一种适用于不同航天器电子产品的热循环试验的循环次数确定方法

目的给不同航天器电子设备提供合适的常压热循环试验条件,使其在不同的循环次数和温度范围下获得相等的应力筛选,提出一种定制化的热循环次数的确定方法。方法基于热疲劳理论,分析典型航天器热致故障机理,并综合考虑航天器设计、材料、工艺的特点以及历史故障数据分布的影响,引入综合疲劳加速指数和故障沉淀率,形成航天器综合疲劳寿命等效等式。最后以某航天器典型电子设备为例,给出该方法所确定的试验条件。结果该方法能降低航天器欠试验或过试验的风险。     

某活塞式航空发动机汽缸断裂分析

分析了某活塞式航空发动机汽缸缸体断裂的原因。宏观和微观观察表明,缸体的断裂性质为疲劳断裂,疲劳起源于缸体与缸头连接螺纹的起始处,晶间腐蚀是导致疲劳断裂的直接原因。能谱分析表明疲劳源区的腐蚀元素是氧,属于大气腐蚀。分析认为腐蚀发生于发动机长期存放过程中。     

多工况下地下管道结构疲劳可靠度分析

疲劳破坏是埋地管道主要的失效方式之一,超载、地下空洞等因素都会加剧地下管道结构的疲劳损伤,对其安全运行构成威胁。对管道服役期在各种不利影响因素组合下的动力响应特征进行数值模拟分析,确定其疲劳应力谱;基于材料S-N曲线和Miner线性累积损伤准则,利用可靠性理论建立了交通荷载作用下地下管道结构疲劳的极限状态方程,计算了管道结构的疲劳寿命和疲劳可靠度指标;以某软土路基环境下地下燃气管道为例,定量评估了超载和地下空洞对地下管道结构疲劳可靠度的影响。将管道在荷载作用下的结构动力分析与疲劳可靠度相结合,为地下管道结构疲劳可靠度评估提供了一种新的分析方法,可为城市地下管道的设计、施工、维护及检修提供科学依据。     

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.     

垂直发射装置排气道极限承压性能分析

目的研究导弹在意外点火时排气道的力学性能及导弹发射的安全性,对排气道的极限承压性能进行研究。方法建立排气道的极限承压的仿真模型,通过水压试验及发射试验,获取排气道不同种试验方式下的极限承压数据。结果排气道在导弹正常发射时承压设计值为0.3 MPa。极限承压仿真试验过程中,排气道在受到0.5 MPa压强时,所受应力超过材料最大抗拉极限。水压试验过程中,排气道受0.58 MPa压强时,其结构发生破坏。意外点火试验过程中,排气道所受最大压强值为0.24 MPa。结论排气道的极限承压能力可以满足正常发射及意外点火的发射要求,排气道的设计裕量充足。     

一种高寒气候环境疲劳试验设备的研制

目的研制一台高寒气候环境疲劳试验设备。方法针对装备材料在服役过程中承受高寒气候环境-拉、压、弯载荷耦合作用的工况,分析高寒环境与力学因素对材料的交互影响,确定设备的工作原理和功能特点。通过分析设备本身的工作环境及特点,对设备的结构及可靠性进行合理设计,研制一台高寒气候环境疲劳试验设备。结果该设备可实现载荷和频率等试验参数的精确控制,能通过更换试验夹具分别开展高寒气候环境中的拉伸、压缩和弯曲疲劳试验。结论新研制的设备适用于评价材料在高寒气候环境中的疲劳性能。     

某型飞机进气道在噪声环境中的振动疲劳分析

某型飞机进气道常出现蒙皮裂纹、铆钉松动及掉铆钉头等故障,给飞行安全带来隐患.研究发现,此类故障是进气道在强噪声环境下,噪声脉动压力引起的结构振动疲劳损伤.应用阻尼层可降低强噪声对进气道蒙皮和铆钉的破坏.发动机地面试验结果表明,进气道阻尼层的应用显著降低了蒙皮壁板的振动量级.     

腐蚀疲劳交替环境下0Cr16Ni5Mo1不锈钢的损伤行为研究

目的 研究腐蚀疲劳交替环境下0Cr16Ni5Mo1不锈钢的损伤行为。方法 通过开展0Cr16Ni5Mo1不锈钢在不同腐蚀疲劳交替次数下的试验,分析腐蚀疲劳交替频率对疲劳寿命、表面形貌等的影响规律,明确其腐蚀疲劳交替损伤机理。结果 腐蚀时间一定时,0Cr16Ni5Mo1不锈钢试验件的疲劳寿命随着腐蚀疲劳交替频率的增加而增加。交替频次较低时,疲劳断裂部位主要发生在试验件表面或侧面的腐蚀损伤处;交替频次较高时,疲劳断裂部位开始内部缺陷处出现。试验件表面附着的腐蚀产物随着交替周期的进行而减少,但随着交替次数的增加,基体截面深处出现腐蚀产物。结论 0Cr16Ni5Mo1不锈钢试验件的疲劳寿命随交替次数的增加呈现指数函数规律的增长趋势。腐蚀-疲劳交替作用下,0Cr16Ni5Mo1不锈钢的表面腐蚀损伤形式主要为点蚀,裂纹主要萌生于试件表面的缺陷处,腐蚀加速了裂纹萌生的进程。交替次数的增加促进了表面和缺陷处钝化膜的生成,以及腐蚀产物在缺陷内部的堆积,从而使试验件寿命增大。     

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。     

热障涂层对DD6单晶高温合金高周疲劳性能的影响

目的研究电子束物理气相沉积热障涂层对单晶高温合金高周疲劳性能的影响,为热障涂层在涡轮叶片上的应用提供技术支持。方法采用真空电弧镀和电子束物理气相沉积工艺制备YSZ热障涂层,进行900℃条件下高周疲劳性能测试,采用扫描电镜对测试后的试样表面、断口形貌进行观察与分析。结果在900℃、380 MPa条件下,带涂层的DD6单晶试棒循环次数(Nf)超过了107,420 MPa条件下超过了106。通过对DD6单晶试棒断口分析,失效后的带涂层试棒仍以DD6单晶常见滑移解离形式发生破坏。结论高周疲劳性能测试条件下,带YSZ热障涂层的试棒中粘结层率先产生垂直微裂纹,但是裂纹扩展延伸中发生氧化钝化,之后DD6基体沿正常的滑移方向从表面向内部疲劳扩展,带涂层的试棒疲劳裂纹并非由涂层微裂纹直接扩展形成,热障涂层对DD6单晶高温合金高周疲劳性能影响较小。     

喷丸强化技术在某型作动筒延寿修理中的应用

目的将某型作动筒的寿命由6000±150起落延长至12 000±150起落。方法采用喷丸强化技术对作动筒的主要承力零件进行喷丸强化处理,提高零件的抗疲劳和抗应力腐蚀性能。通过疲劳寿命试验验证对比喷丸强化处理前后典型零件和作动筒的寿命指标是否达到了预期目标。结果喷丸强化处理前的3件前耳环螺栓试验循环次数均未超过1.8×10~6即断裂,喷丸强化后达到3.6×10~6时仍未断裂。喷丸强化处理后的4件主耳环螺栓与喷丸强化处理前对比,断裂时的试验循环次数均有不同程度的提高,均值寿命比值大于2.36。喷丸强化处理前后的主前作动筒疲劳寿命试验达到预期的循环次数时,均没有出现断裂或者损坏。结论喷丸强化处理能有明显提高作动筒的抗疲劳和抗应力腐蚀性,强化处理后的零件疲劳寿命能够超过处理前的2倍,可以采用喷丸强化技术延长作动筒的使用寿命。     

反应堆压力容器主螺栓水压试验拉伸量调整力学分析评价

目的针对某核电站反应堆压力容器主螺栓残余拉伸量与设计要求(1.63±0.03) mm有出入,个别测试数据不在设计要求范围内的情况,对出厂水压试验工况拉伸量验收值进行调整。方法考虑上述拉伸量偏差对螺栓载荷的影响,从应力、疲劳和密封角度展开系统分析,对螺栓、螺纹、连接法兰及反应堆压力容器密封性能分别进行详细的力学评价。结果根据评价结果,对出厂水压试验工况拉伸量验收值进行两次调整,最终确定为(1.68±0.03) mm。结论该机组反应堆压力容器出厂水压试验各项指标满足要求,针对上述拉伸量调整的力学评价合理性得到有效验证。     

模拟高低空交变环境下30CrMnSiNi2A钢力学性能研究

目的研究30CrMnSiNi2A钢制腔体的力学性能影响及演化规律。方法借助高低温低气压试验和中性盐雾试验交替进行,模拟高低空交替变化的腐蚀环境。通过比较静力拉伸试验和疲劳试验的结果,进一步揭示预腐蚀对静力拉伸性能和疲劳性能的影响。结果经过预腐蚀处理,30CrMnSiNi2A钢制腔体的力学抗拉强度下降了0.73%,规定塑延伸强度上升了0.04%,断后伸长率下降了0.95%。疲劳寿命数据与对数疲劳寿命数据均符合正态分布,未发生明显变化。结论高低空交变环境下,腔体内部会发生一定程度的腐蚀,但由于腐蚀程度较小,对30CrMnSiNi2A钢力学性能影响不大。     

城市垃圾焚烧飞灰特性及水泥固化试验研究

试验分析了重庆市某城市垃圾焚烧发电厂飞灰的化学成分,研究了原飞灰的浸出毒性,考察了水泥对原飞灰和酸洗预处理飞灰中重金属的固化效果. 结果表明:飞灰中重金属Pb和Zn的浸出质量浓度均超过《危险废物浸出毒性鉴别标准》(GB5085.3-2007),因而被认为是危险废物,必须对之进行稳定化处理;酸洗预处理飞灰固化试块的抗压强度得到了一定程度的提高,其重金属Pb和Zn的浸出毒性均较相同配比、相同养护时间的原飞灰固化试块有明显降低;酸洗预处理飞灰固化试块抗压强度随掺入飞灰比例的降低和养护时间的延长而加大,在养护28 d时其抗压强度最高,达4.25 MPa;酸洗预处理飞灰固化试块在养护28 d时,其重金属Pb和Zn的浸出质量浓度分别比原飞灰所制固化试块降低了10.6%～59.0%和7.4%～73.7%.      

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。     

腐蚀对30CrMnSiNi2A钢结构疲劳寿命的影响

采用周期浸润加速腐蚀试验与疲劳试验相结合的方法,研究了腐蚀及腐蚀与疲劳交替作用对某型飞机30CrMnSiNi2A机翼主梁疲劳寿命的影响.结果表明,腐蚀环境的影响会引起30CrMnSiNi2A高强度结构钢的疲劳寿命明显降低.与未腐蚀状态相比,预腐蚀5、10、15天后,某型飞机机翼主梁模拟件的平均疲劳寿命分别下降了17.3%、20.5%、33.2%;而在腐蚀与疲劳交替作用下,其平均疲劳寿命下降了22.8%.在给定的腐蚀环境和疲劳载荷谱作用下,平均疲劳寿命N50随预腐蚀时间t的变化可以用N50=1044.541-219.978t描述.     

核电厂密封段加速寿命试验研究

堆芯中子注量率测量系统是30万千瓦核电厂监测系统的重要组成部分之一。该系统中的密封段要在工作温度不大于100℃、设计压力为17.16 MPa条件下满足长期密封要求。根据Arrhenius定律及《机械密封试验方法》,计算出了保证密封段正常工作5 a不泄漏需在240℃条件下进行加速寿命试验所需的试验时间。同时还制定了密封段加速寿命试验方案并进行了加速寿命试验,对试验测量参数进行了分析。分析结果表明密封段满足正常工作5 a不泄漏的要求。密封段加速寿命试验是密封段型式试验的重要步骤,还可作为其它密封设备加速寿命试验的参考。     

抽油杆疲劳性能实验分析

目的有效地预防和减少因抽油杆断裂导致的油井修井作业,进一步降低油田开发成本。方法采用岛津电液伺服疲劳试验机,对D级和H级抽油杆进行材质成分分析,测试力学性能、空气和腐蚀介质下疲劳强度、拉压载荷对疲劳性能的影响,并进行对比分析。结果 H级抽油杆的力学性能优于D级抽油杆。随着含水量的增加,两种抽油杆的抗疲劳性能均降低,在空气中,H级抽油杆的疲劳性能均优于D级抽油杆。在腐蚀环境中,D级抽油杆的疲劳性能优于H级抽油杆,并且两种抽油杆所受拉压载荷对疲劳均有一定影响。结论含水是影响抽油杆腐蚀疲劳性能的关键因素,H级抽油杆应在低含水区块应用,D级抽油杆在中高含水区块应用。抽油杆中和点以下产生的附加拉应力是导致抽油杆偏磨的直接原因,在中和点以下应优化扶正防磨设计。在中高含水区块,应加大对服役年限较长抽油杆的更换力度,以减少和预防抽油杆断裂事故的发生。