CN105115688A - 一种卡箍疲劳振动试验方法及卡箍疲劳振动试验系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种卡箍疲劳振动试验方法及卡箍疲劳振动试验系统。所述卡箍疲劳振动试验方法包括如下步骤：步骤1：针对待测卡箍制作对应卡箍的芯轴；步骤2：将待测卡箍固定安装至振动试验平台上的对应该待测卡箍的芯轴上；步骤3：以第一预设试验时间，为待测卡箍提供预设加速度以及模拟发动机振动频率下的振动正弦波；步骤4：重复步骤3，从而得到待测卡箍的极限共振峰，并获得极限振动频率；步骤5：以第二预设试验时间，为所述待测卡箍提供极限加速度以及所述步骤4中的极限振动频率，从而确定待测卡箍的失效寿命。本发明的卡箍疲劳振动试验方法，通过卡箍的极限振动频率，从而检测卡箍的寿命，从而提出了一种专门测试卡箍的失效寿命的方法。

Description

一种卡箍疲劳振动试验方法及卡箍疲劳振动试验系统

技术领域

本发明涉及航空发动机试验技术领域，特别是涉及一种卡箍疲劳振动试验方法及卡箍疲劳振动试验系统。

背景技术

航空发动机外部管路系统布局空间限制严格，管道层叠交错，形状复杂，在发动机使用过程中断裂、漏油、渗油等故障，其中管路振动常常成为管路断裂的重要原因和诱导因素，一直是工程界急需解决的任务。

航空发动机卡箍主要用于固定和安装发动机管路、线缆等，能够降低管路系统在基础振动和压力脉动状态下产生的激振力，防止管路系统产生受迫振动从而造成管路破裂及损伤。因此，卡箍是否具有良好的振动疲劳特性，对于发动机管路系统能否安全、可靠工作具有至关重要的意义。

目前，国内航空发动机卡箍执行的标准为HB7647-2004《固定导管的环形卡箍通用规范》，卡箍振动试验的载荷谱按HB5830.5《机载设备环境条件及试验方法振动》执行。通过该试验方法可以获得卡箍的振动特性，但无法衡量卡箍的相对疲劳强度，即无法预估卡箍的疲劳寿命。另外，HB5830.5中规定的试验载荷谱为通用的载荷谱，适用于包括各类飞机及飞机上各类附件在内的振动试验，涵盖的范围较广，相对于卡箍的针对性不强。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本发明的目的在于提供一种卡箍疲劳振动试验方法来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

为实现上述目的，本发明提供一种卡箍疲劳振动试验方法。所述卡箍疲劳振动试验方法包括如下步骤：步骤1：针对待测卡箍制作对应卡箍的芯轴；步骤2：将待测卡箍固定安装至振动试验平台上的对应该待测卡箍的芯轴上；步骤3：以第一预设试验时间，为所述待测卡箍提供预设加速度以及模拟发动机振动频率下的振动正弦波；步骤4：重复所述步骤3，从而得到所述待测卡箍的极限共振峰，并获得该极限共振峰下的极限振动频率；步骤5：以第二预设试验时间，为所述待测卡箍提供极限加速度以及所述步骤4中的极限振动频率，从而确定待测卡箍的失效寿命。

优选地，所述步骤2中的待测卡箍数量为1个。

优选地，所述步骤3中的第一预设试验时间至少为5min。

优选地，所述步骤3中的任意加速度的数值范围为：2g±10％，其中，g为重力加速度。

优选地，所述步骤3中的变频振动频率范围为：50Hz～500Hz～50Hz。

优选地，所述步骤3以及所述步骤4中的极限加速度为：10g±10％，其中，g为重力加速度。

优选地，所述步骤5中的第二预设试验时间至少为30min。

优选地，所述待测卡箍用于航空发动机。

本发明还提供了一种卡箍疲劳振动试验系统，所述卡箍疲劳振动试验系统用于如上所述的卡箍疲劳振动试验方法；所述卡箍疲劳振动试验系统包括：振动源；振动试验平台；芯轴，所述芯轴的中部直径小于所述芯轴两端的直径，所述芯轴固定设置在所述振动实验平台上；两个加速度传感器；其中，所述振动实验平台用于与待测卡箍固定连接；所述芯轴用于供待测卡箍套设；所述振动源用于与振动实验平台连接，并为振动实验平台提供振动，并将该振动传递给待测卡箍；其中一个加速度传感器设置在所述待测卡箍或者振动试验平台上，且近所述振动源设置；另一个加速度传感器安装在所述待测卡箍上，且远离所述振动源设置。

优选地，所述待测卡箍与振动实验平台通过螺栓连接。

本发明的卡箍疲劳振动试验方法，通过找到卡箍的极限振动频率，从而检测卡箍的寿命，从而提出了一种专门测试卡箍的失效寿命的方法，相对于现有技术，更为准确以及具有针对性。

附图说明

图1是根据本发明一实施例的卡箍疲劳振动试验系统的侧面示意图。

图2是图1所示的卡箍疲劳振动试验系统的正面示意图。

附图标记：

1、振动试验平台；2、芯轴；3、4加速度传感器；5、待测卡箍；

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

本发明的卡箍疲劳振动试验方法包括如下步骤：

步骤1：针对待测卡箍制作对应卡箍的芯轴；

步骤2：将待测卡箍固定安装至振动试验平台上的对应该待测卡箍的芯轴上；

步骤3：以第一预设试验时间，为所述待测卡箍提供预设加速度以及模拟发动机振动频率下的振动正弦波；

步骤4：重复所述步骤3，从而得到所述待测卡箍的极限共振峰，并获得该极限共振峰下的极限振动频率；

步骤5：以第二预设试验时间，为所述待测卡箍提供极限加速度以及所述步骤4中的极限振动频率，从而确定待测卡箍的失效寿命。

具体地，上述的步骤5中的确定待测卡箍的失效寿命具体为，在步骤5的试验过程中，检测待测卡箍是否存在失效现象，若是，则确定待测卡箍的失效寿命；若否，则为待测卡箍提供极限加速度以及步骤4中的极限振动频率，直至待测卡箍损坏或达到1000万次振动，从而得到待测卡箍极限寿命。若达到1000万次振动卡箍未损坏，则认为卡箍在发动机寿命期内不会损坏。

有利的是，在本实施例中，步骤2中的待测卡箍数量为1个。即一次只试验一个待测卡箍。

在本实施例中，步骤3中的第一预设试验时间至少为5min。可以理解的是，时间过短，有可能在该时间内无法出现极限振动频率。

在本实施例中，步骤3中的预设加速度的数值范围为：2g±10％，其中，g为重力加速度。可以理解的是，之所以将该加速度的数值范围设置为在该范围内，是由于：该速度为通常待测卡箍在实际使用中的加速度。

在本实施例中，步骤3中的变频振动频率范围为：50Hz～500Hz～50Hz。之所以将振动频率范围设置为该范围内，是由于，该范围能够涵盖发动机正常工作时的频率，且上限不宜过大。即该范围与待测卡箍的实际工作范围相类似。

在本实施例中，步骤3以及步骤4中的极限加速度为：10g±10％，其中，g为重力加速度。可以理解的是，该加速度已经想到快速，其实际已经达到待测卡箍在实际使用中的最大加速度。超出该加速度进行试验也可以，但已经超出待测卡箍的实际可能使用范围。

有利的是，所述步骤5中的第二预设试验时间至少为30min。待测卡箍在上述条件下振动30min以上而未损坏才能表明其振动特性满足设计要求。

在本实施例中，待测卡箍用于航空发动机。

图1是根据本发明一实施例的卡箍疲劳振动试验系统的侧面示意图。

图2是图1所示的卡箍疲劳振动试验系统的正面示意图。

本申请还提供了一种卡箍疲劳振动试验系统，所述卡箍疲劳振动试验系统用于如上所述的卡箍疲劳振动试验方法；所述卡箍疲劳振动试验系统包括振动源、振动试验平台1、芯轴2以及两个加速度传感器3,4。

参见图2，在本实施例中，芯轴2的中部直径小于芯轴2两端的直径，芯轴2固定设置在振动实验平台1上。这样，方便在中部直径小的地方设置卡箍5。

参见图1，在本实施例中，振动实验平台,1用于与待测卡箍5固定连接；芯轴2用于供待测卡箍5套设；振动源用于与振动实验平台1连接，并为振动实验平台1提供振动，并将该振动传递给待测卡箍5；加速度传感器3设置在待测卡箍5或者振动试验平台1上，且近振动源设置；具体地，加速度传感器3近振动源将振动传递给待测卡箍的振动传递路径上设置。

另一个加速度传感器4安装在待测卡箍5上，且远离振动源设置；近振动源设置的加速度传感器4用于测量卡箍的振动频率，远离振动源设置的加速度传感器用于测量所述芯轴5的振动频率。

优选地，在本实施例中，振动实验平台1用于与待测卡箍5通过螺栓连接。

且螺栓选用螺栓强度至少为160ksi的螺栓，这样，能够防止在试验中螺栓损坏。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种卡箍疲劳振动试验方法，其特征在于，所述卡箍疲劳振动试验方法包括如下步骤：

步骤1：针对待测卡箍制作对应卡箍的芯轴；

步骤2：将待测卡箍固定安装至振动试验平台上的对应该待测卡箍的芯轴上；

步骤3：以第一预设试验时间，为所述待测卡箍提供预设加速度以及模拟发动机振动频率下的振动正弦波；

步骤4：重复所述步骤3，从而得到所述待测卡箍的极限共振峰，并获得该极限共振峰下的极限振动频率；

步骤5：以第二预设试验时间，为所述待测卡箍提供极限加速度以及所述步骤4中的极限振动频率，从而确定待测卡箍的失效寿命。

2.如权利要求1所述的卡箍疲劳振动试验方法，其特征在于，所述步骤2中的待测卡箍数量为1个。

3.如权利要求2所述的卡箍疲劳振动试验方法，其特征在于，所述步骤3中的第一预设试验时间至少为5min。

4.如权利要求3所述的卡箍疲劳振动试验方法，其特征在于，所述步骤3中的预设加速度的数值范围为：2g±10％，其中，g为重力加速度。

5.如权利要求1所述的卡箍疲劳振动试验方法，其特征在于，所述步骤3中的变频振动频率范围为：50Hz～500Hz～50Hz。

6.如权利要求1所述的卡箍疲劳振动试验方法，其特征在于，所述步骤3以及所述步骤4中的极限加速度为：10g±10％，其中，g为重力加速度。

7.如权利要求1所述的卡箍疲劳振动试验方法，其特征在于，所述步骤5中的第二预设试验时间至少为30min。

8.如权利要求1所述的卡箍疲劳振动试验方法，其特征在于，所述待测卡箍用于航空发动机。

9.一种卡箍疲劳振动试验系统，所述卡箍疲劳振动试验系统用于如权利要求1至8中任意一项所述的卡箍疲劳振动试验方法；其特征在于，所述卡箍疲劳振动试验系统包括：

振动源；

振动试验平台(1)；

芯轴(2)，所述芯轴(2)的中部直径小于所述芯轴(2)两端的直径，所述芯轴(2)固定设置在所述振动实验平台(1)上；

两个加速度传感器(3,4)；其中，

所述振动实验平台(1)用于与待测卡箍(5)固定连接；所述芯轴(2)用于供待测卡箍(5)套设；所述振动源用于与振动实验平台(1)连接，并为振动实验平台(1)提供振动，并将该振动传递给待测卡箍(5)；其中一个加速度传感器(3)设置在所述待测卡箍(5)或者振动试验平台(1)上，且近所述振动源设置；

另一个加速度传感器(4)安装在所述待测卡箍(5)上，且远离所述振动源设置。

10.如权利要求9所述的卡箍疲劳振动试验系统，其特征在于，所述待测卡箍(5)与振动实验平台(1)通过螺栓连接。