噴氣式發(fā)動機的壓氣轉子葉片包含一個疲勞裂紋時的可靠性分析外文文獻翻譯、中英文翻譯

附錄 1外文翻譯噴氣式發(fā)動機的壓氣轉子葉片包含一個疲勞裂紋時的可靠性分析噴氣式發(fā)動機轉子葉片包含一個疲勞裂紋的可靠性是被評估通過實際轉子葉片和螺栓孔樣品含有已知長度的裂紋時的渦流探傷響應（ECI）。這種探測閥以及檢測的概率曲線已經(jīng)被確定。使用動態(tài)貝葉斯網(wǎng)絡模型去量化不確定性。由于該模型包括一個渦流探傷的響應模型，它能夠考慮到所有的與之相關的檢測數(shù)據(jù)類型，裂紋長度的最大變因素已經(jīng)由靈敏度分析測得，并通過 91%可信度的 9.93 貝葉斯因子?；诳煽啃灾笖?shù)bctrl 3 的控制水平，以及從校準模型中計算得到的可性賴指數(shù)。從第一次檢查到裂紋開始出現(xiàn)的時間間隔為 1600 小時，小于目前的 3200 小時。1 引言:有很多關于 J85 發(fā)動機的第一級壓縮機轉子葉片失效面導致的飛行中熄火事件。李在1中故障分析中指出：疲勞裂紋是由中心增長到臨界的長度，根據(jù)應力分析，中心受到了最大的負載，并且最有可能引發(fā)裂紋。負載主要是由于離心力，當葉以 100%的轉速轉動計算出的最大應力是 538MP。事故發(fā)生后，每一個第一級葉片都采用渦流探傷檢查，進行檢查，共有 53 個裂縫被發(fā)現(xiàn)，并且進行了 ECI，由于壓縮機轉子葉片不單獨跟蹤，所以僅能得到壓縮機轉子組件的累積在冀時間和大修后的工作時間。為了得到 POD 曲線和檢測值，對已知裂紋長度的被馬爾可夫 蒙特卡洛鏈模擬。在這篇論文中，對一個 J85 發(fā)動機壓縮轉子含疲勞裂紋時的可靠性進行了評估，帕斯卡定律被用作裂紋擴展的定律，三維裂紋的壓力強度因子已經(jīng)使用 neartip 區(qū)域的子模型技術的有限元法來計算。因為這項工作需要的計算應力強度因素，元模型已經(jīng)建成以加快模擬。為了捕捉到疲勞裂紋的隨機性，多種不確定定性的來源被用來研究。使用靈敏度分析與預測裂紋長度分布因素已被確定并校準。這種可預測裂紋長度的不確定性，通過貝恩斯網(wǎng)絡來測定（量化），并且這種貝恩斯模型參數(shù)已經(jīng)校準和檢測數(shù)據(jù)得到驗證。有一種類似的方法用于預測疲勞裂紋長度。在參數(shù)4中，并且可以預測在結構中包含一個應力腐蝕裂紋的可靠性，這種可靠性被本文的作者在6中提出。目前的這種模式比之前有一個巨大的提升由使用了一種 ECI 響應模型，它能同時 收集到從無損檢測帶來的信號和噪音。2 檢測數(shù)據(jù)圖 1（a）展示了 J85 發(fā)動機的第一級壓縮機轉子葉片，經(jīng)連接到一個使用 U 型接口的壓縮轉子軸。柄腳的放大圖于 1（b），存在于圓環(huán)中心的一個疲勞裂紋，被發(fā)現(xiàn)正在擴大。圖 1（a）壓縮機轉子葉片；（b）葉片柄腳的放大圖：由銷固定，虛線圓圈表示疲勞裂紋的位置表 1：檢測疲勞裂紋的檢測數(shù)據(jù)最初的檢測方法是熒光滲透檢測（FPI），檢測間隔時間為 3200 小時，由于 熒光41滲透檢測時，柄腳的疲勞裂紋檢查效果差，渦流探傷的方法就用于代替 FPI，ECI 測出 強度是裂紋長度的直接反應，檢查過程是由第一作者開發(fā)的，并且在本文中的數(shù)據(jù)已在 他的監(jiān)督下的程序獲得，共有 53 處故障被檢測，在表 1 中第一次的渦流控傷測試都由 壓縮機轉子的累積在翼時間和大修后的工作時間表示。由于葉片不是獨立的研究項目， 所以不可能了解到確切的使用時間，每過 3200 地，檢修的過程 中部分壓縮機轉子葉片 被替換，所有的壓縮機轉子都已經(jīng)大修過一次或二次。因此所用時間有三種可能。第一 種可能是：一個刀片尚未檢修過程中替換；在這種情況下使用時間就等同時累積在翼時 間；第二種可能是：有一個葉片在最近的檢修過程中被替換，這種情況下，使用時間就 是大修后的工作時間；最后一種情況是一個葉片在第一次檢修中就被替換，這種情況下， 使用時間介于第一種情況和第二種情況之間。由于檢修時間不總是精確的 3200 小時，以下的這個公式用于計算使用時間T = Time - of- use = TSN + TSO2（1）表 2：后路的意義和標準偏差的測量模型參數(shù)基于 ECI 響應對上述三種情況進行了分類，TSO 用于刀片 ECI 響應低于 25%的情況下。這個級別對應于一個檢測閾值，低于該信號不能從噪聲中區(qū)別開來。TSN 用于具有 80%以下的響應葉片。公式（1）反映了最后一組葉片的時間。圖 2 表表示了 ECI 響應的變化啟示錄。符號區(qū)別于三個不同的組，對數(shù)的轉換被用于穩(wěn)定方差。由于 ECI 響應與疲勞裂紋的長度線性相關，如圖 2（b）的 ECI 響應數(shù)據(jù)與疲勞裂紋的對數(shù)曲線高度一致。由于有 25 個第一級壓氣機轉子葉片，結果有至少 1272 個葉片沒有疲勞裂縫。表 1展示的模型校準，對于深傷數(shù)據(jù)是有價值的，這在 6 中被發(fā)現(xiàn)。對于沒有檢測的情況下， TSO 被用作使用時間的，因為它確保了刀片的 TSO 最少。除了現(xiàn)場的檢測，還使用在實驗室生產(chǎn)的裂紋長度已知的樣品檢測，以獲得 POD 和 ECI 響應曲線的參數(shù)。對于這些檢查，圖 2（b）表示了 ECI 響應與疲勞裂紋長度的函數(shù)關系。這個數(shù)據(jù)用于獲得響應模型參數(shù)和 POD 曲線。這種 ECI 響應是信號與噪聲的結合。這種信號由裂紋的長度，不同的材料，例如： 微結構，不規(guī)則表面帶來的混合響應。信號的響應可表示為如下的模型：Ysin gal = 0 +1a + m（2）圖 2（a）檢查時間與 ECI 響應圖像（b）裂紋長度與 ECI 響應圖像圖 3（a）后路的 ECI 響應和 90%邊界閾值及噪聲 （b）POD 曲線和小于 95%的可信融賴邊界式中的Ynoise 是信號的響應，a 是實際的裂紋尺寸，b0 和1 是回歸系數(shù)，1 表示測試誤差系數(shù)。我們認為1 通常分布在零和標準偏差之間，噪聲的響應由下態(tài)分布描述：Ynoise N (noise2,)noise(3)lnoise 和noise 都由噪聲的測試數(shù)據(jù)所決定。真實的 ECI 響應是信息響應和噪聲響應的最大值：Y = max(Y sin gle，Ynoise )（4）通過圖 2（b）所給出的數(shù)據(jù)，所有的參數(shù)（在式 2 中）除了 m 都可以通過 MCMC 模擬并由 winbugs 軟件來獲得。測試的結果將經(jīng)過模擬后總結于表 2 中，測量誤差e 由于只有少量的實驗室數(shù)據(jù)而不能被準確的評估，因此在儀器的使用得出的經(jīng)驗后將其設定為圖 3（a）展示后驗平均值和裂紋長度之間的評估關系以及相應的逐點雙側 90% 可信賴邊界內，檢測閾值和后驗噪聲平均值。從式 2 可得葉片柄腳伴隨一個裂紋的長度的響應函數(shù)可表示為：（0a）= 0 +1a（5）POD(a) = 1 -（ yth -（ a） signal（ yth - noise ） noise(6)PCD 由噪聲干涉模型獲得：式中的是標準正太分布的累積分布函數(shù) CDF，Yth 是信號和噪聲難以區(qū)分的低的檢測閾值。這個閾值通常設定成錯誤警報出現(xiàn)的可能性較小的可以接受的值（POFA）。POFA 是導致接觸零件的替換裂紋噪聲信號的可能性。在這項工作中，yth=25%對應于2.24%的 POFA,被用作檢測閾值，后驗均值 POD 估計裂紋長度的函數(shù)和相應的 95 可信邊界被示于圖 3（b）3 裂紋擴展模型裂紋的伸長被叫做帕斯卡定律，它被廣泛用于疲勞裂紋增長的概率性質3，雖然帕斯卡定律有很多種的變形，但最初的形式是：(7)da = C( K )m dN式中的 a 是裂紋的長度 N 是應力循環(huán)參數(shù)，k 是應力強度因素的變化范圍，C 和m 實驗確定的模型參數(shù)8。初始狀態(tài)下，a（N=0） =a0 這個微分方程能夠得到裂紋的尺寸，由含有參數(shù) N 的方程：aN1aN = dN = C( K )m da0(8)對于簡單幾何的情況下，應力強度因子是一個封閉的形式，但對于目前的情況， 沒有可用的封閉形式。因此，應力強度因數(shù)通過有限元方法使用子模型來獲得，表 3 給出了 Ti-4Al-6V 合金材料特性，其中包括溶液處理和老化。數(shù)據(jù)從 MatWeb 的網(wǎng)站上獲得。由圖 4 所展示的球形模型應用于計算裂紋的周長，它用于子模型的邊界條件在裂紋的尖端來獲得應力強度因子，兩個輸入因素，壓力和裂紋長度，用于計算位移字段和相應的應力強度因子，由于計算的一組輸入?yún)?shù)時需要很長的時間，它不能有效的計算這個概率運算的循環(huán)次數(shù)。因此，元模型用于加速計算。計算機模擬的元模型創(chuàng)建了一個能表示從基于設計的計算仿真數(shù)據(jù)表面。沒有模擬值可以快速地從元模型的表面進行預測。因此元模型大降低了分析的時間。圖 4：粗略的球模型和細化的子模型風格，應力強度因子已經(jīng)從精制的子模型中得到。實驗的配置是采用了拉丁方抽樣的空間填充和 8 個不同應力級別與 7 個不同裂紋長度的風格的混合而確定。如圖 5，應力強度因素的計算結果有兩個不同的區(qū)域在1mm 長度裂紋的周圍，這里裂縫寬度達到了柄腳的厚度。據(jù)發(fā)現(xiàn)，設計點的風格化適宜于應力強度因子變化緩慢的區(qū)域從超立方抽樣配置適合正確的應力強度因子的變化速度，因為獲得點提供了更多的約束，這能有效的防止表面波浪化的出現(xiàn)。插值方程通過使用了統(tǒng)計軟件包 JMP 的高斯回歸方程來獲得。4 不確定性和敏感分析疲勞裂紋的長度預測具有很多的不確定性。圖 6 是主要的不確定性來源，材料的易變性是不確定性的內在根源，它使得裂紋長度和無損評價測量的預測不準確。在這項研究中，參數(shù) c 和 m 以及 ECI 中的噪聲決定了材料的可變化性。環(huán)境的不確定性包括了不確定性的外部來源，承載量（載荷）是這類因素中最重要的幾個之一，重復或循環(huán)的起飛巡航或作戰(zhàn)任務加速了渦輪噴氣發(fā)動機轉子葉片退化。第一級壓縮轉子葉片承受著反復的彎曲，彎曲發(fā)生 的其中一個根源就是通過轉子葉片后的定子葉片。很多其它因素如溫度和腐蝕性物質在疲勞腐蝕中也很重要，但此外不予以考慮。測量中同樣有不確定性的影響。測量值的誤差包括設備的變化，檢查人員的差異性及部件本身。此外由設備引起的不確定性和材料不同引起的噪聲的不確定性被研究并在第二部分描述。圖 6：展示導性疲勞增長來源的魚骨圖靈敏度分析已進行區(qū)分應校準模型的不確定因素。靈敏度指數(shù)（SIS）已經(jīng)通過使用 Sobol 的方法分解，并且基于方差的方法評估了過程9,10由于 裂紋長度 N 分布的演變?yōu)橹芷谠黾?S1 在不同的循環(huán)中獲得。附錄 2外文原文44