【摘 要】
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航空航天飞行器的运行过程中,结构会承受各种复杂振动载荷,包括静载荷和动载荷。复杂载荷会导致结构局部出现较大的响应,引起疲劳破坏。本文针对同时承受静动载荷下的典型结构,研究其振动疲劳寿命预估方法。在疲劳寿命预估方面,根据静动载荷特性,对振动疲劳基本理论进行研究。基于平均应力效应,计算结构在静载荷作用下的疲劳极限,并修正S-N曲线。选用工程适用的振动疲劳破坏准则和疲劳寿命计算方法,研究结构承受静拉伸载
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航空航天飞行器的运行过程中,结构会承受各种复杂振动载荷,包括静载荷和动载荷。复杂载荷会导致结构局部出现较大的响应,引起疲劳破坏。本文针对同时承受静动载荷下的典型结构,研究其振动疲劳寿命预估方法。在疲劳寿命预估方面,根据静动载荷特性,对振动疲劳基本理论进行研究。基于平均应力效应,计算结构在静载荷作用下的疲劳极限,并修正S-N曲线。选用工程适用的振动疲劳破坏准则和疲劳寿命计算方法,研究结构承受静拉伸载荷和随机激励载荷下的动力学性能,提出适用于此载荷条件下的频域和时域寿命预估方法。为验证寿命预估结果的准确性,对结构进行静拉伸载荷下的随机振动疲劳试验。试件一端固定在试验架上,另一端施加静力拉伸载荷。利用激振器施加基础力激励的形式进行宽带随机振动试验,记录疲劳破坏时间,并采集危险单元的应变-时间历程和施加动载荷的力-时间历程,为疲劳寿命预估提供试验依据。本文通过不同静力拉伸工况下的随机振动疲劳试验,研究静载荷对结构振动疲劳寿命的影响,探究结构寿命的变化规律。为保证试件能在有效时间内破坏,试验前需对结构进行仿真分析和寿命计算,确定静动载荷大小。依据试验设备夹持情况和载荷加载形式,设计试件和夹具,建立有限元模型。对结构进行模态分析,确定其固有频率。进行静力学分析和随机响应分析,确定试验静动载荷大小。
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