粒子群优化的Kriging近似模型及其在可靠性分析中的应用

将粒子群优化(PSO)算法引入Kriging建模过程,依靠PSO算法的群体搜索能力克服了模式搜索法单点序列搜索方式的局限性以及严重依赖于初猜解的缺点,保证了在任意初始条件下都能获取极大似然意义下的最优相关参数,从而有效确保了Kriging预测结果的最优无偏性.涡轮盘低循环疲劳可靠性分析实例表明,粒子群优化的Kriging(PSO-Kriging)近似模型对危险点周向应变变程的预测精度相对神经网络有数量级上的优势(最大误差由5.94%降低到0.09%),可不牺牲精度地代替有限元程序进行Monte Carlo模拟;同时PSO-Kriging建模与预测的总时间不及一次有限元分析的1/10.由于预测精度高(其最优无偏性由PSO算法保证)且计算开销不大,提出的PSO-Kriging对于实际工程结构的可靠性分析有一定应用价值.      

基于最大损伤临界平面多轴疲劳寿命预测方法

基于临界平面法,提出一种多轴疲劳损伤参量和多轴寿命预测模型,与传统损伤参量以最大剪应变变程平面为临界平面不同,该损伤参量以最大损伤平面为临界平面,考虑最大剪应变变程,作用在最大剪应变变程平面上的法向应变变程和最大法向应力对疲劳裂纹萌生与扩展的综合作用,更好地反映非比例加载产生的循环附加强化导致疲劳寿命减小的现象,并且该损伤参量不含经验常数,不需进行平均应力修正,适于工程应用.经3种材料试样多轴疲劳试验验证,该模型预测结果较好.使用该损伤参量对某型发动机涡轮盘传动臂销钉孔寿命进行预测进一步证明以最大损伤平面为临界平面的损伤参量的工程适用性.      

考虑尺寸效应的轮盘应力疲劳概率寿命分析方法

针对基于应变寿命模型的体方法对中、长寿命轮盘及模拟件寿命预测精度不准的缺陷,提出了考虑尺寸效应基于应力寿命模型的体方法,将最大应力比作为寿命可靠性计算的一个参数.对轮盘模拟试件进行了考虑尺寸效应的疲劳寿命可靠性分析,计算概率寿命与试验中值寿命相差14％,吻合良好.而传统的应变寿命点方法中值寿命预计结果误差达15倍之多.表明考虑尺寸效应的应力寿命体方法可以用来预估中、长寿命轮盘及模拟件的概率寿命.      

涡轮盘多轴低循环疲劳寿命预测及试验验证

应用单轴及多轴疲劳寿命预测的Von Mises等效应变模型和临界平面模型对某两级涡轮盘传动臂销钉孔的疲劳寿命进行预测.组装和调试了全尺寸两级涡轮盘联合试验件,在旋转试验器上完成了低循环疲劳试验,得到两级涡轮盘传动臂销钉孔试验失效寿命.预测寿命与试验寿命对比分析显示单轴和Von Mises等效应变模型预测误差较大;临界平面模型误差较小,尤其是拉伸型失效SWT(Smith-Watson-Topper)模型误差为9.26%.      

基于Ti/TiN薄膜传感器的飞机金属结构裂纹监测

针对飞机金属结构在服役过程中的裂纹实时监测需求,提出一种Ti/TiN导电薄膜与电位监测原理相结合的结构裂纹监测研究方案。首先,通过真空离子镀膜技术在结构易于出现裂纹的部位制备了Ti/TiN薄膜传感器。然后,进行了传感器膜层与2A12-T4铝合金基体的损伤一致性验证。结果表明,传感器与基体具有良好的损伤一致性。最后,进行了两组基于Ti/TiN薄膜传感器的裂纹监测试验,主要研究结构裂纹与传感器电位之间的相互关系,并对两组电位监测结果进行对比。结果表明,通过分析Ti/TiN薄膜传感器电位的变化可以实现对2A12-T4铝合金结构裂纹萌生和扩展进行实时监测,两组试验的电位监测结果具有良好的重复性。     

榫连接结构微动疲劳寿命研究

根据航空发动机叶片和轮盘的榫连接结构接触区域的几何特性,对其微动疲劳接触问题进行了简化.通过有限元方法对简化模型进行数值计算分析,获取相应的应力、应变和位移.将临界平面法和微动损伤机理相结合,提出了一个微动损伤参量,并建立相应的微动疲劳寿命预测模型.将TC11试验件和榫连接构件的微动疲劳试验寿命与预测寿命进行比较分析.结果表明:所建立的微动疲劳寿命模型其预测结果误差分散带均在2倍因子以内.      

基于寿命包线的飞机金属结构寿命预测方法

飞机结构寿命包线是飞机结构在安全使用条件下疲劳寿命与日历寿命的边界线;在其概念的基础上,考虑疲劳寿命与日历寿命的相互影响关系,提出了通过预腐蚀疲劳试验确定飞机结构寿命包线的腐蚀影响系数法,建立了典型服役环境下飞机金属结构腐蚀疲劳关键件的剩余寿命预测方法,并给出了在飞行强度变化条件下的剩余寿命预测实例。飞机结构寿命包线确定方法与剩余寿命预测方法的建立,为飞机结构单机寿命(疲劳寿命与日历寿命)监控奠定了基础。     

超低温处理对T700碳纤维/环氧复合材料拉—压疲劳性能的影响

对T700碳纤维/环氧复合材料在超低温处理前后的拉—压疲劳性能进行了的研究。采用真空袋—热压罐成型工艺,制备了T700碳纤维/环氧复合材料单向板,在液氮中对试样进行超低温浸泡和超低温/室温循环处理,利用光学显微镜观测了试样在超低温处理过程中产生的微裂纹情况,并测试了超低温处理后试样的静强度和拉—压疲劳1000次、10000次及130000次后的剩余强度。对T700碳纤维/环氧复合材料超低温损伤机理进行了分析,并讨论了超低温处理和拉—压疲劳对复合材料剩余强度的影响。结果表明,超低温处理和拉—压疲劳处理都会使试样产生微裂纹,并引起试样内的残余应力释放和试样的剩余强度降低;经历不同的超低温处理之后,试样的剩余强度达到最高值时所对应的拉—压疲劳次数不同;随着超低温处理和拉—压疲劳的作用,试样的剩余强度会经历先升高—再降低的过程。     

低温对航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为的影响

为了研究航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为和机理,测试2种常用航空铝合金2524-T3和7050-T7451在常温25℃和低温–70℃下的疲劳与裂纹扩展性能,借助断口金相分析微观机理。结果表明:相同应力加载水平下,铝合金低温疲劳寿命延长而低温裂纹扩展速率减慢,–70℃低温对2种航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为产生有益影响;–70℃低温环境下疲劳裂纹萌生区出现明显的台阶状小平面,两侧断面间形成凹凸错位,疲劳裂纹萌生困难;而在裂纹扩展区疲劳条带和韧窝特征减弱,且出现明显的沿晶特征,裂纹趋向于沿着晶界曲折扩展,疲劳和裂纹扩展寿命延长;随着加载应力水平提高,断口表面凹凸错位和沿晶特征减弱,而疲劳条带和韧窝特征增多。     

长期大气腐蚀对2A12-T4铝合金结构疲劳性能的影响

开展了2A12-T4铝合金平板试验件、螺栓干涉试验件和冷挤压后螺栓干涉试验件在海南万宁大气环境下暴露腐蚀7年、12年和20年后的疲劳试验,进行了试验件腐蚀形貌分析、断口形貌分析和断口附近的侧边损伤形貌分析,并讨论了结构裂纹萌生位置、结构断裂部位和寿命变化规律等疲劳特征的形成原因和机理。研究结果表明:平板试验件和冷挤压后螺栓干涉试验件在腐蚀20年后的疲劳寿命与腐蚀12年相比基本持平,而螺栓干涉试验件的疲劳寿命持续下降;在长期大气腐蚀环境下结构局部强度的衰减速度排序是:螺栓干涉强化部位>未强化部位>冷挤压后螺栓干涉强化部位;2A12-T4铝合金材料在L-S面中部的腐蚀敏感性与L-S面侧边和L-T面相比更弱;L-S面发生的沿晶腐蚀是疲劳开裂的主要萌生源,长期腐蚀后侧面密集损伤导致的能量分散是使腐蚀20年后平板试验件寿命与腐蚀12年相比无明显下降的主要原因。