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随机振动环境下电路板的疲劳寿命与可靠性研究 总被引:2,自引:0,他引:2
当前航空产品要求高可靠性、高环境适应性,以适应日趋严酷的产品使用环境。由于随机振动激励环境的复杂性,难以有效分析产品在振动环境下的疲劳寿命和可靠性。基于Miner准则和干涉模型,提出了典型电路板在随机激励下疲劳寿命和疲劳寿命可靠性的分析方法和步骤。并通过ANSYS分析与试验结果相结合,验证了方法和步骤的有效性。为电路板在振动环境下的环境适应性设计与分析提供了一个强有力的分析手段。 相似文献
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介绍了涡轮榫接结构疲劳寿命评估技术的研究现状,分别从多场载荷分析、裂纹萌生寿命评估、裂纹扩展模拟和试验技术等方面探讨了现有研究的进展、不足以及发展趋势,重点论述了涡轮榫接结构使用寿命和损伤容限的评估方法。结果表明:现有的分析和试验方法能基本实现涡轮榫接的疲劳寿命评估,但由于各种局限性,工程适用性亟待提高,仍需稳健的载荷降阶分析方法、基于物理机制和数据驱动的寿命评估方法、载荷历程相关的裂纹扩展寿命评估方法和复杂热力环境下的试验技术,从而建立先进航空发动机涡轮榫接结构疲劳寿命评估及验证体系。 相似文献
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板间摩擦对航空连接件疲劳性能的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
针对某型飞机外翼下壁板典型连接件结构,建立了三维有限元接触模型,对其细节弹塑性应力进行了分析,并利用局部应力应变法估算了其疲劳寿命.研究发现,连接件的疲劳性能对搭接板之间的摩擦条件是较为敏感的,随着摩擦系数的减少,板之间的摩擦力下降,孔边局部应力增大,连接件的疲劳性能下降.最后,对不同摩擦条件下的航空模拟搭接试件进行疲劳试验,试验结果与寿命估算结果较为一致,验证了分析方法的有效性. 相似文献
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结构所受的真实载荷历程是实现疲劳寿命监控的核心。本文面向结构疲劳寿命在线监测提出了一种基于物理原型的疲劳载荷的反演和寿命评估方法。通过对潜在疲劳危险部位附近的应变场监测,依据结构疲劳危险部位的物理原型,反演结构所受外载荷;然后按照结构疲劳寿命分析方法获得结构的疲劳寿命。完成了一个耳片疲劳寿命在线监测试验,结果表明了本方法的可行性和有效性。 相似文献
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导弹吊挂结构的尺寸参数繁多,而结构形式基本固定。为了提高导弹吊挂有限元分析效率并便于对结构进行寿命可靠性分析,开发了导弹吊挂结构疲劳寿命可靠性分析平台。平台采用Visual Basic语言编写,借助PCL(Patran Command Language)对有限元软件进行二次开发,实现了吊挂结构静强度及疲劳寿命分析的参数化;将六种可靠性分析方法进行计算机编程,实现了吊挂结构可靠性及灵敏度分析的自动化。分析结果表明,仿真分析结果真实有效,可为导弹吊挂的结构优化设计提供技术支持。 相似文献
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基于连续损伤力学理论,对2A12铝合金冲击局部损伤及后继疲劳寿命进行了研究。首先采用有限元方法模拟了冲击过程,获得冲击凹坑局部的残余应力场与塑性应变场;然后根据残余应力状态选取疲劳破坏的危险点,通过Lermaitre塑性损伤模型得到危险点的初始损伤;最后根据修正的Chaboche疲劳损伤模型估算疲劳寿命。通过与相关的试验结果进行对比验证,表明连续损伤力学结合有限元分析方法可有效评估金属结构冲击损伤及后继疲劳寿命。 相似文献
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针对空空导弹吊挂在挂飞过程中承受多种复杂多变的载荷(如挂飞振动载荷、机动抖振载荷、起飞着陆冲击载荷等)产生的疲劳破坏问题,研究利用仿真计算其疲劳寿命。在总结国内外最新疲劳理论研究的基础上,提出了基于有限元的时域和频域相结合的疲劳分析方法,在空空导弹吊挂的疲劳研究上形成了一套较为完善的分析流程。以某型空空导弹吊挂为研究对象,对其结构及工况特点进行了探讨和分析,借助Msc.Fatigue软件平台建立了吊挂的疲劳损伤模型,结合S-N曲线,计算出其疲劳损伤及其疲劳寿命,并总结出吊挂疲劳寿命的主要影响因素,对具体的型号研制工作有一定的指导意义和工程应用价值。 相似文献
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通过疲劳试验获得了复合材料层合板刚度退化的两参数模型,基于此模型提出了复合材料结构剩余疲劳寿命监测的剩余刚度方法,它以实验室中获得的归一化的剩余刚度曲线为基准,结合复合材料结构疲劳危险点的实测剩余刚度值,预测该危险部位的剩余疲劳寿命。该方法抓住了复合材料结构刚度退化的本质,借助实测刚度值,消除了疲劳性能分散性的大部分影响。通过4种玻璃/环氧复合材料光滑试验件和中心孔试验件的疲劳试验结果对该方法进行了验证。结果显示,本方法可以准确地预测复合材料结构的剩余寿命,且仅需利用前20%左右的剩余刚度数据,预测结果便与试验结果吻合较好。 相似文献
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随着我国航天飞行器的不断发展,新型全复合材料结构、可重复使用航天飞行器成为了新的研究目标,因此,需要针对航天复合材料飞行器开展疲劳寿命试验技术研究。本文主要针对航天复合材料机翼疲劳试验加载技术开展研究,提出了一种可以在结构表面施加多向分布式疲劳载荷的加载系统。首先分析了机翼的疲劳载荷环境,然后根据载荷的多向性和机翼的材料特点,设计了加载垫和压式杠杆系统,并开展了相关分析和试验验证。最后应用此项技术开展了全复合材料机翼疲劳试验,试验结果表明,此加载技术能够准确、高效完成复合材料机翼疲劳试验,为复合材料机翼疲劳寿命评估研究提供帮助。 相似文献
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结构元件疲劳可靠性估算的剩余寿命模型 总被引:7,自引:0,他引:7
从安全余量的定义出发,提出了一个估算结构元件疲劳可靠性的剩余寿命模型,基于常幅载荷下,疲劳寿命可用对数正态函数分布描述,本文分析了常幅和变幅载荷作用下材料的疲劳剩余寿命的分布形式,认为可用带位置参数的对数正态函数近似描述。在此基础上,系统阐述了元件在常幅和多级载荷下的疲劳可靠性分析方法。3个算例表明:预测结果与试验结果符合很好,本文给出的剩余寿命模型是合理的。 相似文献
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引入三参数S-N曲线的DFR法 总被引:1,自引:0,他引:1
将三参数S-N曲线引入传统的细节疲劳额定值DFR(Detail fatigue rating,DFR)法,使之适合于中长寿命区结构的疲劳可靠性分析.文中推导了常幅和多级载荷下结构疲劳可靠寿命的计算公式,给出了由试验数据确定结构DFR值和相关参数的方法.结果表明在中等寿命区,本文提出的方法与原DFR法的计算结果相差不大,并与试验结果符合较好;当长寿命区应力水平造成的疲劳损伤占主要部分时,原DFR法过于保守. 相似文献
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提出了一种旋翼轴裂纹扩展寿命分析方法。以某型号传动系统旋翼轴为研究对象,通过应力分析确定了疲劳破坏危险部位,建立了旋翼轴裂纹扩展的有限元模型。计算裂纹前沿的应力强度因子,对不同疲劳破坏危险部位进行了裂纹扩展的仿真分析,预测旋翼轴裂纹扩展寿命。通过对旋翼轴故障件进行分析验证了方法的可行性,该分析方法可用于直升机旋翼轴损伤容限设计。 相似文献