振动疲劳

摘要： 对比了机械加工和电解加工对TC17钛合金表面完整性及振动疲劳性能的影响。结果显示,经过电解加工的TC17钛合金表面不存在明显的晶粒细化或破碎的变形层,表面残余应力普遍呈现为压应力状态,并且变化较平稳。电解加工试样的室温振动疲劳寿命高于机械加工试样,可能与电解加工试样的表残余应力和晶粒取向较优有关。

摘要： 电源是隧道灯重要的组成部件之一,其固定板的设计应有足够的疲劳强度。利用HyperMesh对其进行仿真分析与优化设计,并加以试验验证。首先通过静力分析确定只考虑重力影响时电源固定板的应力分布;然后通过频响分析得到扫频过程中不同频率下的应力幅值分布曲线;最后进行频响条件下的疲劳分析,利用扫频全过程的损伤累积计算电源固定板的疲劳失效情况。结果表明,厚度1mm时零件断裂,不满足设计要求,仿真结果与振动试验结果吻合;将厚度优化为1.5mm,仿真结果无损伤,通过振动试验验证满足设计要求。试验结果验证了仿真方案的有效性,在一定程度上能指导振动疲劳类零件的设计。

摘要： 车体是铁道车辆重要的承载结构,承受来自乘客和转向架动态载荷,其结构的可靠性直接关系车辆服役安全性。首先基于现有车体标准EN12663对车体静强度及疲劳强度进行研究,识别了标准载荷下车体的静态薄弱位置。为了进一步识别车体在服役条件下薄弱位置,基于刚柔耦合动力学理论和有限元方法,建立了考虑车体柔性的地铁车辆刚柔耦合动力学模型;利用模态应力恢复法,对各种服役模式下的动态薄弱位置进行了识别,分析了对各个薄弱位置贡献较大的车体模态。最后,基于地铁刚柔耦合动力学模型,分析了车辆在各种服役工况下车体薄弱位置特征动应力,并基于蒙特卡洛抽样及Miner线性累计损伤理论对车体结构关键焊缝的服役寿命进行预测。

摘要： 建立某客车外后视镜及其支架的有限元模型,通过仿真分析得到其疲劳破坏位置与实际断裂处相符合,验证了仿真方法的有效性。

摘要： 为了验证某轻型载货车尿素箱支架的振动特性是否符合工程设计要求,首先建立尿素箱支架有限元模型,对其进行模态性能分析,分析结构表明其前三阶固有频率处于发动机激励频率范围之外,能够满足模态性能要求。然后采集车架纵梁端的时域振动加速度,并且基于功率谱密度对其进行振动疲劳分析,分析结果表明该尿素箱支架的疲劳寿命超过实际工程要求值,符合疲劳性能要求。再基于集成平台并且采用二代非劣排序遗传算法对尿素箱主体支架进行多学科多目标参数优化分析,分析结果表明优化之后尿素箱支架的模态性能与振动疲劳性能均可以满足使用要求,并且尿素箱主体支架的重量有所减轻,优化效果比较明显。最后对尿素箱支架的优化方案进行整车道路验证,试验结果表明尿素箱支架未发生异响和开裂现象。

摘要： 蜂窝夹芯板是飞机结构中理想的、效率最高的结构形式之一。本文针对不同结构、不同尺寸参数的蜂窝夹芯板进行了试验研究,重点分析了尺寸参数、结构形式等因素对蜂窝夹芯板在振动载荷作用下动态响应的影响情况,进而探究不同条件对试验件疲劳寿命的影响,分析了尺寸参数、结构形式对蜂窝夹芯板动态响应及疲劳性能的影响,为后续工程设计和试验方法研究提供有效支撑。

摘要： 为了研究TC6钛合金激光喷丸强化(Laser Shocking Peening,LSP)处理后对振动疲劳寿命的影响,采用不同喷丸次数的方法对TC6钛合金进行LSP处理,采用振动疲劳测试系统对振动试样进行振动疲劳测试,用X射线衍射仪和显微硬度计测试LSP前后试样的残余应力和硬度,研究LSP对TC6钛合金振动疲劳性能的影响,使用透射电子显微镜(TEM)观察LSP后的微观组织变化,最后采用扫描电子显微镜(SEM)对试样的振动疲劳断口进行观察,研究LSP对TC6钛合金振动疲劳断口形貌的影响。结果表明,LSP后TC6钛合金发生强烈塑性变形,产生大量的位错,能够抑制TC6钛合金试样中疲劳裂纹的萌生和扩展,改善材料的力学性能,从而有效地提高TC6钛合金试样的振动疲劳寿命。

摘要： 副翼舱是民用飞机重要部件之一,主要作用为连接副翼并对安装副翼提供支持,将副翼的气动载荷传递到主翼盒上。当受到气动力及其他激励时副翼舱结构产生结构振动响应。副翼舱结构振动疲劳寿命需满足民用飞机适航条款要求,为表明满足适航条款符合性,对随机动载荷激励下副翼舱结构进行振动疲劳寿命预计具有重要意义。以民用飞机副翼舱结构为研究对象,基于试飞实测应变数据、金属材料的随机振动S-N曲线和改进声疲劳寿命估算法,提出了一种适用于振动疲劳寿命预计的工程处理方法。通过飞行试验、有限元仿真、数据分析等相结合的方法进行副翼舱结构优化前后的振动疲劳寿命预计。副翼舱结构优化前损伤位置预测寿命最低为59飞行小时,符合实际损伤位置寿命情况。副翼舱结构优化后应力水平明显降低,寿命满足要求。结果表明:基于实测数据的副翼舱结构振动疲劳寿命预计方法有效,可作为振动疲劳寿命预计的工程处理方法。

摘要： 对振动时域信号进行雨流计数处理构建疲劳载荷谱是进行时域振动疲劳研究的关键.工程实际中的振动信号载荷历程普遍较长,时域样本规模较大,对此类时域信号进行传统雨流计数处理精度差、计算时间长,因此在传统雨流计数的基础上引入了并行雨流计数处理,适用于处理长时间历程的振动信号,特别是含低频信号的振动信号.构建信号的疲劳谱后再结合S-N曲线和损伤累积理论实现了时域振动疲劳寿命的计算.初始程序在Matlab平台上完成,通过执行文件转成Labview程序并编制操作页面,简化操作,实现结果可视化.以航空典型结构加筋板为例,对比疲劳试验结果,验证了所编程序计算的精确性.

摘要： 针对压电智能结构的动力学设计,研究振动疲劳对双晶压电悬臂板电激励响应的影响。在电压激励下,测试压电悬臂板的自由端位移、致动层根部应变和传感层发电电压随振动循环次数的变化,分析激励电压幅值和电压波形对位移、应变及发电电压的影响,讨论位移响应、应变响应和发电电压响应随振动疲劳的变化情况。结果表明:在45~50 V的激励电压下,激励电压幅值越大,压电悬臂板的电致响应幅值下降越多,疲劳损伤速率越快;正弦波电压激励相较于三角波电压激励更容易导致振动疲劳;由于振动疲劳损伤的非线性,压电悬臂板疲劳损伤前后的位移−应变曲线斜率不再一致,而且疲劳损伤后共振时压电悬臂板根部应变降低。试验结果可为压电智能结构的动力学设计提供数据支撑。

摘要： 为研究不锈钢钢筋混凝土梁振动疲劳剩余承载力演化规律、振动疲劳损伤累积发展,基于一种新的振动疲劳加载方式,对不锈钢钢筋混凝土梁进行了静载抗弯、振动疲劳和剩余承载力三种试验.通过静载抗弯试验研究了不锈钢钢筋混凝土梁静载力学性能.通过对经历了振动疲劳的梁试件进行剩余承载力试验,建立了不锈钢钢筋混凝土梁振动疲劳剩余承载力预测模型,通过预测模型可以预测混凝土梁的剩余疲劳寿命.研究表明不锈钢钢筋抵抗振动疲劳损伤和承载力退化方面均优于普通钢筋,同条件下不锈钢钢筋比普通钢筋具有更优越的延性,受力性能更好且安全储备较高.

摘要： 本文关注的核电厂重要仪表管线集中在常规岛内的主要蒸汽管道上,承担着监测蒸汽压力的功能.根据经验反馈,已发生过多起振动原因导致此类仪表管线断裂事件,导致机组非计划停机,直接影响到核电厂的安全性及经济效益.为评估此类管线的振动疲劳性能以及制定相应治理措施,首先采用振动测试技术获得振源的特性,其次应用高温应变试验技术测量管线的振动交变应力,确定结构强度薄弱位置;基于结构动力学知识,根据管线的应力分布情况及结构特性,并结合现场布局制定振动治理措施;最终采用有限元方法验证了改造方案的效果.测试结果与有限元计算结果吻合完好,表明振动治理措施效果明显,改造后管线启机过程中未发生断裂.本文采用的方法具有结果准确、效果明显的优点,可以为重要仪表管线的振动治理提供参考.

摘要： 当船舶动力设备载荷的频率等于或接近结构的固有频率时,极易导致共振的发生,使得结构很快失效甚至破坏.本文首先使用MSC.Patran模块建立船舶减振支架的有限元模型,对其进行模态分析和频率响应分析,然后基于功率谱密度法采用MSC.Fatigue模块对该支架结构进行振动疲劳分析.最后通过改变连接齿轮箱与支架的弹性体刚度,来分析其对结构振动疲劳寿命的影响.通过分析可知,连接齿轮箱与支架的弹性体刚度对船舶减振支架结构的振动疲劳寿命有较大影响.

摘要： 本文提出了一种基于频域法计算结构随机振动疲劳寿命的三区间法,并结合有限元分析软件Ansys Workbench详细阐述了求解结构随机振动疲劳寿命分析的流程.该方法简单实用,可以处理在频域内用功率谱密度描述的宽带随机振动载荷的情况,对于航空产品的设计与优化具有一定的参考价值.

摘要： 飞机结构使用过程中始终处在振动环境之中,振动引起的结构疲劳破坏是飞机结构破坏的主要模式之一,也是航空武器装备研制和使用中的共性问题.本文对国内、外几十年来形成的主要振动疲劳寿命预估方法进行了归纳/整理,通过对飞机典型元件的理论分析、数值计算和试验研究,分析了各种振动疲劳s寿命预估方法的适用性,为飞机典型结构振动疲劳寿命预计提供分析手段与设计参考.结果表明对于单模态窄带应力响应，Rayleigh法采用正弦振动S-N曲线的误差最小，为-1.4%，其次是Dirlik方法采用常规静态S-N曲线-13%；对于双模态宽带应力响应，Rayleigh法、Bi-modal法、Dirlik法和P.H.Wirsching法更适合采用正弦振动S-N曲线误差小，均没超过25%；而Oritz更适合采用常规静态S-N曲线，误差范围为-33%；对于多模态宽带应力响应谱，除统一法的误差较大外，其它估算方法误差范围不超过-50%~+100%；双模态和多模态情况下，当其它阶响应远小于第一阶模态下的响应时，均可利用窄带假设即Rayleigh分布估算疲劳寿命；不论是窄带还是宽带响应，采用Dirlik方法估算寿命的平均误差最小，基本都在±50％以内，并且采用常规S-N曲线和振动S-N曲线都比较接近，其适用范围最广。

摘要： 航空飞行器在滑跑、机动、着陆等诸多过程中都会产生或经受复杂的振动激励,特别是随机振动激励,所以,对加筋板这类典型航空结构进行随机激励下的振动疲劳寿命分析具有重要意义.本文基于MSC.patran&nastran及fatigue平台,对某航空单加筋试验件进行振动疲劳寿命的仿真分析,找到结构的危险点,获得危险点处的应力响应和寿命结果,验证了振动疲劳寿命分析方法的可靠性.此外,做出了不同阻尼下应力与寿命的关系曲线,确定了适于该单加筋试验件振动疲劳寿命试验的载荷.

摘要： 商用车底盘附件在试验和用户使用中,由于振动疲劳出现开裂或损坏的现象非常普遍.为解决底盘附件开裂问题,本文介绍了一种基于道路载荷谱的商用车底盘附件耐久性分析方法.本文以挡泥板为例,详细介绍了在耐久性仿真分析中模型的截取原则、数据的采集及处理原则、响应的对标原则,以及模态叠加的疲劳分析思路及方法.最后,本文对挡泥板耐久性仿真的结果与道路试验结果进行了对标,找到了仿真与道路试验之间的当量关系,实现了仿真与试验的互相验证.

摘要： 电池包的疲劳耐久性能是电动车设计过程中重点考察的指标之一.本文介绍了基于PSD谱，以模态叠加法求得应力时域历程计算电池包疲劳寿命的流程。结果与台架试验结果相符，在其后的路试试验中，电池包未出现疲劳断裂现象，说明电池包结构设计合理。这套疲劳分析流程可以在电池包设计阶段有效控制其疲劳寿命，缩短开发周期，降低开发成本，指导开发设计。

摘要： 某发动机在返厂大修分解检查时发现机匣外壁轴向方向上有五条裂纹,通过失效件进行外观检查,断口宏微观观察、化学成分分析、金相组织检验等手段,确定了枧匣的裂纹性质及失效原因.结果表明:该机匣裂纹性质为振动疲劳开裂,裂纹起源于机匣联动环跑道外径前视前侧棱边,开裂原因是机匣内部圆形平整结构不能抵御发动机工作中发生的异常共振,其外表面虽然有跑道加厚但没有起到加强机匣刚性的作用,建议在机匣外侧增加约束阻尼层.

摘要： 发动机服役过程中,常见焊接薄壁环件开裂现象,甚至造成掉块打伤,影响飞行安全.本文针对一种发动机焊接薄壁环件一中介机匣组件分流环的开裂现象,通过电子扫描显微镜断口分析,结合薄壁环件结构类型,焊接工艺特点,讨论其开裂的失效模式及原因,结果表明:(1)发动机焊接薄壁环件开裂为振动疲劳开裂;(2)焊缝打磨过度导致壁厚减薄与焊接未熔合是引起疲劳裂纹萌生的主要原因;(3)特殊焊接工艺结构造成应力集中易引起疲劳裂纹萌生.

摘要： 本发明公开了一种卡箍疲劳振动试验方法及卡箍疲劳振动试验系统。所述卡箍疲劳振动试验方法包括如下步骤：步骤1：针对待测卡箍制作对应卡箍的芯轴；步骤2：将待测卡箍固定安装至振动试验平台上的对应该待测卡箍的芯轴上；步骤3：以第一预设试验时间，为待测卡箍提供预设加速度以及模拟发动机振动频率下的振动正弦波；步骤4：重复步骤3，从而得到待测卡箍的极限共振峰，并获得极限振动频率；步骤5：以第二预设试验时间，为所述待测卡箍提供极限加速度以及所述步骤4中的极限振动频率，从而确定待测卡箍的失效寿命。本发明的卡箍疲劳振动试验方法，通过卡箍的极限振动频率，从而检测卡箍的寿命，从而提出了一种专门测试卡箍的失效寿命的方法。

摘要： 本发明公开了用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统，属于飞机测试技术领域，施加系统包括试验台、支撑组件和连接组件；试验台上设有试验件，支撑组件包括内侧固定梁、外侧固定梁、加载杆、加载固定梁和转向固定梁，内侧固定梁、外侧固定梁、加载固定梁和转向固定梁分别与试验室内壁连接，加载杆位于外侧固定梁和加载固定梁之间，连接组件用于将内侧固定梁、外侧固定梁、加载杆、加载固定梁、转向固定梁和试验件连接；本发明的施加系统结构设计合理，有利于提高飞机振动叠加疲劳强度测试结果的准确性。

摘要： 本发明公开了一种卡箍疲劳振动试验方法及卡箍疲劳振动试验系统。所述卡箍疲劳振动试验方法包括如下步骤：步骤1：针对待测卡箍制作对应卡箍的芯轴；步骤2：将待测卡箍固定安装至振动试验平台上的对应该待测卡箍的芯轴上；步骤3：以第一预设试验时间，为待测卡箍提供预设加速度以及模拟发动机振动频率下的振动正弦波；步骤4：重复步骤3，从而得到待测卡箍的极限共振峰，并获得极限振动频率；步骤5：以第二预设试验时间，为所述待测卡箍提供极限加速度以及所述步骤4中的极限振动频率，从而确定待测卡箍的失效寿命。本发明的卡箍疲劳振动试验方法，通过卡箍的极限振动频率，从而检测卡箍的寿命，从而提出了一种专门测试卡箍的失效寿命的方法。

摘要： 本发明公开了用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统，属于飞机测试技术领域，施加系统包括试验台、支撑组件和连接组件；试验台上设有试验件，支撑组件包括内侧固定梁、外侧固定梁、加载杆、加载固定梁和转向固定梁，内侧固定梁、外侧固定梁、加载固定梁和转向固定梁分别与试验室内壁连接，加载杆位于外侧固定梁和加载固定梁之间，连接组件用于将内侧固定梁、外侧固定梁、加载杆、加载固定梁、转向固定梁和试验件连接；本发明的施加系统结构设计合理，有利于提高飞机振动叠加疲劳强度测试结果的准确性。

摘要： 本发明提供一种金属线材振动疲劳试验机及金属线材振动疲劳试验方法，包括：相对设置的驱动系统和张力加载装置，以及控制器和显示设备；驱动系统包括：摆动电机、扭转电机和驱动部扭转盘，摆动电机的输出端连接所述扭转电机；扭转电机的输出轴上连接驱动部扭转盘；张力加载装置包括：依次连接的测力装置、弹性件和滑动支架，滑动支架的远离所述弹性件的一侧与一加载部扭转盘活动连接；摆动电机、扭转电机和测力装置均与显示设备连接；控制器分别与摆动电机、扭转电机和测力装置连接。本发明具有设备、方法简单，要求试样短小、试验费用低廉的特点，且本发明能够测试金属线材在各种应力下的疲劳强度和疲劳寿命。

摘要： 一种用于测试MEMS振动疲劳或扭转疲劳的四梁测试结构，包括衬底、沉积于衬底上表面的四块正方形下板板、水平悬置在衬底上方的一块大正方形上极板、连接于上极板的四根窄梁、水平连接在衬底上的一个方形环框架。所述四块正方形下极板相互独立，表面均涂有介质薄层，以2×2排列方式构成一个大正方形；所述四根窄梁的一端分别垂直连接在正方形上极板四条边的侧面的中部，另一端分别连接在外围方形环框架的四个侧面，上极板和四根窄梁及方形环框架的顶面处同一平面；所述上极板通过四根窄梁和方形环框架的支撑悬置在整个下极板的正上方。该发明结构简单，测试方便，易于加工且功能强。

摘要： 本发明公开了一种减少无效件的振动疲劳试验装置、振动疲劳试验方法，所述减少无效件的振动疲劳试验装置在保证对试片进行刚性夹持的同时，通过改进上、下夹板与试片交界处的结构形式，有效消除了因交界线的尖锐棱角对试片表面的压入和磨损，从而降低夹持部位发生微动磨损的几率，进而使疲劳裂纹出现在缩颈区这一结构应力集中处，而不是出现在夹持部位，从而提高了试片测试结果的有效性，大大减少了无效件的产生，节省了试片数量，降低了成本。

摘要： 本公开涉及一种高温振动疲劳试验装置及高温振动疲劳试验方法，涉及机械工程领域。该装置包括试验件、施力机构、加热机构以及激振机构，其中试验件为杆状且两端设有夹持部，施力机构分别夹持试验件两端的夹持部并提供远离或靠近试验件中心的相反方向的端部力，加热机构呈箱状并套设于试验件上，用于将试验件加热至预设温度，激振机构包括激振器及与其相连的激振杆，激振杆贯穿加热机构并接触试验件，激振器提供激励力并通过激振杆传递至试验件。本公开一方面使用结构简单的标准试验件进行试验，加工简单，成本低，应用广泛；另一方面使用加热机构对试验件整体进行加热，解决了试验件受热不均的缺陷，使得试验结果更加稳定、准确。

摘要： 本发明提供一种金属线材振动疲劳试验机及金属线材振动疲劳试验方法，包括：相对设置的驱动系统和张力加载装置，以及控制器和显示设备；驱动系统包括：摆动电机、扭转电机和驱动部扭转盘，摆动电机的输出端连接所述扭转电机；扭转电机的输出轴上连接驱动部扭转盘；张力加载装置包括：依次连接的测力装置、弹性件和滑动支架，滑动支架的远离所述弹性件的一侧与一加载部扭转盘活动连接；摆动电机、扭转电机和测力装置均与显示设备连接；控制器分别与摆动电机、扭转电机和测力装置连接。本发明具有设备、方法简单，要求试样短小、试验费用低廉的特点，且本发明能够测试金属线材在各种应力下的疲劳强度和疲劳寿命。

摘要： 本发明提出了一种基于加速疲劳试验的振动疲劳寿命高精度预测方法，涉及振动疲劳寿命预测技术领域，包括：将分段S‑N曲线拆分为两条独立S‑N曲线，并基于随机振动过程中的应力功率谱密度函数和振动疲劳累积损伤得到两条独立S‑N曲线的完整疲劳损伤；基于假定的S‑N曲线的损伤值计算得到分段S‑N曲线加速后的累积疲劳损伤；基于原始疲劳损伤得到改进逆幂律公式；计算应力概率函数并进行数值分析得到加速比例与加速疲劳寿命的关系曲线；获取加速振动疲劳试验值并对关系曲线进行修正得到原始疲劳寿命；本发明通过建立分段S‑N曲线的改进逆幂律公式并进行修正，获得原始疲劳寿命，解决了分段S‑N曲线材料的加速疲劳寿命预测的问题。