型中施加y方向单位力载荷时计算得到的xy、xz、yz平面的切应力；σ
x3
、σ
y3
、σ
z3
分别表示在有限元计算模型中施加z方向单位力载荷时计算得到的x、y、z方向的正应力，τ
xy3
、τ
xz3
、τ
yz3
分别表示在有限元计算模型中施加z方向单位力载荷时计算得
到的xy、xz、yz平面的切应力；σ
x4
、σ
y4
、σ
z4
分别表示在有限元计算模型中施加x方向单位弯矩载荷时计算得到的x、y、z方向的正应力，τ
xy4
、τ
xz4
、τ
yz4
分别表示在有限元计算模型中施加x方向单位弯矩载荷时计算得到的xy、xz、yz平面的切应力；σ
x5
、σ
y5
、σ
z5
分别表示在有限元计算模型中施加y方向单位弯矩载荷时计算得到的x、y、z方向的正应力，τ
xy5
、τ
xz5
、τ
yz5
分别表示在有限元计算模型中施加y方向单位弯矩载荷时计算得到的xy、xz、yz平面的切应力；σ
x6
、σ
y6
、σ
z6
分别表示在有限元计算模型中施加z方向单位弯矩载荷时计算得到的x、y、z方向的正应力，τ
xy6
、τ
xz6
、τ
yz6
分别表示在有限元计算模型中施加z方向单位弯矩载荷时计算得到的xy、xz、yz平面的切应力。
[0027]
本发明还提供一种起落架疲劳应力计算系统，包括：
[0028]
构建单元，用于构建起落架有限元计算模型和起落架梁模型；以及用于构建轮轴中心疲劳载荷谱，所述疲劳载荷谱包括各疲劳工况下x、y、z三个方向的力以及起落架在受载过程中变形导致的附加弯矩；其中，以轮轴中心为原点，y方向是指外筒轴线方向，z方向是指轮轴轴线方向，x方向由右手定则确定；
[0029]
分配单元，用于将所述轮轴中心疲劳载荷谱分配成机轮中心载荷谱；
[0030]
第一计算单元，用于根据所述起落架梁模型和机轮中心载荷谱，求得轮轴中心疲劳载荷谱下起落架各零部件的节点力；
[0031]
分类单元，用于按照受力形式，根据起落架各零部件的节点力将起落架零部件分为两类，一类属于二力杆，另一类属于局部超静定结构；
[0032]
第二计算单元，用于基于拉、压单位载荷计算各疲劳工况下二力杆的应力值；基于应力叠加原理计算各疲劳工况下局部超静定结构的应力值。
[0033]
本发明还提供一种设备，包括：存储器，用于存储计算机程序；处理器，用于执行所述计算机程序时实现如上所述起落架疲劳应力计算方法的步骤。
[0034]
本发明还提供一种存储介质，所述存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如上所述起落架疲劳应力计算方法的步骤。
[0035]
有益效果
[0036]
与现有技术相比，本发明的优点在于：
[0037]
本发明所提供的一种起落架疲劳应力计算方法、系统、设备及存储介质，在有限元分析时不考虑大变形、材料非线性，有限元分析结果与载荷成线性关系，因此只需计算有限元拉压两个工况，然后乘以载荷即得到上百个工况的应力，相对于传统有限元对于上百个工况需要重复计算上百次来说，大大节省了计算时间和计算资源，提高了计算效率；本发明拉压工况采用有限元计算，相对于通过查询手册系数计算来说，大大提高了应力计算的准确性。
附图说明
[0038]
为了更清楚地说明本发明的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一个实施例，对于本领域普通技术人员来说，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0039]
图1是本发明实施例中起落架疲劳应力计算方法流程图；
[0040]
图2是本发明实施例中起落架各零部件以及力载荷和弯矩载荷示意图；
[0041]
图3是本发明实施例中航向载荷拆分步骤图。
[0042]
其中，1-外筒，2-锁撑杆，3-斜撑杆，4-活塞杆，5-上防扭臂，6-下防扭臂，7-轮轴。
具体实施方式
[0043]
下面结合本发明实施例中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。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的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。
[0044]
下面以具体地实施例对本技术的技术方案进行详细说明。下面这几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。
[0045]
如图1所示，本实施例所提供的一种起落架疲劳应力计算方法，包括以下步骤：
[0046]
步骤1：构建起落架有限元计算模型和起落架梁模型。
[0047]
起落架有限元计算模型和起落架梁模型的构建步骤为现有技术，起落架有限元计算模型的构建步骤可参考南京航空航天大学的硕士学位论文《基于仿真计算的主起落架强度分析与细节优化》，起落架梁模型的构建步骤可参考《起落架有限元梁模型建立及其静力学分析》[j]航空工程进展.2016(7).
[0048]
起落架有限元计算模型是基于实体单元的模型，可用于计算起落架在单位载荷下的应力和x、y、z三个方向的线刚度，计算量大；起落架梁模型为梁模型，计算量小，可快速评估诸多工况下起落架各节点的内力分配情况。
[0049]
步骤2：构建轮轴中心疲劳载荷谱。
[0050]
根据军用飞机强度和刚度规范可靠性要求和疲劳载荷(gjb67.6－85)和sae air 5914-2014第25部分飞机用起落架疲劳谱发展，建立轮轴中心疲劳载荷谱。由于起落架在受载过程中会发生弹性变形，因此需考虑由于变形导致的附加弯矩，附加弯矩的具体计算公式为：
[0051][0052]
其中，f表示某个疲劳工况下轮轴中心的载荷，下标x,y,z分别表示x、y、z三个方向，δm表示对应疲劳工况下由于变形产生的附加弯矩，u表示对应疲劳工况下轮轴中心的变形量，变形量u是根据有限元计算模型中线刚度数据计算得到。起落架承受地面载荷时处于弹性变形阶段，其变形与载荷成正比，且每个方向的变形是独立的，轮轴中心的变形量u
x
、uy、uz分别为其中k
x
、ky、kz分别为根据起落架有限元计算模型求得的线刚度。
[0053]
轮轴中心疲劳载荷谱不仅包括各疲劳工况下x、y、z三个方向的力，还包括起落架在受载过程中变形导致的附加弯矩δm
x
、δmy、δmz，因此各工况的载荷为(f
x
,fy,fz,δm
x
,δmy,δmz)，由x、y、z三个方向的力和附加弯矩组成。其中，以轮轴7中心o为原点，y方向是指外筒1轴线方向，z方向是指轮轴7轴线方向，x方向由右手定则确定，如图2所示。在图2中，o1
点为右机轮中心点，o2点为左机轮中心点，a1点为支柱中心点，c点为上防扭臂5与下防扭臂6之间的连接点，p点为下支撑点，q点为上支撑点，h1、h2点为外筒1与机体之间的连接点，h3为斜撑杆3与集机体之间的连接点，g点为锁撑杆2与斜撑杆3之间的连接点，e点为外筒1与斜撑杆3之间的连接点。
[0054]
步骤3：根据ae air 5914-2014第25部分飞机用起落架疲劳谱发展，将轮轴中心疲劳载荷谱分配成机轮中心载荷谱，各载荷作用点如图2所示。
[0055]
步骤4：根据起落架梁模型和机轮中心载荷谱，求得轮轴中心疲劳载荷谱下起落架各零部件的节点力，具体计算公式为：
[0056][0057][0058]
其中，f
jx
、f
jy
、f
jz
分别表示起落架零部件在x、y、z三个方向的节点力，m
jx
、m
jy
、m
jz
分别表示起落架零部件在x、y、z三个方向的节点弯矩，j表示起落架零部件上的节点j；f
x1
、f
y1
、f
z1
分别表示左机轮中心在x、y、z三个方向的力载荷，m
x1
、m
y1
、m
z1
分别表示左机轮中心在x、y、z三个方向的弯矩载荷；f
x2
、f
y2
、f
z2
分别表示右机轮中心在x、y、z三个方向的力载荷，m
x2
、m
y2
、m
z2
分别表示右机轮中心在x、y、z三个方向的弯矩载荷。分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加x方向单位力载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的节点力，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加y方向单位力载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的节点力，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加z方向单位力载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的节点力，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加x方向单位弯矩载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的节点力，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加y方向单位弯矩载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的节点力，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加z方向单位弯矩载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的节点力，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加x方向单位力载
荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的弯矩，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加y方向单位力载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的弯矩，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加z方向单位力载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的弯矩，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加x方向单位弯矩载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的弯矩，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加y方向单位弯矩载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的弯矩，向单位弯矩载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的弯矩，分别表示在起落架梁模型中，左机轮中心施加z方向单位弯矩载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的弯矩。分别表示在起落架梁模型中，右机轮中心施加x方向单位力载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的节点力，加x方向单位力载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的节点力，分别表示在起落架梁模型中，右机轮中心施加y方向单位力载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的节点力，分别表示在起落架梁模型中，右机轮中心施加z方向单位力载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的节点力，中心施加z方向单位力载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的节点力，分别表示在起落架梁模型中，右机轮中心施加x方向单位弯矩载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的节点力，分别表示在起落架梁模型中，右机轮中心施加y方向单位弯矩载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的节点力，的节点力，分别表示在起落架梁模型中，右机轮中心施加z方向单位弯矩载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的节点力，分别表示在起落架梁模型中，右机轮中心施加x方向单位力载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的弯矩，矩，分别表示在起落架梁模型中，右机轮中心施加y方向单位力载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的弯矩，分别表示在起落架梁模型中，右机轮中心施加z方向单位力载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的弯矩，y、z三个方向的弯矩，分别表示在起落架梁模型中，右机轮中心施加x方向单位弯矩载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的弯矩，分别表示在起落架梁模型中，右机轮中心施加y方向单位弯矩载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的弯矩，
[0059]
分别表示在起落架梁模型中，右机轮中心施加z方向单位弯矩载荷时计算得到的起落架零部件在x、y、z三个方向的弯矩。
[0060]
式(2)中右边第一项为左机轮载荷等效项，第二项为右机轮载荷等效项，k1、k2均为6
×
6矩阵，且矩阵中的每个元素均是正值。
[0061]mx1
、m
x2
由δm
x
分配得来。需要注意的是，节点力和弯矩为负时，也需要计算分量，然后根据疲劳载荷谱x、y、z三个方向上载荷的正负，对分量进行组合即可求得各疲劳工况下起落架各零部件的节点力。
[0062]
步骤5：按照受力形式，根据起落架各零部件的节点力将起落架零部件分为两类，一类属于二力杆，另一类属于局部超静定结构。
[0063]
本实施例中，二力杆包括锁撑杆和斜撑杆，锁撑杆和斜撑杆构成撑杆组件，局部超静定结构包括外筒和防扭臂，如图2所示。
[0064]
步骤6：应力值的计算。
[0065]
基于拉、压单位载荷计算各疲劳工况下撑杆组件的应力值：撑杆组件在疲劳载荷谱整个疲劳工况下仅受拉、压载荷；根据受载的情况，选择合适的拉、压单位载荷大小；计算撑杆承受拉载荷的应力时用单位拉载荷计算出的应力乘以载荷系数即得到该疲劳工况下的应力状态，或计算撑杆承受压载荷的应力时用单位压载荷计算出的应力乘以载荷系数即得到该疲劳工况下的应力状态，具体计算公式为：
[0066]
σg＝fg×
σ
1g
ꢀꢀꢀ
(3)
[0067]
σe＝fe×
σ
1e
ꢀꢀꢀ
(4)
[0068]
其中，σg表示各疲劳工况下锁撑杆的应力值，fg表示锁撑杆与斜撑杆连接点g的载荷，f
gx
、f
gy
、f
gz
分别表示起落架锁撑杆在x、y、z三个方向的节点力，σ
1g
表示锁撑杆在单位压或压载荷下的应力；σe表示各疲劳工况下斜撑杆的应力值，fe表示外筒与斜撑杆连接点e的载荷，f
ex
、f
ey
、f
ez
分别表示起落架斜撑杆在x、y、z三个方向的节点力，σ
1e
表示斜撑杆在单位压或压载荷下的应力。
[0069]
基于应力叠加原理计算各疲劳工况下局部超静定结构的应力值：将轮轴中心载荷谱进行拆分，并在起落架有限元计算模型上施加单位载荷，并对关注区域的网格进行加密，在同一坐标系下通过计算得出各单位载荷下的应力张量(σ
x
,σy,σz,τ
xy
,τ
xz
,τ
yz
)，整个应力张量由三个正应力和三个切应力组成；再根据轮轴中心疲劳载荷谱进行比例扩大和叠加(根据应力叠加原理)，就可得出每个疲劳工况的应力，在叠加之后的主应力、等效应力或其他应力形式用于损伤累积计算。对疲劳载荷谱进行拆分时，应避免产生附加扭矩而导致防扭臂加重考核，x方向载荷拆分步骤如图3所示；因载荷方向的不同会导致起落架整个传力路径的变化，此时载荷和各应力不具备线性关系(各疲劳工况分解为单位工况时，应考虑防扭臂单传扭矩的影响)，所以在应力叠加过程中，需保证载荷系数均大于0，以保证接触区域局部应力分配的真实性。
[0070]
外筒和防扭臂的具体应力计算公式为：
[0071][0072]
其中，σ
x
、σy、σz分别表示所求疲劳工况下x、y、z三个方向的正应力，τ
xy
、τ
xz
、τ
yz
分别表示所求疲劳工况下xy、xz、yz三个平面的切应力；β
fx
、β
fy
、β
fz
分别为力载荷系数，力载荷系数β
fx
、β
fy
、β
fz
分别为对应疲劳工况下轮轴中心的载荷f
x
、fy、fz与单位载荷的比值；β
mx
、β
my
、β
mz
分别为弯矩载荷系数，弯矩载荷系数β
mx
、β
my
、β
mz
分别为对应疲劳工况下由于变形产生的附加弯矩δm
x
、δmy、δmz与单位扭矩的比值；σ
x1
、σ
y1
、σ
z1
分别表示在有限元计算模型中施加
x方向单位力载荷时计算得到的x、y、z三个方向的正应力，τ
xy1
、τ
xz1
、τ
yz
分别表示在有限元计算模型中施加x方向单位力载荷时计算得到的xy、xz、yz平面的切应力；σ
x2
、σ
y2
、σ
z2
分别表示在有限元计算模型中施加y方向单位力载荷时计算得到的x、y、z方向的正应力，τ
xy2
、τ
xz2
、τ
yz2
分别表示在有限元计算模型中施加y方向单位力载荷时计算得到的xy、xz、yz平面的切应力；σ
x3
、σ
y3
、σ
z3
分别表示在有限元计算模型中施加z方向单位力载荷时计算得到的x、y、z方向的正应力，τ
xy3
、τ
xz3
、τ
yz3
分别表示在有限元计算模型中施加z方向单位力载荷时计算得到的xy、xz、yz平面的切应力；σ
x4
、σ
y4
、σ
z4
分别表示在有限元计算模型中施加x方向单位弯矩载荷时计算得到的x、y、z方向的正应力，τ
xy4
、τ
xz4
、τ
yz4
分别表示在有限元计算模型中施加x方向单位弯矩载荷时计算得到的xy、xz、yz平面的切应力；σ
x5
、σ
y5
、σ
z5
分别表示在有限元计算模型中施加y方向单位弯矩载荷时计算得到的x、y、z方向的正应力，τ
xy5
、τ
xz5
、τ
yz5
分别表示在有限元计算模型中施加y方向单位弯矩载荷时计算得到的xy、xz、yz平面的切应力；σ
x6
、σ
y6
、σ
z6
分别表示在有限元计算模型中施加z方向单位弯矩载荷时计算得到的x、y、z方向的正应力，τ
xy6
、τ
xz6
、τ
yz6
分别表示在有限元计算模型中施加z方向单位弯矩载荷时计算得到的xy、xz、yz平面的切应力。
[0073]
本实施例还提供一种起落架疲劳应力计算系统，包括构建单元、分配单元、第一计算单元、分类单元以及第二计算单元。
[0074]
构建单元，用于构建起落架有限元计算模型和起落架梁模型；以及用于构建轮轴中心疲劳载荷谱，疲劳载荷谱包括各疲劳工况下x、y、z三个方向的力以及起落架在受载过程中变形导致的附加弯矩(如式(1)所示)；其中，以轮轴中心为原点，y方向是指外筒轴线方向，z方向是指轮轴轴线方向，x方向由右手定则确定，如图2所示。
[0075]
分配单元，用于将轮轴中心疲劳载荷谱分配成机轮中心载荷谱。
[0076]
第一计算单元，用于根据起落架梁模型和机轮中心载荷谱，求得轮轴中心疲劳载荷谱下起落架各零部件的节点力，如式(2)所示。
[0077]
分类单元，用于按照受力形式，根据起落架各零部件的节点力将起落架零部件分为两类，一类属于二力杆，另一类属于局部超静定结构。二力杆包括锁撑杆和斜撑杆，锁撑杆和斜撑杆构成撑杆组件，局部超静定结构包括外筒和防扭臂，如图2所示。
[0078]
第二计算单元，用于基于拉、压单位载荷计算各疲劳工况下二力杆的应力值，如式(3)和(4)所示。基于应力叠加原理计算各疲劳工况下局部超静定结构的应力值，如式(5)所示。
[0079]
本实施例还提出了一种设备，包括存储器、处理器以及存储在存储器中并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现如上所述起落架疲劳应力计算方法的步骤。
[0080]
示例性的，所述计算机程序可以被分割成一个或多个模块/单元，所述一个或者多个模块/单元被存储在所述存储器中，并由所述处理器执行，以完成本发明。所述一个或多个模块/单元可以是能够完成特定功能的一系列计算机程序指令段，该指令段用于描述所述计算机程序在所述计算机设备中的执行过程。例如，所述计算机程序可以被分割成构建单元、分配单元、第一计算单元、分类单元以及第二计算单元，各单元具体功能如上所述。
[0081]
所述设备可以是桌上型计算机、笔记本、掌上电脑及云端服务器等计算设备。所述设备可包括，但不仅限于，处理器、存储器。本领域技术人员可以理解，起落架疲劳应力计算
系统仅仅是设备的示例，并不构成对设备的限定，可以包括比系统更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件，例如所述设备还可以包括输入输出设备、网络接入设备、总线等。
[0082]
所称处理器可以是中央处理单元(central processing unit，cpu)，还可以是其他通用处理器、数字信号处理器(digital signal processor，dsp)、专用集成电路(application specific integrated circuit，asic)、现成可编程门阵列(field-programmable gate array，fpga)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。
[0083]
所述存储器可用于存储所述计算机程序和/或模块，所述处理器通过运行或执行存储在所述存储器内的计算机程序和/或模块，以及调用存储在存储器内的数据，实现所述起落架疲劳应力计算系统的各种功能。所述存储器可主要包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储操作系统、至少一个功能所需的应用程序(比如声音播放功能、图像播放功能等)等；存储数据区可存储根据手机的使用所创建的数据(比如音频数据、电话本等)等。此外，存储器可以包括高速随机存取存储器，还可以包括非易失性存储器，例如硬盘、内存、插接式硬盘，智能存储卡(smart media card，smc)，安全数字(secure digital，sd)卡，闪存卡(flash card)、至少一个磁盘存储器件、闪存器件、或其他易失性固态存储器件。
[0084]
所述计算机程序被处理器执行时实现所述起落架疲劳应力计算方法的步骤。
[0085]
所述起落架疲劳应力计算系统集成的模块/单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明实现上述实施例方法中的全部或部分流程，也可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一计算机可读存储介质中，该计算机程序在被处理器执行时，可实现上述各个方法实施例的步骤。其中，所述计算机程序包括计算机程序代码，所述计算机程序代码可以为源代码形式、对象代码形式、可执行文件或某些中间形式等。所述计算机可读介质可以包括：能够携带所述计算机程序代码的任何实体或装置、记录介质、u盘、移动硬盘、磁碟、光盘、计算机存储器、只读存储器(rom，read-only memory)、随机存取存储器(ram，random access memory)、电载波信号、电信信号以及软件分发介质等。需要说明的是，所述计算机可读介质包含的内容可以根据司法管辖区内立法和专利实践的要求进行适当的增减，例如在某些司法管辖区，根据立法和专利实践，计算机可读介质不包括电载波信号和电信信号。
[0086]
以上所揭露的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揭露的技术范围内，可轻易想到变化或变型，都应涵盖在本发明的保护范围之内。