结构的概率-非概率混合可靠性模型

将影响结构可靠性分析的不确定性因素用概率和非概率两种方式模拟。并基于结构可靠性分析中的概率可靠性模型和非概率集合可靠性模型,提出一种新的结构可靠性分析的概率-非概率混合模型。该模型首先通过将功能函数进行非概率可靠性分析,然后将标准化区间变量空间所有区域的可靠度进行求和计算,从而给出结构的可靠度。并根据相同的不确定信息,由混合可靠性模型与概率可靠性模型得到的结果是相等的,证明了方法的有效性。最后,通过一个典型结构和一个机翼下壁加筋板与传统概率可靠性模型进行比较,表明该混合模型对于结构的分析和设计更为合理,能够更好地保证结构的安全性。     

随机载荷作用下元件断裂可靠性的裂纹长度模型

研究了随机载荷条件下元件断裂可靠性计算的方法,给出了一般和特殊条件下元件断裂可靠性的计算方法,并采用Monte Carlo法模拟裂纹在随机载荷作用下的随机扩展.通过对模拟计算结果的统计分析得出任意给定时刻疲劳裂纹尺寸的分布,以及临界裂纹尺寸的分布,并提出用修改了的裂纹长度模型计算裂纹在随机扩展中的瞬时可靠度和过程可靠度.     

一种包含模糊与区间的统一混合可靠性模型

采用不同的数学工具描述设计变量不确定性时形成了现有的三种结构可靠性分析方法,分别为概率方法、非概率方法以及混合方法。单一的概率可靠性模型发展已经比较成熟,单一的非概率可靠性模型也有不少学者研究。然而尚没有建立包含概率、模糊、非概率的统一混合可靠性模型。本文先把模糊变量隶属函数转化为具有概率密度函数性质的函数,并结合区间可靠性度量获得统一混合可靠性模型。分析结果表明本文提出的混合可靠性模型计算方法可以有效的处理设计变量的不同客观事实。     

元件疲劳可靠性估算的剩余强度模型

 提出了一个估算元件疲劳可靠性的剩余强度模型,讨论了剩余强度模型的一般形式,给出了元件在常幅和变幅载荷作用下的剩余强度的退化模型。在此基础上系统阐述了元件在常幅和多级载荷下的疲劳可靠性分析方法。算例的分析结果与试验结果符合很好,表明所提出的剩余强度模型是合理可行的。     

元件强度可靠性的模糊概率计算模型

首先建立了元件强度可靠性分析时基本变量只具有随机性而元件的安全失效状态含有模糊性时,元件的模糊失效概率Ｐｇｆ计算模型,也称广义概率计算模型,在此模型中给出了两种方法,即基本随机变量法和综合随机变量法;然后给出了基本随机变量具有随机模糊性时元件的Ｐｇｆ的计算模型,此模型中不论元件的安全失效状态是否具有模糊性,Ｐｇｆ均可以表示成条件概率     

直升机动部件二维疲劳/断裂可靠性分析

本文在传统的Miner线性累积损伤理论基础上,提出了概率疲劳和概率断裂的累积损伤理论,并建立了直升机动部件适用的二维概率疲劳和二维概率断裂的寿命可靠性分析模型。     

含缺陷结构非概率可靠性分析方法研究

将基于分段描述的结构非概率可靠性模型引入含缺陷结构的可靠性分析,结合断裂判据,并用分段描述模型刻画未确知变量,实现了非概率的断裂力学分析,克服了概率断裂力学方法对原始数据要求高的局限和未确知信息区间均匀分布模型过于保守的缺陷,有效解决了含裂纹结构在小样本、贫信息场合的可靠性评定问题.通过算例,对文中方法的可行性和有效性...     

强化参数及其标准差对元件疲劳寿命影响的研究

提出了一种处理钉孔挤压强化或干涉配合强化后元件疲劳寿命的可靠性分析方法。它可以由几组不同挤压量（干涉量）的元件疲劳寿命推算出元件在任意挤压量（干涉量）及公差要求情况下,其疲劳寿命提高到某一给定值的概率。从而可以分析不同工艺条件下,强化后元件疲劳寿命的分布情况。     

基于截尾概率-非概率混合模型的可靠性优化算法

针对工程中截尾概率变量与非概率变量同时存在的情况,给出一种新的截尾概率与非概率混合可靠性模型。在该混合可靠性模型基础上,按照可靠性指标(RIA)法给出双层嵌套可靠性优化模型,并采用改进搜索策略后的ST-Powell优化算法在外层搜索设计变量的最优值,内层采用能保证收敛的改进的有限步长迭代法求解混合可靠性指标。数值算例表明,改进搜索策略后的ST-Powell优化算法的全局寻优性得到显著提升;改进搜索策略后的ST-Powell优化算法与改进的有限步长迭代法相结合求解双层嵌套混合可靠性优化模型的正确性得到验证,且对于非线性程度较高的极限状态函数同样能够得到满足截尾概率与非概率混合可靠性模型指标要求的最优解,并对工程结构算例具有很好的适应性。     

含裂纹燃气涡轮叶片结构非概率可靠性分析

涡轮叶片是燃气轮机装置中失效最频繁的工作部件,其主要的失效模式之一为裂纹扩展而引起的疲劳断裂失效。以含裂纹燃气涡轮叶片为研究对象,根据其典型启动运行工况制定载荷谱,通过瞬态热弹塑性有限元分析确定叶片失效的危险部位,并据此建立含裂纹叶片的实体模型;根据瞬态热弹塑性分析结果和J积分强度判据,对含裂纹叶片进行非概率可靠性分析。通过工程实例,验证了结构非概率可靠性综合模型的可行性和可操作性,为非完善结构的可靠性分析评定提供了新的方法体系。     

直升机动部件的疲劳损伤与可靠性分析

针对直升机动部件的载荷特点和疲劳损伤型式,在确定某型直升机旋翼检查周期时, 以Weihull型S-N曲线公式为基础,结合Miner线性累积损伤法则计算安全使用寿命,依据概率断裂力学理论建立具有角裂纹型初始缺陷结构的损伤容限分析模型,由此可获得保证一定可靠度的使用寿命和检查周期,对此型直升机旋翼动部件寿命评定与监控有重要的工程应用价值。     

桨叶结构裂纹损伤检测和剩余寿命评估方法

研究了一种基于力残差向量的桨叶结构损伤检测和剩余寿命评估方法,从桨叶有限元模型出发构造了一种节点力残差向量,分析力残差向量可确定损伤位置和损伤程度。引入裂纹单元模型将损伤的大小量化为等效裂纹长度,桨叶结构损伤用等效裂纹大小表示。从腐蚀疲劳断裂理论出发,建立了损伤扩展模型,得到了桨叶结构剩余寿命估计曲线。最后,通过实例验证了方法的可行性和有效性。     

Coupling damage and reliability model of low-cycle fatigue and high energy impact based on the local stress–strain approach

Fatigue induced products generally bear fatigue loads accompanied by impact processes,which reduces their reliable life rapidly. This paper introduces a reliability assessment model based on a local stress–strain approach considering both low-cycle fatigue and high energy impact loads.Two coupling relationships between fatigue and impact are given with effects of an impact process on fatigue damage and effects of fatigue damage on impact performance. The analysis of the former modifies the fatigue parameters and the Manson–Coffin equation for fatigue life based on material theories. On the other hand, the latter proposes the coupling variables and the difference of fracture toughness caused by accumulative fatigue damage. To form an overall reliability model including both fatigue failure and impact failure, a competing risk model is developed. A case study of an actuator cylinder is given to validate this method.     

DFR法在结构疲劳优化设计中的应用

 提出了基于有限元分析的细节疲劳额定值(DFR)疲劳可靠性分析方法,将有限元分析与疲劳分析进行关联,编写基于有限元分析的DFR法分析软件(FEM-DFR),对试验件进行疲劳寿命分析,与试验对比吻合较好,验证了方法的准确性。在此基础上,针对疲劳优化周期长和效率低的问题,开发了集成Patran/Nastran、FEM-DFR和iSIGHT的疲劳优化平台,在此平台上完成了某型飞机作动筒支座细节的优化,该平台数据传输流畅、操作效率高、优化质量好,具有一定的工程应用价值。     

涡轮轴低周疲劳寿命可靠性分析及优化设计方法研究

为保障涡轮轴在多种不确定性因素影响下的可靠性和寿命性能,建立了涡轮轴低周疲劳寿命可靠性分析与优化设计方法.搭建了涡轮轴结构分析、可靠性分析和可靠性优化设计的参数化平台,实现了设计参数的不同访问值处结构分析和可靠性分析的自主调用.提出了改进Monte Carlo结合自适应Kriging的算法(A-MCS-AK),通过多点...     

离心通风器壳体失效分析

根据某发动机离心通风器6个故障件的破坏形貌分析结果以及简化模型的光弹性试验和有限元计算结果建立离心通风器壳体力学模型,并通过计算的名义应力探讨结构失效原因并提出排故措施。研究结果表明,由于壳体在油气混合环境中使用,其肋的转接台阶处具有高的应力集中、材料铸造表面粗糙、组织疏松等缺陷,助的截面尺寸公差太大等多种因素造成零件的可靠性降低。     

基于损伤权重的混合多钉连接件疲劳寿命预测方法

复合材料与金属材料混合多钉连接形式是当代飞机结构中最常见的连接形式,因此对于混合多钉连接件疲劳性能的研究有助于提高对飞机结构疲劳损伤的认知。针对以Ti-6Al-4V钛合金为螺栓的ZT7H/QY9611碳纤维增强树脂基复合材料连接板与30CrMnSiNi2A金属连接板混合多钉连接结构进行数值分析和试验研究。利用有限元方法,分别对复合材料和紧固件进行疲劳损伤预测,估算复合材料连接板上螺栓孔附近的损伤,依据复合材料和紧固件的损伤量所占权重,提出了以紧固件分布和复合材料连接板铺层层数为参数的经验公式,进而有效提高混合多钉连接结构疲劳寿命的预测精度。利用试验结果将螺栓孔损伤形式进行分类讨论,探索混合多钉连接件的损伤演化方式;利用C扫描技术得到复合材料分层损伤结果,与模拟结果进行对比分析,进一步解释了模型的合理性。与试验结果对比可以看到,考虑损伤权重的寿命预测值与试验值的对数误差仅为1.1%,相对于不考虑损伤权重方法的8.4%的对数误差,该模型寿命预测精度显著提高。     

镍基单晶合金叶片疲劳寿命预测方法研究

研究了3种针对镍基单晶合金各向异性低循环疲劳寿命建模的方法,分别为基于单晶合金弹性模量与晶体取向相关性的方法,与各向异性屈服函数相关的方法和传统滑移系的方法。对基于屈服函数的方法进行了修正以将其应用于单晶合金。利用公开文献中DD3单晶合金的低循环疲劳数据对修正的模型进行了验证,并对采用这3种方法得到的数据进行了比较。结果表明:修正的疲劳寿命模型和基于取向函数的寿命模型的预测结果与试验数据相比基本落在3倍分散带内,而采用基于滑移系的方法所得结果在4倍分散带内。基于屈服函数的修正模型和另外2种模型均可以较好地与3维有限元应力分析直接衔接,便于涡轮叶片结构级的寿命预测。     

PROBABILITY DAMAGE TOLERANCEEVALUATION METHOD FORMULTI-CRACKED STRUCTURE

ＰＲＯＢＡＢＩＬＩＴＹＤＡＭＡＧＥＴＯＬＥＲＡＮＣＥＥＶＡＬＵＡＴＩＯＮＭＥＴＨＯＤＦＯＲＭＵＬＴＩ－ＣＲＡＣＫＥＤＳＴＲＵＣＴＵＲＥＴｏｎｇＭｉｎｇｈｏ；ＦｅｉＢｉｎｊｕｎ；ＬｉｕＷｅｎｔｉｎｇ（ＢｅｉｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＡｅｒｏｎａｕ...