局部应力应变法弯扭复合疲劳损伤准则

 <正> 关于弯扭复合疲劳强度问题的研究,以往都是建立在名义应力法的基础上而局部应力应变法是一种比名义应力法更好的疲劳寿命计算方法,尤其是对于解决中、低周疲劳寿命问题。因此,本文把局部应力应变法引入弯扭复合疲劳寿命计算中,建立一个基于局部应力应变法的弯扭复合疲劳损伤准则。     

基于局部应力应变场强法的薄壁缺口结构随机声疲劳寿命估算

航空发动机火焰筒结构在随机声激励下的寿命估算属于典型的多轴疲劳问题。对航空薄壁结构随机声疲劳寿命估算的峰值概率密度法和功率谱密度法进行了探讨。在应力场强法的基础上,深入研究了一种用于薄壁缺口结构随机疲劳寿命估算的有效方法——局部应力应变场强法,该方法能同时考虑缺口局部应力梯度和应变梯度对疲劳损伤的影响。以薄壁缺口结构作为研究对象,结合声疲劳问题分析的一般方法,对局部应力应变场强法在声疲劳寿命估算中的运用进行了研究。     

计算缺口局部应力应变的能量法和低周疲劳寿命预测

局部应力应变法已成为预测结构零、部件疲劳寿命的有效方法。 在工程上,常常用近似的方法来计算应力应变。其中最常用的一种近似方法就是Neuber法,其优点是计算比较简单,但是,所得的局部应变往往偏大,用此应变预测疲劳寿命则偏于保守。因此,有人提出用疲劳缺口系数来代替Neuber法中的应力集中系数。     

航空发动机主轴疲劳寿命预测方法

对航空发动机主轴疲劳寿命分析多采用EGD-3斯贝MK202发动机应力标准中提供的方法.以某涡轮轴为对象,基于EGD-3方法,分别采用查图和有限元法计算得到的应力集中系数进行寿命估算;利用应力修正系数法对主轴低周疲劳寿命分析,并将结果与传统名义应力法计算结果对比.结果表明:运用应力修正系数法估算主轴低周疲劳寿命结果与EGD-3查图结果相当,是可行的;在高低周载荷下,使用有限元法计算应力集中系数的EGD-3方法计算的主轴疲劳寿命更符合实验结果.     

轮盘槽底低周疲劳寿命预测

航空构件要求重量轻,多半采用弹塑性设计,应力集中区域的材料通常是应变循环而不是应力循环,所以局部应变法已成为比较流行的一种寿命预测方法。本文采用了这种方法。鉴于试验更能真实地反映疲劳累积损伤的过程,所以本文除了用局部应变理论估算寿命之外,还利用光滑试样的疲劳试验预测了轮盘槽底的裂纹起始寿命。实践证明这种寿命预测方法比仅用计算公式估算寿命效果要好。对于中值寿命,轮盘和光滑试样的寿命之比仅为1.2倍。      

一种较简单的低循环疲劳寿命预测法

 <正> 1。引言 局部应力应变法是目前预测结构裂纹起始寿命的一种行之有效的方法。根据局部应力应变法的原理,可以用计算的方法来预测构件裂纹起始寿命。在计算中,从载荷谱得到局部应变谱,可利用有限元法分析结构的局部应力应变响应。当然还可利用半经验公式(如Neuber法等)。在计算中若考虑材料的记忆特性和循环σ-ε曲线,这无疑对真实地反映受载构件的局部应力应变响应是有利的。但要做到这一点,用有限元分析所需的机时相当可观,因为它要对整个寿命期间的载荷历程进行分析计算,至少也要针对一个典型谱分析计算。 计算中材料的循环应力应变曲线一般可采用下式     

钛合金焊接件疲劳寿命估算

基于有限单元法理论，采用ANSYS有限元分析软件，对航空发动机中常用钛合金焊接试件进行应力应变分析，得到了焊接接头的等效应力场和应变场，并确定出试件等效应力集中系数Kf，运用局部应力-应变法对光滑焊接试件估算疲劳寿命，并采用成组试验法对计算结果进行验证和分析。     

航空发动机主轴疲劳寿命预测方法研究

对航空发动机主轴疲劳寿命分析多采用斯贝MK202发动机应力标准EGD-3中提供的方法。本文以某涡轮轴为对象,基于EGD-3方法,分别采用通过查表和有限元法计算得到的应力集中系数进行寿命估算,并利用应力修正系数法对主轴低周疲劳寿命分析,并将结果与传统名义应力法计算结果对比。结果表明：运用应力修正系数法估算主轴低周疲劳寿命结果与EGD-3查表结果相当,是可行的;在高低周载荷下,使用有限元法计算应力集中系数的EGD-3方法计算的主轴疲劳寿命更符合实验结果。     

双参数名义应力法

常规名义应力法在考虑平均应力对疲劳损伤的影响时。利用等寿命曲线将载荷等效为对称循环载荷。将双参数问题简化成单参数问题,从而造成误差。本文利用S_a-S_m-N曲面方程,提出双参数名义应力法,计算疲劳损伤时,不再进行载荷均值的转化。实验验证得到:双参数名义应力法可提高疲劳寿命估算的精确度。     

基于场强法的燃烧室机匣后衬套安装座疲劳寿命预测

由于局部应力应变法存在缺陷而引入场强法,对缺口构件的疲劳寿命预测问题进行研究。给出了应力场强法估算缺口构件疲劳寿命的基本框架和分析计算步骤,通过算例对场强法重要参数场径的影响因素、应力集中系数和权函数进行了探讨,并对场强计算中的有限元网格细化问题进行了初步探讨。采用场强法和局部应力应变法对某型发动机燃烧室机匣后衬套安装座进行了疲劳寿命预测。结果表明：利用场强法预测出的寿命更接近试验结果。     

局部应变疲劳分析方法及计算程序

本文介绍了局部应变疲劳分析方法,及用这种方法计算工程裂纹形成寿命的程序（程序从略）。这种程序的特点是:采用载荷增量、应力增量、应变增量三参数单元,一次完成从载荷-时间历程向局部应力、应变-时间历程的转变;并在转变的过程中计算每一应力、应变循环造成的损伤,最后给出寿命。通过实例计算表明,这种程序简单可靠,计算迅速,可用于缺口构件工程裂纹形成寿命的估算。     

某发动机燃烧室外套寿命预测

对某发动机燃烧室外套进行了弹塑性有限元分析和低循环疲劳寿命预测。在发动机飞行包线的最大气动载荷下。计算了5个比较易出问题安装座附近的应力和应变,根据材料的应变-寿命曲线估算了其低循环疲劳寿命。结果表明,燃烧室外套的局部孔口和焊缝位置是易出问题的区域。     

增压机身蒙皮划痕线对疲劳寿命的影响

在飞机维修中可能会因为施工不当,在增压机身蒙皮上留下一些划痕线,这个问题正在引起飞机制造商和维修公司的重视。根据蒙皮划痕线的性质和受力特点,采用ANSYS软件计算了划痕缺口的最大应力,并用局部应力应变法估算了循环载荷下构件的疲劳寿命,系统分析了不同程度的划痕线对机身增压蒙皮结构完整性的影响,并得到了一些有意义的结论。     

超载对无裂纹缺陷试件疲劳寿命的影响

采用无裂纹缺陷试件进行疲劳试验得到试件的疲劳寿命,同时利用考虑了记忆特性的局部应力应变法对试件的疲劳寿命进行定量分析。主要讨论了材料的记忆特性与可用性系数, 采用Neuber近似解法求出局部应力应变,然后按照Manson-Coffin公式求出各级载荷的疲劳寿命和对应的疲劳损伤,采用:Miner疲劳累积损伤理论估算疲劳寿命,最后讨论了超载对裂纹形成寿命和裂纹扩展寿命的影响。     

固体火箭发动机柔性接头的结构分析

为了进行固体火箭发动机柔性接头结构分析，建立了三维超弹结构有限元模型，用单轴拉伸与简单剪切橡胶材料试验数据，采用三阶橡胶本构模型，载荷跟随变形的方式处理驱动载荷方向的变化，给出了典型载荷状态下的计算结果。获得了柔性接头应力应变分布，随着容压增大，弹性件径向拉应力的区域迅速减少，获得相同转角的驱动载荷将会减小，该现象与试验结果吻合较好。     

任意应力比下涡轮盘的塑性应变能寿命模型

以首次加、卸载时由于塑性变形导致循环应力应变曲线偏离弹性线的面积为损伤参量，从能量的角度建立了塑性应变能寿命模型，并运用平方插值的方法获得了任意应力比下塑性应变能和疲劳寿命的关系.利用某发动机涡轮盘的螺栓孔模拟试件与级间盘的跑道孔模拟试件的试验结果进行验证与对比.结果显示:根据应力比采用平方插值时塑性应变能寿命模型计算精度更高.螺栓孔试件的计算寿命与试验结果相差9.42%；跑道孔试件仅相差1.88%.总体上看，该模型计算结果与试验结果吻合很好，具有较高的精度.      

某直升机主减速器传动系统的寿命与可靠性计算方法

通过对直升机典型任务剖面原始载荷数据谱进行统计处理,经三维有限元分析将所编系统载荷谱转化为齿轮应力谱;结合Goodman公式及材料P-S-N曲线(给定存活率下的疲劳寿命曲线)算出该系统各齿轮在各级载荷下的疲劳寿命,利用统计软件Minitab对寿命数据进行分析,得出齿轮的接触疲劳寿命服从两参数威布尔分布,根据威布尔分布的...