【摘 要】
：
近年来随着航天公司如SpaceX 的不断探索，重复使用火箭发动机成为了航天领域的热点问题。发动机的涡轮叶片在工作过程中承受剧烈的振动载荷，而重复使用所引发的叶片疲劳效应将导致整个发动机的失效。因此在设计过程中对叶片的疲劳寿命进行预测尤为重要。本文采用多轴连续损伤力学的理论模型来计算疲劳过程的损伤演化，利用模态分析和谐响应分析计算结构在正弦载荷作用下的应力分布情况。本文提出的方法能有效预测疲劳寿命，
【机 构】
：
北京航空航天大学,北京 100083
论文部分内容阅读
近年来随着航天公司如SpaceX 的不断探索，重复使用火箭发动机成为了航天领域的热点问题。发动机的涡轮叶片在工作过程中承受剧烈的振动载荷，而重复使用所引发的叶片疲劳效应将导致整个发动机的失效。因此在设计过程中对叶片的疲劳寿命进行预测尤为重要。本文采用多轴连续损伤力学的理论模型来计算疲劳过程的损伤演化，利用模态分析和谐响应分析计算结构在正弦载荷作用下的应力分布情况。本文提出的方法能有效预测疲劳寿命，并可以应用于其他机械结构。
其他文献
高速列车边梁结构主要承担各种设备的吊挂任务，列车在行进过程中会承受随机振动和冲击载荷的作用，边梁结构在外载荷的作用下会产生疲劳破坏。针对高速列车边梁结构的疲劳分析，首先采用SolidWorks建立边梁结构件的三维模型，导入到workbench 下进行材料设定和有限元建模，根据标准载荷谱和材料的S-N曲线，对边梁结构件进行疲劳寿命仿真分析，并通过对结构件疲劳试验设计进行边梁结构件疲劳试验来验证和修正
动叶片作为旋转机械中必不可少的一部分，其结构的安全性直接关系着整个系统的安全性。在汽轮机机组中，动叶同时也是能量转换的关键部件，其安全性更加重要。在已知的一些汽轮机事故中，由于动叶片的破坏引起的事故也很多，而这种破坏往往是非常严重的，综合引起事故原因，很多都是由于叶片的疲劳引起的断裂。
螺栓的排布尤以间距对连接结构的疲劳寿命影响最为显著。本文针对现阶段飞机结构设计较为常见的厚板连接结构，采用有限元仿真与疲劳试验相结合的方式研究螺栓间距变化对结构疲劳寿命的影响，通过分析不同螺栓直径下，不同螺栓间距对结构的疲劳寿命的分析和试验结果，认为厚板连接结构，螺栓直径小于等于8mm 时，结构疲劳寿命随间距变小而变小；螺栓直径大于8mm 时，结构疲劳寿命对间距变化不敏感。
传动轴是履带式车辆传动装置的关键零部件之一，设计约束条件多，指标实现困难，且传动轴的疲劳寿命往往直接决定了车辆的有效使用寿命。为此，常采用超高强度合金结构钢作为传动轴的优选材料。然而，由于传动轴的工作环境较为恶劣，承受的载荷复杂多变，尤其是换挡时的冲击载荷引起的损伤较大，极易导致传动轴发生低周疲劳失效，严重影响整车性能的发挥。
以往机翼壁板大开口疲劳试验往往在过渡段提前破坏，为了避免出现类似问题，对大开口结构过渡段参数进行有限元应力分析，采用了大圆角和大斜削光滑过渡的结构设计形式，实现试验件考核部位应力均匀化。在疲劳试验结果的基础上，采用开孔和缺口两种细节DFR 确定方法计算大开口结构DFR 值，计算结果表明上述两种方法所得DFR 理论计算结果非常接近，且均小于试验表征的DFR 值，因此上述两种方法均适用于工程计算，并且
对整体壁板长桁端部斜削典型结构不同参数进行了有限元应力分析，确定了应力集中系数。采用正交仿真试验法分析了整体壁板长桁端部斜削结构的斜削角、斜削角底部圆角半径、腹板根部圆角半径等三个关键几何参数对细节应力集中系数的影响程度。确定了影响该处细节疲劳性能的主要几何因素，并通过二元函数拟合给出了斜削端细节的疲劳应力集中系数的理论表达式。
采用三维裂纹扩展有限元仿真与低循环疲劳试验相结合的方法，是研究航空发动机轮盘损伤容限的一种有效手段。为研究某高压涡轮盘偏心螺栓孔部位的低循环疲劳裂纹扩展寿命，开展仿真与试验研究。首先，根据规定的旋转试验台上的试验转速和温度条件，计算出螺栓孔部位的应力和变形，采用三维裂纹扩展分析软件完成裂纹扩展寿命的数值仿真计算。
一种基于应变设计的X70 管线的环焊工艺，其接头拉伸试验大多断于热影响区附近的母材，根据现行标准，这种环焊接头不允许用于基于应变设计管线。本文通过获得环焊缝缺陷在延性断裂不同阶段的裂纹驱动力，结合不同位置缺陷的断裂阻力曲线对该管线的环焊接头的拉伸应变能力进行了研究。结果 表明该环焊接头具有可观的拉伸应变容量。
本研究对国产EA4T 车轴钢开展了传统喷丸和微粒子喷丸处理，分析了表面硬度，残余应力，粗糙度和表面形貌，并使用旋转弯曲疲劳试验机进行了疲劳实验。研究结果表明，传统喷丸试样表面具有更深的硬化层，其最大残余应力位于次表面；微粒子喷丸试样表面硬化层浅，其最大残余应力位于最表面，且最表面残余应力值大于传统喷丸试样。
通过多体动力学仿真软件LMS Vritual.Lab 和有限元分析软件Ansys Workbench 对飞机折叠作动器进行了力学分析建模，通过多体动力学分析得到了齿轮传动系统的转速和力矩，并对齿轮接触进行了瞬态动力学分析，根据强度理论校核了结构的强度设计.在瞬态动力学分析的基础上，确定结构疲劳危险点，并结合名义应立法和Achard 模型对齿轮进行了疲劳寿命和磨损寿命计算.本分析方法对工程上类似产品