振动疲劳试验寿命确定方法研究

提出了一种确定振动疲劳试验寿命的方法,首先基于有限元分析获得2A12铝合金简支梁试件的裂纹长度与试件固有频率的关系曲线,借助断裂力学失效准则,计算试件在试验载荷下疲劳失效时的临界裂纹长度,根据临界裂纹长度对应的固有频率能够确定试件疲劳失效时固有频率下降的幅度,从而根据振动疲劳试验固有频率跟踪控制技术确定停机标准,停机时所经历的循环数即为振动疲劳的试验寿命。该方法结合理论与实际,为振动疲劳试验寿命的确定提供了理论依据,统一了试验标准,并且在实际操作试验过程中容易操作,所得的结果安全可靠。     

结构振动疲劳试验监测方法研究

在振动环境中如何有效判断正在工作的结构件是否已经发生疲劳破坏具有重要的工程意义。选择三种常用的振动疲劳寿命判断方法:直接观测法,动态应变法和固有频率法,分析其判断的理论依据和可行性,并开展实验研究。试验分别运用三种判断方法同时监测结构的振动疲劳寿命,比较研究试验结果以分析获得振动环境下最适合的结构寿命判断方法,探讨选择该种方法的依据,为以后工程应用铺平了道路。     

裂纹扩展过程中电磁谐振疲劳试验系统动态特性分析*

电磁谐振疲劳裂纹扩展试验系统是一种工作在谐振状态下测试金属材料断裂特性的试验装置,要求在裂纹扩展过程中精确跟踪系统的固有频率和控制试验载荷,为达到这一目的,需要对裂纹扩展过程中系统的动态特性进行精确的分析。据此,建立3自由度有阻尼电磁谐振疲劳试验振动系统的数学模型,采用ANSYS有限元法计算CT紧凑拉伸试件的刚度,研究不同材料试件刚度、系统固有频率,试验载荷幅频曲线、共振振幅在裂纹扩展过程中的变化规律,并进行相关试验,试验结果表明：系统固有频率计算值与试验测量值之间的最大偏差为1.9 Hz;系统动态特性仿真结果与试验结果能够较好地吻合。该研究结果为电磁谐振式疲劳试验载荷的高精度控制提供了理论依据。     

振动环境下飞机薄壁结构紧固件疲劳寿命研究

列举了飞机薄壁结构紧固件损伤失效故障的典型实例,简要分析了其失效特点与危害性。针对某型飞机机翼前缘襟翼单面连接结构紧固件松动、脱落的故障问题,提出了3种改进方案,并采用拉-拉疲劳试验与振动疲劳试验方法对改进前后的紧固件进行了对比试验。为模拟紧固件在振动疲劳载荷作用下的失效模式与失效过程,研制出了冲击振动试验台;初步建立了飞机结构紧固件振动疲劳试验方法。结果表明,在振动疲劳载荷与传统疲劳载荷作用下飞机结构紧固件的失效模式、损伤机理及寿命分布规律有显著差别。依据试验结果,给出了某型飞机机翼前缘襟翼单面连接结构改进的首选和备选方案。     

某型飞机腹板连接结构疲劳试验分析

腹板连接处的疲劳性能直接影响飞机的安全性,疲劳分析中常采用细节疲劳额定值(DFR)来度量结构细节本身固有的疲劳性能。文中对某型飞机腹板连接结构进行了加速疲劳试验研究,通过在结构件表面预先粘贴的应变花实时监测试件在正弦交变载荷下的应力应变状况,得到了疲劳试验过程中裂纹附近的应力演化规律。试验结果表明:在峰值为18 k N的正弦交变拉伸载荷作用下试件的疲劳寿命约3×105,符合疲劳寿命分布预期104-106。采用DFR法分析了该结构件破坏部位的疲劳性能,通过计算得到了试件破坏部位的DFR值,研究表明应力最大的地方不一定最危险,DFR值小的部位也不一定最先破坏,并给出了试件上4处局部结构的预测寿命。研究结果可用于飞机腹板连接结构的疲劳分析。     

基于改进应变能密度法的电动轮自卸车车架焊缝疲劳寿命预测

针对复杂载荷作用下焊接结构应力应变响应出现非完全封闭而交叉的现象,考虑封闭环以外的塑性应变能密度,提出了一种改进的应变能密度计算方法。通过设计制作对接接头试验试件,开展了焊接接头机械性能和疲劳试验研究,获取了Ramberg|Osgood方程参量并构建了基于总应变能密度的疲劳损伤模型。建立了电动轮自卸车车架有限元模型,开展了车架焊缝多载荷步非线性有限元分析。结合新方法和数值模拟得到的应力应变响应计算危险点各应变能密度,依据拟合的疲劳损伤模型进行寿命预测,计算结果与实际失效位置和开裂时间吻合较好。     

汽车后桥疲劳试验时裂纹扩展与应变变化的试验研究

在汽车后桥疲劳试验时监测记录了应变的变化过程,并测得了疲劳裂纹扩展的长度。通过分析研究,得到裂纹扩展与应变变化的关系,提出一种应用计算机实时监测应变变化来分析疲劳裂纹产生、扩展的方法。     

多轴随机应变加载下铝合金缺口件有限元分析及寿命预测

在应变控制下对7075-T7451铝合金实心棒带U型环状缺口试件进行拉—扭比例、非比例恒幅和随机加载疲劳试验。查明名义剪切应力最大值与轴向应力最大值的下降规律,并用两者最先开始下降时的循环数比值来评估裂纹萌生寿命。利用弹塑性有限元法分析不同加载条件下试件缺口根部的循环应力、应变响应。基于有限元计算得到的应力、应变结果,采用拉伸型多轴疲劳损伤模型预测随机加载条件下缺口试件的疲劳裂纹萌生寿命,计算结果与试验得到的寿命比较吻合。     

压缩机螺栓联接结构的有限元模拟及疲劳寿命分析

疲劳破坏是螺栓失效的主要形式之一。应用接触有限元方法,对螺栓联接结构进行了应力分析。通过螺栓材料的疲劳试验,获得了材料的应力应变寿命曲线;采用多轴应变下的局部应力应变方法进行疲劳寿命计算;并研究了螺栓预紧力对螺栓疲劳寿命的影响,提出了延长螺栓寿命的方法。     

弹簧振动失效断口分析

针对某一具体案例对弹簧进行了振动失效断口分析。试验结果表明,弹簧在振动和阀板往复摆动的交变应力作用下,在弹簧双联腿部位产生了疲劳失效;弹簧折弯处由于半径过小,在折弯内表面处产生了初始裂纹,该区是弹簧结构的薄弱区域,疲劳失效往往易起源于该区域;疲劳最终断裂区显示,最后断裂为所受扭转力矩造成;可通过增大双联腿折弯半径,克服折弯缺陷,并在弹簧服役过程中控制轴向串动,防止双联腿部位出现扭转力矩,从而避免该处产生失效。     

飞机结构疲劳载荷谱加重系数与寿命之间的关系研究

介绍疲劳载荷谱加重方法,导出应力水平的变化与寿命之间的关系,通过耳片在常幅谱作用下的5组疲劳试验、在块谱作用下的2组疲劳试验以及三排45个孔试件在随机谱作用下的2种试验件的疲劳试验,证明该方法在不同载荷谱下和不同结构形式的应用中是可行的。     

电磁谐振式高频疲劳试验系统动态特性分析

针对电磁谐振式高频疲劳试验系统动态特性分析的问题,根据振动学共振理论,建立了高频疲劳试验机振动系统的动力学模型,并且得出了系统的固有频率和工作台共振振幅的计算公式;同时通过仿真,分析了试件刚度对系统固有频率和工作台共振振幅的影响,并通过做图进行了详细的说明;最后搭建了基于虚拟仪器技术的实验平台,并进行了相关实验以验证所得出的模型是否符合实际。研究结果表明,该系统的动态特性仿真结果与实验所得数据在误差允许的范围内能够较好地吻合,验证了动力学模型建立的正确性;为高频疲劳试验系统谐振频率的跟踪和工作载荷的高精度控制提供了理论基础,与此同时,工程人员可以依据这一模型对高频疲劳系统的动态性能进行预测分析,具有一定的工程价值。     

基于有限元模拟和动态响应的双点点焊接头疲劳损伤分析

利用三维有限元模拟和动态响应试验,对承受拉剪载荷的双点点焊接头在疲劳过程中的固有频率的变化特性,以及固有频率的相对变化与疲劳损伤之间的关系进行研究.研究结果表明,有限元模拟和试验结果符合较好,双点点焊接头动态有限元模拟能较好地反映疲劳过程中的动态响应变化行为.在此基础上,针对双点点焊接头,拟合出疲劳损伤表达式,用于计算试件在疲劳过程中的损伤.     

基于Kalman滤波的有限测点桁架结构疲劳损伤监测

发展一种基于Kalman滤波的应变响应估计方法,采用自行研发的疲劳应变数字化无线传感器,对有限测点桁架结构进行监测,实现桁架结构未测杆件的疲劳损伤评估。通过引入虚拟系统噪声对系统输入进行处理,在未知激励条件下对有限测点之外的拓展点应变响应进行估计;用平面主桁架数值模型验证了算法的可行性;设计平面钢桁架模型,进行桁架结构高周疲劳试验。试验结果表明,基于疲劳传感器的实测应变响应,该算法有效估计了拓展点应变响应,并与拓展点实测数据吻合良好;联合有限测点和估计点的应变响应数据,对该桁架结构实施了疲劳损伤评估。     

飞机某典型螺栓连接件的振动疲劳试验研究

为确定不同螺栓连接形式与不同名义厚度的某典型结构连接件的振动疲劳极限寿命,并比较其振动疲劳性能,本文针对连接件要求考核部位的特殊性,提出了简支结构的夹具设计方法,在经过有限元模拟计算及在模态试验中进行了验证考核后,成功应用于正式试验中,另外,试验采用小量级振动条件下应变数值曲线拟合得到大量级振动条件下应变值,完成了试验应变-寿命曲线的绘制。通过此次试验研究表明:1)简支结构的夹具设计被证明适用于此类搭接结构的螺栓连接件,可以应用在此后类似的振动试验中;2)复材名义厚度为5 mm的单排双钉连接件,在同样的应变水平下,具有最长的振动疲劳寿命,即振动疲劳性能最好;3) 4种不同形式的螺栓连接件,振动疲劳破坏位置均为金属部分,在下一步的设计中需更换金属材料,加强金属搭接板的动强度。     

某型机载模块的随机振动疲劳分析

为研究随机振动条件下某型机载模块的疲劳特性,推导了功率谱密度下结构振动疲劳寿命的一般表达式,并利用高斯三区间法对其进行了简化,同时考虑了振动试验中随机信号削波处理对应力幅值概率分布的影响。随后通过有限元仿真,分析了结构振动疲劳破坏与模态振型的关系,获得了给定振动条件下疲劳危险位置的动态响应,最终给出了模块的振动疲劳寿命。计算得到的机载模块疲劳寿命和失效位置与耐久试验结果符合较好。     

某型飞机翼梁振动时效参数化工艺测试分析

为了测量飞机翼梁振动时效处理时残余应力的量值,提出了用相应结构动态参数的变化来进行监测的方法.本文介绍了翼梁振动时效处理的工艺流程,并对测试激振频率、激振时间、激振力和试件固有频率、振后频率等动态参数进行了取样测试分析,试验表明动态参数的变化规律与残余应力的下降规律相对应.     

QC商用车变速器疲劳试验振动分析

对QC型轻型商用车变速器结构进行了局部优化,为验证其可靠性,需对其进行台架疲劳试验。在变速器疲劳试验过程中,通过监测变速器振动信号均方幅值(RMS)与温度的变化,掌握此型号变速箱在整个试验过程中的振动特性。疲劳试验验证了产品改进的可行性,研究了疲劳寿命与振动的对应关系,为研究变速器疲劳寿命预测提供基础试验数据。     

使用环境下民机机翼蒙皮对接结构疲劳分析

对民机机翼蒙皮对接结构进行使用环境下的疲劳分析.根据结构典型使用情况,采用细节模拟试件实验室加速腐蚀试验测定细节疲劳额定值(detail fatigue rating,DFR)地面停放腐蚀影响系数和空中腐蚀疲劳影响系数;采用腐蚀条件下的DFR方法对结构进行疲劳分析,得到疲劳裕度.在此过程中建立处理实际结构复杂使用环境的方法及由细节模拟试件试验得到的DFR腐蚀影响系数确定结构使用环境的DFR腐蚀影响系数的方法.采用机翼蒙皮对接部位模拟试件,设计完成指定使用情况所对应的预腐蚀一腐蚀疲劳交替验证试验,试验结果与分析结果基本一致,该使用环境下的疲劳分析方法可行.     

用于结构共振疲劳寿命估计的应变模态分析

论述了共振疲劳与强迫振动疲劳的差异，强调了共振疲劳与结构的动态特性的关系。从位移模态推导了应变模态的表达式；讨论了利用应变模态分析的结果确定共振疲劳危险点位置原理和利用已知点应变时间历程确定危险点应变时间历程的方法。并讨论了利用动力修改技术避免共振疲劳的原理，最后以悬臂梁为模型进行了试验应变模态分析及疲劳试验，将悬臂梁的实际疲劳寿命与估计寿命进行了对比，说明了上述方法和原理的可行性