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。     

疲劳损伤等效在随机振动试验中的应用

以疲劳损伤等价为基础的随机振动试验是评价结构振动环境适应性能力的重要手段.将基于位移模态和应变模态的模态叠加方法分别应用于结构振动位移响应和应力响应的分析中,建立了随机振动试验不同激励条件下,结构振动响应的关系;将结构随机振动应力响应的峰值概率分布通用关系应用于疲劳损伤评估,导出了振动疲劳损伤等效关系.以一个试验为例介绍了疲劳损伤等效原则在随机振动试验中的应用.     

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.     

角接触球轴承的选用与寿命计算

本文通过对角接触球轴承的受力分析、应力分析,轴向载荷的计算,当量动载荷计算总结了角接触球轴承的选用与疲劳寿命计算方法。     

高强预腐蚀铝合金单轴拉-拉疲劳断口定量分析

目的通过断口定量分析获得7A09铝合金的疲劳裂纹扩展规律,为7A09铝合金结构的寿命评估提供依据。方法使用EXCO溶液对试验件进行预腐蚀,利用疲劳拉伸机进行疲劳加载直至断裂,使用扫描电镜对疲劳断口进行定量化分析。结果疲劳裂纹在试件的腐蚀坑处萌生,从自由界面附近向纵深发展导致试件的断裂。通过断口分析和Paris公式确定了裂纹的萌生寿命和扩展寿命。结论腐蚀之后的试件裂纹萌生寿命占总寿命的比例下降,当裂纹扩展程度较大之后,受腐蚀影响减轻,得出裂纹扩展速率和应力强度因子的关系。     

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。     

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。     

弹用电连接器湿热环境下寿命预测

目的预测某型电连接器的剩余寿命。方法以某弹用电连接器为研究对象,在分析导弹服役环境和电连接器失效机理的基础上,基于电连接器接触电阻性能退化特点,利用Wiener过程拟合电连接性能退化轨迹。然后,以Wiener过程的漂移参数为中间变量,采用广义Eyring模型,对温度、湿度应力进行建模,进而根据试验数据对性能退化数据似然函数的参数进行估计。最后,结合加速模型,推导得到正常应力水平下的漂移参数值,从而确定出电连接器的可靠度模型。结果计算出样品电连接器的平均寿命,可进一步推断该型电连接器的其他寿命信息。结论Wiener过程可以拟合湿热环境下电连接器的性能退化轨迹,温湿应力是开展弹上设备试验需重点关注的因素,考虑进一步提高类似环境载荷下的加速退化试验效率,可在一定程度上增大温度应力水平。     

2A12铝合金微动疲劳全寿命预测方法研究

目的对于2A12铝合金,提出基于成核寿命和扩展寿命的微动疲劳全寿命预测方法。方法基于损伤力学法计算裂纹成核寿命,利用扩展有限元计算裂纹尖端应力强度因子,应用断裂力学计算裂纹扩展寿命,并对预测者和试验值进行比较。结果损伤力学法能考虑接触面应力三维度的作用来反映多轴状态作用,能有效模拟微动疲劳多轴行为。基于损伤力学法的微动疲劳全寿命预测模型能有效预测微动疲劳全寿命。由于微动作用,裂纹成核非常早,扩展寿命从试件的近表面开始,占全寿命的主要部分。结论考虑成核寿命和扩展寿命的微动疲劳全寿命分析是完善的,预测值与试验值比较吻合。     

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。     

桨叶的组合共振理论建模与分析

目的 对直升机单片桨叶在2个激励力下的组合共振进行理论研究。方法 桨叶以固定角速度旋转,视为旋转的细长悬臂梁,受2个不同频率的简谐激励力作用。首先基于哈密顿原理推导旋转梁控制方程,考虑几何大变形和非线性惯性。其次对方程无量纲化,并采用伽辽金法对控制方程进行离散,最后使用摄动法中的L-P法(Lindstedt-Poincare method)对无量纲方程进行求解。结果 获得了组合共振产生条件,同时得到了组合共振下的稳态幅频响应和相应的时间历程图。进一步获得了超谐波/次谐波共振与组合共振同时发生的条件,并对组合共振进行了参数分析,探索了各个激励频率成分、阻尼和激振位置等对组合共振的影响。结论 当2激励力满足2Ω1±Ω2=ω0、2Ω2±Ω1=ω0或1/2(Ω1±Ω2)=ω0其中之一时,旋转梁可能发生组合共振。组合共振响应中,自由振动成分占主导,存在超谐波共振时,组合共振振幅得到进一步增强。     

基于平均法的金属橡胶隔振器非线性振动特性研究

目的研究金属橡胶隔振系统的非线性振动特性和机理。方法建立该金属橡胶隔振系统的非线性动力学模型,利用平均法推导出系统的自由振动运动方程和在简谐激励下的受迫振动幅频响应方程,通过数值计算分析影响隔振系统位移传递率的因素。随后设计一种结构紧凑的金属橡胶隔振器,通过静压试验得到加载卸载迟滞回线,利用拟合方法建立金属橡胶的指数型刚度模型。该模型在相同拟合效果下参数较少,将指数型非线性刚度模型代入到振动方程中进行求解,得到理论幅频响应曲线。同时,进行金属橡胶隔振系统的正弦扫频试验,得到不同振动幅值下的实测传递率幅频响应,与理论计算结果进行对比。结果拟合参数与系统的振动特性相关,拟合参数k_(1)越大,系统共振频率越低,拟合参数k_(2)越大,系统共振频率越高。理论计算与试验结果共振频率的误差最大为2.1%,放大倍数最大误差为17.1%。该理论方法可以较为准确地计算出隔振系统的共振频率、共振放大倍数以及非线性振动的跳跃现象。结论该方法可以较为准确地通过金属橡胶隔振器的静压试验数据预估出金属橡胶隔振系统的非线性振动特性,对于金属橡胶隔振设计具有一定的应用价值。     

高温环境下薄壁试件随机振动疲劳研究

目的研究高温环境下薄壁试件的随机振动疲劳问题。方法综述国内外随机振动疲劳研究现状,制定有效的研究方案。首先,通过有限元法完成薄壁试件的动力学响应数值仿真计算与分析,基于改进的雨流循环计数法预估薄壁试件的疲劳寿命。然后,开展高温环境下薄壁试件随机振动疲劳试验,获取危险位置动力学响应与疲劳寿命。结果高温强振动环境下,结构的危险位置主要出现在固支边界或形状突变位置,且基频处的动力学响应峰值是结构疲劳寿命的主要影响因素,随温度和振动量级的增加,结构疲劳寿命呈抛物线降低趋势。结论通过仿真与试验的比对,验证了高温环境下薄壁试件随机振动疲劳仿真计算方法的有效性与可靠性。     

风力发电机振动与噪声测试及其减噪方法研究

本文简要介绍了风力发电机的结构和工作原理,以及风力发电机振动和噪声的危害。根据发电机振动与噪声的发生机理和产生规律,本文制定相应实验方案对其进行测试,得出风力发电机的振动与噪声主要是风机的机械振动与空气动力学（旋转噪声和涡流）噪声,进而提出了降低风力发电机振动与噪声的方法为主动控制（风轮平衡与阻尼减振降噪控制）及被动控制（吸声）,为研究开发低噪声风力发电机提供理论基础。     

随机数据相干函数谱的归纳处理方法研究

目的研究相干函数谱的归纳处理方法,提高多点多轴振动试验对实际环境模拟的真实性。方法通过对相干函数统计分布规律的分析,提出一种基于实测数据的制定相干函数谱的统计容差法,考虑到相干函数对试验量级影响的特殊性,没有采用传统的容差上限分析法,而是对相干函数的容差区间进行分析,并给出相干函数容差上限谱和容差下限谱的制定方法。结果利用该方法对某型号产品的实测数据表明,该方法有效可行。结论采用容差区间估计法,降低了相干函数的试验值与实测值的误差,达到了提高试验环境对实际环境模拟真实度的要求。     

再入飞行器振动环境工程预示方法

目的为再入飞行器振动环境设计提供方法支撑,并为结构设计和地面环境试验条件制定提供载荷输入。方法分析再入飞行器振动环境主要特征及其诱导因素,结合飞行试验实测振动数据研究小攻角对飞行振动环境的影响规律,辨识出脉动压力与动压、马赫数以及攻角的关系式。在传统脉动压力预测方法基础上,建立涉及攻角影响的再入飞行均方根脉动压力预测模型,并给出再入振动环境工程预示方法。结果构建模型计算的脉动压力变化趋势与实测振动量值变化趋势基本一致,辨识出来的脉动压力与攻角、动压以及马赫数之间的关系式是基本合理的。结论基于实测数据及脉动压力特性建立了再入飞行器振动环境工程预示模型,结合实测振动数据和气动载荷数据可预测出再入飞行器振动环境,能够实现再入飞行器振动环境载荷的精细化设计,并为结构设计提供载荷输入。     

动态载荷作用下大型复杂结构的振动疲劳分析方法综述

首先从目前存在的疲劳损伤现象拓展到工程各行业中服役结构的疲劳损伤情况,分析了振动疲劳损伤作用机理,并论述了振动疲劳研究的意义,阐述了振动疲劳的定义,其次分析了振动疲劳分析方法的国内外发展情况及研究现状。此外,通过对振动疲劳研究相关文献的梳理,总结出一些振动疲劳时域与频域方面的研究方法,并分析了各方法的优缺点。最后,根据在振动疲劳研究目前存在的一些问题,归纳出未来的研究发展方向。     

考虑脉动压力相关性的自由体随机振动分析

目的获得自由体在脉动压力载荷作用下的结构响应。方法采用有限元方法,建立锥壳自由体结构的随机振动分析有限元模型,根据自由体的脉动压力载荷和随机振动分析理论,计算自由体在脉动压力下的加速度响应均方根值。结果载荷为一定程度相关时的计算结果在完全相关和不相关之间,最小相差约15%,最大相差约50%。结论在进行自由体结构脉动压力下的响应分析时,载荷间的相关性是不能忽略的,分区加载可改善计算精度。     

某导弹振动夹具设计及测试分析

目的 设计符合某导弹振动试验要求的夹具.方法 采用SolidWorks和Workbench两种软件协同分析的方法,对振动夹具进行设计.首先使用SolidWorks建立导弹振动夹具的实体模型,之后在Workbench中采用有限元方法对夹具进行模态分析.根据模态分析结果,在对夹具进行多次的结构修改和分析计算后,得到满足设计要求的夹具.将设计合格的夹具加工制作后,在振动台进行传递特性分析,以验证设计和分析结果.结果 根据振动夹具模态振型的变化趋势,可以通过增加夹具的底板和立板的厚度来提高夹具的固有频率.通过计算,将夹具底板和立板的厚度均增加到30.0 mm时,夹具的固有频率达到了311.68 Hz.将加工好的夹具按照实际试验方式固定在振动台,并进行动态响应测试,得到夹具一阶频率为410.0 Hz.结论 设计方法达到了振动夹具的基频大于被试品3～4倍的目标,满足了导弹振动夹具的动力学特性要求.     

典型仪器支架动力学管控方法研究

航天工程中普遍采用支架进行设备的安装,但是支架对振动环境的严重放大会影响设备的工作可靠性,给飞行器飞行带来极大隐患,需要开展典型支架的动力学管控方法研究。提出面向支架动特性管控的动力学特性指标,可以全面表征仪器支架在随机振动激励下的动力学特性,并可据此构造优化目标,以对支架动力学特性进行有效管控。提出典型仪器支架的动力学管控方法,实现了将支架动特性设计融入支架结构设计流程中。针对一种典型的仪器支架开展了随机振动试验与有限元仿真分析,验证了随机振动响应预示方法的准确性,并以此为基础,对其进行了动力学管控。以某型支架为对象开展的动力学管控,将支架上相对安装基础的振动量级放大倍数从4.2降低到1.67。结果表明,提出的典型仪器支架动力学管控方法可在研制初期改善仪器支架的动力学特性,对提高飞行器可靠性和环境适应性具有重要意义。