CN105158056A - 预紧力式航空零件热-疲劳强度一体化测量平台 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种针对航空零件热-疲劳强度的预紧力式航空零件热-疲劳强度一体化测量平台,包括主机框架、静态力加载装置、激振系统、温控系统、和控制部分等部分组成。本发明与现有技术相比,其显著优点是:通过温控装置实现在预设温度下对式样加载一定的预紧力,并且对其进行拉压疲劳试验,预紧力设置范围大,更好的模拟了航空零件真实的工作条件,得到的实验结论更接近真实值的疲劳寿命和疲劳强度。
Description
技术领域
本设计的主要内容是设计一个针对航空零件热-疲劳强度的预紧力式航空零件热-疲劳强度一体化测量平台。
背景技术
在航空航天领域中,航空零件的可靠性对后期使用非常重要,在航空零件设计制造和运用过程中主要的考虑是疲劳破坏,然而材料的疲劳机理是一个难以用理论的方法研究的问题,因为影响的因素众多,且大部分因素之间的关系无法用数学模型来定量描述。而随着试验设备的迅猛发展,试验法成为分析材料疲劳寿命、疲劳强度的最有效办法。
试验法的主要操作是用疲劳试验机对零件进行疲劳试验、数据采集以及数据分析,重要构件的疲劳寿命都需要经过疲劳试验的方法来测试。但是试验法也有不足,即实验效率。目前国内外的疲劳试验机的发展情况看来,疲劳试验机按照驱动方式分类,可分为电磁驱动式和电液伺服式。电磁驱动式响应速度快、动态位移大,常用来测试一般机械零件。电液伺服式载荷输出大且稳定,一般用来测试较大的工程机械零件。
航空零件工作由于受工作环境的限制,通常同时受温度和高频交变(循环)载荷的作用,疲劳寿命和疲劳强度受温度的影响,不再是室温下的疲劳寿命和疲劳强度。所以有必要设计一种能够控制在一定的温度下进行疲劳试验的一体化测量平台,以更好地模拟航空零件工作条件,从而更准确地研究航空零件疲劳寿命及疲劳强度。而本设计通过采用电液伺服驱动方式,并设计相应的温控系统和静态预紧力加载系统,使得试样能够在加载一定预紧力和预设的温度条件下进行拉压试验。通过对航空零件在不同温度条件下进行对称或者不对称拉压疲劳试验,更好的模拟航空零件真实工作条件,得到航空零件更接近真实值的疲劳寿命和疲劳强度。本设计的优点为热-疲劳一体测量、额定出力大、易于装配、频率响应性能好、可独立控制静态及动态变量和自动增益补偿。
发明内容
基于上述背景,本设计的预紧力式航空零件热-疲劳强度一体化测量平台通过使用静态力加载装置提供预紧力,通过激振系统提供激振力,通过温控系统提供预设的工作温度,通过控制部分控制和显示相应的参数,从而对航空零件在不同温度下进行疲劳试验,更精确的分析出零件的真实疲劳寿命和疲劳强度。
附图说明
图1是预紧力式航空零件热-疲劳强度一体化测量平台的整体方案设计;
图2是平台的主机框架部分和控制部分;
图3是平台的静态力加载装置部分;
图4是平台的激振系统部分;
图5是平台的温控系统部分;
图6是温控系统部分的上夹具;
图7是温控系统部分的下夹具;
图中1为底座,2为立柱,3为下梁,4为上梁,5为锁紧螺母,6为电机,7为联轴器,8为蜗轮蜗杆减速器,9为丝杠螺母副,10为往复式激振头,11为测力传感器,12为液压动力源及其控制器,13为输油管路,14为前后箱体,15为温度传感器,16为电炉丝,17为冷风输送装置,18为隔热联轴,19为上夹具,20为下夹具,21为调姿杆,22为电脑控制台,23为显示器。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例,所述实施例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。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的,仅用于解释本发明,而不能解释为对本发明的限制。
在本发明的描述中,术语“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”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而不是要求本发明必须以特定的方位构造和操作,因此不能理解为对本发明的限制。
下面结合附图及实施例对本发明的设计原理、各部分功能结构及装配工艺进行介绍:
如图1所示,该一体化测量平台是由主机框架部分、静态力加载装置部分、激振系统部分、温控系统部分和控制部分。其中主机框架部分是平台的支撑部分,给其余部分提供支撑和装卡。
如图1和2所示,主机框架部分由底座1、立柱2、下梁3、上梁4、锁紧螺母5等基本元件组成。底座1与立柱2通过螺纹连接固定,下梁3和上梁4通过锁紧螺母5在立柱2的相应位置上固定。控制部分由电脑控制台22和显示器23组成,二者和底座1为一个整体,位于底座左侧。
如图1和3所示,静态力加载装置部分由电机6、联轴器7、蜗轮蜗杆减速器8、丝杠螺母副9等基本元件组成。电机6为伺服电机,型号为SM150-270-20LFB。电机6与蜗轮蜗杆减速器8的蜗杆轴通过联轴器7相连接,从而将运动和力传递到蜗轮蜗杆减速器8上,蜗轮蜗杆减速器8的涡轮与丝杠螺母副9相配合,将水平方向上的运动和力转化为竖直方向上的运动和力,从而实现对试件的拉压力加载。电机6和蜗轮蜗杆减速器8通过螺栓固定在上梁4的上表面,联轴器7和丝杠螺母副9通过与前两者的配合来固定位置,从而实现在各种预紧力条件下,对航空零件的对称、非对称交变载荷高频疲劳试验。
如图1和4所示,激振系统部分包括往复式激振头10、测力传感器11、液压动力源及其控制器12和输油管路13等基本元件组成。液压动力源及其控制器12通过底座上的凹槽来固定位置,往复式激振头10通过螺栓连接固定在下梁3上的对应位置,输油管路13通过连接对应的出油口和入油口将往复式激振头10和液压动力源及其控制器12相连接,测力传感器11的一端通过螺栓安装在往复式激振头10的上表面,另一端安装在下夹具20上,实现测力和传力的作用。液压动力源及其控制器11型号为1201B型实验室液压动力单元,它和往复式激振头10组成了该平台的激振器,型号为XCITE1200-6,最大行程25mm,刚体激振带宽0-500Hz,额定静态力8900N,额定动态力8900N。测力传感器11为法兰式测力传感器FCQ,量程为0.5-100kN,材料为不锈钢,激励电压为5-15V,额定输出1.0~1.8mV/V。
如图1、5、6、7所示,温控系统部分前后箱体14、温度传感器15、电炉丝16、冷风输送装置17、隔热联轴18、上夹具19、下夹具20和调姿杆21等基本元件组成。调姿杆21通过锁紧螺母5固定在立柱2的特定位置,调姿杆21通过光轴与前后箱体14的右表面固定,用弹性挡片定位,两个杆长为200mm和220mm,通过轴承形成活动关节,从而实现支撑和调姿功能。前后箱体14通过铰链和拉扣实现箱体的开合,即形成了温控箱,箱体内壁设置有隔热层,即隔热石棉,起到恒温作用。隔热层上设置有电炉丝16,起到加热的作用。在前后箱体14的上下表面,都有温度传感器15和冷风输送装置17,二者通过螺纹连接固定在前后箱体14的上下表面。温度传感器15为WZP-T系列Pt100温度传感器,测温范围为-50℃~250℃,精度等级为A级。通过电脑控制台22的操控,温度传感器15将温控箱内的温度测量出来,并使用电炉丝16和冷风输送装置17来保证箱内温度的恒定。两个隔热联轴18分别通过螺栓固定在测力传感器11和丝杆螺母副9上,起到降低热量散失和传递力的作用。上夹具19和下夹具20通过螺栓固定在两个隔热联轴18上,上夹具19由固定块和活动块两部分组成,固定块固定在隔热联轴18上,活动块需要通过螺栓才能和固定块紧固,从而实现固定试件和传递力的作用。下夹具20由固定底座和两片活动块构成,底座与测力传感器11通过螺栓固接,两个活动块沿配合面划入底座凹槽中,然后通过螺栓固定,试件被装配在活动块之间。
以上对本发明所提出的三坐标数字化抛光机进行了详细的介绍。本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述,以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。应当指出,对于本技术领域的普通技术人员来说,在不脱离本发明原理的前提下,还可以对本发明进行若干改进和修饰,这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。
Claims (6)
1.一种针对航空零件热-疲劳强度的预紧力式航空零件热-疲劳强度一体化测量平台,其特征在于:包括主机框架部分、静态力加载装置部分、激振系统部分、温控系统部分和控制部分。
2.如权利要求1所述的一种针对航空零件热-疲劳强度的预紧力式航空零件热-疲劳强度一体化测量平台,其特征在于:所述的主机框架部分包括底座(1)、立柱(2)、下梁(3)、上梁(4)、锁紧螺母(5)以及各连接件组成,通过底座(1)与立柱(2)的装配为激振系统部分和控制部分提供支撑,通过立柱(2)与下梁(3)的装配为激振系统提供了支撑,通过支柱(2)与上梁(4)的装配为静态力加载装置部分和温控部分提供了支撑。
3.如权利要求1所述的一种针对航空零件热-疲劳强度的预紧力式航空零件热-疲劳强度一体化测量平台,其特征在于:所述的静态力加载装置部分包括电机(6)、联轴器(7)、蜗轮蜗杆减速器(8)、丝杠螺母副(9)以及各连接件组成,电机(6)与联轴器(7)通过平键定位,联轴器(7)通过平键将电机(6)的转动和转矩传递给蜗轮蜗杆减速器(8),蜗轮蜗杆减速器(8)与丝杠螺母副(9)相配合,使得其在竖直方向上下移动,从而实现对试件进行静态预紧力的加载。
4.如权利要求1所述的一种针对航空零件热-疲劳强度的预紧力式航空零件热-疲劳强度一体化测量平台,其特征在于:所述的激振系统部分包括往复式激振头(10)、测力传感器(11)、液压动力源及其控制器(12)、输油管路(13)等组成,往复式激振头(10)安装在下梁(3)上表面,与之相配的液压动力源及其控制器(12)布置在下梁(3)下方,输油管路(13)通过相应的出油口和入油口与二者相连,测力传感器(11)安装在往复式激振头(10)上方,以测量航空零件所受的循环交变载荷。
5.如权利要求1所述的一种针对航空零件热-疲劳强度的预紧力式航空零件热-疲劳强度一体化测量平台,其特征在于:所述的温控系统部分包括前后箱体(14)、温度传感器(15)、电炉丝(16)、冷风输送装置(17)、隔热联轴(18)、上夹具(19)、下夹具(20)和调姿杆(21)组成,前后箱体(14)装配后组成温控箱,温度传感器(15)安装在温控箱上、下表面以检测箱内温度,电炉丝(16)安装在温控箱内部用来提高温度,冷风输送装置(17)安装在温控箱上、下表面,用来降低温度,隔热联轴(18)通过螺栓安装在温控箱的上下部,起到隔热和传递力的作用,调姿杆(21)安装在温控箱右侧,起到支撑和调整姿态的作用。
6.如权利要求1所述的一种针对航空零件热-疲劳强度的预紧力式航空零件热-疲劳强度一体化测量平台,其特征在于:所述的控制部分包括电脑控制台(22)和显示器(23),电脑控制台(22)可以实现温度等参数的控制,显示器(23)用来显示实验数据。
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
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C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
C10 | Entry into substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |
Application publication date: 20151216 |
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WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |