二维单侧容限系数方法

给出了一种二维单侧容限系数公式,并提出确定高自由度的子样均值和标准差方法。从而能充分利用以往的数据和经验,大大减少了试件个数。与国际上常用的(一维)单侧容限系数法相比,可节省大量试件;而在试件个数相同的情况下,则可得到更接近于母体百分位值的置信限(如安全寿命、安全强度或安全载荷等)。文中还给出了可靠度置信下限公式。     

任意应力比下涡轮盘的塑性应变能寿命模型

以首次加、卸载时由于塑性变形导致循环应力应变曲线偏离弹性线的面积为损伤参量，从能量的角度建立了塑性应变能寿命模型，并运用平方插值的方法获得了任意应力比下塑性应变能和疲劳寿命的关系.利用某发动机涡轮盘的螺栓孔模拟试件与级间盘的跑道孔模拟试件的试验结果进行验证与对比.结果显示:根据应力比采用平方插值时塑性应变能寿命模型计算精度更高.螺栓孔试件的计算寿命与试验结果相差9.42%；跑道孔试件仅相差1.88%.总体上看，该模型计算结果与试验结果吻合很好，具有较高的精度.      

最大标准差和最大变异系数方法

 提出最大标准差方法和最大变异系数方法,能充分利用以往数据和经验提供的信息,大大减少了试件个数。与国际上常用的单侧容限系数法相比,可节省大量试件;而在试件个数相同的情况下,则可得到更接近母体百分位值的置信下限(如安全寿命或安全疲劳极限等)。     

航空发动机材料疲劳可靠性试验设计

为了经济合理地进行航空发动机材料疲劳性能试验设计,并保证试验结果的“可比性”与“再现性”,根据t分布理论,按一定置信度和误差度要求,给出确定最少试件个数的判据;借助单侧容限系数,给出具有置信度的百分位值。     

航空发动机材料疲劳可靠性试验设计

为了经济合理地进行航空发动机材料疲劳性能试验设计,并保证试验结果的“可比性冶“与“再现性”,根据t分布理论,按一定置信度和误差度要求,给出确定最少试件个数的判据;借助单侧容限系数,给出具有置信度的百分位值。     

关于铆钉对止裂孔填充作用的研究

通过试件的疲劳寿命试验与计算，研完了空止裂孔与铆钉填充止裂孔对构件裂纹的止裂作用。试件疲劳寿命试验结果表明，疲劳裂纹尖端止裂孔铆上铆钉后的试件疲劳寿命是空止裂孔试件疲劳寿命的2．9～7．8倍。同时，通过对试验和计算结果的对比分析，确定用于计算带止裂孔构件疲劳寿命的铆钉填充作用系数为0．87。     

确定复合材料许用值的高精度小样本方法

提出了一种确定复合材料许用值的高精度小样本方法,该方法可以充分利用以往积累的经验和数据,并结合当前少量的试验就能对复合材料许用值进行预测。从而克服了由于复合材料性能分散性大,用现行方法确定其许用值所需试件个数多、试验经费昂贵的缺点。通过３种复合材料在拉、压、弯、剪４种受力状态下的５组对比试验表明：在精度相同的情况下,该方法可以比现行方法节省５０％试件;而在试件数一定的条件下,它又能比现行方法大大提高预测精度。还给出了一种带缩放系数的Ｆ检验方法,进而解决了变异系数的检验问题。     

基于压缩感知的信源个数与信号参数估计算法

信源个数与信号参数估计是盲信号处理的关键环节，对后续信号的侦察处理意义重大。针对当前盲信号信源个数与信源参数估计研究割裂的问题，提出了一种联合估计算法。通过分析信号的稀疏系数在不同测量矩阵相同稀疏字典下位置相同的特点，提高了信源个数和信号参数的估计精度，实现算法的自适应控制；通过数理分析确定了多级搜索策略的最优级次，大大降低了稀疏字典的原子数目。仿真结果表明：算法在一定信噪比下能够实现信源个数和信号参数的有效估计；信源个数和信号参数的估计精度随着压缩比的降低而逐渐提高，随着信噪比的提高而逐步增强；噪声对信源个数和信号参数估计精度的影响很大，尤其是低信噪比下；第2个信源载波频率和调频斜率的估计误差明显高于第1个信源参数的估计误差。     

聚合物基复合材料自然老化寿命预测方法

通过对大量聚合物基复合材料自然老化数据的分析研究 ,建立了高置信度、高可靠度的自然老化寿命方程 ,从而可以求得工程结构设计中急需的聚合物基复合材料高置信度、高可靠度的自然老化寿命和老化剩余强度。同时 ,还提出了确定该老化方程中参数的小子样方法 ,在精度相同的情况下 ,该方法可以比传统的成组试验法节省 5 0 %以上的试件 ;而在试件数一定的条件下 ,则可以大大提高预测精度。文中给出了一个验证实例     

融合多传感器数据的发动机剩余寿命预测方法

针对基于单一传感器数据的剩余寿命预测方法存在数据利用率低和预测精度不高的问题，论文提出了一种融合多传感器数据的发动机剩余寿命预测方法。首先将多个传感器数据融合成一个复合健康指标来表征发动机的退化性能，采用线性维纳过程对复合健康指标进行退化建模，通过极大似然估计方法确定模型参数，进而得到发动机的预测寿命。为了确定融合系数，提出了一种利用真实寿命与预测寿命的预测均方误差最小化的方法。融合系数确定后，基于训练发动机历史寿命数据，确定出模型参数的离线估计值；然后利用Bayesian公式，同时结合发动机的实时监测数据与参数的先验分布对模型参数进行实时更新，接着在首达时间的意义下推导出剩余寿命的概率分布，进而实现了发动机的剩余寿命在线预测。最后，选择商用模块化航空推进系统仿真数据集进行数值仿真实验，结果表明：相较于基于单一传感器的方法，论文所提方法能够提高剩余寿命预测的准确性，其剩余寿命预测的相对均方误差降低了2%左右。     

钛合金焊接件疲劳寿命估算

基于有限单元法理论，采用ANSYS有限元分析软件，对航空发动机中常用钛合金焊接试件进行应力应变分析，得到了焊接接头的等效应力场和应变场，并确定出试件等效应力集中系数Kf，运用局部应力-应变法对光滑焊接试件估算疲劳寿命，并采用成组试验法对计算结果进行验证和分析。     

飞机结构关键件设计改进后的疲劳寿命评定技术

 结合某型飞机重要疲劳关键件起落架梁设计改进后的寿命评定，建立了在不进行全尺寸试验的情况下，对设计改进结构进行寿命评定的方法。即在结构改进前后关键疲劳薄弱部位细节应力分析的基础上，通过该疲劳关键部位的模拟试件在改进前后应力谱下的寿命分析和疲劳对比试验，综合评定结构改进后的寿命增加系数，参照改进前该结构的全尺寸疲劳试验结果，确定设计改进后该关键件的疲劳寿命。用上述方法完成了对某型飞机重要疲劳关键件起落架梁改进后的寿命评定，其结果也应用到了该型飞机结构的定延寿。     

表面强化对薄壁空心结构疲劳性能影响研究

制备了具有真实零部件几何特征的试验件,采用干喷丸、湿喷丸方法完成薄壁空心试验件表面强化并开展振动疲劳对比试验。试验结果表明:未采用表面强化处理的试件疲劳寿命最短;干喷强化试件寿命居中,且相同试验条件下干喷强化试件寿命是前者的10.4倍;湿喷丸试件寿命最长,是相同条件下干喷强化试件寿命的3.3倍以上。该研究成果对优化薄壁空心结构表面强化工艺及参数具有重要意义。     

基于疲劳热响应的高强钢疲劳剩余寿命预测

为了在不破坏材料的情况下估算服役结构材料的使用寿命,尤其是估算承受过未知周次循环载荷（已受损）的材料剩余疲劳寿命,提出一种预测高强钢试件剩余疲劳寿命的方法。以300M钢为研究对象,在不同的循环应力水平下进行疲劳试验,所有的试验过程使用红外成像仪对试件进行全程温度监控,记录了试件在不同损伤阶段的受激温升斜率以构造包含金属疲劳热响应和疲劳寿命对应关系的“参考斜率曲面系”,并以此为依据估算剩余疲劳寿命。试验结果表明受激温升斜率与疲劳损伤状况,即试件的累计受载周次存在明显的线性关系。经试验验证,发现剩余寿命预测的误差不超过5%,说明该线性关系可作为估算剩余疲劳寿命的指标。     

变幅载荷下改善焊接接头疲劳性能的超声冲击与TIG熔修方法之比较

 在恒幅和变幅两种加载条件下,对16Mn 钢原始焊态和经过超声冲击及TIG熔修处理的焊接接头进行了对比疲劳试验。结果表明: (1) 在恒幅载荷作用下,TIG熔修试件与焊态试件相比,疲劳强度提高37 %左右,疲劳寿命延长2.5 倍;而在变幅载荷作用下, TIG熔修试件与焊态试件相比,疲劳强度提高34 %左右,疲劳寿命延长1.7～1.9 倍。(2) 在恒幅载荷作用下,超声冲击处理试件与焊态试件相比,疲劳强度提高84 %左右,疲劳寿命延长3.5～27 倍;而在变幅载荷作用下,超声冲击处理试件与焊态试件相比,疲劳强度提高80 %左右,疲劳寿命延长2.5～17 倍。(3) 在低中应力水平、中长寿命区域内,无论是在恒幅载荷作用下还是在变幅载荷作用下,使用超声冲击法提高焊接接头疲劳强度较TIG熔修法的效果更好。     

适用于任意应变比的应变寿命新模型

为了提高非对称应变寿命模型预估轮盘疲劳寿命的精度,通过对不同应变比下的试验数据进行多元线性拟合,建立了一种适用于试验数据应变比覆盖范围内任意应变比条件下的应变寿命新模型。结合多种材料的疲劳试验结果,对包含本模型在内的四种常用模型预测结果进行了对比分析。结果显示Morrow弹性修正模型和Morrow-Harford模型的预测结果不稳定;SWT模型预测精度一般,但稳定性较好。本文新模型对CC450不锈钢和SAE1045钢的预测结果基本在2倍分散带内;对GH4133光滑试棒的预估中位寿命比试验中位寿命仅高0.25%,对GH4133中心孔拉伸试件的预估中位寿命比试验中位寿命小3.67%,展示出很好的考虑应变比影响的疲劳寿命预测能力。     

飞机疲劳载荷谱试验研究

介绍了在战斗机谱载作用下的30CrMnSiNi2A和LY12CZ试件的裂纹形成寿命试验,以及在运输机谱载作用下的30CrMnSiA和LY12CZ试件的裂纹扩展寿命试验。对影响疲劳寿命的主要参数,如高载截取、低载截除、载荷顺序以及不同载荷谱型对寿命的影响进行了讨论,得出了一些有重要意义的结论。     

定向凝固镍基高温合金缺口低循环疲劳性能及寿命预测

针对定向凝固(DS)镍基高温合金DZ125开展了850℃条件下不同缺口形式和不同理论应力集中系数(Kt)下的低循环疲劳(LCF)试验研究.利用弹塑性有限元分析缺口根部的应力应变场,并将传统临界距离理论(TCD)及其Kt修正形式引入SWT参数,以此开展缺口试件LCF寿命预测研究.结果表明:高温LCF强度同缺口几何形状关联不大,但具有强的Kt相关性;无论是将尖锐缺口试件作为校准试件还是对临界距离进行平均处理,传统TCD的点方法(PM)及线方法(LM)其寿命预测大于5倍分散带,且预测能力同缺口应力集中程度相关;改进TCD的点方法和线方法可得到小于2倍的分散带,且其预测精度与缺口几何形状无关.由于SWT参数可考虑平均应力(应力比)影响,故根据光滑试件和某Kt下缺口LCF试验数据便可以采用改进TCD预测其他缺口试件在不同应力比下的疲劳寿命,其应用简单、方便.     

缝焊接头疲劳强度降低系数和寿命分散系数的研究

为了研究发动机机匣的低循环疲劳寿命，本文根据机匣的实际情况，设计了焊搭接试件，进行对１Ｃｒ１８Ｎｉ９Ｔｉ材料缝焊搭接接头的疲劳性能测试，并用统计分析的方法得到Ｓ－Ｎ曲线和Ｐ－Ｓ－Ｎ曲线，及其缝焊接头的疲劳强度降低系数和疲劳寿命分散系数，与该材料的光滑试件对比，其结果可以看出，缝焊接头的疲劳强度大大低于光滑试件，而其疲劳寿命分散系数比光滑试件好。     

现代民航客机设计中的整机寿命指标

本文分析了民航客机整机寿命指标的确定原则和发展状况,在此基础上对现代民航客机设计中寿命指标的确定方法进行探讨,并对我国新研民机寿命指标的确定提出了建议。