疲勞強度分析的案例
6110 曲軸殘余應力數值模擬及疲勞強度分析
6110 曲軸殘余應力數值模擬及疲勞強度分析------- 吉大碩士論文
軸疲勞.rar
汽輪機轉子疲勞強度理論研究現狀與展望
汽輪機轉子疲勞強度理論研究現狀與展望
荊建平，孟光
(上海交通大學國家振動、沖擊和噪聲重點實驗室，上海200030)
摘要：對目前汽輪機轉子疲勞強度理論的研究現狀進行了綜述，分析了汽輪機轉子疲勞強度理論的局限性和存在
的問題，并對當前的損傷力學理論進行了簡要的介紹，闡述了將損傷力學理論應用于轉子疲勞強度分析的優越性。
最后，就汽輪機轉子疲勞強度的損傷力學研究進行了展望。
汽輪機轉子疲勞強度理論研究現狀與展望.pdf
基于SiPESC平臺焊接結構疲勞強度分析——應力篇
疲勞分析背景
機械構件的連接多采用焊接結構，在實際工作中構件承受復雜的交變載荷，容易發生疲勞破壞。構件的焊接接頭由于存在焊接缺陷、應力集中和殘余拉伸應力等，在承受交變載荷時的疲勞強度一般都低于母材的疲勞強度，疲勞破壞總是集中在焊縫區域，因此，焊縫處是工程設計人員在進行疲勞評估時的重點分析部位。在評估過程時應力選擇和SN曲線（應力壽命曲線）選擇極為重要。
焊接接頭的疲勞破壞模式有兩種，一種發生在焊根B處一種發生在焊趾A處。
彎曲工況下車輪強度、疲勞分析方法對比
1.6材料參數
輪輻、輪輞的材料參數如下表1所示
2 邊界條件
2.1模型1、2彎曲工況強度分析邊界條件
根據車輪彎曲疲勞試驗的工作原理 [2],因為車輪內輪輞邊緣部分被試驗臺夾具壓緊固定，不能旋轉和移動，所以對內輪輞邊緣施加全約束，即六個自由蘇全部被約束。車輪承受的彎矩是通過加載軸施加的，在加載軸的自由端施加沿y、z方向施加隨時間變化的兩個力，該力的大小等于車輪試驗彎矩除以加載軸的長度：
其中，M為試驗彎矩載荷，L為加載軸長度，t為加載時間。
2.2模型3、4、5彎曲工況強度分析邊界條件
約束車輪內側邊緣6個方向的自由度[2]，在連接件與輪輻之間的5個螺栓上施加預緊力Fp=T/kd，其中T為螺栓的擰緊扭矩，k為汽車常用擰緊扭矩系數，d為螺栓的螺紋直徑。在加載軸的自由端沿y、z方向施加隨時間變化的兩個載荷：
2.3彎曲工況疲勞分析邊界條件
模擬車輪回轉彎曲疲勞試驗，計算車輪回轉彎曲疲勞壽命，螺栓安裝孔附近應力集中比較嚴重，最大Von Mises應力超過材料屈服強度。車輪實際安裝狀態下安裝孔附近一般不具強度風險，故不對此處靜強度及疲勞壽命做重點考察。
3 分析結果
3.1強度分析結果
考察螺栓孔附近、輪輻拉伸位置、通風孔附近的von Mises應力,如下圖5所示。
3.2疲勞分析結果
考察輪輻拉伸位置、通風孔附近的疲勞壽命如下圖6所示。
展開 
基于FKM 規范的靜強度及疲勞強度評估解決方案
（6）
報告生成
基于FKM規范，進行構件或焊縫的靜強度或疲勞強度評估，對應分析的中間數據和過程及結果數據將通過報告自動生成得到，以供校核和評審使用。
7/27 Ansys nCode DesignLife 振動疲勞分析
常規的疲勞強度分析方法一般僅處理工作載荷中“相對”靜載荷部分的疲勞問題，可視為靜力學處理方法。實際上，相當多的結構部件同時承受靜態及動態交變載荷的作用，當結構所受動態交變載荷(如振動、沖擊、噪聲載荷等)的頻率分布與結構固有頻率分布具有交集或相接近時，結構產生共振，進而導致疲勞破壞，此時則應當考慮振動疲勞。振動疲勞破壞機理與靜態疲勞破壞基本一致。
本次直播介紹振動疲勞分析相關理論基礎以及Ansys nCode DesignLife中開展振動疲勞分析的方法、流程及Demo。
展開 Fe-safe Verity焊縫疲勞分析簡介
Verity焊縫疲勞分析的必要性
焊接連接是工業領域上非常常見的結構連接方式，在結構設計中具有非常重要的地位，因此焊接的結構強度和疲勞強度都非常重要。一般情況下，平板焊接鋼結構焊縫的屈服強度和抗拉強度都不低于其母材，但是焊縫的疲勞強度卻遠遠低于母材的疲勞強度，焊縫失效的主要形式為疲勞，所以焊縫疲勞強度分析十分必要。焊縫的抗疲勞性能很大程度上取決于焊縫的宏觀和微觀幾何形狀，影響焊縫疲勞強度得因素很多，比如動態應力，平均應力，焊接殘余應力等。
傳統的焊接疲勞分析方法是通過有限元分析軟件來計算焊縫處的應力，然后根據焊接結構的不同類型定義應力壽命S-N曲線來計算焊縫的疲勞壽命。一般來說，有限元網格的大小直接影響仿真分析的結構應力結果，特別在應力集中位置（焊接位置通常有應力集中），其影響更大，因此傳統焊接疲勞分析方法無法準確預測焊縫處的疲勞壽命。
2006年最新版本的Fe-safe引入了一個全新的“Verity”模塊，可以很好地解決上述問題。該模塊的核心技術來源于美國著名的科技研發公司Battelle的JIP（Joint Industry Project）項目研究成果，該研究成果“Mesh-insensitive Structural Stress Method”是在通用有限元分析程序計算結果基礎上，針對板殼、實體等結構連接形式，專門開發計算等效Structural Stress的程序，使得最后的應力計算結果不具有網格敏感性，即在不同網格尺寸下都能獲得精確一致的疲勞仿真結果。
二. Verity焊縫分析介紹
Verity的等效結構應力法是一種新型焊接結構疲勞壽命預測技術, 可廣泛應用于不同工業領域的各類形式焊接承載部件的焊趾疲勞分析, 如壓力容器、管道、海上平臺、船舶、地面車輛等結構的管件及平板焊接接頭。該方法主要基于以下2項關鍵技術:
1.
展開 一個帶快開結構的設備疲勞分析實例
5.計算結果分析
經計算得到的快開結構局部模型應力強度分布云圖（如下圖1所示）：應力強度最大值發生在楔塊接觸對上，最大值為655.544MPa，楔塊接觸對為可更換件，后續應力評定時，對此件不做評判；鎖圈上應力最大值發生在鎖圈凸臺與鎖圈本體交界處（如下圖2所示）：最大值為416.249MPa；封頭側法蘭應力最大值發生在法蘭凸臺與法蘭本體軸向交界處（如下圖3所示）：最大值為235.261MPa；筒體側法蘭應力最大值發生在法蘭凸臺與法蘭本體交界處（如下圖4所示），最大值為230.966MPa。
6.強度與疲勞評定
強度部分的評定就不再贅述了，疲勞部分的評定：整個設備在設計壓力Pc=0.4MPa下的應力強度最大值發生在楔塊接觸對上，楔塊接觸對為可更換件，故疲勞強度分析不對此部件進行評定；其次應力強度最大值發生在鎖圈凸臺與鎖圈本體交界處，取該點在下列載荷步工況下的應力強度值進行疲勞分析，只要該點交變應力幅小于本設備要求的工作循環次數對應于JB4732-1995圖C-2中的應力幅值，本設備即滿足疲勞強度要求。
載荷步由鎖圈對法蘭施加的預緊力和內壓力兩部分構成，預緊力以卡緊時的過盈量經驗值計算，壓力載荷為0~0.32 MPa之間循環：
內壓 P=0.32MPa
載荷循環次數（N） 14600 次
經計算，在工作壓力作用下應力最大值發生在鎖圈凸臺與鎖圈本體交界處，最大應力強度值為333.146MPa。故Salt’=333.146/2=166.573MPa
在疲勞分析計算中，考慮到設計疲勞曲線圖中給定的材料彈性模量與所用材料彈性模量的不同，按下式對求得的交變應力幅Salt值進行修正。
展開 《汽車結構剛強度及疲勞分析》專業教材
本教程包含了結構分析的相關知識要點，從網格劃分開始，到線性分析、非線性分析、疲勞分析等。前處理使用了ANSA(僅網格劃分)、HyperWorks(網格劃分、NASTRAN、ABQUS)、ABAQUS、nCode相關CAE分析軟件。其中針對汽車CAE結構開發中的分析要求進行了匯總整理，隨著時間推移其中一些分析方法有可能已更新，但還是有參考價值。雖然使用HyperWorks中的ABAQUS能夠解決汽車結構分析的很多問題，但是直接使用ABAQUSCAE能夠更明確其中的原理，建議在HyperMesh完成前處理，在ABAQUSCAE中完成分析模型搭建。僅僅完成分析是不夠的，同時需要具備堅實的理論基礎和試驗經驗。本教程的首要目的是積累學習過程中的知識點，方便于后續查閱，其次幫助自己梳理知識架構，能夠對整體進行把控，最后是讓自己養成一個習慣。以上也是每個人學習過程中都要經歷的過程，單純看看或者是隨手記一下，均有可能會遺忘、丟失。所以系統的歸納是必須的。本教程能夠讓剛入門的工程師快速進入到結構分析工作中，雖然試驗是必要的，但是對于CAE從業人員來說，快速掌握CAE分析技術、技巧也是頭等大事。
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展開 proe建模_patran Nastran強度分析_fatigue疲勞分析
(1)
對模型進行強度分析，找出應力分布圖。（本人已解決）
(2)
對模型進行S-N疲勞壽命分析，找出模型的壽命云圖。材料隨便,是鋼材就行,載荷要求兩個面上的壓力30分鐘作用一次。（期待高人解決）
2 模型建立
三維建模軟件roE
強度分析:msc.patran，msc.nastran(2005R2版本)；
疲勞分析：msc.fatigue(2005R2，獨立版)
3 三維建模
三維模型很簡單，在proe中用mmns_part_solid模板建立模型，即單位為毫米，噸。模型尺寸為：兩段都為矩形梁，截面為正方形，邊長分別是30mm，15mm，長度分別是100mm，80mm，兩端方形梁的過渡段倒圓角半徑為5mm。建立好的模型如下圖：
4 模型轉化
將模型另存為ACIS文件，格式為sat文件。轉化的目的是為了更好的導入到patran中，當然也可以用其他格式導入。
5.強度分析
5.1 模型導入
啟動Patran，新建文件FromBeginToEnd，選擇File-Import導入模型。設置如下圖。
注意“ACIS Options…”，點擊進入單位設置，出現
點擊“Model Units…“，設置成如下圖
說明：此步驟的單位設置很重要，即在Patran中我們將使用工程單位：mm，Mpa，N，Tone等。
展開 金屬材料疲勞強度的8大主要影響因素 附疲勞強度徐灝下載
比較而言，碳是影響材料強度的最主要因素。而一些在鋼中形成夾雜物的雜質元素則對疲勞強度產生不利影響。
6. 熱處理和顯微組織的影響
不同的熱處理狀態會得到不同的顯微組織，因此，熱處理對疲勞強度的影響，實質上就是顯微組織的影響。同一成分的材料，由于熱處理不同，雖然可以得到相同的靜強度，但由于組織的不同，疲勞強度可在相當大的范圍內變化。
在相同的強度水平時，片狀珠光體的疲勞強度明顯要低于粒狀珠光體。同是粒狀珠光體，其滲碳體顆粒越細小，則疲勞強度越高。
顯微組織對材料疲勞性能的影響，除了和各種組織本身的機械性能特性有關外，還和晶粒度以及復合組織中組織的分布特征有關。細化晶粒可提高材料的疲勞強度。
7. 夾雜物的影響
夾雜物本身或由它而產生的孔洞相當于微小缺口，在交變載荷作用下將產生應力集中和應變集中，成為疲勞斷裂的裂紋源，對材料的疲勞性能造成不良影響。夾雜物對疲勞強度的影響不僅取決于夾雜物的種類、性質、形狀、大小、數量和分布，而且還取決于材料的強度水平以及外加應力水平及狀態等因素。
不同類型的夾雜物其機械和物理性能不同，和母材性能之間的差異不同，對疲勞性能的影響也不同。一般說來，易變形的塑性夾雜物（如硫化物）對鋼的疲勞性能影響較小，而脆性夾雜物（如氧化物、硅酸鹽等）則有較大的危害。比基體膨脹系數大的夾雜物）因在基體中產生壓應力而影響小，而比基體膨脹系數小的夾雜物因在基體中產生拉應力而影響大。
夾雜物與母材結合的緊密程度也會影響疲勞強度。硫化物易于變形，和母材結合緊密，而氧化物易于脫離母材，造成應力集中。由此可知，從夾雜物的類型來說，硫化物的影響較小，而氧化物、氮化物和硅酸鹽等則是危害較大的。
展開 
基于optistruct＋ncode汽車車輪輪輞彎曲強度分析之疲勞分析-01 ￥80
本案例在于講述如何對汽車車輪輪輞結構強度進行彎曲工況仿真分析，尤其是如何對某點施加隨時間變化的動載荷，大家可根據實際需要并結合GBT5334-2005乘用車車輪性能要求和試驗方法去修改載荷譜。 輪輞與輪輻焊接后與輪胎組成一個整體，共同承受汽車的重力、制動力、驅動力、汽車轉向時產生的側向力及所產生的力矩，還要承受路面不平產生的沖擊力。
輪輞隨時間變化的受力變化動態云圖
加載曲線：
以上這部分分析在optistruct中完成，接下來根據上述彎曲強度分析的結果在ncode中進行疲勞仿真分析。
疲勞分析中所用的材料AL_ALLoy_UML_UTS400，其材料參數如下圖：
材料AL_ALLoy_UML_UTS400的S-N曲線,含應力修正，如下圖。
分析結果：
損傷云圖
壽命云圖
從疲勞仿真分析的結果可以看出損傷最大的位置主要集中在螺栓孔連接處，且按照彎曲強度分析中定義的載荷譜，車輪危險點疲勞壽命為1777.2037次循環。
具體操作方法、疲勞設置、模型文件見附件。如購買本案例的朋友針對案例仿真操作實現有什么問題，請私信我。
展開 飛機結構疲勞強度分析
1、飛機結構靜強度與結構可靠性計算: 結構靜強度計算方法有多種，但結構靜強度計算仍是結構設計的基礎，主要體現在下列三個階段。
1）飛機總體設計中的結構布局和結構形式的確定
2）對結構連接部位、開口區、復合材料鋪層等細節進行設計計算
3）結構靜強度校核階段
2、機翼和機身的強度估算：一般采用有限元方法，但在結構初步設計和結構強度分析時，常采用薄壁結構力學方法。
3、結構可靠性概念：可靠性是指結構在規定條件下和規定時間內，完成規定功能的能力。結構可靠性定義的要素是三個“規定”(“規定條件”、“規定時間”、“規定功能”）
結構在規定的條件下和規定的時間內，完成規定功能的概率稱為可靠度。
結構在規定的條件下和規定的時間內，喪失規定功能的概率稱為不可靠度或失效概率。
作為飛機結構的可靠性問題，從定義上可以理解為：“結構在規定的使用載荷/環境工作下及規定的時間內，為防止各種失效或有礙正常工作功能的損傷，應保持其必要的強剛度、抗疲勞斷裂以及耐久性能力。”可靠度則應是這用能力的概率度量。
4、1）結構靜強度可靠性是指結構元件或結構系統的強度大于工作應力的概率；
2）結構安全壽命可靠性是指結構的裂紋形成壽命小于使用壽命的概率；
3）結構損傷容限可靠性則一方面指結構剩余強度大于工作應力的概率，另一方面指結構在規定的未修使用期內，裂紋擴展小于裂紋容限的概率。
4）其它可靠度度量方法：
結構的失效概率F(t)，指結構在t時刻之前破壞的概率；
失效率λ(t)，指在t時刻以前未發生破壞的條件下，在t時刻的條件破壞概率密度；
平均無故障時間MTTF(Mean Time ToFailure)，指從開始使用到發生故障的工作時間的期望值。
5、飛機結構承受的疲勞載荷：
1）機動載荷：它是由于飛機在機動飛行中，過載的大小和方向不斷改變而使飛機承受的氣動交變載荷。
展開 飛機結構疲勞強度與斷裂分析
如開孔、開槽、倒角、螺紋等處容易出現疲勞裂紋。
（二）表面加工質量的影響
大量的破壞事例也證明：表面加工質量不高，也是影響飛機結構疲勞強度的重要因素。
（三）裝配效應的影響
使用經驗和疲勞試驗表明，各種裝配效應對結構的疲勞強度影響很大。
（四）使用環境的影響
1.腐蝕疲勞
金屬受到腐蝕，將產生“腐蝕疲勞”，使疲勞強度降低，因為腐蝕使金屬表面產生無數的小應力集中點，促使疲勞裂紋的形成。
2.擦傷疲勞
當兩個相互接觸的固體表面具有微小的相對運動時，表面會受到損傷，這就會引起“擦傷疲勞”（或稱“擦傷腐蝕”）。
3.高溫疲勞和低溫疲勞
溫度對結構的疲勞強度也有影響。
4.熱疲勞
構件在交變的熱應力作用下引起的破壞稱為“熱疲勞”。這種熱應力主要來自兩方面，①由溫度分布不均所引起的；②限制金屬自由膨脹或收縮所引起的。熱疲勞破壞常常表現為金屬表面細微裂紋網絡的形成，叫做“龜裂”。
5.聲疲勞
在聲環境下工作的構件，因為受到噪音的激勵而產生振動，由這種強迫振動引起的破壞，稱為“聲疲勞”或“噪音疲勞”。
五、提高飛機結構疲勞強度的措施
目前飛機設計制造，在結構布局、材料選擇和工藝方法等方面，都采取了許多措施來提高飛機結構疲勞強度。這里僅就與使用維護有關的方面作一介紹。
（一）減緩局部應力
由于應力集中是影響疲勞強度的主要因素。因此，減緩局部應力是提高構件疲勞強度的一項重要措施。在維護使用中減緩局部應力的方法，主要是增大圓角半徑和打止裂孔。
展開 飛機結構疲勞強度與斷裂分析
（三）裝配效應的影響
使用經驗和疲勞試驗表明，各種裝配效應對結構的疲勞強度影響很大。
（四）使用環境的影響
1.腐蝕疲勞
金屬受到腐蝕，將產生“腐蝕疲勞”，使疲勞強度降低，因為腐蝕使金屬表面產生無數的小應力集中點，促使疲勞裂紋的形成。
2.擦傷疲勞
當兩個相互接觸的固體表面具有微小的相對運動時，表面會受到損傷，這就會引起“擦傷疲勞”（或稱“擦傷腐蝕”）。
3.高溫疲勞和低溫疲勞
溫度對結構的疲勞強度也有影響。
4.熱疲勞
構件在交變的熱應力作用下引起的破壞稱為“熱疲勞”。這種熱應力主要來自兩方面，①由溫度分布不均所引起的；②限制金屬自由膨脹或收縮所引起的。熱疲勞破壞常常表現為金屬表面細微裂紋網絡的形成，叫做“龜裂”。
5.聲疲勞
在聲環境下工作的構件，因為受到噪音的激勵而產生振動，由這種強迫振動引起的破壞，稱為“聲疲勞”或“噪音疲勞”。
五、提高飛機結構疲勞強度的措施
目前飛機設計制造，在結構布局、材料選擇和工藝方法等方面，都采取了許多措施來提高飛機結構疲勞強度。這里僅就與使用維護有關的方面作一介紹。
（一）減緩局部應力
由于應力集中是影響疲勞強度的主要因素。因此，減緩局部應力是提高構件疲勞強度的一項重要措施。在維護使用中減緩局部應力的方法，主要是增大圓角半徑和打止裂孔。
1.增大圓角半徑
減緩局部應力的一般原則是：防止截面有急劇的變化，當這種變化不可避免時，應保證這種變化有足夠的圓角半徑。
殲6飛機前起落架輪叉在接耳根部易產生裂紋，就是由于接耳根部的圓角半徑過小（只有），且接耳根部外緣的圓弧過渡區過小或根本未加工出來，形成尖角造成的。針對這一情況，部隊采用了銼修和打磨的方法，工廠將接耳根部圓角半徑加大到并使根部外緣有一定寬度的圓弧過渡面（圖），從而排除了這一故障。
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