【技术实现步骤摘要】
一种可施加联合应力载荷的谐振疲劳试验系统及方法
[0001]本专利技术涉及一种谐振疲劳试验系统,尤其涉及一种稳态应力与振动应力联合作用的谐振疲劳试验系统及方法。
技术介绍
[0002]航空发动机的高周/超高周疲劳主要由各种气动、机械原因诱发的强迫振动和非同步振动造成,其应力幅值相对较低,但频率较高,能在短时间内积累大量循环次数。据不完全统计,60%以上的风扇/压气机叶片失效与此有关。根据我国最新颁布的《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》(GJB241A
‑
2010)中的规定,在使用环境条件和工作包线范围内,振动应力和稳态应力联合作用条件下,发动机的所有零件应至少有如下的高循环疲劳寿命:
⑴
钢零件:107次循环;
⑵
有色金属零件:3
×
107次循环;
⑶
钛合金:109次循环。因此,找到一种能有效评估航空发动机叶片等构件在振动应力和稳态(离心)应力联合作用下极高周次循环的疲劳试验方法,是提高航空发动机可靠性和延长使用寿命的前提,也是我国航空领域的研究重点之一。
[0003]目前,面对叶片在复杂振动载荷作用下的疲劳失效问题,主要是将复杂的应力分解为拉压、剪切以及弯曲等典型受力特征,通过旋转弯曲试验、拉压试验、三点/四点弯曲试验以及振动台试验来开展试验研究,其中基于振动台的疲劳试验方法拥有最大的可创新性。
[0004]当前疲劳试验系统,除了固支夹持部位易发生破坏,结构激振困难,还存在以下问题:
[0005]1 ...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种可施加联合应力载荷的谐振疲劳试验系统,其特征在于:包括夹具机构、振动台、待测试件和控制系统;待测试件为板状,两端分别为左夹持端和右夹持端,左夹持端和右夹持端对称开设螺孔,左夹持端和右夹持端之间为检测区,待测试件的危险截面位于检测区的中心,且在谐振疲劳试验时、危险截面所受到振动应力和稳态应力的联合作用最大,待测试件沿危险截面的中心呈中心对称结构;所述夹具机构包括左右对称设置的左夹持部和右夹持部,左夹持部的右端用于固定待测试件左夹持端,右夹持部左端用于固定待测试件右夹持端,左夹持部与右夹持部之间存在间距L1,间距L1的大小与所述检测区大小相适配;所述左夹持部包括壳体和振动臂;振动臂左段设置在所述壳体内,振动臂左端与壳体在振动臂轴向上存在间距L2;所述壳体底部通过可拆卸方式固定在振动台上,位于壳体外部的振动臂悬空在振动台上;所述左夹持部还包括与振动臂左端连接的拉伸机构,或者,所述壳体左端固连有垫块,所述左夹持部还包括拉力调节螺栓,拉力调节螺栓穿过垫块与振动臂左端螺纹连接,振动臂左端设有与拉力调节螺栓匹配的外螺纹;所述控制系统包括:控制单元,控制所述拉伸机构的输出拉力、或者控制拉力调节螺栓转动;驱动单元,用于驱动振动台振动,控制单元控制驱动单元的输出功率;应变片,安装在待测试件的危险截面处,通过应变仪与控制单元连接;控制单元通过应变片获得危险截面对应的应力值;位移传感器,悬空在危险截面的正上方,用于监测危险截面的振幅,并将监测结果反馈至控制单元。2.根据权利要求1所述的谐振疲劳试验夹具机构,其特征在于:所述左夹持部的右端设有卡槽,用于放置所述待测试件的左夹持端,右夹持部的左端设有卡槽,用于放置所述待测试件的右夹持端,卡槽与振动台台面平行,卡槽上方和下方的左夹持部开设有贯穿的螺孔,该螺孔与待测试件两个夹持端的螺孔大小一致,通过试样固定螺栓将待测试件两个夹持端固定在对应振动臂的卡槽,待测试件两个夹持端与对应振动臂的卡槽采用间隙配合,间隙量不超过0.1mm。3.根据权利要求2所述的谐振疲劳试验系统,其特征在于:检测区相对的两侧设计成对称收缩的圆弧,该圆弧优选二分之一的圆;检测区的表面粗糙度Ra≤0.2mm。4.根据权利要求3所述的谐振疲劳试验系统,其特征在于:所述位移传感器采用激光位移传感器、电感式位移传感器或电涡流位移传感器。5.根据权利要求4所述的谐振疲劳试验系统,其特征在于:所述控制单元还包括加速度传感器,安装在所述振动台上,监测振动台的振动加速度,并将监测结果反馈至控制单元。6.根据权利要求1至5任一权利要求所述的谐振疲劳试验夹具系统,其特征在于:所述壳体顶部开设有螺孔,...
【专利技术属性】
技术研发人员:程礼,刘景元,李冬春,丁均梁,曾林,王博涵,张小博,张文俊,
申请(专利权)人:中国人民解放军空军工程大学,
类型:发明
国别省市:
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