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借助腐蚀环境谱与疲劳载荷谱交替作用来模拟沿海飞机停放-飞行-停放过程。以飞机梁结构连接件的下壁板为主要研究对象,采用标记载荷法和详细目视检测法监测其裂纹的扩展状况,并采用GE5显微镜观测断口形貌。分析了腐蚀环境对梁结构连接件疲劳寿命与裂纹扩展的影响。试验结果表明:在形成穿透裂纹的初始阶段,试验件受到表面的防护漆以及连接处的密封胶保护,腐蚀环境在该阶段对梁结构连接件的疲劳寿命影响不明显,与非腐蚀试验相比, 该阶段的寿命仅缩短了5.5%;在穿透裂纹的扩展阶段,腐蚀环境加速了穿透裂纹的扩展过程,同时还加剧了穿透裂纹扩展过程的分散性,与非腐蚀试验相比,穿透裂纹的扩展寿命缩短了23.1%。 相似文献
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应用多体有限元混合法对复杂结构疲劳寿命仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
利用多体-有限元混合法对复杂结构进行有效的疲劳寿命预测.该法用于处理随机动载荷作用下转向架构架的疲劳设计.作用在大型结构上的时变边界条件和动载荷历程可以通过应用多体系统分析软件SIMPACK的多体仿真技术获得.在ANSYS中利用有限元准静态应力/应变分析技术产生结构应力发生的危险区域.模态分析技术用来获得结构固有频率和模态振型.基于危险应力分布、动载荷时间历程以及Palmigren-Miner损伤理论,最后利用FE-FATIGUE软件的安全强度因子分析法进行标准时域的结构疲劳寿命预测,其中包括应力应变的循环计数、损伤预测和最终寿命估计. 相似文献
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基于损伤力学的某飞机构件冲击疲劳寿命预估 总被引:2,自引:0,他引:2
某飞机起落系统中某重要构件在飞机往复起落中承受循环冲击载荷作用,需对该构件的冲击疲劳强度进行分析。损伤力学方法对冲击疲劳问题来说是一种新的分析方法。首先分析构件在静载荷作用下的细节应力,判明疲劳危险点,接着分析得到危险点在冲击载荷作用下的应力响应。然后构建冲击型损伤演化方程,并识别其中的材质参数,提出将应力响应视为载荷谱的应力应变场—损伤场解耦处理方式,发展了损伤力学—有限元法,使其可用于预估构件冲击疲劳裂纹萌生寿命。而后应用该方法对构件在冲击疲劳载荷与非冲击疲劳载荷作用下的疲劳裂纹萌生寿命进行预估,得到寿命预估结果,进而比较得到冲击疲劳载荷作用下和非冲击疲劳载荷作用下构件寿命的当量关系,为该构件的等效疲劳试验提供重要参考依据。 相似文献
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针对装有钛合金传感器的C/C复合材料头锥结构,建立包括总体-次级-局部的多级有限元模型,进行细节应力分析技术研究.总体模型中采用较粗的有限元网格,进行初步计算,获得结构的热应力分布趋势和总体应力水平;次级模型中对局部模型的边界条件进行模拟计算,效果较好;局部模型中对细节结构进行精细建模,并采用非线性接触算法获得细节部位弹塑性热应力,与试验结果相符;还对间隙设计进行初步探讨,确定其在0.01 mm量级时能大大降低热接触应力,在进一步的结构设计中具有较好的借鉴作用与指导意义.所用计算软件为ANSYS. 相似文献
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采用Ansys有限元软件对方足微动桥/平面试样接触状态进行分析,确定试样微动接触面上应力场分布和接触面三区(黏着区、滑移区、张开区)分布特征,分析接触面上接触状态随外加交变载荷的变化规律,在此基础上改进微动疲劳(fretting fatigue,FF)寿命估算的裂纹比拟法(crack analogue method,CAM)。选取不同水平的循环载荷及不同名义接触压力对Ti811钛合金试样在350℃下进行微动疲劳试验,验证改进裂纹比拟法(modified crack analogue method,MCAM)的准确性。结果表明,微动疲劳中接触面压应力与剪应力在黏/滑交界区存在突变,张应力幅在滑移/张开分界处达到最大值,裂纹易在此萌生并扩展。改进的裂纹比拟法估算值与实验结果取得良好的一致性。 相似文献