[發明專利]預緊力式航空零件熱-疲勞強度一體化測量平臺

在審

• 申請號: 201510405798.2
• 申請日: 2015-07-10
• 公開（公告）號: CN105158056A
• 公開（公告）日: 2015-12-16
• 發明（設計）人: 吳瓊;司宇;張以都;李大鵬
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G01N3/00
• 分類號: G01N3/00;G01M13/00
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

技術領域

本設計的主要內容是設計一個針對航空零件熱-疲勞強度的預緊力式航空零件熱-疲勞強度一體化測量平臺。

背景技術

在航空航天領域中，航空零件的可靠性對后期使用非常重要，在航空零件設計制造和運用過程中主要的考慮是疲勞破壞，然而材料的疲勞機理是一個難以用理論的方法研究的問題，因為影響的因素眾多，且大部分因素之間的關系無法用數學模型來定量描述。而隨著試驗設備的迅猛發展，試驗法成為分析材料疲勞壽命、疲勞強度的最有效辦法。

試驗法的主要操作是用疲勞試驗機對零件進行疲勞試驗、數據采集以及數據分析，重要構件的疲勞壽命都需要經過疲勞試驗的方法來測試。但是試驗法也有不足，即實驗效率。目前國內外的疲勞試驗機的發展情況看來，疲勞試驗機按照驅動方式分類，可分為電磁驅動式和電液伺服式。電磁驅動式響應速度快、動態位移大，常用來測試一般機械零件。電液伺服式載荷輸出大且穩定，一般用來測試較大的工程機械零件。

航空零件工作由于受工作環境的限制，通常同時受溫度和高頻交變(循環)載荷的作用，疲勞壽命和疲勞強度受溫度的影響，不再是室溫下的疲勞壽命和疲勞強度。所以有必要設計一種能夠控制在一定的溫度下進行疲勞試驗的一體化測量平臺，以更好地模擬航空零件工作條件，從而更準確地研究航空零件疲勞壽命及疲勞強度。而本設計通過采用電液伺服驅動方式，并設計相應的溫控系統和靜態預緊力加載系統，使得試樣能夠在加載一定預緊力和預設的溫度條件下進行拉壓試驗。通過對航空零件在不同溫度條件下進行對稱或者不對稱拉壓疲勞試驗，更好的模擬航空零件真實工作條件，得到航空零件更接近真實值的疲勞壽命和疲勞強度。本設計的優點為熱-疲勞一體測量、額定出力大、易于裝配、頻率響應性能好、可獨立控制靜態及動態變量和自動增益補償。

發明內容

基于上述背景，本設計的預緊力式航空零件熱-疲勞強度一體化測量平臺通過使用靜態力加載裝置提供預緊力，通過激振系統提供激振力，通過溫控系統提供預設的工作溫度，通過控制部分控制和顯示相應的參數，從而對航空零件在不同溫度下進行疲勞試驗，更精確的分析出零件的真實疲勞壽命和疲勞強度。

附圖說明

圖1是預緊力式航空零件熱-疲勞強度一體化測量平臺的整體方案設計；

圖2是平臺的主機框架部分和控制部分；

圖3是平臺的靜態力加載裝置部分；

圖4是平臺的激振系統部分；

圖5是平臺的溫控系統部分；

圖6是溫控系統部分的上夾具；

圖7是溫控系統部分的下夾具；

圖中1為底座，2為立柱，3為下梁，4為上梁，5為鎖緊螺母，6為電機，7為聯軸器，8為蝸輪蝸桿減速器，9為絲杠螺母副，10為往復式激振頭，11為測力傳感器，12為液壓動力源及其控制器，13為輸油管路，14為前后箱體，15為溫度傳感器，16為電爐絲，17為冷風輸送裝置，18為隔熱聯軸，19為上夾具，20為下夾具，21為調姿桿，22為電腦控制臺，23為顯示器。

具體實施方式

下面詳細描述本發明的實施例，所述實施例附圖中自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，僅用于解釋本發明，而不能解釋為對本發明的限制。

在本發明的描述中，術語“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”等指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本發明而不是要求本發明必須以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發明的限制。

下面結合附圖及實施例對本發明的設計原理、各部分功能結構及裝配工藝進行介紹：

如圖1所示，該一體化測量平臺是由主機框架部分、靜態力加載裝置部分、激振系統部分、溫控系統部分和控制部分。其中主機框架部分是平臺的支撐部分，給其余部分提供支撐和裝卡。

如圖1和2所示，主機框架部分由底座1、立柱2、下梁3、上梁4、鎖緊螺母5等基本元件組成。底座1與立柱2通過螺紋連接固定，下梁3和上梁4通過鎖緊螺母5在立柱2的相應位置上固定。控制部分由電腦控制臺22和顯示器23組成，二者和底座1為一個整體，位于底座左側。