直升机旋翼电加热组件高频热载疲劳试验研究

为探索直升机旋翼桨叶电加热组件在直升机旋翼高频振动复合热载工况下的疲劳寿命、可靠性以及相应的测试方法,在设计完成的地面疲劳试验系统的基础上,研究制定合理的直升机旋翼桨叶工况模拟方案,选用共振法为疲劳试验方法,实现对电加热组件疲劳寿命的快速测试,同时探索模拟件表面应变与振动台加速度之间关系,为在不同动载荷条件下疲劳试验提供应变调节方案。     

机械手减速器行星架组仿真与试验研究

针对机械手关节处精密行星减速器行星架组常出现的强度不足、疲劳损伤及其影响减速器寿命等问题。本研究以PM90系列精密行星减速器为例,首先考虑行星架与行星轮轴采用过盈连接,结合该减速器工作原理等建立三维模型并进行受力计算;其次应用ANSYS Workbench软件分析静态特性并确定应力、变形及固有频率的分布情况;再次根据分析结果,使用nCode/design life分析疲劳损伤并作寿命预测;最后对装配该行星架组的减速器进行疲劳寿命试验。结果表明,试验所得结果验证了仿真的正确性,提出的研究分析为行星架组的优化提供了科学的理论依据。     

大功率风电增速器行星架疲劳寿命分析与结构优化

建立大功率风电增速器行星架三维模型,计算单位静载荷作用下行星架的应力应变;依据德国劳埃德船级社规范(GL2010),给出风电增速器行星架部件的S-N曲线的拟合方法;应用Miner线性积累疲劳损伤理论和雨流循环计数法,对风电增速器行星架进行疲劳寿命分析,得到风电增速器行星架的疲劳寿命。通过对行星架疲劳寿命结果的分析,并对局部结构进行优化,为大功率风电增速器行星架的疲劳寿命分析以及设计提供参考。     

一种基于连续损伤力学的低周疲劳寿命预测模型

基于连续介质基本守恒定律和连续损伤力学,可将材料疲劳损伤造成的有效承载面积减小表示为平均应变的函数,在此基础上,按微裂纹阶段和疲劳裂纹阶段对材料低周疲劳的损伤演化进行了分析,并建立了一种低周疲劳寿命预测模型。对316L钢光滑试样进行420℃环境下应力控制的低周疲劳试验,采用上述方法进行损伤描述和寿命预测。结果表明微裂纹阶段是材料低周疲劳寿命消耗的主要阶段,采用各寿命段采样数据获得的寿命预测结果与试验结果较 符合。     

基于行驶仿真试验的履带式车辆行星架结构优化

行星架是履带式车辆侧减速器的重要传动机构,由于测试手段及试验方法的限制,行星架在设计时采用静强度设计理论,故无法准确反映其在不同的复杂任务工况下的动态特性,给动载荷作用下构件的寿命预测分析带来了极大困难,结果导致构件的实际寿命与设计寿命有较大差距。针对该情况,基于ADAMS.ATV建立了履带式车辆侧减速器虚拟行驶试验平台,仿真获得了行星架在不同工况条件下承受的动态载荷谱。基于MSC.Fatigue软件建立了侧减速器的疲劳分析模型,获得了行星架的疲劳寿命,进而通过改变行星架的结构,仿真预测其疲劳寿命随行星架不同结构参数的变化规律,为行星架的结构优化做了一定的探索研究。     

振动疲劳试验寿命确定方法研究

提出了一种确定振动疲劳试验寿命的方法,首先基于有限元分析获得2A12铝合金简支梁试件的裂纹长度与试件固有频率的关系曲线,借助断裂力学失效准则,计算试件在试验载荷下疲劳失效时的临界裂纹长度,根据临界裂纹长度对应的固有频率能够确定试件疲劳失效时固有频率下降的幅度,从而根据振动疲劳试验固有频率跟踪控制技术确定停机标准,停机时所经历的循环数即为振动疲劳的试验寿命。该方法结合理论与实际,为振动疲劳试验寿命的确定提供了理论依据,统一了试验标准,并且在实际操作试验过程中容易操作,所得的结果安全可靠。     

核电用接管安全端308L焊缝金属高温低周疲劳性能研究

在300℃高温环境下研究了核电用接管安全端308L焊缝金属的低周疲劳性能,获得了308L焊缝金属材料的循环应力-应变曲线及低周疲劳寿命曲线。基于疲劳过程中不同应变幅水平下循环应力-应变滞回环的试验结果,分析了应力峰值随疲劳循环数的变化规律,绘制了308L焊缝金属材料疲劳寿命曲线,并与ASME疲劳设计曲线进行对比,最后分析了308L焊缝金属的疲劳断口。试验结果表明,材料在高温条件下表现出循环软化直至失效; Basquin和Manson-Coffin关系可以很好地描述0. 3%～1. 0%应变幅范围内的应变-疲劳寿命曲线; 308L焊缝金属低周疲劳裂纹呈凸形扩展,并伴随有疲劳辉纹和二次裂纹出现。     

复合材料层压板疲劳模量模型及寿命估算

提出基于单向板单轴疲劳试验数据预测层压板疲劳寿命的模型.采用疲劳模量构造典型应力比下的寿命曲线和损伤函数,利用等寿命曲线求出任意应力比下的疲劳寿命,引入复合累积损伤变量计算单向板多轴循环应力下的疲劳寿命;层压板的疲劳寿命预测以单向板多轴疲劳寿命为基础,通过层压板应力分析、失效分析和材料性能退化的循环迭代过程计算寿命;编写层压板疲劳寿命计算程序,寿命预测结果与试验结果吻合良好.     

履带式车辆行星架疲劳寿命仿真预测研究

行星架是履带式车辆侧减速器的重要传动机构,由于测试手段及试验方法的限制,行星架在设计时采用静强度设计理论,无法准确反映其在不同的复杂任务工况下的动态特性,给动载荷作用下构件的寿命预测分析带来了极大困难,结果导致构件的实际寿命与设计寿命有较大差距。基于ADAMS.ATV建立履带式车辆侧减速器虚拟行驶试验平台,获得了行星架在各种工况下承受的动态载荷。基于MSC.Fatigue软件建立了侧减速器的疲劳分析模型,获得了行星架的疲劳寿命。预测仿真实例证明了对行星架进行疲劳寿命预测的可行性,对复杂工况条件下履带式车辆构件疲劳寿命预测问题进行了探索,研究成果还可推广应用于相关工程领域,具有非常重要的实用意义。     

核电汽轮机转子在低周疲劳与高周疲劳交互作用下裂纹扩展寿命的研究

提出核电汽轮机转子在低周疲劳与高周疲劳交互作用下裂纹扩展寿命的计算与评定方法。介绍核电汽轮机转子的低周疲劳与高周疲劳的应力幅与应力范围、低周疲劳裂纹扩展寿命与高周疲劳扩展寿命的计算方法。给出了核电汽轮机转子在低周疲劳与高周疲劳交互作用下裂纹扩展日历寿命的计算与评定方法,以及1 000 MW级核电汽轮机焊接低压转子疲劳裂纹扩展日历寿命的计算与改进的应用实例。结果表明,高周疲劳对汽轮机转子疲劳裂纹扩展日历寿命有比较大的影响,新研制核电汽轮机的转子结构设计和在役核电汽轮机的转子安全性评定,需要评估转子在低周疲劳与高周疲劳交互作用下裂纹扩展 寿命。     

MG 400/951型采煤机截割部行星架时变可靠性分析

截割部行星架作为采煤机的关键零件,其时变可靠性对采煤机的综合性能有着重要的影响。基于Pro/E建立以截割部行星架为模态中性文件的采煤机刚柔耦合模型,研究截割部行星架的动力学性能,获得了截割部行星架薄弱区域和动态应力。基于Matlab获得了截割部行星架薄弱区域三参数威布尔分布的概率密度函数,利用Kstest函数验证其拟合的合理性。依据疲劳寿命可靠性理论,建立了截割部行星架疲劳寿命可靠性模型,计算得到基于Copula函数的截割部行星架多薄弱区域时变可靠度由0.936 2呈指数退化趋势,直至截割部行星架失效,结合可靠性灵敏度设计理论分析了截割部行星架多薄弱区域设计变量对其时变可靠性的影响程度,为截割部行星架的研究提供了理论基础和准确的数据支撑。     

某高压涡轮盘裂纹扩展特性研究

通过三维裂纹扩展有限元仿真分析与低循环疲劳裂纹扩展试验相结合,研究了某高压涡轮盘损伤容限特征。基于有限元仿真分析获得的螺栓孔部位的应力和变形,开展了三维裂纹扩展寿命仿真计算,得到裂纹扩展速率的计算值。在轮盘低循环疲劳试验中,通过螺栓孔内壁面处定期荧光渗透检测和裂纹长度检测,记录了裂纹发展情况;在轮盘破裂后,通过疲劳断口扫描电镜观察,获得了裂纹扩展特征。结果表明,仿真计算与试验断口分析得到的裂纹前沿扩展历程、裂纹扩展寿命之间均存在较好的一致性。     

旋翼扭力臂孔多轴疲劳准则及挤压强化效果评估

扭力臂组件是直升机旋翼系统中的重要部件之一,在飞行过程中,其承受着复杂高频振动及交变载荷,所以紧固孔连接处易发生疲劳破坏。为了改善扭力臂孔的疲劳性能,通过三维非线性接触有限元对扭力臂进行力学行为分析。基于Smith-Waston-Topper(SWT)准则,对扭力臂孔的裂纹萌生位置及疲劳寿命进行预测,并分析孔挤压工艺对扭力臂孔疲劳寿命的影响。结果表明:SWT损伤准则可以成功预测疲劳裂纹萌生位置和寿命;扭力臂孔的疲劳破坏属于I型破坏,且裂纹萌生处有三维裂纹源;随着挤压量的增加,扭力臂孔的疲劳寿命基本呈现出增大的趋势,最后趋于稳定;把扭力臂孔破坏点位置作为挤出端,寿命提升效果最好;孔面残余压应力有益于延长疲劳裂纹萌生寿命。挤压强化多轴疲劳预测方法可以为扭力臂寿命预测和优化设计提供理论依据。     

机车电机小齿轮轴油槽结构优化的有限元分析

牵引电机小齿轮轴的失效是其油槽边缘处的旋转弯曲微动疲劳所致。采用ABAQUS有限元软件,模拟倒圆曲率半径对小齿轮轴的疲劳寿命的影响,并利用SWT多轴疲劳准则对结构优化的结果进行了分析。有限元分析结果与失效分析的结果有很好的一致性;SWT参数可很好地预测微动疲劳裂纹萌生位置;适当增加小齿轮轴油槽的倒圆曲率半径,可以提高小齿轮轴的微动疲劳寿命。     

天然气压缩机活塞杆失效机理及疲劳寿命分析

针对油气田增压、集输用天然气压缩机活塞杆疲劳失效的问题,展开了活塞杆失效机理及疲劳寿命分析的研究。研究中根据活塞杆动力学原理,分析在一个周期中活塞杆承受的气体力、惯性力等载荷及活塞杆失效方式及失效部位,并在无损检测的基础上对活塞杆疲劳寿命进行分析,对无缺陷活塞杆采用累积损伤方法计算疲劳寿命,对含裂纹缺陷活塞杆根据裂纹萌生、扩展直至断裂分析剩余寿命。活塞杆初始裂纹形状、位置及加载方式不同对裂纹几何形状因子及强度因子有不同的影响,建立活塞杆疲劳寿命计算模型,并得到含缺陷结构的剩余疲劳寿命。文中研究为压缩机的安全使用及评价提供了重要指导意义。     

C1001B空压机可倾瓦轴承疲劳寿命分析

通过疲劳寿命计算得出三级轴瓦的疲劳寿命,对比三级轴瓦实际的失效周期,说明失效的轴瓦上的可见裂纹不是由疲劳引起的,而是由于轴与轴瓦发生干摩擦所导致的。     

疲劳失效准则在钛合金BT9低周疲劳寿命估算中的应用

在应变控制条件下对钛合金 BT9进行了单轴拉 -压、纯扭及拉 -压与扭转比例加载的低周疲劳试验 ,得到了相应的试验结果。讨论了几种寿命预测准则及其寿命预测精度。在分析 Brown- Miller理论及 Makinde-Neale广义疲劳失效准则的基础上 ,提出了 Makinde-Neale广义疲劳失效准则的变异方程。应用所提出的方程对钛合金 BT9进行了多轴应变条件下的寿命预测 ,并得出了更为符合试验结果的预测结果     

基于物理模型和修正灰色模型的行星轮系疲劳裂纹故障预测方法

结合物理模型与灰色理论,提出行星轮系齿根疲劳裂纹故障预测的新思路.针对直升机主传动系统中的2k-H行星轮系,建立太阳轮齿根疲劳裂纹损伤的物理基模型,通过仿真获得不同损伤严重度的振动仿真信号.选择并计算仿真信号的故障特征矢量,并以此作为损伤特征的标准模式,对待检信号特征矢量与标准模式进行灰色关联度分析,根据关联度对裂纹进行定量检测.结合物理模型仿真信号对灰色预测模型进行修正,使之具有更好的疲劳裂纹故障预测能力.对试验中的疲劳裂纹进行定量检测和故障预测.试验数据验证了本方法对行星轮系太阳轮疲劳裂纹的定量检测和故障预测能力.     

考虑分级加载的连续非线性Chaboche-Paris全寿命模型

结构疲劳全寿命可分为裂纹萌生和裂纹扩展两个阶段,裂纹萌生寿命和裂纹扩展寿命的预测通常分开进行,很少有理论能将两者合二为一。结合CHABOCHE提出的非线性损伤理论,对Paris公式进行修正,将其扩展至全寿命阶段;建立损伤累积与裂纹长度关系模型,分析分级加载对损伤累积的影响。计算结果表明,提出的Chaboche-Paris全寿命模型对无初始裂纹结构的寿命预测结果与其S-N疲劳试验数据结果一致,对具有宏观可见裂纹结构的寿命预测结果与Paris公式计算结果一致,验证提出的全寿命模型在全寿命预测和裂纹扩展寿命预测两个阶段的可用性和正确性;分级加载时,Chaboche-Paris模型可以体现出加载顺序对疲劳损伤累积的影响,当外载为低-高加载时,循环比之和大于1,当外载为高-低加载时,循环比之和小于1,与试验结果吻合。     

兆瓦级风电机组行星架设计及有限元分析

以某兆瓦级风电机组主齿轮箱为研究对象,设计了齿轮箱的行星传动机构.通过三维建模软件建立行星架的计算模型,利用有限元方法对行星架的应力、位移及疲劳寿命等进行分析计算,得到其最大位移及最大应力的大小和发生位置,最大位移发生在行星架右壁轴孔边缘处,最大应力发生在右壁与轴承结合处.对行星架疲劳寿命的分析表明其在额定载荷下可以承受无限多次循环而不破坏.结果为某兆瓦级风电机组行星架及齿轮传动的设计提供了理论依据.