基于MSC. Fatigue的捡膜弹齿疲劳寿命分析与优化

应用MSC. Fatigue疲劳分析软件,对捡膜弹齿进行强度和疲劳寿命分析,得到捡膜弹齿的应力云图和疲劳寿命云图,通过仿真分析,找出捡膜弹齿折断的原因,并进行优化,为捡膜弹齿的设计提供理论依据.     

弹流润滑对齿轮接触疲劳寿命影响研究

现有齿轮传动接触疲劳强度校核主要以干接触下最大赫兹应力为指标,而齿轮往往是在润滑条件下工作,且受时变次表面应力场的作用。本文结合齿轮几何学、运动学参数及润滑特性,考虑接触曲率半径、卷吸速度、齿间啮合力等时变量,建立齿轮弹流润滑接触分析模型;利用DC-FFT算法求解次表面应力场,结合临界平面疲劳准则,研究齿轮接触过程中的疲劳寿命和裂纹萌生机理,讨论工况变化对疲劳寿命影响规律。结果表明：弹流润滑条件下齿轮疲劳寿命相对于赫兹干接触有明显提升,这是由于齿面压力变化导致的次表面应力场变化改变了临界平面角,使等效疲劳参数减小,齿轮接触疲劳寿命增加;输入扭矩的增加将大幅降低疲劳寿命,二者变化呈现非线性关系,且会使裂纹萌生位置远离齿面,在等温牛顿流体情况下,转速变化对疲劳寿命的影响相对较小。     

用统计方法估算疲劳寿命的参数敏感性分析

本文以概率断裂力学的方法为基础,讨论了影响疲劳寿命的材料参数、初始裂纹尺寸和载荷等各参数的敏感性,并对计算疲劳寿命的随机样本容量进行了分析,从而提高了计算速度。另外,本文还对表面裂纹形状在扩展中的变化进行了讨论。     

空空导弹吊挂疲劳寿命分析

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。     

基于断裂力学方法的微动疲劳寿命估算

提出了基于断裂力学基础上的微动疲劳裂纹扩展寿命估算方法,该方法的关键是计算微动接触界面上的分布力.运用ANSYS有限元分析软件建立了赫兹接触问题的计算模型,计算了接触界面上的分布力,将计算结果与解析结果进行比较,二者相当吻合,验证了ANSYS软件计算接触分布力的可靠性.对给出的算例,计算了接触界面上的分布力,进而估算了微动疲劳裂纹扩展寿命,估算结果与实验结果吻合性很好.     

飞机结构疲劳寿命分析的一些特殊问题

简要介绍了当前飞机结构疲劳寿命分析中遇到的腐蚀疲劳、蠕变疲劳、振动疲劳和复合材料疲劳等特殊问题,回顾了解决这些问题已有的主要处理方法,并介绍了作者的一些研究成果,从疲劳寿命评估方法论的角度,讨论了处理这些问题还需要进行的基本研究.     

随机振动载荷下缺口件疲劳寿命分析的频域法

提出了一个考虑应力集中和疲劳极限影响的缺口件频域随机振动疲劳寿命估算方法.首先进行随机振动分析,得到应力响应功率谱密度,用疲劳缺口系数考虑孔边应力集中的影响;然后采用三参数S-N曲线近似公式在频域内进行疲劳寿命估算,考虑疲劳极限的影响.算例结果表明:考虑应力集中和疲劳极限影响的带孔板频域随机振动疲劳寿命估算结果与实验值非常接近.     

无传载紧固孔的疲劳寿命估算

本文根据紧固件与紧固孔的间隙配合、平滑配合或干涉配合情况具有的不同接触应力和干涉应力、应变分析特点,研究了用Neuber方程分析孔边局部应力、应变等循环参数和用Manson-Coffio应变疲劳寿命方程估算无传载紧固孔的痨劳寿命方法。例举的紧固件与紧固孔不同配合试验件的疲劳寿命试验结果与本文利用应力严重系数法分别计算的结果对比表明,本文所述的无传载紧固孔疲劳寿命估算方法与试验结果是比较一致的。这一循环参数分析和疲劳寿命估算方法为典型机翼下壁板结构的疲劳寿命估算建立了基础。     

基于物理原型的结构疲劳寿命评估方法

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。     

受拉螺栓的应变疲劳可靠性分析

分析了受拉螺栓的应力与变形，指出这种螺栓的强度失效的主要原因是应变疲劳破坏，进一步在探讨应力-应变统计特性的基础上，提出了确定螺检应变疲劳可靠性寿命的方法，因此方法可进行螺栓可靠性寿命的预测。     

基于局部应力应变法估算高周疲劳寿命

以往用局部应力应变法计算结构高周疲劳寿命不好的主要原因是在损伤与寿命计算中没有考虑缺口应力梯度等的影响。文中利用疲劳缺口系数对应变－寿命曲线的弹性分量进行修正,从而可以较好地反映缺口根部应力梯度等对疲劳寿命的影响,使得局部应力应变法不仅可适用于低周疲劳寿命分析,也用可以用于高周疲劳寿命分析。文中给出的方法简单,精度了,便于工程应用。     

结构元件疲劳可靠性估算的剩余寿命模型

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。     

基于灰色系统GM（1，1）模型的疲劳寿命预测方法

将疲劳现象视为存在于一个灰色系统中,提出了运用灰色系统理论,通过建立灰色系统GM(1,1)模型预测构件疲劳寿命的新方法。对某试件的实验数据进行分析和计算。结果表明,该方法使疲劳寿命预测误差由原来的61.4%减小到24.1%,预测结果偏于安全,说明该方法具有较好的预测精度和工程实用价值。     

某型飞机主起落架半轮叉疲劳寿命分析

根据某型飞机立起落架在外场使用情况及所发现的问题,对半轮叉内侧板与衬盘焊缝处进行了疲劳寿命分析。分析所采用的方法是名义应力法,载荷谱采用该型飞机主起落架疲劳实验载荷谱;分析表明,其结果与外场使用情况较为一致;在此基础上提出了外场使用及维修意见。     

疲劳寿命分布模型的统一描述

在大量仿真试验的基础上，发现：①正态分布和3参数Weibull分布之间存在解析关系；②在工程中常见的情况下，3参数Weibull分布可有效地拟合正态和对数正态数据；③当一组数据可同时用2参数Weibull分布（B_1），正态分布（B_2），对数正态分布（B_3）和3参数Weibull分布（B4）描述时，则其B基值间存在以下关系B_1＜B_2＜B_3＜B_4；④在工程中常见的情况下，以3参数Weibull分布拟合正态和对数正态数据，其B基值的相对误差｜ε｜＜5％。     

预测疲劳裂纹形成寿命的局部应力应变方法之评述

本文较为详细地综述了预测疲劳裂纹形成寿命的局部应力应变法，分析评论了各种算法的优劣，分析了三个试验和计算的结果，结果表明，瞬态应力-应变曲线和等效应变-寿命曲线的组合算法精度最好。     

用假设检验观点考虑经验因素时疲劳寿命分散系数研究

传统的疲劳寿命分散系数的理论值是基于参数估计概念得出的,由于仅利用本次产品样本试验数据而使其数值,尤其对航空宇航一类结构而言,与实际统计值相比往往偏大;考虑实际产品的继承性,从假设检验观点出发,强调充分利用以往的信息,推导了基于假设检验观点的疲劳寿命分散系数,并讨论了某些参数的影响。通过算例表明与传统的参数估计概念的分散系数相比,假设检验观点的分散系数更趋近于实际统计值。     

基于连续损伤力学的铝合金冲击局部损伤及后继疲劳寿命

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。