CN110530571A - 一种对带传感器外螺纹紧固件进行预紧力标定的方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种对带传感器外螺纹紧固件进行预紧力标定的方法，首先采用基准温度对每一超声波飞行时间△tn_act’进行温度修正，再建立温度修正后声时差△tn_korr’‑△t0_korr和不同载荷Fn之间的函数拟合关系，获得的预紧力F相对于温度修正后声时差的拟合方程能够在测量时获得可信度高的测量结果。

Description

一种对带传感器外螺纹紧固件进行预紧力标定的方法

技术领域

本发明涉及紧固件预紧力检测领域，具体涉及一种对带传感器外螺纹紧固件进行预紧力标定的方法。

背景技术

目前，通过在外螺纹紧固件上制备传感器/换能器，利用传感器/换能器激发的超声波信号来测量外螺纹紧固件预紧力的技术具有较好的应用前景。该技术主要包含三个方面内容：

1.在外螺纹紧固件头部或杆部尾端通过粘贴/焊接/真空镀等方式固定、沉积生长压电传感器；

2.对带传感器的外螺纹紧固件按一定的方法进行标定。标定过程可能包括确定外螺纹紧固件测量参数、环境参数以及外螺纹紧固件上传感器/换能器激发的超声波信号参数，通过一定的试验方法及步骤，建立特定条件下，上述测量参数与外螺纹紧固件预紧力的函数关系。

3.将标定得到的上述函数关系导入测量系统软件，在螺栓安装或使用过程，测量上述函数关系中的变量值，通过函数计算得到外螺纹紧固件在安装或使用过程中的预紧力值，并在测量设备或装置中显示测量结果。

标定方法中，如何科学合理确定外螺纹紧固件测量参数、环境参数、超声波信号参数，并按合理的测量过程进行测量很重要。标定方法将决定外螺纹紧固件预紧力测量结果的准确性。由于标定过程涉及的参数变量较多，现有的标定方法主要存在以下问题：

1.考虑的参数不全，降低标定结果的可信度，如未考虑温度对外螺纹紧固件长度变化的影响、未考虑具体的安装结构夹层厚度、未考虑螺母的特征等；

2.测量参数冗余，增加标定过程的复杂性和成本，如测量伸长量等；

3.测量方法不合理，未将互相干扰的影响因素分开考虑，导致结果可信度低。

发明内容

针对现有标定方法中的问题，本发明提出了一种用于带传感器外螺纹紧固件预紧力测量的标定方法，该方法简化了标定过程中的测量变量，还能保证测量结果的准确性，具有较强的实用性和可行性。

传感器/换能器激发的超声波信号可在外螺纹紧固件内飞行，并在对面被返回(如图1所示)，此时可以探测到一个回波信号。超声检测仪器或信号处理装置可以测量超声信号从发射到接受回波的飞行时间Δt。与该飞行时间Δt相关的最直接变量参数为：超声波信号在外螺纹紧固件内飞行的距离或长度L，超声波信号在外螺纹紧固件内飞行的速度v。且关系为：

由于外螺纹紧固件的伸长量在外力和温度影响下随时会发生变化，该参数是一个随环境变化而变化的动态参量。若直接测量该动态参量，可信度不高。即使采用精度非常高的长度测量装置/仪器，在实际安装和使用过程中，也会给测量带来不便。因此，标定时测量外螺纹紧固件伸长量的可信度与可行性较低。但是根据胡克定律，弹性体在外力作用下伸长量的变化与外力F呈线性关系，由于力或载荷F的测量相对伸长量的测量更容易，因此，可以用载荷或力F的变化间接表征伸长量的变化。

关于超声波在外螺纹紧固件内飞行速度v，根据声弹性理论，超声波飞行速度v与其在传播介质中的应力有关，介质区域应力越高，传播速度越慢，且为线性比例关系。

由于外螺纹紧固件在外力作用下伸长量变化、速度变化均和外螺纹紧固件承受载荷F呈线性关系，因此，可基于以上原理，建立超声波在外螺纹紧固件内飞行时间Δt与外部载荷产生的预紧力F的函数关系，如

式中A1为与伸长量变化、速度变化相关的综合因子。

上述原理，标定外螺纹紧固件预紧力F，可不用测量外螺纹紧固件的伸长量变化，直接外螺纹紧固件在载荷作用及零载荷情况下超声波飞行时间的差量即可实现外螺纹紧固件预紧力的测量。

同时，本方法还考虑其它会对测量结果产生影响的因素，这些因素包括：

·温度；

·外螺纹紧固件的特征参数，如螺栓材料、抗拉强度、表面润滑状态、螺纹公称直径、螺距、螺纹成型方式等；

·与外螺纹紧固件匹配的螺母参数：如螺母的结构形式、螺母的材料、螺母的润滑状态等；

·安装外螺纹紧固件的参数：如被连接结构的材料及厚度、外螺纹紧固件预期使用温度等。

为简化标定过程，可将以上因素中除温度因素以外的其他因素定义为固定参数，在标定时这些固定参数需保持不变(即采用相同的参数条件，例如采用相同规格和材料的螺栓进行标定和测量)。将温度T、超声波飞行时间Δt、外螺纹紧固件预紧力F三个因素定义为测量参数，固定参数和测量参数之间的相互作用影响能够在固定参数保持不变时内化反应在测量参数上。

具体的，本发明对带传感器外螺纹紧固件进行预紧力标定的方法，包括下述步骤：

S1：在实际温度Tn_act’下，测量待测紧固件在不同载荷Fn下的超声波飞行时间Δtn_act’，

S2：对每一超声波飞行时间Δtn_act’进行温度修正，将每一超声波飞行时间Δtn_act’修正为基准温度下的超声波飞行时间Δtn_korr’；

S3：建立温度修正后声时差Δtn_korr’-Δt0_korr和不同载荷Fn之间的函数拟合关系，获得预紧力F相对于温度修正后声时差的拟合方程；其中，Δtn_korr’为不同载荷Fn下修正为基准温度下的超声波飞行时间，Δt0_korr为无载荷时基准温度下的超声波飞行时间/初始声时。

进一步，所述步骤S2中，温度修正的步骤包括：

S21：在无载荷的情况下，测量待测紧固件在不同温度Tn_act下的超声波飞行时间Δtn_act；

S22：建立超声波飞行时间Δtn_act相对于无载荷基准温度下超声波飞行时间Δt0_korr的温度函数关系，获得不同温度下超声波飞行时间Δtn_act的温度修正方程，不同温度下的温度修正方程具有不同的温度修正因子；

S23：选取步骤S2的每一超声波飞行时间Δtn_act’对应温度下的温度修正方程分别对Δtn_act’进行温度修正。

优选的，所述步骤S22中温度修正方程为Δtn_act相对于温度Tn_act的n阶多项式的方程，温度Tn_act的n阶多项式优选为式I中作为分母的一阶多项式或式II中作为分母的二阶多项式；温度Tn_act的n阶多项式的阶数可以采用声时差Δtn_act-Δt0_korr和温度Tn_act的拟合函数曲线初步判定；温度Tn_act的n阶多项式中具有温度修正因子。

进一步，所述步骤S3中预紧力F相对于温度修正后声时差的拟合方程为F相对于Δtn_korr’-Δt0_korr的n阶多项式，优选为一阶多项式式III或二阶多项式式IV；n阶多项式的阶数可以采用未修正声时差Δtn_act’-Δt0_korr和不同载荷Fn的拟合函数曲线初步判定；n阶多项式中具有载荷修正因子k_n。

进一步，所述基准温度优选为0℃，也可以为其他选定温度，如25℃常温。

进一步，所述步骤S21中，Tn_act和Δtn_act是在高低温试验箱内温度达到平衡后采集的数据。

进一步，所述标定方法中，除温度、超声波飞行时间、外螺纹紧固件预紧力以外的参数相对于实际测量时保持不变。

本发明标定过程简单，参量少，计算方便，能够消除各项影响因素(紧固件规格参数、匹配螺母参数、连接结构参数等)带来的影响，并通过在载荷因子拟合前预先采用温度系数因子对每一温度下的声时差进行修正，统一了温度基准，消除了与温度相关的各项影响因素的影响，标定可靠性高，特别适合高载荷条件下预紧力的测量。

附图说明

构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是超声波信号在紧固件内飞行检测原理图。

图2是表一中声时差和测量温度的函数拟合曲线。

图3是表三中未修正声时差和标定载荷的函数拟合曲线。

图4是表四中温度修正后声时差和标定载荷重新拟定的曲线。

具体实施方式

为了更好的理解本发明，下面结合具体附图对本发明进行详细描述。限于篇幅，本发明中表一到表四仅摘录了实际实验中的部分数据，并非为实际标定方法中的全部结果。

(一)确定温度系数因子

1.试验测量

螺栓在无载荷的情况下，将其放进高低温试验箱(该温控试验箱需具有较高的温度控制精度和温度均匀性)。确认超声波测量仪的测量探头与被测外螺纹紧固件的连接状态完好。设定试验箱的温度为基准温度T0，一定时后确保外螺纹紧固件达到热平衡，此时读取超声测量仪测得的超声波飞行时间Δt0。外螺纹紧固件达到热平衡的标志是超声波飞行时间Δt0不再波动，为恒定值。

不改变高低温试验箱内外螺纹紧固件除温度外的其他状态，将高低温试验箱以一定升温速率升温至T1_act，待热平衡后，读取超声测量仪测得的超声波飞行时间Δt1_act。所述达到热平衡的标志是超声波飞行时间Δt1_act不再波动，为恒定值。

不改变高低温试验箱内外螺纹紧固件除温度外的其他状态，将高低温试验箱以一定升温速率升温至T2_act，待热平衡后，读取超声测量仪测得的超声波飞行时间Δt2_act，所述达到热平衡的标志是超声波飞行时间Δt2_act不再波动，为恒定值。

以此类推，逐渐升温，测量超声波在Tn_act温度下的飞行时间Δtn_act。

2.温度系数因子计算

将选定的基准温度下测得的非加载状态下的超声飞行时间作为初始声时，一般基准温度选定为0℃(T0＝0℃，Δt0)。非基准温度下(Tn_act，n＝1、2……)测得的超声飞行时间为实测传播时间(Δtn_act，n＝1、2……)，实测传播时间与初始声时的差值为声时差。对声时差和测量温度进行函数拟合，可以初步判定所使用的拟合函数的阶数。对短螺栓，外螺纹紧固件材料具有低线性热膨胀系数、以及对使用温度范围较小的情况，可使用一阶多项式(式I)拟合，可得到温度修正因子Cn_x。对长螺栓、外螺纹紧固件材料具有高线性热膨胀系数、以及对使用温度范围较大的情况，可使用二阶多项式(式II)或三阶及以上多项式来拟合，二阶多项式可得到温度修正因子Cn_x、Cn_y。温度修正后的超声飞行时间可用Δtn_korr表示，初始声时即为Δt0_korr，也是Δt0_act。

以编号为2#，规格为M14×110外螺纹紧固件为例，表一为温度因子标定的试验数据(摘录)，由表一中声时差和测量温度进行函数拟合得出图2，符合一阶线性关系，因此可采用上述式I获得每一温度下的温度修正因子Cn_x，运算结果列于表二中。

其中以实测温度为25.1℃为例，温度修正因子的计算过程为：

得到Cn_x＝1.52915E-06。

表一 温度修正因子标定的试验数据(摘录)

表二 温度修正因子标定的试验结果(摘录)

(二)确定载荷系数因子

1.试验测量

采用拉伸试验机或扭拉试验机，对带传感器外螺纹紧固件施加一定载荷F1，同时测量该载荷作用下外螺纹紧固件的实际温度T1_act’，超声测量仪同时读取拉伸试验拉力值为F0时的飞行时间Δt1_act’；

拉伸试验机以一定的载荷步长继续加载至F2，同时测量该载荷作用下外螺纹紧固件的实际温度T2_act’，超声测量仪读取拉伸试验拉力值为F2时的飞行时间Δt2_act’；

依次类推，超声测量仪读取载荷值为Fn时的实际温度Tn_act’和飞行时间Δtn_act’；未施加载荷时F0＝0，在实际测量过程中，实际温度Tn_act’一般不发生变化。

需要注意的是，从小到大开始以一定步长来改变载荷，同时注意不能中途卸除载荷，避免使该外螺纹紧固件产生应力强化效应。

2.确定载荷因子

将选定的基准温度下测得的非加载状态下(F0＝0)的超声飞行时间作为初始声时，不同标定载荷(Fn，n＝1、2……)和实际温度(Tn_act’，n＝1、2……)下测得的超声飞行时间为实测传播时间(Δtn_act’，n＝1、2……)，实测传播时间与初始声时的差值为未修正声时差，对未修正声时差和标定载荷进行函数拟合，可以初步判定所使用的拟合函数的阶数，同样根据多种性质因素不同，可以采用一阶或多阶多项式拟合。

同样以编号为2#，规格为M14×110外螺纹紧固件为例，表三为载荷因子标定的试验数据(摘录)，由表二中未修正声时差和标定载荷进行函数拟合得出图3，符合一阶线性关系，因此可判定采用一阶多项式进行函数拟合。

表三 载荷因子标定的试验数据(摘录)

标定载荷(KN)	初始声时ns	实测传播时间ns	未修正声时差ns	实测温度℃
					0	36541	36541.1	0.1	25.1
10	36541	36577.9	36.9	25.1
					20	36541	36615.5	74.5	25.1
30	36541	36653.2	112.2	25.1
					40	36541	36690.9	149.9	25.1
50	36541	36729.0	188.0	25.1

为消除温度的影响因素，在进行一阶多项式的函数拟合前，首先利用已确定的温度系数因子及其对应的多项式对Δtn_act’进行修正，即利用上述已确定的每一温度下的温度修正因子Cn_x，将Δtn_act’修正到基准温度(0℃)下的Δtn_korr’。表三中温度修正后的结果列于表四中。

表四 载荷修正因子的试验结果(摘录)

将温度修正后声时差和预紧力按照前述图3的判定建立一阶多项式函数关系(式III)，

F＝k₁·(Δtn_korr‘-Δt0_korr)+B

III

在适合情况下，也可以建立多阶多项式函数关系，例如二阶多项式函数关系(式IV)，

F＝k₁·(Δtn_korr‘-Δt0_korr)+k₂·(Δtn_korr‘-Δt0_korr)²+B

IV

式中

F：外螺纹紧固件中的预紧力；

Δt0_korr：初始声时，即基准温度下测得的非加载状态下的超声飞行时间；

Δtn_korr’：在外部载荷条件下，经温度因子修正后的超声飞行时间；

k₁，k₂：载荷因子，B为常数。

表四中温度修正后声时差和标定载荷重新拟定的曲线如图4所示，得到曲线方程为y＝0.2661x+0.4098，则可得出实际载荷修正因子为0.2661。

为评估标定的精度，表四中还列出了标定后的预紧力误差。在测量环境温度为25.1℃的条件下，外螺纹紧固件的仪器测量声时为36690.9ns对应的实际预紧力值为：

F＝k₁·(Δtn_korr‘-Δt0_korr)+0.4098

＝0.2661×148.5+0.4098 KN

＝39.93KN

与标定目标载荷40KN相比，相对误差为(40-39.93)/40×100％＝0.18％。

由表四可以看出，当施加的载荷越大时，本发明方法所获得的预紧力检测值误差越小，本发明特别适用于载荷较大的预紧力标定需要，优选大于30KN。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种对带传感器外螺纹紧固件进行预紧力标定的方法，包括下述步骤：

S1：在实际温度Tn_act’下，测量待测紧固件在不同载荷Fn下的超声波飞行时间△tn_act’，

S2：对每一超声波飞行时间△tn_act’进行温度修正，将每一超声波飞行时间△tn_act’修正为基准温度下的超声波飞行时间△tn_korr’；

S3：建立温度修正后声时差△tn_korr’-△t0_korr和不同载荷Fn之间的函数拟合关系，获得预紧力F相对于温度修正后声时差的拟合方程；其中，△tn_korr’为不同载荷Fn下修正为基准温度下的超声波飞行时间，△t0_korr为无载荷时基准温度下的超声波飞行时间/初始声时。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤S2中，温度修正的步骤包括：

S21：在无载荷的情况下，测量待测紧固件在不同温度Tn_act下的超声波飞行时间△tn_act；

S22：建立超声波飞行时间△tn_act相对于无载荷基准温度下超声波飞行时间△t0_korr的温度函数关系，获得不同温度下超声波飞行时间△tn_act的温度修正方程，不同温度下的温度修正方程具有不同的温度修正因子；

S23：选取步骤S2的每一超声波飞行时间△tn_act’对应温度下的温度修正方程分别对△tn_act’进行温度修正。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述步骤S22中温度修正方程为△tn_act相对于温度Tn_act的n阶多项式的方程，温度Tn_act的n阶多项式优选为式I中作为分母的一阶多项式或式II中作为分母的二阶多项式；温度Tn_act的n阶多项式的阶数可以采用声时差△tn_act-△t0_korr和温度Tn_act的拟合函数曲线初步判定；温度Tn_act的n阶多项式中具有温度修正因子。

4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述步骤S21中，Tn_act和△tn_act是在高低温试验箱内温度达到平衡后采集的数据。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤S3中预紧力F相对于温度修正后声时差的拟合方程为F相对于△tn_korr’-△t0_korr的n阶多项式，优选为一阶多项式式III或二阶多项式式IV；n阶多项式的阶数可以采用未修正声时差△tn_act’-△t0_korr和不同载荷Fn的拟合函数曲线初步判定；n阶多项式中具有载荷修正因子k_n。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基准温度为0℃。

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述标定方法中，除温度、超声波飞行时间、外螺纹紧固件预紧力以外的参数相对于实际测量时保持不变。