基于反向传播神经网络与遗传算法优化复合材料零件注塑成型工艺参数

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以Moldflow软件模拟得到的不同工艺参数下飞机机头雷达罩模型的翘曲变形量为训练样本,在雷达罩模型成型工艺参数与其翘曲变形量间建立反向传播(Back Propagation,BP)神经网络模型,然后采用遗传算法对工艺参数进行优化,得到使雷达罩模型翘曲变形量最小的工艺参数并进行试验验证。结果表明:在相同工艺参数下由BP神经网络得到的雷达罩模型翘曲变形量与采用Moldflow软件模拟得到的翘曲变形量相近,相对误差小于4%,证明了BP神经网络的可靠性;模拟得到雷达罩模型的最优成型工艺参数为注塑温度295℃、模
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为了准确评估双圆弧行星齿轮传动系统在实际工作中的强度和疲劳特性,建立了双圆弧行星齿轮传动系统的三维几何模型,利用HyperMesh获得高质量的六面体网格,结合Ansys建立有限元模型并进行瞬态动力学分析,得到了传动系统运动过程中的等效应力和接触应力的变化曲线,并结合Fatigue Tool进行了疲劳寿命分析。结果表明,该传动系统在啮合过程中的应力集中在行星轮和太阳轮的啮合端面位置;接触应力变化平稳,整个结构冲击较小;疲劳破坏集中在行星轮和太阳轮的啮合位置。
对H13钢表面进行渗硼处理,研究了稀土CeO2含量(0,2%,4%,6%,质量分数)、渗硼温度(850,900,950,1000℃)及渗硼时间(2,3,4,5 h)对渗硼层组织和性能的影响。结果表明:随着渗硼温度的升高和时间的延长,渗硼层厚度先逐渐增大再趋于平缓;当CeO2含量在0-2%时,硼原子的扩散激活能变化不大,从2%增大到4%时显著降低,且渗硼层厚度增加较快,从4%增大到6%时,扩散激活能基本不变,渗硼层厚度增加较慢;在渗硼温度为950℃,渗硼时间为4
针对国产某新品载货汽车批量出现变速器齿轮怠速敲击异响问题,基于“猜想-理论研究-试验验证”的研究方法,分析并确认了变速器怠速敲击问题是由摩擦离合器一级扭转减振器参数
反应堆压力容器(RPV)钢的力学性能评价是核电厂延寿评价的主要内容,其中辐照损伤引起的韧脆转变温度上升是影响运行安全和寿命的主要因素。RPV钢的韧脆转变评价通过抽取监督试样进行,但监督试样的短缺迫使材料工作者采用小试样和试样重组等技术研究韧性评价问题。对近年来国内外RPV钢的韧性评价方法进行了论述,介绍了几种无损检测技术在RPV钢力学性能检测方面的应用;着重介绍了近3 a来国内外在RPV钢辐照脆化机理,尤其是强辐照下组织结构演化机理的研究进展,最后对我国RPV钢韧性评价和相关机理研究进行了展望。
某热镀锌生产线校正辊运行时,在其轴头过渡圆角处发生断裂,采用化学成分分析、力学性能测试、显微组织观察、微区成分分析、无损检测和应力分析等方法对其断裂原因进行分析。结果表明:校正辊的失效形式是由弯曲和扭转等复杂载荷引起的多源疲劳失效;校正辊轴头圆角过渡区外表面的凹坑及该处的应力集中促使表面多处疲劳裂纹的萌生,在较高载荷下疲劳裂纹扩展,最终导致校正辊断裂。为避免此类失效再次发生,建议采用较大半径的过渡圆角来降低过渡圆角处的应力集中程度,提高表面质量,加强运行前的无损检测。
在停车检验期间某混烃球罐下极带环焊缝处存在大量表面裂纹,采用X射线应力测定仪对裂纹集中部位的残余应力进行测试,并通过化学成分分析、力学性能测试、断口微观形貌观察等方法对球罐开裂的原因进行了分析。结果表明:球罐下极带环焊缝熔合线和热影响区处发生了硫化物应力腐蚀开裂;在腐蚀介质及较大的残余拉应力作用下,裂纹在残余拉应力最大的下极带环焊缝热影响区萌生,随后以穿晶和沿晶形式扩展至熔合线。焊接前应合理选材,选择适合的焊接和热处理工艺,提高球罐安装后去应力热处理的质量,以降低残余拉应力;焊接后通过隔绝腐蚀介质、除去介
通过焊点撕裂试验(搭接拉剪、剥离拉伸和KS-II拉伸),研究了DP590高强钢焊点在不同受力条件下的碰撞失效力学响应;提出了考虑弯矩传递和焊接热影响区的焊点建模方法,基于DP590钢的CrachFEM材料模型,通过焊点撕裂试验结果与仿真结果对标,获得了热影响区CrachFEM材料模型的修正系数,通过子系统三点弯曲压溃试验,对仿真结果进行验证。结果表明:焊点试样均在热影响区发生撕裂;子系统试验得到的力-位移曲线与仿真结果具有较好的一致性,仿真和试验获得的失效载荷相对误差在1%以内,说明提出的焊点失效模拟方法
采用断口形貌观察、化学成分测试、显微组织分析及力学性能测试等方法对某核电站汽轮机旁排阀紊流罩的开裂原因进行了分析。结果表明:该紊流罩的开裂形式为疲劳脆性开裂;材料化学成分不符合标准使其强度降低,安装时紊流罩上端面的定位孔没有对中,工作时气流通过产生的磨损及震动使得该处应力集中较大,导致裂纹在紊流罩的外侧凸缘表面萌生;在长期循环热应力作用下,裂纹沿最小承载力的截面扩展,最终紊流罩开裂。建议采取材料复验措施,减少不合格材料的流入,对安装过程严格要求,避免定位不中,减小磨损及震动引起的应力集中。
采用形貌观察、成分分析、组织观察、性能测试、热模拟试验等方法对某型航空发动机GH738高温合金涡轮机匣开裂的原因进行了分析,探讨了裂纹的性质及产生机理。结果表明:失效机匣中裂纹的性质为疲劳裂纹,裂纹源位于机匣前安装边挂钩外表面。机匣前安装边挂钩处的局部区域温度达到850-900℃,超过了GH738合金的允许使用温度(810℃),导致组织中γ′相体积分数降低,合金的力学性能和抗疲劳性能降低,从而促使了机匣过早疲劳开裂。
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