高温环境下薄壁结构声疲劳失效验证技术研究

目的针对高温环境下薄壁结构声疲劳失效问题,研究分析薄壁结构在高温环境下的声疲劳失效特征,验证薄壁结构热声响应计算方法与疲劳寿命预估模型的有效性。方法较系统地阐述高温环境下薄壁结构声疲劳失效试验验证技术,重点总结热声疲劳试验环境建立与加载、高温环境下噪声测试、高温环境下动态响应测试和疲劳破坏寿命测试方法,并通过具体案例说明工程中试验验证方法的有效性。结果试验件在仿真计算与试验中的破坏位置一致,响应频率吻合较好,应力水平一致,疲劳寿命量级相当。结论薄壁结构热声响应计算方法与疲劳寿命预估模型的有效性高。     

热声复合环境下薄壁锥壳结构响应计算与疲劳寿命预估

目的研究热声复合环境下薄壁锥壳结构的动力学响应与疲劳寿命。方法采用耦合的有限元/边界元法,完成不同热声载荷下的振动应力计算。基于改进的雨流计数法,对不同热声载荷下危险点位置及典型位置的疲劳寿命进行预估。结果屈曲前随温度的增加,薄壁锥壳结构的基频降低,屈曲后在一定温度范围内时,基频增加。薄壁锥壳结构的应力集中主要出现在孔边位置,基频在热声激励响应中起主导作用。低阶固有频率处存在较大峰值,高阶频带范围内的峰值较小,模态密度较高。结论在800～1000℃的温度载荷与强声载荷下,薄壁锥壳结构的疲劳寿命只能维持几个小时,所以在抗声疲劳结构设计中要考虑响应谱的频率结构,及注重结构孔边位置的结构设计。     

基于损伤等效的振动疲劳试验载荷转换

目的使用简谐激励替代随机平直谱激励进行振动疲劳试验。方法利用有限元仿真计算某典型铝合金试验件在简谐激励和随机平直谱激励下的疲劳寿命,分析2种工况下试验件寿命相等时激励的等效关系。进行一组定频激励试验和一组谱激励试验,对比试验结果,验证在某典型铝合金试验件上利用简谐激励替代随机平直谱激励进行振动疲劳试验的可行性。结果通过试验与仿真技术,对2024-T4铝合金试验件在一定频率非共振简谐激励和随机平直谱激励作用下的振动疲劳寿命规律进行研究,得出了不同激励作用下试验件寿命相同时载荷的等效关系。结论基于损伤等效,工程中可以使用简谐激励代替随机平直谱激励进行振动疲劳试验,从而解决了一类振动疲劳试验加载困难的问题,实现振动疲劳的试验加速。     

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。     

异常因素对CNG长管拖车爆破片疲劳寿命的影响

针对CNG加气站长管拖车气瓶爆破片异常起爆的问题,通过实验手段搭建了爆破片疲劳寿命测试平台,研究爆破片在制作、安装和应用过程中的挤压损伤、划伤以及冰冻等异常因素对疲劳寿命的影响。结果表明:冰冻对爆破片的疲劳性能没有显著影响。受尖钝物挤压损伤的爆破片较正常爆破片疲劳寿命大幅降低,超过95%,且受损部位直径和深度越大,疲劳寿命越短。通过拱顶、拱面1/2处和边缘处三个部位划伤爆破片的疲劳试验发现,拱面1/2处疲劳寿命最短,边缘处划伤的爆破片疲劳寿命最长。划伤对爆破片疲劳寿命的影响最大,其次为挤压损伤。     

基于瞬态分析的浮动核电站高能管路冲击疲劳寿命评估

目的合理评估浮动核电站高能管路在水下冲击载荷下的疲劳寿命。方法开展高能管路静载、模态和瞬态响应分析,得到管路在水下冲击作用下的应力时程曲线,为管路疲劳寿命估算提供基本应力谱输入。基于冲击疲劳损伤模型,运用nCode疲劳分析软件,估算管路的冲击疲劳寿命。结果管路在一次冲击载荷作用下会经历多次应力循环,最大应力值超过材料屈服极限的11%。管路在横向冲击作用下的冲击疲劳寿命为3.95×10~4次。结论管路在冲击载荷作用下的最大应力响应发生在冲击输入的正向三角波之后,反向三角波之内,是由于惯性效应造成的响应滞后现象。管路固定端、弯头和三通是应力集中区域,管路疲劳破坏一般发生在这些局部区域。     

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。     

某梁结构静动联合加载疲劳研究试验件设计与分析

目的解决工程结构在交变静载荷和动载荷联合作用下的疲劳寿命预估难题。方法拟设计一梁结构试验件,方便施加静力与动载荷,并具有合适的疲劳寿命,用于静动联合加载下疲劳寿命预估研究。并采用名义应力法计算出静载荷作用下结构的寿命,采用频域法计算动载荷单独作用下结构的寿命,再以线性损伤累积理论为基础,以载荷块为单位来计算静动载荷联合加载下的寿命。结果初步给出试验载荷,得到静动载荷联合加载下危险点的寿命为1225 s。试件在1 h之内失效,满足设计要求。结论通过该方法,可以用来校核试件的实际寿命,以设计试件。     

基于临界面的多轴振动疲劳寿命预测

目的提出一种新的基于临界面正应力的高周多轴疲劳寿命预测方法。方法通过对主应力进行投影,得到各时刻下临界平面内的应力大小,利用雨流法计算不同临界面下的疲劳损伤,并通过权函数,得到主应力的角度期望值,进而预测结构的疲劳寿命。结果通过试验件进行仿真模拟,对底端作用两个方向PSD频率范围为8～200 Hz,大小为0.006、0.003、0.008 g~2/Hz的强制加速度激励得到多轴应力响应,以此计算4种工况下的随机加速度振动疲劳试验预测寿命,对比试验寿命误差基本处于2倍界以内。结论新的基于临界面正应力的疲劳寿命预测方法能有效预测多轴振动疲劳寿命。     

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.     

DAVA在航天器内声场控制中的研究进展

针对航天器内声场的控制,从装置的改进、声场控制方法和DAVA的应用三个方面阐述了DAVA在航天器中的研究进展,梳理总结了用于航天器内声场控制的DAVA智能装置研制中面临的多物理场耦合建模、复杂声场环境下的控制器设计和功率消耗等关键问题,并初步开展了声场控制研究,最后对DAVA在火箭整流罩内声场控制中的发展前景进行了展望。     

短舱进气道复合材料声衬声学特性试验研究

目的应用旋转声模态发生试验系统测试无缝复材声衬试验件的传递损失声学特性。方法根据短舱进气道声衬实际应用环境,采用整体环状成型工艺和无缝拼接技术,针对性地设计研制出复合材料制成的环形无缝进气道声衬。利用风扇旋转声模态发生试验系统开展基于旋转径向传声器阵列的管内声模态测试识别方法研究,并发展相应的模态测试装置。结果设计的无缝复材声衬在目标工况下降噪效果良好。结论基于旋转径向传声器阵列可同时识别径向和周向声模态,并显著减小所用传声器总数。     

战斗机座舱内气动噪声分析

目的降低座舱气动噪声提供分析方法及数据。方法以某型机的座舱为研究对象,利用CFD流场分析方法对某型机的座舱外表面瞬态压力场进行分析和提取,作为舱内声场分析的外部激励,利用声学边界元方法计算得到座舱内部声场分布和声压大小,以及结构参数与舱内噪声的关系。结果某型机舱内声场的声压在500 Hz以下的低频段最大,且声压随频率的增加而降低,在2500 Hz以后趋于平缓,座舱内飞行员头部位置最大声压112 d B。后舱飞行员右耳位置声压,多数情况下大于前舱飞行员头部声压。结论分析结果表明,某型机后舱透明件的外表面受固定的空中受油管导致的湍流和进气道内的脉动压力,是座舱内噪声的主要来源。要降低舱内噪声,除了优化外形设计外,通过声传递向量分析,有目的地对结构参数进行调整,是一个较好的解决方案。     

航天器直接声场试验技术研究进展

为了使得航天器的设计、制造与试验能够并行开展,同时降低试验成本、缩短试验周期,在最近十余年,国外发展了直接声场试验技术(DFAT)。这种新型的噪声试验技术与混响场试验相比更为方便、快捷,极大地提高了试验效率。针对未来飞行器研制与试验,论述了DFAT技术的进展情况。从扬声器阵列的布置方式、控制技术的改进和DFAT技术目前所具备的能力现状等三个方面阐述了DFAT试验系统的组成与发展,对近十年来国外开展的典型DFAT试验进行了梳理,并总结了在试验中发现的声场一致性、与混响场的差异、试验件结构响应和驻波等相关问题。对DFAT技术的后续应用前景进行了展望,提出了我国发展DFAT技术所面临的问题和挑战。     

舱门振动对舱室噪声特性影响研究

目的研究舱门结构振动特性对舱室声场特性的影响与控制方法。方法基于声固耦合分析方法,对典型舱门结构的振动声辐射特性进行仿真分析,研究材料、板厚以及阻尼层对舱门结构声辐射特性的影响规律。建立舱室声学分析模型,分析舱门结构振动对舱室声学环境的影响。结果计算了典型舱门结构的固有频率和声辐射特性,舱门结构在固有频率处容易辐射出较大的噪声能量。通过分析舱室典型位置声压频率响应可知,声压峰值频率以舱室模态频率为主,且响应最大值出现在舱门结构频率和舱室模态频率重合处。仿真分析结果显示,采用在舱门表面增加约束阻尼层的降噪方法,可以有效降低舱室噪声。结论舱门结构振动模态频率与舱室声学模态频率的重合产生较大的共鸣噪声。在舱门上增加约束阻尼层是一种简易且有效的舱室噪声控制措施。     

局域共振声学超材料技术进展及应用展望

介绍了声学超材料主要有布拉格散射型声子晶体、局域共振型声学超材料等。布拉格散射型声子晶体通常需要其晶格常数与声波波长处于同一数量级时才能产生声波禁带,从而使得其应用领域受限。局域共振型声学超材料利用其共振单元的共振频率与声波频率接近时所产生的耦合作用而消耗声能,其尺寸比作用声波波长降低了2个数量级,从而实现了小尺寸声学超材料对长声波的控制。局域共振声学超材料采用特殊的声学结构单元设计,使其在常规介质中具有一些超常物理特性,如负折射、负质量密度等;其在低频段具有声学禁带,在该禁带频率范围内将阻止声波传递。局域共振声学超材料已发展出了具有谐振特性的声学结构单元、表面附加局域共振单元板结构声学超材料、薄膜型声学超材料等结构形式。局域共振声学超材料的研究和发展为低频降噪提供了新的途径。     

加筋板在复杂载荷下的振动疲劳寿命分析

目的研究航空工程结构部件——加筋板在准静态载荷和随机动载荷联合加载下的振动疲劳寿命预估问题。方法针对某铣制铝合金缺口加筋板,建立有限元模型,并采用时域法进行静动联合加载下的疲劳寿命分析。首先将准静态载荷分解为静力与正弦激励,以静力结果作为平均应力修正S-N曲线,再采用随机响应分析计算动载荷单独作用下结构危险点的应力PSD函数,通过逆傅里叶变换法,提取随机加载过程中的时域信号后,应用Von Mises等效准则,将其与正弦激励时域样本进行叠加,得到疲劳分析应力谱,再结合Miner线性累积理论和雨流循环计数法,计算得加筋板结构静动联合加载下的疲劳寿命。结果通过有限元仿真分析计算,得到加筋板在静动载荷共同作用下的疲劳寿命,对比试验寿命,误差基本在两倍界以内。结论由仿真与试验的结果对比说明,该方法可以有效预估试验件在静动载荷联合加载下的疲劳寿命,并能进一步推广到类似载荷下的疲劳寿命预估问题。     

海底声基阵大地坐标测量

声基阵是进行目标测量和定位的重要装备,而声基阵的海底坐标测量有广泛的应用场合。给出了一种基于时延测量的海底声基阵大地坐标测量的方法。在该方法中,声源在3个位置已知点上发射CW脉冲,利用声源发射和声阵接收的CW脉冲之间的时延获得空间中的3个声源发射点到阵元的距离,并以这3个声源发射点为圆心,以声源发射点到阵元的距离为半径作球面,得到的交点即为阵元的大地坐标。通过海上试验数据分析结果表明可以把该方法运用于实际的工程测量当中。