基于威布尔分布的C-T曲线通用性分析

为研究载荷谱、恒幅应力水平及裂纹尺寸对疲劳寿命预腐蚀影响系数C(T)的影响,建立了基于疲劳寿命服从威布尔分布的C(T)对比法.地面停放预腐蚀对结构疲劳寿命的影响规律可以用C-T曲线表示,当预腐蚀疲劳寿命位于长寿命段,常假定其服从威布尔分布,C(T)为预腐蚀后和未腐蚀结构特征寿命的比值.取预腐蚀疲劳寿命分布函数的形状参数为材料常数,采用极大似然方法估计特征寿命,得到其分布特性,从而建立了C(T)估计量的分布特性,构造了不同环境下的C(T)统计对比法,用于C-T曲线通用性分析. 试验数据分析表明,当取疲劳寿命服从威布尔分布时,C-T曲线与载荷谱、应力水平及裂纹尺寸基本无关.     

结构原始疲劳质量分布确定方法的改进

现有的三参数威布尔分布描述结构原始疲劳质量的方法对于工程应用中的小样本试验,存在参数估计值性差,直接影响结构经济寿命的评定,本文提出了原始疲劳质量的双参数威尔分布模型,并采用极大似然法估计分布函数参数,讨论了结构损伤度与分布参数置信区间的关系,进而研究了形状参数给定条件下的单参数威布尔分布模型以及结构损伤度的变化规律,通过应用实例对三参数威布尔分布,双参数威布尔分布和单参数威布尔分布进行了对比分析     

涡轮叶片的网格参数化方法及其寿命可靠性优化

涡轮叶片的寿命可靠性优化对保障发动机安全，提高发动机使用寿命具有重要意义。传统的确定性优化由于没有考虑不确定性因素的影响，其结果往往导致结构可靠性低，严重威胁发动机的安全。针对复杂的含气膜孔几何变量的涡轮叶片几何构型，提出局部参数化网格变形方法，在关注的叶片前缘部分采用六面体网格，并利用局部网格变形法实现其参数化变形，其他部分采用四面体网格，以缩短其网格划分时间，提高其网格划分效率。所提方法实现了不确定条件下的含气膜孔几何变量涡轮叶片的寿命可靠性优化，在满足可靠性约束和几何约束的条件下，使得涡轮叶片基于不确定性的寿命均值提高了18.36%。     

服从不同分布的疲劳寿命分散系数分析

民机结构的疲劳寿命服从双参数威布尔分布,其分散系数与战斗机基于对数正态分布的疲劳寿命分散系数存在明显的不同.为分析疲劳寿命服从这两种不同分布时分散系数的区别和联系,导出了疲劳寿命服从双参数威布尔分布时的理论和试验用疲劳寿命分散系数计算公式;并从理论基础和数值计算结果两个方面,对服从对数正态分布和双参数威布尔分布的疲劳寿命分散系数进行了对比,所得的结论对确定民机结构疲劳寿命分散系数提供了重要的技术依据.     

薄膜热电偶热氧化可靠性及结构优化

航空发动机涡轮叶片处于发动机温度最高的部位，将薄膜材料制备于待测物表面形成热电偶传感器，可及时有效的对涡轮叶片进行测温。薄膜热电偶多层膜间的热氧化界面扩散失效是导致薄膜可靠性不高的主要原因之一，基于Fick第二定律提出多层膜扩散可靠性模型，定量描述薄膜热电偶扩散失效机理，通过仿真计算，结合粒子群算法，以薄膜寿命最大为目标，寻优得到各膜层对应的最佳结构，为结构工艺上提高薄膜热电偶寿命的研究提供了一定的借鉴。     

数控车床故障分布的两重威布尔分段模型

为了定量地分析数控车床故障分布规律,同时也为提高其可靠性水平提供理论依据,在历时2年多收集14台数控车床故障数据的基础上,对数控车床故障率曲线的特征进行了分析,应用概率统计数学方法,建立了数控车床故障分布的两重威布尔分段模型,运用威布尔概率纸图分析法进行参数估计,据此对观测值进行了曲线拟合,拟和结果证明了分段模型的正确性.采用Laplace趋势检验法对模型进行了检验验证.从建立的两重威布尔分段模型和相应的故障率曲线上都可以区分出数控车床的早期故障期和偶然故障期,经计算早期故障期大约是5个多月,这与机床用户反映的使用初期的半年内故障频繁、故障率高相一致.该系列数控车床在使用中存在早期故障期,说明其早期故障在出厂前未被有效排除,降低了其可靠性水平.     

基于系统可靠度的发动机组方案优化选择方法

某大型系统的动力装置由三台发动机构成,动力装置的设计方案有2种:两台以额定功率运行一台贮备,一台故障后切换贮备发动机的冷储备方案和三台同时降功率工作,一台故障后另两台以额定功率运行的降功率方案.假设每台发动机寿命服从威布尔分布的情况下,对这两种方案分别建立了可靠性模型,并依据额定功率和降功率下的发动机的寿命分布,分别给出在这两种设计方案下的动力装置的可靠度随时间变化的曲线.然后,根据这两种不同方案下可靠度随时间变化的曲线,选择此动力装置的发动机组的最佳优化方案.最后,给出实例说明此方法的可行性.     

芯片互联结构断裂失效的试验研究与统计分析

针对电子芯片互联结构失效机理复杂、寿命数据难以获取且缺乏具有理论依据支撑的寿命分布模型等问题,开展了基于退化试验数据的统计分析研究,并提出了2种统计建模方法。首先,搭建了电子芯片可靠性评估试验台,利用菊花链测试芯片为试验对象获取了互联结构的退化数据和寿命数据;其次,基于断裂力学理论,分析了互联结构断裂失效的失效机理,给出了BGA封装形式的电子芯片互联结构寿命分布服从两参数威布尔分布的理论依据,由此建立了基于寿命数据的电子芯片互联结构寿命分布模型;再次,利用退化量的分布建立了基于退化量数据的电子芯片互联结构寿命分布模型;最后,对2种统计建模方法进行比较分析。结果表明,基于退化量数据的寿命分布模型与基于寿命数据的寿命分布模型吻合度良好,2种分析方法在结果上具有一致性。      

LIPS-200离子推力器非预期电击穿特性的初步分析

离子推力器的非预期电击穿现象直接影响其工程应用的工作可靠性,基于地面寿命试验中比较完整的非预期电击穿事件基础数据,采用基础数据对比分析、威布尔模型统计分析、因果关联推断与分析等方法,对LIPS-200离子推力器在地面12000 h寿命试验中的非预期电击穿现象进行了初步研究,获得了平均击穿频次、击穿事件的时间分布、分类统...     

基于蒙特卡罗模拟的航空发动机故障风险预测

针对航空发动机结构复杂、故障模式多样,传统故障风险预测方法难以实现的现状,基于蒙特卡罗模拟技术,给出了航空发动机故障风险预测方法,用于评估发动机各个部件在未来发生故障的可能性.针对航空发动机故障数据的特点,以威布尔分布建立故障概率模型,利用中位秩回归参数法,估计威布尔分布参数.利用乘同余组合发生器与反变换法相结合的方式产生满足威布尔分布的随机数.在单故障模式风险预测的基础上,给出了多种故障模式并存的航空发动机风险预测方法,并且给出了蒙特卡罗模拟步骤和算法,针对实例,对比发动机厂商提供的预测数据,验证了算法的有效性与蒙特卡罗模拟方法在航空发动机故障风险预测中的可用性.      

航空发动机关键件使用寿命监视系统设计

 航空发动机寿命监视技术对监视发动机的工作状态、寿命消耗、剩余寿命和保证发动机在高性能水平下安全、可靠地工作有十分重要的作用.本文所设计的地面监视系统功能包括,对发动机飞行参数进行筛选并提取出影响低周疲劳寿命的循环数以及计算离心负荷、热负荷作用下的低周疲劳和蠕变寿命消耗,建立各关键件在低周/蠕变交互作用下的实际寿命消耗的计算模型.通过发动机使用寿命数据库对各监视零件的剩余寿命加以管理,为使用和维修提供参考依据.     

基于不同寿命分布的DFR值换算关系

由于使用要求、载荷情况、结构型式与寿命可靠性要求等方面的显著区别,军机结构细节疲劳额定值(DFR,Detail Fatigue Rating)的定义有别于民机结构,主要体现在寿命分布假设与基本可靠性要求的不同以及基本结构的差异上.通过构件疲劳额定系数修正基本结构细节数的差别,假定采用对数正态分布与威布尔分布估计同一结构的中值寿命得到的估计值相同,从而导出了基于不同寿命分布的DFR值换算关系,给出了换算关系取决于DFR基准值与材料类别的结论.为军机结构耐久性设计提供了一种通过民机相似结构DFR值换算确定军机DFR值的方法,最后通过算例进行了验证.      

基于多应力退化模型的智能电表可靠寿命预估

针对运行态智能电表难以实现可靠寿命准确预估的问题,基于广义多应力加速模型,利用加速退化的试验数据研究并确定了智能电表的寿命分布规律,首先通过分析环境应力与Weibull分布模型参数的关系,建立了新的基于对数线性回归模型的多应力退化模型;之后提出了对该新模型的参数校正的方法,实现了正常应力水平下寿命分布模型参数的求解,获得了正常应力水平下智能电表的可靠寿命及其剩余寿命的预测结果;最后设置了正常应力条件,验证了该方法的可行性,为智能电表可靠寿命的综合评估提供了一种研究方法。     

小子样复杂系统保守可靠性增长模型

航空航天产品多为小子样复杂系统，其寿命分布服从双参数Weibull分布。由于样本量较小，Weibull分布的形状参数难以通过少数几次失效数据由客观方法估计得到。现有的处理方法是由专家设定或通过非参数统计方法解决，这就造成了可靠性分析结果具有很大程度的主观不确定性。为了研究这类系统的可靠性增长规律，文章提出了一种在不对其形状参数作任何假设的情况下的可靠度的保守估计方法，并进一步建立了系统分阶段研制过程中的可靠性增长保守模型，最后通过一个实例说明了该方法在工程中应用的有效性。     

裂纹扩展寿命安全可靠性分析模型研究

通过分析影响裂纹扩展寿命的多个随机因素,就目前较为常用的裂纹扩展寿命安全可靠性分析模型进行比较.在此基础上,本文提出了一种新的模型--裂纹扩展寿命~断裂韧度可靠性分析模型,该模型基于目前比较公认的裂纹扩展寿命分布和断裂韧度分布特性,为工程界进行含裂纹结构的概率损伤容限评估提供一定的理论依据.     

基于STEP的航空发动机工作叶片特征建模

对并行工程环境下航空发动机转子工作叶片基于特征的设计进行了研究和探索.在对叶片的结构特点进行分析的基础上,借助参数化特征建模技术,按照STEP(AP203/AP214)标准,建立了工作叶片的特征体系结构,并以此实现了一个三维实体特征建模系统.继而,在实现了模型由设计平台向分析平台的传递之后,成功地完成了模型的有限元静强度和振动分析.      

小样本理论在航空发动机研制费估算中的应用

研究了小样本理论中的偏最小二乘法在航空发动机研制费估算中的适用性,系统收集了国内10余种军用涡喷/涡扇发动机的技术性能和研制费数据,选取涡轮进口温度、军用耗油率、发动机军用推力、发动机加力推力、发动机推重比、发动机净重、总增压比、空气流量、翻修寿命、原型机数量、完成时间等技术参数,将小样本理论中的偏最小二乘法应用于军用航空发动机研制费估算模型的研究,形成了基于主要性能指标的军用航空发动机研制费参数估算模型,并建立了军用航空发动机研制继承系数的概念.计算结果表明,该模型较国内其他已有模型的精度有所提高,达到了10%,可以应用于我国航空发动机研制费的快速估算.     

可修产品的步进应力加速寿命试验统计分析

为了通过可修产品在步进应力加速寿命试验中产生的故障数据,评估可修产品的寿命和可靠性指标,基于产品在两个不同应力水平下的累积故障强度函数相等的原则,提出了可修系统步进应力加速寿命试验的时间折合公式.通过反复迭代,可修系统在步进应力加速寿命试验过程中产生的故障数据可以折合到相同试验条件下.在产品进行最小修复的假设下,采用引入位置参数的三参数Weibull过程结合Peck加速模型对试验过程进行拟合.通过使用该模型对折合后的数据进行处理,外推得到了可修产品在正常应力条件下的寿命和可靠性指标.使用剩余分布抽样方法进行计算机仿真,验证本文方法的正确性.结果证明该模型和方法不仅在参数估计方面比传统的模型有更高的精度,而且还可以应用到可靠性增长试验的数据评估中.