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螺栓组载荷分布不均是齿轮齿条钻机产生振动甚至损坏的重要原因之一。工程中,螺栓连接点常常会受到复杂的时变低速重载,螺栓组容易因载荷分布不均而发生断裂,从而影响钻机的稳定性。为研究不同螺栓分布情况下螺栓组所受应力情况,通过建立多螺栓连接的力学模型对螺栓载荷分布情况进行分析,并在此基础上考虑结构复杂的连接件提出一种多螺栓连接载荷计算方法。设计并进行了试验研究和有限元分析,通过对比其结果,验证了计算方法的准确性。基于提出的理论计算方法,给出载荷作用下螺栓剪切应力的分布规律,对比了螺栓均匀分布模型和非均匀分布模型的剪切应力分布特点,结果发现非均匀螺栓分布的承载分布均匀性要优于均匀分布的螺栓。 相似文献
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《组合机床与自动化加工技术》2019,(10)
TBM法兰螺栓断裂不仅影响施工进度,而且维修难度极大,TBM刀盘法兰部位受到的载荷大小是导致法兰螺栓断裂的重要影响因素,因此建立刀盘载荷传递模型,将为法兰结构的载荷分析和设计提供重要理论依据。但是,由于TBM现场施工环境恶劣,很难直接测得法兰部位所受载荷,文章通过分析其工作过程中的受力情况及各结构间的力流传递规律,建立了刀盘载荷传递有限元模型,并在模型中考虑了螺栓预紧力,通过Ansys仿真分析得到法兰部位的载荷数据,分析结果显示法兰部位受到的外载仅为设计时的十分之一,因此可适当降低设计要求。最后在螺栓内嵌入传感器来测量某一工程刀盘中心分块及边分块连接螺栓所受的载荷,利用这些数据对仿真结果进行了验证,得出两者误差为14%。 相似文献
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球磨机筒体中空轴处连接螺栓在固定中空轴时承受长时间的疲劳荷载和不断变化的力和应力,其耐久性、强度和韧性是球磨机正常运行的前提。连接螺栓构件的受力载荷较为复杂,导致其疲劳寿命预测难度较大。为此,提出球磨机筒体中空轴处连接螺栓疲劳寿命预测。通过对工作荷载与预紧力计算螺栓整体荷载情况,分析应力分布和疲劳极限应力幅分布,探究连接螺栓受力情况;利用神经网络模型,设置神经元数量、权值与阈值矩阵;利用遗传算法优化网络模型,完成网络权值与阈值优化;通过正向与反向传播操作训练神经网络,设置误差传递函数,减少网络输出误差,得到最终预测寿命值。实验结果表明,所提方法收敛速度快,预测结果和实际寿命较为接近,为球磨机正常运行提供有效保障。 相似文献
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介绍了螺栓楔负载试验和螺母保证载荷试验,探讨了两种试验合并进行的方法以及试验结果的可靠性。合并进行试验,楔垫虽然使螺杆上部产生弯曲载荷而发生弯曲,但保载时没有改变螺母的受力方向,螺母保载 15s对螺栓的楔负载下最大拉力载荷也没有产生影响。合并进行试验,不但试验效率提高,试验结果可靠,而且试验过程能真实反映螺栓连接副的使用环境。 相似文献
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研究了联轴器螺栓紧固件在复杂载荷作用下的应力状态,对分析联轴器螺纹螺栓的失效具有重要价值。采用精确几何形状螺纹建模方法对联轴器的螺纹进行了建模,并将其嵌入ANSYS软件对螺纹螺栓的预紧力、联轴器受载后的等效应力和联轴器螺纹螺栓的结构应力进行了仿真分析,并进行了试验对比研究。结果表明:所建立的模型能很好地仿真螺栓自松弛现象,可以认为螺栓松弛乃至结构的疲劳强度对扭转载荷的大小更敏感,能为深入研究联轴器螺纹螺栓的失效提供参考。 相似文献
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行星轮间的功率分流行为使得行星机构具有较高的能量传输密度,但偏载会导致行星机构的功率无法按照理想状态分配,增大齿轮间的啮合力,影响整个系统的使用寿命和可靠性。基于某型号重型直升机行星减速器的结构特征,构建大型行星轮系的有限元仿真模型,对行星传动系统进行准静态力学和运动学分析,获得系统中各类齿轮的危险应力历程,为可靠性分析模型提供载荷输入变量,以弯曲疲劳试验获得的齿轮强度数据作为可靠性分析模型的强度输入变量。使用统计学最小样本量的概念进行齿轮和轮齿寿命转换,建立行星齿轮系统可靠性分析模型,完成行星系统不同状态下疲劳可靠度的数学映射。偏载状态下,行星齿轮系统可靠度为92.32%,证明偏载会影响系统疲劳可靠性,降低齿轮的有效使用寿命。 相似文献
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采用集中质量方法建立了1.5 MW风电机行星齿轮传动模型,在外载荷作用下采用线性弹簧来模拟轮齿间啮合,推导了行星齿轮各轮副间运动微分方程及动载系数的计算方法。在此基础上,分析了各种不同风况外载荷对系统的影响。结果表明:对于稳态风载荷,在其由小变大的过程中,啮合频率也会增大且能量最大;系统主要影响因子由刚度激励变为载荷激励,动载荷成分也变得比较丰富,出现低频带及边带频。极限阵风强度改变时,载荷瞬时变化,引起动载荷及动载系数激增;极限阵风方向改变时,x、y方向啮合力存在相位角,三个行星轮的外啮合之间有相位差,系统动载荷比阵风载荷增长1倍,轮齿间承载负荷变大。 相似文献
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以CAE技术为基础对机翼结构进行多轴疲劳分析。为了能够准确预测机翼结构的疲劳寿命,采用流体力学分析与有限元分析相结合的方法,使用流体力学分析软件FLUENT对机翼飞行外载荷特性进行了分析,在有限元分析软件ABAQUS中进行了机翼结构静力学分析,并基于Brown-Miller多轴疲劳理论,利用FE-SAFE软件进行机翼结构多轴疲劳分析,得到了机翼结构的疲劳寿命情况以及疲劳薄弱位置。分析结果与实际情况对比表明,该方法可有效预测机翼结构疲劳寿命,为机翼结构疲劳分析提供新途径,为机翼设计时估算机翼使用寿命提供参考。 相似文献