一种控制空间站壳体结构疲劳损伤断裂的设计方法和装置与流程

1.本发明涉及飞行器结构损伤容限设计领域，特别是涉及一种控制空间站壳体结构疲劳损伤断裂的设计方法和装置。


背景技术：

2.空间站结构寿命周期的前三个阶段依次为生产阶段、地面实验阶段和发射阶段。这三个阶段造成的残余应力场及累积损伤会影响最后一个阶段——在轨阶段的疲劳行为，在轨阶段历时长且主要受到交变温度载荷作用。
3.空间站在轨飞行日绕地球16圈，当它面对太阳时，结构表面温度达到约+150℃；当它被地球遮挡时，结构表面温度约
‑
50℃，交变温差几乎达到200℃，是整个生命周期中损伤的主要载荷源。
4.目前针对大型空间站结构舱的损伤容限研究，大多数基于结构舱的整体进行，并且也未将生命周期中各个阶段的因素有机的结合起来。从而导致结构舱的损伤容限结果精度较差，较差的损伤容限结果，不能很好的优化结构舱肋板，造成结构舱肋板重量较大，最终导致空间站结构舱的重量较大。因此，如何尽量减少空间站结构舱总体重量的同时，还保证空间站结构舱的使用寿命，是一个亟需解决的问题。


技术实现要素：

5.鉴于上述问题，本发明提供一种控制空间站壳体结构疲劳损伤断裂的设计方法和装置，较好的解决了上述的问题。
6.本发明实施例提供一种控制空间站壳体结构疲劳损伤断裂的设计方法，所述方法包括如下步骤：
7.步骤s1：对肋板的生产阶段进行有限元模拟，得到残余应力水平；
8.步骤s2：在空间站结构舱内壁上布置肋板，形成结构件；
9.步骤s3：以所述残余应力水平为输入参数，对所述结构件在地面阶段、发射阶段均进行有限元模拟，以前一阶段的有限元模拟输出作为后一阶段的有限元模拟输入；
10.步骤s4：以所述发射阶段的有限元模拟输出，作为所述结构件在轨阶段的输入参数，计算得到所述结构件在所述在轨阶段的应力场；
11.步骤s5：基于预设区域，利用所述应力场和所述结构件材料的疲劳裂纹扩展参数，计算疲劳裂纹扩展，得到所述结构件在生命周期结束时的第一裂纹扩展曲线；
12.步骤s6：在所述第一裂纹扩展曲线满足预设条件的情况下，对所述结构件进行第一次优化，减低所述结构件中基体壳厚度，以及减低所述肋板中轴向肋板厚度，其余所有参数不变，重复步骤s1～步骤s5，得到第一次优化后的结构件在生命周期结束时的第二裂纹扩展曲线；
13.步骤s7：在所述第二裂纹扩展曲线满足所述预设条件的情况下，对所述第一次优化后的结构件进行第二次优化，增大所述轴向肋板间距，减小所述轴向肋板个数，同时，增
大所述肋板中环向肋板间距，减小所述环向肋板个数，重复步骤s1～步骤s5，得到第二次优化后的结构件在生命周期结束时的第三裂纹扩展曲线，以及得到优化的所述肋板的布置形式。
14.可选的，以所述残余应力水平为输入参数，对所述结构件在地面阶段、发射阶段均进行有限元模拟，以前一阶段的有限元模拟输出作为后一阶段的有限元模拟输入，包括：
15.以所述残余应力水平为输入参数，对所述地面阶段的静水压实验和正弦振动实验进行有限元模拟，得到所述结构件的内压状态和频率特性；
16.以所述内压状态和所述频率特性为输入参数，对所述发射阶段的等效准静态进行有限元模拟，得到累计损伤；
17.以所述发射阶段的有限元模拟输出，作为所述结构件在轨阶段的输入参数，计算得到所述结构件在所述在轨阶段的应力场，包括：
18.以所述累计损伤作为所述结构件在轨阶段的输入参数，对所述在轨阶段进行有限元模拟，得到所述结构件在所述在轨阶段的应力场。
19.可选的，对所述在轨阶段进行有限元模拟，得到所述结构件在所述在轨阶段的应力场，包括：
20.通过有限元方法计算热力耦合，得到所述结构件在所述在轨阶段的应力场。
21.可选的，通过有限元方法计算热力耦合，得到所述结构件在所述在轨阶段的应力场，包括：
22.建立多个局部实体单元子模型，精确计算由局部几何构型引起的应力集中，每个实体单元子模型的载荷与整体模型相同，边界上的位移由所述整体模型的结果给出，所述整体模型为所述结构件整个实体对应的模型；
23.根据多个局部实体单元子模型计算得到的应力，确定所述结构件在所述在轨阶段的应力场。
24.可选的，基于预设区域，利用所述应力场和所述结构件材料的疲劳裂纹扩展参数，计算疲劳裂纹扩展，得到所述结构件在生命周期结束时的第一裂纹扩展曲线，包括：
25.提取有限元模型中对应所述预设区域的裂纹位置处的相应应力分量；
26.根据相应应力分量和所述结构件材料的疲劳裂纹扩展参数，计算疲劳裂纹扩展，得到所述第一裂纹扩展曲线，所述结构件材料的疲劳裂纹扩展参数包括：材料的裂纹扩展参数、裂纹的几何构型参数、选定算法、给定初始裂纹尺寸、载荷循环周数参数。
27.可选的，提取有限元模型中对应所述预设区域的裂纹位置处的相应应力分量，包括：
28.若对应所述预设区域的裂纹为环向方向的裂纹，则提取该裂纹位置处的环向应力；
29.若对应所述预设区域的裂纹为轴向方向的裂纹，则提取该裂纹位置处的轴向应力。
30.可选的，在所述空间站结构舱内壁上布置肋板，形成结构件，包括：
31.沿所述空间站结构舱轴向方向，在所述空间站结构舱内壁上均匀布置轴向肋板，相邻两轴向肋板之间的间距相等；
32.沿所述空间站结构舱环向方向，在所述空间站结构舱内壁上均匀布置环向肋板，
相邻两环向肋板之间的间距相等；
33.所述轴向肋板和所述环向肋板之间的夹角可调整。
34.可选的，当所述轴向肋板和所述环向肋板之间的夹角为900时，在相同肋板形式及数量的情况下，所述肋板预防疲劳裂纹的性能最优。
35.可选的，所述肋板的截面形式包括：“t”字型、“l”字型、“工”字型。
36.本发明实施例还提供一种控制空间站壳体结构疲劳损伤断裂的设计装置，其特征在于，所述装置包括：
37.残余应力模块，用于对肋板的生产阶段进行有限元模拟，得到残余应力水平；
38.布置模块，用于在空间站结构舱内壁上布置肋板，形成结构件；
39.输入模拟模块，用于以所述残余应力水平为输入参数，对所述结构件在地面阶段、发射阶段均进行有限元模拟，以前一阶段的有限元模拟输出作为后一阶段的有限元模拟输入；
40.计算应力场模块，用于以所述发射阶段的有限元模拟输出，作为所述结构件在轨阶段的输入参数，计算得到所述结构件在所述在轨阶段的应力场；
41.计算裂纹扩展模块，用于基于预设区域，利用所述应力场和所述结构件材料的疲劳裂纹扩展参数，计算疲劳裂纹扩展，得到所述结构件在生命周期结束时的第一裂纹扩展曲线；
42.优化重复模块，用于在所述第一裂纹扩展曲线满足预设条件的情况下，对所述结构件进行第一次优化，减低所述结构件中基体壳厚度，以及减低所述肋板中轴向肋板厚度，其余所有参数不变，重复步骤s1～步骤s5，得到第一次优化后的结构件在生命周期结束时的第二裂纹扩展曲线；
43.所述优化重复模块，还用于在所述第二裂纹扩展曲线满足所述预设条件的情况下，对所述第一次优化后的结构件进行第二次优化，增大所述轴向肋板间距，减小所述轴向肋板个数，同时，增大所述肋板中环向肋板间距，减小所述环向肋板个数，重复步骤s1～步骤s5，得到第二次优化后的结构件在生命周期结束时的第三裂纹扩展曲线，以及得到优化的所述肋板的布置形式。
44.可选的，所述输入模拟模块具体用于：
45.以所述残余应力水平为输入参数，对所述地面阶段的静水压实验和正弦振动实验进行有限元模拟，得到所述结构件的内压状态和频率特性；
46.以所述内压状态和所述频率特性为输入参数，对所述发射阶段的等效准静态进行有限元模拟，得到累计损伤；
47.以所述发射阶段的有限元模拟输出，作为所述结构件在轨阶段的输入参数，计算得到所述结构件在所述在轨阶段的应力场，包括：
48.以所述累计损伤作为所述结构件在轨阶段的输入参数，对所述在轨阶段进行有限元模拟，得到所述结构件在所述在轨阶段的应力场。
49.可选的，所述计算应力场模块具体用于：
50.通过有限元方法计算热力耦合，得到所述结构件在所述在轨阶段的应力场。
51.可选的，所述计算应力场模块包括：
52.建立单元模型子模块，用于建立多个局部实体单元子模型，精确计算由局部几何
构型引起的应力集中，每个实体单元子模型的载荷与整体模型相同，边界上的位移由所述整体模型的结果给出，所述整体模型为所述结构件整个实体对应的模型；
53.确定应力场子模块，用于根据多个局部实体单元子模型计算得到的应力，确定所述结构件在所述在轨阶段的应力场。
54.可选的，所述计算裂纹扩展模块包括：
55.提取分量子模块，用于提取有限元模型中对应所述预设区域的裂纹位置处的相应应力分量；
56.计算扩展子模块，用于根据相应应力分量和所述结构件材料的疲劳裂纹扩展参数，计算疲劳裂纹扩展，得到所述第一裂纹扩展曲线，所述结构件材料的疲劳裂纹扩展参数包括：材料的裂纹扩展参数、裂纹的几何构型参数、选定算法、给定初始裂纹尺寸、载荷循环周数参数。
57.可选的，所述提取分量子模块具体用于：
58.若对应所述预设区域的裂纹为环向方向的裂纹，则提取该裂纹位置处的环向应力；
59.若对应所述预设区域的裂纹为轴向方向的裂纹，则提取该裂纹位置处的轴向应力。
60.可选的，所述布置模块具体用于：
61.沿所述空间站结构舱轴向方向，在所述空间站结构舱内壁上均匀布置轴向肋板，相邻两轴向肋板之间的间距相等；
62.沿所述空间站结构舱环向方向，在所述空间站结构舱内壁上均匀布置环向肋板，相邻两环向肋板之间的间距相等；
63.所述轴向肋板和所述环向肋板之间的夹角可调整。
64.本发明的控制空间站壳体结构疲劳损伤断裂的设计方法，从结构件生命周期中各阶段出发，对各个阶段进行有限元模拟，以前一阶段的有限元模拟输出作为后一阶段的有限元模拟输入。首先对肋板的生产阶段进行有限元模拟，得到残余应力水平，之后在空间站结构舱内壁上布置肋板形成结构件。再对结构件在地面阶段、发射阶段均进行有限元模拟，以前一阶段的有限元模拟输出作为后一阶段的有限元模拟输入，以发射阶段的有限元模拟输出，作为结构件在轨阶段的输入参数，计算得到结构件在在轨阶段的应力场；基于预设区域，也即疲劳裂纹扩展最易发且扩展曲线最大的区域，利用应力场和结构件材料的疲劳裂纹扩展参数，计算该区域的疲劳裂纹扩展，得到结构件在生命周期结束时的第一裂纹扩展曲线。
65.在第一裂纹扩展曲线满足预设条件的情况下，即，第一裂纹扩展曲线在结构件在生命周期结束时未达到设计规定值的情况下，对结构件进行第一次优化，减低结构件中基体壳厚度，以及减低肋板中轴向肋板厚度，其余所有参数不变，这样间接的降低了结构件的重量，再重复上述步骤，得到第一次优化后的结构件在生命周期结束时的第二裂纹扩展曲线。
66.假若第二裂纹扩展曲线仍然满足预设条件，再对第一次优化后的结构件进行第二次优化，此次优化增大轴向肋板间距，减小轴向肋板个数，同时，增大环向肋板间距，减小环向肋板个数，进一步的降低了结构件的重量，再次重复上述步骤，得到第二次优化后的结构
件在生命周期结束时的第三裂纹扩展曲线，以及得到优化的肋板的布置形式。上述设计方法重复进行，最终实现了在尽量减少空间站结构舱总体重量的同时，还保证空间站结构舱的使用寿命，具有极高的实用性。
附图说明
67.通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
68.图1是本发明实施例一种控制空间站壳体结构疲劳损伤断裂的设计方法的流程图；
69.图2是本发明实施例中布置肋板之后的空间站结构舱的示意图；
70.图3(a)是本发明实施例中轴向肋板和环向肋板的具体布置示意图；
71.图3(b)是本发明实施例中轴向肋板和环向肋板的另一具体布置示意图；
72.图4是本发明实施例中静水压试验有限元网格的示意图；
73.图5(a)是本发明实施例中结构件整个实体对应的模型的示意图；
74.图5(b)是本发明实施例中框10的放大显示的示意图；
75.图5(c)是本发明实施例中对应于图5(b)中框101所建立的局部实体单元子模型；
76.图5(d)是本发明实施例中框10的另一放大显示的示意图；
77.图5(e)是本发明实施例中对应于图5(d)中框102所建立的局部实体单元子模型；
78.图6是本发明实施例中小柱段一扇肋板的中心区肋板有限元网格的示意图；
79.图7是本发明实施例中一种控制空间站壳体结构疲劳损伤断裂的设计装置的框图。
具体实施方式
80.为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例，并不用于限定本发明。
81.参照图1，示出了本发明实施例一种控制空间站壳体结构疲劳损伤断裂的设计方法的流程图，所述方法包括如下步骤：
82.步骤s1：对肋板的生产阶段进行有限元模拟，得到残余应力水平。
83.本发明实施例中，肋板对预防疲劳裂纹起着重要作用，肋板在生产阶段的辊轧过程，会产生残余应力，该残余应力会对后续的疲劳和裂纹扩展计算产生影响。因此，需要用有限元方法计算该阶段产生的残余应力水平。
84.具体的有限元模拟过程为：针对不同的肋板网格形式，建立辊轧模型。假设某肋板由三根辊子同时轧制。三根轧辊为刚体，加肋板主体为铝合金，肋间填充物为橡胶。铝合金材料参数：弹性模量70gpa，屈服应力160mpa，极限应力320mpa，密度2640kg/m3，泊松比0.33。橡胶材料参数：密度1220kg/m3，采用mooney
‑
rivolin模型，c10＝1.86362mpa，c01＝0.093181mpa，d1＝0.013mpa。辊与平板/橡胶间的接触为摩擦接触，采用罚函数法，摩擦系数0.45。分析类型为动态显式分析，分为3个分析步骤，分别模拟预压、辊轧、抬起三个过程。
变形体单元共有11,660个，类型为8节点六面体线性减缩积分单元(带沙漏控制)c3d8r。
85.步骤s2：在空间站结构舱内壁上布置肋板，形成结构件。
86.本发明实施例中，一般情况下，肋板生产完成后，需要布置在空间站结构舱内壁上，从而形成结构件。参照图2，示出了布置肋板之后的空间站结构舱的示意图，其由节点舱、小柱段、大柱段、后端通道、资源舱(图2中未示出)等5部分组成。其中节点舱上不需布置肋板，小柱段、大柱段、后端通道各自的内壁上需要布置肋板。
87.肋板的布置上，沿空间站结构舱轴向方向，在空间站结构舱内壁上均匀布置轴向肋板，相邻两轴向肋板之间的间距相等；沿空间站结构舱环向方向，在空间站结构舱内壁上均匀布置环向肋板，相邻两环向肋板之间的间距相等，如图2所示。
88.轴向肋板和环向肋板之间的夹角θ可调整。经研究、试验表明，当轴向肋板和环向肋板之间的夹角θ为900时，在相同肋板形式及数量的情况下，肋板预防疲劳裂纹的性能最优。肋板的截面形式包括：“t”字型、“l”字型、“工”字型等。
89.参照图3，示出了本发明实施例中轴向肋板和环向肋板的具体布置示意图，图3(a)为轴向肋板和环向肋板之间的夹角θ为900时的布置方式；图3(b)为轴向肋板和环向肋板之间的夹角θ为600时的布置方式。可以理解的是，轴向肋板和环向肋板之间的夹角θ，可以根据实际需求确定。
90.步骤s3：以残余应力水平为输入参数，对结构件在地面阶段、发射阶段均进行有限元模拟，以前一阶段的有限元模拟输出作为后一阶段的有限元模拟输入。
91.本发明实施例中，在结构件制作完成后，根据肋板生产阶段有限元模拟得到的残余应力水平，以该残余应力水平为输入参数，对结构件在地面阶段、发射阶段均进行有限元模拟，以前一阶段的有限元模拟输出作为后一阶段的有限元模拟输入。
92.具体的，以残余应力水平为输入参数，对地面阶段的静水压实验和正弦振动实验进行有限元模拟，得到结构件的内压状态和频率特性；以内压状态和频率特性为输入参数，对发射阶段的等效准静态进行有限元模拟，得到累计损伤。
93.地面阶段的静水压力实验是为了模拟结构件真实的内压状态。参照图4，示出了静水压试验有限元网格的示意图，有限元模型由壳单元和梁单元组成：基体壳由壳单元构成，单元类型为4节点四边形双线性减缩积分壳单元(带沙漏控制)s4r；肋板和内部桁架由梁单元构成，单元类型为2节点线性梁单元b31。所有单元尺寸均为0.05m，整个模型共有82,859个单元，其中壳单元61,559个，梁单元21,300个。载荷为101kpa内压。材料为铝合金，弹性模量68gpa，泊松比0.35。
94.分析类型为一般静态分析，因为结构件为大型薄壳，所以在计算中要考虑几何非线性。根据mises应力云图可知，只有大柱段后连接框附近出现了较高的集中应力，而其他区域为较低应力状态。近观该区域在整体模型计算中的应力云图，将该局部提出，建立2维轴对称实体单元子模型的应力云图，结果是二者得出了相同的应力集中位置。可见，由于后连接框截面的刚度不均一，导致了应力集中，这样高的应力是不能满足设计要求的，因此需要将后连接框的截面形状重新设计。
95.正弦扫描振动数值实验是为了测试结构件的频率特性。实际在做实验时，产品尾部还带有资源舱，资源舱由复合材料构成，弹性模量110gpa，泊松比0.35。整体模型仍为壳和梁单元模型。由于动态分析计算量大，因此较静压分析模型加大了单元尺寸，减少了单元
总数，所有单元尺寸均为0.1m，整个模型共有28,620个单元。单元类型为4节点四边形双线性减缩积分壳单元(带沙漏控制)s4r和2节点线性梁单元b31。
96.分析类型为稳态正弦扫描振动分析(direct solution steady state)，加载位置为资源舱底部一周，载荷谱为加速度频谱输入，计算时按鉴定级计算。
97.对地面阶段的静水压实验和正弦振动实验进行有限元模拟，得到结构件的内压状态和频率特性之后，以内压状态和频率特性为输入参数，对发射阶段的等效准静态进行有限元模拟，得到累计损伤。
98.具体的，在发射阶段中，结构件受到来自底部的短时间剧烈振动，载荷的时域信号难于获得，因此目前只针对该问题进行了等效准静态分析。载荷情况为在叠加101kpa内压的情况下，同时受到加速度体力过载，分为最大横向过载、最大纵向过载和纵向受拉过载三种工况，计算时按设计载荷计算。有限元网格及相关参数与静水压模型完全相同。
99.对结构件在发射阶段的等效准静态进行有限元模拟，可以得到累计损伤，该累计损失即为发射阶段的有限元模拟输出。
100.步骤s4：以发射阶段的有限元模拟输出，作为结构件在轨阶段的输入参数，计算得到结构件在所述在轨阶段的应力场。
101.本发明实施例中，在得到累计损伤之后，以累计损伤作为结构件在轨阶段的输入参数，对在轨阶段进行有限元模拟，得到结构件在在轨阶段的应力场。
102.一般情况下，结构件在轨阶段时间很长，结构件受到交变内压以及交变温度场的共同作用，该阶段是疲劳及裂纹扩展的主要来源。对于在轨阶段的疲劳裂纹扩展计算，分成两步：
103.第一步：通过有限元方法计算热力耦合，得到结构件在在轨阶段的，精确的应力场；
104.第二步：利用得到的应力场和材料的疲劳裂纹扩展参数计算裂纹扩展。
105.步骤s4为第一步的具体过程。第一步中，首先建立多个局部实体单元子模型，精确计算由局部几何构型引起的应力集中，每个实体单元子模型的载荷与整体模型相同，边界上的位移由整体模型的结果给出，整体模型为结构件整个实体对应的模型；之后再根据多个局部实体单元子模型计算得到的应力，确定结构件在在轨阶段的应力场。
106.以小柱段一扇肋板为例，参照图5，示出了本发明实施例中结构件整体模型以及局部实体单元子模型的示意图，图5(a)为结构件整个实体对应的模型，框10为小柱段一扇肋板的位置；图5(b)为框10的放大显示，框101表示小柱段一扇肋板的中心区，图5(c)为对应于图5(b)中框101所建立的局部实体单元子模型，即，小柱段一扇肋板的中心区对应的中心区局部实体单元子模型。
107.图5(d)为框10的放大显示，框102表示小柱段一扇肋板的角区，图5(e)为对应于图5(d)中框102所建立的局部实体单元子模型，即，小柱段一扇肋板的角区对应的角区局部实体单元子模型。
108.有限元模拟的分析步类型为一般静态分析，单元类型为8节点六面体线性减缩积分单元(带沙漏控制)c3d8r和4节点四面体线性单元c3d4。六面体单元用于规则区域，如基体平板；四面体单元用于不规则区域，如倒角、拐角等处。单元尺寸为0.002m。
109.中心区局部实体单元子模型有c3d8r单元47,112个，c3d4单元93,680个，共140,
792个，如图6所示，为小柱段一扇肋板的中心区肋板有限元网格。根据中心区的整体梁壳模型和中心区局部实体单元子模型的mises应力对比可知，局部实体单元子模型可以很好的捕捉到肋板底部倒角等几何位置的应力集中，得到了精确的应力结果，这是整体梁壳模型做不到的。
110.最终得到的小柱段结构应力结果汇总如下表所示：
111.位置壳厚裂纹走向裂纹形式应力/mpa中心区3mm轴向肋底部37.6～46.8中心区3mm轴向平板35.0～43.5角区3mm轴向平板42.8～53.3角区5mm轴向肋底部50.9～62.7
112.步骤s5：基于预设区域，利用应力场和结构件材料的疲劳裂纹扩展参数，计算疲劳裂纹扩展，得到结构件在生命周期结束时的第一裂纹扩展曲线。
113.本发明实施例中，通过步骤s4得到结构件在在轨阶段的精确的应力场后，基于预设区域，利用应力场和结构件材料的疲劳裂纹扩展参数，可以计算疲劳裂纹扩展，从而得到结构件在生命周期结束时的第一裂纹扩展曲线。
114.所谓预设区域，是指结构件中疲劳裂纹扩展最易发且扩展曲线最大的区域，经过大量研究和实验得到，一般情况下，小柱段的柱端肋板区域和大柱段的柱底段肋板区，是疲劳裂纹扩展最易发且扩展曲线最大的区域。
115.针对预设区域，提取有限元模型中对应预设区域的裂纹位置处的相应应力分量；若对应预设区域的裂纹为环向方向的裂纹，则提取该裂纹位置处的环向应力；若对应预设区域的裂纹为轴向方向的裂纹，则提取该裂纹位置处的轴向应力。再根据相应应力分量和结构件材料的疲劳裂纹扩展参数，计算疲劳裂纹扩展，得到第一裂纹扩展曲线，结构件材料的疲劳裂纹扩展参数包括：材料的裂纹扩展参数、裂纹的几何构型参数、选定算法、给定初始裂纹尺寸、载荷循环周数参数等。
116.一种优选的方式，可以借助nsoft软件计算疲劳裂纹扩展，在nsoft软件中，用于计算疲劳裂纹扩展的模块为fatimas模块中的kraken模块。在kraken模块中用于计算半椭圆半穿透型裂纹的是seg模块。
117.将得到的应力作为nsoft中fatimas\kraken\seg模块的输入，并输入结构件材料的裂纹扩展参数、裂纹的几何构型参数，选定算法，给定初始裂纹尺寸、载荷循环周数等参数，进行计算并得到裂纹扩展曲线。软件内部采用逐周计算。算法有两种：耦合算法与解耦算法。所谓耦合算法，是指裂纹深度a(短半轴)和长度c(长半轴)始终强制保持同一比例，计算简单，但与实际情况不符；解耦算法是指a和c分别独立扩展，各自计算其各周的应力强度因子、裂纹尺寸增量等。因此本发明实施例中选用的方法全部为解耦算法。另外要提到的一点是，在每一周应用线弹性断裂力学三角形由应力和裂纹尺寸计算应力强度因子时，seg模块调用了kraken模块中的ksn模块。ksn模块中提供了很多种裂纹构型，本发明实施例中所用到的肋底部半穿透型裂纹只是其中之一。也可以通过ksn模块直接求解线弹性断裂力学三角形。
118.由于研究目的是评估疲劳裂纹扩展的最终尺寸，并进行几何构型优化，因此关心在真实应力和载荷循环周数下，初始裂纹为多大时，裂纹刚好穿透壁板厚度，这个尺寸可称
为穿透时的初始裂纹门槛值。求出该值需要不断的迭代计算。
119.所选结构件材料裂纹扩展参数为nsoft中自带的一种铝合金，牌号为2219
‑
t851。paris law系数c＝1.045e
‑
10m/cycle，paris law指数m＝3.18，d0＝3.3mpa(m)
1/2
，d1＝0mpa(m)
1/2
，rcrit＝1，平面应变断裂韧度k
1c
＝70.8mpa(m)
1/2
。设计载荷循环周数为1
×
107。
120.步骤s6：在第一裂纹扩展曲线满足预设条件的情况下，对结构件进行第一次优化，减低结构件中基体壳厚度，以及减低肋板中轴向肋板厚度，其余所有参数不变，重复步骤s1～步骤s5，得到第一次优化后的结构件在生命周期结束时的第二裂纹扩展曲线。
121.本发明实施例中，基于前述步骤得到第一裂纹扩展曲线后，确定第一裂纹扩展曲线在结构件在生命周期结束时是否达到设计规定值，假若第一裂纹扩展曲线在结构件在生命周期结束时达到设计规定值，那么，当前结构件的结构形式，以及肋板数量不能再做优化。
122.假若第一裂纹扩展曲线在结构件在生命周期结束时未达到设计规定值，即，在第一裂纹扩展曲线满足预设条件的情况下，才可以对结构件进行优化，而第一次优化时，仅减低结构件中基体壳厚度，以及减低肋板中轴向肋板厚度，其余所有参数不变，通过这种方式第一次优化后，再次重复上述步骤s1～步骤s5，得到第一次优化后的结构件，在生命周期结束时的第二裂纹扩展曲线。
123.步骤s7：在第二裂纹扩展曲线满足预设条件的情况下，对第一次优化后的结构件进行第二次优化，增大轴向肋板间距，减小轴向肋板个数，同时，增大肋板中环向肋板间距，减小环向肋板个数，重复步骤s1～步骤s5，得到第二次优化后的结构件在生命周期结束时的第三裂纹扩展曲线，以及得到优化的肋板的布置形式。
124.本发明实施例中，同得到第一裂纹扩展曲线类似，在得到第二裂纹扩展曲线后，也是首先确定第二裂纹扩展曲线在结构件在生命周期结束时是否达到设计规定值，假若第二裂纹扩展曲线在结构件在生命周期结束时达到设计规定值，那么，第一次优化后的结构件的结构形式，以及肋板数量不能再做优化。
125.假若第二裂纹扩展曲线在结构件在生命周期结束时未达到设计规定值，即，在第二裂纹扩展曲线满足预设条件的情况下，可以继续对结构件进行优化，而第二次优化时，可以增大轴向肋板间距，减小轴向肋板个数，同时，增大肋板中环向肋板间距，减小环向肋板个数，通过这种方式第二次优化后，再次重复上述步骤s1～步骤s5，得到第二次优化后的结构件，在生命周期结束时的第三裂纹扩展曲线，以及得到优化的肋板的布置形式。
126.以前述小柱段肋板的初始结构为例，第一次优化时，将基体壳厚由3mm减为2mm，轴向肋厚由4mm减为2mm(因为圆柱形轴向应力较小)，其余所有参数不变，如环向肋厚仍保持为4mm，肋间倒角半径仍保持为4mm。
127.由于几何发生了改变，因此整体梁壳模型需要局部重建，而局部实体单元子模型需要全部重建。重建后模型的参数基本不变，如局部实体单元子模型的单元尺寸仍为2mm，沿壳厚方向单元数仍为2。优化后的角区子模型有c3d8r单元39,192个，c3d4单元130,935个，共170,127个。通过整体梁壳模型和局部实体单元子模型的mises应力对比可知，局部实体单元子模型捕捉到了肋底部倒角等几何位置的应力集中，得到了精确的应力结果。
128.假若第一次优化后还可以继续进行第二次优化，那么相对于第一次优化后的结构件，将轴向肋间距由6.6
°
增大为11
°
，相应每一扇加肋板上的轴向肋个数由14条减为9条；将
环向肋间距由150mm增大为250mm，相应每一扇加肋板上的环向肋个数由6条减为4条。
129.整体梁壳模型需要局部重建，局部实体单元子模型需要全部重建。重建后模型的参数基本不变，如局部实体单元子模型的单元尺寸仍为2mm，沿壳厚方向单元数仍为2。由于尺寸的增大，优化后的角区子模型有c3d8r单元91,590个，c3d4单元192,888个，共284,478个。整体梁壳模型和局部实体单元子模型的mises应力对比可知，局部实体单元子模型捕捉到了肋底部倒角等几何位置的应力集中，得到了精确的应力结果。
130.通过上述方法，在保证裂纹最终不穿透壁板的要求下，以尽量减轻总体重量为目标，针对小柱段肋板进行了两次构型优化，减轻了结构的总体重量。证明本发明实施例的预防疲劳裂纹的空间站结构舱肋板的优化方法有效。
131.基于上述控制空间站壳体结构疲劳损伤断裂的设计方法，本发明实施例还提供一种控制空间站壳体结构疲劳损伤断裂的设计装置，参照图7，示出了本发明实施例一种控制空间站壳体结构疲劳损伤断裂的设计装置的框图，所述装置包括：
132.残余应力模块710，用于对肋板的生产阶段进行有限元模拟，得到残余应力水平；
133.布置模块720，用于在空间站结构舱内壁上布置肋板，形成结构件；
134.输入模拟模块730，用于以所述残余应力水平为输入参数，对所述结构件在地面阶段、发射阶段均进行有限元模拟，以前一阶段的有限元模拟输出作为后一阶段的有限元模拟输入；
135.计算应力场模块740，用于以所述发射阶段的有限元模拟输出，作为所述结构件在轨阶段的输入参数，计算得到所述结构件在所述在轨阶段的应力场；
136.计算裂纹扩展模块750，用于基于预设区域，利用所述应力场和所述结构件材料的疲劳裂纹扩展参数，计算疲劳裂纹扩展，得到所述结构件在生命周期结束时的第一裂纹扩展曲线；
137.优化重复模块760，用于在所述第一裂纹扩展曲线满足预设条件的情况下，对所述结构件进行第一次优化，减低所述结构件中基体壳厚度，以及减低所述肋板中轴向肋板厚度，其余所有参数不变，重复步骤s1～步骤s5，得到第一次优化后的结构件在生命周期结束时的第二裂纹扩展曲线；
138.所述优化重复模块760，还用于在所述第二裂纹扩展曲线满足所述预设条件的情况下，对所述第一次优化后的结构件进行第二次优化，增大所述轴向肋板间距，减小所述轴向肋板个数，同时，增大所述肋板中环向肋板间距，减小所述环向肋板个数，重复步骤s1～步骤s5，得到第二次优化后的结构件在生命周期结束时的第三裂纹扩展曲线，以及得到优化的所述肋板的布置形式。
139.可选的，所述输入模拟模块730具体用于：
140.以所述残余应力水平为输入参数，对所述地面阶段的静水压实验和正弦振动实验进行有限元模拟，得到所述结构件的内压状态和频率特性；
141.以所述内压状态和所述频率特性为输入参数，对所述发射阶段的等效准静态进行有限元模拟，得到累计损伤；
142.以所述发射阶段的有限元模拟输出，作为所述结构件在轨阶段的输入参数，计算得到所述结构件在所述在轨阶段的应力场，包括：
143.以所述累计损伤作为所述结构件在轨阶段的输入参数，对所述在轨阶段进行有限
元模拟，得到所述结构件在所述在轨阶段的应力场。
144.可选的，所述计算应力场模块740具体用于：
145.通过有限元方法计算热力耦合，得到所述结构件在所述在轨阶段的应力场。
146.可选的，所述计算应力场模块740包括：
147.建立单元模型子模块，用于建立多个局部实体单元子模型，精确计算由局部几何构型引起的应力集中，每个实体单元子模型的载荷与整体模型相同，边界上的位移由所述整体模型的结果给出，所述整体模型为所述结构件整个实体对应的模型；
148.确定应力场子模块，用于根据多个局部实体单元子模型计算得到的应力，确定所述结构件在所述在轨阶段的应力场。
149.可选的，所述计算裂纹扩展模块750包括：
150.提取分量子模块，用于提取有限元模型中对应所述预设区域的裂纹位置处的相应应力分量；
151.计算扩展子模块，用于根据相应应力分量和所述结构件材料的疲劳裂纹扩展参数，计算疲劳裂纹扩展，得到所述第一裂纹扩展曲线，所述结构件材料的疲劳裂纹扩展参数包括：材料的裂纹扩展参数、裂纹的几何构型参数、选定算法、给定初始裂纹尺寸、载荷循环周数参数。
152.可选的，所述提取分量子模块具体用于：
153.若对应所述预设区域的裂纹为环向方向的裂纹，则提取该裂纹位置处的环向应力；
154.若对应所述预设区域的裂纹为轴向方向的裂纹，则提取该裂纹位置处的轴向应力。
155.可选的，所述布置模块720具体用于：
156.沿所述空间站结构舱轴向方向，在所述空间站结构舱内壁上均匀布置轴向肋板，相邻两轴向肋板之间的间距相等；
157.沿所述空间站结构舱环向方向，在所述空间站结构舱内壁上均匀布置环向肋板，相邻两环向肋板之间的间距相等；
158.所述轴向肋板和所述环向肋板之间的夹角可调整。
159.综上所述，本发明的控制空间站壳体结构疲劳损伤断裂的设计方法，从结构件生命周期中各阶段出发，对各个阶段进行有限元模拟，以前一阶段的有限元模拟输出作为后一阶段的有限元模拟输入。首先对肋板的生产阶段进行有限元模拟，得到残余应力水平，之后在空间站结构舱内壁上布置肋板形成结构件。再对结构件在地面阶段、发射阶段均进行有限元模拟，以前一阶段的有限元模拟输出作为后一阶段的有限元模拟输入，以发射阶段的有限元模拟输出，作为结构件在轨阶段的输入参数，计算得到结构件在在轨阶段的应力场；基于预设区域，也即疲劳裂纹扩展最易发且扩展曲线最大的区域，利用应力场和结构件材料的疲劳裂纹扩展参数，计算该区域的疲劳裂纹扩展，得到结构件在生命周期结束时的第一裂纹扩展曲线。
160.在第一裂纹扩展曲线在结构件在生命周期结束时未达到设计规定值的情况下，对结构件进行第一次优化，减低结构件中基体壳厚度，以及减低肋板中轴向肋板厚度，其余所有参数不变，这样间接的降低了结构件的重量，再重复上述步骤，得到第一次优化后的结构
件在生命周期结束时的第二裂纹扩展曲线。
161.假若第二裂纹扩展曲线仍然满足预设条件，再对第一次优化后的结构件进行第二次优化，此次优化增大轴向肋板间距，减小轴向肋板个数，同时，增大环向肋板间距，减小环向肋板个数，进一步的降低了结构件的重量，再次重复上述步骤，得到第二次优化后的结构件在生命周期结束时的第三裂纹扩展曲线，以及得到优化的肋板的布置形式。上述设计方法重复进行，最终实现了在尽量减少空间站结构舱总体重量的同时，还保证空间站结构舱的使用寿命，具有极高的实用性。
162.还需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法所固有的要素。
163.上面结合附图对本发明的实施例进行了描述，本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。