考虑应力松弛的涡轮盘蠕变-疲劳寿命可靠性分析方法

提出了考虑材料蠕变应变模型参数分散性及应力松弛效应的涡轮盘蠕变-疲劳寿命可靠性分析方法。首先建立蠕变应变概率模型;然后采用响应面法分别回归蠕变和疲劳损伤函数;通过蒙特卡洛法模拟总损伤分布及寿命可靠度。同时提出给定可靠度的寿命计算方法和两种考虑应力松弛的涡轮盘蠕变-疲劳寿命可靠度分析简化方法。通过算例验证了方法的有效性。     

基于应变的结构疲劳寿命概率模型

对航空铝合金7050-T7451疲劳试验数据进行统计分析,得出其对数寿命的标准差与均值近似呈线性关系。在此基础上建立了高循环疲劳和低循环疲劳都适用的基于应变的疲劳寿命概率模型,进一步根据对数寿命均值的置信下限和标准差的置信上限给出了置信水平0.95的概率模型,并应用该模型进行了某航天器机械臂的疲劳可靠性分析,得到了其寿命分布及可靠度水平0.9987的臂管寿命。     

对称随机循环应力作用时零件的疲劳可靠度和寿命的预测方法

以Ｍｉｎｅｒ理论为基础，考虑到影响疲劳损伤的主要物理量实际上为随机变量，提出单个循环的疲劳损伤量δ、零件的疲劳损伤强度Ｋ、零件的总疲劳损伤量Ｄ的计算式。从这３个随机变量出发，建立了一种疲劳累积损伤的概率模型。在对称随机循环应力作用时，可用该模型计算零件的可靠度和疲劳寿命。     

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。     

疲劳损伤阀值研究

 提出了一种新的疲劳损伤阀值,它是一个随机变量。疲劳寿命在一定显著水平下服从对数正态分布,由此可以证明疲劳损伤阀值服从正态分布。另外,通过统计检验,验证线性累积损伤也服从正态分布。因此,新定义的疲劳损伤阀值与线性累积损伤之间在分布形态上是一致的。还给出了带有可靠度和置信度的疲劳损伤阀值。     

轮盘低周疲劳寿命的可靠性研究

利用R.W.Landgraf的低周疲劳寿命公式, 建立累积损伤的低周疲劳寿命的失效方程, 以此方程为基础利用H-L方法求其可靠度。推导了在非线性的弹塑性状况下的随机有限元法, 从而使低周疲劳寿命可靠性得以计算。      

复杂结构部件概率疲劳寿命预测方法与模型

针对多部位损伤(MSD)复杂结构部件的疲劳寿命预测问题,通过定义损伤临界值随机变量,分析、讨论了寿命概率分布、损伤概率分布、损伤临界值概率分布的属性及其之间的关系,研究了概率损伤累积原理,提出确定累积损伤临界值概率分布的方法,建立了概率累积损伤准则。基于多层次统计分析技术和系统层可靠性建模原理,构建了复杂结构部件的概率寿命预测模型;通过各关键部位的损伤累积和结构系统的失效概率计算,实现了复杂结构部件概率疲劳寿命预测,通过典型算例展示了方法及模型的应用。     

结构系统疲劳寿命可靠性分析理论与算法

以满足自相容条件的概率型线性累积损伤理论为依据,在阶段临界强度分枝-约界法的基础上,提出了给定外载和使用寿命条件下计算结构系统疲劳寿命可靠度的全局疲劳寿命分枝-约界法。采用此方法可严格确保在一级和多级搜索纵深的条件下不遗漏结构系统的主要失效模式。     

含多裂纹结构的概率损伤容限评定方法

将概率断裂力学理论与损伤容限／耐久性设计方法有机地结合起来,考虑结构初始疲劳裂纹尺寸及其扩展过程的随机性,建立了裂纹相互独立条件下的多裂纹结构的全寿命概率损伤容限评定模型,并成功地运用于机翼主梁的可靠性评定,给出指定疲劳寿命下的安全可靠度或指定安全可靠度下的安全疲劳寿命。     

基于BP神经网络的材料疲劳寿命可靠性仿真

疲劳累积损伤是一个非稳态过程中以遗传算法优化后的三层BP神经网络来真实描述疲劳损伤的复杂关系，并检验了BP网络模型的准确性。考虑到材料疲劳损伤临界值和载荷的分散性，建立了疲劳失效动态准则，运用蒙特卡罗随机抽样法来仿真材料疲劳寿命的可靠性。对调质45号钢在随机载荷和两级载荷作用下，进行疲劳寿命可靠性仿真，与实验结果和理论分析比较吻合。     

飞机起落架结构模糊疲劳可靠性分析

应用模糊数学方法对常规疲劳可靠性分析方法无法处理的模11?性不确定性问题进行描述,以某型飞机前起落架为例,根据起落架的试验载荷谱进行疲劳损伤分析.在此基础上,建立了基于Miner线性疲劳累积损伤及模糊数学理论的"累积损伤一临界损伤"动态于涉模型,定量分析起落架可靠性随疲劳寿命的变化规律.     

2024-T3铝合金孔板高低周复合疲劳试验研究

对2034-T3铝合金孔板试件进行了高低周复合疲劳性能试验,研究高低周循环次数比对复合疲劳寿命的影响,建立了高低周循环次数和应力幅比与高低周复合疲劳寿命之间的关系式,并对现有损伤累积模型的适用性进行了分析讨论。试验和分析结果表明：随着高低周循环次数增大,复合疲劳寿命有显著的降低,复合疲劳寿命与高低周循环次数比呈对数线性关系。现有的累积损伤准则对试验结果的预测偏于危险,非线性累积损伤准则优于线性累积损伤准则。     

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。     

涡轮盘持久及低周疲劳寿命可靠性评估

为评估涡轮盘持久及低周疲劳寿命可靠性,考虑涡轮盘材料及载荷的分散性,采用响应面法与蒙特卡洛法相结合的方法,建立涡轮盘持久寿命可靠性分析模型。对给定中间以上状态工作时间400 h的涡轮盘进行持久寿命可靠度计算,并考察应力松弛效应对涡轮盘持久寿命的影响。在持久寿命可靠性分析的基础上,根据Miner线性累积损伤理论,对考虑蠕变损伤的涡轮盘低周疲劳寿命进行可靠性评估。结果表明,该涡轮盘满足400 h持久寿命、寿命安全系数1.5,及1 500周低周疲劳寿命、寿命安全系数2.0的使用要求。     

碳纤维/双马复合材料层板疲劳损伤累积和寿命估算

给出了T300/QY8911材料单向板和多向层合板在不同应力水平下的拉-拉疲劳试验结果,提出了以疲劳应变累积为基础的损伤累积模型和相应的寿命估算方程。对于以纤维断裂和基体拉伸开裂损伤累积为控制因素的层板,理论结果与试验值十分吻合。     

7B04-T6铝合金腐蚀疲劳交替寿命预测模型

利用7B04-T6铝合金进行了预腐蚀试验和"腐蚀+疲劳+腐蚀+疲劳+……"交替模式作用下的腐蚀疲劳交替试验.试验结果表明:在腐蚀疲劳交替作用下,试验件寿命比相同腐蚀时间作用下的预腐蚀试验件寿命长.利用试验结果建立了基于损伤力学和非线性损伤累积理论的腐蚀疲劳交替寿命预测模型.提出了利用损伤指数描述腐蚀损伤和疲劳损伤在交替过程中的耦合关系,并分析了损伤指数变化对模型迟滞因子和模型预测精度的影响.通过模型分析,在腐蚀疲劳交替过程中,疲劳加载次数对寿命的影响大于腐蚀时间的影响,并且随着加载次数增加试验件的寿命也增加.      

结构振动疲劳的工程分析方法

介绍了结构振动疲劳的概念；引入了结构在周期振动载荷和随机振动载荷作用下的振动疲劳曲线；提出了振动疲劳的线性和式累积损伤关系式以及振动疲劳的破坏判据；从工程角度给出飞机结构在随机振动载荷作用下的寿命分析方法，即利用正弦共振S-N曲线进行随机分析的方法以及借用声疲劳分析技术计算随机振动疲劳的方法等。     

单轴非线性连续疲劳损伤累积模型的研究

首先在连续疲劳损伤理论的基础上,根据疲劳损伤过程中金属材料韧性的变化特点,建立一种新的非线性疲劳损伤累积模型。该模型考虑了疲劳极限、平均应力以及损伤参量与加载参数的不可分离的特点,并且能够反映出加载顺序的影响。然后推导出该疲劳损伤累积模型在多级加载下的递推公式。经３种金属材料的疲劳试验数据验证结果表明,用该模型预测疲劳寿命,其结果令人满意的。     

基于功率谱密度的结构声疲劳寿命估算方法研究

针对航空结构的声疲劳破坏问题,提出了结构声疲劳寿命估算的两种方法:时域统计法和功率谱密度法,其主要采用功率谱密度方法,应用振动理论、强度理论、M iner线性累积损伤理论和S-N曲线关系式等相关理论,建立了结构受窄带和宽带随机噪声载荷作用下的疲劳寿命估算公式,为工程上估算结构疲劳寿命提供了一定的参考价值。     

基于疲劳寿命的复合材料舱体分级优化分析

为构建三维应力状态复材结构疲劳寿命模型,提出由刚性元和弹簧元来模拟层间作用,结合二维板元构建三维有限元模型。借助典型应力比下的疲劳试验结果和损伤模型,结合等寿命曲线转化理论,发展一种任意应力比下的疲劳寿命分析方法。引入复合累积损伤建立多轴循环应力下的疲劳寿命模型。借助应力分析、静强度和疲劳累积损伤失效分析及材料性能退化模型,模拟面内和层间损伤产生、发展直至整体破坏过程,得到疲劳寿命。通过层合板疲劳寿命预测值和试验结果对比,验证所建模型的正确性。考虑设计变量空间复杂性,采用二级优化方法:系统级布局优化和子系统级尺寸优化。采用自适应遗传算法,以质量最小为目标函数,以疲劳寿命要求为约束条件,对复材舱体进行优化。建立基于多轴应力疲劳寿命的复材结构优化框架,为复材结构优化设计提供参考。 