本发明属于无人驾驶飞行器结构强度设计，尤其涉及一种改装无人驾驶飞机操纵机构的疲劳寿命分析方法及系统。
背景技术：
1、对成熟的有人驾驶飞机进行无人化改造，是实现无人驾驶飞机快速研制和服役的有效方法。对有人驾驶飞行器的无人化改造主要涉及对飞机控制操纵系统进行无人化改造。具体的方法可以简要概括为：在有人驾驶飞机的操纵机构(主要包括襟翼、副翼、升降舵和方向舵)的基础上，加装伺服舵机，代替飞行员对操纵系统施加操纵力，实现飞机的俯仰、偏航与滚转等机动。由于无人化改造可能会对原操纵机构的传动方式进行一定的改变，比如对襟副翼的联动进行解耦等；同时操纵机构中各零部件在采用伺服舵机对操纵舵面进行控制时与飞行员采用机械、液压助力等方式对操纵面进行控制时，所受的载荷可能有所不同，因此操纵机构各零部件所经历的载荷-时间历程可能会有所不同。因此需要对改造后的飞机操纵系统各零组件进行疲劳寿命分析，以保障飞机的飞行安全。除此之外，操纵系统的无人化改造可能会在原操纵机构的基础上，增加或减少部分零部件，对于新增的零部件，也需要进行疲劳寿命分析。
2、通常应采用全尺寸疲劳试验的方法确定飞机操纵机构零部件的疲劳寿命。但全尺寸试验耗时长、成本高，不利于试验无人驾驶飞机的快速研制与服役，也与基于有人驾驶飞机改装的无人驾驶飞机的初衷相悖。由于改装所依托的有人驾驶飞行器通常已有着较为充分的服役经验与试验数据，因此，可以基于已有经验和数据，对无人驾驶飞行器操纵机构零部件进行疲劳寿命分析。
技术实现思路
1、有鉴于此，本发明公开了一种改装无人驾驶飞机操纵机构的疲劳寿命分析方法及系统。
2、本发明采用如下技术方案：
3、一种改装无人驾驶飞机操纵机构的疲劳寿命分析方法，所述方法为一种基于有人驾驶飞机改装的无人驾驶飞机操纵机构疲劳寿命分析方法，所述操纵机构中的零部件包括两种，一种为所述有人驾驶飞机的原有零部件，另一种为改装过程中新增零部件，所述方法包括对改装前原有零部件和改装过程中新增零部件进行分析，所述零部件为原有零部件时，所述疲劳寿命分析方法包括以下步骤：
4、s1.1获取各零部件参考疲劳寿命；基于有人驾驶飞机服役经验或试验数据，给出所分析零部件的参考疲劳寿命；
5、s1.2获取参考疲劳载荷谱；基于有人驾驶飞机服役经验，给出所分析零部件的参考疲劳载荷谱；
6、s1.3编制分析疲劳荷载谱；
7、s1.4其他输入参数的获取；对于指定零部件，进行细节应力分析，确定其疲劳危险部分的应力集中系数；对于指定零部件，进行疲劳寿命分析的输入参数还包括材料s-n曲线数据；
8、s1.5损伤比计算；
9、s1.6计算改装后操纵系统沿用零部件疲劳寿命。
10、进一步地，s1.3包括：根据改造后与改造前操纵系统传动机构的异同，在参考载荷谱的基础上，编制分析疲劳载荷谱。
11、进一步地，s1.3包括：基于改装后新机的实测飞行数据，编制分析疲劳载荷谱。
12、进一步地，s1.5包括：根据miner损伤累积理论，采用名义应力法计算得到参考疲劳载荷谱的损伤d1和分析疲劳载荷谱的损伤d2，则损伤比
13、进一步地，s1.6包括：所分析零部件疲劳寿命t*计算式为：t为零部件参考疲劳寿命。
14、进一步地，所述零部件为新增零部件时，所述疲劳寿命分析方法包括以下步骤：
15、s2.1获取参考疲劳载荷谱；基于有人驾驶飞机服役经验，给出所分析零部件的参考疲劳载荷谱；
16、s2.2编制分析疲劳荷载谱；
17、s2.3其他输入参数的获取；对于指定零部件，进行细节应力分析，确定其疲劳危险部分的应力集中系数；对于指定零部件，进行疲劳寿命分析的输入参数还应当包括材料s-n曲线数据；
18、s2.4选取沿用零部件中与新增零部件材料、工艺相近的零部件，根据服役经验给出其参考疲劳寿命；
19、s2.5采用名义应力法对s2.4中所选零部件进行疲劳寿命分析，调整s-n曲线中的参数c至c*，使得s2.4中所分析零部件的疲劳寿命与参考疲劳寿命相等，c为截距参数，c*为调整后的截距参数；
20、s2.6采用名义应力法，对改装新增零部件进行疲劳寿命分析，得到改装新增零部件的疲劳寿命t*；
21、s2.7在s2.6中计算损伤时，所采用的s-n曲线为：smn＝c*，n为疲劳寿命，s为应力水平，m为斜率参数，采用c*来综合考虑非材料因素对疲劳寿命的影响，所述非材料因素包括加工工艺。
22、进一步地，s2.2包括：根据改造后与改造前操纵系统传动机构的异同，在参考应力谱的基础上，分析编制分析疲劳载荷谱。
23、进一步地，s2.2包括：基于改装后新机的实测飞行数据，编制分析疲劳载荷谱。
24、进一步地，s2.3所述s-n曲线采用下式表达：
25、smn＝c
26、式中，n为疲劳寿命，s为应力水平，m为斜率参数，与材料性能有关，c为截距参数，与零件的加工工艺、热处理及表面粗糙度等因素有关。
27、一种改装无人驾驶飞机操纵机构的疲劳寿命分析系统，所述分析系统包括系统ⅰ和系统ⅱ，所述系统ⅰ采用上述方法进行改装无人驾驶飞机操纵机构的疲劳寿命分析，所述系统ⅰ包括：
28、参考疲劳寿命获取模块，用于获取各零部件参考疲劳寿命，基于有人驾驶飞机服役经验或试验数据，给出所分析零部件的参考疲劳寿命；
29、参考疲劳载荷谱获取模块，用于获取参考疲劳载荷谱，基于有人驾驶飞机服役经验，给出所分析零部件的参考疲劳载荷谱；
30、编制分析疲劳荷载谱模块，根据改造后与改造前操纵系统传动机构的异同，在参考载荷谱的基础上，编制分析疲劳载荷谱；基于改装后新机的实测飞行数据，编制分析疲劳载荷谱；
31、其他输入参数获取模块，用于其他输入参数的获取；对于指定零部件，进行细节应力分析，确定其疲劳危险部分的应力集中系数；对于指定零部件，进行疲劳寿命分析的输入参数还包括材料s-n曲线数据；
32、损伤比计算模块，采用名义应力法计算得到参考疲劳载荷谱的损伤d1和分析疲劳载荷谱的损伤d2；
33、疲劳寿命计算模块，用于计算改装后操纵系统沿用零部件疲劳寿命；
34、所述系统ⅱ采用如权利要求上述方法进行改装无人驾驶飞机操纵机构的疲劳寿命分析，所述系统ⅱ包括：
35、参考疲劳载荷谱获取模块，用于获取参考疲劳载荷谱，基于有人驾驶飞机服役经验，给出所分析零部件的参考疲劳载荷谱；
36、编制分析疲劳荷载谱模块，用于编制分析疲劳荷载谱，根据改造后与改造前操纵系统传动机构的异同，在参考应力谱的基础上，分析编制分析疲劳载荷谱，基于改装后新机的实测飞行数据，编制分析疲劳载荷谱；
37、其他输入参数获取模块，用于其他输入参数的获取，对于指定零部件，进行细节应力分析，确定其疲劳危险部分的应力集中系数；对于指定零部件，进行疲劳寿命分析的输入参数还应当包括材料s-n曲线数据；
38、参考疲劳寿命获取模块，选取沿用零部件中与新增零部件材料、工艺相近的零部件，根据服役经验给出其参考疲劳寿命；
39、疲劳寿命分析模块，采用名义应力法对所选零部件进行疲劳寿命分析，调整s-n曲线中的参数c至c*，使得所分析零部件的疲劳寿命与参考疲劳寿命相等，c为截距参数，c*为调整后的截距参数；
40、疲劳寿命计算模块，采用名义应力法，对改装新增零部件进行疲劳寿命分析，得到改装新增零部件的疲劳寿命t。
41、有益效果：
42、本发明一种改装无人驾驶飞机操纵机构的疲劳寿命分析方法及系统，实现基于有人驾驶飞机改装的无人驾驶飞机操纵结构零部件疲劳寿命的快速确定，节约研制成本，缩短研制周期；也可快速实现无人驾驶飞机操纵系统改进和型号迭代升级过程中的零部件定寿。
43、本发明旨在为基于有人驾驶飞机改装的无人驾驶飞机操纵系统零部件提供一种简便、快速、低成本的疲劳寿命分析方法和流程，在保证飞机飞行安全的前提，避免或减少部件级全尺寸疲劳试验，节约无人机研制成本及时间。
1.一种改装无人驾驶飞机操纵机构的疲劳寿命分析方法，所述方法为一种基于有人驾驶飞机改装的无人驾驶飞机操纵机构疲劳寿命分析方法，其特征在于，所述操纵机构中的零部件包括两种，一种为改装前原有零部件，另一种为改装过程中新增零部件，所述方法包括对改装前原有零部件和改装过程中新增零部件进行分析，所述零部件为原有零部件时，所述疲劳寿命分析方法包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述疲劳寿命分析方法，其特征在于，s1.3包括：根据改造后与改造前操纵系统传动机构的异同，在参考载荷谱的基础上，编制分析疲劳载荷谱。
3.根据权利要求1所述疲劳寿命分析方法，其特征在于，s1.3包括：基于改装后新机的实测飞行数据，编制分析疲劳载荷谱。
4.根据权利要求1所述疲劳寿命分析方法，其特征在于，s1.5包括：根据miner损伤累积理论，采用名义应力法计算得到参考疲劳载荷谱的损伤d1和分析疲劳载荷谱的损伤d2，则损伤比
5.根据权利要求4所述疲劳寿命分析方法，其特征在于，s1.6包括：所分析零部件疲劳寿命t*计算式为：t为零部件参考疲劳寿命。
6.根据权利要求1所述疲劳寿命分析方法，其特征在于，所述零部件为新增零部件时，所述疲劳寿命分析方法包括以下步骤：
7.根据权利要求6所述疲劳寿命分析方法，其特征在于，s2.2包括：根据改造后与改造前操纵系统传动机构的异同，在参考应力谱的基础上，分析编制分析疲劳载荷谱。
8.根据权利要求6所述疲劳寿命分析方法，其特征在于，s2.2包括：基于改装后新机的实测飞行数据，编制分析疲劳载荷谱。
9.根据权利要求6所述疲劳寿命分析方法，其特征在于，s2.3所述s-n曲线采用下式表达：
10.一种改装无人驾驶飞机操纵机构的疲劳寿命分析系统，所述分析系统包括系统ⅰ和系统ⅱ，所述系统ⅰ采用如权利要求1-5之一所述方法进行改装无人驾驶飞机操纵机构的疲劳寿命分析，其特征在于，所述系统ⅰ包括：
