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将腐蚀对结构件疲劳寿命的影响当量转化为对细节疲劳额定值DFR的影响,建立了腐蚀条件下疲劳分析的DFR方法.通过对标准S-N曲线方程的变换,得到了DFR的腐蚀当量折算系数与腐蚀对疲劳寿命的影响系数之间的关系,并研究了其中的参数对当量折算系数的精度的影响,从而给出了由疲劳试验确定当量折算系数的方法.基于地面停放预腐蚀和空中飞行腐蚀疲劳对疲劳寿命的影响相互独立的假设,得出了当量折算系数对预腐蚀和腐蚀疲劳的分解方法. 相似文献
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为使腐蚀环境下民机结构疲劳分析的细节疲劳额定值(DFR)方法具有更广泛适用性,对DFR腐蚀影响系数与腐蚀环境的关系进行了研究,将DFR的腐蚀影响系数分解为地面停放腐蚀影响系数和空中腐蚀疲劳影响系数,建立了地面停放腐蚀影响系数与地面停放腐蚀时间的关系,以及空中复杂综合环境腐蚀疲劳影响系数与单一介质环境腐蚀影响系数的关系.通过试验测定了各种典型情况的DFR腐蚀影响系数,试验结果说明DFR腐蚀影响系数随着地面停放腐蚀时间的增加和环境腐蚀性的增强而降低,腐蚀疲劳的影响较停放腐蚀的影响更严重.分析实例具体说明了腐蚀条件下DFR方法的具体步骤和所需数据,并体现出疲劳分析中计及腐蚀影响的必要性. 相似文献
针对线性各向异性弹性体小变形接触问题,将弹性体按是否与刚体压头发生接触进行划分,基于Eshelby-Stroh公式求解各个部分的位移函数和应力函数,进一步通过应力函数积分得到载荷值。考虑到求解结果存在交接处应力突变和非接触区域应力不近似于零的问题,采用整体位移约束法和线性叠加原理,通过迭代方式使位移函数和应力函数逼近理想解,解决了圆柱压头和倒圆角楔形压头与弹性体的接触问题。基于圆柱压头求得的载荷值接近弹性半空间法的求解结果,当级数总项数为400时,计算结果的相对误差仅为0.52%。基于圆柱压头和倒圆角楔形压头求得的载荷值与ABAQUS仿真结果较为吻合：圆柱压头载荷值的相对误差为0.67%;倒圆角楔形压头,对6个不同的圆角值进行计算,载荷的相对误差都小于2%。 相似文献
传统的加速退化试验(ADT)评估方法基于精确退化数据进行可靠性和寿命评估,然而考虑到测量中人的不确定因素,试验数据可能是区间型而非精确数据.针对此类问题,基于维纳过程提出一种采用区间分析的加速退化试验寿命评估方法,区间分析方法包括可能性模型和必要性模型.首先基于区间回归将各加速应力条件下的区间退化数据的建模分析问题转化为二次规划问题,利用可能性模型获取各应力条件下的漂移系数区间和扩散系数.然后利用必要性模型结合加速模型,外推得到正常工作应力条件下的漂移系数区间,进而分析测量不确定性与可靠性和寿命评估结果的关系.最后通过数值案例对提出的方法进行阐述和验证,并进行不确定性敏感性分析.结果表明,可靠性和寿命评估结果受测量中认知不确定性的影响,降低该不确定性水平能够保证评估结果的合理性. 相似文献
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针对胶铆混合连接方式单面修补铝合金板的疲劳性能,设计了未修理、铆接修理、胶接修理和胶铆修理4种不同形式的试验件,对其进行了疲劳试验。建立了试验件的有限元模型,得到了结构应力分布,获得了裂纹长度-裂纹尖端应力强度因子（SIF）曲线,并与试验结果进行了对比。结果表明:胶接修理和胶铆修理能有效降低裂纹处应力水平及裂纹扩展速率,且相对于未修理试验件疲劳寿命分别提升184.3%和197.3%;胶铆修理中铆钉能抑制胶层脱黏,相比胶接修理方式修理质量更可靠有效;有限元分析（FEA）结果与试验数据吻合良好,SIF误差基本保持在8%以内。 相似文献
基于自由尾迹/面元法的耦合方法,建立了一种旋翼气动干扰模型和直升机配平计算模型.采用自由尾迹方法和升力面理论计算旋翼尾流带来的气动干扰,使用三维面元模型代替机身,采用涡镜像法模拟机身对尾迹的诱导和堵塞.以UH-60A直升机为算例,基于耦合方法,分别计算了旋翼尾迹形状以及尾迹对机身、平尾和尾桨的下洗速度,并与风洞试验结果对比.最后将自由尾迹/面元耦合法与直升机飞行力学模型嵌套,完成了配平计算,并与试飞结果和涡粒子模型计算结果进行了对比,结果的一致性证明了本方法的有效性. 相似文献
总被引：8，自引：8，他引：0
为预测与评估多维视觉编码对飞行员信息辨识的影响,在大量已有单维视觉编码研究的基础上,采用元分析和综合绩效法对显示界面上的多维视觉编码进行归一量化,结合G1法所确定的权重系数并运用模糊加权平均算子,建立了一种新的显示界面多维视觉编码综合评价数学模型.为了验证模型的效度,对波音和空客界面进行了综合评价,据此设计出优化界面,采用22名被试在不同显示界面下开展仪表监视实验,并采用了主观评价法、任务绩效评价法和生理评价法(包括眼动追踪测量和心电图时域指标测量)3种方法记录实验数据.综合测评结果表明:模型的理论预测值与多种实验方法测量结果显著相关,优化界面更利于被试完成信息辨识任务.显示界面多维视觉编码综合评价模型的提出对指导飞机驾驶舱显示界面的设计具有一定的参考价值. 相似文献
为了解决加速退化试验中产品失效机理一致性判别难题,以Gamma退化模型为研究对象,提出了基于加速系数不变原则的失效机理一致性判别方法.在阐明失效机理一致性判别理论依据的基础上,引入加速系数不变原则推导出Gamma过程的参数在不同应力下应满足的变化规律,利用t统计量对参数一致性进行检验以判别失效机理是否一致.通过仿真试验和实例应用验证了所提的方法,研究结论显示所提方法具有良好的工程应用性. 相似文献
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为了研究复杂连接件疲劳失效机理和估算其裂纹形成和扩展寿命,在双剪连接件和双耳连接耳片疲劳试验的基础上,首先,通过扫描电子显微镜（SEM）分析,研究了其破坏模式和机理,并利用断口定量反推技术判读了疲劳裂纹形成与扩展寿命。然后,根据应力严重系数法,建立了复杂连接件疲劳性能 S- N- L（疲劳应力-寿命-应力严重系数）曲面;利用该曲面,发展了复杂连接件疲劳裂纹形成寿命估算算法;基于断裂力学理论,推导出裂纹扩展长度与扩展角度公式,建立了疲劳裂纹扩展寿命估算的累计求和算法。最后,运用寿命估算方法,估算了双剪连接件的疲劳裂纹形成寿命、双剪连接件和双耳连接耳片的裂纹扩展寿命,预测结果与断口判读结果吻合良好。本文寿命估算方法为复杂连接件疲劳定寿提供了理论依据。 相似文献
总被引：1，自引：0，他引：1
针对战术导弹外形气动隐身多目标优化问题,提出了一种新的快速优化方法.采用物理规划将多目标问题转化为单目标问题间接求解,利用遗传算法(GA,Genetic Algorithm)对问题进行设计空间搜索.为降低计算成本,通过变量筛选来降低设计变量空间维数,通过构建径向基函数(RBF,Radial Basis Function)代理模型来减少高精度分析模型的调用次数.最后以类BGM-109导弹模型的气动隐身多目标优化为例对该方法进行校验.在满足升力系数不小于初始升力系数的约束下,进行导弹几何外形优化使全弹阻力系数和前向雷达散射截面(RCS,Radar Cross Section)最小.与标准GA相比,在两者优化结果基本相同的情况下,该方法节约了83%的计算成本. 相似文献
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针对目前对多钉铆接连接件进行疲劳寿命分析时的可行性不高、计算量较大等问题,提出一种更加有效可靠的预测多钉铆接连接件的疲劳寿命的方法。对多钉铆接连接件进行疲劳寿命分析时,先对压铆铆接过程进行了显示动力学分析,获得铆接后的钉、孔变形形式和干涉量,并编写了APDL子程序用于各种形式试件的铆接过程分析。用紧固件的载荷-位移曲线进行细节应力分析。基于三维弹塑性有限元法建立铆接连接件的载荷-位移计算方法,并通过与试验结果对比,说明用本文方法获取载荷-位移曲线的可靠性。在ANSYS中建立钉单元,并实现参数化建模进行钉载计算。使用应力严重系数法估算连接件疲劳寿命。开展典型航空铆接连接件疲劳试验,计算结果与试验结果一致性较好,说明计算方法的可行性。 相似文献
基于当前对变幅多轴疲劳的研究,首先简要回顾了3种常用的变幅多轴疲劳寿命分析方法,包括Bannantine-Socie方法、Wang-Brown方法及王雷-王德俊方法。之后介绍了3种方法在程序中实现的具体方式,并对3种方法进行了编程实现。最后采用以上3种方法对飞机某结构危险部位在飞机服役过程中所承受的应力（应变）谱进行了分析,得到了3种方法的预测寿命。此外,为了比较多轴疲劳载荷对该结构寿命的影响,采用单轴的Manson-Coffin方程对该结构进行了寿命分析。通过对各方法的寿命分析结果对比分析,Wang-Brown方法的预测结果比较合理,王雷-王德俊方法的预测结果偏保守,Bannantine-Socie方法的预测结果较其他2类方法偏大,而单轴疲劳寿命分析方法会给出较为危险的预测结果。 相似文献
针对含刮痕缺陷的7050-T7451铝合金板的疲劳损伤问题进行了研究,通过考虑刮擦后残余应力、塑性损伤以及疲劳载荷的共同作用,预估了含刮痕铝合金板的疲劳寿命.对刮痕的产生进行非线性动力学有限元(FE)分析,得到了刮痕处的残余应力场与塑性应变场;根据塑性损伤方程,计算了在刮擦过程中刮痕处由于塑性变形产生的初始损伤场;基于多轴疲劳的损伤力学模型,建立了疲劳损伤分析的有限元数值解法,并对损伤演化方程中的材质参数进行了标定;综合考虑残余应力场、塑性初始损伤和疲劳损伤,对含刮痕的铝合金板进行了疲劳寿命预估,并与试样的疲劳试验结果进行了比较,理论估计和试验得到了相一致的疲劳寿命结果,验证了方法的可行性.本文研究为工程中含刮痕结构的疲劳寿命预估提供了一种本文方法和实用手段. 相似文献
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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. 相似文献
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提出了试验测定结构件细节疲劳额定值(DFR)的升降法方法,可以充分估计并节约总试验时间.通过数值模拟比较了升降法数据处理的半子样极大似然法和马尔可夫方法.为满足可靠度要求,对半子样极大似然法估计的疲劳强度标准差进行了修正,并给出了保证95％可靠度的疲劳强度的置信度要求的最少试件数.最后给出了升降法确定DFR的表达式. 相似文献
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通过疲劳寿命试验、疲劳断口和金相组织分析,研究了Al-Li合金搅拌摩擦焊搭接接头的疲劳性能,分析了接头前进侧热机影响区(TMAZ, Thermal-Mechanically Affected Zone)出现的"钩状缺陷"对其疲劳性能的影响.结果表明,钩状缺陷容易引起裂纹萌生及扩展,减小接头的有效承载板厚,适当缩短搅拌针长度可以改善钩状缺陷,提高接头力学性能.母材与搭接接头的疲劳 S-N曲线研究表明:在高疲劳应力下,接头的疲劳寿命接近母材,但随着疲劳应力水平降低,接头的疲劳寿命急剧下降,200万循环周次下的疲劳强度仅达到80 MPa,为母材的35%. 相似文献
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