关于提速货车转向架交叉支撑装置寿命的研究

随着科研水平的提高和科学技术的发展,为铁路货车提速提供了可能.本文通过应力测试得出了交叉支撑装置的裁荷情况,结合杆身中部疲劳薄弱部位在实际的线路运行中的载荷情况和受损情况,为交叉支撑装置的室内疲劳试验提供了可靠依据.从疲劳薄弱部位的室内疲劳试验应力谱进行分析,以应力寿命曲线来分析交叉支撑装置疲劳薄弱部位的使用寿命,再根据等效原则,建立了交叉支撑装置寿命预测的模型,能够得出疲劳试验加载次数和交叉支撑装置的实际运行里数的对应关系,对铁路货车的运行情况进行有效监测,大大提高了铁路运输的安全性,有利于我国铁路运输事业的发展.     

基于动载荷谱的齿轮弯曲疲劳寿命预测

为了探讨齿轮弯曲疲劳寿命计算问题,将齿轮疲劳总寿命分为两个阶段,即疲劳裂纹萌生寿命和裂纹扩展寿命.通过ADAMS软件仿真实验齿轮的工作情况,使其接近真实状况,得到齿轮载荷谱.根据齿轮载荷谱,利用有限元ANSYS软件分析在齿轮齿根危险截面处的最大应力.采用断裂力学、雨流法和Miner疲劳损伤累积模型,对考虑动载荷情况下的齿轮弯曲疲劳寿命进行预测,推导了齿根裂纹萌生期和扩展期的疲劳寿命计算公式.在高频疲劳试验机上对算例齿轮进行了双齿脉动加载齿根弯曲疲劳寿命实验研究,理论计算结果与实验结果基本吻合,验证了本文理论分析的正确性.     

提速货车转向架交叉支撑装置寿命的研究

通过动应力测试得到交叉支撑装置疲劳薄弱部位在线路运行中的应力谱,从而识别出提速货车交叉支撑装置在运用工况下的载荷,为其室内疲劳试验加载提供依据.根据疲劳薄弱部位在室内疲劳试验中的应力谱及该部位典型接头的S-N曲线,按照疲劳损伤等效原则建立交叉支撑装置的寿命预测模型,得到了交叉支撑装置实际运用寿命与室内疲劳试验加载循环次数的关系.     

基于动载荷谱的齿轮弯曲疲劳寿命预测

为了探讨齿轮弯曲疲劳寿命计算问题,将齿轮疲劳总寿命分为两个阶段,即疲劳裂纹萌生寿命和裂纹扩展寿命。通过 ADAMS 软件仿真实验齿轮的工作情况,使其接近真实状况,得到齿轮载荷谱。根据齿轮载荷谱,利用有限元ANSYS 软件分析在齿轮齿根危险截面处的最大应力。采用断裂力学、雨流法和 Miner 疲劳损伤累积模型,对考虑动载荷情况下的齿轮弯曲疲劳寿命进行预测,推导了齿根裂纹萌生期和扩展期的疲劳寿命计算公式。在高频疲劳试验机上对算例齿轮进行了双齿脉动加载齿根弯曲疲劳寿命实验研究,理论计算结果与实验结果基本吻合,验证了本文理论分析的正确性。     

4D轴货车焊接构架的疲劳强度分析方法

以某货车厂研制的新型4D轴货车焊接整体构架为研究对象,在ANSYS9.0有限元软件中建立完整的构架三维模型,根据UIC510-3规程,分析计算构架的应力分布情况、评估其疲劳强度,得出疲劳薄弱区.采用子模型技术,对疲劳薄弱区的焊接细节结构进行热点应力分析,进一步评价构架的疲劳强度.通过动应力实测编制疲劳薄弱区的应力谱,由S-N曲线和Miner累积损伤法则,预测构架的疲劳寿命.     

30CrMnSiA钢焊接接头疲劳特性研究

针对某型机部件焊接区连接模拟件开展了疲劳特性研究。首先通过静力试验机测试试验件的极限强度,确定试验件的薄弱部位。然后利用MTS疲劳试验机测试试验件的疲劳特性。试验结果显示,试验件在应力水平87 MPa时的疲劳寿命为106。试验件破坏位置均发生在缺口处。对断口采用扫描电子显微镜进行观测,分析了影响疲劳寿命的因素。该试验结果为部件结构设计的修正提供了依据。     

基于ANSYS的TA6V钛合金SENT试样疲劳分析

借助大型通用有限元分析软件ANSYS TA6V钛合金SENT试样在不同应力比和不同应力水平下进行疲劳分析,根据SENT试样缺口处的应力状态分布预测疲劳危险部位,采用局部应力应变法,结合材料循环的S-N曲线,通过弹塑性有限元法将构件上的名义应力谱转换成危险部位的局部应力应变谱,从而根据危险部位的局部应力应变历程采用Miner累积损伤理论对构件的疲劳寿命进行估算,并与疲劳小裂纹试验数据进行比较分析.ANSYS疲劳分析预测的疲劳寿命与试验结果基本接近,体现了有限元软件ANSYS在预测构件疲劳寿命方面的优越性和可靠性;采用ANSYS疲劳分析可有效确定疲劳裂纹易发区域,预测SENT试样在不同应力比和不同应力水平的疲劳寿命,为TA6V钛合金结构疲劳安全设计及其可靠性提供科学依据.     

变幅重复荷载下混凝土梁斜截面抗剪试验研究

本文研究了配有弯起钢筋的混凝土梁斜截面抗剪性能。通过试验，得出了该构件在变幅重复荷载作用下斜截面的破坏特点，箍筋和弯筋应力随疲劳荷载的变化情况，及斜截面上弯筋和箍筋应力分布及相互关系。同时，讨论了加载历程对斜截面疲劳性能的影响，从而为混凝土梁斜截面抗剪强度的理论分析提供了依据。     

近海风电机组单桩式支撑结构疲劳分析

用WAsP分析风场数据得到风速的分布情况,统计各工况的风、浪、流等环境参数.基于支撑结构所受的疲劳载荷,用ABAQUS对结构建模并通过振型叠加法求出应力响应的时间历程.根据S-N曲线、雨流计数法以及线性累积损伤理论,用Fe-safe计算出支撑结构的疲劳寿命并分析各种载荷对结构疲劳寿命的影响.结果表明：支撑结构的疲劳寿命满足要求;风机载荷是结构疲劳的主要影响因素,合理的发电机控制策略有助于提高结构的疲劳寿命.以风向和10 min平均风速为依据划分工况的方法可为海上风力发电结构的疲劳分析提供参考.     

振动焊接对焊件疲劳寿命的影响及机理分析

对机械振动焊接试板与常规埋弧自动焊接试板进行了残余应力测试、金相观察及疲劳试验 ,研究了机械振动焊接对焊件疲劳寿命的影响 .结果表明 ,机械振动焊接可降低焊接残余应力、细化焊缝和热影响区的金相组织 ,提高焊件疲劳寿命 .在本试验条件下 ,纵向残余应力降低 43% ,横向残余应力降低 2 5% ;振动焊接试样热影响区的晶粒度为 5级 ,而常规埋弧自动焊接试样热影响区的晶粒度为 3级 ;振动焊接试样的疲劳寿命提高 35% .并应用金属疲劳理论分析了振动焊接提高焊件疲劳寿命的内在本质     

基于弯曲和径向疲劳试验的车轮仿真分析

车轮在设计完成后,需要进行弯曲和径向疲劳物理试验,检验是否满足疲劳寿命的要求。为解决这种开发模式周期长、成本高的问题,基于弯曲和径向疲劳物理试验的方法,使用Creo和Ansys Workbench软件对材质为A356、规格为16×7 J的某型铝合金车轮,建立三维模型和有限元模型。给出仿真流程和仿真思路,采取静态分析模拟动态分析的方式,预测车轮疲劳寿命和安全系数。仿真结果表明,两种试验仿真中最大应力出现的位置与物理试验的位置相一致,验证了有限元方法预估车轮寿命的有效性,从而可以根据分析结果对车轮进行优化设计。     

RMG530减压阀随机振动疲劳分析

为了评估随机振动载荷下减压阀的安全可靠性,在减压阀振动机制分析基础上,利用有限元分析软件Workbench建立某天然气分输站RMG530减压阀阀体有限元模型,根据现场测得的随机振动载荷对减压阀进行振动响应分析,获得响应功率谱密度,最后依据修正获得的减压阀材料S-N曲线,应用有限元疲劳分析软件NCode,通过时域和频域方法对减压阀进行随机振动疲劳分析,计算阀体关键部位的疲劳寿命。结果表明:减压阀结构设计比较保守,振动载荷下最小寿命发生在进口管段到阀座的拐角处,时域疲劳计算最小寿命为41.79 a,频域疲劳计算最小寿命为38.81 a。     

42 CrMoA高强连接螺栓材料与断裂特征

42CrMoA高强连接螺栓广泛用于风机叶片与轮毂的连接,风机叶片结构复杂性和运行波动性导致载荷复杂交变,长时间交变载荷会造成叶片连接螺栓高频疲劳损伤,螺栓的疲劳失效断裂是风机安全运行急需解决重要问题。以某2 MW风力机叶片42CrMoA高强连接螺栓材料为研究对象,利用PLG-50高频疲劳试验机开展不同加载条件下螺栓材料高频疲劳实验研究。研究结果表明,650 MPa载荷下6.444 9×10~6周次后试样尚未断裂,750 MPa载荷下的试样疲劳寿命达1.056 4×10~6周次;疲劳损伤具有多疲劳裂纹起源区特征,试样断裂是由于多源裂纹交汇后形成峰线所导致;在相同的最大应力加载下,应力振幅越高,裂纹扩展速率越大,高频疲劳寿命越低。研究结果对揭示风机螺栓损伤断裂原因和风机安全运行具有重要意义。     

某低压涡轮工作叶片高温低循环疲劳寿命预测

针对某航空发动机低压涡轮工作叶片建立了全尺寸有限元模型·根据台架试验及实际工作承载条件,综合考虑叶片工作时所承受的离心负荷与气流力,进行了弹塑性有限元分析;研究了箍带与叶身小孔的配合间隙对结构应力场分布的影响,发现叶片结构强度的薄弱之处为榫头第一喉部、叶身小孔及叶背一侧圆根处·以此为依据,对叶片进行了高温低循环疲劳寿命预测·计算结果表明:叶身小孔与箍带的最大配合间隙对结构静强度及寿命影响较大,寿命计算时应当考虑平均间隙量的影响;随着计算温度的提高,寿命计算结果大幅度下降·     

Fatigue Life Prediction of the Metro Bolster Beam under Complex Operating Conditions

Sixteen operating conditions were determined by the standards JIS-7105 and JIS-7106. The strength under complex operating conditions was calculated with HyperWorks and the strength analysis confirmed eight dangerous points of the metro bolster beam. Since the metro did not consider the impact of traffic lights and sudden road conditions, the load spectra at eight dangerous points were established by counting the running time,passenger flow,site layout,site quantity and turning situations. The fatigue life of the metro bolster beam was projected by the von Mises stress method and the critical plane method. The results of these two methods revealed that the maximum damage occurred at the dangerous point 7,and the fatigue life based on the critical plane method was shorter than that based on the von Mises stress method.Since the McDiarmid model considered the effect of the magnitude and direction of the normal stress and the amplitude of the shear stress,it is closer to the actual situations of the metro. Hence,the McDiarmid model based on the critical plane method is more reasonable,and the method of fatigue life prediction is also suitable to the metro bolster beam of other lines.     

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。     

基于概率密度演化的风机基础疲劳可靠度计算

风机底部基础在风荷载作用下会产生疲劳破坏.为了研究风荷载作用下风机的疲劳可靠性,将随机脉动风荷载进行正交展开,用数论选点法和概率密度演化方法将展开的风荷载模型用于风机塔身的疲劳可靠度计算.采用推力系数法计算风荷载作用下风机基础较危险部位的应力时程,然后用雨流计数法统计该点的疲劳损伤,将其代入概率密度演化方程并通过差分计算可求得疲劳损伤的概率密度函数.通过累计疲劳损伤小于1的概率可求得危险部位的疲劳可靠度,也就是整个基础的疲劳可靠度.以一3 MW风机作为算例验证了本文方法的有效性,应用概率密度演化方法,可以精确地给出基础在风荷载作用下的疲劳可靠度,本文成果对于近似工况的风机基础疲劳可靠度的计算具有借鉴意义.     

Fatigue Life Estimation for an Aircraft Engine Fan Blade

In this paper,stress states under corresponding condition of an aero-engine fan blade using finite element stress-strain analysis for three work cycles in the 900 h load spectrum are obtained.Through the nominal stress method,we calculated the fatigue notch factor and combined the material characteristics of TC6 to correct the material curve to the fan blades curve. Finally,the fatigue life of a fan blade was estimated using the linear cumulative damage rule and nonlinear cumulative damage theory.     

Fatigue Reliability of Blade Root of Turbocharger Turbine for Vehicle Application

The blade root fatigue is one of important failure modes of turbocharger turbine for vehicle application,and the reliability and life of turbine with blade root fatigue failure mode are studied.Firstly,the stress characteristics of turbine are analyzed,and based on the operating profile of turbocharger corresponding to the endurance test of engine,the stress spectrum of turbine with blade root fatigue failure mode is studied with the simulation method.Then,with the number of endurance test profile cycle as the life parameter,the reliability model and failure rate model of turbine with blade root fatigue failure mode are derived respectively. Finally,the rules that the reliability and failure rate of turbine with the blade root fatigue failure mode changes as life parameters are studied,and the life probabilistic characteristics of turbine are also studied.