基于振动的钛合金膜盘材料疲劳性能试验研究

介绍了一种钛合金膜盘材料疲劳性能的试验研究,建立了闭环控制下的振动疲劳试验系统,完成了对该膜盘10°角切片试样在振动条件下的疲劳试验,给出了该试样的疲劳应力-寿命曲线以及疲劳极限值,最后分析了切片试样振动疲劳的主要失效模式。结果表明:本试验方法高效可靠,时间和材料成本低,所得振动疲劳性能参数与旋转弯曲疲劳性能参数接近,而断口表现出典型的单侧起源的疲劳扩展特征。     

模态分析在航空发动机振动故障分析中的应用

本文介绍了模态分析与数字谱分析技术在航空发动机振动故障诊断中的应用.具体研究了航空发动机故障信号分析、处理,发动机整机及零部件模态试验,以及根据实测频响函数的非线性特性诊断发动机零件裂纹的方法,并据此判断发动机产生故障的原因.     

涡轮盘榫槽疲劳/蠕变交互作用的寿命研究

本文对涡轮盘榫槽的疲劳/蠕变行为,采用非线性有限元进行了分析研究,根据发动机的工作特点,在计算应力-应变时,分别对疲劳和蠕变进行处理,在作寿命判断时,则考虑二者的交互作用,结果表明:无论用应变范围区分法(SRP),或应变能区分法(SEP),两种方法的计算寿命值与发动机的实际寿命值是很吻合的,它给研究发动机重要零件的寿命,提供了一种有价值的方法。     

航空发动机复合材料叶片振动疲劳特性研究

针对发动机复合材料叶片开展了振动疲劳特性研究。首先通过模态测试获得叶片结构的振型图,确定叶片在振动中应力最大部位疲劳薄弱部位;其次采用振动台施加窄带随机激励载荷,并监测其疲劳薄弱部位的应变水平,获得了复合材料叶片的振动响应及疲劳特性。试验结果显示,叶片在350με应变水平下的振动疲劳寿命为5.46×106;复合材料叶片的固有频率随试验时间的增加而降低。上述结果可为复合材料叶片在发动机中的应用提供部分依据。     

一种改进的激光冲击强化效果实验验证方法

表面强化技术可以显著提高材料的疲劳性能,广泛应用于航空零部件的加工制造。在试验研究强化工艺对材料疲劳性能的增强效果时,常采用升降法来进行。针对升降法试验中存在的初始应力不易确定的问题,根据线性累积损伤理论和已知表面强化前材料疲劳特性的特点,提出一种快速确定升降法试验初始应力的方法,应用于K417材料激光冲击强化效果试验验证中。该方法仅需通过2～3个试件的实验即可找到适当的初始应力。通过对不同表面状态标准试片的振动疲劳试验,验证了激光冲击强化可较大幅度增强材料的疲劳性能。     

汽车发动机用窄型链的多冲磨损特性研究

为了提高国产机油泵链条的性能,满足发动机轻量化的个性需求,通过发动机总成试验,研究了一种窄型的汽车发动机机油泵链06BN-1的磨损机制,并对套筒和销轴的磨损表面进行微观分析.结果表明,汽车发动机机油泵链的主要磨损形式为疲劳磨损,销轴?套筒零件表面的裂纹生成?扩展与剥落是其主要磨损失效机制.销轴和套筒零件均发生循环软化,滚子零件发生循环硬化.微动磨损是汽车链＂散架＂失效的重要原因之一.保证滚子零件具有足够的强度与塑性,并采取合理的成形工艺,是提高滚子零件多冲抗力的有效方法     

基于数值分析的模态阻尼系数获取方法

结构模态阻尼系数是影响振动疲劳特性的主要因素,获取模态阻尼系数对于结构振动疲劳的分析和仿真计算有重要作用,对于揭示金属材料振动疲劳损伤形成机理有直接意义。本研究针对2024-O铝合金,进行了大量的元件级试件的振动疲劳仿真分析、试验研究以及数值分析计算,并提出了一种基于数值分析的快速获取结构模态阻尼系数的方法,适合于获取试验件振动疲劳试验过程中的模态阻尼系数变化趋势。研究表明:在不中断试件疲劳试验的情况下,本文方法可以快速准确地得到试验件在整个振动疲劳历程中的模态阻尼系数,固有频率的相对偏差小于0.06%,模态阻尼系数的相对偏差小于1%。为进一步揭示金属材料振动疲劳损伤的形成机理奠定了基础。     

飞机典型金属材料振动疲劳历程中模态阻尼比获取方法研究

结构模态阻尼比是影响振动疲劳特性的主要因素,获取模态阻尼比对于结构振动疲劳的分析和仿真计算有重要作用,对于揭示金属材料振动疲劳损伤形成机理有直接意义。本文选取典型航空金属材料2024-O铝合金,进行了大量的元件级振动疲劳试验及仿真分析计算,并提出了一种基于有限元分析计算的振动疲劳历程中结构模态阻尼比的获取方法,适合于元件级结构振动疲劳过程中模态阻尼比变化规律的获取。研究结果表明:本文方法可以在不中断振动疲劳试验的情况下,得到较精确的振动疲劳历程中的模态阻尼比,从而为进一步揭示金属材料振动疲劳损伤形成机理提供了良好的基础。     

摩擦自激振动引起摩擦面波状磨耗的试验研究

在销-盘摩擦磨损试验机上进行金属干摩擦试验,研究摩擦自激振动对盘试件磨痕表面轮廓的影响,采用激光位移传感器测量盘试件摩擦表面轮廓尺寸,用加速度传感器测量销试件的摩擦自激振动.试验结果表明：在干摩擦状态下,销-盘系统容易发生持续的摩擦自激振动,当摩擦时间达到一定数值后,盘试件的磨痕表面轮廓会出现明显的波浪形磨耗,波浪形磨损机理主要是疲劳磨损.分析表明波浪形磨耗的波长近似等于摩擦自激振动的周期与滑动速度的乘积,由此推断摩擦自激振动引起了摩擦表面的波浪形磨耗.     

工程结构的振动疲劳问题

阐明了结构振动疲劳问题的概念和定义,并指出它的特点以及它与常规结构疲劳问题的区别,文中建议将疲劳问题分为结构静态疲劳和动态疲劳两类,对这两类问题统一按照静态疲劳方法进行处理,不但不符合实际问题本身的规律性,还可能造成分析和试验的较大误差。     

航空发动机压气机叶片振动疲劳寿命与af值的关系

以某型航空发动机低压压气机2级转子叶片一阶弯曲振动时不同af值(叶尖振幅与叶片固有振动频率乘积)及相应的振动疲劳寿命的试验结果为出发点,建立了叶片振动疲劳寿命与af值的关系,所得关系与传统的S-N关系相比,既不是幂函数也不是指数函数。叶片振动疲劳寿命与af值关系的建立,一方面提供了确定叶片振动疲劳寿命的可能,另一方面提供了研究材料多轴高周疲劳行为的新途径。     

汽车发动机链条的多次冲击磨损特性研究

通过发动机总成和汽车道路行驶试验,研究了汽车发动机机油泵链的磨损机制,绘出了汽车链在不同试验工况下的磨损伸长曲线,阐述了汽车链主要零件的循环软化与循环硬化特性,通过微观分析研究了汽车链主要零件的磨损表面形貌和多次冲击疲劳裂纹,通过联结牢固度的压出力试验,分析了汽车链过盈配合零件间的微动磨损现象及其产生的原因.结果表明:销轴和套筒零件表层的裂纹生成、扩展与剥落是汽车链的主要磨损机制;在高载、高速及变速工况下滚子零件产生循环硬化现象,在正常载荷和速度下滚子零件产生循环软化现象;随着载荷和速度的提高,汽车链过盈配合表面的微动磨损加剧.     

一种共振频率可调的振动放大器设计

采用电磁振动台开展结构疲劳试验研究时,常会遇到高频激振能力不足的问题,为此本文设计了一种融夹持与放大于一体的共振频率可调的振动放大器。首先,通过构建振动台-振动放大器-试件系统的动力学模型,分析振动特性并揭示了振动放大器的放大原理;然后通过三维辅助设计建模完成了振动放大器的结构设计,并结合有限元分析对振动放大器有效性进行验证;最后通过对比试验验证得到,该设计可以有效覆盖试件目标振型所对应的固有频率,并显著提高振动台的激振能力。     

基于振动疲劳损伤分析的飞机壁板结构加筋参数优选

振动疲劳问题在飞机薄板结构中广泛存在,严重时甚至会引起蒙皮撕裂。基于损伤力学理论框架,利用Python语言对ABAQUS进行了二次开发,实现了振动疲劳损伤形成和演化的过程模拟。针对飞机典型加筋壁板结构进行了振动疲劳损伤分析,模拟了损伤演化过程,并对加筋高度参数进行了优选。结果表明:不同的加筋形式有不同的优选加筋高度,C型加筋高度为30mm时振动疲劳寿命最高,L型加筋高度为45mm时振动疲劳寿命最高。最后通过振动疲劳试验对仿真分析结果进行了验证,表明所选取的加筋参数能够提高结构的抗振动疲劳能力,振动疲劳寿命的最大误差为31.63%。     

单向双筋板结构件共振疲劳试验及分析

航空航天领域广泛存在着振动疲劳问题,严重危及飞行器结构的安全可靠性。本文首先设计了激振器直接作用于试件的力激励振动疲劳试验系统,并提出了跟踪结构共振频率的频带激励共振疲劳寿命测试方法;而后利用试件进行了频带激励下的定应变共振或定载荷共振结构振动疲劳试验;最后针对试验结果分析与讨论了可能影响结构振动疲劳寿命的各种因素。结论表明,试验结构件的边界条件、初始条件以及结构动力学特性等都可能是影响振动疲劳寿命的关键因素。频带激励共振疲劳试验方法为振动疲劳寿命曲线的测试积累了经验。     

金属连接导管振动疲劳极限测试方法研究

为确定滚压和焊接钛合金导管的振动疲劳极限寿命,采用HB5277-84规定的振动疲劳试验方法和失效准则。分别利用激光位移传感器和电阻应变片测定了试件的第一阶频率和规定加速度载荷激励下的试件悬臂端位移及试件根部的应变。试验发现：对于具有连接特性的试件在进行定频振动疲劳试验初期,试件第一阶响应频率快速下降,此时试件并未发生裸眼可见破坏和裂纹。为满足产品定寿要求,采用逐级增加试验载荷进行扫频振动试验,直至试件频率稳定以及根部应变和端部位移达到试验要求后,再进行正式定频振动疲劳试验,仍采用依据频率下降1%作为失效准则完成了所用规定试验。     

航空发动机压气机叶片振动疲劳裂纹扩展规律研究

以某型航空发动机压气机2级转子叶片为例,研究了叶片的振动疲劳裂纹扩展规律。研究过程中,首先利用有限元方法分别计算了试验状态与工作状态下叶片振动导致的裂纹尖端应力强度因子范围随裂纹长度的变化;试验研究了裂纹扩展速率与裂纹长度的关系。之后,综合计算结果和试验结论,得出叶片试验状态与工作状态下的裂纹扩展规律,并与Paris公式进行了比较,发现叶片的振动疲劳裂纹扩展速率dad N是与裂纹长度a和裂尖应力强度因子范围IΔK相关的多项式,而Paris公式不能描述叶片的振动疲劳裂纹扩展现象。研究结论可进一步确定叶片的损伤容限、确定合理的叶片检修周期,为保障飞行安全奠定基础。     

基于振动台基础激励的叶片工作模态分析

对发动机叶片进行模态分析可以为其高周疲劳设计提供数据支撑,有效避免叶片在实际工作中的共振。本文基于工作模态分析理论,搭建叶片工作模态分析试验系统。采用振动台对叶片进行基础激励,同时测量叶片表面的振动响应,计算测点与参考点之间的互功率谱,然后用最小二乘复频域法进行拟合,得到叶片的模态参数(包括固有频率、振型和阻尼比)。最后讨论了不同参考点对工作模态结果的影响,给出了参考点选取的合理建议。     

某型航空发动机压气机叶片振动疲劳寿命研究

以某型航空发动机压气机叶片为研究对象,在室温条件下进行了一阶弯曲振动疲劳试验,确定了叶片1×107循环基数下的振动疲劳极限.疲劳寿命分析表明在低振动应力下,Basquin方程可以很好地预测叶片的振动疲劳寿命.但在较高振动应力下,Basquin方程预测叶片的疲劳寿命偏于危险,原因在于Basquin方程不能反映塑性滑移对疲劳损伤的影响.为解决这一问题,引入了一个新的应变比因子对Basquin方程进行了修正.对于较高振动应力770MPa和740MPa下叶片的振动疲劳寿命而言,修正后的方程寿命预测误差分别为78.7%和38.5%.与原始Basquin方程相比,修正后的方程寿命预测精度分别提高了66.0%和19.2%.     

A STUDY OF LOW CYCLE FATIGUE PROPERTIES OF MATERIALS BASED ON THE FUNNEL-SHEET SPECIMENS1)

根据能量等效方法,针对漏斗薄片试样,提出了关联Ramberg-Osgood 幂律参数、试样几何参数的载荷-位移半解析统一模型。采用有限元数值模拟,正、反向验证了该模型的有效性。在此基础上,提出了通过漏斗薄片试样低循环试验实现材料低周疲劳性能的预测方法。基于薄片试样低循环试验数据,完成了SS316L, N18及SAPH440 三种材料的低周疲劳性能预测,预测结果与标准试样试验结果具有良好的一致性。并利用该方法完成了N18与SAPH在不同温度条件下的低周疲劳性能预测。