[发明专利]预紧力式航空零件热-疲劳强度一体化测量平台

说明书

技术领域

本设计的主要内容是设计一个针对航空零件热-疲劳强度的预紧力式航空零件热-疲劳强度一体化测量平台。

背景技术

在航空航天领域中，航空零件的可靠性对后期使用非常重要，在航空零件设计制造和运用过程中主要的考虑是疲劳破坏，然而材料的疲劳机理是一个难以用理论的方法研究的问题，因为影响的因素众多，且大部分因素之间的关系无法用数学模型来定量描述。而随着试验设备的迅猛发展，试验法成为分析材料疲劳寿命、疲劳强度的最有效办法。

试验法的主要操作是用疲劳试验机对零件进行疲劳试验、数据采集以及数据分析，重要构件的疲劳寿命都需要经过疲劳试验的方法来测试。但是试验法也有不足，即实验效率。目前国内外的疲劳试验机的发展情况看来，疲劳试验机按照驱动方式分类，可分为电磁驱动式和电液伺服式。电磁驱动式响应速度快、动态位移大，常用来测试一般机械零件。电液伺服式载荷输出大且稳定，一般用来测试较大的工程机械零件。

航空零件工作由于受工作环境的限制，通常同时受温度和高频交变(循环)载荷的作用，疲劳寿命和疲劳强度受温度的影响，不再是室温下的疲劳寿命和疲劳强度。所以有必要设计一种能够控制在一定的温度下进行疲劳试验的一体化测量平台，以更好地模拟航空零件工作条件，从而更准确地研究航空零件疲劳寿命及疲劳强度。而本设计通过采用电液伺服驱动方式，并设计相应的温控系统和静态预紧力加载系统，使得试样能够在加载一定预紧力和预设的温度条件下进行拉压试验。通过对航空零件在不同温度条件下进行对称或者不对称拉压疲劳试验，更好的模拟航空零件真实工作条件，得到航空零件更接近真实值的疲劳寿命和疲劳强度。本设计的优点为热-疲劳一体测量、额定出力大、易于装配、频率响应性能好、可独立控制静态及动态变量和自动增益补偿。

发明内容

基于上述背景，本设计的预紧力式航空零件热-疲劳强度一体化测量平台通过使用静态力加载装置提供预紧力，通过激振系统提供激振力，通过温控系统提供预设的工作温度，通过控制部分控制和显示相应的参数，从而对航空零件在不同温度下进行疲劳试验，更精确的分析出零件的真实疲劳寿命和疲劳强度。

附图说明

图1是预紧力式航空零件热-疲劳强度一体化测量平台的整体方案设计；

图2是平台的主机框架部分和控制部分；

图3是平台的静态力加载装置部分；

图4是平台的激振系统部分；

图5是平台的温控系统部分；

图6是温控系统部分的上夹具；

图7是温控系统部分的下夹具；

图中1为底座，2为立柱，3为下梁，4为上梁，5为锁紧螺母，6为电机，7为联轴器，8为蜗轮蜗杆减速器，9为丝杠螺母副，10为往复式激振头，11为测力传感器，12为液压动力源及其控制器，13为输油管路，14为前后箱体，15为温度传感器，16为电炉丝，17为冷风输送装置，18为隔热联轴，19为上夹具，20为下夹具，21为调姿杆，22为电脑控制台，23为显示器。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例附图中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。

在本发明的描述中，术语“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明而不是要求本发明必须以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

下面结合附图及实施例对本发明的设计原理、各部分功能结构及装配工艺进行介绍：

如图1所示，该一体化测量平台是由主机框架部分、静态力加载装置部分、激振系统部分、温控系统部分和控制部分。其中主机框架部分是平台的支撑部分，给其余部分提供支撑和装卡。

如图1和2所示，主机框架部分由底座1、立柱2、下梁3、上梁4、锁紧螺母5等基本元件组成。底座1与立柱2通过螺纹连接固定，下梁3和上梁4通过锁紧螺母5在立柱2的相应位置上固定。控制部分由电脑控制台22和显示器23组成，二者和底座1为一个整体，位于底座左侧。