希尔伯特-黄变换轴瓦异响故障诊断

根据汽车发动机信号非线性、非平稳性特点,分别对正常以及轴瓦异响发动机信号进行HHT,得到希尔伯特谱与时频分布三维图。将引起异响的高频成分从异响信号中分离,再通过对高频成分的分析找出故障原因。结果表明,正常发动机固有频率为210Hz,轴瓦异响发动机频率主要集中在500,1 500和2 700Hz,通过对比加速度谱分析结果,判断出轴瓦异响的原因是轴瓦磨损。     

AlSn20/低碳钢复合轴瓦材料疲劳强度影响因素的研究

采用国际通用的Sapphire-Gemini滑动轴承材料疲劳试验机对复合轴瓦材料进行疲劳磨损试验。结果表明,轴瓦磨损疲劳破坏的方式为合金层产生裂纹或从钢背剥落。影响疲劳强度的主要因素是夹杂、孔穴、疏松等冶金缺陷和显微组织以及合金层与钢背的结合牢度。分析表明,裂纹源为夹杂物富集处和不规则孔穴、带尖角夹杂物处。     

轴瓦磨合层新材料的应用

汽车发动机使用的滑动轴承（又名轴瓦）是易损的关键零件．为了提高其减磨性、耐磨性、耐蚀性等性能，满足当前对发动机的高速度及大功率的要求，提高轴瓦的使用寿命，按照沈阳航天三菱最新发动机4G69轴瓦国产化的要求，根据金属铟的特性，试验把Pb—Sn—In三元合金引入减磨层，对此新工艺进行研究，旨在解决挂具、镀液浓度、沉积速度慢等问题．     

发动机橡胶悬置元件的疲劳寿命分析与预测

在对发动机悬置橡胶元件受力分析的基础上,建立发动机橡胶悬置元件的有限元模型.通过非线性有限元分析,得到发动机橡胶悬置元件的应力云图,并确定裂纹发生的初始位置.然后,对橡胶悬置元件疲劳寿命的影响因素进行阐述,得到发动机橡胶悬置元件在不同载荷下的最大Green-Lagrange应变,并以其作为疲劳破坏参数,预测发动机橡胶悬...     

航空发动机叶片残余应力监测及安全评定研究

针对航空发动机叶片的疲劳断裂问题,采用X射线衍射分析方法,对某型发动机压气机叶片进行了残余应力测试.分析了叶片表面不同部位残余应力随工作寿命和损伤情况的变化规律,探讨了将残余应力应用于叶片使用安全评定的可行性.结果表明,通过监测叶片表面残余应力,可以评估叶片的疲劳损伤状况,解决叶片的安全使用评定问题.     

1Cr11Ni2W2MoV焊接接头中温低周疲劳实验研究

对航空用钢1Cr11Ni2W2MoV氩弧焊对接接头板试件进行了422℃静载拉伸和低周疲劳实验.实验结果表明,焊接接头的薄弱部位位于接头热影响区.考虑平均应力的影响,采用三参数法拟合实验结果得到应力-寿命公式.应用该公式采用Miner线性累积损伤理论对某航空发动机承力机匣进行了疲劳损伤评定.     

仿生活塞疲劳寿命预测与回归设计

针对发动机活塞缸套系统的摩擦损失占发动机机械总功耗的50%的问题,基于贝壳体表条纹形凸脊结构的耐磨损特性,对发动机活塞在气缸内往复运动过程中裙部与缸壁产生周期性碰撞导致的磨损进行了仿生研究。将贝壳体表的结构形态以垂直竖状条纹形式沿活塞轴向贯穿设计于裙部,可起到减磨、卸载集中应力、提高疲劳寿命的效果。通过对标准和仿生活塞进行热-机耦合有限单元分析,得出了活塞各个部位的应力应变情况,根据曼森和科芬准则得出了仿生活塞各部位疲劳寿命,并对疲劳寿命进行部分正交多项式回归设计,找出了试验水平、因素与疲劳寿命的内在规律。选取最优仿生活塞和标准活塞进行了台架试验和机理分析,发现这种贯穿于裙部的活塞轴向的浅窄大间距条纹可提高活塞疲劳寿命,条纹深度对活塞各个部位的疲劳寿命影响最大,仿生活塞磨损量比标准活塞平均减小41.4%,温度平均降低7%。该结果可为发动机设计和耐磨损研究提供参考。     

金属塑料轴瓦表面形貌对摩擦性能的影响

金属塑料轴瓦以其良好的摩擦性能广泛应用于水力发电机组中.运行中出现的轴瓦失效会降低机组的发电效率.本文从轴瓦的表面形貌出发,建立了轴瓦工作时的控制方程,实验测量轴瓦的表面形貌,数值分析了表面形貌对轴瓦工作时摩擦因数的影响.结果证明,在考虑表面形貌时,低速阶段形成的摩擦因数较大,容易造成轴瓦损坏.     

双发飞机发动机疲劳损伤差异分析

以某型飞机发动机实测飞参为依据,选取该机的典型飞行任务剖面,通过飞参数据的预处理、雨流计数法、线性累积损伤理论将提取的有效载荷折合到标准循环,并进一步将该典型任务剖面划分为4个典型区段进行疲劳损伤分析.统计表明,该型飞机配装发动机个体的疲劳损伤均服从威布尔分布,但单机损伤差异较大.在典型飞行任务段中,不同架次的同侧发动机在起飞段、巡航段相差3-4倍,降落段甚至相差超过10倍,而同架飞机上左右发动机的疲劳损伤差距相对较小.统计结果表明,发动机疲劳损伤的分布服从威布尔分布,通过开展单机寿命监控,可以更合理地安排飞行训练,延长发动机的使用寿命.     

影响发动机寿命的主要原因分析

对于汽车来说,发动机是其核心组成,可以说,发动机的状况直接影响着汽车的运行,如果它出现问题,就直接影响到汽车的正常行驶,如果情况稍微严重,还可能对驾驶员造成生命的威胁.所以,探讨分析影响发动机寿命的原因从而采取合理对策有着重要意义.鉴于此,引出本文.     

柴油机活塞的热疲劳寿命预测

按照热疲劳和高温低周疲劳断裂机制研究了柴油机活塞的寿命和安全性评定，采用Ｍｉｓｅｓ当量准则，求出当量应变范围，通过实验证实，它与寿命之间存在着Ｍａｎｓｏｎ Ｃｏｆｆｉｎ公式关系，并把这一表达式推广到复杂应力状态且摆脱结构形状和尺寸的影响，从而可把实验室中利用试件进行的一维状态下疲劳特性的试验结果用于复杂应力状态不同形状和尺寸的构件。最后把这一成果用于１２Ｖ－１８０型柴油机活塞寿命预测并证实用相热疲     

高强度连杆螺栓的疲劳寿命分析

针对SOFIM发动机连杆螺栓出现的早期疲劳断裂现象,建立了连杆螺栓的有限元模型,利用有限元方法进行了该连杆螺栓的疲劳寿命分析,并与疲劳试验进行了对比。结果表明,该连杆螺栓杆部与头部的过渡圆弧处容易产生应力集中,造成其疲劳断裂。为此,提出了局部滚压的改进方法,经有限元分析,该改进措施可有效提高连杆螺栓的疲劳寿命。     

内燃机微动疲劳损伤的试验与仿真研究

本文针对内燃机机体隔板与主轴承盖螺栓紧固连接处的微动疲劳问题展开研究工作。通过对主轴承盖所受载荷模式的分析,设计了内燃机微动疲劳实验系统及相关实验方法,进行了内燃机典型紧固结构微动疲劳等效模型实验。结合对螺栓连接紧固面接触应力场分布的有限元分析结果,研究了主轴承盖与机体隔板紧固面微动疲劳失效机理。研究表明,螺栓预紧力和主轴承盖所承受的附加扭转力矩是影响机体隔板与主轴承盖紧固连接微动疲劳的主要因素,附加翻转力矩的波动使接触区的接触状态不断变化,导致接触区表面的损伤;通过增加螺栓预紧力有助于减缓机体隔板与主轴承盖紧固连接的微动疲劳损伤。     

发动机飞轮壳强度分析方法研究

飞轮壳是发动机的主要部件,起着保护飞轮,联接传动机构的作用.飞轮壳由于受到路面冲击载荷、发动机内部激励等作用而破裂带来巨大损失.本文从避免飞轮壳频率共振、静强度和疲劳损伤角度提出了飞轮壳强度的计算方法,采用有限元方法进行发动机飞轮壳频率、静强度和疲劳强度分析,并以飞轮壳材料的拉伸和压缩屈服极限评估飞轮壳的静强度,采用临界平面法评价飞轮壳的疲劳寿命.最后,以某发动机的铝合金飞轮壳为例进行了验证,结果表明研究方法可为飞轮壳的结构改进优化提供依据.     

基于FE-SAFEWORKS模块的转接轴疲劳分析

风冷发动机中，风机通过转接轴与发动机连接，由转接轴自身的变形来实现转矩的传输。转接轴如果发生疲劳破坏，将会产生重大灾难性事故。基于此，应用有限元方法分析了转接轴静强度，并用FE-SAFEWORKS模块对转接轴进行疲劳分析，计算其寿命，从而为转接轴的设计提供一种新的思路。     

汽车传动带疲劳寿命试验机加载原理分析

汽车传动带是汽车发动机中的重要部件之一,其质量优劣将影响发动机的工作性能,寿命试验是评价传动带质量的重要手段,文中系统分析了机械封闭式和电封闭式汽车传动带疲劳寿命试验机加载原理与特点,为疲劳寿命试验机的合理选用提供了理论参考。     

车用柴油机气缸体强度的有限元分析

采用Pro／E和HyperMesh对改进后的某车用柴油机气缸体进行了三维实体建模和网格划分,基于ABAQUS分析平台计算了改进后的机体应力分布情况;同时结合凸轮轴孔子模型,采用Fatigue软件进行高周疲劳分析。计算结果表明：改进后凸轮轴孔处的疲劳安全系数均大于1．1,满足疲劳强度设计要求。     

基于有限元法的发动机曲轴静强度分析

针对某单缸发动机曲轴断裂问题,在CATIA里进行了三维实体建模,通过导入Hypermesh进行划分网格等前处理,利用MSC.Patran /Nastran对其进行有限元分析.结果表明:在使用球墨铸铁为材料的情况下,曲轴的疲劳强度安全系数未满足要求,从理论上验证了曲轴会发生断裂;将材料更换为40Cr的曲轴,其疲劳强度安全系数满足要求,理论上不会发生断裂,最后通过400 h发动机可靠性试验验证了仿真的正确性.     

基于热固振耦合的某附件壳体蠕变-热疲劳寿命预测方法

提出一种基于热固振耦合的某附件壳体蠕变 热疲劳寿命预测方法,主要是基于ANSYS Fluent模块进行流固热耦合,仿真结果得到的附件壳体温度场分布并通过实测数据进行结果验证,再通过温度场数据传递途径结合ANSYS Workbench模块进行附件壳体热固振耦合仿真得到壳体应力应变场,然后基于线性累计损伤理论耦合附件壳体蠕变持久寿命和热疲劳寿命,最终得到其蠕变 热疲劳寿命预测结果。针对附件壳体,一方面对比分析了单纯热疲劳寿命（41 063个循环寿命）与蠕变 热疲劳（39 054个循环寿命）,通过结果得知航空发动机附件系统高热环境下蠕变作用对附件壳体热疲劳寿命是存在显著影响的;另一方面对比分析了基于稳态温度场的蠕变 热疲劳（23 334个循环寿命）与基于瞬态温度场（考虑温变速率）的蠕变 热疲劳（24 545个循环寿命）,结果表明温变速率在一定程度上影响航空发动机附件系统结构的蠕变 热疲劳寿命。