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发展了一种保持且基于气动设计给定的热态叶型的冷态叶型迭代解算方法,并将其融入叶片罩量调节的优化设计,其中在热态叶型的基础上调节罩量,针对冷态叶型计算变形与应力等,变形后的叶片逼近热态叶型,尽可能减小了对热态叶型气动特性的影响.实现了冷态叶型迭代求解与罩量调节中结构有限元网格的自动更新,并基于iSIGHT优化平台,建立了叶片罩量调节多目标优化设计的自动化分析流程,并以一小轮毂比弯掠风扇叶片罩量调节为例,考查了罩量调节中考虑轮盘与否对优化设计结果的影响.计算分析实例表明:所发展的方法可在保持热态叶型的前提下使叶片最大应力和最大变形分别下降了10.6%和46%. 相似文献
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多智能体路径规划问题在航空航天领域的多机任务中应用广泛但求解困难。基于改进冲突搜索的算法被设计用来快速求解多智能体路径规划问题。全局路径规划方面,首先设计综合考虑路径代价总和以及最大完工时间的多目标代价函数,其次提出基于唯一最短路径的冲突分类及消解方案,降低多智能体路径规划的计算量。在线冲突消解方面,利用速度障碍法在线检测和消解智能体与动态障碍物间的突发冲突。仿真结果表明,本文算法在全局路径规划方面保留基于冲突搜索算法的最优性并且降低了算法计算量,同时本文算法能够有效实现在线冲突检测与消解。 相似文献
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为了使总应变寿命方程能够在较大寿命范围内具有理想的预测精度且其参数物理意义明确,基于总应变寿命方程中疲劳强度系数与疲劳延性系数的物理意义,建立了总应变寿命方程参数与单调拉伸强度极限和断面收缩率之间的关系,并结合TC4,GH4169及GH901合金的单调拉伸及疲劳试验数据,对其各自的总应变寿命方程参数进行了拟合,进而开展了疲劳寿命预测.结果表明:采用该方法确定的总应变寿命方程参数具有明确的物理意义,且对TC4,GH4169及GH901合金的疲劳寿命预测结果较为理想,其分散带基本在2倍以内. 相似文献
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以5A06-O/7A05-T6异种铝合金钨极氩弧焊(TIG)对接接头为对象,通过疲劳试验数据和断口形貌分析,研究了气孔缺陷和未熔合缺陷对焊接接头疲劳性能的影响规律及机理。结果表明:气孔缺陷和未熔合缺陷对5A06-O/7A05-T6对接接头的疲劳性能均产生不利影响,且缺陷的大小、位置与载荷的交互作用是影响疲劳裂纹提前萌生的主要因素,同一应力水平下,疲劳裂纹更易萌生于尺寸较大且位置更接近于材料表面的焊接缺陷处,而随着应力水平的降低,焊接缺陷对焊接接头疲劳性能的不利影响更为显著;与气孔缺陷相比,未熔合缺陷边缘的应力集中效应更明显,更易导致疲劳裂纹萌生,且焊接接头组织相较于焊接母材组织更脆,疲劳裂纹以穿晶和沿晶形式交替扩展,使疲劳寿命进一步缩短。 相似文献
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考虑尺寸效应的缺口疲劳寿命预测方法 总被引:1,自引:0,他引:1
利用试样缺口根部归一化应力的分布规律,在考虑应力梯度的缺口疲劳寿命预测方法的基础上,着重考虑尺寸效应对缺口疲劳寿命的影响,构建了综合考虑平均应力、应力梯度和尺寸效应的缺口疲劳寿命预测方法.利用已有的TC4合金缺口疲劳试验数据对所发展的方法进行了验证,并与常用的几种局部应力应变法的寿命预测结果进行了对比分析.结果表明:所对比的几种局部应力应变法的寿命预测结果过于保守,而所发展的缺口疲劳寿命预测方法的预测结果几乎全在3倍分散带以内,且大多数预测结果在2倍分散带以内. 相似文献
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建立了较完整的涡轮盘疲劳寿命评估流程,并以一个涡轮转子模型的分析实例给出了寿命评估流程的实施过程,同时探索了涡轮盘考核部位模拟试验件设计的方法。结果表明:所建立的涡轮盘寿命评估流程具有较强的工程实用性,所发展的寿命方程参数确定方法可有效利用现有材料手册中各种材料基础试验数据并能获得一组物理意义明确的参数,此寿命方程预测的寿命精度在2倍分散带之内;通过涡轮盘计算分析发现应力梯度是影响涡轮盘中心孔、螺栓孔边以及过渡圆角等部位寿命的关键因素,需在设计过程中重点关注;通过带缺口的平板模型算例模拟了涡轮盘危险部位的应力梯度特征,实现试验件缺口部位的应力梯度与涡轮盘考核部位的相对梯度特征接近,并提供了缺口模拟试验件设计方法,为使用简单缺口试验件评估涡轮盘考核点的寿命提供了技术途径。 相似文献