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吊掛作為導(dǎo)彈導(dǎo)軌式發(fā)射的重要裝置，對導(dǎo)彈發(fā)射的精確性和飛機(jī)自身的安全性都有著重要影響。由于導(dǎo)軌和導(dǎo)彈吊掛之間在各個(gè)方向都有一定的間隙，從而保證了導(dǎo)彈在離軌過程中不會出現(xiàn)阻滯現(xiàn)象。但是在外界惡劣的自然環(huán)境以及飛機(jī)各種姿態(tài)的綜合作用下，導(dǎo)彈吊掛自身的性能以及受力情況也變得更加復(fù)雜。
某型導(dǎo)彈吊掛在使用過程中存在疲勞斷裂現(xiàn)象，根據(jù)強(qiáng)度分析，其局部所受最大應(yīng)力遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于許用應(yīng)力，結(jié)合材料的N曲線進(jìn)行壽命分析發(fā)現(xiàn)其處于無限壽命狀態(tài)。但是對失效吊掛結(jié)構(gòu)尺寸進(jìn)行檢測，發(fā)現(xiàn)該型號吊掛結(jié)構(gòu)在加工時(shí)尺寸具有較大的分散性，結(jié)構(gòu)尺寸加工的隨機(jī)性、材料參數(shù)隨機(jī)性、載荷隨機(jī)性承載、運(yùn)輸、振動、沖擊籌影響下，吊掛結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和壽命遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)，甚至對飛機(jī)自身的安全構(gòu)成嚴(yán)重威脅。為了解決吊掛結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度和疲勞失效問題，需要考慮吊掛結(jié)構(gòu)尺寸、材料參數(shù)、載荷等因素在危險(xiǎn)狀態(tài)下對結(jié)構(gòu)進(jìn)行強(qiáng)度和壽命分析的研究。
目前，對于復(fù)雜結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度與壽命分析的手段主要是有限元方法，在結(jié)構(gòu)的有限元分析過程中，往往有90%-95%的時(shí)間用于模型的建立和數(shù)據(jù)輸入(即前處理真正用于分析計(jì)算的時(shí)間僅占5%左右。然而對于復(fù)雜結(jié)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)，往往需要進(jìn)行多次的有限元分析，通過多次改變結(jié)構(gòu)的某些關(guān)鍵尺寸來保證結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的合理性和安全性。如果按照現(xiàn)有的有限元分析軟件所規(guī)定的步驟來進(jìn)行多次分析計(jì)算，這無疑效率很低，而且會增加出錯(cuò)的可能。另外，在大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)及可靠性分析時(shí)也需要多次修改結(jié)構(gòu)尺寸等參數(shù)，進(jìn)行有限元分析。為此很多學(xué)者對有限元分析方法進(jìn)行了深入研究，提出了一些關(guān)于有限元分析過程實(shí)現(xiàn)參數(shù)化的方法。事實(shí)上這些方法依然沒有擺脫界面操作的實(shí)質(zhì)，而且在參數(shù)輸入時(shí)容易出錯(cuò)，不利于有限元分析過程的自動化實(shí)現(xiàn)。
為了解決導(dǎo)彈吊掛結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)問題，本研究在有限元分析過程自動化方面進(jìn)行一些探索，提出了一種結(jié)構(gòu)有限元分析的參數(shù)化方法。這種參數(shù)化方法具有普遍適用性，特別是在對產(chǎn)品進(jìn)行性能優(yōu)化和可靠性分析時(shí)，通過對整個(gè)分析過程進(jìn)行參數(shù)化控制，能夠?qū)崿F(xiàn)幾何建模、網(wǎng)格劃分、施加載荷、材料定義和后處理的全過程，而且無需有限元軟件中的界面輸入，參數(shù)都可以由外部文檔中讀取，便于參數(shù)修改，實(shí)現(xiàn)了有限元分析參數(shù)化和自動化。
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