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为了更好地满足榫齿结构的设计、加工和制造需求,同时提高叶盘结构的疲劳寿命稳健性,利用有限元方法对不同配合间隙下的应力应变进行计算,揭示并分析了叶盘结构疲劳寿命随配合间隙的变化规律,综合考虑载荷、材料参数、配合间隙不确定性的情况下,利用二次多项式响应面分别建立了随机变量与叶盘疲劳寿命的近似函数关系,并结合多目标规划理想点法建立了叶盘结构疲劳寿命多目标稳健性优化模型。优化结果表明:叶片、轮盘疲劳寿命均值分别增加了3.24%和1.93%,疲劳寿命概率区间分别降低了10.13%和8.16%,叶盘结构疲劳寿命对参数变化的敏感度降低,有利于更加准确地进行寿命评估。 相似文献
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针对常规设计中对功能函数失效状态规定与常识不符这种情况,提出了考虑模糊失效准则的结构疲劳寿命可靠性,将结构寿命视为随机变量,而设计寿命视为模糊变量,研究了设计寿命服从线性L-R分布时的结构疲劳寿命可靠度,给出了随机载荷下结构疲劳寿命概率密度函数的确定方法,并提出了随机变量与模糊变量相组合时的一种新的可靠度数值计算方法,该方法先利用Gauss-Legendre积分将模糊可靠度求解的二次积分转换成一次积分,列出与Legendre多项式零点相对应的阀值,然后在给定的阀值下,将设计寿命转化成普通的截集区间,在截集区间内假定结构疲劳寿命概率密度函数服从均匀分布,利用Monte Carlo模拟得到对应于该阀值的结构疲劳寿命可靠度值。数值结果表明,常规设计下结构的疲劳寿命可靠度偏于危险。 相似文献
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机载蒸发循环系统动态仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
从部件的数学模型出发,根据闭环系统各部件的耦合关系,建立了机载蒸发循环系统的动态数学模型。对充注R142b的机载蒸发循环系统进行了动态仿真,仿真数据与试验数据基本吻合,仿真方法可靠,可以作为机载蒸发循环系统优化及系统控制的依据。 相似文献
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为了清晰地反映涡轮叶片的疲劳-蠕变交互作用,提高寿命预测结果的准确性及可靠性,并改善涡轮叶片疲劳寿命对随机变量的敏感程度,分别采用Manson-Coffin公式和Larson-Miller方程计算了涡轮叶片的低循环疲劳寿命和蠕变持久寿命,利用修正的时间-寿命分数法计算了涡轮叶片疲劳-蠕变损伤,在此基础上,将响应面法(RSM)与果蝇优化算法(FFOA)相结合,考虑载荷、材料参数、疲劳-蠕变交互程度的不确定性,对涡轮叶片疲劳寿命进行了稳健性优化设计。优化结果表明:涡轮叶片疲劳-蠕变小时寿命的概率区间减小了8.48%,验证了该优化方法的工程可行性。 相似文献
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机械结构作为机载蒸发循环系统主要的支撑件,具有较大的质量并承受来自直升机的振动冲击作用,其结构性能影响着整个系统的正常功能,在保证足够强度和刚度的前提下,对结构进行轻量化设计具有重要的理论意义和实用价值。首先,采用ANSYS软件对机载蒸发循环系统进行有限元分析;然后,借助Pro/E与Ansys Workbench之间的双向参数实时传递功能,对结构进行参数化设计,在此基础上采用灵敏度分析法获取对模型优化目标影响较大的关键尺寸参数;最后,采用多目标遗传算法对结构进行优化设计。结果表明:在满足设计要求的前提下,结构质量比原来减少了24.4%,得到了最佳结构参数,实现了轻量化目的。 相似文献
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某型导弹吊挂结构疲劳寿命与基本变量(尺寸、材料、载荷)之间关系难以用解析式准确表达,使得传统基于应力-强度干涉理论的解析可靠性分析方法难以被应用。借助MSC/PATRAN建立了该型导弹吊挂的有限元模型,通过静力学及疲劳寿命分析,建立了结构疲劳寿命与基本变量之间的响应关系。以结构危险部位的几何尺寸作为随机变量,采用加权二次响应面法拟合得到了吊挂结构的极限状态方程;用改进一次二阶矩法进行可靠性及灵敏度分析,得到了吊挂结构在设计寿命内发生疲劳失效的概率。灵敏度分析发现:倒角半径是影响吊挂结构寿命的主要因素,尺寸加工误差是导致寿命分散性较大的主要原因。 相似文献
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基于涡轮盘结构的低循环疲劳设计流程,将概率设计理念融入设计过程中,提出了涡轮盘低循环疲劳的概率设计流程。首先进行涡轮盘结构的优化分析,其中以确定性设计准则作为约束条件;以优化结构方案为基础,考虑参数的随机性,对涡轮盘低循环疲劳进行可靠性分析;以低循环疲劳寿命的可靠度为概率设计准则,对涡轮盘进行反复的设计和计算验证,通过修改结构尺寸完成涡轮盘低循环疲劳的概率设计。同时,根据灵敏度分析结果,讨论了设计变量的分散性对涡轮盘寿命的影响,为进一步提高结构的可靠性提供了新的研究思路。结果表明,按照概率设计观点确定的涡轮盘结构兼顾性能和可靠性,在满足可靠度的前提下降低涡轮盘的重量。同时该概率设计流程简单方便,易于工程的推广应用。 相似文献
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为了得到一种适用于涡轮叶片复杂结构并同时考虑可靠性及稳健性的多学科设计优化方法,将6sig-ma可靠性及稳健设计优化方法与多学科可行方法(MDF)相结合,采用二阶Taylor展开法进行可靠性及稳健性分析,实现了涡轮叶片多学科6sigma可靠性及稳健设计优化。使用Kriging近似模型并不断提高模型精度,解决了多学科可行方法计算量较大的问题。实例分析表明,与确定性多学科设计优化相比,采用该方法得到的涡轮叶片可靠性及稳健性均有大幅度提高,同时设计目标最优,满足工程应用的要求,验证了该方法在工程应用中的可行性。 相似文献
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基于响应面法的可靠性稳健设计优化 总被引:2,自引:2,他引:0
针对极限状态函数和结构性能函数为隐式的结构可靠性稳健设计优化问题,将结构性能稳健性、可靠性灵敏度稳健性与6σ稳健设计思想相结合,建立了一种基于响应面法的可靠性稳健设计优化模型并给出了具体算法.采用多项式拟合结构性能函数和极限状态函数,推导了基于响应面函数的1阶可靠度指标以及性能函数均值和均方差的计算方程;将结构可靠度作为基本约束条件,采用序列二次规划法得到稳健设计优化结果.运用该方法对某涡轮叶片型线进行设计优化,经过优化后,静、动叶的动能效率均值分别提高1.5%和6.4%,动叶片最大应力均值下降7.9%,动叶叶身最大变形均值下降5.6%,动叶片结构强度可靠度由初始的91.3%提高到了99.9%. 相似文献
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考虑到参数不确定性对转子径向变形的影响,提出了1种基于分布式协同响应面的涡轮转子径向变形稳健性优化方法。首先,利用Kriging模型建立各部件参数与径向变形响应面子模型,然后利用分布式协同响应面方法建立全局参数与转子径向变形的系统响应面模型。其次,利用系统响应面模型建立涡轮转子径向变形稳健性优化模型,并采用果蝇优化算法来进行稳健性优化求解。优化后涡轮转子径向变形的均值以及标准差比优化前分别降低了7.3%和4.97%,计算结果表明:该方法在工程应用中的可行性和有效性。 相似文献
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航空发动机结构可靠性优化方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
通过采用多项式响应面的近似模型和模拟退火寻优技术.建立了航空发动机结构可靠性优化方法:采用多项式响应面为近似模型构造状态变量和目标函数与设计变量的关系,并采用模拟退火算法对响应面模型进行寻优,通过替代距离目标最远点,重构响应面进行模拟退火寻优。涡轮盘结构可靠性优化分析算例结果表明,涡轮盘结构在满足强度和寿命可靠性约束前... 相似文献