振动载荷加载下功率模块的响应与疲劳寿命预测

针对功率模块焊料层在振动载荷加载下的可靠性问题,建立了三组分别采用SAC305、Sn63Pb37、Ag3.5Sn96.5材料芯片焊料层的功率模块模型,使用振动分析仪、加速度传感器等验证模型的合理性。并利用有限元仿真软件对不同模型进行模态分析、谐响应分析以及随机振动分析。选择基于高斯分布的Steinberg模型和Manson经验高周疲劳关系式,结合线性疲劳损伤累积准则,对三组不同材料芯片焊料层功率模块进行振动疲劳寿命预测。结果表明,在一阶固有频率和五阶固有频率处,不同材料功率模块均易出现共振现象。焊料层的材料对固有频率无影响,施加激励的方向对焊料层承受应力的大小有重要影响。三种材料SAC305、Sn63Pb37、Ag3.5Sn96.5焊料层的振动疲劳寿命分别为8.97×105 h,6.39×105 h,1.98×104 h。

基于物理统计模型的车载IGBT振动疲劳寿命评估研究

在新能源乘用车车载环境中,受路面不平整度和发动机转动的影响,IGBT模块面临着振动疲劳失效的风险。为保证IGBT模块在使用过程中的可靠性,对其振动疲劳寿命进行评估具有重大意义。IGBT模块内部结构复杂,无法直接对其进行纯物理模型上的振动疲劳寿命评估。为此,文章提出了一种IGBT模块振动疲劳寿命的评估方法,其首先通过加速试验获取IGBT模块在高振动量级下失效的寿命数据;再基于威布尔分布的寿命分布统计模型获得模块在实际工况下的可靠性寿命分布,进而获取模块在实际应用中的可靠性寿命数据。试验结果表明,该方法可以有效预估IGBT模块在批量投入使用过程中的失效率,为合理管控应用风险提供保障。

航空发动机压气机叶片振动疲劳寿命与af值的关系

以某型航空发动机低压压气机2级转子叶片一阶弯曲振动时不同af值(叶尖振幅与叶片固有振动频率乘积)及相应的振动疲劳寿命的试验结果为出发点,建立了叶片振动疲劳寿命与af值的关系,所得关系与传统的S-N关系相比,既不是幂函数也不是指数函数。叶片振动疲劳寿命与af值关系的建立,一方面提供了确定叶片振动疲劳寿命的可能,另一方面提供了研究材料多轴高周疲劳行为的新途径。

反应堆GGR系统辅助管系稳态振动评估与振动疲劳寿命分析

根据美国机械工程师标准(ASME-OM-S/G2000)规范及法国电力公司(EDF)标准振动评估方法,提出一套用于核电站小支管振动评估及振动疲劳寿命分析的方法,应用该方法对国内某核电站汽轮机润滑顶轴盘车(GGR)系统的辅助小支管振动问题进行评估研究,并计算了小支管系统的允许有效速度。根据振动速度的测量和计算结果进行敏感性评估;采用响应谱计算方法对管座处的应力水平进行计算,并与允许振动交变应力进行比较;采用瞬态动力学方法对管座处的应力时程响应进行计算,根据Miners线性损伤累积模型对管座的振动疲劳寿命进行评估。结果表明谱响应计算得到的振动交变应力幅值高于评估准则的振动交变应力允许值,该管线属于振动敏感管线;而通过瞬态振动寿命计算得到稳态振动疲劳寿命远远高于设计寿命,有较大的安全裕量。

基体温度对TC11钛合金EB-PVD修复层组织及振动疲劳寿命的影响

为了研究温度对修复层性能的影响,采用电子束物理气相沉积（EB-PVD）技术在TC11平板试样上制备了修复层,利用X射线衍射仪（XRD）、扫描电子显微镜（SEM）和能谱仪（EDS）研究了不同温度下修复层的成分及组织形貌变化,并通过振动疲劳试验等方法研究了温度对修复层振动疲劳寿命的影响。结果表明：在600~800℃进行修复时,修复层为柱状晶组织。修复层的致密性随温度升高而变大,这种变化也会影响修复后试片的振动疲劳性能,修复层柱状晶结构间隙处形成的裂纹源会造成试片疲劳性能的下降。

振动疲劳寿命分析在主镜支撑结构设计中的应用

通过随机振动峰值应力响应考核空间相机在随机振动环境下主镜支撑结构的可靠性存在一定的局限性。本文针对主镜支撑结构在随机振动试验中出现断裂的现象,采用振动疲劳寿命分析对结构的可靠性进行考察,提出了应用数值仿真技术预测结构随机振动疲劳寿命的方法。根据有限元和随机振动疲劳相关理论,采用振动疲劳分析软件对某空间相机支撑环柔节进行了随机振动疲劳分析,计算了疲劳寿命的大小及分布。比较仿真和随机振动试验结果表明,采用振动疲劳寿命评价随机振动环境下结构的可靠性是合理的,利用数值仿真技术预测结构的随机振动疲劳寿命是可行的。

一种连接器振动故障分析

目的 分析得出轴向弹性触碰式连接器内导体失效的主要原因。方法 以某机载电子模块的连接器在功能振动试验后出现的故障为研究对象,对其进行目测检查、随机振动仿真分析和受力分析,定位故障原因,随后结合应力应变关系公式、高斯区间法和Miner累积损伤定律,推导内导体的疲劳寿命计算公式。结果计算得到内导体自身的振动响应应力仅为0.26 MPa,不足以产生疲劳破坏,但在振动激励下,连接器随模块的振动位移较大,超出了连接器的间隙容差范围,致使受压的内导体端面出现较大的往复动摩擦力,而摩擦力引起内导体根部的应力(250.13 MPa)超过了材料的疲劳极限,内导体有疲劳断裂的风险。进一步计算出内导体的振动疲劳寿命为0.67 h,小于功能振动试验时间,证实是振动位移引起的摩擦导致了内导体的疲劳断裂。结论 轴向弹性触碰式连接器必须要重视摩擦力的危害,提高模块的安装刚度,可以有效地提高连接器的可靠性。

点焊结构在随机振动环境下的疲劳寿命研究

在叙述振动疲劳寿命频域法中的Dirlik方法的基础上,根据模态试验修正有限元模型,采用有限元方法对点焊结构进行随机振动疲劳寿命预测。分析了不同PSD谱型对随机振动疲劳寿命的影响。结果表明:同一振动量级下,处于第1阶固有频率段的PSD幅值增加,随机振动疲劳寿命呈现明显下降趋势;在白噪声加速度功率谱作用下,功率谱密度幅值保持不变的条件下,随着带宽的增加,随机振动寿命呈现减小趋势,第1阶模态频率与第2阶模态频率间的非共振区频率段对随机振动疲劳寿命的影响是不可忽略。

含裂纹梁的模态与振动疲劳寿命分析

基于传递矩阵法和Paris公式,提出一种对含初始横向裂纹悬臂梁进行模态和振动疲劳寿命分析的理论方法.采用无质量弯曲弹簧来等效横向裂纹,弹簧刚度通过裂纹引起悬臂梁的局部柔度来表述,则整条悬臂梁被离散成弯曲弹簧连接的两段完整梁.根据Euler-Bernoulli梁理论,采用更精简方法推导出悬臂梁的特征传递矩阵,分析裂纹参数对悬臂梁前五阶模态的影响.通过同步分析法使得裂纹梁模态和疲劳裂纹扩展分析同时进行,采用Paris公式模拟疲劳裂纹的扩展速率,研究悬臂梁根部区域裂纹参数对悬臂梁振动疲劳寿命的影响.结果表明,疲劳裂纹对悬臂梁的各阶模态和振动疲劳寿命的影响很大,且悬臂梁根部区域的任意位置都可能发生疲劳断裂.

某车载油箱在随机振动环境下的疲劳寿命研究

目的针对某车载油箱高周疲劳寿命难以预测问题,研究该设备在随机载荷环境下的疲劳寿命。方法首先通过模态试验得到油箱固有频率及振型,然后利用Solidworks建立该车载油箱的仿真模型,在ANSYS Workbench软件中进行模态分析、随机振动分析、谐响应分析。最后利用ANSYS Workbench软件中的nCode SN Vibration(DesignLife)模块,在随机振动疲劳寿命频域分析法基础上,通过nCode模块中的Narrowband法进行油箱在多个加速度功率谱密度下的疲劳寿命研究。结果该油箱在约束模态试验和仿真分析下所表现的动力学特性基本相同,油箱纵向为振动严酷方向。在已知加速度功率谱密度下,油箱疲劳寿命随低阶固有频率处功率谱密度幅值的增加而降低,但油箱薄弱部位始终保持不变。结论建立的仿真模型准确,可为油箱优化设计及后续油箱疲劳试验提供参考。

基于虚拟样机的电子产品振动疲劳寿命评估方法

为研究随机振动对电子设备元器件寿命的影响,应用虚拟样机技术与随机振动疲劳模型,评估器件及电路板的随机振动疲劳寿命。重点介绍了基于虚拟的电子产品随机振动疲劳寿命的虚拟评估方法的具体流程,并以具体电路板为例进行了随机振动疲劳寿命分析。

激光冲击强化对异种不锈钢焊接接头振动疲劳性能影响的分析

研究了1Cr14Ni3W2VB/1Cr18Ni9Ti异种不锈钢手工钨极氩弧焊对接接头的激光冲击强化技术,对比分析了不同的激光冲击强化参数对于试验件显微硬度、残余应力、显微组织和振动疲劳寿命的影响。结果表明,激光冲击强化后,试样表面压应力明显增加,最大可达259 MPa,且距表面约1 mm深度内均为残余压应力。距试样表面1 mm深度内均为残余压应力。随着激光冲击强化能量增加,激光冲击强化试样的残余压应力呈增大趋势。特别是8 J激光冲击强化后,焊缝热影响区的晶粒细化效果明显,显微硬度显著增加,试样振动疲劳寿命与未激光冲击强化试样相比增加了2.57倍。将该技术应用到某型航空发动机压力传感器壳体的修理上,保障了该压力传感器的使用可靠性。

材料与载荷随机性影响下管路结构振动疲劳可靠性分析方法

为应对振动环境下管路结构高可靠性寿命评估问题,建立材料、载荷等底层因素随机性模型,并考虑随机性传递、综合作用,获得管路结构振动疲劳寿命可靠性分析模型。以典型材料试验结果及单自由度时域系统,证明了随机性模型的适用性及寿命模型的高效性。以液体火箭发动机典型管路结构为分析对象,评估其高可靠性寿命。分析结果表明:在试车振动载荷作用下,管路结构振动疲劳寿命符合对数正态分布,且寿命存在较大的分散性;所考虑的随机因素中,材料疲劳性能对寿命分散性的影响较大;对管路结构,在确定性寿命的基础上,应考虑至少不小于5倍的寿命缩减系数,以覆盖载荷及材料的随机性影响而获得其高可靠度振动疲劳寿命。该研究为液体火箭发动机可重复使用技术发展提供重要技术支撑。

振动加速因子试验方法研究

为了快速获得准确的加速因子,在对Palmgren-Miner疲劳累积损伤原理和随机振动宽、窄带应力作用下累积损伤分布特点研究的基础上,推导出随机振动应力作用下的加速因子计算方程,以此作为加速寿命方程同时结合加速寿命试验理论,设计并实施了样件的加速寿命试验。通过对试验数据的weillbull模型验证和最小二乘数据处理,获得了样件材料的振动加速因子。该试验方法为其他材料的加速因子的试验获取和环境振动试验条件的制定提供实践和理论指导。

深沟球轴承振动和噪声控制及相关技术探讨

介绍了轴承振动、噪声的产生机理 ,提出了控制轴承振动、噪声的方法 ,分析了低噪声轴承试制生产的测试结果 ,对轴承的振动寿命、噪声寿命和噪声的测量方法进行了探讨。附图 1幅 ,表 4个 ,参考文献 3篇。

多轴向与单轴向随机振动疲劳试验对比研究

首先进行了多轴向与单轴向振动疲劳的理论分析,指出了二者之间存在的差异;然后对典型试件分别进行了多轴向同时振动、单轴向振动以及单轴向依次振动疲劳试验,并且对试验结果进行了对比研究。结果表明:与单轴向振动相比,试件在多轴向同时振动环境中的疲劳失效时间、裂纹源的位置以及裂纹扩展方式均存在差异,多轴向同时振动更容易使结构产生疲劳损伤,具有更短的失效时间。从而证明了开展多轴向振动试验的必要性。

某机载电子设备风机振动故障分析

文中针对某机载电子设备风机出现停转的情况,进行研究分析。首先定位故障原因是风机导线断裂,然后通过随机振动仿真分析得出导线的应力分布,接着计算出导线疲劳寿命,证实是振动导致了导线断裂,最后提出了改进措施,并采用了试验验证其可行性。

常幅值疲劳数据与随机疲劳数据的等效

为了得到随机环境下的疲劳寿命数据,基于Bendat法和Miner线性累积损伤,将常幅值疲劳数据转化为等效随机疲劳数据,并与文献中的随机疲劳数据进行对比,有较好的拟合结果。根据此方法,计算得到飞机结构中典型材料的随机疲劳数据,与文献中随机振动下耐久性试验数据相差不大。此法可以得到随机疲劳寿命数据,从而对随机振动疲劳进行快速评估,对结构设计有一定的参考意义。

筋的截面形状对薄壁结构振动疲劳性能的影响

筋条的截面形状对薄壁结构的振动疲劳性能具有重要影响。对L型和T型加筋薄板进行振动试验,研究固支条件下L型筋和T型筋对薄板频率和振动疲劳寿命的影响,并从理论角度分析其原因;利用MSC有限元软件研究在正弦分布载荷下六种不同截面形状(矩形、L型、T型、I型、Z型、∏型)的筋条在给定边界条件(固支、简支)下,对薄板的频率、应力和振动疲劳寿命的影响,并对加筋板的寿命进行预测。结果表明:六种加筋构型中,Z型加筋板的第一阶固有频率最大,加筋板Von Mises应力最大点出现在同样的位置;固支条件下,加筋板的破坏位置在板的左右两侧,Z型加筋板寿命最长;简支条件下,破坏位置出现在板的中央,L型加筋板的寿命最长。

某型机载模块的随机振动疲劳分析

为研究随机振动条件下某型机载模块的疲劳特性,推导了功率谱密度下结构振动疲劳寿命的一般表达式,并利用高斯三区间法对其进行了简化,同时考虑了振动试验中随机信号削波处理对应力幅值概率分布的影响。随后通过有限元仿真,分析了结构振动疲劳破坏与模态振型的关系,获得了给定振动条件下疲劳危险位置的动态响应,最终给出了模块的振动疲劳寿命。计算得到的机载模块疲劳寿命和失效位置与耐久试验结果符合较好。