CN107101792A - 一种获取焊接管路振动疲劳极限的试验装置、系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种获取焊接管路振动疲劳极限的试验装置、系统及方法，试验装置包括：安装座，安装座具有一容纳部；管路，管路具有管接头、管身和安装节，管身位于管接头和安装节之间；多个应变片，粘附于管路上，用于测量管路的振动应力并将其转换为动态应变信号；位移测量传感器，设置于管身的上方并与管身保持一定距离，用于测量管路在振动时的位移并将其转换为振动位移信号；以及振动加速度传感器，固定设置于容纳部的上方，用于获取管路的振动加速度信号并将其转换为动态模拟电压信号；其中，管接头固定于容纳部中。本发明的试验装置设计合理，系统运行稳定可靠，疲劳试验方法正确可行。

Description

一种获取焊接管路振动疲劳极限的试验装置、系统及方法

技术领域

本发明涉及发动机检测领域，特别涉及一种获取焊接管路振动疲劳极限的试验装置、系统及方法。

背景技术

航空发动机管路很多，有燃油管路、滑油管路和空气管路等，形状复杂，一般由管接头和管身焊接而成。航空发动机工作时，管路受到各种机械振动、气动激励等的作用，除了承受稳态应力外，还承受着振动应力。同时管接头和管身通过焊接连接，存在着焊接残余应力。

在各种交变载荷作用下，管路容易产生疲劳裂纹，造成管路漏油漏气，严重威胁到航空发动机的安全。疲劳裂纹首先发生在应力集中的地方，如零件机械加工的切削纹，结构上的内圆角，亚表面的夹杂物和焊接位置处等。疲劳破坏是发动机零部件失效的主要原因之一，直接影响发动机工作的稳定性及可靠性。

航空发动机零部件高周疲劳试验，是发动机强度考核试验规范中的一项重要内容，目的是为了考核零部件有足够的疲劳强度和寿命，使之在发动机的全寿命周期内能安全可靠工作，不发生疲劳失效。开展航空发动机零部件的疲劳试验研究有重要意义。

发明内容

为了解决上述现有技术存在的问题，本发明一套获取焊接管路振动疲劳极限的试验装置及系统，可用于获取焊接管路的振动疲劳极限。

为了达到上述目的，一方面，本发明提供一种获取焊接管路振动疲劳极限的试验装置，包括：

安装座，所述安装座具有一容纳部；

管路，所述管路具有管接头、管身和安装节，所述管身位于所述管接头和所述安装节之间；

多个应变片，粘附于所述管路上，用于测量所述管路的振动应力并将其转换为动态应变信号；

位移测量传感器，设置于所述管身的上方并与所述管身保持一定距离，用于测量所述管路在振动时的位移并将其转换为振动位移信号；以及

振动加速度传感器，固定设置于所述容纳部的上方，用于获取所述管路的振动加速度信号并将其转换为动态模拟电压信号；

其中，所述管接头固定于所述容纳部中。

在本发明的试验装置的一个实施方式中，所述管接头与所述容纳部的内壁之间设置有弹垫。

在本发明的试验装置的另一个实施方式中，所述管接头与所述管身之间具有焊缝，所述多个应变片粘贴于所述焊缝的两侧以测量最大应力点的应变。

在本发明的试验装置的另一个实施方式中，所述位移测量传感器为激光位移测量传感器或电涡流位移测量传感器。

在本发明的试验装置的另一个实施方式中，还包括一测量薄片位于所述管身上，所述测量薄片包括一测量面和一粘贴部，所述测量面为平面并对准所述位移测量传感器，所述粘贴部为曲面并粘附于所述管身上。

另一方面，本发明提供一种获取焊接管路振动疲劳极限的方法，包括：

利用上述试验装置，使所述焊接管路以10⁷次/循环进行疲劳循环；

每完成一个循环，增加应力载荷进入下一循环，直至所述焊接管路的最大振动应力或振幅下降2％；以及

记录产生所述焊接管路的最大振动应力或振幅下降2％时所经历的疲劳循环数，然后代入S-N曲线方程中计算出所述焊接管路的疲劳极限。

在本发明的方法的一个实施方式中，所述疲劳循环的初始应力载荷为所述焊接管路的材料的疲劳极限的60％。

在本发明的方法的另一个实施方式中，每完成一个循环后，所增加的应力载荷为所述焊接管路的材料的疲劳极限的5％。

再一方面，本发明提供包括上述试验装置的系统，其还包括：

振动源，所述振动源向所述试验装置提供振动信号；

动态信号测试与分析系统，所述动态信号测试与分析系统接收来自所述试验装置的所述动态模拟电压信号、所述动态应变信号和所述振动位移信号并进行振动检测、数据存储与处理分析。

在本发明的系统的一个实施方式中，所述振动源包括信号发生器、功率放大器和振动台，所述信号发生器产生电压信号，通过所述功率放大器后使所述振动台振动。

与现有技术相比，本发明的试验装置设计合理，系统运行稳定可靠，疲劳试验方法正确可行。在高周疲劳试验中，管接头不发生松动，振动位移监测稳定，能比较准确地获取焊接管路的疲劳极限。

附图说明

图1为根据本发明一个实施方式的获取焊接管路振动疲劳极限的试验装置的整体结构图；

图2为图1中沿A-A线的横向剖视图；

图3为图2中B线内4:1的放大图；

图4为图2中C线内4:1的放大图；

图5为根据本发明一个实施方式的获取焊接管路振动疲劳极限的试验系统图。

其中，附图标记说明如下：

1：安装座

2：管路

20：管接头

21：管身

22：安装节

23：焊缝

24：焊缝

3：弹垫

40：应变片

41：应变片

5：测量薄片

6：激光位移测量传感器

60：发射头

7：振动加速度传感器

具体实施方式

下面根据具体实施例对本发明的技术方案做进一步说明。本发明的保护范围不限于以下实施例，列举这些实例仅出于示例性目的而不以任何方式限制本发明。

疲劳寿命是指结构在指定应力水平下产生疲劳裂纹前所经历的应力循环数。一般情况下，零部件的疲劳寿命由其疲劳试验确定。在线弹性条件下，通常由材料或零件的应力疲劳曲线(S-N曲线)确定。应力疲劳曲线是根据应力幅S与相应的失效循环数N_L之间的实测数据所做的曲线。但是一般情况下通过疲劳试验得出S-N曲线，周期长且耗资大，从工程应用角度来说，可以建立S-N曲线形状的经验公式，以便利用少量的S-N数据确定材料或构件的疲劳寿命。根据S-N曲线的经验公式，利用疲劳试验得出的交变应力/载荷与对应于交变应力/载荷的破坏循环数的成对数据，即可确定构件的疲劳极限，然后结合载荷谱(应力谱)，即可估算出结构的疲劳寿命。

通常采用的零部件高周疲劳试验是将试验件固定在振动台上，然后在试验件的某阶固有频率(一般为一阶弯曲固有频率)下对试验件进行激振，同时在试验件上粘贴应变片对其进行振动应变监测和使用位移测量传感器对其进行振动位移监测。应变片的粘贴点一般需要粘贴在最大应力点处，最大应力点的确定可以结合有限元计算与应力标定试验结果。应力标定试验即在试验件表面粘贴一系列应变片，然后对试验件进行激振，同时监测各应变片的振动应变。比较各位置处应变片的应变值，即可确定最大应力点的位置。

现有的航空发动机零部件的高周疲劳试验多针对单个叶片而言，将单个叶片的根部切割成平面，使用压块将其固定在振动台上。由于夹持段为平面，故压紧比较牢靠，试验过程中叶片不会发生松动。叶片叶型比较平整，因此激光位移测量传感器的激光点照射的区域近似平面，当叶片振幅较大时，激光位移测量传感器测得的振幅仍然比较稳定，数值波动比较小。

但将上述高周疲劳试验方法应用于发动机管路时存在较多问题：首先，航空发动机的油管一般由管接头和管身焊接而成，管接头一般为细牙螺纹连接结构，将其通过螺纹固定在振动台上，在高周疲劳试验中，管接头常发生松动，导致振动台的能量不能很好地传递到管路上。其次，若事先在管身上粘贴好应变片，然后将管路拧紧在振动台上后，应变片通常偏移了管路的正上方或正下方位置，此时应变片监测的应变不是最大方向的应变值。再者，由于管身为弧面，使用激光位移测量传感器测量管路的振动位移时，激光测量点一般要求为平面，管路在大振幅下横向摆动也大，管身的弧面结构使得所测的振动位移上下波动十分明显，有时达到上百微米，给振动位移监测带来较大误差。

图1为根据本发明一个实施方式的获取焊接管路振动疲劳极限的试验装置的整体结构图，图2为图1中沿A-A线的横向剖视图。如图1和图2所示，试验装置包括：安装座1、管路2、应变片40/41、位移测量传感器6、振动加速度传感器7。

安装座1通过螺栓固定在振动台(未示出)上，其具有一容纳部以容纳管路2的一部分并将其固定，如图1和图2所示，该容纳部为一方块形结构的侧凹部。

管路2包括管接头20、管身21和安装节22，管身21位于管接头20和安装节22之间。管接头20和管身21通过焊接连接起来，连接处有焊缝23。管身21与安装节22也通过焊接连接，连接处有焊缝24。管接头20通过螺纹拧紧固定在安装座1的容纳部中。

安装座1的容纳部的内壁与管接头20的之间可设置一弹垫3，使管接头20的端面抵着弹垫3固定于容纳部中，弹垫3给管接头20施加一个预紧力确保在整个疲劳试验过程中管接头20不会在长期的振动载荷下发生松动。

管路2上贴附有多个应变片，用于测量管路2的振动应力并将其转换为动态应变信号。

图3为图2中B线内4:1的放大图。对管路进行有限元计算和应力分布标定试验可知，对于这种悬臂安装的管路2，其最大应力点在焊缝处。如图3所示，在管路2正上方的焊缝23两侧的管壁处各粘贴一片应变片40和41，用于监测最大应力点处的应变。

应变片40和41的粘贴必须在将管路2固定在安装座1上后才可进行，以确保应变片40和41粘贴在管路2的正上方位置，保证测量的是最大应力点处的应变。

管路2的上方设有位移测量传感器6，用于测量管路2在振动时的位移并将其转换为振动位移信号。位移测量传感器6与管身2保持一定距离，并通常位于管路2的正上方。

位移测量传感器6可为激光位移测量传感器或电涡流位移测量传感器。

图4为图2中C线内4:1的放大图。如图4所示，在管路2的管身21上贴附有测量薄片5，例如用强粘性快干胶贴附。测量薄片5包括一测量面和一粘贴部，测量面与粘贴部紧密结合在一起。

测量面为平面并对准位移测量传感器6，使得位移测量传感器6的发射头60所发出的激光或电涡流打在测量薄片5的测量面上。粘贴部为曲面或弧面并且形状与管身21的外壁一致，以更好地粘附于管身21上。

测量薄片5能解决测量位移时由于管路2有横向运动时管路弧面反射激光不稳，造成位移测量波动大的问题，可以保证管路2在振动过程中，振动位移的测量值始终保持在比较稳定的状态，不发生大的跳动。

安装座1的容纳部的顶部固定有振动加速度传感器7，例如用强粘性快干胶固定，其用于在试验中监测振动台台面的加速度，从而获取所述管路的振动加速度信号并将其转换为动态模拟电压信号。

在焊接管路疲劳试验中，需要进行最大应力点振动应力与管路振幅的关系标定，拟合测得振动应力—振幅标定数据，得到最大应力与振幅的线性关系。如在大应力下应变片发生失效，则可根据标定结果，在振动疲劳试验中通过监测管路振幅来间接监测振动应力直至焊接管路发生疲劳破坏为止。

在试验中，由于无法准确预估焊接管路的疲劳极限，可采用分级加载逐次逼近的方法获取焊接管路的振动疲劳极限，其包括以下步骤：

利用上述试验装置，使焊接管路以10⁷次/循环进行疲劳循环；

每完成一个循环，增加应力载荷进入下一循环，直至产生疲劳裂纹；以及

记录产生疲劳裂纹时所经历的疲劳循环数，然后代入S-N曲线方程中计算出焊接管路的疲劳极限。

试验过程中，选取疲劳循环的初始应力载荷为焊接管路的材料的疲劳极限的60％，应力载荷增加的步长可设置为材料疲劳极限的5％，即每完成一个循环后，所增加的应力载荷为焊接管路的材料的疲劳极限的5％。

试验过程中，当焊接管路最大振动应力或者振幅下降2％时，认为焊接管路产生了疲劳裂纹，可记录此时焊接管路经历的疲劳循环数，然后代入S-N曲线方程中可计算出疲劳极限。

为确保试验结果准确，可将多根焊接管路振动疲劳试验获得的疲劳极限取平均值，得到一批焊接管路的疲劳极限，再计算这一批焊接管路疲劳极限的标准差、平均值和变异系数，从而对焊接管路的振动疲劳试验结果进行评价。

图5为根据本发明一个实施方式的获取焊接管路振动疲劳极限的试验系统图。如图5所示，本发明的系统包括上述试验装置、振动源和动态信号测试与分析系统。

其中振动源向上述试验装置提供振动信号，其包括信号发生器、功率放大器和振动台，信号发生器产生频率与幅值可控的正弦电压信号，对振动台的功率放大器的激振频率和输出功率实施控制，通过功率放大器使振动台进振动，振动台对管路进行振动激励。

振动加速度传感器获取振动台台面加速度信号并将其转换为动态模拟电压信号，管路上粘贴的应变片获取动态应变信号并通过动态应变测试系统传递，位移测量传感器获取振动位移信号并通过振动位移监测系统传递。

动态信号测试与分析系统将上述三种信号接入，进行管路的振动检测、数据存储与处理分析。

本发明的试验装置、系统及方法已在焊接管路高周疲劳试验中得到了应用和验证。从验证结果来看，此试验装置设计合理，系统运行稳定可靠，疲劳试验方法正确可行。在高周疲劳试验中，管接头不发生松动，振动位移监测稳定，能比较准确地获取焊接管路的疲劳极限。

本发明的试验装置仅仅是以该焊接管路结构为例，但不以此为限，亦可是普通管路，抑或其他零部件如叶片等。

本领域技术人员应当注意的是，本发明所描述的实施方式仅仅是示范性的，可在本发明的范围内作出各种其他替换、改变和改进。因而，本发明不限于上述实施方式，而仅由权利要求限定。

Claims (10)

1.一种获取焊接管路振动疲劳极限的试验装置，包括：

安装座，所述安装座具有一容纳部；

管路，所述管路具有管接头、管身和安装节，所述管身位于所述管接头和所述安装节之间；

多个应变片，粘附于所述管路上，用于测量所述管路的振动应力并将其转换为动态应变信号；

位移测量传感器，设置于所述管身的上方并与所述管身保持一定距离，用于测量所述管路在振动时的位移并将其转换为振动位移信号；以及

振动加速度传感器，固定设置于所述容纳部的上方，用于获取所述管路的振动加速度信号并将其转换为动态模拟电压信号；

其中，所述管接头固定于所述容纳部中。

2.根据权利要求1所述的试验装置，其中所述管接头与所述容纳部的内壁之间设置有弹垫。

3.根据权利要求1所述的试验装置，其中所述管接头与所述管身之间具有焊缝，所述多个应变片粘贴于所述焊缝的两侧以测量最大应力点的应变。

4.根据权利要求1所述的试验装置，其中所述位移测量传感器为激光位移测量传感器或电涡流位移测量传感器。

5.根据权利要求4所述的试验装置，还包括一测量薄片位于所述管身上，所述测量薄片包括一测量面和一粘贴部，所述测量面为平面并对准所述位移测量传感器，所述粘贴部为曲面并粘附于所述管身上。

6.一种获取焊接管路振动疲劳极限的方法，包括：

利用如权利要求1至5中任一项所述的试验装置，使所述焊接管路以10⁷次/循环进行疲劳循环；

每完成一个循环，增加应力载荷进入下一循环，直至所述焊接管路的最大振动应力或振幅下降2％；以及

记录产生所述焊接管路的最大振动应力或振幅下降2％时所经历的疲劳循环数，然后代入S-N曲线方程中计算出所述焊接管路的疲劳极限。

7.根据权利要求6所述的方法，其中所述疲劳循环的初始应力载荷为所述焊接管路的材料的疲劳极限的60％。

8.根据权利要求6所述的方法，其中每完成一个循环后，所增加的应力载荷为所述焊接管路的材料的疲劳极限的5％。

9.一种获取焊接管路振动疲劳极限的系统，包括：

如权利要求1至5中任一项所述的试验装置；

振动源，所述振动源向所述试验装置提供振动信号；

动态信号测试与分析系统，所述动态信号测试与分析系统接收来自所述试验装置的所述动态模拟电压信号、所述动态应变信号和所述振动位移信号并进行振动检测、数据存储与处理分析。

10.根据权利要求9所述的系统，其中所述振动源包括信号发生器、功率放大器和振动台，所述信号发生器产生电压信号，通过所述功率放大器后使所述振动台振动。