飞机座舱有机玻璃结构疲劳寿命估算的局部应力法

基于飞机座舱有机玻璃为脆性材料的特性 ,提出估算飞机座舱有机玻璃结构件疲劳寿命的局部应力法。它以缺口件韧带上距离缺口根部 d处的局部应力为参数 ,对照光滑试验件的 S-N曲线 ,利用线性累积损伤理论 ,可以较好地预测结构件的疲劳寿命。对飞机座舱有机玻璃 YB3的三种结构件进行了疲劳试验和寿命分析 ,结果表明

基于局部应力法的Bayes-神经网络舵板寿命预测

舵板是某水下航行体的关重件,为预测其使用寿命,文章建立了舵板航行体的计算域模型,通过仿真并运用局部应力应变法,计算出舵板在特定环境应力下的寿命;利用贝叶斯估计的先验知识以及神经网络,联合预测出舵板在不同的环境应力下的使用寿命。

基于局部应力应变法的弹簧操动机构关键部件疲劳寿命分析

针对操动机构关键部件在运行中受到强冲击载荷进而导致疲劳失效的问题,该文提出一种基于局部应力应变法计算冲击疲劳寿命的方法。根据机构特点应用显示动力学LS-DYNA对弹簧操动机构强冲击部位进行数值模拟计算,得到关键部件在强冲击载荷下的应力应变;在此基础上,修正Manson-Coffin公式,结合弹簧操动机构运动特点,建立适合于弹簧操动机构的冲击疲劳寿命计算模型;最后,搭建实验平台验证关键部件冲击载荷计算方法的准确性。结果表明:磙子与合闸锁闩应力集中部分与实际测试过程中零部件的失效区域相同,合闸锁闩的实际所受应力与仿真结果变化趋势相近,相对误差为18.27%;修正后的局部应力应变法得到疲劳寿命为1862次,与实际寿命相差12.3%,满足工程需求。结果对于弹簧操动机构疲劳寿命的计算具有一定参考。

基于局部应力应变法的发动机缸盖低周疲劳分析

发动机缸盖受到较高温度的周期载荷,应力较大。对此,基于局部应力应变法,对发动机缸盖进行瞬态循环温度场分析,进而估算其低周疲劳寿命。分析结果表明,发动机缸盖低周疲劳寿命最小值为2139。在3000次冷热冲击耐久试验中,发动机缸盖发生开裂,试验结果与分析结果一致。

用圆孔平台巴西圆盘确定岩石拉伸强度的非局部应力方法

对用圆孔平台巴西圆盘确定岩石拉伸强度的方法进行了研究。用有限元法分析了试件加载直径上的双向应力分布。由于加载直径靠近孔边处存在较大的拉伸应力梯度,如果以加载直径与中心圆孔相交点的最大拉伸应力来确定岩石的拉伸强度σt,拉伸强度的试验值会随着中心圆孔与圆盘半径之比r/R的增加而减小。采用非局部应力方法,考虑双向应力状态作用下发生破坏的Griffith强度准则的等效应力σG,在加载直径上选取材料特征尺寸,让σG"在特征尺寸上积分后取均值后得到岩石的拉伸强度σt。利用该方法得到的圆孔平台巴西圆盘测得的σt值不随r/R的变化而变化,其平均值大约为平台巴西圆盘测试值的1.23倍左右。

应用局部应力-应变法计算联轴器膜片疲劳寿命

由于轴线间的角向不对中，联轴器旋转时膜片中产生交变应力，引起疲劳问题。使用中需要考虑其疲劳寿命。本文对六孔圆环形和束腰形膜片，利用有限元方法和薄板弯曲理论建立膜片应力计算模型。引入改进的局部应力－应变法，建立计算膜片联轴器膜片疲劳裂纹形成寿命的模型和方法。定量分析两种形式膜片的应力、附加载荷和疲劳寿命，最后，得出对膜片组设计有参考价值的结论。结论表明，对于设计合理的膜片，其疲劳寿命能满足机组工作要求。

概率局部应力应变法

实际工程中的结构件往往具有多个不确定因素,包括材料、几何、载荷等。这些不确定因素导致构件的局部应力应变响应和疲劳寿命响应具有随机性。因此对低周疲劳分析中的局部应力应变法进行了概率分析。通过基本随机变量将诺伯法中的循环应力应变曲线(迟滞回线)和诺伯公式表示为概率曲线,基本随机变量反映了构件的不确定因素。通过建立近似拟合多项式的方法,求得局部应力应变的随机响应。将应变寿命曲线视为概率曲线,采用随机累积损伤理论,通过同样方法得到疲劳寿命的随机响应。算例表明结果与蒙特卡罗模拟的结果十分接近。该方法是一个简单有效的疲劳寿命概率分析方法。

基于局部应力应变法估算高周疲劳寿命

以往用局部应力应变法计算结构高周疲劳寿命不好的主要原因是在损伤与寿命计算中没有考虑缺口应力梯度等因素的影响。文中利用疲劳缺口系数对应变 -寿命曲线的弹性分量进行修正 ,从而可以较好地反映缺口根部应力梯度等因素对疲劳寿命的影响 ,使得局部应力应变法不仅可适用于低周疲劳寿命分析 ,也可以用于高周疲劳寿命分析。文中给出的方法简单 ,精度较好 。

应用局部应力-应变法估算机械疲劳寿命

对局部应力 -应变方法估算机械疲劳寿命的计算思路和具体步骤进行了阐述 ,并通过试验和计算实例进一步加以说明 .该方法在解决低周随机载荷下的疲劳寿命预计问题方面具有相当的优势 。

基于局部应力应变法的桥式起重机用钢丝绳疲劳寿命估算

为保证桥式起重机的提升作业安全性,以32t×42 m双梁桥式起重机用钢丝绳为研究对象,采用局部应力应变法估算其承载从自由状态到额定载荷的两个载荷步时的疲劳寿命。通过有限元数值算法得到钢丝绳的应力分布,由此确定可能发生疲劳破坏的危险部位在钢丝绳与绳芯接触处,应力大小为1 060.3 MPa,寿命为7 233.6次。根据Manson-Coffin公式,通过平均应力修正,得到基于局部应力应变法的疲劳寿命计算模型,计算得到疲劳寿命为7 937.4次,与有限元数值算法得到的寿命相差8.87%,阐明了局部应力应变法估算钢丝绳疲劳寿命的可行性。

混凝土重力坝局部等效应力法初探

在混凝土重力坝有限元应力分析中,坝踵和坝趾的应力随网格剖分尺寸的减小而急剧增大。针对该问题,提出局部等效应力方法,即对坝基面坝踵和坝趾局部区域进行局部等效处理,坝基面中间大部分区域仍采用有限元计算。通过对坝基面局部等效处理长度进行敏感性分析,认为坝踵、坝趾各取1/6￣1/4坝底宽进行等效处理,可以得到较稳定的等效应力值,坝踵、坝趾处最小单元尺寸应在1/12￣1/8坝底宽。进而基于局部等效应力法分析了坝基变模对坝体变形应力状态的影响,认为局部等效应力法能较好地反映坝基不同变形模量对坝体应力状态的影响。

基于有限元仿真及局部应力应变法的组合式支承辊套内外表面疲劳寿命预测

为了预测冷轧过程中组合式支承辊套内外表面的疲劳寿命,首先根据冷轧过程中组合式支承辊过盈配合面及辊套外表面的应力分布规律确定危险点位置,并应用局部应力应变法预测辊套与辊芯过盈配合面危险点处的微动疲劳寿命和辊套外表面的滚动接触疲劳寿命。在此基础上,利用疲劳寿命分析软件Fe-Safe对热装组合式支承辊辊系表面的应力应变和疲劳寿命进行了模拟。结果表明,辊套外表面危险点位于距离支承辊对称面550 mm处,此处的名义应力幅为836 MPa。辊套与辊芯间的过盈配合面危险点位于距离支承辊对称面550 mm处,此处的名义应力幅为209 MPa。辊套与辊芯间的过盈配合面的疲劳寿命约为辊套外表面疲劳寿命的4倍。从过盈配合面到外表面半径由小变大过程中,对数疲劳寿命呈"n"形分布。

一种测定深部岩体地应力的新方法——钻孔局部壁面应力全解除法

简要回顾了基于钻孔进行地应力测量的几种方法,并指出了这些方法自身存在的局限性。提出了一种测定深部岩体地应力的新方法——钻孔局部壁面应力全解除法。该方法的明显优点是,不需要套钻,而且在确定地应力的主值及其方向时也不需要作任何假定。从理论上讲,该方法将不受测量深度的限制,对于深钻孔是普遍适用的,这将为大陆科学钻探计划中深部岩体地应力测量提供一种新途径。

基于A-F类循环塑性理论的多轴局部应力应变法

提出预测缺口构件疲劳寿命的多轴局部应力应变法。采用Armstrong-Frederick(A-F)类循环塑性理论,描述具有非Masing特性的16MnR材料的循环塑性行为。结合A-F类循环塑性模型和增量式Neuber法,分析比例和非比例加载下缺口根部处的多轴应力应变状态。将局部应力应变应用于基于临界面的多轴疲劳损伤模型,对缺口构件进行疲劳损伤分析和疲劳寿命预测。分析结果表明,基于A-F类循环塑性理论的多轴局部应力应变法,能很好地描述缺口根部处的多轴应力应变状态,疲劳寿命的预测结果与试验数据基本吻合。

局部应力应变法及其设计数据

对单轴载荷下的局部应力应变法进行了研究 ,提出了合理的损伤计算式。并以修正Neuber法为例 ,说明了其寿命估算过程。还提供了 1

局部应力应变法的推广应用

对多轴载荷下的局部应力应变法 ,以及局部应力应变法如何应用于高周疲劳的问题进行了研究。推导出了多轴载荷下的应变

基于局部应力应变法的起重机疲劳裂纹形成寿命评估及影响因素分析

针对起重机疲劳裂纹形成寿命的评估,从裂纹形成微观层面出发,运用局部应力应变法,结合修正Neuber法,建立了起重机疲劳裂纹形成寿命评估算法。以此算法为基础,对影响疲劳裂纹形成寿命的因素进行了研究与分析,得出各影响因素的影响规律和大小,并提出了设计生产建议,对指导实践应用具有现实意义。

基于局部应力应变法的大型港口起重机疲劳寿命估算

基于局部应力应变法理论较为详细地给出了疲劳寿命估算方法和思路,分析研究了动态数据采样与处理方法,并以实例计算说明了其可行性与实用性。

基于局部应力应变法的起重机桁架臂疲劳裂纹形成寿命影响因素分析

以起重机桁架臂疲劳裂纹形成阶段为研究区间,应用局部应力应变法,结合修正Neuber法,建立起重机疲劳裂纹形成寿命评估算法模型,并对影响疲劳裂纹形成寿命的4个主要因素进行分析对比。当材料一定的情况下,应力集中系数对疲劳裂纹的形成寿命影响最大,其次是载荷大小;平均应力对裂纹形成寿命的影响最小,但是仍然能达到15%以上,因此不可忽略。针对影响因素,提出了桁架臂空间结构优化建议和工艺处理改善措施。

基于局部应力-应变法的飞机起落架车架寿命分析

起落架是飞机结构中的重要组成部分,是飞机的主要承力构件,其工作性能直接影响飞机的起飞性能、着陆性能和安全。首次翻修寿命是一个非常重要的安全参数,而飞机起落架车架是决定起落架翻修寿命的关键构件。本文应用局部应力-应变法的原理,研究在循环载荷条件下某起落架的疲劳(裂纹形成)寿命,并对其裂纹形成寿命和出现裂纹后的剩余强度进行了估算,进而从疲劳断裂方面提出了延长该主起落架首次翻修寿命的理论依据。