[實用新型]微動疲勞試驗系統

有效

• 申請號: 201721008177.1
• 申請日: 2017-08-11
• 公開（公告）號: CN207051129U
• 公開（公告）日: 2018-02-27
• 發明（設計）人: 李桓;馬遠良;李春
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: G01N3/36
• 分類號: G01N3/36;G05D16/20
• 代理公司: 北京律智知識產權代理有限公司11438
• 代理人: 闞梓瑄

技術領域

本實用新型涉及疲勞試驗設備技術領域，尤其涉及一種微動疲勞試驗系統。

背景技術

微動疲勞在航空工業中極為常見并且造成的危害很大，往往會使飛機部件的預期壽命減少40％-60％。最為顯著的例子是在航空渦輪發動機運轉過程中，伴隨著葉片振動以及氣流擾動等產生的循環載荷，致使在渦輪盤/葉片榫連結構接觸界面的微動疲勞失效問題。在給定循環載荷作用下，接觸壓力和切應力被認為是除過接觸表面狀況與微動環境之外影響微動疲勞裂紋萌生與擴展的主要因素。因此在微動疲勞試驗中準確提供并測量接觸壓力便十分重要。目前的試驗研究表明，在不同加載頻率下，材料的微動疲勞壽命受接觸壓力的影響規律不同；為了定量其他可能因素對疲勞壽命的影響，微動疲勞試驗中需要施加恒定的接觸壓力。此外，微動疲勞壽命受滑移幅值的影響很大，微動疲勞試驗中區分微動狀態(部分滑移、完全滑移以及兩者的混合狀態)的常用方法是利用切應力與滑移幅值的關系圖來確定；滑移幅值不論是通過測量或計算的方法獲得，都需要提供的恒定接觸壓力數值。以上關于微動疲勞的研究都給接觸壓力加載裝置的設計提出了更高的要求。

目前，采用應力環結構進行微動疲勞試驗簡單易操作、性價比較高；但是，在應力環結構中大量使用的機械加載方式。機械加載方式對于接觸壓力的控制精度不高，所能夠實現的接觸壓力加載幅度較小，并且試驗過程中的機械振動導致其穩定性較差。航空發動機的低周疲勞周期涉及引擎啟動-停工加載周期，在利用微動疲勞試驗模擬此工況時，需要很好的控制加載機構。

因此，有必要研究一種新的微動疲勞試驗系統。

所述背景技術部分公開的上述信息僅用于加強對本實用新型的背景的理解，因此它可以包括不構成對本領域普通技術人員已知的現有技術的信息。

實用新型內容

本實用新型的目的在于克服上述現有技術的至少一種不足，提供一種微動疲勞試驗系統。

本實用新型的額外方面和優點將部分地在下面的描述中闡述，并且部分地將從描述中變得顯然，或者可以通過本實用新型的實踐而習得。

根據本公開的一個方面，提供一種微動疲勞試驗系統，包括：

應力環；

兩個連接機構，對稱設于所述應力環兩側，用于連接所述應力環與疲勞試驗機；

兩個施力機構，對稱設于所述應力環兩側，所述施力機構包括液壓缸；

兩個控制單元，用于對應控制所述液壓缸。

在本公開的一種示例性實施例中，所述連接機構包括：

夾持組件，夾持于所述疲勞試驗機的立柱上；

距離調節組件，連接于所述應力環與所述夾持組件之間，能夠調節所述應力環與所述夾持組件之間的距離。

在本公開的一種示例性實施例中，所述應力環的外側面對稱設有兩個徑向向外延伸的套筒，所述套筒的中心孔貫通所述應力環，所述距離調節組件包括：

套管，具有第一端以及第二端，所述第一端連接于所述夾持組件，第二端套設于所述套筒外；

軸承，固定于所述套管內的靠近所述夾持組件的一側；

絲杠，其一端固定于所述軸承內，其另一端延伸至所述應力環內；

螺母，與所述絲杠配合；

導向部件，設于所述螺母上，用于防止所述螺母旋轉使所述螺母沿所述絲杠的軸向直線移動且固定所述螺母與所述套管使所述套管與所述螺母共同沿所述絲杠的軸向直線移動。

在本公開的一種示例性實施例中，所述套管上設置有軸向的長條通孔，所述螺母上設置有徑向的螺紋孔，所述導向部件包括：

固定螺釘，其螺帽位于所述套管外，所述固定螺釘的螺桿貫穿所述長條通孔并螺紋配合于所述螺紋孔內，固定所述螺母與所述套管。

在本公開的一種示例性實施例中，所述絲杠的延伸至所述應力環內的端部設置為棱柱狀。

在本公開的一種示例性實施例中，所述應力環的側面對稱設置有兩個通孔，所述液壓缸的活塞桿貫穿所述通孔，所述施力機構還包括：

依次同軸連接于所述活塞桿的端部的軸連接器、壓力傳感器以及固定螺母。

在本公開的一種示例性實施例中，所述固定螺母端部設置有頂錐。

在本公開的一種示例性實施例中，所述液壓缸具有由活塞分開的前腔和后腔，所述控制單元包括：

疊加單向節流閥，具有兩個第一工作開口和兩個第二工作開口，兩個所述第一工作開口對應連通至所述前腔和所述后腔；