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.     

独立多细节结构耐久性试验寿命的统计标定

在进行疲劳试验评定结构寿命时,为了能真实模拟实际结构形式和传载情况,模拟试件往往设计成多细节试件,进行不完全疲劳寿命试验,必须由多细节试件寿命推断单细节寿命.针对工程上常用的两种寿命分布形式:对数正态分布和双参数Weibull分布,以结构串联失效模型为基础,建立了由相同独立多细节结构疲劳寿命分布确定单细节寿命分布的统计标定方法.当多细节试件寿命服从对数正态分布时,可近似认为单细节寿命也服从对数正态分布,单细节寿命分布参数与多细节试件寿命分布参数间存在确定关系,并且单细节寿命数学期望和标准差均高于多细节试件相应参数;当多细节寿命服从双参数Weibull分布时,单细节寿命也服从双参数Weibull分布,其斜率不变,但位置参数按比例放大.最后给出了一个分析实例.     

相似多细节结构疲劳试验不完全数据参数估计

讨论了用含相似多细节结构的不完全疲劳试验数据进行疲劳特征参量分布参数估计的方法.在假设疲劳寿命服从对数正态分布和双参数Weibull分布的情况下,分析了用于描述单个细节疲劳质量的随机变量的分布参数与含相似多细节结构不完全试验数据的分布参数之间的关系,分析表明二者之间存在显著的差异,但具有确定性的关系,这种关系与细节个数有关,给出了通过不完全试验数据估算单个细节疲劳分布参数的定量方法.通过数值模拟,分析了样本容量和细节个数对估算结果分散性的影响,分析表明,在细节数较少时,对分散性的影响与样本容量有关,与细节个数关系不大.      

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.     

基于Weibull分布的疲劳加速腐蚀因子分析

考虑预腐蚀对飞机结构疲劳寿命的影响,建立了疲劳寿命服从Weibull分布的 加速腐蚀因子确定方法.假设预腐蚀疲劳寿命服从Weibull分布,特征寿命随时间呈指数规 律变化,推导得到了以疲劳寿命为腐蚀量的加速腐蚀因子表达式,以及在工程常用的时间范 围内加速腐蚀因子与腐蚀时间无关的结论;进行了相关参数估计,建立了加速腐蚀 因子的估计方法,得到了加速腐蚀因子估计量的近似分布,对其进行了统计分析.      

以裂纹长度为参量的疲劳裂纹扩展随机模型

建立了以裂纹长度为参数的疲劳裂纹扩展随机模型，给出了计算给定初始裂纹长度（定值或分布）和临界裂纹长度时的裂纹扩展时间分布的方法，以及计算给定初始裂纹长度（定值或分布）和寿命时的裂纹长度分布的方法，并给出了相应的计算实例。     

实测载荷谱数据处理系统

简要介绍了实测载荷谱数据处理系统，较深入地论述了实测载荷谱数据处理的几个重要方面，给出了该系统处理直升机旋翼系统动部件实测载荷谱的实例，通过大子样二维疲劳２载荷母体分布参数估计及假设检验，发现载荷幅值服从半正态分布，载荷均值服从三参数Ｗｅｉｂｕｌｌ分布。     

不完全疲劳寿命置信度分析方法

采用秩统计法,利用不完全疲劳寿命数据平均秩,导出不完全疲劳寿命对数正态分布参数估计公式.通过推断母体分布均值和标准差,并根据分布理论,导出了不完全疲劳寿命的置信限.给出了上述方法分别在复合材料旋翼和发动机动部件疲劳定寿中应用的两个实例,对比分析了本文方法与假定完全寿命方法的处理结果,并发现本文方法充分利用了数据信息,能给出较长的安全寿命.     

非对称偏差下质量特性值分布评价

传统的统计过程控制以公差中心为基准研究质量问题,对基本尺寸未给予足够重视,导致公差为非对称偏差时产品质量测度方法缺乏完善性.对此,以基本尺寸为基准,对非对称偏差下基于正态分布和切段正态分布假设的产品质量水平进行了分析,运用Taguchi质量损失函数对两类分布下产品价值的期望进行比较.结果表明,质量特性值服从切段正态分布的产品质量水平较优,产品价值的期望较高.      

一种多钉铆接连接件的疲劳寿命分析方法

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。      

飞机结构疲劳关键部位损伤与可靠性评定技术

从分析结构疲劳失效和损伤演化的本质特征,得到了以疲劳损伤描述的结构可靠性分析模型,并在此基础上,给出了使用过程中飞机结构疲劳关键部位的损伤与可靠性评定技术和相应参数指标.该方法以一般环境下全尺寸结构疲劳试验结论的完整资料和服役中记录的每架飞机飞参数据为主要依据,能够实现利用每架飞机的飞参适时地对其结构损伤状态与可靠性给出评估,满足飞机结构疲劳损伤监控技术的需求.最后结合某型飞机的具体服役情况给出评估示例.研究表明,采用该方法可适时地计算出某型飞机结构的疲劳损伤和可靠性,并可为使用方合理决策提供重要参考信息,以在保障结构安全可靠的前提下合理地调配使用飞机.      

腐蚀条件下民机结构疲劳寿命评定方法研究

提出了考虑腐蚀环境影响的民机结构疲劳寿命评定方法.根据腐蚀条件下民机结构使用特点,将其使用过程简化为独立的地面停放与空中环境预腐蚀和空中腐蚀疲劳过程,综合考虑上述影响因素,建立腐蚀影响系数曲线,采用疲劳损伤当量折算方法,对一般环境下的疲劳寿命结论进行修正,可以有效地进行腐蚀条件下民机结构疲劳寿命评定.     

飞机结构多部位损伤发生的可能性分析

基于疲劳统计学与断裂力学的基础,利用已有的飞机单细节结构试验结果,提出一种定量计算飞机结构发生多部位损伤(MSD,Multiple Site Damage)可能性的方法.该方法简化了飞机结构发生MSD可能性的计算,为飞机结构的安全性评估提供基础.该方法认为单细节的裂纹萌生寿命服从正态分布或对数正态分布.对于多细节的飞机结构,到某一时刻,当2个或2个以上细节萌生裂纹时,则认为该结构发生了MSD.给出了具体的方法介绍和理论推导,并给出了一个具体的计算示例,得到MSD产生概率与应力水平的关系曲线.计算结果表明,该方法计算合理,较符合实际情况,利于工程应用.      

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.     

基于损伤力学的增材制造金属材料疲劳寿命预测

增材制造(AM)技术发展迅速，广泛应用于航空航天领域合金构件的加工制造，而很多增材制造合金构件承受循环载荷，疲劳失效破坏十分普遍。通过建立考虑增材制造过程影响的疲劳损伤模型，计算了增材制造金属材料的疲劳寿命。给出了弹塑性本构模型和考虑增材制造过程参数的疲劳损伤模型，进而给出了疲劳寿命计算的有限元数值方法；对增材制造金属材料进行了疲劳寿命预测，预测值与试验值基本吻合，并从疲劳数据的分散性及增材制造金属材料内部的孔隙率2个方面分析了计算误差；讨论了体积能量密度比对增材制造金属材料疲劳性能的影响，并对结果进行了分析，为增材制造金属材料的疲劳损伤评定提供一种有效的方法。      

结构疲劳可靠性设计的等损伤设计方法

简述了疲劳可靠性设计的发展历程;提出用于结构疲劳可靠性设计的"等损伤设计"概念与原理,进行了实验验证.实验表明:按此方法设计构件的零件能在设计寿命下,同时发生破坏;在给定寿命下,零件几乎"等损伤".从而证明按此方法对结构进行疲劳可靠性设计完全可行,且易为实际工程所应用.根据此设计方法,对结构进行疲劳可靠性设计,更能保证结构使用安全、可靠、重量轻.      

微动操作手的误差分析

目前微动操作手的机构选型主要有两种形式:串联机构与并联机构.它们各有优缺点.基于优势互补的指导思想,提出了一种新颖的机构形式,即串并联机构.为了评估微动操作手结构参数误差对末端执行器位姿的影响,利用矢量分析的方法建立了安装加工误差、驱动误差与末端位姿误差之间的关系式,得出了若干对微动机构的设计、加工、安装有普遍指导意义的结论.这种分析的方法同样也可应用到其它并联或串并联机构的误差分析研究中.     

疲劳强度分布参数的贝叶斯分析

以贝叶斯估计为分析基础,用Monte Carlo方法产生大样本来计算机模拟升降法,由疲劳强度分布参数的估计值推导出了参数本身的后验分布.通过参数的后验分布,可以对参数进行区间估计和置信分析.该法解决了由于实验费用昂贵而一般只对长寿命区疲劳强度分布参数进行点估计的问题,为疲劳强度分布参数的进一步研究打下了基础.通过一个算例验证了方法的可行性,并且由计算结果分析比较了升降法的3种数据处理方法.