一种静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验结构及其方法与流程

本申请属于振动疲劳试验设计，具体涉及一种静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验结构及其方法。

背景技术：

1、工程设计过程中，除了考虑强度、刚度等静态性能，还需要考虑动态载荷作用下的动态响应问题，尤其对于飞机发动机相关的结构设计，动态响应问题更加突出。

2、有相当数量的飞机结构，在工作状态下，处于较高的剪应力水平，而当前，对动响应影响的研究，主要集中在振动疲劳问题，即振动在结构上引起动应力，对结构振动疲劳寿命的影响，并未引入相应的静态剪应力，难以准确得出结构的振动疲劳寿命。

3、鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供一种静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验结构及其方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

2、本申请的技术方案是：

3、一方面提供一种静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验结构，包括：

4、振动台；

5、支撑座，连接在振动台上，其上具有支撑孔；

6、静态加载块，在支撑孔中设置；

7、试验件，中间部位为试验考核部位，两侧具有相对的斜切口；

8、固定端盖板，连接在支撑座上，将试验件一端压紧固定在支撑座上；

9、加载端盖板，连接在支撑座、静态加载块上，能够相对于支撑座滑动，将试验件另一端压紧固定在静态加载块上；

10、调节丝杠，设置在支撑座上，螺纹连接在静态加载块上，以能够通过拧动驱动静态加载块沿试验件轴向移动。

11、根据本申请的至少一个实施例，上述的静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验结构中，试验件两侧的斜切口尖端，斜向向内延伸呈斜缝；

12、试验件上两个斜缝的顶端，延伸至试验件的中心部位。

13、根据本申请的至少一个实施例，上述的静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验结构中，试验件中间部位上具有两个凸台；

14、两个斜缝处在两个凸台之间。

15、根据本申请的至少一个实施例，上述的静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验结构中，固定端盖板通过两个螺栓连接在支撑座上，以及通过一个螺栓将试验件的对应端连接在支撑座上；

16、加载端盖板通过两个螺栓连接在支撑座上，加载端盖板上相应的螺栓孔为沿试验件轴向伸展的条形孔；

17、加载端盖板通过两个螺栓连接在静态加载块上，以及通过一个螺栓将试验件的对应端连接在静态加载块上。

18、另一方面提供一种静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验方法，基于任一上述的静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验结构实施，包括：

19、试验件试验考核部位处应变-剪应力标定步骤：

20、在试验件试验考核部位远端粘贴应变片，连接uei应变采集器进行应变数据采集，以万能试验机对夹持试验件两端，对试验件施加在载荷，采集试验件试验考核部位远端应变，以试验件有限元模型计算得到考核部位的剪应力，绘制试验件试验考核部位远端的应变-剪应力曲线；

21、试验件试验考核部位处剪应力加载步骤：

22、将试验件与振动台、支撑座、固定端盖板、加载端盖板及其调节丝杠组装，通过拧动调节丝杠，驱动静态加载块沿试验件轴向移动，根据试验件试验考核部位远端应变-剪应力曲线，使试验件试验考核部位处产生需要的剪应力；

23、试验件试验考核部位处振动疲劳考核步骤：

24、启动振动台，以第一阶固有频率对试验件施加振动载荷；

25、对实验件进行1×107的循环疲劳试验，每1h停机对试验件进行无损检查，检测试验件试验考核部位，在试验件试验考核部位处发生断裂失效时，停止试验，记录试验循环次数；

26、若对实验件进行5×107的循环疲劳试验后，试验件试验考核部位处未发生断裂失效，则增加试验件考核部位10％的振幅，进行1×107的循环疲劳试验，每1h停机对试验件进行无损检查，在试验件试验考核部位处发生断裂失效时，停止试验，记录试验循环次数；若试验件试验考核部位处仍未发生断裂失效，则继续增加试验件考核部位10％的振幅，进行1×106的循环疲劳试验，每1h停机对试验件进行无损检查，在试验件试验考核部位处发生断裂失效时，停止试验，记录试验循环次数，具此，确定疲劳试验所需试验件的振幅；

27、以疲劳试验所需试验件的振幅对实验件进行1×107的循环疲劳试验，每1h停机对试验件进行无损检查，检测试验件试验考核部位，在试验件试验考核部位处发生断裂失效时，停止试验，记录试验循环次数根据本申请的至少一个实施例，上述的静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验方法中，还包括：

28、试验件振动疲劳考核试验数据处理步骤：

29、以试验件试验考核部位的振动疲劳寿命nf为横坐标，应力幅值σa为纵坐标，绘制不同应力比r下的s-n曲线簇。

30、根据本申请的至少一个实施例，上述的静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验方法中，试验件振动疲劳考核试验数据处理步骤中，还包括：

31、在s-n曲线簇上取nf＝107的点，以相应的静态剪应力为横坐标，振动应力为纵坐标，绘制107等寿命曲线。

32、根据本申请的至少一个实施例，上述的静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验方法中，试验件试验考核部位处振动疲劳考核步骤中，利用激光测振仪，测量试验件上标定点的位移，通过控制器与振动台关联，以控制试验件上标定点的位移不变，维持试验件考核部位的振幅，以及利用应变片，以uei应变采集器进行试验件考核部位远端的应变，结合标定点的振幅，以试验件有限元模型计算得出试验件考核部位的振动应力。

33、根据本申请的至少一个实施例，上述的静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验方法中，试验件试验考核部位处振动疲劳考核步骤中，对试验件进行无损检查，具体采用光学显微镜、x射线仪或超声设备进行检测。

34、本申请至少存在以下有益技术效果：

35、提供一种静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验结构及其方法，通过支撑座、静态加载块、固定端盖板、加载端盖板、调节丝杠以及试验件本身结构的设计，可在进行振动疲劳试验时，对试验件上试验考核部位处模拟施加相应的静态剪应力，以此能够准确得出振动疲劳寿命。

技术特征：

1.一种静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验结构，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验结构，其特征在于，

3.根据权利要求2所述的静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验结构，其特征在于，

4.根据权利要求1所述的静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验结构，其特征在于，

5.一种静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验方法，基于如权利要求1-4任一所述的静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验结构实施，其特征在于，包括：

6.根据权利要求5所述静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验方法，其特征在于，还包括：

7.根据权利要求6所述静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验方法，其特征在于，

8.根据权利要求5所述静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验方法，其特征在于，

9.根据权利要求5所述静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验方法，其特征在于，

技术总结
本申请属于振动疲劳试验设计技术领域，具体涉及一种静态剪应力作用下试验件振动疲劳试验结构及其方法，通过支撑座、静态加载块、固定端盖板、加载端盖板、调节丝杠以及试验件本身结构的设计，可在进行振动疲劳试验时，对试验件上试验考核部位处模拟施加相应的静态剪应力，以此能够准确得出振动疲劳寿命。

技术研发人员：李明强,冯雅君,刘彦杰,薛应举
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/4/24