结构强度试验室（精选9篇）
结构强度试验室 篇1
按照飞机结构军用强度和刚度规范和民用飞机适航规章, 新设计的飞机必须进行限制载荷作用下的强度试验, 飞机才能首飞; 只有通过极限载荷作用下的强度试验, 飞机才能进行性能试飞; 为了验证飞机结构的设计寿命还必须进行耐久性/损伤容限试验[1]。
在航空结构强度试验中, 目前对于翼面结构部分的载荷施加方式主要有胶布带、拉压垫以及卡板三种加载方式。胶布带与拉压垫粘贴工艺复杂, 粘贴质量受操作人员水平影响较大, 进行作业时使用大量的有毒有害易燃物质。由于试验件表面被胶布带、拉压垫粘贴覆盖, 有大量区域难以进行试验中和试验后的无损检测。卡板加载试验方式存在安装时有较大预紧力、对试验件增加额外约束, 以及需在翼面穿孔、适用范围有限等不足。
真空吸盘加载方式作为一种新型的试验加载技术, 在结构强度试验应用中具有以下特性: 在安装实施过程中无需对试验件进行打磨、涂胶、烘烤等有毒、危险和对试验件可能造成损伤的作业; 试验安装无需复杂工艺、准确快捷; 可根据需求随时分离真空吸盘而不造成试验件损伤, 从而便于对结构进行全面的无损检测。
真空吸盘加载技术在前期大量的研究基础上已取得一定的成果, 真空吸盘加载技术已获国家专利授权[2], 研究项目获中航工业集团公司科技成果奖。
1 真空吸盘加载技术研究
1. 1 真空吸盘加载技术工作原理
地球表面有一层稠密的大气层, 因而产生大气压力。真空吸盘是将吸盘与真空发生装置连接, 抽去吸盘与吸附物之间的空气, 利用大气压力与真空吸盘内部的真空而形成的压力差吸附于物体表面[3]。真空吸盘加载方式是以真空吸盘作为试验加载介质将试验载荷施加到试验件上的试验方法。真空吸盘工作原理如图1 所示。
吸力大小与环境压力和吸盘内部空间的压力差及真空作用面积成正比。
吸盘吸力计算如下:
式 ( 1) 中: F为吸力, P为气压压差, A为真空作用的面积。
1. 2 真空吸盘试验加载可行性分析
真空吸盘加载能力, 受当地大气压和吸盘内压强影响, 真空吸盘单位面积上的吸力为当地大气压减去吸盘内压强。环境大气压取决于当地海拔高度, 在海平面上的大气压是0. 101 3 MPa, 大气压随着海拔高度增加而降低[4], 吸盘内的压强与真空泵性能以及吸附材料的气密性相关。以海拔高度350m地区为例, 当吸盘内达到80% 相对真空时, 吸盘单位面积上的吸力约为77 k N/m2。
对于如机翼机身这样具有连续、光滑、气密良好、载荷施加面积较大的典型航空结构, 应用真空吸盘施加试验载荷是合适的。对于以气动载荷为主要试验载荷的机翼结构, 即便是高性能军用飞机在其气动力较高的机翼前缘部位, 一般平均气动力约为50 k N / m2, 真空吸盘的吸力也是可以满足要求的。
1. 3 真空吸盘性能测试
为确定真空吸盘在试验条件下的实际吸力, 根据常用试验件及试验加载情况设计了三类共四种吸盘和三种典型飞机结构试样进行测试。吸盘分别为平板吸盘、曲板吸盘和折叠式吸盘, 平板吸盘为直径400 mm的圆形吸盘 ( 吸盘400) , 折叠式吸盘为直径250 mm的圆形吸盘 ( 吸盘250) , 曲板吸盘有外形为300 mm×300 mm ( 吸盘300) 和200 mm×200 mm ( 吸盘200) 两种。吸附对象选用了金属平板, 复合材料平板和金属曲板三种典型飞机结构试样。
测试时由真空泵产生真空, 到现场分路器位置压力表读数为-0. 08 MPa, 采用计算机、力传感器、伺服阀、作动筒进行闭环试验控制加载测试, 每种吸盘选择四件 ( 吸盘400 为三件) 进行测试, 每件吸盘均进行四次拉脱性能测试。吸盘拉脱力测试平均值结果见表1。
吸盘测试结果表明, 真空吸盘与试验件吸力稳定, 在气密性良好的金属平板上测试, 吸盘实测吸力与理论吸力符合性好。
1. 4 真空吸盘加载系统构成
真空吸盘加载系统由测控系统、液压系统和真空系统构成, 与传统加载方式比较增加了真空系统, 主要由真空泵、分配器、蓄能器、压力表、阀门、报警装置、吸盘、杠杆系统以及真空管路等构成。试验时真空泵产生真空, 由真空管路将真空泵、分配器以及吸盘相连通, 当开启阀门后, 在吸盘与试验件之间形成真空将吸盘吸附在试验件上[5]。试验时加载装置通过吸盘上的连接接头进行加载, 如试验需要用多个吸盘则通过杠杆系统将各吸盘连接, 加载装置连接在杠杆加载点上。计算机通过测力计反馈控制伺服阀及作动筒杠杆吸盘进行比环控制加载。为保证真空系统处于安全的工作状态, 还设置了压力传感器和报警装置与控制计算机相连进行监测, 当出现异常情况时自动进行报警[6]。
2试验应用
EC175 / Z15 型直升机是中法合作的直升机项目, 是须要通过中国和欧洲民航审定部门审查要求的双适航机型。根据EC175 /Z15 平尾结构和试验载荷的特点, 用传统试验方法难以实现, 因此采用真空吸盘试验加载技术进行, 试验实施过程顺利, 为后续工作提供了试验依据。
2. 1 试验件
EC175 / Z15 平尾试验件包括平尾接头和平尾两部分。平尾接头为铝合金结构; 平尾翼展3 400mm, 弦长330 mm, 采用超轻型设计, 前后梁之间为纸蜂窝铝蒙皮结构, 前缘到前梁部分仅有蒙皮维形, 蒙皮厚度仅0. 2 mm。试验件结构示意图如图2所示。
2. 2 试验设计
平尾疲劳试验的支持方式为将平尾试验件通过平尾接头固定在试验夹具上, 试验件姿态与实际装机状态一致。
在本试验项目中由于平尾试验件结构承载能力有限, 且前缘区域局部强度不高, 如采用常规的胶布带、拉压垫或卡板方式进行载荷施加, 存在试验过程中难以对加载部位进行频繁、全面的无损检测, 以及可能造成加载区损坏等问题。因此试验采用真空吸盘这种新型的试验加载方式。
考虑到平尾试验件及试验载荷特点, 在本试验中设计使用的是偏心加载式吸盘, 以满足载荷作用点靠近前缘的试验要求。吸盘底边为300 mm×340mm, 在吸盘底板中心线上距前端100 mm处设置加载连接用单耳接头, 在吸盘吸合面粘贴一圈宽度20mm, 厚度15 mm的密封用发泡胶条, 如图3 所示。吸盘在试验过程中内部压强小于-0. 06 MPa, 通过单耳接头加载时吸盘的设计承拉载能力计算如下:
式中: F为吸盘设计承拉能力; P为吸盘吸力; S为吸盘有效面积; Δp为吸盘内外压差。
2. 3 试验加载系统与控制
试验时由真空泵产生真空, 真空管路将真空泵、分配器以及吸盘相连通。当开启阀门后, 在吸盘与试验件之间形成的真空将吸盘吸附在试验件上, 试验时加载装置通过吸盘上的连接接头进行加载。试验通过计算机控制伺服阀操纵执行器液压作动筒进行推拉动作, 作动筒连接在吸附于平尾试验件上的吸盘, 对试验件进行推拉加载, 由计算机、测力计、伺服阀、作动筒、吸盘加载装置和试验件构成一个闭环加载控制系统, 保证试验按照载荷要求进行施加。由于系统中应用了真空吸盘作为载荷施加介质, 为保证真空吸盘及真空系统处于安全的工作状态, 设置了压力表和报警装置进行观察、监测。当出现异常情况时报警系统自动进行声光报警[4]。试验系统构成如图4 所示, 试验现场实施情况如图5 所示。
2. 4 试验过程
试验设有左右两个加载点, 分别对平尾左右两侧进行加载。
第一阶段疲劳试验的载荷为F左= - 600±1 200 N, F右= -1 400 ±2 800 N。试验完成50 000次加载循环。经无损检测, 发现平尾接头右上侧耳片根部产生裂纹, 且裂纹不可修复, 而平尾没有产生裂纹。
第二阶段疲劳试验, 更换新的平尾接头, 疲劳试验的载荷改为F左= F右= - 1 000 N ± 2 000 N, 完成50 000 次加载循环。第三阶段疲劳试验, 疲劳试验的载荷改为F左= F右= -1 000 N ±2 400 N, 完成50000 次加载循环。第四阶段疲劳试验, 疲劳试验的载荷改为F左= F右= -1 000 N±2 880 N, 完成50 000次加载循环。第五阶段疲劳试验, 疲劳试验的载荷改为F左= F右= -1 000 N ±3 456 N, 完成50 000 次加载循环。每完成50 000 次加载循环后均进行无损检测, 试验件未产生裂纹。
第六阶段疲劳试验, 疲劳试验的载荷改为F左=F右= -1 400 N ±4 032 N, 完成50 000 次加载循环。试验结束后进行无损检测, 发现平尾上表面产生两条裂纹, 平尾内部前梁右侧缘条上部出现裂纹, 另外左侧吸盘加载区域蒙皮上产生两条裂纹, 如图6、图7 所示。至此, 平尾疲劳试验全部结束。
2. 5 吸盘应用情况分析
在疲劳试验过程中要求试验现场压强低于-0. 06 MPa以保证试验安全。真空泵一般每运行10 min后试验现场压强即达到-0. 08 MPa, 随即真空泵关闭, 大约4 h时后试验现场压强逐渐升高到-0. 06 MPa, 按照试验要求再次开启真空泵到现场压强达到-0. 08 MPa时真空泵再次关闭。
疲劳试验中最大拉载为2 632 N, 最大压载为5 432 N, 加载吸盘的设计承拉能力为3 510 N, 试验中真空吸盘加载装置拉向安全系数为1. 33。在EC175 / Z15 平尾疲劳试验六个加载阶段过程中, 共计进行了3×106个加载循环, 在整个疲劳试验加载期间真空吸盘无滑移和脱落情况发生, 试验加载运行稳定可靠。
在每一阶段疲劳试验结束后, 只需将吸盘上阀门关闭, 即可将加载装置与试验件脱离以便进行无损检测工作。检测完毕将吸盘放置到原加载点位置, 打开阀门即可将加载装置与试验件连接以便继续进行试验。真空吸盘的应用简化了拆装工作、缩短了试验周期, 且整个试验件表面均可进行检测。
由于中法合作的EC175 /Z15 民用直升机项目在通过中国民用航空总局审定部门 ( CAAC) 和欧洲民航审定部门 ( EASA) 的双适航审查后, 方能在中国和欧洲市场销售。因此, EC175 /Z15 平尾疲劳试验从设计、准备、实施和报告总结等各个环节均有CAAC和EASA的相关人员监督审查。应用真空吸盘方式对平尾进行疲劳试验加载, 发现了结构的薄弱部位, 为适航取证提供了试验依据, 达到了试验目的。
3 结论
通过研究试验, EC175 /Z15 平尾疲劳试验验证, 说明真空吸盘加载方式可以应用于航空结构强度试验领域, 具有工程应用的可行性。真空吸盘加载方式还具有以下特点: 在安装实施过程中无需对试验件进行打磨、清洗、涂胶、烘烤等有毒、危险和对试验件可能造成损伤的作业, 具有实施安全性; 试验安装无需复杂工艺、准确快捷, 具有高效性; 可根据需要随时分离真空吸盘而不造成试验件损伤, 具有无损检测便利性; 真空吸盘通用性强, 能够重复使用从而降低试验成本、缩短试验准备周期, 具有经济性; 由于有密封垫的作用推拉加载时更加平稳, 系统运行稳定, 具有可靠性。
参考文献
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[6] 高尚雪.一种平面真空吸取器的改进.机械, 2011;01:9—14
结构强度试验室 篇2
近几年来，国内船舶修理公司如雨后春笋般出现，修理任务急剧扩张，修理的船型也是多种多样，涵盖整个船舶市场。而对船体结构的修理也是首当其冲，由于船厂的技术水平和工人技能等多方面原因，对于结构修理过程中拆换结构也会出现不同的修理方案，导致船舶结构在修理后出现异常情况。因此对于船舶结构强度分析的提出是相当重要的。其主导思想是在船舶修理的船体拆换强度分析的应用中，运用的基本计算原理和方法，是以船舶原理和船舶结构力学为理论基础。在以往的工程实际中，修船工程技术人员往往忽略或者不重视将这些理论的知识与船舶修理工程充分地结合起来。为了很好地说明这些基础理论在修船工程实际中的应用，本文将以船舶原理和船舶结构力学的基本理论，来阐述在船舶修理工程中的基本强度理论和基本计算原理及方法。
一、船舶结构力学
在船舶工程传统意义上，船舶结构力学研究和解决船体结构在静力响应，即在给定的外力作用下如何确定船体结构（局部和整体）中的应力、变形情况。在船舶修理工程中，因船舶在设计建造时已经对船舶的强度进行了计算和设计，所以要解决的问题就是强度计算，概括来讲，就是在船体结构尺寸已知的条件下，在给定的外载荷或工况下，计算出结构的应力和变形，并与许用值比较，从而判断船体结构的强度是否足够。船体结构强度的计算是依据船舶原理的基本设计理念，运用理论力学和材料力学的力学基本理论来对船舶的结构强度进行计算和校核的。
二、力学模型和船体模型
在船舶修理工程中的结构强度计算中，为了便于计算，须对实际的结构进行简化，在简化模型的基础上，施加外载荷，再运用船舶结构力学的基本理论和方法来计算船体结构的应力和变形情况。为了满足计算的需要，可以将在船舶修理工程实际情况下的船体结构的简化模型分成两个类型，一是基于传统船舶结构力学基础上的“力学模型”，二是在便于现代计算机计算和有限元理论分析的“船体模块”，这两个类型有渐进的关系。
“力学模型”的建立是根据实际结构的受力特征、结构之间的相互影响以及对计算精度的要求等各个方面的因素来确定的。
在船舶修理工程中，船体“力学模型”的简化一般有以下几种形式：
一是船体中的受压或者拉压的板，可以把四周由纵横骨架支持的这种受压或者拉压的板看作具有矩形周界的平板模型。在甲板纵骨被局部割断后，在未断纵骨和框架之间的主甲板就可以简化成这样的模型，在舱口围横梁被拆断后，舱口围板就成为受压板结构了，同样可以简化成这一类的力学模型结构。
二是船体结构中解除部分约束条件的骨架可以看作力学中的“杆系系统”。连续梁、刚架和板架结构是“杆系系统”中典型的结构。因舷侧板需换新，在拆除后，相应位置的肋骨因支撑板约束的解除而成为受压杆件。至于船体的双层底结构，在实际的计算处理中一般可以简化为刚架和板架结构。
而“船体模块”是为了便于计算机的计算方便，将船体的结构进行离散处理，化成小的能够表达结构的所有特征的子结构。“船体模块”的确定既要考虑到该结构的几何形状，又要考虑其结构载荷的特点，同时又必须采取适合有限元方法的计算特点来进行。
三、强度分析与计算
与船舶设计建造中的结构强度计算一样，船舶修理实际的工程中，对船体结构的改变（拆装或新加），同样是应用力法、位移法、能量法和矩阵法等方法。但与船舶设计不同的是，船舶修理是在原有结构被拿掉后，产生新的外载荷和新的边界条件，这时要对新情况下的强度进行计算和校核，确定在新的外载荷和边界条件下的结构应力和变形。下面以某船的局部构件换新为例，来探讨力法、位移法、能量法和矩阵法在船舶修理工程中的应用。
以下为某散货船上边舱横剖面结构图，图示阴影部分因板腐蚀变薄须进行换新处理。
散货船上边舱局部挖换 TST Frame Partly Renewal
先将该拆换结构进行简化和模型化处理，如上图所示，可以简化成两端为固定端，甲板纵骨为支点的简支梁结构，考虑到甲板板的垂直压力，简支梁可以看成受垂直方向的均布载荷q的作用。下面就以这个模型为基础来介绍在船舶强度分析中常用的几种分析计算方法。
1、力法求解
这是结构力学中最基本和最常用的方法之一。它的基本原理是将静不定结构的多余约束去掉,代以约束反力,使其成为一静定结构；去掉约束出现约束反力的地方列变形连续方程式以保证基本结构的变形与原结构相同。方程式的数目与未知数数目相同。对于结构有n个未知力，则有n个变形连续方程式，可以列出“力法正则方程式”如下：
(1-1)
式中，δij为结构中力Xj在力Xi位置处的引起的应变，∆i为外力在力Xi位置处引起的位移；解变形连续方程式求出未知力，进一步可以求出结构的弯曲要素。对图中力学模型，根据式（1-1），且δij=δji，列出变形连续性方程组
:
(1-2)
式中，M0、M1、M2分别为节点0、1、2处的弯矩；l为单跨粱的长度：Q为单跨粱上的载荷。求解可得：
该结构的剪力图和弯矩图如下：
剪力和弯矩示意图
Bending Moment and Shear force Arrangement2、位移法求解
以节点转角为未知数（角位移），再根据节点断面弯矩平衡条件建立方程式。位移法的一般原理和解法步骤为:
分析结构的节点，找出可以转动的节点数；然后设想在可能发生转角的节点上加上抗转约束；再假想将加固的各节点强迫转动，使之发生转角，按照公式列出杆端弯矩；最后对发生转动的各节点建立节点弯矩平衡方程式；解弯矩平衡方程式，可求得各杆端弯矩和弯曲要素。
根据节点弯矩平衡方程式组：
（2-1）
Iij为杆ij的惯性矩 lij为杆ij的长度 θi为节点I处的转角
对图2-1列弯矩平衡方程式，有
(2-2)
可以求得：
3、能量法求解
能量法的基本原理是根据弹性体在外力的作用下将发生变形，载荷在相应的位移上做功，同时，弹性体因变形而产生应变能，列相应的能量方程式，从而求解变形方程式，进一步可以得出应力情况。弹性体的应变能为
根据位能最小原理：在满足几何关系和给定的位移边界条件的所有可能位移中，真实的位移使得系统的总位能取驻值，有：
取满足位移边界条件的挠曲函数，计算应变能、力函数以及总位能：
4、矩阵法求解
类似于有限元方法。为本文解决在船舶修理工程中的强度计算的重点应用方法。这里仅简述如何求解图示的问题。
总刚度矩阵为
端点力计算如下：
可以直接求解得到未知节点位移，进一步可求得内力分布
结构强度试验室 篇3
软弱结构面是岩体中的不连续面,由于其物理力学性质差,不论其厚薄,都会给工程建设带来一系列问题。如:它常成为地下洞室、边坡、坝基及坝肩抗滑稳定等工程的控制性软弱面。历史上许多工程的失事、失稳,究其原因,大多是由于沿着软弱夹层或软弱结构面发生位移量很大的滑动而造成的。因此,岩体结构面的力学性质对岩体的稳定性至关重要,对其作出定性、定量分析和评价,无论是对岩体基本力学特性的研究,还是岩体稳定性分析都具有十分重要的意义[1~4]。
边坡岩体中的软弱夹层常成为实际滑坡失稳的主要因素。因此软弱结构面强度参数的确定对边坡稳定性评价至关重要。目前,确定强度参数c值和φ值最常用的方法主要有两种:一是经验估算法;二是室内外岩体力学试验。经验估算法就是根据Barton的JRC-JCS模型来求解,而此法中JRC全凭个人肉眼的观察与判断,其又存在尺寸效应,因此随意性较大,这样难免会造成计算结果与实际情况不符的结果[5,6]。
本文拟根据自制的试验装置对岩体中的软弱结构面进行室内抗剪试验,试验样品取自某特钢厂新建的开坯车间段边坡。勘察中发现该边坡稳定性受软弱夹层控制,为了对边坡稳定性进行准确的评估,并为加固方案提供必要的理论依据和力学参数,需要得到该软弱夹层准确的强度参数。
1 地质概况和试验方法
1.1 地质概况及试样制备
该边坡为人工开挖边坡,坡高约30m,临空面倾角达80~90°,根据《建筑边坡工程技术规范》(GB50330-2002)将该边坡划分为“一级”边坡。
场区地貌单元属低山丘陵。地层岩性主要为上古生界寒武系凤山组石灰岩,容重为25kN/m3,层序稳定,局部覆盖薄层第四系残积土,按工程性质共分3层:
(1)坡残积层(Q4dl+el):以土夹碎石为主,属灰岩风化残留物。该层仅在坡上和坡下零星分布,最大厚度1.0m左右;
(2)石灰岩(∈3fa):中风化石灰岩,青灰色,岩层产状10~28°∠15~32°,RQD=40左右,岩石质量差,主要分布于边坡的顶部,厚度约1.0m;微风化石灰岩:岩层产状10~28°∠15~32°,RQD=80左右,岩石质量较好,局部夹灰黄色中风化泥质灰岩薄层;
(3)泥质灰岩夹石灰岩(∈3fb):强风化泥质灰岩,黄灰色,岩体破碎,岩石质量差,局部夹青灰色微风化石灰岩薄层,岩层产状10~28°∠15~32°,该岩层主要分布于边坡下部,厚约49m。
工作区范围内构造不发育,主要为裂隙,个别裂隙有1~30cm的位移,形成小断层,按其走向可分为两组。
A组:产状290°/SW∠70°,走向近平直,略呈舒缓波状,延长可达60m,断面光滑平整,未见擦痕和其他的构造迹象,裂面间隙很小,裂面间偶见泥质充填物,该组断裂分布均匀;
B组:走向0°~20°,倾角80°左右,向东西两向倾者皆有,以向西倾者为主,单条裂隙延伸短,长度3~10m,裂面参差不齐,裂隙间隙较大,最大可达3cm,裂隙间常见方解石脉充填,不同方向的两组裂隙夹角在20°左右。该组裂隙呈集束状分布,每束10余条。
岩体中含强风化泥质灰岩软弱夹层,软弱层产状与地层一致,从开挖断面发现,从上到下共有4条软弱夹层(P1,P2,P3,P4),如图1所示,该软弱层的岩石结构已基本风化蚀变而破坏,部分呈土状,在坡体内广泛分布,厚3~15mm,各软弱层基本性质见表1。
现场勘察发现A组裂隙与软弱面及岩层层面形成边坡分离体,受卸荷影响坡顶沿该组裂隙发育一条延伸长且深的裂缝,可见深度约5~10m,由于坡面高、陡,在重力或卸荷时,会发生平面型滑动或小型崩塌破坏。软弱夹层即成为控制边坡稳定性的滑动面。在进行勘察工作前,边坡西侧坡顶岩体沿P1软弱层发生滑动破坏,滑体方量达数百方。
剪切试验方法、试验装置和操作步骤严格执行交通部颁布的《公路工程岩石试验规程》(JTG E41-2005)。试验时采用方形人工切割试样,外形不规则处采用水泥砂浆找平,加工后的试验样品剪切面尺寸为20cm×20cm,试样高大于15 cm,试验共分4组,每组5个。
1.2 试验方法
已有研究成果表明,岩体在浸水状态下强度明显降低,很多边坡工程也证明,降雨后更易发生滑坡现象,所以本次试验前先把试样放在水中浸泡24h,再把样品放入上下两个剪切盒中,分别利用液压千斤顶对岩块试件施加法向荷载和切向荷载,千斤顶最大荷载可达20 kN,两个方向的荷载大小可任意独立调节。试验时逐级施加法向荷载至设计值,待压力表稳定后再施加剪切力,试验过程中要保持法向压力表读数恒定,以确保试验的准确性。
2 试验结果分析
2.1 软弱面剪切变形特性
特别需要指出的是,当法向应力过大时,如果充填物被挤出,结构面的剪切滑动将受到两侧岩石的影响,从而将可能使试验结果偏高。结构面的破坏方式也将可能由沿着软弱岩体剪切破坏变为沿岩块的粗糙面滑移破坏,测得的力学强度结果将取决于岩块的力学强度。
考虑以上因素,试验时对P1,P2,P3,P4四条软弱结构面分别制样进行试验,法向应力分别取50、100、150、200kPa。试验过程中,法向加载稳定后再施加水平剪切力,结果发现四条软弱面的剪切变形特性基本相同,其中P2结构面的剪应力—变形关系曲线见图2。
试验结果表明,该软弱结构面的抗剪特性具有以下几个特点:(1)剪应力、峰值应力,均随法向应力的增大而增大,剪应力达到峰值前,其增量与水平变形增量的比值随法向应力的增大而增大,剪应力与水平变形近似呈线性变化;(2)剪应力达到峰值后,随着剪切变形的增大其强度稍有降低,此后,随着变形的继续增大,剪应力基本保持稳定而无大的变化,呈较理想的“弹—塑性”破坏型;(3)试验后未发现结构面侧壁上有擦痕,表明整个剪切过程完全发生于软弱夹层内,其试验结果不受两侧较硬岩块的影响。
2.2 软弱面剪切强度结果分析
岩体具有非均质和各向异性,是岩块和不连续面的组合体,其力学性质是多种影响因素的综合反映。而且,岩体力学参数的影响因素也是复杂多样的,例如有:地层岩性、风化程度、结构面(节理)、粗糙度、裂隙发育程度及其组合形式、结构面的数量和形状、尺寸效应、地应力条件及加荷方向等。软弱夹层形成的地质条件非常复杂,另外试样的试验过程、仪器本身都会对夹层试验的成果产生影响,通常称它为随机性,在地质空间上岩体属性发生变异是不可避免的,所以,岩石的力学参数本身包含着随机性和模糊性。根据试验结果,软弱夹层剪切变形可分为三个阶段,如图3所示。
第一阶段:在剪应力达到比例极限之前,曲线近似呈直线型,剪应力—剪切变形近似呈线性关系,软弱夹层剪切变形呈“弹性”特性;
第二阶段:剪应力达到比例极限后,软弱夹层有塑性剪切变形产生并发生屈服;
第三阶段:当剪应力达到峰值后,剪应力不变,试样剪切变形变为沿软弱面滑移,位移不断加大。
通常情况下,岩石的强度参数是根据抗剪强度试验结果采用最小二乘回归分析法求取的[7]。
根据以上分析,分别取比例极限、屈服点和峰值点的剪应力计算软弱夹层不同阶段的强度参数,根据强度参数计算边坡稳定性系数(K),结果见表2所示,由表可见,c值变化较大。
根据现场部分地段岩体已经发生滑动破坏的现状,可认为该边坡稳定性基本接近临界状态,即边坡实际的稳定系数应为1.0左右,而根据表2的计算结果可看出,强度值取屈服值时计算的边坡稳定性系数与实际情况较为吻合,其稳定性系数即接近于1.00。
对建筑边坡工程来说,应避免其达到临界状态,保证其有足够的安全系数,故软弱夹层强度参数应取其低值。
从分析结果看出,该边坡岩体中软弱夹层强度低,不利于边坡稳定。实际上,在进行勘察工作之前,该边坡西侧沿距坡顶最近的软弱面已发生过滑动破坏,而计算结果也表明,边坡处于临界状态或基本稳定状态,说明试验和分析结果比较可靠。另外,虽然边坡基本稳定,但不满足《建筑边坡工程技术规范》(GB50330-2002)规定的一级边坡安全系数≥1.35的要求,因此,需要采取加固措施。
3 结论
(1)对常见小型岩质边坡,岩体软弱结构面控制边坡稳定性,需要准确地测试其强度参数,采用室内抗剪试验是一种实用的方法。
(2)通过对该边坡取样进行试验来看,灰岩中的软弱结构面剪切变形呈较理想的“弹—塑性”破坏型。
(3)根据试验结果计算得到的边稳定性系数与实际情况较吻合,说明该试验方法可靠,试验结果可为边坡加固方案的设计提供可行的和准确的强度参数。
摘要：通过对灰岩边坡中的软弱结构面进行室内抗剪试验,发现灰岩中的软弱结构面剪切变形呈较理想的“弹塑性”破坏型,剪切变形过程可分为3个阶段,根据剪应力—变形关系曲线上的比例极限、屈服点和峰值点计算得出软弱结构面不同阶段的强度参数值,由c和tgφ试验结果计算得到的边坡稳定性系数与实际情况吻合,说明试验结果是准确的。室内试验方法克服了现场大型剪切试验周期长、耗资多的缺点,对于边坡工程是经济而适用的。
关键词：灰岩岩体,软弱结构面,抗剪强度
参考文献
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结构强度试验室 篇4
(1)径向试验时，将岩心试件放入球端圆锥之间，使上下锥端与试件直径两端紧密接触，量测加荷点间距，接触点距试件自由端的最小距离不应小于加荷两点间距的0.5。
(2)轴向试验时，将岩心试件放入球端圆锥之间，使上下锥端位于岩心试件的圆心处并与试件紧密接触，
量测加荷点间距及垂直于加荷方向的试件宽度。
(3)方块体与不规则块体试验时，选择试件最小尺寸方向为加荷方向。将试件放入球端圆锥之间，使上下锥端位于试件中心处并与试件紧密接触。量测加荷点间距及通过两加荷点最小截面的宽度(或平均宽度)。接触点距试件自由端的距离不应小于加荷点间距的0.5。
(4)稳定地施加荷载，使试件在10～80s内破坏，记录破坏荷载。
结构强度试验室 篇5
复合材料中厚蒙皮多墙翼面结构由复合材料蒙皮和铝合金框架构成。实际使用中,盒段结构在承受压、弯、剪力时,盒段中的翼板、腹板等构件很容易产生局部失稳并导致整个结构过早破坏。所以必须对这种结构的屈曲和后屈曲力学行为进行细致分析和深入研究,以防止结构发生后屈曲破坏从而提高其极限承载能力[1]。
目前这方面的研究已受到国内外学者的关注。在已有的研究工作中,对复合材料梁、柱、加筋板[2,3,4,5,6]的力学性态和整体屈曲效应的研究比较多,对飞机结构中常见的闭口截面盒段结构的屈曲性态研究不足[7,8]。朱菊芬等[7]采用COM POSS有限元程序分析了闭口截面盒段结构中梁的位置对盒段后屈曲行为的影响。Piennger等[1]对蒙皮厚度为1mm(8铺层)的盒段采用二维壳元进行了分析,得到了初始缺陷对后屈曲性能的影响。Stiftinger等[8]研究了带有曲率的盒段(其蒙皮厚1.08mm)在扭转载荷下的后屈曲行为。但是上述的研究都集中在薄蒙皮复合材料上,蒙皮的厚度均小于3mm,并且缺少试验验证。
本文采用集中力下的静态试验和有限元分析方法研究复合材料中厚蒙皮多墙翼面结构的后屈曲行为。建立了盒段的有限元模型并进行了静态线性分析。得到的载荷-位移曲线和试验结果一致,这说明有限元模型是正确的。在此模型基础上采用非线性弧长法追踪加载路径,研究了盒段分别承受集中力和轴压两种载荷时的后屈曲行为。
1 集中载荷的静态弯曲试验
1.1 试件尺寸
试验盒段整体尺寸见图1(为方便显示去掉了上蒙皮)。结构由复合材料厚蒙皮和铝合金的墙、腹板、肋组成。复合材料蒙皮的铺层顺序和角度为[45/0/-45/0/45/0/-45/90]8S单层厚度为0.125mm。蒙皮材料是碳纤维复合材料(T300/QY8900),材料属性如表1所示。其中的下标1和下标2表示面内纤维方向和垂直纤维的方向。蒙皮以外的其他部分由铝合金构成。铝合金材料属性如下:弹性模量E=68GPa,泊松比υ=0.3,屈服极限σs=470MPa,强度极限σb=535MPa。
1.2 集中载荷作用下的静态试验
集中载荷作用下,盒段的静态试验布局如图2所示。盒段一端通过夹具固定在承载墙上,另一端通过夹具和作动筒连接。集中力由作动筒通过夹具耳片加载到盒段上。试件安装好后用水平仪校准,以防止加载力偏心造成附加扭矩。试验分如下3个步骤:①先加载理论破坏载荷的5%以消除试验间隙;②加载至理论破坏载荷的30%再卸载,以校核百分表应变仪等试验设备(加载点的加载递增量为5%的理论破坏载荷);③从理论破坏载荷的20%起加载,递增量为5%的理论破坏载荷,到理论破坏载荷的50%时终止。重复第3个步骤一次。试验中采用百分表在每次加载时记录测量点的位移(测量点见图2)。
2 有限元模型
本文采用非线性的MARC程序系统建立了盒段的三维有限元模型(图3)。模型在MARC中离散了
1521个四节点双线性厚壳单元(75号单元)和29个三节点厚壳单元(138号单元)。边界条件如下:模型左端全部固定,右边施加150kN集中力。
有限元和试验载荷-位移曲线如图4所示。试验得到的载荷-位移曲线基本呈线性。盒段刚度基本保持常量有两个主要原因。首先,碳纤维复合材料具有脆性和线弹性的材料属性。其次,加载的最大载荷仅为理论破坏载荷的50%,累积损伤较小。外载在0~40kN范围内,有限元结果和试验结果一致。随着外载的增加,虽然有限元结果稍微偏离了试验结果,但是有限元结果和试验结果的最大误差仍可满足工程分析精度的要求,从而证明有限元模型是合理可靠的。
3 后屈曲分析和结果
基于以上模型,分别对盒段在集中力和轴压两种载荷下的后屈曲行为进行分析。两种载荷下的边界条件如下:盒段左端完全固定,右端在集中力工况下施加垂直向下的集中拉力(边界条件如图3所示);在轴压工况下,沿着盒段轴线方向在蒙皮上施加面内的均布压缩载荷。采用MARC程序中的非线性弧长法进行分析。
3.1 集中力下的后屈曲分析
3.1.1 集中力下的屈曲载荷和变形
弧长法可以给出结构中任意点的载荷-位移曲线。当载荷-位移曲线有明显转折时,表明结构由一种平衡状态过渡到另一种平衡状态,此时结构发生非线性屈曲。
图5所示为铝合金框架上各节点的载荷-位移曲线(节点位置如图6所示)。载荷小于200kN时,载荷-位移曲线是线性曲线。在200kN处所有节点的载荷-位移曲线同时发生了转折,这表明材料的刚度发生了突变,
此时铝合金框架产生了屈曲。屈曲临界载荷为200kN。屈曲后,载荷-位移曲线呈非线性,但是并没有卸载,说明框架仍然可以承载。图6所示为临界屈曲载荷下铝合金框架的屈曲变形(为方便显示去掉了上下蒙皮,变形放大系数是0.1)。框架中,仅中间墙腹板的减重孔产生了屈曲波,左右两墙没有发生屈曲。屈曲波被腹板上的肋隔断。
图7所示为在上下蒙皮上任意取点得到的载荷-位移曲线(节点1205和节点1167在上蒙皮,节点2720和节点2651在下蒙皮)。各点的载荷-位移曲线始终呈现明显的线性(这一现象和图4显示的试验中测量的载荷-位移曲线呈线性一致),刚度保持为常量,说明蒙皮并没有发生屈曲。框架发生屈曲后仍然可以继续加载。图8为框架临界屈曲载荷下蒙皮的变形图。变形图显示上下厚皮并没有产生屈曲,结构只是在整体上发生了明显的弯曲变形。
3.1.2 后屈曲阶段铝合金框架的应力和破坏过程
表2为铝合金框架载荷-位移曲线中A、B、C、D 4点(图5)对应的载荷和工作应力。0~200kN是铝合金框架的弹性阶段,铝合金框架在200~237kN发生弹性屈曲,237~250kN为铝合金框架的塑性屈曲阶段。按照第四强度理论判定铝合金框架在250kN时遭到了破坏。
3.2 轴压下的后屈曲
3.2.1 轴压下的屈曲载荷和屈曲变形
图9所示为轴压载荷下铝合金框架的载荷-位移曲线。图9表明载荷小于850kN时,曲线呈现线性加载,850kN时铝合金框架的刚度明显改变,发生了屈曲。图10为此时框架的变形图。表明中间墙没有发生屈曲,仅左右两墙产生了3个屈曲波,并被腹板上的肋隔断。
1.节点685 2.节点1100 3.节点578 4.节点3327 5.节点2333 6.节点413 7.节点857
图11为相同载荷下的蒙皮变形图,可以发现这时上下厚蒙皮均发生了屈曲变形,产生了3个屈曲波。图12所示为蒙皮的载荷-位移曲线。相同载荷下蒙皮的刚度没有明显的突变转折,只是逐渐非线性变化。这个现象产生的原因是蒙皮较厚、承载能力强,局部材料的屈曲只是产生了累积损伤,造成材料刚度逐渐减小,但是屈曲后蒙皮仍然可以继续承受加载。
载荷-位移曲线显示屈曲后蒙皮和框架都没有产生卸载,说明屈曲是局部的。结构具有很大的后屈曲强度。
3.2.2 后屈曲阶段框架和蒙皮的应力分布
进入后屈曲阶段后,变形最严重的857节点(位置见图10)最大的应力(见图9中的A点)为163MPa,仍然处于弹性阶段,说明大部分的外载荷由蒙皮承担。
图13、图14中,F为临界屈曲载荷,A、B、C点表示横向截面中左墙、中间墙、右墙的位置。由图13可以发现在A、B两点之间,载荷为0.2F~0.7F时,应力分布曲线近似直线,说明应力很平均,但是在0.8F~0.9F屈曲载荷时应力分布曲线近似盆形,D点应力最大。D点恰恰是屈曲波的最大幅值的位置。在B、C两点之间(即右墙和中间墙之间)应力分布也具有相同的现象。这说明屈曲变形会明显改变应力的分布,
使局部的应力增大,引发材料的局部失效。
4 结论
(1)屈曲模态随着外载的变化而变化。在集中力载荷下,仅铝合金框架发生屈曲;在压缩载荷下,蒙皮和铝合金框架均发生屈曲。
(2)铝合金框架屈曲时刚度产生突变,蒙皮屈曲时材料的刚度是逐渐变化的。
(3)结构中的肋可以分割壁板的屈曲波,可以增强结构的强度和刚度。
(4)局部屈曲可以改变应力的分布。
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结构强度试验室 篇6
近年来，在电网建设过程中，输电线路向高电压、大容量、多回路发展。随着电力行业的发展，杆塔设计荷载不断增大，构件截面也愈大，有时不得不采用组合截面和特殊处理节点来满足设计要求[1,2]。目前，荷载较大的铁塔一般考虑采用钢管塔，并且通常以Q235和Q345钢材为主[3]。钢管塔结构的推广应用对设计突出了新的技术要求，其中节点设计是钢管塔结构设计的关键技术问题之一。
钢管塔结构斜材与主体的连接方式主要包括相贯连接、节点板连接节点———单插板节点和U形插板节点。单插板连接是一种较好的钢管结构连接节点形式，具有制作简单、安装方便等优点，主要应用于输电塔、电视塔等钢管结构的支撑、水平杆件与主管之间的连接，即受力相对较小及以次要杆件的连接。单插板连接是通过在钢管的中心对称面上开设单槽，然后将预先卷边的单板插入单槽并用双面焊缝进行连接，最后通过普通或高强螺栓与主管进行拼装连接，如图1所示。
单插板连接节点承载力设计存在两个问题:1)单插板与被插入支管的连接[4,5,6];2)节点板与主管的连接。但是，现行我国《钢结构设计规范》尚未涉及节点板—主管的连接方法及其相应的承载力计算理论。所以，有必要进行节点板—主管连接承载力特性的试验研究和承载力计算方法研究。本文设计了两个节点板—主管节点试验件并开展了节点承载力特性的试验研究，考察了节点板—主管连接的承载力特性以及失效、破坏模式;基于试验研究，进行节点板—主管连接节点的承载力计算理论探讨。
2 单插板节点的试验研究
2.1 试验试件
根据某钢管塔节点连接主管—支管的规格，并考虑试验加载条件及可行性，本文应用相似理论设计了两种不同主管规格的节点板—主管节点。
如图2所示，主管—节点板节点1的主管规格为219×6，节点板尺寸为97×10;节点2的主管规格为273×7，节点板尺寸为101×10。节点板与主管连接均采用双面角焊缝，且没有设置加劲肋。
2.2 试验加载及破坏模式
试验采用助动器在节点板上施加拉—压交变反复荷载，每一级荷载测试主管不同部位的应变并变形发展和分布情况。
主管—节点板节点1的试验加载、变形及破坏形态如图3所示，达到屈服承载力后，钢管表面发生局部外鼓、内凹。当内凹外鼓变形较大时停止加载，焊缝焊脚根部主管钢板出现细微的裂纹，且拉压荷载作用下裂纹发生张开、闭合变形。
主管—节点板节点2的试验加载、变形及破坏形态如图4所示，达到屈服承载力后，钢管表面发生局部外鼓、内凹;当内凹外鼓变形较大时继续加载，最后反复荷载作用下发生沿焊缝的钢板撕裂破坏。
2.3 节点承载力
根据试验得到主管—节点板节点的承载力—变形特性以及主管不同部位的应变发展和发布特性可知:
1)节点1的抗压、抗拉屈服强度分别约为-115.0 k N,155.0 k N，均小于节点所需的最大节点内力-85.2 k N,91.2 k N;
2)节点2的抗压、抗拉屈服强度分别约为-119.0 k N,163.0 k N，均小于节点所需的最大节点内力-91.5 k N,98.3 k N。
因此，试验主管—节点板节点能够满足节点的承载力要求。
3 主管—节点板节点的承载力分析
3.1 受力机理及计算理论
对于节点板连接节点，国内的研究数据较少，未形成成熟的理论计算公式，钢管塔采用连接板连接时，焊接与钢管表面的节点板在传力过程中可能引起主管局部屈服，从而影响节点的承载力，所以，这是节点板连接设计的关键问题。日本《送电钢管铁塔制作基准》中给出了关于钢管—插板连接节点承载力的计算方法，该理论主要是针对单块节点板情况。
1)无加劲板节点。
无加劲肋节点板节点就是仅用节点板连接支管与主管，焊接与主管的节点板不设置加劲肋，如图2所示节点形式十分简单，节点板平面内抗弯承载力计算方法如下:
2)有加劲板节点。
当节点有环形加劲时，加劲板受力:
K≤1.0时:
K>1.0时:
其中，
其中公式中的各参数如图5所示，f为主管钢材的实际屈服强度。
3.2 试验节点承载力分析
根据材性试验得到t=6 mm,7 mm厚钢板的屈服强度分别为f=375 MPa,381.5 MPa。
采用上述节点承载力计算理论对节点的承载力进行计算，可以得到主管—节点板节点1的拉、压承载力为84.9 k N，节点2的拉、压承载力为102.5 k N。可知理论分析得到节点的拉压强度均满足节点强度要求，且节点抗拉承载力计算值与试验吻合较好。但是，试验得到节点的抗拉承载力大于抗压承载力，主管—节点板节点的抗拉承载力理论需进一步深入研究。
4 结语
基于试验研究和理论分析，可得到如下结论:
1)试验研究得到主管—节点板节点的拉、压承载力均能满足节点强度要求，且节点的抗拉承载力有较大安全储备。
2)拉、压荷载作用下的节点试验表明节点发生主管内凹外鼓的局部屈曲破坏，最后发生主管沿焊缝焊脚的撕裂破坏。
3)主管—节点板节点的抗压承载力计算值与试验值吻合较好，抗拉承载力试验值大于抗压承载力试验值，其承载力计算理论还需深入研究。
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结构强度试验室 篇7
为了比较分析粘碳纤维布结构胶和粘钢结构胶两种不同结构胶的耐火极限, 试验中分别考虑不同的加热时间和不同的加热温度两种因素, 最终分别得出两种结构胶的耐热时间和耐热温度, 这对实际工程的防火设计具有重要的参考价值。
1 试验概况
1.1 试件设计
该试验是在河北省建筑科学研究院进行的。试件尺寸为70mm×70mm×40mm, 共102块。试验所用混凝土标号为C30。试件制作步骤如下:
1) 按照试件尺寸采用钢模板进行浇筑混凝土, 之后将试件放在室内进行常温自然养护, 养护28d;
2) 对其中的51块进行粘碳纤维布加固, 其余的51块进行粘钢加固, 之后将试件放在室内进行常温自然养护, 养护7d;
3) 对试块进行打磨加工, 以便和张拉连接件固定。
试验所用粘贴碳纤维布的结构胶为河北省建筑科学研究院研制的冀研牌SKY型碳纤维建筑结构胶, 规格型号为SKY-CⅡ。
试验所用粘贴钢板的结构胶为河北省建筑科学研究院研制的冀研牌SKY型粘钢建筑结构胶, 规格型号为SKY-Ⅰ。
1.2 试验设备
试验所用电烤箱为大连通产高压釜容器制造有限公司 (原大连第四仪表厂) 生产的601-5型电热鼓风干燥箱, 其温度波动范围为±2℃。
试验所用拉拔仪为北京海创高科技有限公司生产的HCTJ-10型碳纤维粘结强度检测仪。
1.3 试验方法
将相应的拉拔连接件粘在试件表面的碳纤维布和钢片上, 放置2h后即可进行高温加热。试验考虑加热温度和加热时间两种因素, 加热温度考虑20℃、60℃、90℃、120℃、150℃等5个温度。加热时间考虑30min、60min、90min、120min等4个时间段, 各组试件自然冷却之后进行正拉粘结强度试验。试验以3mm/min的均匀速率加荷直至试件破坏。记录试样破坏时的荷载值, 并观测其破坏形式。
1.4 试验现象
试验过程中, 大部分构件的破坏形式都为典型的混凝土内聚破坏。试验中也有极少数为混合破坏, 但因基材混凝土内聚破坏形式的破坏面积占粘合面面积不足85%以上, 所以视为不合格试件[5], 其试验数据应予以舍弃。
2 试验数据分析
对于试验中的不符合规范要求的破坏形式所得的数据应予以舍弃, 取每组余下数据的平均数作为试验分析数据。
2.1 温度相同, 时间不同时结构胶的拉拔强度
粘碳纤维布结构胶和粘钢结构胶在常温下的拉拔强度值分别为3.54 MPa和3.52 MPa, 二者相差不多, 粘碳纤维布结构胶的拉拔强度值略高。
两种结构胶在60℃和90℃时拉拔强度在整个试验过程中基本呈波浪式变化, 拉拔强度值维持在2.5MPa左右, 说明两种结构胶的耐热温度均超过90℃。当加热温度为120℃和150℃时, 拉拔强度随着加热时间的增加开始下降, 具体退化情况分别见图1和图2。
从图1可以看出120℃时粘钢结构胶的拉拔强度高于粘碳纤维布结构胶的拉拔强度0.5 MPa左右。随着加热时间的延长, 两种结构胶的拉拔强度均有明显的下降趋势, 且在120min时两种结构胶的拉拔强度值基本相同, 粘钢结构胶的拉拔强度值略高, 说明粘钢结构胶的质量好于粘碳纤维布结构胶。粘碳纤维布结构胶在加热时间超过60min后强度基本不再下降。
从图2可以看出在150℃的加热条件下, 在试验的0~30min期间, 两种结构胶的拉拔强度下降趋势明显, 30min之后, 两种结构胶的拉拔强度均趋于稳定, 且两者的拉拔值相差无几, 说明两种结构胶的耐热温度均不超过150℃。
《建筑结构加固工程施工质量验收规范》[5]要求粘贴法所用的结构胶的粘结强度应该大于等于2.5MPa。试验得出, 两种结构胶在常温及60℃时, 粘结强度均满足规范要求;90℃时, 粘钢胶粘结强度在整个试验过程中一直满足要求, 粘碳纤维布结构胶在受热超过60min后, 粘结强度开始小于2.5 MPa;120℃时, 粘钢胶受热超过120min后, 强度不满足要求, 粘碳纤维布结构胶强度在受热时间超过30min时粘结强度开始小于2.5 MPa;150℃时, 粘钢胶受热超过30min后, 强度不满足要求, 粘碳纤维布结构胶粘结强度在整个试验过程中一直小于2.5 MPa, 不满足规范要求。
2.2 时间相同, 温度不同时结构胶的拉拔强度
对试验数据进行分析处理, 分别考虑粘碳纤维布和粘钢加固构件在加热时间为30min、60min、90min、120min时不同加热温度下结构胶的强度退化情况曲线, 分别见图3~图6。
从图3可以看到在加热时间为30min的情况下, 粘碳纤维布结构胶的拉拔强度值在20~90℃时略有上升, 温度超过90℃之后, 其拉拔强度值下降趋势明显。粘钢结构胶强度值除在90℃时有一次强度回升过程外, 其在整个试验过程中基本呈下降趋势。
从图4可以看出在加热时间为60min的情况下, 两种结构胶的拉拔强度值在20~90℃期间下降趋势明显, 之后便均维持在一个各自的稳定范围内。
从图5可以看出在加热时间为90min的情况下, 粘碳纤维布结构胶的拉拔强度值除在90℃时有一次明显的强度回升过程外, 其在整个试验过程中基本呈下降趋势。粘钢结构胶在加热温度低于60℃时, 拉拔强度值下降明显, 高于60℃之后, 其值不再下降, 基本维持在2.2 MPa左右。
从图6可以看出在加热时间为120min的情况下, 两种结构胶的拉拔强度值均有明显的下降趋势。当温度超过120℃之后, 两种结构胶的拉拔强度值基本相同。
从图3~图6中, 可以看出在受热时间为30min的情况下, 除粘碳纤维布结构胶强度在150℃时不符合要求外, 其余均满足规范要求;在受热时间为60min的情况下, 粘钢胶强度在150℃时强度才开始不满足要求, 但粘碳纤维布结构胶受热温度超过90℃后, 强度已经基本不满足要求了;90min时, 粘钢胶强度同样在150℃时强度才开始不满足要求, 但粘碳纤维布结构胶在温度不足60℃时强度已经基本小于2.5 MPa;120min时, 粘钢胶强度在120℃时强度才开始不满足要求, 但粘碳纤维布结构胶在温度超过60℃时强度已经基本小于2.5 MPa, 不满足规范要求了。
综上可以看出, 随着加热时间的增加, 两种结构胶的耐热温度均有所降低。在同一时间下, 粘钢结构胶的耐热温度比粘碳纤维布结构胶的耐热温度高30~60℃左右。在加热时间为30min时, 粘碳纤维布结构胶在温度达到110℃时其拉拔强度值开始小于2.5 MPa, 粘钢结构胶在150℃左右时其拉拔强度值开始不满足规范要求。所以在实际火灾下, 当加固构件的温度达到110℃时, 粘碳纤维布结构胶便达到耐火极限, 当加固构件的温度达到150℃时, 粘钢结构胶便达到耐火极限。
3 结论
a.实际工程中, 粘碳纤维布和粘钢所用的结构胶是不同的, 试验得出两种胶在常温下正拉粘结强度相差不多, 但随着温度的提高和加热时间的增加, 粘碳纤维布结构胶正拉粘结强度下降较快, 说明粘碳纤维布结构胶的热稳定性不如粘钢结构胶的好。
b.受热后, 两种结构胶的正拉粘结强度均有所下降, 但粘钢胶的强度值随受热时间的延长变化不明显, 在高温环境时, 粘钢胶随时间呈缓慢下降趋势。在60℃时粘碳纤维布结构胶随受热时间的延长强度值的变化不明显, 但温度较高时, 粘碳纤维布胶的拉拔强度随时间的下降趋势明显。
c.随着加热时间的增加, 两种结构胶的正拉粘结强度下降趋势的规律性越来越明显。
d.温度相同时, 粘钢结构胶的耐热时间比粘碳纤维布结构胶的耐热时间长, 约为60min左右。
e.粘碳纤维布结构胶耐高温极限在110℃左右, 粘钢胶耐高温极限在150℃左右。
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高强度齿轮单齿弯曲疲劳强度试验 篇8
为弥补齿轮表面强化的不足, 工程上常同时使用几种表面强化方法使齿轮达到较理想的强化效果。渗碳淬火后, 齿轮材料表面会形成一种软化层, 为了改善这种软化层, 通常会增加喷丸工艺提高齿轮的强度。本文选择的研究对象为两种国产轿车变速箱齿轮, 齿轮材料均为应用极广泛的低碳合金结构钢, 且都经过渗碳淬火加喷丸处理。通过试验得到这两种齿轮经同种表面工艺强化后的弯曲疲劳强度和疲劳寿命。
120MnCr5齿轮试验
第一种齿轮材料为20MnCr5, 齿数20, 变位量1.5mm, 模数3mm, 压力角17.5°, 变位系数1.5。疲劳极限427MPa, 抗拉强度930MPa。材料的化学成分质量分数如表1所示。齿轮经渗碳淬火加喷丸处理后齿面硬度为59~63HRC, 硬度为52HRC的有效硬化层深度为0.7~1.0mm, 齿根心部硬度为36~47HRC。齿轮表面马氏体中有17%保留奥氏体。
单位:%
做试验前, 我们采取两种方法对经表面强化的齿轮抗拉强度进行预测。
第一种预测方法:根据热处理条件和硬化层深度采用查手册图表方法, 预测抗拉强度为1847MPa。
第二种预测方法:根据表面强 化后的齿轮硬度, 对照Wilson表, 将硬度转化成抗拉强度, 估算齿轮的最大抗拉强度为2305MPa。
1.1静强度试验
齿轮试验均在德国产RoellAmslerHFP100型高频疲劳试验机上完成。最大加载载荷10t, 试验用加载频率为74Hz, 试验地点及试验齿轮的装夹形式如图1所示。对齿轮材料施加静压直到断裂, 试验3个齿测定单齿断裂的载荷F。若3组测得的数据差别较大, 则需另取齿进行压断, 以减少误差。试验结果如表2所示。
齿轮的静压断裂载荷为26.4kN (1kN对应86.35MPa) , 屈服强度为1700MPa, 静强度均值为2279.6MPa。将两种预测结果与试验结果对比, 第一种查表预测误差23.4%, 第二种根据硬度转化抗拉强度误差1.1%。说明第二种方法预测方法准确性很高, 在工程设计中, 宜根据零件的硬度估算其抗拉强度。
1.2疲劳试验
疲劳试验仍在RoellAmslerHFP100型高频疲劳试验机上进行。试验时循环比r取0.11, 加载频率取74Hz。所有齿轮的疲劳试验中, 若加载频率下降5Hz或轮齿发生断裂则认为该齿轮发生了失效, 将失效时对应的应力循环次数NO作为齿轮弯曲疲劳寿命。当NO超过300万次后停止, 认为该应力下齿轮不发生疲劳破坏。
合金结构钢S—N曲线在中寿命段处, 双对数坐标下是一条直线。选取几组当量应力对其加载, 试验结果如表3所示。
对齿轮的试验数据进行处理, 得到失效率为50%时的单齿弯曲S—N曲线方程:
根据厂家提供的疲劳极限数据 (1100MPa) , 接着稍微降低应力到1100MPa以下时, 试验中循环数均超过300万次而未失效, 所以可认为厂家提供的疲劳极限是准确的, 该齿轮疲劳极限确实为1100MPa左右。
试验中发现, 当齿轮弯曲疲劳寿命大于十几万次后, 应力的微小变化就会造成疲劳寿命的巨大变化, 甚至不会失效。试验发现, 按常规材料的S—N曲线测定方法很难测到单齿弯曲疲劳寿命为40100万次左右的应力。
注:* 表示超过该循环未失效。
220CrMnMo齿轮试验
另取材料为20CrMnMo的齿轮为研究对象。模数3mm, 齿数19, 齿宽12mm, 压力角20°。疲劳极限436MPa, 抗拉强度930MPa。表面采用渗碳淬火, 渗层深度0.5mm。齿面硬度50~54HRC, 心部硬度30~42HRC。经超声波进行探伤, 未发现有缺陷。
齿轮材料的化学成分如表4所示。
单位:%
做试验前, 为证明上述试验结论, 仍采取两种方法对经表面强化的齿轮抗拉强度进行预测。
第一种预测方法:根据热处理条件和硬化层深度查手册图表, 预测齿轮的抗拉强度为1395MPa。
第二种预测方法:根据表面强化后齿轮硬度, 对照Wilson表, 将硬度转化成抗拉强度, 估算齿轮的最大抗拉强度为1742MPa。
2.1静强度试验
试验在MTS880电液伺服疲劳试验机上完成。分别在不同齿轮上随机抽取不同的齿进行静压试验, 加载的速度为0.1kN/s。在试验过程中, 每隔1s记录一次试验的载荷及位移, 以齿轮突然断裂作为轮齿破坏的依据。加载过程中的位移—力曲线如图2所示。
从图中可看出, 在静压试验过程中齿轮的塑性变形不明显, 基本上是脆断过程。静强度试验结果如表5所示。
齿轮的静压断裂载荷为55.18kN, 对应的静强度值为1785MPa。将两种预测结果与试验结果对比, 第一种查表预测误差27.9%, 第二种根据硬度转化抗拉强度误差5%。
2.2疲劳试验
试验时加载频率范围为110~120Hz, 循环比r=0.15。所有齿轮疲劳试验都以试验机加载力下降到原加载力的40%~50%作为齿轮失效判据, 将失效时的应力循环次数NO作为单齿弯曲疲劳寿命。当NO超过300万次后停止, 认为该应力下齿轮不发生疲劳破坏。
结果如表6所示。
注:*表示超过该循环未失效。
对齿轮的试验数据进行处理, 得到失效率为50%时的单齿弯曲S—N曲线方程:
由表6可知, 当应力为830MPa时, 疲劳寿命为570000次, 而应力稍微低于814MPa时, 两次试验中一次循环数超过了300万次而未失效, 所以可认为热处理后齿轮疲劳强度为814MPa。
试验中也同样发现, 当齿轮弯曲疲劳寿命大于几十万次后, 应力的微小变化会造成疲劳寿命的巨大变化, 甚至不会失效。试验发现, 按常规材料的S—N曲线测定方法很难测到单齿弯曲疲劳寿命为60100万次左右的应力。
3结论
通过以上试验, 可得到如下结论:
(1) 这种表面处理能使不同材料的齿轮疲劳特性得到显著提高。采用查图表方法预测工艺处理后材料的强度特性, 预测结果存在很大误差。应根据硬度、强度转化关系预测。
(2) 对经表面强化的齿轮做疲劳试验, 疲劳失效的寿命循环次数均只达到几十万次, 然后不断降低应力, 循环次数就超过300万次而未失效。不同材料的两组齿轮都存在这样的问题, 以前并没有引起试验人员的注意。
参考文献
[1]石振华, 陶印华, 王越.大功率机车齿轮钢 (16Cr2Ni2A) 性能的研究[J].马钢科技, 1995 (3)
[2]廖正中.渗碳齿轮钢的冲击—弯折性能与应用[J].川汽科技, 1992 (2)
[3]李建华.汽车齿轮轮钢20MnCr5及其热处理工艺研究[D].南京林业大学, 2003
结构强度试验室 篇9
关键词：民机,强度试验室,液压油源,集成
0 引言
结构强度试验是民机结构设计研发过程中必不可少的基本条件之一,从结构选材到性能验证整个漫长的研发过程中,大量材料、元件、组件、部件的选用和设计都离不开试验的支持和验证。而对于民机全机级或部件级结构强度试验,一套完整的多通道协调加载试验系统是必需的,包含:液压油源系统、液压加载作动装置、加载控制系统、数据采集系统等。其中,液压油源系统将机械能转换为流体压力能,向试验中各个加载执行机构提供持续、可靠的压力油[1]。
试验室液压油源的流量指标取决于试验需求,由液压加载的载荷大小和频率高低决定。以某型民机的单机翼静强度试验为例,约需250L/min流量的液压动力。而相较于静强度试验,疲劳试验的液压流量需求更高。因此,民机全机级或部件级结构强度试验室的液压油源总流量较大,并且考虑便于使用与维护,液压油源一般采用多台油源组合的形式。而如何能将多台油源更好地集成,最优化地应用于试验中,值得讨论和研究。所以,本文以某民机强度试验室为例,探讨多种将多台液压油源集成的方案。
1 液压油源方案设计
1.1 液压油源需求分析
以某民机强度试验室为例,分析其液压油源的需求。该试验室规划的总体试验能力为:
1)能够同时进行两项部件级静强度试验和两项部件级疲劳试验;
2)能同时开展十项组(元)件级静强度及疲劳试验。
每项部件级结构强度试验需约250L/min流量的油源能力保障,每项组(元)件级强度试验需约50~100L/min流量的油源能力保障。因此,共需约2000L/min(250×4+100×10=2000)流量的油源能力。
1.2 液压油源设计思路
在总流量达到2000L/min的前提下,拟采用多台液压油源组合的设计思路,更加灵活方便。
首先,当该试验室进行的试验任务较少,即液压流量需求较小时,可以开启少数油源进行试验。而当该试验室试验任务增加,即液压流量需求增大时,可以开启多数甚至全部油源。这样可以有效节约试验成本。
其次,采用多台液压油源组合的方式,当有油源需要维护维修时,其它油源可以正常使用,从而避免影响试验正常进行。
1.3 液压油源组合方式
液压油源台数偏少,达不到灵活方便的设计目的;而台数偏多,又会增加占地面积,增加液压油源间的建设成本。综合考虑,该试验室拟采用4台油源组合(2台额定流量400L/min,2台600L/min)的方式,见图1。
4台油源安装于液压油源间的中部区域,液压油源间的下部区域设置地沟,用于安装液压油管,将液压油输出到液压油源间外面的试验大厅。
2 多台液压油源集成方案设计
2.1 集成方案1
首先介绍集成方案1,如图2所示,四台油源分别通过管路连接到地沟中的1套液压油管,然后液压油管经由地沟通往并覆盖试验大厅的试验区域。
由于地沟内只使用了1套液压油管,该方案实施和维护成本较低。此外,由于4台油源通过1套液压油管集成在一起,则4台油源可以同步进回油,共同用于一个试验,即可以满足一个2000L/min液压流量需求的试验任务。
同时,该方案存在以下弊端:
1)因为4台油源通过1套液压油管集成在一起,所以要求4台油源的品牌规格尽量一致,否则液压油源和地沟内液压油管之间的进回油可能会出现问题,进而影响油源的正常使用。
2)根据该试验室的规划,多数情况下会同时进行多项试验,不同的试验任务频率可能不同,共同使用1套液压油管,相互之间可能存在影响。
对于该试验室,定位是部件级以下结构强度试验,基本不会出现需要4台油源共同用于1个试验的情况。此外,4台油源若分步实施,存在品牌规格不一致的可能性。因此,“集成方案1”对于该试验室弊大于利。
2.2 集成方案2
“集成方案2”是在“集成方案1”的基础上进行改造,见图3。地沟中设计了4套液压油管,每套液压油管分别连接1台油源。
该方案使4台油源相互独立,每台油源通过各自的液压油管,将液压动力输出到试验大厅。每台油源之间进回油相互独立,既对品牌规格没有要求,也不会影响彼此的试验任务。
但是,该方案也存在一定弊端:由于试验大厅面积较大,若使每台液压油源的液压动力都覆盖试验大厅全部试验区域,就需要使地沟里的4套液压油管都覆盖试验大厅,实施和维护成本都较高。
因此,可以将试验大厅的试验区域分成4块,将每台油源对应的液压油管各负责1块试验区域。但是这样也会带来一个问题:由于每台油源只负责1块试验区域,若某台油源需维护维修,则该试验区域无法开展试验。即液压油源的使用灵活性大大降低。
3 多台液压油源集成方案改进
综上所述,无论是集成方案1,还是集成方案2,对于该试验室的使用需求,都存在着一定的缺陷。因此,综合这两种集成方案,提出一种改进方案。
如图4所示,4台液压油源分别通过1个无管集成的液压阀组[2]连接到地沟内的4套液压油管,且每台液压油源与对应的液压阀组之间均安装有截止阀,通过开/关截止阀,可切换每台油源与4套液压油管的连接/断开状态。同“集成方案2”一样,4套液压油管各负责试验大厅的1块试验区域。但与之不同的是,通过切换截止阀,可以将每台液压油源切换到地沟内4套液压油管的任意1套中,也就是说,每台液压油源的动力都能覆盖到整个试验大厅。
改进后的方案不但使4台油源相互独立,又可以通过切换截止阀,实现4台油源的集中供油,灵活地覆盖整个试验大厅。一定程度上融合“集成方案1”和“集成方案2”的优点。
4 结论
本文讨论了两种将多台液压油源集成的方案,通过分析,提出了一种改进方案,该方案可以有效地将多台液压油源集成使用,最优化地满足某民机强度试验室的使用需求。
参考文献
[1]陈淑梅.液压与气压传动[M].北京:机械工业出版社,2008:91-93.