成组法疲劳试件个数选取方法研究

目的 在成组法疲劳试验过程中,确定最少疲劳试件个数判据,获取有效可靠的疲劳试验结果。方法基于疲劳可靠性的基本原理,在疲劳寿命对数正态分布的假设下,根据t分布理论,结合船舶及海洋工程一般构件具有95%置信度和可靠度p=97.72%下的P-S-N曲线的基本要求,推算出相应置信度和可靠度下5%误差限度内的疲劳试件个数与允许的最大变异系数数值的对应关系,以此作为成组法疲劳试验最少试件个数的判据,开展典型节点的疲劳试验。结果 得到了具有95%置信度的百位估计值Np,并通过线性相关系数r,判断对数疲劳应力Y=lg S与X=lg Np之间线性相关的程度,采用最小二乘法对对数疲劳寿命lg Np和对数疲劳应力lg S进行线性拟合,得到了具有95%置信度的P-S-N曲线,与IIW规范中相应的曲线一致。结论 文中给出的成组法疲劳试验个数确定方法是合理、可靠的,为船舶与海洋工程结构物典型焊接接头成组法疲劳试验个数的确定提供了依据。     

基于FMECA的某自动步枪发射机构可靠性分析

目的 分析某自动步枪发射机构的可靠性。方法 用故障模式、影响及危害性分析(FMECA)的方法对自动武器发射机构进行危害度分析,通过参考GJB 450A和GJB 1391制定危害程度的评判参考标准,列举出故障,并对故障的危害程度进行评分,找出危害影响最严重的故障优先进行可靠性分析。再通过三维建模软件和动力学分析软件对发射机构进行动力学仿真,将动力学仿真得到的结果导入有限元仿真软件,通过力学分析得到零部件的最大应力,运用应力–强度干涉理论求出可靠度。最后给出严重故障的可靠度分析。结果 在FMECA分析综合评分后,得出某自动步枪发射机构最严重的故障模式是超越保险异常击发。通过ADAMS仿真进行受力分析,发射机构中受力最大的零件为单发阻铁和击锤,使用应力–强度干涉理论进行可靠度计算,计算得到单发阻铁的基础可靠性为99.952%,击锤的基础可靠性为99.955%,发射机构的基础可靠度为99.907%。结论 发射机构的基础可靠度非常高,因此影响发射机构可靠度的因素主要是机构运动不可靠。在自动武器非正常操作时,将导致零部件位置异常,从而出现任务不可靠。可以通过改进零部件的方法防止故障发生,提高发射机构的任务可靠度。     

船用板式换热器可靠寿命预计方法研究

目的对于新型船用板式换热器进行可靠寿命预计,考虑到相似产品使用期间会获得定量的信息,提出一种利用相似产品信息进行产品可靠性预计的方法。方法相似产品的相似度由专家根据经验分析给出,其后根据继承因子直接对相似产品的可靠度进行折合。对板式换热器与相似产品的性能数据进行对比分析,利用模糊数学中贴近度的概念,计算得到两产品之间的折算系数。结果结合相似产品的实际使用数据,通过对流速、换热系数和其他相似因素的比较,得到产品对于相似产品的折算系数为0.286,从而进一步确定该板式换热器折算后的试验时间,利用无故障定时截尾寿命评估方法对该产品的可靠性进行粗略估计。结论该方法对利用相似产品进行寿命评估提供了一种新思路,从产品的性能特征出发,在一定程度上优化了专家评估相似度的主观因素。     

HT240材料发动机缸体疲劳试验及性能分析

目的确定HT240材料发动机缸体疲劳寿命,从而验证其可靠性。方法参照AVL的缸体疲劳试验标准,根据该型发动机的爆发压力,选取一定安全裕度的脉动液压压力,在疲劳试验机上模拟实际工况对四件样品进行缸体脉冲加载试验。结果在缸体上部易出现裂缝。对缸套的实验数据进行处理,确定了其在运行一定次数下不发生破坏的条件疲劳极限为17.89MPa。同时明确了缸体主轴承壁在21MPa下未破坏的循环次数及其他破坏位置。结论该批次缸体基本满足设计要求。为该材料发动机缸体的批量生产及进一步优化设计提供了理论依据。     

孔腐蚀损伤对LY12CZ铝合金疲劳寿命的影响研究

对Kt=3．0的LY12CZ铝合金疲劳试验件的中心孔进行加速腐蚀,经3次不同腐蚀时间后取样,用KH-7700型三维数字显微镜检测腐蚀坑,获得了包括长、宽、深、表面积和体积的三雏形貌。通过疲劳试验,获得不同腐蚀损伤下试件的S-N曲线;通过理论推导得到了孔边在不同腐蚀损伤下的有效应力集中系数。建立了腐蚀损伤量与孔边有效应力集中系数增量之间的关系,使得在已知腐蚀损伤的情况下可以更直接地获得疲劳寿命。     

一种连接器振动故障分析

目的 分析得出轴向弹性触碰式连接器内导体失效的主要原因。方法 以某机载电子模块的连接器在功能振动试验后出现的故障为研究对象,对其进行目测检查、随机振动仿真分析和受力分析,定位故障原因,随后结合应力应变关系公式、高斯区间法和Miner累积损伤定律,推导内导体的疲劳寿命计算公式。结果计算得到内导体自身的振动响应应力仅为0.26 MPa,不足以产生疲劳破坏,但在振动激励下,连接器随模块的振动位移较大,超出了连接器的间隙容差范围,致使受压的内导体端面出现较大的往复动摩擦力,而摩擦力引起内导体根部的应力（250.13 MPa）超过了材料的疲劳极限,内导体有疲劳断裂的风险。进一步计算出内导体的振动疲劳寿命为0.67 h,小于功能振动试验时间,证实是振动位移引起的摩擦导致了内导体的疲劳断裂。结论 轴向弹性触碰式连接器必须要重视摩擦力的危害,提高模块的安装刚度,可以有效地提高连接器的可靠性。     

差速器壳体疲劳寿命仿真分析方法

目的 研究差速器壳体疲劳寿命分析方法,调查差速器壳体断裂的根本原因.方法 以具体试验工况为输入,以减速器壳体支撑刚度为边界条件,以齿轮啮合力为输入载荷,建立弹性支撑条件下的差速器壳体有限元模型,并进行强度计算.以强度分析结果为输入,在疲劳寿命计算软件FEMFAT中进行疲劳寿命校核.考虑到差速器壳体分析工况较多、载荷复杂,采用Neuber公式,结合材料的循环应力-应变曲线方程和应力-应变迟滞回线方程,进行线弹性应力修正的方法进行校核.同时,为了更好地模拟差速器的运行极限工况,分析载荷采用了三正一负交替变化的载荷.最后,基于线性疲劳累积损伤理论的Miner法则对结果进行判断.结果 基于线性疲劳累积损伤理论的Miner法则,初始设计方案的计算结果表明,疲劳破坏发生在壳体过渡圆角处,其可承受的载荷循环次数为270次,不满足大于350次的设计目标,结果与疲劳台架试验相符,且失效区域对应性较好.通过增大差速器壳体过渡圆角半径及增加壳体厚度的方法对差速器壳体进行优化,优化后的疲劳分析结果显示,疲劳寿命增加至417次,满足350次设计目标,并顺利通过耐久台架试验.结论 通过优化前后台架试验结果与仿真结果的对比证实,该仿真分析方法能准确预测差速器壳体的疲劳水平,且该分析方法在计算精度方面是完全可信的,可以在实际项目开发中应用,可提前识别并规避风险,减少后期台架验证成本.     

基于数值仿真的全表面轮毂弯曲疲劳试验及疲劳寿命分析

目的 预测钢制全表面轮毂易产生疲劳破坏的危险区域,并分析其弯曲疲劳寿命。方法 针对全表面轮毂的弯曲疲劳试验工况,建立有限元分析模型,综合考虑螺栓拧紧方式、螺栓预紧力以及材料非线性特征的影响,通过在加载轴末端建立局部坐标系,实现载荷的分解,并最终实现弯矩的动态加载。在此基础上,进行轮毂的受力分析,然后构造适用于轮毂的应力寿命曲线,并使用名义应力法进行疲劳寿命预测。结果 动态弯矩的加载方向变化会显著影响轮辐表面的应力分布特点,螺栓预紧力施加后,螺栓孔附近区域的应力显著增大,在计算中应考虑其影响。在获得各节点载荷历程后,以高应力幅和平均应力为标准,筛选出了轮毂的危险节点。结论 基于数值仿真的本型全表面轮毂弯曲疲劳试验,危险节点位置均位于轮辐通风孔的内圆角附近区域,可有针对性地对该区域进行相应的优化设计,以进一步提高轮毂的弯曲疲劳寿命。分析得到当前轮辋弯曲疲劳寿命约7.6万次,符合国家标准的要求。     

温度循环下塑封器件可靠性评估分析

目的评估塑封器件的热疲劳寿命和可靠性。方法分析NASA和ECSS空间任务用低等级器件评估标准,针对某型号任务用的两种塑封器件制定了温度循环评估方案。在-55~+125℃进行500次温度循环,配合外观检查、X射线检查、声学扫描显微镜检查、常温测试检测项目。结果 SOP-8(Small Out-line Package)器件评估合格,各项检测试验项目合格,其可靠性寿命满足某型号任务单机载荷2年需求。SOT-23(Small Out-line Transistor Package)器件出现功能失效,分层扩展至整个焊板区域,内部键合丝断裂,电参数失效比例为95%。结论塑封器件评估需要制定有针对性的评估方案,经评估验证,部分塑封器件的可靠性可满足高可靠领域任务需求,兼备高可靠性与高性能。     

T型槽密封结构的有限元分析及试验验证

目的通过有限元分析,实现T型密封结构的优化设计。方法利用ABAQUS建立液压系统用T型槽密封结构的二维轴对称模型,分析计算密封结构中过渡圆角、槽宽、倾斜角度等对密封圈应力分布、接触应力的影响,通过设计密封圈老化寿命试验,验证分析结论。结果随着过渡圆角(R0.5～R2)的增大、倾斜角度(10°～3°)的减小,密封圈的局部应力最大值和接触应力均减小。随着槽宽(10～18mm)的增加,密封圈的局部应力最大值逐渐增加,接触应力逐渐减小。分析用密封结构的接触应力均大于密封介质压力0.7 MPa。最终通过试验证实了分析用密封结构均满足密封性能,且不合理的设计会降低密封圈寿命。结论在密封介质压力较小的情况下,建议选用较大的过渡圆角(推荐值为R2),较小的倾斜角度(推荐值为5°～6°)及槽宽(推荐值为密封圈截面直径的1.2～1.5倍)。     

城市垃圾填埋场防渗浆材的实验研究

针对垃圾填埋场防渗的特殊要求,通过大量正交实验研究,研制了一种低渗透系数并对污染物有良好阻滞作用的浆材,即膨润土-水泥-粉煤灰(BCF)浆材,包括S型、N型和Z型3种类型。该浆材可泵期可调,结实率>99.6%,结石体28d渗透系数<0.65×10-7cm/s,N型的无侧限抗压强度<1.2MPa,弹性模量在200MPa左右。浆材结石体对COD、氨氮和磷的阻滞率均达到了82%以上,对酞酸酯和常见重金属离子的阻滞率均在99.6%以上。对浆材结石体的防渗性与对污染物阻滞性能的机理进行了研究,并提出渗滤沉积作用和吸附滞留作用阻滞机理。     

临近空间环境对飞艇蒙皮织物材料力学性能的影响研究

目的研究飞艇蒙皮材料在临近空间环境下的力学特性。方法根据临近空间环境的特征参数,制定空间环境地面模拟实验方案,包括高低温、紫外环境和臭氧环境下地面模拟实验方案。然后以聚氨酯涂覆Nylon织物为例,研究临近空间环境对飞艇蒙皮材料力学特性的影响,并通过红外红外光谱和原子力显微镜研究其影响机理。结果与未经高低温循环相比,弹性模量增加了11%,拉伸强度的最大变化不超过5%;经过48～240h紫外线辐照后,弹性模量提高了22%～34%,拉伸强度几乎没有变化;通过臭氧老化后,材料弹性模量的增加幅值约为6%,拉伸强度逐渐降低。结论紫外辐射对于聚氨酯涂覆Nylon织物材料弹性模量的提升效应大于高低温和臭氧老化,但对其强度的影响明显小于高低温和臭氧老化,臭氧老化对材料强度影响大于高低温和紫外辐射。     

基于ZJU400土工离心机的CFD模拟方法

目的给出可靠的CFD模拟方法,用于土工离心机风阻功率估算,得到流场及温度场模拟结果。方法针对ZJU400中高速大型土工离心机,利用结构化网格划分使转臂及内壁面处的y+值<30,使其满足湍流模型边界层厚度要求。利用k-omega SST湍流模型和MRF多参考系方法对ZJU400土工离心机进行数值模拟,对模拟所得风阻功率、流场和温度场进行对比验证。结果模拟所得风阻功率与ZJU400实测数据偏差<10%,模拟所得流场与文献[8]中的结果吻合,温度场与实测数据吻合。结论针对ZJU400中高速大型土工离心机的CFD模拟方法取得了精度较高的模拟结果,通过仿真模拟弥补了大型土工离心机实验数据缺乏问题,减少了对实验数据的依赖,为制造设计和研究大型土工离心机提供了CFD模拟方法。     

金属基体复合材料圆锥壳的材料参数识别及动力学敏感性研究

目的 研究以金属作为基体的碳酚醛复合材料圆锥壳的动力学特性,基于模态实验建立复合材料参数优化识别方法。方法 通过建立金属基体复合材料圆锥壳结构的动力学模型,表征各层材料参数对结构动力学特性的影响。开展典型铝合金-环氧胶-碳酚醛圆锥壳自由模态实验,在模态实验结果基础上,采用数值仿真开展复合材料参数识别,并采用响应面优化法研究获得材料参数的全局最优解。最后,开展结构模态对复合材料参数的敏感性分析。结果 基于拉丁超立方抽样和多项式代理模型,建立了多层复合圆锥壳的高效代理模型。对于[0, 90]S铺层的复合材料圆锥壳结构,前5组模态频率参数对E11最敏感,对v23最不敏感,剪切模量的影响介于拉伸模量及泊松比之间。结论 建立了针对各向同性-正交各向异性材料组合的多层复合圆锥壳结构的动力学模型及参数识别方法,可为结构动力学设计提供参考。     

某型飞机机翼下壁板整体油箱端5肋结构选型疲劳寿命研究

目的研究某型飞机机翼下壁板整体油箱端5肋结构的选型疲劳寿命。方法在结构选型设计时初步确定长桁连续和长桁断开两种结构形式的基础上,采用静力试验与疲劳试验方法对这两种结构模拟件进行对比试验验证。结果两种结构模拟件的静破坏载荷分别为588.20 k N和587.97 k N,与设计预计破坏载荷(590k N)高度一致。在相同的等幅载荷谱下,长桁连续结构的中值疲劳寿命和95%置信度与95%可靠度下的疲劳寿命分别约为长桁断开结构的1.7倍和4倍。长桁连续结构的疲劳分散性明显小于长桁断开结构。长桁连续结构的疲劳断口主要呈现脆性穿晶疲劳断裂特征;而长桁断开疲劳断口则呈现出韧窝型断裂和解理断裂的混合型穿晶疲劳断裂特征。疲劳断口微观形貌表明,长桁断开结构在疲劳过程中产生了塑性变形,这就从微观机理上解释了长桁连续结构的疲劳性能优于长桁断开结构的原因。结论在结构质量相近的情况下,长桁连续结构明显优于长桁断开结构。     

电除尘器粉尘层反电晕击穿厚度理论与试验

为了合理地确定静电除尘器清灰振打周期,通过理论与试验方法确定静电除尘器粉尘层反电晕击穿厚度很有必要的。首先基于静电学理论导出带电粉尘层内的电量分布和电场分布数学模型,然后根据粉尘层反电晕发生条件,得出粉尘层反电晕击穿厚度的计算式,结果表明,反电晕击穿厚度是粉尘比电阻、电晕电流密度及极配的函数。通过对高比电阻不同厚度的粉尘层的反电晕击穿试验研究,结果表明,各击穿点的连线呈较连续光滑的弧线,提出了利用伏安特性曲线确定粉尘层反电晕击穿厚度的简易图解法。     

热盐腐蚀环境对TC11钛合金高温寿命影响规律试验研究

目的 针对发动机钛合金部件在热盐环境与工作载荷下的寿命衰减问题，开展TC11钛合金热盐腐蚀疲劳与应力腐蚀试验，研究腐蚀环境下TC11的高温寿命衰减规律与失效机理。方法 利用喷盐法制备TC11钛合金试验件，研究不同温度与应力水平对TC11腐蚀疲劳以及应力腐蚀的影响规律。利用SEM等观测手段，开展腐蚀疲劳以及应力腐蚀试样断口与表面的形貌分析，分析腐蚀环境下的失效机理。结果 热盐腐蚀环境导致TC11的寿命显著降低，对比450 ℃下无腐蚀寿命，腐蚀疲劳寿命下降了2个数量级，应力腐蚀寿命下降到不足1%，且分散性较大。观察腐蚀疲劳和应力腐蚀的试样可以发现，表面有明显的腐蚀坑，腐蚀坑底发现裂纹。结论 热盐环境下，TC11腐蚀疲劳寿命和应力腐蚀寿命都会明显下降。由于腐蚀导致钛合金试样表面产生许多腐蚀坑，在腐蚀坑局部形成近似缺口，缺口部位的应力集中是导致腐蚀疲劳寿命衰减的重要因素。腐蚀疲劳的寿命低于Kt=1的无腐蚀疲劳寿命，但是要大于Kt=3的无腐蚀疲劳寿命。     

环境对某型飞机典型结构部位疲劳寿命影响分析

目的 研究环境对飞机典型结构部位疲劳寿命的影响。方法 选取某型机机身连接壁板、机翼壁板、机翼内部大梁结构、平尾接头及垂尾接头的典型模拟件为研究对象,开展实验室加速腐蚀与随机载荷谱交替试验、载荷谱疲劳试验,分析环境对典型结构部位模拟件表面涂层损伤、疲劳断裂位置、疲劳源及中值寿命的影响,建立环境对结构部位疲劳寿命影响关系。结果 采用载荷作用后结构部位模拟件疲劳中值寿命与加速腐蚀环境-疲劳寿命后试样的疲劳中值寿命比值,估算环境对结构部位模拟件疲劳寿命的影响,比值k=1.2~2.5,且比值k越大,说明环境对试样的疲劳寿命影响越大。结论 采用载荷作用后结构部位模拟件疲劳中值寿命与加速环境-疲劳寿命后试样的疲劳中值寿命比值,可初步估算环境对结构部位模拟件疲劳寿命的影响,且试验结果表明,外部环境较内部环境对试样疲劳寿命的影响更大。     

汽车环境风洞地面区域流场数值仿真

目的 探究汽车环境风洞地面区域流场规律,获取风洞边界层抽吸装置的最佳抽吸率和底盘测功机对风洞地面区域边界层厚度、风速、总压和静压的影响规律,并比较MRF法和旋转壁面法对底盘测功机转毂转动模拟的精度。方法 运用计算流体动力学方法对汽车环境风洞流场进行数值仿真计算。结果 边界层抽吸装置对应于喷口风速120 km/h时的最佳抽吸率为0.048。底盘测功机区域总压呈现下降趋势。相比于存在底盘测功机,汽车环境风洞无底盘测功机时,底盘测功机区域内相同位置的边界层厚度会增加1.28～12.22 mm。在前转毂的前侧、上侧、后侧和后转毂的上侧和后侧会有一个高风速区域,区域内风速比设定风速高1%～4%,与无底盘测功机相比,区域内静压值低0.32～46.02 Pa。在前后转毂前侧和后侧与地面相连接的凹部会有一个低风速区域,区域内风速比设定风速低1%～5%,与无底盘测功机相比,区域内静压值高0.08～49.34 Pa。底盘测功机转毂的转动会使附近区域的地面边界层厚度变大。在前转毂前侧,采用旋转壁面法进行模拟比MRF法地面边界层厚度增加近8 mm,而在其他位置,2种模拟方法对边界层厚度的模拟差别在1.5 mm...