基于双重响应面法的航空发动机叶片振动概率分析

为了更精确地研究航空发动机叶片通过共振转速区发生短时间共振时的可靠性,在考虑共因失效(由振动一种因素引起的叶片变形和应力失效)的基础上,提出了航空发动机振动可靠性分析方法的双重响应面法。通过模态分析和谐响应分析得到叶片的最大变形和最大应力,选取密度、转速和气动力为输入变量,变形和应力为输出响应,建立了叶片最大变形和最大应力的响应面数学模型,在考虑转速、气动力、材料密度的基础上,得出了叶片的可靠性。分析结果表明:当叶片的允许变形量均值为2.45mm,方差为0.0368 mm,许用应力均值为540MPa,方差为8.1 MPa时,可靠性概率为99.14%。通过与Monte-Carlo法进行比较,验证了双重响应面方法在叶片发生短时间共振中的可行性和有效性。     

基于双重极值响应面法的叶盘联动可靠性分析

为了更准确地研究变形和应力对航空发动机叶盘性能的影响,在湍流模型理论和叶盘流场模型的基础上,提出了一种可靠性分析方法即双重极值响应面法(Dual Extremum Response Surface Method,DERSM)。在分析中考虑气体压力和离心力作用,合理选取随机输入变量,得到叶盘结构的总体最大变形和最大应力,并作为输出响应;对随机变量进行抽样,通过抽样点拟合各自的极值响应面方程;结合蒙特卡洛法对两个极值响应面模型进行联动抽样,计算出了航空发动机叶盘的可靠性概率。实例仿真表明:当叶盘最大允许变形量为4.2mm,最大许用应力为7.5×10~2MPa时,其可靠性概率为98.61%。与极值响应面法(Extremum Response Surface Method,ERSM)相比,DERSM在保证计算精度的前提下,计算效率提高23.52%,验证了DERSM在叶盘可靠性分析方面的有效性。     

考虑状态与基本变量随机模糊性的广义响应面可靠性分析

针对复杂结构、机构可靠性分析中的隐式极限状态方程,建立了可以同时考虑基本变量和失效一安全状态随机模糊双重不确定性因素的广义响应面可靠性分析方法。该方法采用模糊基本变量的等效随机化变换,在不改变基本变量模糊分布的情况下,建立了基于有限元分析的复杂结构、机构多个随机一模糊基本变量情况下的广义响应面法,利用广义响应面函数和模糊随机事件概率的计算公式,定义了复杂结构、机构广义失效概率的计算公式,并给出了多个模式情况下体系同时考虑状态和基本变量随机模糊性的广义失效概率计算公式。在弹性连杆机构强度刚度多模式广义可靠性分析的应用算例说明了所提方法的合理性。     

航空发动机叶盘结构应力和变形的概率分析

为了更准确地描述航空发动机叶盘结构的变形以及控制的合理性,提出了1种高效、高精度的概率分析方法,即极值响应面法(ERSM,Extremum Response Surface Method),在分析中考虑了典型载荷(如热载荷和离心载荷)的动态性和边界条件的非线性等因素,合理地选取输入变量且考虑了参数的随机性和不确定性等,通过确定性分析得到叶盘结构的总变形和应力分布随时间的变化规律,同时找到其变形最大点作为概率分析的输入目标。通过科学合理的概率分析,不仅获得了其可靠度、拟合样本、样本直方图、极值响应面和累计概率分布函数并且对其应力分布和总变形进行灵敏度分析,得到了叶盘结构变形和应力分布的主要影响因素,同时给出了应力与总变形的相关性。最后,将ERSM与Response Surface Method(RSM)和Monte Carlo(MC)法进行比较分析,验证了ERSM在航空发动机叶盘结构分析中的有效性。     

基于分解协调移动极值响应面法的多构件结构动态可靠性分析

多个构件装配而成的复杂结构可靠性分析存在计算流程繁琐、计算效率低的问题。基于极值响应面 法、移动最小二乘法和分解协调的策略,提出分解协调移动极值响应面法(DCMERSM),对考虑流-热-固耦 合作用的航空发动机高压涡轮叶盘径向变形进行动态可靠性分析,通过对比直接模拟和分解协调极值响应面 法(DCERSM),对 DCMERSM 在 建 模 特 性 和 仿 真 性 能 方 面 的 有 效 性 和 适 用 性 进 行 验 证。 结 果 表 明: DCMERSM不仅适用于转子机械动态可靠性分析,同时还可以用于复杂机械多构件结构可靠性分析。     

航空发动机涡轮叶片径向变形的概率分析

为描述航空发动机涡轮叶片径向位移的变化规律,改善叶尖间隙设计和控制的合理性,考虑多种随机变量,融合有限元和响应面方法进行了叶片径向变形的概率分析。通过对涡轮叶片在典型载荷下的热分析和结构分析,计算出叶片变形随时间的变化规律,并找出最大位移点作为概率分析的计算点;在计算点处考虑热载荷和离心载荷作用,结合响应面拟合蒙特卡洛法计算出了危险点处的叶片径向变形的分布概率和符合设计要求的可靠度,并分析了影响间隙量的随机因素的灵敏度。结果表明:叶片径向变形量和安全变形概率基本符合设计要求;影响叶片径向位移变化的主要因素是温度、转速和质量。     

涡轮转子径向变形多目标协同稳健性优化

考虑到涡轮转子径向变形对涡轮叶尖径向间隙以及篦齿径向封严间隙的影响,提出涡轮转子径向变形多目标协同稳健性优化方法。利用基于Kriging模型的分布式协同响应面法(DCRSM)分别建立涡轮转子和涡轮篦齿的参数与径向变形间的响应面模型,并求解单目标下的稳健最优解。采用理想点法建立涡轮转子和篦齿径向变形多目标协同稳健性优化模型,并进行多目标协同稳健性优化求解。优化结果显示:提出的多目标协同稳健性优化方法与单目标稳健性优化方法相比涡轮转子和篦齿径向变形量的标准差分别降低了2.6%和4.9%。提出的方法为涡轮转子参数设定提供一定的参考。      

基于加权线性响应面法的神经网络可靠性分析方法

在加权线性响应面法的基础上,提出隐式极限状态方程可靠性分析的神经网络方法。加权线性响应面法不仅形式简单、易于实现,而且可以很好的近似极限状态方程的设计点,但它却不能适应非线性极限状态方程的失效概率计算。神经网络对非线性极限状态方程有很强的近似能力,但神经网络的迭代不如加权线性响应面法那么简单易行,因此提出加权线性响应面与神经网络相结合的可靠性分析方法,这种方法既保证对设计点的精确近似,也保证对设计点附近的非线性极限状态方程的很好近似。与加权线性响应面法相比,本方法计算失效概率的计算工作量有所增加,但对非线性极限状态的计算精度却大大提高。算例充分显示所提算法的合理性和可行性。     

航空发动机整体叶盘结构刚度的多目标优化

针对航空发动机多级整体叶盘结构在工作过程中变形过大的问题,以参数化结构的多目标优化数学模型为基础,对代理模型生成的响应面进行遗传算法寻优,获取控制条件下的最佳刚度结构,并根据响应面的局部敏感度结果改进了结构方案。结果表明:运用多目标遗传算法能够有效实现多级整体叶盘的刚度优化,最终在控制质量仅增加10.5%的前提下,使最大轴向变形减小28.8%,最大总变形减小1 5.8%;提出的改进结构方案有效改善了结构的抗变形能力,进一步提高了结构的刚度优化潜力。     

考虑榫槽/榫齿配合间隙的叶盘结构疲劳寿命稳健性优化研究

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。