[发明专利]一种卡箍疲劳振动试验方法及卡箍疲劳振动试验系统

说明书

技术领域

本发明涉及航空发动机试验技术领域，特别是涉及一种卡箍疲劳振动试验方法及卡箍疲劳振动试验系统。

背景技术

航空发动机外部管路系统布局空间限制严格，管道层叠交错，形状复杂，在发动机使用过程中断裂、漏油、渗油等故障，其中管路振动常常成为管路断裂的重要原因和诱导因素，一直是工程界急需解决的任务。

航空发动机卡箍主要用于固定和安装发动机管路、线缆等，能够降低管路系统在基础振动和压力脉动状态下产生的激振力，防止管路系统产生受迫振动从而造成管路破裂及损伤。因此，卡箍是否具有良好的振动疲劳特性，对于发动机管路系统能否安全、可靠工作具有至关重要的意义。

目前，国内航空发动机卡箍执行的标准为HB7647-2004《固定导管的环形卡箍通用规范》，卡箍振动试验的载荷谱按HB5830.5《机载设备环境条件及试验方法振动》执行。通过该试验方法可以获得卡箍的振动特性，但无法衡量卡箍的相对疲劳强度，即无法预估卡箍的疲劳寿命。另外，HB5830.5中规定的试验载荷谱为通用的载荷谱，适用于包括各类飞机及飞机上各类附件在内的振动试验，涵盖的范围较广，相对于卡箍的针对性不强。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本发明的目的在于提供一种卡箍疲劳振动试验方法来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

为实现上述目的，本发明提供一种卡箍疲劳振动试验方法。所述卡箍疲劳振动试验方法包括如下步骤：步骤1：针对待测卡箍制作对应卡箍的芯轴；步骤2：将待测卡箍固定安装至振动试验平台上的对应该待测卡箍的芯轴上；步骤3：以第一预设试验时间，为所述待测卡箍提供预设加速度以及模拟发动机振动频率下的振动正弦波；步骤4：重复所述步骤3，从而得到所述待测卡箍的极限共振峰，并获得该极限共振峰下的极限振动频率；步骤5：以第二预设试验时间，为所述待测卡箍提供极限加速度以及所述步骤4中的极限振动频率，从而确定待测卡箍的失效寿命。

优选地，所述步骤2中的待测卡箍数量为1个。

优选地，所述步骤3中的第一预设试验时间至少为5min。

优选地，所述步骤3中的任意加速度的数值范围为：2g±10％，其中，g为重力加速度。

优选地，所述步骤3中的变频振动频率范围为：50Hz～500Hz～50Hz。

优选地，所述步骤5中的极限加速度为：10g±10％，其中，g为重力加速度。

优选地，所述步骤5中的第二预设试验时间至少为30min。

优选地，所述待测卡箍用于航空发动机。

本发明还提供了一种卡箍疲劳振动试验系统，所述卡箍疲劳振动试验系统用于如上所述的卡箍疲劳振动试验方法；所述卡箍疲劳振动试验系统包括：振动源；振动试验平台；芯轴，所述芯轴的中部直径小于所述芯轴两端的直径，所述芯轴固定设置在所述振动实验平台上；两个加速度传感器；其中，所述振动实验平台用于与待测卡箍固定连接；所述芯轴用于供待测卡箍套设；所述振动源用于与振动实验平台连接，并为振动实验平台提供振动，并将该振动传递给待测卡箍；其中一个加速度传感器设置在所述待测卡箍或者振动试验平台上，且近所述振动源设置；另一个加速度传感器安装在所述待测卡箍上，且远离所述振动源设置。

优选地，所述待测卡箍与振动实验平台通过螺栓连接。

本发明的卡箍疲劳振动试验方法，通过找到卡箍的极限振动频率，从而检测卡箍的寿命，从而提出了一种专门测试卡箍的失效寿命的方法，相对于现有技术，更为准确以及具有针对性。

附图说明

图1是根据本发明一实施例的卡箍疲劳振动试验系统的侧面示意图。

图2是图1所示的卡箍疲劳振动试验系统的正面示意图。

附图标记：

1、振动试验平台；2、芯轴；3、4加速度传感器；5、待测卡箍；

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，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。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。