发动机薄壁盘类零件振动疲劳试验技术研究 被引量：7

1

作者 慕琴琴 由于 燕群 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2020年第5期1993-1998,I0011,共7页

以某发动机薄壁盘类零件为例,采用分析与试验相结合的方法进行了薄壁盘类零件振动疲劳试验方案设计与调试,验证了分析与试验方法的可靠性。并在此基础上,采用共振驻留控制方式进行了振动疲劳正式试验,获取了振动疲劳试验过程中的相关物... 以某发动机薄壁盘类零件为例,采用分析与试验相结合的方法进行了薄壁盘类零件振动疲劳试验方案设计与调试,验证了分析与试验方法的可靠性。并在此基础上,采用共振驻留控制方式进行了振动疲劳正式试验,获取了振动疲劳试验过程中的相关物理参数的变化规律,包括共振频率和等效应力与激振加速度量值及循环数之间的关系,并且验证了高温合金材料在高周振动疲劳服役中的材料硬化等性能,最后得到了该薄壁零件的疲劳寿命。所提出的试验设计方法、试验方法及得出的结论可为发动机薄壁盘类零件振动疲劳性能考核验证及强度性能评估提供一定的参考。 展开更多

关键词 薄壁盘类零件 振动疲劳试验 共振驻留控制方法 疲劳寿命 高温合金

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汽车电子部件振动疲劳试验规范设计 被引量：5

2

作者 周海亭 陈光冶 +1 位作者 林卫东 周炎 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2003年第1期61-63,共3页

本文根据汽车电子部件加速度振动试验要求 ,设计了与实际载荷作用等价的正弦激振载荷幅度与试验时间的关系 ,制定了一套完整的加速振动试验方案并完成了相关实验 ,得到了强化系数K ;对直接采用道路谱信号应用于UD振动台上的试验进行了... 本文根据汽车电子部件加速度振动试验要求 ,设计了与实际载荷作用等价的正弦激振载荷幅度与试验时间的关系 ,制定了一套完整的加速振动试验方案并完成了相关实验 ,得到了强化系数K ;对直接采用道路谱信号应用于UD振动台上的试验进行了设计。整个振动试验设计可指导汽车电子产品试验规范工作 ,具有实际意义和应用价值。 展开更多

关键词 汽车 电子部件 振动疲劳试验 规范设计 包络谱转换 加速疲劳试验 强化系数K值

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液压导管振动疲劳试验不确定度分析 被引量：4

3

作者 邓俊 邓莉 《重庆理工大学学报（自然科学）》 CAS 2013年第9期76-79,共4页

航空液压导管的振动疲劳寿命关系到飞行器的安全,其振动疲劳寿命需要通过试验来验证。介绍了液压导管的振动疲劳试验方法,对施加在液压导管上的静应变和动应变做了详细的不确定度分析,并简要评估了这种不确定度带来的影响。

关键词 液压导管 振动疲劳试验 不确定度

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航空发动机涡轮叶片高温振动疲劳试验的新方法 被引量：11

4

作者 张东明 柳恩杰 《航空发动机》 2005年第1期18-21,共4页

提出了航空发动机涡轮叶片高温(90 0℃)下振动疲劳试验的一种新方法。该方法对叶片采用电感应加热法加热,振动载荷通过电磁振动台施加;解决了采用电感应加热法加热时的一系列问题,如涡轮叶片加温设备选型、感应圈制作、电磁振动台隔热... 提出了航空发动机涡轮叶片高温(90 0℃)下振动疲劳试验的一种新方法。该方法对叶片采用电感应加热法加热,振动载荷通过电磁振动台施加;解决了采用电感应加热法加热时的一系列问题,如涡轮叶片加温设备选型、感应圈制作、电磁振动台隔热冷却、夹具设计、高温振动应力测量以及电磁干扰使振动台难以控制;比较了2种叶片温度测量方法的优劣。 展开更多

关键词 涡轮叶片 高温振动疲劳 电感应加温 航空发动机 振动疲劳试验 高温 电磁振动台 加热法 振动载荷 设备选型

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直升机操纵杆系振动疲劳试验研究

5

作者 刘海涵 周苏枫 +1 位作者 王纯 白春玉 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2023年第6期1270-1276,共7页

针对直升机操纵杆系支座的断裂故障,采用仿真与试验相结合的方法对某型直升机操纵杆系组件进行故障复现,提出一种考虑频率耦合效应的振动疲劳分析方法,为操纵杆系支座结构的抗振动疲劳优化设计提供了数据支撑。通过动力学仿真分析,确定... 针对直升机操纵杆系支座的断裂故障,采用仿真与试验相结合的方法对某型直升机操纵杆系组件进行故障复现,提出一种考虑频率耦合效应的振动疲劳分析方法,为操纵杆系支座结构的抗振动疲劳优化设计提供了数据支撑。通过动力学仿真分析,确定了试验载荷的加载方向和结构危险位置。通过合理的试验规划,分析了不同载荷量级和不同结构特性对系统振动疲劳寿命以及破坏模式的影响。研究结果表明:在考虑频率耦合效应时,结构振动疲劳寿命对载荷量级的敏感性更高,且结构振动的时域响应中会出现明显的强共振区,强共振区在裂纹扩展过程中出现的时机对结构破坏模式有重要影响。 展开更多

关键词 操纵杆系支座 裂纹故障 时频分析 动力学仿真 振动疲劳试验

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宽带随机振动疲劳寿命的频域分析与试验对比研究 被引量：18

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作者 曹明红 邵闯 齐丕骞 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2013年第6期839-844,共6页

介绍了几种常见的宽带随机振动疲劳寿命频域估算方法,包括P.H.Wirsching窄带假设法,Dirlik法,Bi-modal法和简化的Bi-modal法等。并专门设计若干组具有明显双模态响应的悬臂梁随机振动疲劳试验,通过采集到的应变数据获得应力数据,采用上... 介绍了几种常见的宽带随机振动疲劳寿命频域估算方法,包括P.H.Wirsching窄带假设法,Dirlik法,Bi-modal法和简化的Bi-modal法等。并专门设计若干组具有明显双模态响应的悬臂梁随机振动疲劳试验,通过采集到的应变数据获得应力数据,采用上面介绍的各种频域估算方法估算试件的振动疲劳寿命,并与试验寿命比较,以此验证各种频域估算方法的适用性和估算精度。 展开更多

关键词 宽带随机振动 疲劳寿命估算 频域分析 振动疲劳试验

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振动环境下飞机薄壁结构紧固件疲劳寿命研究 被引量：12

7

作者 陈群志 周志强 +1 位作者 张强 孙彦鹏 《机械强度》 CAS CSCD 北大核心 2015年第1期52-57,共6页

列举了飞机薄壁结构紧固件损伤失效故障的典型实例,简要分析了其失效特点与危害性。针对某型飞机机翼前缘襟翼单面连接结构紧固件松动、脱落的故障问题,提出了3种改进方案,并采用拉-拉疲劳试验与振动疲劳试验方法对改进前后的紧固件进... 列举了飞机薄壁结构紧固件损伤失效故障的典型实例,简要分析了其失效特点与危害性。针对某型飞机机翼前缘襟翼单面连接结构紧固件松动、脱落的故障问题,提出了3种改进方案,并采用拉-拉疲劳试验与振动疲劳试验方法对改进前后的紧固件进行了对比试验。为模拟紧固件在振动疲劳载荷作用下的失效模式与失效过程,研制出了冲击振动试验台;初步建立了飞机结构紧固件振动疲劳试验方法。结果表明,在振动疲劳载荷与传统疲劳载荷作用下飞机结构紧固件的失效模式、损伤机理及寿命分布规律有显著差别。依据试验结果,给出了某型飞机机翼前缘襟翼单面连接结构改进的首选和备选方案。 展开更多

关键词 飞机 薄壁结构 紧固件 失效模式 振动疲劳试验 疲劳寿命

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某疲劳振动试验机的有限元建模及动态分析 被引量：3

8

作者 陈增响 钱怡 《江南大学学报（自然科学版）》 CAS 2009年第2期207-211,共5页

为获取疲劳振动试验机的模态参数及其在动态载荷下达到稳态时输出端的应力及应变,采用有限元方法,利用ANSYS软件对一给定结构参数的疲劳试验机进行三维实体建模,并进行模态分析和动态分析,得出了试验机的固有频率和试验机达到稳定振动... 为获取疲劳振动试验机的模态参数及其在动态载荷下达到稳态时输出端的应力及应变,采用有限元方法,利用ANSYS软件对一给定结构参数的疲劳试验机进行三维实体建模,并进行模态分析和动态分析,得出了试验机的固有频率和试验机达到稳定振动状态前输出端节点Y方向位移随时间的变化曲线。该项工作代表了现代机械设计的理念,其结果对工程设计人员具有直接的指导意义。 展开更多

关键词 疲劳振动试验机 有限元模型 模态分析 动态分析

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汽车零部件试验检测方法 被引量：3

9

作者 石晓辉 施全 《重庆工业管理学院学报》 1997年第5期5-11,共7页

简略介绍了汽车零部件的主要试验方法和试验装置。重点叙述了汽车传动系统各总成及车身、车架等总成的试验方法，分析了各种常用试验设备的优缺点。

关键词 发动机 底盘 车身 测功机 机械传动试验台 惯性试验台 静强度试验 振动疲劳强度试验

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某型风扇转子叶片裂纹失效分析 被引量：11

10

作者 卜嘉利 高志坤 +2 位作者 佟文伟 李青 孙佳斯 《航空发动机》 北大核心 2019年第1期12-16,共5页

针对某型风扇转子叶片的榫头工作面及叶身与缘板转接部位在振动疲劳试验后发现的裂纹故障,通过外观检查、断口分析、表面检查、成分分析、金相组织检查、硬度检查和有限元分析,对故障叶片的裂纹性质和萌生原因进行分析。结果表明:故障叶... 针对某型风扇转子叶片的榫头工作面及叶身与缘板转接部位在振动疲劳试验后发现的裂纹故障,通过外观检查、断口分析、表面检查、成分分析、金相组织检查、硬度检查和有限元分析,对故障叶片的裂纹性质和萌生原因进行分析。结果表明:故障叶片2条裂纹的性质均为高周疲劳,A裂纹的萌生与叶片表面的加工刀痕有关;B裂纹的萌生是由夹具和榫头工作面之间的磨损导致。 展开更多

关键词 疲劳裂纹 失效分析 风扇转子叶片 振动疲劳试验 有限元 航空发动机

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航空发动机风扇静子叶片裂纹失效分析 被引量：5

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作者 卜嘉利 高志坤 +1 位作者 牛建坤 曹勇 《航空发动机》 北大核心 2021年第6期91-95,共5页

针对某型航空发动机风扇静子叶片前缘靠近上缘板部位在振动疲劳试验结束后发现的裂纹故障,运用荧光探伤检测、断口宏微观分析、叶片表面划痕来历分析、源区表面检查、材质分析及有限元应力模拟分析等技术手段,对该裂纹的性质及萌生原因... 针对某型航空发动机风扇静子叶片前缘靠近上缘板部位在振动疲劳试验结束后发现的裂纹故障,运用荧光探伤检测、断口宏微观分析、叶片表面划痕来历分析、源区表面检查、材质分析及有限元应力模拟分析等技术手段,对该裂纹的性质及萌生原因进行细致分析。分析结果表明:故障风扇静子叶片裂纹的性质为高周疲劳,裂纹断口疲劳起源于叶片叶盆侧前缘靠近上缘板基体表面划痕处,呈多源线性起始特征。疲劳源区距前缘距离约为2.3 mm,疲劳源区表面未见明显冶金缺陷,疲劳裂纹的萌生与叶片表面划痕有关。建议严格控制振动光饰机中磨粒棱边的圆滑度,不应存有锋利棱角,避免在振动光饰时磨粒划伤叶片表面,降低叶片表面完整性,在叶片划伤部位出现应力集中现象。 展开更多

关键词 风扇静子叶片 振动疲劳试验 疲劳裂纹 振动光饰 有限元分析 失效分析 航空发动机

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