本发明涉及管道疲劳试验领域，特别是涉及一种用于疲劳试验机的夹具。
背景技术：
飞机液压管道主要用于燃油、滑油、液压油和空气等介质的输送，是飞机系统的重要组成部分。在飞机飞行过程中，液压管道在复杂的工况下不可避免地发生振动，甚至因为振动疲劳致使管道损坏、破裂，发生漏油故障，严重影响飞行安全。在做管道疲劳试验的时候，由于管道直径差别较大，较细的管道可以由电动振动台提供正弦激励进行悬臂式的弯曲疲劳试验，且能够达到许用计算应力值。而直径稍大的管道无法通过电动振动台达到许用计算应力值，且安装非常不方便。同时，振动台进行弯曲疲劳试验也难于实施带预应力的管道疲劳试验。由此可见，针对大管径管道疲劳试验，目前急需能够有效实施在弯曲应力、管道内压和初始应力综合作用下的疲劳试验方法，以检验飞机真实管道的疲劳寿命和泄漏寿命，从而对管路振动应力制定的更为可靠的限制标准。但是，现有的用于弯曲疲劳试验的夹具进行带初始预应力和内压的真实大管径管道疲劳试验时，容易出现管道被损伤和破坏的问题。
因此，如何提供一种能够进行带初始预应力和内压的真实大管径管道疲劳试验的夹具，成为本领域技术人员亟需解决的技术问题。
技术实现要素：
本发明的目的是提供一种用于疲劳试验机的夹具，通过将试验管道与上夹持机构的点接触变为面接触，能够有效避免试验管道在疲劳试验夹持过程中被损伤和破坏的情况发生。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
一种用于疲劳试验机的夹具，所述夹具包括：上夹持机构、下夹持机构和保护夹持机构，其中，
所述上夹持机构与疲劳试验机的上夹头连接，所述下夹持机构与所述疲劳试验机的下夹头连接，所述保护夹持机构开设有与试验管道的管径匹配的通孔，所述通孔用于穿设所述试验管道，所述下夹持机构用于夹持所述试验管道的两端，所述上夹持机构用于夹持穿设有所述试验管道的保护夹持机构。
可选的，所述上夹持机构包括夹持臂、第一上夹头、第一下夹头及用于连接所述第一上夹头和所述第一下夹头的连接件，其中，所述第一上夹头与所述夹持臂的一端连接，所述夹持臂的另一端与所述疲劳试验机的上夹头连接。
可选的，所述下夹持机构包括横支臂、竖支臂和分别设置在所述横支臂两端的左夹持部和右夹持部，其中，
所述左夹持部包括左上夹头、左下夹头及连接所述左上夹头和所述左下夹头的连接件，所述右夹持部包括右上夹头、右下夹头及连接所述右上夹头和所述右下夹头的连接件；
所述竖支臂的一端与所述横支臂连接，所述竖支臂的另一端与所述疲劳试验机的上夹头连接，所述试验管道的一端穿设在所述左上夹头和所述左下夹头之间，所述试验管道的另一端穿设在所述右上夹头和所述右下夹头之间。
可选的，所述保护夹持机构包括夹持本体和紧固螺栓，其中，
所述夹持本体为长方体，在所述夹持本体的一个面上开设有垂直于所述面的所述通孔，在与所述通孔的轴线平行的一个长方体表面上开设有凹槽，所述凹槽贯穿所述凹槽面且与所述通孔连通，所述凹槽面为开设有所述凹槽的长方体表面；
在所述凹槽面的相邻面上穿过所述凹槽开设有紧固螺纹孔，开设所述紧固螺纹孔的长方体表面与所述通孔的轴线平行，所述试验管道的中间部位设置在所述通孔中，所述紧固螺栓穿设在所述紧固螺纹孔中以将所述试验管道紧固，所述夹持本体设置在所述第一上夹头和所述第一下夹头之间。
可选的，所述第一上夹头、所述第一下夹头、所述左上夹头、所述左下夹、所述右上夹头和所述右下夹头均为滚筒结构。
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
本发明提供的用于疲劳试验机的夹具包括：上夹持机构、下夹持机构和保护夹持机构。保护夹持机构开设有与试验管道的管径匹配的通孔，进行疲劳试验时，试验管道首先穿设在保护夹持机构的通孔，然后再通过上夹持机构固定穿设有试验管道的保护夹持机构。可见，为了进行真实管道的疲劳试验，适应管道圆截面的特点，本发明提供的用于疲劳试验机的夹具设置有保护夹持机构，通过保护夹持机构将试验管道与上夹持机构的点接触变为面接触，能够有效避免试验管道在疲劳试验夹持过程中被损伤和破坏的情况发生。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
图1为本发明实施例提供的用于疲劳试验机的夹具的结构示意图；
图2为本发明实施例提供的上夹持机构的结构示意图；
图3为本发明实施例提供的下夹持机构的结构示意图；
图4为本发明实施例提供的保护夹持机构的结构示意图；
图5为本发明实施例提供的保护夹持机构与试验管道的安装示意图；
图6为本发明实施例提供的疲劳试验软硬件的连接关系图；
图7为本发明实施例提供的液压动力疲劳机结构与控制系统的连接关系；
图8为本发明实施例提供的带管接头的管道在初始应力下的疲劳试验示意图；
图9为本发明实施例提供的带管接头的管道在内压和弯曲应力下的泄漏疲劳试验示意图；
图10为本发明实施例提供的直径为27mm的管道疲劳试验得到的S-N曲线图；
图11为本发明实施例提供的材料的S-N曲线原理图。
具体实施方式
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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。
本发明的目的是提供一种用于疲劳试验机的夹具，通过将试验管道与上夹持机构的点接触变为面接触，能够有效避免试验管道在疲劳试验夹持过程中被损伤和破坏的情况发生。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
图1为本发明实施例提供的用于疲劳试验机的夹具的结构示意图。图2为本发明实施例提供的上夹持机构的结构示意图。图3为本发明实施例提供的下夹持机构的结构示意图。图4为本发明实施例提供的保护夹持机构的结构示意图。图5为本发明实施例提供的保护夹持机构与试验管道的安装示意图。如图1—图5所示，一种用于疲劳试验机的夹具，所述夹具包括：上夹持机构、下夹持机构和保护夹持机构。
所述上夹持机构包括夹持臂101、第一上夹头102、第一下夹头103及用于连接所述第一上夹头102和所述第一下夹头103的第一连接件104，其中，所述第一上夹头102与所述夹持臂101的一端连接，所述夹持臂101的另一端与所述疲劳试验机的上夹头连接。
所述下夹持机构包括横支臂201、竖支臂202和分别设置在所述横支臂201两端的左夹持部和右夹持部。所述左夹持部包括左上夹头2031、左下夹头2032及连接所述左上夹头2031和所述左下夹头2032的左连接件2033，所述右夹持部包括右上夹头2041、右下夹头2042及连接所述右上夹头2041和所述右下夹头2042的右连接件2043。所述竖支臂202的一端与所述横支臂201连接，所述竖支臂202的另一端与所述疲劳试验机的上夹头连接，所述试验管道4的一端穿设在所述左上夹头2031和所述左下夹头2032之间，所述试验管道4的另一端穿设在所述右上夹头2041和所述右下夹头2042之间。
所述保护夹持机构包括夹持本体301和紧固螺栓302。所述夹持本体301为长方体，在所述夹持本体301的一个面上开设有垂直于所述面的所述通孔，在与所述通孔的轴线平行的一个长方体表面上开设有凹槽，所述凹槽贯穿所述凹槽面且与所述通孔连通，所述凹槽面为开设有所述凹槽的长方体表面。在所述凹槽面的相邻面上穿过所述凹槽开设有紧固螺纹孔，开设所述紧固螺纹孔的长方体表面与所述通孔的轴线平行，所述试验管道4的中间部位设置在所述通孔中，所述紧固螺栓302穿设在所述紧固螺纹孔中以将所述试验管道4紧固，所述夹持本体301设置在所述第一上夹头102和所述第一下夹头103之间。
所述上夹持机构与疲劳试验机的上夹头连接，所述下夹持机构与所述疲劳试验机的下夹头连接，所述保护夹持机构开设有与试验管道4的管径匹配的通孔，所述通孔用于穿设所述试验管道4，所述下夹持机构用于夹持所述试验管道4的两端，所述上夹持机构用于夹持穿设有所述试验管道4的保护夹持机构。
本实施例中，所述第一上夹头102、所述第一下夹头103、所述左上夹头2031、所述左下夹、所述右上夹头2041和所述右下夹头2042均为滚筒结构。
本发明提供的保护夹持机构可根据试验管道的管径大小设计保护夹持机构通孔内径，以便适用不同管径的管道。将保护夹持机构设计为一端开口的结构，通过紧固螺栓可很方便地实现夹紧试验管道的目的。本发明通过保护夹持机构将试验管道与上夹持机构的点接触变为面接触，起到了保护试验管道的效果，可以模拟管道真实的振动环境，在进行带初始预应力和内压的真实大管径管道疲劳试验时，能够有效避免试验管道在疲劳试验夹持过程中被损伤和破坏的情况发生。使用保护夹持机构固定试验管道之后，可与试验管道连接液压源，与管道加内压，或者用下夹头给管道一个变形，来模拟初始应力。
本发明提供的用于疲劳试验机的夹具可以进行带初始应力和管道内压的大管径真实管道试验件弯曲疲劳试验，主要试验方法为：
(1)通过调整上夹持机构和下夹持机构的位移对试验管道施加预应力；
(2)如果要研究管道泄漏，可以在试验管道上安装管接头；
(3)如果要研究管道泄漏，可以利用现有的液压源提供管道内部流体压力，模拟管道内压；
(4)利用疲劳试验机提供循环载荷，模拟管道外部振动。
下面介绍采用上述夹具进行带初始应力和内压的真实大管径管道弯曲疲劳试验的试验系统。疲劳试验软硬件的连接关系如图6所示，主要包括：1)PA-200型液压动力疲劳机；2)PA-200型液压疲劳机控制系统；4)本实施例提供的用于疲劳试验机的夹具；5)箔式金属应变片；6)计算机及数据采集器；7)疲劳测试软件。PA-200型液压动力疲劳机结构与控制系统的连接关系如图7所示。
计算机发出电子信号至控制器，控制器控制电磁阀带动工作油缸上下移动，实现下夹头做正弦位移。夹具通过上下两个滚筒将飞机液压管道试验件固定在疲劳机上。上夹持机构夹紧在管道中间部位，限制其整体垂直方向上的位移；下夹持机构的在螺母下面多了弹簧垫片，这样的设计优点在于：下夹持机构与管道为点接触，其左上夹头、左下夹头、右上夹头和右下夹头与管道的接触面之间设置有弹簧垫片，可防止夹具夹紧力过大压坏管道。管道向上或向下弯曲时，竖直面内管道截面呈椭圆形，弹簧垫片的存在使圆柱压块(夹头)之间的距离随之变大，防止管道变形，使管道在疲劳试验夹持过程中不被损伤和破坏。下夹持机构夹紧在管道试验件两端，当疲劳机控制系统输入正弦位移信号，下夹持机构会随正弦位移信号上下移动，从而使管道试验件中间的保护夹持机构两边发生与下夹头运动反方向一致的弯曲，保护夹持机构通孔的内径略大于试验管道的管径，保护夹具一端有开口，拧紧螺栓以实现夹紧管道试验件。在应力集中的部位粘贴应变片，即紧贴夹持本体两端的位置，通过NI数据采集系统将应变信息传输到疲劳数据分析系统中，并进行存储和应力分析。带管接头的管道在初始应力下的疲劳试验如图8所示，带管接头的管道在内压和弯曲应力下的泄漏疲劳试验如图9所示。
利用真实的飞机液压管道，通过逐步增大应力的方式做管道疲劳断裂试验，采用数据统计的方法拟合得到管道结构的S-N曲线，具体测试方法包括以下步骤：
步骤1：根据试验管道的材料尺寸大小的不同进行分组；
步骤2：在对试验管道进行正式试验前，对试验设备及加载系统进行调试，并对测试软件和应变片的灵敏度进行系统标定。通过计算公式求出应力的大小，然后通过预试验确定试验的频率、应变片的粘贴位置。
步骤3：采用本发明提供的夹具夹持试验管道。上夹持机构用于固定试验管道的中间部位，下夹持机构属于两点运动夹具。上夹持机构安装在疲劳试验机的上夹头，将管道中间部位固定；下夹持机构安装在疲劳试验机的下夹头，将管道两端部位夹紧。当疲劳试验机的下夹头受正弦激励控制运动时，上夹持机构不动，下夹持机构会带动管道两端上下运动，这样会使管道中间部位左右产生弯曲应力。
步骤4：三点弯曲疲劳试验采用正弦位移控制。当试验件断裂或试验次数达到1e7次停止试验，记录疲劳载荷循环时间及次数。试验目标是在基础计算应力下管道振动次数达到1e7以上，以验证管道结构设计、制造符合设计要求。
步骤5：经过验证试验后，继续增大应力做管道疲劳断裂试验，采用数据统计的方法拟合得到管道结构的S-N曲线。直径为27mm的某管道试验件疲劳试验得到的S-N曲线如图10所示。
具体实验原理如下：
根据航空工业部标准HB6442-90，飞机液压管道疲劳试验件最大许可弯曲疲劳应力决定于组合应力Sf，组合应力由拉伸应力Sp和弯曲应力S组成，即：
Sf＝S+Sp (1)
一般地，组合应力按照管道及连接件弯曲强度设计要求取σb/4，σb为材料的抗拉强度。拉伸应力Sp是因管道内压而产生的，其大小与内压和管道的内外径有关，拉伸应力可以用应变仪测量，也可以通过计算求出。当采用计算法时，则应使用下列轴向拉伸应力公式：
式中：P表示管道内部压力，单位Pa；D表示管道外径，单位mm；d表示管道内径，单位mm。而弯曲应力是由外部施加给管道的弯曲产生的，其大小由以下计算公式确定：
通常，采用对称循环的交变加载方式进行S-N疲劳试验。在对称应力循环下测定疲劳强度指标，通过统计试验件所能承受的应力循环次数来获取的试验方式。
在交变应力下，材料对疲劳的抗力一般用S-N曲线与疲劳极限来衡量。使用一组标准试样，分别在不同的应力水平下施加交变载荷，进行试验，直至标准样发生破坏，记录每根试样发生破坏时的应力循环次数N。以应力σ为纵坐标，破坏循环次数N为横坐标做出的曲线，就是材料的S-N曲线，如图11所示。试验时，使第一根试样的最大应力σmax，1较高，约为强度极限σb的70％。经历N1次循环后，试样疲劳。N1称为应力为σmax，1时的疲劳寿命(简称寿命)。然后，使第二根试样的应力σmax，2略低于第一根试样，疲劳时的循环数为N2。通常情况下，随着应力水平的下降，试样得到循环次数很快的增加。逐步降低应力水平，得出各试样疲劳时的响应寿命，以应力为纵坐标，寿命N为横坐标，由实验结果描成S-N曲线。当应力降到某一极限值S-N曲线趋近于水平线，这表明只要应力不超过这一极限值，N可无限增长，即试样可以经历无限次循环而不发生疲劳。交变应力的这一极限值称为疲劳极限，常温下的试验结果表明，如管道试样经历107次循环仍未疲劳，则再增加循环次数，也不会疲劳。所以就把在试样在107循环下仍未发生破坏的最大应力，规定为材料的持久极限。
在采用基于应力的方法开展疲劳分析和设计时，S-N曲线图得出的表达式是应用最广泛的方程，被称为巴斯坎(Basquin)方程，拟合各试验件S-N曲线，以实现预测管道试验件疲劳寿命的目的，表达式为：
Sa＝S′f(2Nf)b (4)
式中，b为疲劳强度指数；S′f为疲劳强度系数，Sa为应力幅值，Nf为疲劳寿命。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。