[發明專利]真實管道彎曲疲勞試驗系統及方法

有效

• 申請號: 201310238810.6
• 申請日: 2013-06-17
• 公開（公告）號: CN103335902A
• 公開（公告）日: 2013-10-02
• 發明（設計）人: 陳果;程小勇;劉明華;羅云;鄭其輝;侯民利;蒲柳
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G01N3/32
• 分類號: G01N3/32
• 代理公司: 江蘇圣典律師事務所 32237
• 代理人: 賀翔

技術領域

本發明涉及一種真實管道彎曲疲勞試驗系統及方法，尤其涉及一種利用振動臺激勵的真實管道彎曲疲勞試驗系統及方法。

背景技術

飛機液壓管道的結構完整性是整個飛機、發動機結構完整性和可靠性的重要組成部分。目前，在新機研制過程中，導管斷裂及管接頭漏油故障十分頻繁。由于飛機導管都是承受著交變載荷作用的，過去的研究表明，軍用飛機噴氣發動機構件的主要失效原因是高周疲勞，疲勞失效占噴氣發動機全部構件損傷的49%。研究疲勞所造成的失效規律、提高材料的疲勞強度以避免或延緩疲勞破壞發生的措施，是材料強度的一個重要課題。但是，目前更多的疲勞試驗是針對管道材料試驗件的疲勞試驗，對于真實管道的疲勞強度只能依據幾何形狀進行修正，而直接針對真實管道的疲勞試驗測定研究幾乎是空白。

發明內容

本發明提供一種真實管道彎曲疲勞試驗系統及方法，其通過直接對真實管道進行疲勞試驗，獲取了真實管道的疲勞強度極限和S-N曲線。

本發明采用如下技術方案：一種真實管道彎曲疲勞試驗系統，其包括：提供正弦激勵的振動臺、固定連接于所述振動臺上的三爪卡盤及夾緊于所述三爪卡盤中的真實管道試驗件，所述真實管道彎曲疲勞試驗系統還包括與所述振動臺相連接的控制器、與所述真實管道試驗件相連接的以采集真實管道試驗件上應變片的應力數據的數據采集器及與所述數據采集器相連接的裝有疲勞實驗軟件的計算機。

所述真實管道試驗件的應力最薄弱處貼有應變片。

所述真實管道試驗件的根部貼有應變片。

本發明還采用如下技術方案：一種真實管道彎曲疲勞試驗系統的試驗方法，其包括如下步驟：

步驟1：將振動臺固定在基礎平臺上；

步驟2：將三爪卡盤連接固定在振動臺上；

步驟3：將真實管道試驗件在三爪卡盤上夾緊，并將應變片貼在真實管道試驗件的根部；

步驟4：利用錘擊法進行模態試驗，獲取真實管道試驗件的一階固有頻率；

步驟5：利用控制器發出的控制信號，將激勵頻率調整到一階固有頻率處，通過振動控制臺調節振動幅值使應力達到預定水平下，進行疲勞試驗，并用疲勞試驗軟件進行監控；

步驟6：真實管道試驗件開始出現一段裂紋時，管道根部應力下降至預定應力的95%時，裝有疲勞試驗軟件的計算機發出提示聲，此時軟件停止工作；

步驟7：對真實管道試驗件進行模態試驗，獲取固有頻率，如下降了初始固有頻率的3%，則統計出真實管道試驗件的疲勞循環，進入步驟8，進行下一個管道實驗，否則，轉入步驟4，調整振動臺振幅或頻率，使真實管道試驗件根部應力保持在預定應力值，繼續進行試驗；

步驟8：三爪卡盤上重新夾持真實管道試驗件，在不同應力值下重復進行疲勞試驗：當真實管道試驗件在當前應力下振動次數超過10⁷沒有斷裂時，疲勞試驗終止；

步驟9：全部試驗完成后,統計出不同應力值下的真實管道試驗件的循環次數，獲取真實管道的S-N曲線，并擬合出其表達式。

本發明具有如下有益效果：

（1）本發明真實管道彎曲疲勞試驗系統結構簡單，成本低廉；

（2）本發明真實管道彎曲疲勞試驗方法增加了疲勞保護的內容，直接針對真實管道進行疲勞試驗，結果更為可信，可以為制定真實系統中的管道應力限制值提供重要參考和依據，具有重要的工程實用價值。

附圖說明

圖1為本發明真實管道彎曲疲勞試驗系統中的真實管道試驗件圖。

圖2為本發明真實管道彎曲疲勞試驗系統中三爪卡盤的結構圖。

圖3為本發明真實管道彎曲疲勞試驗系統的疲勞試驗原理圖。

圖4為本發明真實管道彎曲疲勞試驗系統測試出的6061鋁合金的S-N曲線圖。

具體實施方式

下面結合附圖對發明的技術方案進行詳細說明。

請參照圖1至圖3所示，本發明真實管道彎曲疲勞試驗系統包括提供正弦激勵的振動臺、三爪卡盤、振動臺與三爪卡盤間的連接件、數據采集器、裝有疲勞試驗軟件的計算機、真實管道試驗件，其中真實管道試驗件的根部貼有應變片以測取振動應力。