【技術實現步驟摘要】
本申請屬于多場耦合試驗領域，特別涉及一種熱-靜壓-振動聯合加載疲勞s-n曲線測試裝置及方法。
技術介紹
1、民用飛機機翼增升裝置、發動機聲襯部位是其噪聲載荷嚴重部位，多采用復材面板蜂窩夾芯結構形式。采用發動機翼掛的民用飛機，襟翼結構位于發動機噴流作用范圍之內，由于發動機噴流會產生強烈的噪聲載荷和高溫環境，當飛機起飛降落時，增升裝置打開，襟翼受到的噴流直接作用，還會受到氣動力的作用。高溫環境下受約束結構會因材料熱膨脹而產生較大的壓縮應力。氣動加熱的累積效應還會造成飛行器結構溫度分布隨時間而改變，從而引起結構模態頻率和振型的改變，結構柔性變形也會使得飛行器產生附加攻角等，引起額外的氣動不確定性。熱應力會使得結構局部失穩，在強噪聲載荷聯合作用下，會導致結構產生跳變響應從而對結構產生顯著損傷。
2、為了更好的研究民用飛機在這種復雜載荷環境下的局部疲勞壽命，需要以局部材料/結構的疲勞s-n曲線作為試驗數據支持。現有的疲勞壽命分析中，熱-靜壓-振動耦合環境壽命分析多以振動疲勞s-n曲線數據作為其壽命分析主要依據。但是一般的振動疲勞s-n曲線數據沒有考慮溫度環境對材料疲勞性能的影響，沒有體現靜壓載荷引起的局部平均應力對材料疲勞特性的影響，因此壽命分析結果存在誤差較大的問題。
3、針對元件熱-靜壓-振動聯合加載疲勞s-n曲線測試試驗，現有的試驗技術無法對其形成有效覆蓋。專利技術“基于結構振動試驗的材料振動s-n特性識別方法及裝置(公開號：cn118278225a)”公開的識別方法及裝置，其使用范圍只對應于純振動載荷，無法
4、綜上，熱-靜壓-振動聯合加載疲勞s-n曲線測試方法及試驗裝置，可以有效覆蓋民用飛機疲勞破壞部位材料/結構疲勞s-n曲線測試，并與傳統材料振動s-n測試試驗方法及裝置形成顯著區別。
5、采用承力基礎位于試驗夾具外部的靜壓加載方法(外力法)在進行靜壓-振動、或者靜壓-振動聯合試驗時具有較為明顯的系統誤差。一般的兩場耦合環境下的靜壓加載方法較多，包括氣室加載、高溫環境下的液壓作動加載等。但是在復雜的三場耦合環境下對靜壓加載會造成諸多限制，像常規的膠布帶黏貼等方法因為無法適應于高溫環境而無法使用，大大提升了靜壓加載的難度。因此靜壓加載裝置的設計應充分考慮高溫環境對靜壓加載裝置本身的不利影響。
6、高溫環境下的應力應變測量與常溫環境下有所不同。需要考慮由于溫度帶來的應變計的熱輸出誤差。需要考慮熱膨脹引起的橫向效應。因此需要在應力應變測量環節對系統誤差進行合理消除。
7、因此，希望有一種技術方案來克服或至少減輕現有技術的至少一個上述缺陷。
技術實現思路
1、本申請的目的是提供了一種熱-靜壓-振動聯合加載疲勞s-n曲線測試裝置及方法，以解決現有技術存在的至少一個問題。
2、本申請的技術方案是：
3、一種熱-靜壓-振動聯合加載疲勞s-n曲線測試裝置，包括：
4、振動臺，所述振動臺具有振動部以及靜止部，所述振動部位于所述靜止部的中心位置；
5、氣室，所述氣室通過氣管與真空泵連接，所述氣室的上端開設有上開口，下端開設有下開口，所述氣室設置在所述振動臺的靜止部上，所述氣室與所述振動臺的靜止部之間設置有橡膠密封墊，所述氣室下端的開口與所述振動臺的振動部對應；
6、蓋板，所述蓋板安裝在所述氣室的上開口上，所述蓋板上設置有石英玻璃板；
7、夾具，所述夾具固定安裝在所述振動臺的振動部上；
8、試驗件，所述試驗件安裝在所述夾具上，且所述試驗件位于所述氣室、所述蓋板、所述振動臺以及所述橡膠密封墊共同形成的密閉腔體中，所述試驗件上安裝有中溫應變計；
9、石英燈加熱器，所述石英燈加熱器安裝在所述石英玻璃板上，所述石英燈加熱器的紅外輻射光穿過所述石英玻璃板照射到密閉腔體中的所述試驗件上。
10、在本申請的至少一個實施例中，所述氣室的側壁上設置有多個石英玻璃窗。
11、在本申請的至少一個實施例中，所述氣室上安裝有壓力變送器，所述壓力變送器與壓力控制器連接，通過所述壓力控制器對所述真空泵進行閉環控制。
12、在本申請的至少一個實施例中，所述蓋板上安裝有水冷管道，所述水冷管道具有冷卻水接頭。
13、在本申請的至少一個實施例中，所述蓋板上安裝有把手。
14、在本申請的至少一個實施例中，所述夾具包括底座以及支撐臺，其中，
15、所述底座固定安裝在所述振動臺的振動部上；
16、所述支撐臺設置在所述底座上，通過壓塊將所述試驗件壓接在所述支撐臺上，并配合螺栓固定。
17、在本申請的至少一個實施例中，所述壓塊上粘貼有高溫加速度計，所述高溫加速度計與振動控制器連接，通過所述振動控制器對所述振動臺進行閉環控制。
18、在本申請的至少一個實施例中，所述試驗件上粘貼有熱電偶，所述熱電偶與熱控制器連接，通過所述熱控制器對所述石英燈加熱器進行閉環控制。
19、本申請的第二個方面提供了一種熱-靜壓-振動聯合加載疲勞s-n曲線測試方法，基于如上所述的熱-靜壓-振動聯合加載疲勞s-n曲線測試裝置，包括：
20、步驟1、通過振動加載試驗獲取試驗件應變響應結果與振動載荷之間的第一相對關系，以及試驗件應變響應結果與疲勞壽命之間的第二相對關系；
21、步驟2、根據所述第一相對關系以及所述第二相對關系，確定熱-靜壓-振動聯合加載試驗的振動載荷頻率以及多個振動載荷量級；
22、步驟3、分別根據確定的振動載荷頻率以及不同的振動載荷量級進行熱-靜壓-振動聯合加載試驗，采集多組應變響應結果，并記錄試驗件破壞時刻的累計試驗時間，根據振動載荷頻率以及累計試驗時間計算疲勞循環次數；
23、步驟4、根據應變響應結果以及疲勞循環次數，采用最小二乘法擬合得到試驗件熱-靜壓-振動聯合加載疲勞s-n曲線。
24、在本申請的至少一個實施例中，步驟3中，根據振動載荷頻率以及累計試驗時間計算疲勞循環次數：
25、疲勞循環次數為：
26、
27、其中，t為累計試驗時間，f1為振動載荷頻率下限，f2為振動載荷頻率上限。
28、專利技術至少存在以下有益技術效果：
29、本申請的熱-靜壓-振動聯合加載疲勞s-n曲線測試裝置，可以同時加載熱、靜壓、振動載荷，能夠針對民用飛機聲疲勞薄弱部位材料/結構元件開展熱-靜壓-振動聯合加載疲勞s-n曲線測試。
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1.一種熱-靜壓-振動聯合加載疲勞S-N曲線測試裝置，其特征在于，包括：
2.根據權利要求1所述的熱-靜壓-振動聯合加載疲勞S-N曲線測試裝置，其特征在于，所述氣室(5)的側壁上設置有多個石英玻璃窗(6)。
3.根據權利要求1所述的熱-靜壓-振動聯合加載疲勞S-N曲線測試裝置，其特征在于，所述氣室(5)上安裝有壓力變送器(7)，所述壓力變送器(7)與壓力控制器連接，通過所述壓力控制器對所述真空泵(1)進行閉環控制。
4.根據權利要求1所述的熱-靜壓-振動聯合加載疲勞S-N曲線測試裝置，其特征在于，所述蓋板(3)上安裝有水冷管道(18)，所述水冷管道(18)具有冷卻水接頭(15)。
5.根據權利要求4所述的熱-靜壓-振動聯合加載疲勞S-N曲線測試裝置，其特征在于，所述蓋板(3)上安裝有把手(16)。
6.根據權利要求1所述的熱-靜壓-振動聯合加載疲勞S-N曲線測試裝置，其特征在于，所述夾具(13)包括底座以及支撐臺，其中，
7.根據權利要求6所述的熱-靜壓-振動聯合加載疲勞S-N曲線測試裝置，其特征在于，所述壓
8.根據權利要求1所述的熱-靜壓-振動聯合加載疲勞S-N曲線測試裝置，其特征在于，所述試驗件(9)上粘貼有熱電偶(12)，所述熱電偶(12)與熱控制器連接，通過所述熱控制器對所述石英燈加熱器(4)進行閉環控制。
9.一種熱-靜壓-振動聯合加載疲勞S-N曲線測試方法，基于權利要求1至8任意一項所述的熱-靜壓-振動聯合加載疲勞S-N曲線測試裝置，其特征在于，包括：
10.根據權利要求9所述的熱-靜壓-振動聯合加載疲勞S-N曲線測試裝置，其特征在于，步驟3中，根據振動載荷頻率以及累計試驗時間計算疲勞循環次數：
...【技術特征摘要】
1.一種熱-靜壓-振動聯合加載疲勞s-n曲線測試裝置，其特征在于，包括：
2.根據權利要求1所述的熱-靜壓-振動聯合加載疲勞s-n曲線測試裝置，其特征在于，所述氣室(5)的側壁上設置有多個石英玻璃窗(6)。
3.根據權利要求1所述的熱-靜壓-振動聯合加載疲勞s-n曲線測試裝置，其特征在于，所述氣室(5)上安裝有壓力變送器(7)，所述壓力變送器(7)與壓力控制器連接，通過所述壓力控制器對所述真空泵(1)進行閉環控制。
4.根據權利要求1所述的熱-靜壓-振動聯合加載疲勞s-n曲線測試裝置，其特征在于，所述蓋板(3)上安裝有水冷管道(18)，所述水冷管道(18)具有冷卻水接頭(15)。
5.根據權利要求4所述的熱-靜壓-振動聯合加載疲勞s-n曲線測試裝置，其特征在于，所述蓋板(3)上安裝有把手(16)。
6.根據權利要求1所述的熱-靜壓-振動聯合加載疲勞s-n曲線...
【專利技術屬性】
技術研發人員：屈超，郭定文，燕群，鄒學鋒，劉洋，王琰，
申請(專利權)人：中國飛機強度研究所，
類型：發明
國別省市：
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