基于模态叠加法的焊接结构疲劳寿命预测方法研究

针对焊接结构疲劳寿命预测,从动力学的角度提出了一种基于模态叠加法的动态结构应计算方法,并验证了其可行性与正确性,该方法以时变载荷作用下焊接结构的动平衡为基础,考虑结构自身振动加速度对用于评价焊缝疲劳寿命的结构应力的影响,实现了动态载荷下焊接结构的动态结构应力计算,有效地拓宽了主S-N曲线疲劳预测方法的应用领域。

结构疲劳寿命及可靠度的神经网络预测方法

基于疲劳曲线,考虑应力范围的随机性,获得了结构疲劳寿命所服从的分布,计算出期望寿命的可靠度.采用人工神经网络后向传播BP模型,把应力范围与所期望的疲劳寿命作为输入节点,期望疲劳寿命的可靠度作为输出节点;或者把应力范围与所期望的可靠度作为输入节点,期望可靠度下的疲劳寿命作为输出节点,进行网络学习,建立应力范围、结构疲劳寿命及可靠度之间的关系,用于预测某应力范围下所期望可靠度的疲劳寿命,或者所期望疲劳寿命的可靠度.通过具体算例表明该方法正确,精度满足工程要求.

一种新的结构疲劳寿命分析的概率-模糊-区间混合模型

为解决混合变量下的结构疲劳寿命分析问题,建立了同时含有概率、模糊、区间变量的结构疲劳寿命分析模型,采取对模型中的模糊变量取截集的方法,使模糊变量退化为相应的区间向量,相当于将问题化为仅含有随机变量和区间变量的结构疲劳寿命分析问题。依照概率和非概率寿命分析方法得到在截集水平α下的随机变量为自变量的疲劳寿命下限估计值表达式,采用数值积分的方式得到只含有随机变量的结构疲劳寿命上、下限值表达式,最后根据概率疲劳寿命分析方法可以得到一定置信度下的寿命上、下限值。算例结果表明:本文方法能够解决含概率-模糊-区间混合变量的结构疲劳寿命分析问题,不仅拓展了非概率在疲劳寿命分析中的应用范围,也是对非概率疲劳寿命分析方法的理论补充。

基于响应面的结构疲劳寿命6σ稳健优化设计

针对结构疲劳寿命离散性较大的问题,将响应面法、6σ稳健设计与疲劳寿命设计相结合,提出一种提高结构疲劳寿命稳健性且减轻结构质量的方法。该方法先用对设计参数进行拉丁超立方采样,用有限元法计算结构疲劳关键点处的平均应力和对称应力谱;然后采用Miner法求出结构关键点处的疲劳寿命,构造出疲劳寿命的响应面模型;最后基于响应面模型对结构进行疲劳寿命的6σ稳健优化设计。对某型搅拌车副车架进行了疲劳寿命稳健优化设计的结果表明,该方法在保证副车架疲劳寿命可靠性满足设计要求的基础上,有效提高其疲劳寿命的稳健性,减轻其结构质量。

结构疲劳寿命分析软件的开发及应用

采用VC ++和Matlab混合编程开发出了一套界面友好、可移植性强的结构疲劳寿命分析软件

考虑焊点不确定性的车身点焊结构疲劳寿命优化

基于区间优化的方法,构建了考虑焊点不确定性的TS、MTS两种点焊结构的疲劳寿命不确定性优化模型。采用修正的Manson-Coffin公式作为点焊结构的疲劳寿命计算公式,同时考虑工艺中焊枪落点的不确定性,将焊点的位置坐标作为区间变量,通过对焊点坐标进行区间优化,获得结构疲劳寿命最大时的焊点坐标。给出了相应标准焊接结构试样疲劳寿命的上下界,为工程实际中点焊结构的疲劳寿命极限的分析及最优设计提供了计算工具。

基于神经网络的结构疲劳寿命仿真的研究

疲劳是一个相当复杂的过程 ,受大量难以监控的因素影响。目前的疲劳寿命估算基本是采用传统的经验公式 ,计算程序复杂 ,精度低 ,试验成本高。随着人工神经网络的迅速发展 ,使用人工神经网络对疲劳寿命计算成为可能。该文通过对疲劳寿命的影响因素分析 ,采用改进的BP网络对疲劳寿命计算进行仿真 ,仿真结果表明这种方法对疲劳寿命估算是可行的 ,并且有很好的精度。

起重机钢结构疲劳寿命研究

起重机能使物料的竖直运输和水平运输更加的便捷,能够应用在狭小的建筑工地上,是很重要的施工机械,但是它也很容易发生安全事故问题。比如塔式起重机,它容易发生事故的方面就是塔身、起重臂、平衡臂金属结构。因为在塔式起重机中,交变载荷是由塔身和起重臂来承受的,会造成疲劳破坏。根据相关规定,要对起重机钢结构进行强度计算、刚度计算和疲劳的强度计算。

基于有限元法的轿车车身结构及焊点疲劳寿命分析

以某型轿车车身为例,建立车身的有限元模型,在对车身进行了单位激励下的冲击响应分析并得到应力应变分布结果的基础上,利用M iner损伤累积准则,在MSC.Fatigue软件中对车身的疲劳寿命进行仿真分析,估算出该型车在D级路面上行驶时的结构及焊点疲劳寿命,分析结果显示出的危险部位与实车实验基本一致。

结构疲劳寿命分析的模糊凸集模型

针对刚性凸集模型在表达实际参数不确定性时的局限,提出了寿命参数的模糊集合模型及寿命估计方法.根据区间模型的内切和外接椭球确定了模糊集合边界的内、外缘及超椭球尺度参数的隶属函数,建立了疲劳寿命估计的模糊约束集.提出了基于Taylor二次展式和Lagrange条件极值法的寿命估计方法,构建了疲劳寿命的模糊极大集和模糊极小集.给出了模糊凸集约束下疲劳寿命极值求解的模拟算法.通过工程算例,对模糊凸集方法、凸集方法和概率方法进行了比较,结果表明,当统计数据缺乏时,模糊集合方法更贴切实际,计算结果更准确合理,是对凸模型方法和概率方法的发展和完善.

腐蚀条件下新型胶体密封剂对典型飞机结构材料疲劳性能影响

针对飞机结构密封防水问题,研制了一种新型胶体密封剂。采用加速模拟环境方法,考核验证了这种胶体密封防水新技术的腐蚀防护性及其对典型飞机结构材料疲劳性能的影响。试验结果表明,与常规环境下原始疲劳寿命相比,随加速腐蚀周期增加,典型飞机结构材料疲劳寿命大幅度降低,而涂敷新型胶体密封剂后其疲劳寿命没有明显变化。新型胶体密封剂具有良好的密封防水、防腐功能,能够有效地抑制或减缓水分、腐蚀性介质的侵入,明显提高了典型飞机结构材料的抗环境腐蚀品质,适用于解决飞机结构密封防水问题。

Silver Bridge坍塌事件--焊接疲劳缺陷惹的祸

生活中人们经常和“疲劳”打交道,小到铁丝断裂、自行车链条损坏;大到飞机失事、桥梁倒塌、船舶沉没,都是“疲劳”在作祟。而焊接结构由于焊接缺陷的存在,更易发生疲劳失效。由钢结构搭建而成的Silver Bridge就曾因为疲劳失效而坍塌,给人们带来血与泪的教训。因此,掌握焊接结构疲劳寿命的计算和延长寿命的方法,才能够让焊接结构更安全、更可靠地为社会发展做贡献。

某型飞机翼身主交点框下部疲劳寿命试验

介绍了某型飞机翼身主交点框下部疲劳寿命的试验方法及其结果, 还介绍了考虑预加高载对结构疲劳寿命影响的元件疲劳寿命试验。文章指出, 随着飞机使用范围的扩大, 环境影响引起的材料腐蚀损伤已成为飞机机体结构的致命杀手。在主交点框下部发生的环境腐蚀疲劳裂纹问题就是一个实例, 必须引起飞机总设计师和广大设计人员的重视。

我校承担的民用新支线飞机疲劳寿命试验项目通过验收评审

2006年3月22日，我校首次承担的民用新支线飞机机身典型结构疲劳寿命试验项目顺利通过了验收评审。评审会由空天科学技术研究院副院长汪海教授主持，中国一航第一飞机设汁研究院副总设计师郑晓玲研究员担任验收评审组组长，来自中国一航一飞院和上海交通大学的22名专家和科研技术人员参加了会议。评审组对上海交通大学所做的“AIU21飞机长桁接头疲劳品质及长桁排水孔疲劳寿命试验”项目给予了高度评价，

关于IACS《改进疲劳性能的船体结构钢认可指南》的技术通告

结构材料的疲劳性能对于船舶结构疲劳寿命有很大的影响。自CSR规范实施以来，大型船舶结构的节点疲劳性能越来越受到重视。船用耐疲劳钢是基于常规船体的结构钢，采用优化的冶炼、轧制等生产工艺以改进和强化钢材组织的特殊材料，因此除满足常规船体结构钢的性能要求外，还具有优良的耐疲劳性能，可使结构件在长期使用过程中抑制疲劳裂纹萌生和扩展。

基于分段函数的结构动应力谱分布估计方法

以某型动车组制动吊座的疲劳关键点为例,采集并处理其动应力数据,得到其实测动应力谱;针对等组距直方图不能满足动应力谱分布估计的问题,提出非等距分组的方法。分别使用工程领域常用的截尾正态分布函数、对数正态分布函数和威布尔分布函数以及色谱领域常用的Giddings分布函数进行实测动应力谱的分布拟合,结果表明：单一使用某一分布函数得到的分布拟合结果不能通过卡方检验,且截尾正态分布函数的拟合精度最低;Giddings分布函数对前6组数据拟合得较好,威布尔分布函数对中间组（7～12组）数据拟合得较好,对数正态分布函数对尾部（13～17组）数据拟合得较好。因此根据不同分布函数在不同谱级段体现出的拟合优势,构建分段函数分布模型,并顺利通过了卡方检验。基于分段函数分布模型得到的结构动应力谱的Miner线性累积损伤与实测谱损伤的总体走势一致,且其每级损伤均大于实测谱损伤,从而得到对结构疲劳寿命做出偏安全的预估。

板试件疲劳试验夹具设计及使用经验

为了充分利用因华东船舶工业学院结构实验室的MTS结构试验系统,自行设计制作了一套板试件夹具。经过20多个拉伸试件和近80个疲劳试件的试验考验,达到了设计要求。本文总结了夹具设计及其使用中积累的一些经验。

基于ANSYS汽车变速箱主轴的疲劳分析

应用疲劳损伤累积理论,对轻型汽车变速箱主轴的疲劳强度进行了分析和研究,利用ANSYS软件的通用疲劳分析模块对轴进行了结构疲劳分析。

振动处理技术对焊接构件疲劳特性的影响

本文是在考虑焊接残余应力对结构疲劳寿命存有不利影响的基础上,通过大量的试验,提出了可用 VSR 振动处理技术提高焊接构件的疲劳寿命;给出了振动处理工艺参数的选取原则,经过焊接管节点的试用,证明了 VSR 技术可以提高结构疲劳寿命1倍以上。该技术简单方便、适用性强,是提高结构疲劳寿命,减少应力腐蚀的一条新途径。

激光冲击处理降低铝合金裂纹扩展速率的研究

采用 3.0mm厚的LY12 (2 0 2 4 )T6 2薄板制作成紧凑拉伸试件 ,在试件的预制裂纹延长线上进行三次搭接激光冲击处理 ,然后进行裂纹扩展速率试验并与未处理试件进行对比。由于激光冲击处理产生的强化效应在裂纹扩展路径上存在区域差别 ,所以裂纹扩展速率无法进行Paris公式拟合 ,但在整体上能大大降低裂纹扩展速率 ,在某些强化区还能明显提高应力强度因子门槛范围值。