摘要：气密顶板螺栓连接结构在飞机飞行中受到气密载荷的作用,连接的可靠性直接影响飞机的飞行安全。气密顶板原始连接结构受力后,螺栓连接区应变较大,局部受力不合理,无法满足使用要求,且连接结构组成零件多、传力路线复杂,因此迫切需要进行结构改进设计以满足飞机的实际使用要求。本文采用有限元软件分析了气密顶板原始连接结构的传载特性,并在此基础上对其进行了结构改进。理论分析结果显示,气密顶板连接结构经过两次结构改进设计后,螺栓连接区最大应变明显降低,高应变区域缩小。最后采用3D-DIC技术完成了气密顶板螺栓连接结构的应变测量,测量结果与有限元分析相一致,进一步明确了气密顶板连接结构的传载特性,验证了第二次改进结构的合理性。

摘要：在不同试验参数下,采用自主设计的螺栓加载装置,系统地开展偏心载荷作用下螺栓连接结构的松动试验。通过获取螺栓轴向力时变曲线,研究偏心载荷作用下螺栓连接结构的松动行为;运用三维显微镜(Optical microscope,OM)、扫描电子显微镜(Scanning electron microscope,SEM)以及X射线电子能谱仪(Energy dispersive X-ray,EDX)等分析方法对试验后的螺纹接触表面进行损伤形貌分析,深入讨论螺纹接触界面的微动运行行为(微观滑移和微动磨损)对螺栓松动的影响规律,进一步揭示螺栓连接结构的松动机理。结果表明:在偏心载荷作用下,螺栓轴向力表现出明显的下降趋势,但拧松力矩变化较小。螺栓轴向力的下降过程可以分为两个阶段:(1)由于螺纹接触表面粗糙峰被去除和连接结构的塑性变形,轴向力迅速下降;(2)由于材料的棘轮效应,塑性变形趋于安定极限,螺纹接触面之间的微动磨损导致螺栓轴向力缓慢下降。螺纹接触面之间的损伤机制主要表现为疲劳磨损,并伴随磨粒磨损和黏着磨损。此外,运用ABAQUS对试验过程进行数值模拟,其计算结果与试验结果相互吻合。

摘要：基于霍普金森压杆(Split Hopkinson Pressure Bar,SHPB)装置,对发动机结构设计中广泛使用的螺栓连接结构开展了冲击试验,研究了冲击载荷作用下单螺栓结构的承载能力、损伤模式和失效机理,掌握了冲击速度、预紧力、装配间隙的影响规律。在瞬态显式动力学软件ANSYS/LS-DYNA中,对单螺栓连接结构的冲击试验进行了数值仿真分析,其中螺栓结构采用考虑螺纹细节的精细有限元模型,仿真获得的应变波传播规律与试验吻合良好,验证了该模型的有效性。试验与仿真结果表明:单螺栓连接结构冲击过程分为初始加载与滑移、接头双峰强加载、卸载三个阶段;冲击速度越大,冲击力峰值显著增加;增大螺栓装配间隙或适当提高预紧力均可增强螺栓连接结构的抗冲击剪切能力,而过大的预紧力则会使抗冲击剪切能力下降;螺栓的失效模式为剪切压溃失效。

摘要：为了研究螺栓连接结构静强度渐进破坏特点,应用Global/Local有限元分析技术,分两级建立了螺栓连接结构有限元模型,并对其进行了带EWK断裂子程序的材料/几何非线性有限元分析。结果表明:螺栓连接结构的断裂部位位于螺栓孔边缘,当加载到最大载荷的42%时开始出现破坏单元,在加载到最大载荷的48%之前裂纹扩展是一个稳态的过程,之后便迅速扩展直至整体结构失效。Global/Local分析技术提高了整个过程的分析效率。

摘要：目的为了提高螺栓连接结构的可靠性,分析剪切激励下螺栓连接结构松动失效机理,并研究润滑脂对螺栓连接松动行为的影响。方法基于自主设计的试验装置,开展了剪切激励下螺栓连接结构的松动试验,分析了两种润滑脂(MoS2润滑脂和锂基润滑脂)对螺栓连接结构松动行为的影响,试验结束后使用扫描电子显微镜分析螺纹表面的损伤情况。结果在相同预紧力条件下,使用润滑脂的螺栓连接结构初始预紧力矩可降低30%~40%。螺栓连接结构所承受的剪切载荷存在门槛值,即当剪切载荷低于门槛值时,连接结构不会完全松动。在螺栓前三圈接触螺纹表面添加润滑脂(局部润滑),门槛值降低;在螺栓全部接触螺纹表面均添加润滑脂(完全润滑),门槛值进一步降低。当承受载荷幅值低于门槛值时,局部润滑有利于防松,螺栓连接结构的松动程度可降低20%以上。结论螺纹接触界面的微观滑移和微动磨损是螺栓连接结构松动的主要原因,在螺纹接触界面添加润滑脂可有效减缓螺纹表面的微动磨损。

摘要：针对动态拉压与剪切组合载荷作用下随动装置回转机构的螺栓连接发生松动现象,采用虚拟样机技术和有限元分析方法,研究失效机理及其影响因素。基于虚拟样机技术,提取回转机构故障螺栓连接结构的载荷;用有限元方法分析螺栓连接结构的螺栓数量、预紧力、连接件厚度、弹簧垫片的影响规律;建立数字化分析的评价指标体系,指导防松措施改进设计。以某型随动装置回转机构螺栓改进设计研究为例,基于数字化设计分析技术进行了螺栓连接松动机理研究,结论表明,改进设计与实际工程相符,螺栓连接结构不再发生松动失效。

摘要：将有限元法和最优化方法结合起来,可以很好地实现航空发动机机匣螺栓连接结构的多目标优化设计。结合正交实验设计和响应面法来确定螺栓连接结构的几何尺寸组合,利用APDL语言对不同参数组合条件下的螺栓连接结构进行参数化建模和应力场分析,获取最大等效应力和质量的响应面模型,然后通过多目标模糊优化设计方法计算该结构的最优几何参数。计算结果表明,优化结构参数后的螺栓连接结构最大等效应力比原结构下降了23.5%,质量减轻了6.2%,这为机匣结构设计和发动机减重提供可靠的参考依据。

摘要：首先通过搭建螺栓连接结构振动实验系统,利用LABVIEW编程对螺栓连接结构进行随机激励,并且对振动环境下螺栓连接结构的响应信号进行采集保存,再利用Matlab编程进行希尔伯特黄变换(HHT)分析,得到振动环境下不同预紧力的螺栓连接结构响应信号的Hilbert边际谱图,反映了随着预紧力的变化螺栓连接结构的频率变化情况;最后将边际谱图与傅里叶频谱图进行对比,说明由于螺栓连接结构的非线性特征,选用自适应的HHT对振动环境下螺栓连接结构进行分析更加准确。

摘要：优化了一种考虑大型结构的螺栓连接有限元模型的简化方法。简化方法仅需要对有限元模型施加均匀压力,而不需要对所有螺栓完全建模。该简化方法不仅提高了螺栓连接模型有限元计算时的收敛性,而且节约了计算成本。详细分析了该简化方法的假设。为了验证简化方法的准确性和可靠性,对螺栓连接结构的建立了简化模型,计算三种不同载荷作用下模型的多个关键特征量与接触应力云图,并与传统建模的结果对比,得出使用方法的简化模型的适用条件。

摘要：基于自主设计的螺栓连接振动试验装置,系统研究了横向交变载荷下TiCN/MoS2涂层螺栓分别与TiCN/MoS2涂层螺母和无涂层螺母配合时连接结构的松动行为,并利用体式显微镜(OM)、扫描电子显微镜(SEM)、电子能谱仪(EDX)和白光干涉仪等微观分析设备对试验后的螺纹表面进行损伤分析,深入讨论其磨损机理.结果表明:在相同试验条件下,TiCN/MoS2涂层螺栓比无涂层螺栓螺纹表面的损伤轻微,连接结构的松动程度更低;与无涂层螺栓螺纹根部相同等效应力状态下,TiCN/MoS2涂层螺栓连接结构的预紧力可提高约10%,螺纹表面的损伤减轻,同时连接结构的松动程度进一步降低;TiCN/MoS2涂层螺栓螺纹表面的主要磨损机制为疲劳磨损.