基于自适应代理模型的结构动力可靠度分析方法

结构动力可靠度分析对于衡量结构的安全状态和工作性能具有重要的指导意义。采用一种同时考虑 动态激励载荷和材料力学性能参数随机性的动力可靠度计算高效方法,通过建立不确定性材料力学性能参数 与条件动力可靠度之间的 Kriging代理模型,推导动力可靠度的解析表达式;提出一个新的学习函数来构建自 适应的 Kriging代理过程,通过复合材料飞行器蒙皮骨架结构在随机振动载荷和随机材料力学性能参数共同作 用下的动力可靠度分析对所提方法的准确性与高效性进行验证。结果表明:所提方法不仅能够避免使用代理 模型对动力可靠度求解时由于使用数值积分所引入的误差,同时能够使用尽可能少的计算成本获得准确的动 力可靠度结果。     

TGO非均匀增长对热障涂层应力演化和破坏机理的影响

采用内聚力模型和热生长氧化层(TGO)非均匀增长子程序,数值模拟了在热循环载荷作用下热障涂层(TBC)内部应力演化规律和开裂行为。涂层失效过程首先是源自陶瓷层(TC)内近波峰位置的拉伸和切应力共同主导的陶瓷层Ⅰ、陶瓷层Ⅱ混合型裂纹;随着循环数增加,则转向由TC内近波峰位置的切应力主导的Ⅱ型裂纹和波峰波谷中间的涂层厚度方向拉伸应力主导的Ⅰ型裂纹。整体非均匀增长和波谷均匀增长模式下的最大拉伸应力经过一定循环数后几乎不再随循环数而增加;而在波峰均匀增长和整体均匀增长模式下,最大拉伸应力则会随着循环数增加持续增长。整体非均匀增长、波谷非均匀增长模式下,20个循环后最大切应力出现在近波峰位置,分别为-16241 MPa和-15428 MPa;而整体波峰均匀增长和整体均匀增长模式下,最大切应力为-11382 MPa和-11198 MPa。对于波谷均匀增长和整体非均匀增长模式,在9个循环后出现界面裂纹。而对于波峰均匀增长和整体非均匀增长模式,在第17个循环出现界面裂纹。     

航空发动机涡轮叶片高周疲劳裂纹 故障分析与思考

针对航空发动机涡轮整体叶盘叶片发生的高周疲劳裂纹故障,及排故初期受动应力测试条件限制,主要采取增强结构抗力的排故措施使裂纹位置集中于叶片尾缘根部。后经高温、高转速、小尺寸整体叶盘叶片动应力测试技术攻关,明确故障主要为涡轮导叶尾流激起的叶片振动应力超限所致。采取增加导叶数避开共振的改进措施,并经整机高周疲劳试验考核验证了其有效性。认识到叶片振动特性设计时需关注的几个问题,及先进动应力测试技术在发动机研制过程中的不可或缺,形成了一套经过实践验证的叶片高周疲劳排故工作流程,对国内航空发动机研制起到一定的参考借鉴作用。     

基于径向基函数与混合背景网格的动态网格变形方法

发展了一种基于径向基函数(RBF)插值和混合背景网格映射的动态网格变形方法。混合背景网格由运动物面附近的各向异性网格和偏离运动物面的各向同性网格组成。物面变形或运动后,包含在各向异性背景网格中的所有物面网格点的位移由指定的物面运动规律得到,而各向同性背景网格点的位移通过径向基函数插值获得。然后变形后的计算网格利用计算网格与混合背景网格之间固定的映射关系代数插值得到。各向同性网格距离物面一定的距离,消除了物面保形对径向基函数插值的要求,从而可以减少径向基函数基点的数量,以提高插值的效率和可靠性。最后,通过二维和三维算例对该方法的变形网格质量、参数影响、网格拓扑依赖性、复杂外形变形能力及网格变形效率进行了测试。测试结果表明,该方法能够高效生成大变形下高质量的变形网格。     

一种步进频率信号认知雷达波形优化设计方法

认知雷达常用于完成探测、跟踪、成像及识别等多重任务,为提高其综合性能,需兼顾多方面因素研究其波形优化设计问题。基于此,提出一种基于压缩感知（CS）RIPless准则的步进频率信号认知雷达波形优化设计方法。首先,建立了目标回波信号稀疏模型,分析了其与发射信号模糊函数之间的关系。其次,根据模型中观测矩阵的构造,基于RIPless准则,将波形设计问题转化为概率分布的互相干参数及其协方差矩阵的条件数的优化问题,从而通过自适应寻优算法,获得优化的步进频率信号脉冲重复时间间隔序列和子脉冲频率序列。相较于传统方法,所提方法在信号发射与接收之间形成了信息实时反馈和信号优化重构的闭环,在高概率准确重构目标径向一维距离像的同时,也实现了发射信号模糊函数的优化。最后,仿真计算验证了所提方法的有效性。     

随机环境应力冲击下基于多参数相关退化的导弹部件寿命预测

为了解决某型导弹部件的贮存寿命预测问题,提出了一种随机环境应力冲击下基于多参数相关退化的寿命预测方法。针对产品存在退化失效与突发失效两种失效模式,利用Wiener、Gamma及Inverse Gaussian等随机过程模型拟合各性能参数的退化数据,并采用Copula函数进行相关性退化失效建模;利用随机环境应力冲击解释突发失效的机理,并采用非均匀泊松过程对突发失效建模;进而建立退化失效与突发失效竞争的贮存寿命预测模型。实例应用说明所提方法能够反映出导弹部件的失效规律,比传统预测方法具有更高的预测准确性,具有较好的工程应用价值。     

高空飞艇螺旋桨优化设计与气动性能车载试验

结合某高空飞艇螺旋桨的总体设计方案要求,完成螺旋桨的优化设计以及气动性能车载试验.采用叶素动量理论作为螺旋桨气动性能的计算方法,并通过风洞试验验证了该方法的可靠性.结合遗传算法对螺旋桨的弦长和扭转角进行了优化,使螺旋桨更加高效轻质,优化后螺旋桨设计点的气动效率增加了2.3%.建立螺旋桨车载试验测控系统,可以改变试验海拔高度和大气参数,得到优化设计螺旋桨不同工况的气动性能.试验结果表明,相同转速和来流条件下,海拔越高,螺旋桨的推力和扭矩越小.海拔为3-6km时,全尺寸高空飞艇螺旋桨计算推力和扭矩与试验结果的平均相对误差分别为2.8%和9.2%,两者基本吻合,从而验证了高空飞艇螺旋桨车载试验的准确性.      

复合材料胶粘修复界面的载荷传递仿真优化

胶接修复工艺是飞机结构修理的重要工艺之一,为了研究胶黏工艺对修复效果的影响规律,探索最佳的工艺参数,本文建立胶粘修复的三维模型,利用ANSYS Workbench有限元软件对胶粘修复界面载荷传递进行分析,讨论补片材料、补片厚度、胶层剪切模量和胶层厚度对胶接修复的影响。仿真结果证明补片材料为硼/环氧树脂时,胶粘失效风险最小;补片较厚时,胶接修复效果好,但补片过厚会削弱胶接修复的效果;胶黏剂剪切模量越大越有助于损伤区域的修复,工程应用中建议选用剪切模量较高的胶黏剂;胶层较厚时会增大胶层发生缺陷的概率从而减弱修复效果,建议合理选取厚度较小的胶层。最后提出修复界面的表面处理、复合材料端部的溢胶以及倒角处理均有益于修复结构的载荷传递,缓和胶粘界面应力水平,降低胶层失效的风险。     

石英谐振加速度传感器芯片设计与仿真

分体式石英谐振加速度传感器在性能提升上受到装配误差等因素的影响较大,故提出一种全石英谐振加速度计芯片结构,包括下层的硅结构和上层的石英结构。下层的硅基底仅作为支撑结构进行加工制作,敏感单元为全石英材料,硅结构与石英结构键合到一起,结构加工完成后去除硅材料,以释放石英敏感单元。整体结构为中心对称,包括质量块、音叉结构、微杠杆结构和应力分配梁,芯片通过微杠杆结构来增大传感器的灵敏度,并通过应力分配梁使石英音叉两根振梁上的内应力均匀一致。通过仿真验证了设计的有效性,仿真的差动灵敏度为35Hz/g。