CN115077823A - 一种减少无效件的振动疲劳试验装置、振动疲劳试验方法 - Google Patents

一种减少无效件的振动疲劳试验装置、振动疲劳试验方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种减少无效件的振动疲劳试验装置、振动疲劳试验方法，所述减少无效件的振动疲劳试验装置在保证对试片进行刚性夹持的同时，通过改进上、下夹板与试片交界处的结构形式，有效消除了因交界线的尖锐棱角对试片表面的压入和磨损，从而降低夹持部位发生微动磨损的几率，进而使疲劳裂纹出现在缩颈区这一结构应力集中处，而不是出现在夹持部位，从而提高了试片测试结果的有效性，大大减少了无效件的产生，节省了试片数量，降低了成本。

Description

一种减少无效件的振动疲劳试验装置、振动疲劳试验方法
技术领域
本发明涉及疲劳性能测试技术领域，特别地，涉及一种减少无效件的振动疲劳试验装置，另外，还涉及一种振动疲劳试验方法。
背景技术
一阶振动疲劳性能是叶片结构与强度设计的重要技术指标，疲劳性能的优劣直接关系到发动机的耐久性。由于叶片价格昂贵且难以获取，在叶片材料及加工工艺的研究过程中，为了评估材料、工艺对叶片的疲劳性能的影响规律，通常采用模拟叶片结构的试片进行研究，从而加快研究进度，降低研究成本。具体地，如图1所示，试片7为平板状，上、下平面的品行度不超过0.05mm，为了考核材料及工艺对试片7的振动疲劳性能的影响，在试片7的中部设计有一个缩颈区701，右半部分设计有两个平行排列的螺钉孔702，其中，缩颈区701为整个试片7的强度最薄弱区域，在正常测试条件下，疲劳裂纹应当在缩颈区701处萌生并扩展。
在进行测试时，为了确保测试结果有效性，试片的右半部分通常通过上、下夹板夹紧并与上、下夹板形成刚性体，然后整体放置在电磁振动台上做上下往复运动，而试片的左半部分则处于悬臂梁状态。但是，经过研究发现，在往复振动过程中，上、下夹板的左端面会在试片的上、下表面分别形成一道压痕，这些压痕来源于夹板左端面的棱线与试片之间的微动磨损，磨损区域形成较高的局部应力集中系数，往往超过缩颈处的结构应力集中系数，易导致疲劳裂纹在压痕处萌生，而未能对缩颈处的材料及工艺状态进行考核，从而导致测试结果无效，测试过程产生了较多的无效件，造成了试片资源的严重浪费。
发明内容
本发明提供了一种减少无效件的振动疲劳试验装置、振动疲劳试验方法，以解决现有振动疲劳试验过程中产生较多无效件，造成试片资源严重浪费的技术问题。
根据本发明的一个方面，提供一种减少无效件的振动疲劳试验装置，包括振动台、基座、下夹板、上夹板和夹紧螺钉，所述基座固定安装在所述振动台上，所述下夹板安装在所述基座上，所述上夹板位于所述下夹板的正上方，试片的右半部分放置在所述上夹板和下夹板之间并通过所述夹紧螺钉与所述基座连接固定，所述上夹板的下表面与左端面的交界线、所述下夹板的上表面与左端面的交界线均进行倒圆处理。
进一步地，倒圆半径为1mm～4mm。
进一步地，所述下夹板和上夹板的表面覆盖有铜涂层。
进一步地，所述铜涂层的厚度为0.2mm～1mm，铜含量不低于95wt％，表面粗糙度不超过Ra1.6μm。
进一步地，在进行铜涂层制备前，先对下夹板和上夹板进行喷丸强化处理，喷丸强度为0.05A～0.15A，喷丸覆盖率为100％～200％，喷丸强化处理后的表面粗糙度为Ra0.8μm～1.6μm。
进一步地，试片上的缩颈区与螺钉孔之间的区域进行了激光冲击强化，激光功率密度为3～10GW/cm2，冲击凹坑搭接率为30％～70％，冲击区的覆盖率为100％～200％，激光冲击强化后的表面粗糙度为Ra0.4μm～1.2μm。
另外，本发明还提供一种振动疲劳试验方法，采用如上所述的振动疲劳试验装置，包括以下内容：
在试片的缩颈区表面粘贴应变片，再将试片的右半部分放置在上夹板和下夹板之间并通过夹紧螺钉连接固定；
确定夹紧螺钉的拧紧力矩，并通过激光位移传感器测量到的位移值获得试片的一阶固有频率；
按照设定的试验程序进行振动疲劳测试，获得试片的一阶振动疲劳寿命；
松开夹紧螺钉，对试片进行着色检查，拍照记录裂纹位置，若试片的表面无可见裂纹或者裂纹位于缩颈区，则测试结果有效，若裂纹位置位于螺钉孔处或者位于缩颈区与螺钉孔之间的区域，则测试结果无效。
进一步地，在安装试片之前还包括以下内容：
对下夹板和上夹板进行喷丸强化处理后在两者表面制备铜涂层。
进一步地，在安装试片之前还包括以下内容：
对试片上缩颈区与螺钉孔之间的区域进行激光冲击强化。
进一步地，还包括以下内容：
记录累积循环周次或者在进行测试前测量下夹板和上夹板的铜涂层厚度，当累积循环周次超过1*108周次时，或者当测量得到下夹板和上夹板的铜涂层厚度小于0.2mm时，应对铜涂层进行重新制备。
本发明具有以下效果：
本发明的减少无效件的振动疲劳试验装置，在保证对试片进行刚性夹持的同时，通过改进上、下夹板与试片交界处的结构形式，有效消除了因交界线的尖锐棱角对试片表面的压入和磨损，从而降低夹持部位发生微动磨损的几率，进而使疲劳裂纹出现在缩颈区这一结构应力集中处，而不是出现在夹持部位，从而提高了试片测试结果的有效性，大大减少了无效件的产生，节省了试片数量，降低了成本。
另外，本发明的振动疲劳试验方法，通过夹紧螺钉将试片的右半部分与下夹板、上夹板连接固定为一个刚性体，在保证对试片进行刚性夹持的同时，通过改进上、下夹板与试片交界处的结构形式，有效消除了因交界线的尖锐棱角对试片表面的压入和磨损，从而降低夹持部位发生微动磨损的几率，进而使疲劳裂纹出现在缩颈区这一结构应力集中处，而不是出现在夹持部位，从而提高了试片测试结果的有效性。并在振动疲劳试验结束后，通过对试片进行着色检查确定裂纹的位置来判断测试结果是否有效，从而提高了试片测试结果的准确性。采用本发明的振动疲劳试验方法后，大多数试片的疲劳裂纹出现在缩颈区，而非夹持部位，测试结果无效的试片比例下降了8～10倍，大大减少了无效件的产生，节省了试片数量，降低了成本。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请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是试片的结构示意图。
图2是本发明优选实施例的减少无效件的振动疲劳试验装置的结构示意图。
图3是本发明优选实施例的上夹板和下夹板的结构示意图。
图4是本发明优选实施例中试片上的激光冲击强化区域的示意图。
图5是本发明另一实施例的振动疲劳试验方法的流程示意图。
附图标记说明
1、振动台；2、基座；3、螺钉；4、下夹板；5、上夹板；6、夹紧螺钉；7、试片；701、缩颈区；702、螺钉孔。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。
如图2和图3所示，本发明的优选实施例提供一种减少无效件的振动疲劳试验装置，包括振动台1、基座2、下夹板4、上夹板5和夹紧螺钉6，所述基座2固定安装在所述振动台1上，所述下夹板4安装在所述基座2上，所述上夹板5位于所述下夹板4的正上方，试片7的右半部分放置在所述上夹板5和下夹板4之间并通过所述夹紧螺钉6与所述基座2连接固定，所述上夹板5的下表面与左端面的交界线、所述下夹板4的上表面与左端面的交界线均进行倒圆处理。其中，所述夹紧螺钉6依次穿过上夹板5、试片7上的螺钉孔702、下夹板4后固定在所述基座2内，从而将试片7的右半部分、上夹板5、下夹板4固定为刚性体。
在进行振动疲劳试验时，试片7的右半部分、上夹板5和下夹板4整体形成一个刚性体，通过振动台1带动整个刚性体进行上下往复振动，并且，上夹板5的下表面与左端面的交界线、下夹板4的上表面与左端面的交界线均进行倒圆处理，有效消除了因交界线的尖锐棱角对试片7表面的压入和磨损，从而降低夹持部位发生微动磨损的几率，进而使疲劳裂纹出现在缩颈区701这一结构应力集中处，而不是出现在夹持部位，从而提高了试片测试结果的有效性，大大减少了无效件的产生，节省了试片数量，降低了成本。
可以理解，本实施例的减少无效件的振动疲劳试验装置，在保证对试片7进行刚性夹持的同时，通过改进上、下夹板与试片交界处的结构形式，有效消除了因交界线的尖锐棱角对试片7表面的压入和磨损，从而降低夹持部位发生微动磨损的几率，进而使疲劳裂纹出现在缩颈区701这一结构应力集中处，而不是出现在夹持部位，从而提高了试片测试结果的有效性，大大减少了无效件的产生，节省了试片数量，降低了成本。
可选地，所述上夹板5的下表面与左端面的交界线、所述下夹板4的上表面与左端面的交界线的倒圆半径均为1mm～4mm，优选为2mm。其中，上夹板5上的倒圆半径R1与下夹板4上的倒圆半径R2可以相同，也可以不同，例如，所述上夹板5的下表面与左端面的交界线的倒圆半径R1为2mm，所述下夹板4的上表面与左端面的交界线的倒圆半径R2为4mm。
可选地，所述下夹板4和上夹板5的表面覆盖有铜涂层。其中，所述铜涂层的厚度为0.2mm～1mm，铜含量不低于95wt％，表面粗糙度不超过Ra1.6μm，涂层的制备方式可以是喷涂、电化学沉积或者气相沉积。通过在下夹板4和上夹板5的表面覆盖一层高品质的铜涂层，对上、下夹板进行表面改性，利用铜的自润滑作用，进一步降低下夹板4、上夹板5和试片7之间的微动磨损程度，进一步降低了夹持部位发生微动磨损的几率。另外，制备完铜涂层后，需要保证下夹板4的上表面与上夹板5的下表面之间的平行度不超过0.05mm，以保证刚性夹持的可靠性。
作为进一步优选的，在进行铜涂层制备前，先对下夹板4和上夹板5进行喷丸强化处理，喷丸强度为0.05A～0.15A，喷丸覆盖率为100％～200％，喷丸强化处理后的表面粗糙度为Ra0.8μm～1.6μm。在制备铜涂层之前，先对上、下夹板进行喷丸强化处理，可以有效提高夹板本身的疲劳性能。
可选地，如图4所示，试片7上的缩颈区701与螺钉孔702之间的区域进行了激光冲击强化处理，其中，激光冲击强化区域见图4中的虚线框区域，激光功率密度为3～10GW/cm2，冲击凹坑搭接率为30％～70％，冲击区的覆盖率为100％～200％，激光冲击强化后的表面粗糙度为Ra0.4μm～1.2μm。通过对试片7的夹持部位表面进行激光冲击强化，大大提高了夹持部位的抗微动磨损能力，可以有效地抑制夹持部位疲劳裂纹的萌生与扩展，使得振动疲劳试验过程中的疲劳裂纹出现在缩颈区。
另外，如图5所示，本发明的另一实施例还提供一种振动疲劳试验方法，优选采用如上所述的振动疲劳试验装置，具体包括以下内容：
步骤S1：在试片7的缩颈区701表面粘贴应变片，再将试片7的右半部分放置在上夹板5和下夹板4之间并通过夹紧螺钉6连接固定；
步骤S2：确定夹紧螺钉6的拧紧力矩，并通过激光位移传感器测量到的位移值获得试片7的一阶固有频率；
步骤S3：按照设定的试验程序进行振动疲劳测试，获得试片7的一阶振动疲劳寿命；具体地，当发现试片7的振动频率下降1％时，停止试验，记录循环次数；
步骤S4：松开夹紧螺钉6，对试片7进行着色检查，拍照记录裂纹位置，若试片7的表面无可见裂纹或者裂纹位于缩颈区701，则测试结果有效，若裂纹位置位于螺钉孔702处或者位于缩颈区701与螺钉孔702之间的区域，则测试结果无效。
可以理解，本实施例的振动疲劳试验方法，通过夹紧螺钉6将试片7的右半部分与下夹板4、上夹板5连接固定为一个刚性体，在保证对试片7进行刚性夹持的同时，通过改进上、下夹板与试片交界处的结构形式，有效消除了因交界线的尖锐棱角对试片7表面的压入和磨损，从而降低夹持部位发生微动磨损的几率，进而使疲劳裂纹出现在缩颈区701这一结构应力集中处，而不是出现在夹持部位，从而提高了试片测试结果的有效性。并在振动疲劳试验结束后，通过对试片7进行着色检查确定裂纹的位置来判断测试结果是否有效，从而提高了试片测试结果的准确性。采用本发明的振动疲劳试验方法后，大多数试片的疲劳裂纹出现在缩颈区701，而非夹持部位，测试结果无效的试片比例下降了8～10倍，大大减少了无效件的产生，节省了试片数量，降低了成本。
可选地，在安装试片7之前还包括以下内容：
对下夹板4和上夹板5进行喷丸强化处理后在两者表面制备铜涂层。
具体地，先对下夹板4和上夹板5进行喷丸强化处理，喷丸强度为0.05A～0.15A，喷丸覆盖率为100％～200％，喷丸强化处理后的表面粗糙度为Ra0.8μm～1.6μm，以提高夹板本身的疲劳性能。然后，采用喷涂、电化学沉积或者气相沉积的方式在下夹板4和上夹板5的表面制备铜涂层，铜涂层的厚度为0.2mm～1mm，铜含量不低于95wt％，表面粗糙度不超过Ra1.6μm，通过在下夹板4和上夹板5的表面覆盖一层高品质的铜涂层，对上、下夹板进行表面改性，利用铜的自润滑作用，进一步降低下夹板4、上夹板5和试片7之间的微动磨损程度，进一步降低了夹持部位发生微动磨损的几率。
可选地，在安装试片7之前还包括以下内容：
对试片7上缩颈区701与螺钉孔702之间的区域进行激光冲击强化。
其中，激光功率密度为3～10GW/cm2，冲击凹坑搭接率为30％～70％，冲击区的覆盖率为100％～200％，激光冲击强化后的表面粗糙度为Ra0.4μm～1.2μm。通过对试片7的夹持部位表面进行激光冲击强化，大大提高了夹持部位的抗微动磨损能力，可以有效地抑制夹持部位疲劳裂纹的萌生与扩展，使得振动疲劳试验过程中的疲劳裂纹出现在缩颈区。
可选地，所述振动疲劳试验方法还包括以下内容：
记录累积循环周次或者在进行测试前测量下夹板4和上夹板5的铜涂层厚度，当累积循环周次超过1*108周次时，或者当测量得到下夹板4和上夹板5的铜涂层厚度小于0.2mm时，应对铜涂层进行重新制备，以确保铜涂层的厚度为0.2mm～1mm范围内。其中，可以采用游标卡尺或者数显千分尺测量铜涂层的厚度。
在试验过程中通过对铜涂层的有效性进行评估，可以有效减少因夹板的铜涂层失效而造成测试结果无效的可能性，进一步提高了测试结果的准确性和有效性。
可以理解，本发明的振动疲劳试验方法具备以下优点：
1、通过对下夹板的上平面与左端面的交界线进行倒圆处理，并对上夹板的下平面与左端面的交界线进行倒圆处理，可减少交界线的尖锐棱角对试片表面的压入和磨损，从而降低发生微动疲劳失效的风险。
2、在下夹板和上夹板的表面覆盖一层高品质的铜涂层，利用铜的自润滑作用，降低下夹板、上夹板和试片之间的微动磨损程度，喷涂前还对上夹板、下夹板的表面进行喷丸强化，提高夹板本身的疲劳性能。
3、通过对试片夹持部位表面的激光冲击强化，提高试片表面抗微动磨损的能力。
4、通过对上、下夹板的铜涂层进行有效性评估，减少因铜涂层失效造成结果无效的可能性。
5、试验结束后，通过对试片进行着色检查确定裂纹位置来判断测试结果是否有效。
6、未对试片的强度薄弱区域造成影响，不会降低试片的疲劳寿命，试验结果可以反映出试片的真实疲劳寿命。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。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 (10)

1.一种减少无效件的振动疲劳试验装置，其特征在于，包括振动台(1)、基座(2)、下夹板(4)、上夹板(5)和夹紧螺钉(6)，所述基座(2)固定安装在所述振动台(1)上，所述下夹板(4)安装在所述基座(2)上，所述上夹板(5)位于所述下夹板(4)的正上方，试片(7)的右半部分放置在所述上夹板(5)和下夹板(4)之间并通过所述夹紧螺钉(6)与所述基座(2)连接固定，所述上夹板(5)的下表面与左端面的交界线、所述下夹板(4)的上表面与左端面的交界线均进行倒圆处理。
2.如权利要求1所述的减少无效件的振动疲劳试验装置，其特征在于，倒圆半径为1mm～4mm。
3.如权利要求1所述的减少无效件的振动疲劳试验装置，其特征在于，所述下夹板(4)和上夹板(5)的表面覆盖有铜涂层。
4.如权利要求3所述的减少无效件的振动疲劳试验装置，其特征在于，所述铜涂层的厚度为0.2mm～1mm，铜含量不低于95wt％，表面粗糙度不超过Ra1.6μm。
5.如权利要求3所述的减少无效件的振动疲劳试验装置，其特征在于，在进行铜涂层制备前，先对下夹板(4)和上夹板(5)进行喷丸强化处理，喷丸强度为0.05A～0.15A，喷丸覆盖率为100％～200％，喷丸强化处理后的表面粗糙度为Ra0.8μm～1.6μm。
6.如权利要求1所述的减少无效件的振动疲劳试验装置，其特征在于，试片(7)上的缩颈区(701)与螺钉孔(702)之间的区域进行了激光冲击强化，激光功率密度为3～10GW/cm2，冲击凹坑搭接率为30％～70％，冲击区的覆盖率为100％～200％，激光冲击强化后的表面粗糙度为Ra0.4μm～1.2μm。
7.一种振动疲劳试验方法，其特征在于，采用如权利要求1～6任一项所述的振动疲劳试验装置，包括以下内容：
在试片(7)的缩颈区(701)表面粘贴应变片，再将试片(7)的右半部分放置在上夹板(5)和下夹板(4)之间并通过夹紧螺钉(6)连接固定；
确定夹紧螺钉(6)的拧紧力矩，并通过激光位移传感器测量到的位移值获得试片(7)的一阶固有频率；
按照设定的试验程序进行振动疲劳测试，获得试片(7)的一阶振动疲劳寿命；
松开夹紧螺钉(6)，对试片(7)进行着色检查，拍照记录裂纹位置，若试片(7)的表面无可见裂纹或者裂纹位于缩颈区(701)，则测试结果有效，若裂纹位置位于螺钉孔(702)处或者位于缩颈区(701)与螺钉孔(702)之间的区域，则测试结果无效。
8.如权利要求7所述的振动疲劳试验方法，其特征在于，在安装试片(7)之前还包括以下内容：
对下夹板(4)和上夹板(5)进行喷丸强化处理后在两者表面制备铜涂层。
9.如权利要求7所述的振动疲劳试验方法，其特征在于，在安装试片(7)之前还包括以下内容：
对试片(7)上缩颈区(701)与螺钉孔(702)之间的区域进行激光冲击强化。
10.如权利要求8所述的振动疲劳试验方法，其特征在于，还包括以下内容：
记录累积循环周次或者在进行测试前测量下夹板(4)和上夹板(5)的铜涂层厚度，当累积循环周次超过1*108周次时，或者当测量得到下夹板(4)和上夹板(5)的铜涂层厚度小于0.2mm时，应对铜涂层进行重新制备。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115371929A (zh) * 2022-10-24 2022-11-22 常州中英科技股份有限公司 一种多层线路板振动稳定性检测装置及检测方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN201464169U (zh) * 2009-07-02 2010-05-12 天津鑫茂鑫风能源科技有限公司 大型风电叶片疲劳试验的激励法试验装置
CN104406756A (zh) * 2014-11-11 2015-03-11 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 模拟发动机叶片工作环境单/双声波激振测试***及方法
CN105259059A (zh) * 2015-11-23 2016-01-20 江苏大学 激光喷丸强化提高材料抗微动疲劳性能的对比试验方法及试样夹紧装置
CN105954127A (zh) * 2016-05-12 2016-09-21 常州市宏发纵横新材料科技股份有限公司 一种用于对纤维增强材料进行疲劳测试的样条
CN106441761A (zh) * 2016-09-20 2017-02-22 天津航天瑞莱科技有限公司 一种发动机叶片的疲劳试验装置

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN201464169U (zh) * 2009-07-02 2010-05-12 天津鑫茂鑫风能源科技有限公司 大型风电叶片疲劳试验的激励法试验装置
CN104406756A (zh) * 2014-11-11 2015-03-11 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 模拟发动机叶片工作环境单/双声波激振测试***及方法
CN105259059A (zh) * 2015-11-23 2016-01-20 江苏大学 激光喷丸强化提高材料抗微动疲劳性能的对比试验方法及试样夹紧装置
CN105954127A (zh) * 2016-05-12 2016-09-21 常州市宏发纵横新材料科技股份有限公司 一种用于对纤维增强材料进行疲劳测试的样条
CN106441761A (zh) * 2016-09-20 2017-02-22 天津航天瑞莱科技有限公司 一种发动机叶片的疲劳试验装置

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115371929A (zh) * 2022-10-24 2022-11-22 常州中英科技股份有限公司 一种多层线路板振动稳定性检测装置及检测方法

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