发动机地面试验

2024-08-05

发动机地面试验（精选9篇）

发动机地面试验第1篇

通常在低温条件下，发动机起动可靠性差。这是因为在低温下发动机阻力矩和燃料粘性都增加的缘故。燃料粘性增加导致其分布和蒸发变差，使得点火困难。另外，采用蓄电池为起动电源的起动机，由于低温使得电池内阻增加，引起起动机的输入电压降低而功率减小，导致发动机起动缓慢、起动时间增长甚至起动失败。

进行发动机冷起动试验的目的在于对发动机冷悬挂边界进行研究，以确定起动供油装置的最佳调节，提高发动机在低温环境条件下的起动成功率。为了完成发动机冷起动试验，英国罗.罗公司专门设计制造了一个发动机冷起动试车台。车台内部结构与一般试车台完全相同，不同的是这个车台用一个钢结构的房屋包覆起来，房屋分两部分：一部分固定在地面;另一部分可沿预埋在地面的导轨沿发动机轴线方向移动。房屋的墙壁屋顶均装有保温材料。

试验前，先把发动机安装在发动机试车台架上并连接好各种必要的管、线，然后沿导轨移动房屋的活动部分与房屋的固定部分贴合并以连接件固定。这样，发动机就被包覆在一个密闭的房间内而与外界大气隔绝。为了使发动机的温度降低至型号规范规定的冷起动温度，通过管路向屋内不断地充液态氮，液态氮气化时使屋内温度逐步下降，气化的氮由房屋专设的排气管排出屋外，同时通过预先安装的测温装置测量发动机选定点 (如轴承) 处的温度。当选定点的温度降至所要求的温度时，迅速移开房屋的活动部分，打开发动机排气口堵盖，并立即起动发动机，检查发动机的低温起动可靠性，并根据试验情况来确定是否对发动机起动系统进行更改设计或改进。

这种试验方法具有试验场地固定、设备费用低、试验人员免受风霜之苦等优点，但也有其缺点。我们知道，发动机在飞机上的位置对发动机的起动性能有较大的影响，飞机进气道中的压力损失减少了发动机的空气流量，这将导致压气机工作裕度的降低，也直接影响发动机机的起动性能，但这种试验是把发动机安装在车台上，安装的是气动损失较小的喇叭型双曲线进气道，因而不能真实地模拟发动机安装在飞机上的情况，给试验带来一定的误差。另外试验时发动机吸入的空气是未经冷却的空气，也不符合发动机实际使用的低温起动的情况。

美国普拉特·惠特尼公司和通用电气公司采用了与罗·罗公司完全不同的冷起动试验方式。这就是把带短舱的发动机 (短舱与发动机实际使用的短舱相同) 安装在飞行试验台上飞往能进行低温起动试验的高寒地区(如阿拉斯加)，停放在机场，等待发动机温度降低至试验所要求的温度，然后起动发动机，考核发动机的低温起动性能。

这种试验方法的优点是可以利用飞行试验台试飞过程中的间歇完成试验而不需对飞行试验台进行专门的改造，也不用建设专门的冷起动试验台，从而节约了试验经费。另外，这种方法更接近发动机实际使用中的冷起动情况，试验结果更可靠。

从以上情况来看，试验方法的选择与一个国家的具体情况有关。罗·罗公司建立冷起动试车台是因为英国地域狭小，国内很难有高寒区，要以飞行试验台的方式进行试验就得进跨国飞行，这是极不合算的，而美国的阿拉斯加地域辽阔，常年都有高寒区，用飞行试验台做此类试验合适得多。

（二）发动机X射线试验

航空发动机是一种很复杂的热机，其零部件是在极其复杂的(高温、高压、高速旋转及高振动)条件下工作的。另外，设计者为了保证发动机的最小质量，往往在设计零部件时不得不限定最小的强度和刚度储备量，而这种储备量是否足够则要在发动机的所有工作条件下通过试验验证，特别是在载荷作用下，发动机内部间隙的变化、压气机和涡轮叶片变形及滑油管路中的流动情况等都是难以用计算方法获得的。只有弄清了以上情况，才可以设计出质量更轻且强度和刚度满足发动机各种工作条件的零部件。

我们知道，为了保证涡轮和压气机有较高的效率，就必须保持较小的叶尖间隙。要保证良好的叶尖间隙，除要求发动机基本几何尺寸稳定外，稳态和瞬态的热协调性也是至关重要的。要弄清以上情况，就必须寻找出一种有效的试验手段和方法。

罗·罗公司首创了用高能X射线穿透发动机不透明机匣来研究在工作或不工作情况下发动机内部间隙的变化，零、部件变形量、各热部件间的热协调性及各润滑点滑油流动情况的先进试验设备。

X射线透视设备主要用于室内试车台上。被试发动机安装于试车台架上，高能X射线发射机安装在发动机侧面位于控制室的一侧，在发动机运转或不运转的情况下，高能X射线机发出的X射线均能穿透发动机机匣并拍下发动机内部情况的底片。技术人员根据底片分析发动机间隙变化、叶片变形量、各部件间的热协调性及各润滑点滑油流动情况的数据，根据这些数据，设计人员即可设计出更合理的发动机零部件来。这种设备的测量准确度是极高，对小发动机来说，几何尺寸测量精度可达76.2μm;对大发动机来说，可达508μm。这种设备70年代和80年代曾在西方各发动机公司的发动机研制发展中起过重要的作用，至今罗.罗公司仍在继续使用。但分析工作是一项极其复杂的技术工作，其工作量相当大，且必须要由具有相当丰富经验的专家来承担。高能X射线极具穿透能力，要求很严密的防护设施，试验时厂房周围不许有行人，稍有不慎即会造成人身伤亡事故。所以，普拉特·惠特尼公司和通用电气公司已改用更安全、更有效的主动间隙控制技术代替这种设备来完成以上工作。

（三）包容试验

燃气涡轮发动机的使用经验证明，具有足够安全系数的发动机零、部件在使用过程中也可能发生意外，如发动机进入外来物就可能造成压气机或涡轮叶片断裂，断裂的叶片很可能击穿发动机机匣飞出而引起飞机或其它发动机的二次破坏。在民航飞机上，如果有一台发动机发生故障或停车，其它发动机产生的推力或拉力是能够保证飞机安全飞行到目的地的，但—台发动机断裂的叶片击穿机匣飞出造成二次破坏就可能威胁飞机的安全飞行。所以，对燃气涡轮发动机，特别是对民用燃气涡轮发动机来说，在研制和定型时都要求进行压气机和涡轮叶片断裂后果的验证，即发动机包容试验。其目的是验证叶片断裂时机匣的包容能力。

一级压气机叶片和高温高速旋转的涡轮叶片是最有可能断裂的元件。试验一般都是在地面试车台上进行的。具体的做法一般有两种，一种是预先在叶片根部切口，切口尺寸是根据叶片在起飞状态时叶片的离心力来计算的。但这种计算值是很不准确的，因为除离心力外，叶片还承受着热负荷和气动载荷，这是很难计算的。因此，为了避免在未进入起飞状态叶片就折断的情况发生，第一次切口尺寸应小些。切口叶片安装在发动机上并在起飞状态下工作，如果叶片不折断，则取下叶片加大切口，重复以上工作，直至叶片折断为止。试验结束后检查机匣的包容性并对其拍照。

另一种方法是在发动机叶片根部预先安装微型爆破装置，在发动机进入试验状态后以遥控方法引爆爆破装置从根部炸断叶片。

试验都是在有防护装置的地面试车台上进行的，防护装置由多层相间隔的钢板组成，根据叶片飞出后对各层钢板的损伤情况，即可大概估算出应该加强发动机机匣的程度。

（四）吞冰试验

吞冰试验是航空发动机军用规范和民航适航性要求规定的试验项目之一。目的是评定发动机在模拟降雹的气象条件下发动机的使用性能和抗冰雹冲击的能力，验证发动机在可能降雹环境下。冰雹碰撞对发动机的影响及后果。这种试验都是在整台发动机上进行的。

发动机吞冰试验一般有两种形式：一种是吞冰雹试验，模拟发动机在飞行中突然遇到降雹的情况;另一种是吞冰块试验，模拟进气道积聚了大量的冰层而突然脱落被发动机吸入的情况。最近波音777飞机所采用的Trant800、GE90和PW4084发动机还进行了冰雹风暴试验，模拟冰雹在暴风挟持下连续不断撞入发动机进口的情况。这些试验都是在地面露天试车台上进行的。试验前把发动机装在试车台上，在发动机进口前方安装吞冰试验用的设备，在发动机按预定状态工作的情况下，把冰雹或冰块抛入发动机来考核冰雹、冰块对发动机工作的影响程度。试验时主要测量发动机的功率损失及其恢复时间并观察发动机破坏的程度。

吞冰雹试验用的设备是一种特殊的多管气枪，气枪的每个枪管中安装一个型号规范要求尺寸的冰雹，枪管的个数是由一次试验射入发动机的冰雹个数决定的。冰雹的比重为0.8～0.9，其一次吞入的数量是按发动机进气面积来计算的，小于645cm2进气面积为一个直径2.54cm的冰雹，大于645cm2时，每967.5cm2为一个2.54cm和一个5.08cm的冰雹。冰雹撞入发动机的速度是型号规范给定的，可以调整气枪的压力来保证要求的速度。这种气枪可以齐放，也可以按程序控制发射。

吞冰块试验是模拟发动机防冰系统滞后2min打开时，在进气整流罩和发动机正面最大冰积聚脱落的情况。试验不要求冰块的吞入速度，冰块被自然吸入，其设备也很简单。这种试验所使用的冰块尺寸较大，所以试验具有更大的危险性。尽管许多型号的发动机都进行了这种试验，但由于无法保证冰块进入发动机时的完整性 (即冰块进入发动机与叶片接触之前已经破碎) 而丧失了原来的意义。

冰雹风暴试验是模拟飞机在飞行中可能遇到暴风挟持大量冰雹撞入发动机的情况。冰雹尺寸为1.27cm (直径) ，试验持续时间为30s。这种试验只在波音777飞机所使用的三种型号的发动机上进行过并且都顺利地通过了试验。

（五）吞鸟试验

近年来随着国际民航事业的迅速发展、飞机飞行的频繁程度、飞行速度的不断提高、发动机迎风面积的不断增加及新航线的开辟，使飞机与鸟相撞的事故与日俱增。根据大量飞行事故统计分析，每万次飞行中就有6～8次鸟撞击飞机的事故发生，而这种事故的37%是鸟撞入发动机造成的。据美国空军统计，单美国空军每年因鸟撞造成的经济损失就达千万美元之多，因鸟撞造成的一等事故也时有发生。

鸟撞入飞行中的发动机危害极大，发动机吞入中等鸟类时会导致压气机损坏及发动机停车，吞入一群小鸟会引起推力下降，吞入1.8kg以上的大鸟可能使发动机结构完整性遭到严重破坏。

试验一般都是在整台发动机上进行。试验时发动机安装在周围有防护设施的地面露天试车台上，在发动机正前方安装投鸟设备，发动机进入试验状态后，由投鸟设备把要求质量的鸟按预定的速度投进发动机进气口。试验用的鸟的质量、速度、数量及撞击部位是由型号规范给定的。试验用的鸟应是试验前刚捕杀的新鲜鸟，因为僵硬的鸟在试验时可能会对发动机产生附加破坏而造成发动机更严重的破坏。试验一般分小鸟、中鸟和大鸟三种。中、小鸟试验是模拟遭遇群鸟群时发动机的生存能力。中鸟质量一般为680g，吞入的数量决定于发动机进气面积，每1940cm2一只，一次试验最多吞入8只。小鸟质量一般85g，每320cm2一只，一次试验最多16只。大乌质量为1800g，一次试验最多一只。

投鸟设备多采用单管或多管空气炮，其工作原理都是压缩空气膨胀做功使鸟获得速度的。设备由压缩空气罐、炮管、导向密封套和控制机构组成。在压缩空气罐充入一定压力的压缩空气时，操纵控制机构打开，压缩空气由气罐泄入炮管，推动鸟沿炮管一路加速前进，在炮管出口处达到最高速度撞入发动机。在压缩空气罐容积、炮管内径和长度及鸟的质量一定的情况下，鸟的飞行速度与压缩空气罐内压缩空气的压力是一个单值函数关系，即：

速度=fp

f：为常数，是由气罐容积、炮管内径和长度、鸟的质量、摩擦阻力及漏气损失等因素决定的;

p：是气罐内压缩空气的压力.由于摩擦阻力和漏气损失很难用计算方法计算，所以必须通过大量的实验来确定常数f。

导向密封套的作用一是减少漏气损失，二是保证装入炮管的所有的鸟在外形上的一致，也从而保证鸟在炮管内运动时摩擦阻力相同，以达到鸟飞行速度稳定的目的。导向密封套由质地极轻的硬泡沫塑料压制而成，试验时，在炮管前方设置一个尼龙网把导向密封套拦截下来以免其进入发动机。

控制机构由两个钢结构的圆环之间夹一层尼龙薄膜构成。尼龙薄膜上装有微型雷管，试验时，只要给雷管通电，雷管爆炸时把尼龙薄膜撕成碎片，压缩空气即泄入炮管。鸟速一般采用激光测速仪或高速摄影机来测量。为了保持生态平衡，避免捕杀大量的鸟类，试验可以用模拟鸟进行.模拟鸟多用一种特殊的塑料橡胶材料制作，使用这种鸟须征得空军或民航当局的认可，大鸟可用鸡来代替。试验过程中主要测量发动机的功率及振动值变化。试验后要分解发动机，检查零部件的破坏情况，并依据试验决定是否对发动机零部件进行更改设计。

实际上，要完全排除发动机吞入鸟类是不可能的，人们能做的工作只是减少鸟撞击发动机的概率及把鸟撞击发动机的危害减到最低程度。根据这种情况，英、美在发动机设计制造中采取了以下四个方面的措施：设计制造防止鸟撞入发动机进口的专用装置，即发动机防鸟撞装置;研制减少鸟撞概率的新型进气道;采用乌撞后确保发动机恢复正常工作状态的措施;研制在结构上足以抵抗鸟破坏的发动机零部件。

（六）吞水试验

吞水试验是模拟飞行中发动机吸入雨水后，发动机工作情况变化的试验。规范一般要求发动机吞入大量雨水后其功率不应明显降低，排气温度不应明显增加，发动机不应进入不稳定工作状态，更不应出现有危险的机械损伤。

雨水进入正在工作的发动机可能引起许多不良的影响。雨水进入压气机后在离心力的作用下甩向压气机机匣壁面，可能会使正在较高温度下工作的机匣因突然冷却而收缩，导致高速旋转的压气机叶片与机匣间间隙减少而发生摩擦，损伤机匣及转子叶片：雨水进入滑油系统可能会导致轴承故障;雨水随着气流进入气压调节器系统可能造成调节元件锈蚀或结冰，使调节元件丧失调节功能;另外，雨水也可能使某些热端元件骤然受冷翘曲而发生永久变形。

试验条件一般为水的质量至少应为发动机空气流量的4%，水应成滴状，发动机工作状态—般为起飞、降落、慢车等，每种状态吞水3min，水由发动机自然吸入。试验是在发动机整机上进行的。试验时发动机安装在地面试车台上，在发动机进口前安装喷水设备，在发动机进入工作状态后打开喷水设备向发动机进口喷水，试验过程中要测量发动机功率、排气温度、转速及压气机机匣收缩量。机匣收缩量是由预先贴在机匣上的应变片的变形量来测量的。

设备—般由布置在发动机正前方的多个喷嘴、导管、电动阀门、流量计、水泵及水箱组成。水箱的贮水量要满足一次试验用水，水滴的大小是由喷嘴的结构及水泵的供水压力来保证的，喷水量是由电动阀门开度及水泵的供水压力调节的，电动阀用来调节供水压力。规范规定，供水的三分之二应在发动机进口下部三分之一的扇形面内，所以喷嘴也是按这一原则排列的。

还有一种发动机吞水试验方法，即在机场跑道上设置一条水槽，槽内注入大量的水，飞机以起飞速度在水槽内滑行，起落架前轮在滑行中把水槽中的水由发动机进气流带入发动机进口，以模拟飞机在起飞、着陆时跑道上因降雨而积存了大量的雨水的情况。这种方法真实地模拟了降雨时飞机起飞、着陆吞入雨水的情况，但不能模拟飞行中发动机吞入雨水的情况。

（七）防冰试验

飞机在宽广的大气温度、飞行高度和速度范围内飞行，特别是在存在过冷水滴、冰晶及雪花的大气层中飞行时，发动机的零部件、特别是进气部件前缘很可能发生结冰现象。

结冰对发动机的正常工作是极其有害的，发动机进气系统结冰会改变气流通道的形状，减少发动机进气面积，甚至使气流分离，引起压气机不稳定工作，在发动机和飞机振动的作用下，结冰层可能会脱落进入压气机而损伤发动机零部件造成机械事故;压气机转子叶片结冰会改变叶型而使叶片偏离设计状态工作，导致气流分离而使压气机失速。为了防止以上情况发生，燃气涡轮发动机都设计有防冰系统。

英、美一般采用以下几种方法进行发动机防冰系统试验：一种是把发动机安装在飞行试验台上飞往具有使发动机结冰的气象条件空域进行防冰试验，或在被试发动机前面安装喷水雾化装置并在预定气温的大气中模拟能使发动机结冰的过冷云雾以考核防冰系统的防冰能力;第二种方法是用一架飞机改装成喷雾机，喷雾机能够喷出使飞行中的发动机进口结冰的云团，被试发动机安装在试验机上并尾随在喷雾机之后进行防冰试验，试验也要选择适当的大气条件进行;第三种是在自然结冰条件下进行防冰试验 (新机防冰系统合格审定前要求进行这种试验) ，此时发动机装在原型机上并在规定的结冰状态下验证防冰系统的性能，由于很难遇到完全符合规范规定的设计状态云层，一般只能在近似的气象条件下进行，然后根据结果推算出防冰系统的工作能力 (这种试验要寻找结冰条件、要选择地理范围和季节、要观察气象云图以确定风速、风向、云层及大气温度，是一项周期较长且很复杂的技术工作) ;第四种就是在海平面试车台上进行防冰系统的符合性试验，试验时发动机安装在试车台上，在发动机前方安装喷水雾化设备，喷水雾化设备喷出的雾的平均水滴直径应不大于20μm，发动机进口空气含水量应不小于0.3g/m3，试验时的大气温度应在一9℃～1℃之间，试验时主要监视发动机排气温度来判断防冰系统的工作能力。喷水雾化设备的喷咀一般都安装在侧风装置的排气口与发动机进口之间的支架上，喷嘴喷出的雾由侧风装置排出的风送往发动机进口。

参考文献

[1]赴英、美考察的情况汇报.中国航空工业总公司飞机局.

变轨发动机组辐射传热地面模拟试验第2篇

采用电加热器和水冷真空舱近似模拟发动机内外的高温燃气和低温真空环境，以敷辐射涂层的不锈钢代替铌合金，在地面进行了飞船变轨发动机组缩比试验件的高温辐射模拟试验。结果表明：在喉部温度为900 ℃，喷口温度为250 ℃的`试验工况下，四机并联工作引起的最大周向温差在喉部和喷口分别约为21 ℃和150 ℃，两机工况时周向温度不均匀性不及四机严重，喉部温差基本可忽略。

作者：程惠尔牛禄徐建新浦保荣韩宏印张中光 CHENG Hui-er NIU Lu XU Jian-xin PU Bao-rong HAN Hong-yin ZHANG Zhong-guang 作者单位：程惠尔,牛禄,徐建新,浦保荣,CHENG Hui-er,NIU Lu,XU Jian-xin,PU Bao-rong(上海交通大学动力与能源工程学院,)

韩宏印,张中光,HAN Hong-yin,ZHANG Zhong-guang(上海动力机械研究所,)

发动机地面试验第3篇

关键词：网络系统,虚拟仪器,远程网络,测控系统

国外、国内航空工业发展的实践都证明, 航空动力装置测试设备和测试技术的先进与否直接决定了所研制发动机的先进性。进一步改进试验方法、提高测试技术水平, 这在航空动力装置的研制过程中起着至关重要的作用。

由于发动机地面试验涉及的学科较多, 让众多科研人员和专家都集中到试车台很不方便。进一步推动高速网络系统在整个发动机测试系统中的应用, 使发动机试验人员实时的获得试验和分析结果, 是发动机试验及测试技术发展的必然趋势。

本文旨在研究如何使测量到的数据能得到真正意义上的共享, 实现远程测量。从根本上解决由于航空发动机试验的特殊性, 科研人员无法全都集中在试验现场参加试验的问题, 让他们在办公室里就能方便、快捷、直观的了解正在进行的试验。

2 系统设计

整个测控系统由数据采集与处理系统、网络交换机和数据显示系统三部分组成。数据采集与处理系统主要完成试验前的准备工作、试验数据的采集、处理和存储, 并通过网络传送到数据显示系统;数据显示系统实时显示发动机各状态的参数值。

2.1 系统工作原理

本系统采用的是客户/服务器结构的应用程序。这种结构适用于分布式处理的计算机网络环境;采用基于TCP/IP协议技术实现网络间的数据传输,

实现本系统最关键的是数据采集和数据服务两部分。数据采集主要完成实时数据的采集和实现对设备控制, 以及实时数据的收集存储;数据服务主要完成存储采集控制器所采集的数据, 并提供网络服务功能, 实现数据共享这两部分完成之后, 远程终端计算机只需要运行程序, 启动面板对象显示线程, 并通过网络不断的获取数据, 同时为面板上虚拟仪器分派输入数据, 用户就可以实时看到刷新的仪表面板画面。

2.2 Labwindows/CVI的网络实现机制

Labwindows/CVI是美国NI公司开发的基于C语言的软件开发平台。根据Labwindows/CVI的通信机制, 我们设计使用TCP/IP通信协议实现服务器端和客户端计算机之间的通信。TCP/IP通讯的基本原理是:通过指定IP地址 (或计算机名) 和端口, 访问某个客户端。它是可靠的数据传输协议, 连接之前需要进行握手。航空发动机试验中对于每个参数都要求准确、可靠, 所以, 我们选择TCP/IP这种具有高可靠性的数据传输方式。

2.3 通讯过程

使用TCP/IP协议进行网络通信时每个连接包括一个服务器和一个客户。服务器和客户端都可以通过网络向对方发送数据或从对方接收数据。服务器应用程序首先需要向系统注册, 注册完成后就等待客户应用程序的连接请求。

在本系统中, 测试服务器不仅需要采集、处理实验中的各参数信息, 还要将所测得的参数信息返回给需要的客户端。一次具体的通信过程如图1所示。

3 网络化测控系统的实现

利用TCP/IP协议进行一对一的数据传输比较简单, 在这里就不详细叙述了。在本系统中, 客户端有很多, 所以, 需要建立起一个可以一对多的连接。在解决这个问题的过程中, 采用了Labwindows/CVI中的多线程技术。主程序运行的过程中, 不断扫描服务器端开放的程序端口, 一旦有客户端请求连接, 马上记录该客户端的信息, 包括IP地址、计算机名等, 并为之建立的连接分配通信句柄。同时, 新建线程处理通信连接的信息发送和文件传输。这样, 既不影响其它连接中的数据传输, 又能快速的处理新建的连接。

实时波形的传输采用Datasocket技术实现, 发送和接收的数据包同时包含实时波形的数据和波形参数, 在数据发送的时候进行封装, 接收端解开数据的封装, 将获得参数显示在控件中。

4 程序运行效果

程序编写完毕后, 在试车台进行调试, 将服务器端程序和客户端程序分别在某航空发动机地面试验测试系统的计算机上运行, 成功的实现了两端程序的连接。操作可靠, 数据传输显示正确, 基本实现了虚拟仪器远程网络控制的要求。

5 数据传送与接收的一致性问题

在进行发动机的地面试验过程中, 对各试验参数的同步性要求比较高。采集服务器端在采集、分析的同时, 要求客户端能够正确、同步地实时显示测试结果。但是在实际应用中往往会出现发送和接受的数据并不同步的问题, 导致接收端显示的混乱。

在本网络化测控系统中, 为保证客户端接收数据的一致性, 我们采用数据属性方法, 把时间信息与实时数据绑定、打包后后再进行数据发布。这样, 在服务器和客户端之间传递的是实时数据、时间等内容的绑定整体。即使传输过程中出现数据丢失现象, 丢失的也只能是绑定的数据包, 并不会对下次传来的数据产生影响, 从而避免了因某一项数据丢失而产生错误的情况发生。

具体做法是将每个数据包分为两项:数据项和属性项, 分别存放采集数值和本数据包的标记——时间序号。由于每个包都有一个唯一的序号, 因此接收方每次读到数据包时, 只按序号来判断是否接收包并存放到显示数组中。

6 结束语

直升机地面共振试验数字仿真分析第4篇

本文采用数字仿真方法,动态演示直升机地面共振开车试验过程,研究了旋翼开车运转通过不稳定的低转速区和处于临界转速边界时,液压减摆器的.非线性阻尼特性对地面共振的影响.

作者：凌爱民黄斌根许宁 LING Aimin HUANG Bingen XU Ning 作者单位：凌爱民,LING Aimin(中国直升机设计研究所旋翼动力学国防科技重点实验室,景德镇,333001)

黄斌根,许宁,HUANG Bingen,XU Ning(中国直升机设计研究所,景德镇,333001)

耐磨地面试验检测第5篇

耐磨地面, 又称为“耐磨地坪”, 有着防腐蚀、耐磨损、防滑、污染小及装饰性强等特点, 在工业地坪及环境要求场所所得到了大量采用。耐磨地面在工、商业领域应用的非常广泛, 各大厂房、超市商场都有耐磨地面的影子。如:停车列检库、联合检修库、大库及俩大库东、西附房、备品派件房、内燃油机车库各种厂房, 对于这些厂房地面基层设计施工时应根据设计、规范要求进行施工。

1 原材料检测

采用超强耐磨地坪材料具有以下特点:

1.1 高强耐磨, 不起砂, 抗冲击, 耐腐蚀。

1.2 坚固耐久, 整体结合, 耐重力, 不脱层。

1.3 预包装, 施工快捷, 周期短, 无污染。

1.4 多种颜色备选, 保色性能好, 减少灰尘, 易于清洗。

2 耐磨地坪施工工艺

2.1 工艺特点

增强混凝土地面的耐磨性、耐冲击性和强度;极大提高了混凝土的密度, 使其减少起尘, 增加了地面的防油性;形成了一个高密度、易清洁、抗渗透的地面;与混凝土基层一起施工, 施工工期短。

2.2 适用范围

用于有很高耐磨要求、防尘要求的混凝土地面, 例如:停车场、车库、工业厂房、仓库、码头及需要统一色彩提高工作卫生环境和美观的地方。

2.3 工艺原理

地坪硬化剂是由骨料、特种水泥、其它掺合料和外加剂组成, 将其撒布在初凝阶段的混凝土表面上经过专门工艺加工与混凝土形成一个整体的硬化地面, 且表面形成一个高密度、易清洁、抗渗透的面层。

3 耐磨地坪性能检测

3.1 摩擦系数

施工埋没地坪的区域, 基本都有工作人员行走, 所以防滑性能是主要的标准之一地面摩擦系数测试仪, 该仪器的功能主要是检测地坪的准确摩擦系数是多少, 是否达到标准, 确定地坪设计是否需要修改, 并可以通过定期的检查, 防止地面存在安全隐患。同时也是在出现安全问题后, 进行责任认定的一个重要检测仪器。

若测定值>0.5, 则表明耐磨地坪的防滑性能合格。

3.2 地面光泽度

地面光泽度, 光泽度是指地坪表面把投射在其上的光线, 向一个方向反射出来的能力, 反射的光量越大, 则其光泽越高。地面光泽度是鉴别耐磨地坪外观质量的一个重要性能指标。

智能石材测光仪。智能石材测光仪, 可检测石材及环氧地坪等材料的表面光泽度, 纯数字显示, 可简单方便地检测出环氧地坪的光泽度。

3.3 莫氏硬度

莫氏硬度定义, 莫氏硬度又称莫斯硬度, 表示矿物硬度的一种标准, 一般可分为10级, 其中第10级是金刚石的硬度。

莫氏硬度检测笔, 莫氏硬度笔是将摩氏硬度计中相应硬度的矿石分别镶在五根金属杆上, 用这些矿石的棱角刻划欲测样品, 根据样品上是否有划痕来判断所测样品的硬度:若留下划痕, 说明样品的硬度低于该硬度笔的硬度, 若划不动, 则说明样品的硬度高于该硬度笔的硬度。

3.4 耐磨性

地坪耐磨度, 耐磨度是地坪性能中相当重要的一项, 耐磨性好的地面, 能有效抵抗外界机械损伤。

滚珠轴承法。滚珠轴承法是地坪耐磨性检测的常用方法, 可检测混凝土地面、混凝土密封固化剂处理地面、金刚砂耐磨地坪等的耐磨性。

3.5 平整度检测

摘要：本文通过对天津港环球滚装码头多层汽车库工程金刚砂耐磨地面的应用性能检测, 数据采集及分析是否达到设计文件和规范要求, 为施工质量保证措施, 总结好的做法和经验, 提出改进方法指导后续工作。

关键词：耐磨地坪,原材检测,现场检测,检测分析

参考文献

籽粒苋地面青贮试验第6篇

1 试验材料

试验用的籽粒苋有白色、红色和金黄色三个不同颜色的品种, 见表1。

2 试验方法

2.1 处理

Tr.1:籽粒苋鲜茎叶1∶1鲜玉米秸;

Tr.2:籽粒苋鲜茎叶1∶2鲜玉米秸;

Tr.3:籽粒苋鲜茎叶1∶3鲜玉米秸;

Tr.4:籽粒苋鲜茎叶2∶1鲜玉米秸;

Tr.5:籽粒苋鲜茎叶3∶1鲜玉米秸;

Tr.6:单一的籽粒苋鲜茎叶。

为了控制籽粒苋含水量过高的情况, 将籽粒苋刈割后稍晒让其稍蔫 (含水量在65%左右) , 单一的籽粒苋进行地面青贮, 不配合其它任何秸秆。而混合的不晒而直接贮存。称重搭配用铡草机铡细, 长度1～2 cm, 进行青贮。

2.2 制作

以地面青贮方法进行贮存。把铡碎后的待贮料, 分层堆积于地面, 逐层压紧压实, 必须逐层压实, 每1～2 m高时压实一次, 本试验因为数量少是用汽油桶装满水在上面滚压的, 也可以用小型打夯机等机械压实, 直至达到一定数量为止, 用黑白塑料薄膜封好四周 (黑色在内白色在外) , 并在底部用土覆盖, 以达到密封的效果[1]。

3 结果及讨论

(1) 籽粒苋地面青贮技术是成功的, 且效果好。用籽粒苋制作地面青贮时, 以Tr.5 (籽粒苋鲜茎叶3∶1鲜玉米秸) 最高, 96.88%;Tr.1 (籽粒苋鲜茎叶1∶1鲜玉米秸) 最低, 90.63%;单一的制成率92.55%;其它处理的结果都近似, 92.63%～93.88%。总体情况看, 其青贮颜色、都具酸甜香, 味道纯正效果好。根据饲喂肉牛的观察, 适口性好, 牛喜食, 如果饲喂时与多种饲料配合应用效果可能更好。在生产实践中以籽粒苋鲜茎叶∶鲜玉米秸=3∶1的比例为最佳, 单一青贮必须控制水分, 见表2。

(2) 本试验饲养试验动物是肉牛, 特别是混合型的;单一籽粒苋的地面青贮可以直接喂猪。

(3) 试验证明籽粒苋地面青贮是成功的, 虽然制作数量都在10 t以内, 大规模的制作有待进一步实践探索

参考文献

飞行控制系统地面试验研究第7篇

直升机在执行任务时对飞行的定高和直线度要求很高, 单纯靠飞行员操纵不但操作复杂, 长时间低高度飞行还会导致飞行员精力高度集中、工作负荷大[1]。因此自动飞行控制系统在直升机领域得到了越来越广泛的应用, 同时也带动了其地面模拟试验的研究。本文结合飞行控制系统试验工作的经验体会, 针对地面试验的方法与途径, 进行探讨与总结。

2 飞行控制系统简介

自动飞行控制系统系统主要包括:驾驶仪计算机、放大器、操纵台、耦合器操纵台、位移传感器、舵面位置指示器以及电动操纵舵机等部品[2]。组成框图见图1。驾驶仪计算机和放大器对来自飞机上不同传感器的信号输入和驾驶员的操纵指令进行数字化处理, 并进行换算, 产生飞行指令驱动舵机, 通过串联舵机的伸缩和并联舵机的旋转改变飞机的飞行轨迹, 使直升机按驾驶员选择的自动驾驶方式飞行。

3 飞行控制系统地面试验的必要性

在长期的飞行试验过程中, 自动驾驶仪出现了一些问题和故障, 有些属于系统故障, 有些是系统缺陷, 有的属于对系统认识和理解不到位。由于自动飞行控制系统的系统原理难度大, 设备组成多, 交联关系复杂, 因而在实际工作中对这些问题或故障的处理也很困难, 给生产和试飞交付带来很大影响, 也为机载部品的安全带来隐患。目前, 国内外相继出现了用飞行模拟器、空中飞行模拟器 (试验研究机) 及铁鸟试验台来检验飞行控制系统的控制律和飞行品质[3]。因此, 为了满足科研生产要求, 建立飞行控制系统的地面模拟试验能力十分必要。其意义主要体现在以下几点: (1) 满足直升机生产制造军工条例要求; (2) 保障机载部品装机可靠性; (3) 实现交联系统的检测; (4) 便于故障定位与处理。

4 试验方法与途径

自动飞行控制系统地面综合模拟试验包括:一、系统的部品功能试验;二、系统联试模拟试验。

4.1 功能测试。

自动飞行控制系统接收机上姿态信号、航向信号以及大气数据信息等[4]。对其各部件功能进行测试, 必须进行系统仿真。模拟机载信号, 经处理输入致待测成品中, 通过改变输入信号极性和大小判断部品工作性能的准确性与可靠性。仿真计算机的模拟方式与精度是地面试验的关键。试验构成如图2所示。

对系统的部品功能试验, 归纳为以下几种方法: (1) 部件供电及耗电检查。可采用检查待测部品接口与线路的正确性, 测量负载阻抗, 检查机械零位与电气零位的一致方法试验。 (2) 接通断开逻辑检查。用于检查部品功能转换的有效性。在试验室中, 使部件处于准备或不同工作状态时, 通过数据采集分析对逻辑进行判断。 (3) 功能性检查。根据各功能的设计规范要求, 建立试验测试流程, 通过改变输入信号极性和大小判断部品性能。在试验中应考虑软硬件动态环节性能, 确保测试结果精确、可靠。 (4) 与交联设备接口关系检测。在飞行控制系统试验时, 凡是与系统交联的设备都应检测接口关系, 交联设备原则上采用实际产品参与试验, 但针对新研机型, 可采用仿真试验器代替。在对自动飞行控制系统各部件进行测试时, 还要考虑设备电磁兼容性, 防止设备之间的电磁干扰影响试验测试精度。电磁干扰传递途径可以是沿电源线传导也可以通过辐射传递。仿真设备应进行电磁兼容试验, 以判断在特定的电磁环境中, 在相互干扰的条件下, 检查系统是否仍能正常工作———主要看自动飞行控制系统中的舵机是否抖动。通过联试同时检查系统内、系统间的电磁兼容性。

4.2 系统模拟联试。

自动飞行控制系统由于组成部件多, 相互交联复杂, 每项功能的试验都需要通过多个部品共同实现, 因此仅对单个部品进行功能测试, 不能有效实现整个系统的自动驾驶控制功能与操纵功能检测。这就需要进行系统模拟联试, 模拟总装通电过程, 进一步加强对系统检测能力与故障定位。目前常采用模拟座舱来进行系统综合模拟联试。模拟座舱内除布置有飞行操纵机构, 如驾驶杆、脚蹬外, 还可通过模拟仿真技术, 在主控计算机界面设置虚拟的综显画面、控制手柄、开关、相应飞行仪表及各种告警显示装置, 使模拟姿态逼真形象, 更加直观。同时系统试验台架由支撑与安装系统执行机构 (舵机) 的金属构架、飞机机械操纵机构 (驾驶杆、脚蹬) 及其人工感觉系统、舵机机械加载系统、舵机机械位移转变为电气信号的转换装置等组成。安装位置能够准确反映真实飞机状态, 满足控制函数及传递函数要求。能够对系统进行地面通电检查, 设计上方便技术人员排故需要。能实现飞机的动态试验。在进行系统综合模拟试验时, 可根据自动飞行控制系统总装通电文件, 通过操作与观察模拟座舱主控计算机的虚拟画面, 对自动飞行控制系统主要功能进行地面通电检查, 对系统功能定性分析, 对控制律进行初步判断;对系统进行定量分析, 对性能是否达标进行判断。例如可通过改变姿态信号和航向信号、大气信号等仿真飞机动态变化, 观测周期杆, 总桨距杆、脚蹬的运动方向。

结束语

飞行控制系统地面模拟试验的研究, 对保障系统可靠性以及增强航电系统试验能力建设具有深远意义。随着自动飞行控制系统的广泛应用, 还需要不断地深入探讨与研究。

参考文献

[1]申安玉.自动飞行控制系统[M].北京:国防工业出版社, 2003

[2]APS-65/FGS-65 autopilot system and flight guidance system instal-lation manual自动驾驶仪系统/飞行指引系统安装手册

[3]张德发.飞行控制系统地面与飞行试验[M].北京:国防工业出版社, 2003.

列车网络地面试验系统的应用第8篇

对于硬线逻辑控制, 由于其简单清晰, 所以对于其控制逻辑、故障状态、异常处理等都可以较简易的完成, 可以将试验进行彻底, 使系统达到足够的安全性、可靠性, 但是对于网络系统, 由于其技术复杂, 试验验证牵扯到软件、硬件及各种接口, 所以试验验证也极其复杂, 必须有相应的技术手段进行验证, 以保证网络装车运用的安全可靠。

为此, 南车青岛四方机车车辆股份有限公司专门建立了网络试验台, 经过两年的应用验证, 有效的解决了列车网络的地面试验问题, 提高了试验效率, 提高了系统的安全性、可靠性。

一、系统组成及原理

系统硬件由5个试验台位以及电源柜、智能负载柜、示波记录仪等组成, 每个台位包含仿真计算机、开关量输入、开关量输出、模拟量输入、模拟量输出、高速脉冲输入、高速脉冲输出、以及MVB、CAN、RS48520m A电流环、Lon Works、WTB等通信接口。

系统原理图如图1所示。

二、系统功能

系统对可以完成整列车网络系统的功能、性能试验, 并对各子系统接口进行测试, 具体实现如下5部分功能。

1. 列车及子系统仿真模拟功能

由仿真计算机对列车以及所有与网络相连接的子系统、设备进行仿真, 建立仿真模型, 模拟出列车以及各子系统、设备的运行、故障状态, 需要仿真出的信号包括开关量、模拟量、通信等;通过试验台硬件接口将仿真出的信号真正输入到被试网络, 并通过硬件接口实际接收网络输出的指令, 并相应的做出反映, 从而验证列车网络是否按照实际控制要求进行了动作。

在进行正确工况模拟之外, 尤其是可以进行故障工况、异常工况的模拟, 这对于列车网络控制系统的故障导向安全设计有着极其重要的意义, 在实际的调试中, 由于种种条件限制, 有些工况或故障状态很难甚至不可能进行试验, 故障导向安全措施也无法验证, 但是进行模拟试验可以有效的解决此问题, 提高列车网络控制系统的可靠性、安全性。

2. 实现列车网络各硬件检测

可以对网络硬件开关量的输入输出、模拟量的输入输出、PWM信号、频率信号等进行检测, 检测检验各种输入、输出的输入范围, 误差和负载能力等。

3. 网络、通信接口的测试

可以对常见通信接口、协议等进行一致性测试、检验。对网络构建, 故障节进退网机制、数据传输实时性、延迟、误码率、系统压力、系统资源、性能、响应时间、并发处理等等进行测试、评估。

4. 网络传输数据的在线侦听、分析

通过实验台的物理接口及仿真功能, 可以有效的对未知通信协议进行侦听, 模拟各种工况, 分析通信协议。

5. 与其他实验台的联调联试

根据其他实验台 (如制动试验台) 的需求, 模拟仿真各种工况、指令, 实现对其他试验台的控制以及响应, 便于其他试验台进行有效的试验。

三、结语

网络试验台建立以来, 成功进行了几种类型的网络、通信接口、控制器的试验、仿真、检验, 有效的检测了各种接口的性能指标, 对各种通信接口的一致性进行了评估, 并且通过试验台的全面试验, 有效的提高了列车网络控制逻辑的探索, 辅助设计、校验了多种故障导向安全机制, 并且有效的降低了列车网络地面试验的全面性, 降低了上车现场调试的难度及工作量, 提高了设计效率, 调试效率。

但是在试验中也发现, 仿真模型建立的真实程度、测试例程等对试验的结果及效率影响较大, 仿真模型的建立需要大量实际运行数据的积累、提炼才能完善, 有很大的改善的空间。

参考文献

[1]威廉·戈布尔.控制系统的安全评估与可靠性[M].中国电力出版社, 2008.

[2]何立民.单片机应用技术选编[M].北京:北京航空航天大学出版社, 1995.

发动机地面试验第9篇

在超导磁悬浮线路上沿轨道全线连续不断地铺设的地面线圈 (审校者注:是磁悬浮车辆推进系统的一部分, 又称推进线圈) 数量巨大, 并且处于长时间室外工作状态。因此, 在地面线圈的研发过程中, 除考虑低成本之外, 确保线圈稳定的性能及高可靠性是一项重要课题。从材料选取到制成线圈乃至将来投入运用, 都要进行各种耐久性试验, 以验证其可靠性[1]。

本文以地面线圈用模压树脂即环氧树脂为研究对象, 基于试样弯曲疲劳试验, 作出平均应力作用下的疲劳极限线图, 并验证了两级加载情况下的累积损伤规律 (审校者注:即两应力级分级试验) 。此外, 通过室外暴露试验和加速耐候性 (加速老化) 试验, 确认了色差与弯曲强度之间的关系。下面给出弯曲疲劳强度试验及耐候性试验方面的有关结果。

2 环氧树脂的弯曲疲劳强度试验[2]

2.1 弯曲疲劳强度试验

虽然地面线圈是在交变应力与平均应力同时作用的条件下工作的, 但是, 在高分子材料领域, 通常的做法是在无平均应力作用 (σm=0) 条件下整理出疲劳强度试验结果, 并没有获得地面线圈强度设计上必要的复合应力条件下的疲劳极限线图。因此, 本文利用推进线圈用环氧树脂试样反复进行疲劳强度试验, 作出了平均应力作用下的疲劳极限线图。

2.2 试样

试样使用与山梨磁悬浮试验线推进线圈用环氧树脂一样的材料。形状符合JIS K 7119 I-20型, 尺寸:厚4 mm×宽36 mm (R42) ×长100 mm。在制作试样时, 为减小由于切下的材料造成数据上的偏差, 特使用与制作地面线圈同样的金属模具铸造加工试样。

2.3 试验方法

试验方法按照“硬质塑料材料的疲劳试验方法通则 (JIS K 7118) ”以及“硬质塑料平板的平面弯曲疲劳试验方法 (JIS K 7119) ”进行。

材料强度试验机选用油压伺服式材料强度试验机 (岛津制作所制, EHF-E5型) 。

试验条件如下:

试验频率:f=30 Hz;

试验环境温度:23 ℃;

试验结束前循环次数:1×107次。

应力比 (R=σmin/σmax=最小应力/最大应力) 考虑了R=-1、-0.4、0、0.4共4种工况。

2.4 试验结果

2.4.1 S-N特性

图1为试验中所得到的各应力比作用下50%断裂概率的近似曲线。其中, 应力比R=-0.4、0、0.4的数据是根据下述 (1) 式的修正古德曼方法, 用实际应力幅换算成等效应力幅表示的。

σw=σa/ (1-σm/σb) (1)

式 (1) 中:

σw——等效应力幅;

σa——应力幅;

σm——平均应力;

σb——弯曲强度极限。

在N=107次下的弯曲疲劳强度试验结果为:交变应力作用下约为35 MPa, 局部交变应力作用下约为32 MPa, 脉动应力作用下约为29 MPa, 局部脉动应力作用下约为27 MPa。由此可知, 平均应力对弯曲疲劳强度影响较大, 将使疲劳强度降低10%～20%左右。

疲劳强度按如下顺序排列:交变应力作用 (R=-1) >局部交变应力作用 (R=-0.4) >脉动应力作用 (R=0) >局部脉动应力作用 (R=0.4) 。在所有区域, 有平均应力作用比没有平均应力作用的寿命会缩短。附加了平均应力的试验表明, 以承受复合应力作用为前提来评估地面线圈的寿命是恰当的。

2.4.2 疲劳极限线图[3]

以前述的疲劳试验结果为基础, 图2给出了疲劳强度N=107次的疲劳极限线图。在连接交变应力作用下弯曲疲劳强度与静态弯曲强度的古德曼线内侧, 有用各应力比表示的疲劳强度。平均应力越大, 疲劳强度越低, 考虑平均应力会使试件的疲劳强度降低约20%。由图2可知, 推进线圈用环氧树脂的疲劳极限线图相对于古德曼线偏移到低强度侧, 成为向下凸的曲线, 而并非直线。推进线圈所使用的环氧树脂在平均应力作用下的疲劳极限线图, 以往未曾详细作出, 本次试验则是第1次详细作出。

3 确定环氧树脂的累积损伤规律试验

3.1 累积损伤规律[4]

掌握地面线圈用环氧树脂的耐疲劳性能是很重要的。但过去关于材料的疲劳特性, 多数情况下是用定载荷幅下的疲劳极限进行研究的。事实上, 地面线圈承受的载荷是比定载荷幅循环作用复杂的变动载荷, 在进行耐疲劳性能的实际评价时, 有必要掌握各种变动载荷作用下的疲劳特性。就高分子材料而言, 可见到以疲劳裂纹扩展过程为研究对象的试验报告, 但几乎没有进行过关于变动载荷作用下的疲劳特性试验。为此, 本试验利用地面线圈用环氧树脂试样, 研究了两级加载对疲劳断裂寿命 (疲劳极限) 的影响。

地面线圈受以下影响并产生热应力:通电引起温升, 以及由于环境温度及阳光暴晒引起日变化及年变化 (失效老化) 的影响。热应力通常并不恒定, 承受的载荷每次也不相同, 在这种情况下, 评价疲劳损伤情况要借助于累积损伤规律。

假定在应力幅σ1、σ2、…σi作用下直至疲劳断裂时, 其应力循环作用次数依次为N1、N2…Ni, 图3给出了i=2时的示意图。考虑各个应力幅循环作用n1、n2、…ni 次时, 假定疲劳损伤随着应力循环作用次数的增加而线性地累积。ni是对应的σi循环作用次数;Ni则是应力σi单独循环作用时直至断裂的循环次数。在σ1单独循环作用时, 若n1成为N1时就达到疲劳断裂寿命。

由于疲劳损伤能用应力循环作用次数来描述, 所以, 各应力级的疲劳损伤依次为n1/N1、n2/N2、…、ni/Ni。

累积损伤规律用应力循环作用次数比值的和来定义各个应力联合作用时的疲劳损伤。将该和称为累积疲劳损伤值 (累积应力循环作用次数比) , 该值为1时, 可视为达到疲劳寿命。

如用公式来表示上述关系, 则为:

∑ (ni/Ni) =1 (2)

式 (2) 中:

ni——应力σi 循环作用次数;

Ni——应力σi 单独循环作用下, 直至断裂的循环作用次数。

这样的关系一般称为线性累积损伤规律或局部规律。

3.2 试样

采用与2.2节完全相同的试样。

3.3 试验方法

试验方法设定为两级加载, 此外, 与2.3节相同, 按照“硬质塑料材料的疲劳试验方法通则 (JIS K 7118) ”, 以及“硬质塑料平板的平面弯曲疲劳试验方法 (JIS K 7119) ”来进行试验。

材料强度试验机选用油压伺服式材料强度试验机 (岛津制作所制 EHF-E5型) 。试验条件如下:试验频率f=30 Hz;试验环境温度:23 ℃;试验结束前循环次数:1×107次;试验次数:各种应力水平条件下为10次左右。本试验首先在交变应力作用条件下 (应力比R=-1) , 求出直至断裂的应力循环作用次数 (弯曲疲劳断裂寿命) , 做出定载荷幅下的S-N曲线图。以该结果为基础, 设定两级变动载荷条件。在两级加载试验过程中, 先实施应力上升试验, 再实施应力下降试验。最后, 针对两级加载作用下的断裂寿命, 根据累积损伤规律, 与预测的寿命进行比较。

3.4 试验结果

3.4.1 定载荷幅下的疲劳断裂寿命

根据定载荷幅下的疲劳断裂寿命N与σ的关系, 将高应力设定为47 MPa (平均断裂寿命:应力循环次数为70 776次) , 低应力设定为40 MPa (平均断裂寿命:应力循环次数为1 719 678次) 。

3.4.2 两级加载对疲劳断裂寿命的影响

(1) 两级加载应力上升试验

两级加载应力上升试验是指从低应力 (40 MPa) 转换为高应力 (47 MPa) 。转换应力次数使得累积应力循环作用次数比 (nL/NL) 界于0.02～0.4之间。图4给出了相应的试验结果。在试验范围约0.02～0.4之间, ∑ (ni/Ni) 小于1。将来, 应当设定nL/NL的试验范围位于0.4～1之间, 看结果如何, 以累积技术数据。

(2) 两级加载应力下降试验

两级加载应力下降试验是指从高应力 (47 MPa) 转换为低应力 (40 MPa) 。

转换应力次数使得累积疲劳损伤值 (nH/NH) 界于0.1～0.7之间。图5给出了相应的试验结果。大部分∑ (ni/Ni) 小于1。但当nH/NH=0.14时, ∑ (ni/Ni) 大于1, 但是因没有0.14～0.3之间的数据, 所以, 为了弄清楚累积疲劳损伤值是急剧地变化, 还是缓慢地变化, 将来必须累积试验范围界于0.14～0.3之间的数据。

4 环氧树脂的动态粘弹性试验

4.1 动态粘弹性[6]

根据地面线圈材料环氧树脂的动态粘弹性试验, 能够了解其物理性能随激振频率及温度的变化情况。如果掌握了材料的动态粘弹性特性, 则判断地面线圈所用高分子材料环氧树脂在实际应用频率 (100 Hz) 、实际使用上限温度 (80 ℃) 条件下有何问题就成为可能。为此, 采用地面线圈材料环氧树脂试样, 进行了动态粘弹性特性试验。

动态粘弹性试验即在试样上施加动态应变, 从而检测响应应力。根据该信号进行处理, 计算出储存弹性率 (E’) 、损失弹性率 (E”) 和损失系数 (tan δ) 。通常, 由E”、tan δ与温度的关系, 可以求出高分子材料特有的玻化温度 (Tg) 。

4.2 试样

试样材料使用与山梨磁悬浮试验线的推进线圈用环氧树脂同样的材料。试样形状为长方形, 尺寸为厚1 mm×宽5 mm×长60 mm。

4.3 试验方法

试验方法根据“塑料动态机械特性的试验——第一部分:通则 (JIS K 7244-1) ”, 以及“塑料动态机械特性的试验——第五部分:弯曲振动-非共振法 (JIS K 7244-5) ”进行。

试验机采用动态粘弹性试验机DMS110U。

试验条件:设定变形模式为弯曲模式, 激振频率为1 Hz～100 Hz, 温度范围由25 ℃ (常温) 到180 ℃, 按升温速度2 ℃/min进行试验。

4.4 试验结果[6]

图6给出了推进线圈用环氧树脂粘弹性谱。图6中横坐标为温度, 纵坐标是激振频率为100 Hz条件下的E’、E”及tan δ曲线。粘弹性谱表明, E”曲线及tan δ 曲线存在峰值。

由图6可知, 在130 ℃～150 ℃之间, 由于玻化会引起E’的降低, 同时E”曲线和tan δ曲线出现峰值。由图6还可推知, 即使山梨磁悬浮试验线推进线圈温度达到上限温度80 ℃, 其物理性能也能保证不变。

5 环氧树脂的耐候性试验

5.1 耐候性试验

高分子材料由于紫外线、水分、热等环境老化因素导致材料老化, 会降低耐久性。评价耐候性的试验方法包括室外暴露试验和加速耐候性试验。前者在室外环境下对实际产品进行评价, 是评价现实环境下产品老化的良好方法, 但过于耗费时间。后者在人工环境下进行短时间试验, 但把握时间与老化的关系是很困难的[7]。

地面线圈材料采用高分子材料环氧树脂, 随着室外环境中老化因素的作用, 如由于紫外线及水等的作用导致老化。目前, 虽然也进行实验室外暴露试验, 但耗费时间。因此, 必须根据加速耐候性试验预测长期老化情况。由于加速老化的加速耐候性试验与室外暴露试验的关系尚不明确, 因此, 这里使用地面线圈材料即高分子材料的环氧树脂试样, 根据色差与弯曲强度的关系, 研究室外暴露与加速耐候性之间的关系。

5.2 试验方法

5.2.1 室外暴露试验

自2003年5月起, 就在进行地面线圈材料用环氧树脂室外暴露试验。试样经1个月、3个月、6个月、12个月、24个月、40个月试验后取出, 进行色差、光泽度和弯曲强度的测试。

试验方法根据“塑料的室外暴露试验方法通则 (JIS K 7219) ”进行。试验台为日本试验板制A78Z型, 暴露地点在铁道综合技术研究所内, 暴露方向为朝南面, 角度30°, 暴露试样尺寸:厚120 mm×长150 mm×宽5 mm。

5.2.2 加速耐候性试验

试验机采用金属卤化物灯式耐候性试验机KW-R5TP-A。JIS尚未制定相应的试验标准。不过, 相关标准则有日本试验机工业协会“JTMG01:金属卤化物灯式试验机”。关于试验方法, 目前由金属卤化物灯式耐候性试验机, 用户根据各自的用途和目的单独确定。

由于是首次使用本试验机进行试验, 因此, 为了确认金属卤化物灯式耐候性试验机的特征——超加速性而进行了预备试验。作为试验条件, 一边调节洒水频度及洒水量, 一边找出了不发生加速性与急剧老化的最佳条件。通过该预备试验得到的最佳条件是, 提高洒水频度, 取洒水间隔3 min, 并连续洒水5 s, 这种方法被判断为良好。随后采用该最佳条件, 实施了弯曲强度测试用试样的耐候性试验。

洒水时间间隔3 min, 洒水5 s, 黑板温度为63 ℃, 试样经2 h、4 h、8 h、12 h、16 h、36 h、48 h、56 h、72 h、96 h、192 h试验后取出, 进行了色差、光泽度和弯曲强度的测试。

5.2.3 测试

利用色差计 (日本电色工业制NF999型) 测试了色差。利用光泽计 (日本电色工业制PG-1M) 测试了光泽度。根据“塑料弯曲特性试验方法 (JIS K 7171) ”测试了弯曲强度。

5.3 试验结果

5.3.1 室外暴露试验

经过1个月、3个月、6个月、12个月、24个月、40个月试验后, 取出试样, 进行了色差、光泽度和弯曲强度的测试。

从试样开始暴露到3个月之后, 色差急剧改变, 不过以后看出随着暴露时间延长, 色差的变化趋于平稳。由此可知, 在开始暴露1个月内, 光泽度急剧变化, 在暴露3个月后基本上无变化。在开始暴露经3个月后, 弯曲强度一度急剧降低, 但此后到24个月, 强度变化较小, 而且, 从暴露开始到经过40个月, 弯曲强度再次急剧降低。

5.3.2 加速耐候性试验

经过2 h、4 h、8 h、12 h、16 h、36 h、48 h、56 h、72 h、96 h、192 h试验后, 进行了色差、光泽度和弯曲强度的测试。

从开始暴露到8 h后, 色差未出现老化, 不过, 此后观察到了随着暴露时间而出现的变化。到暴露96 h后, 基本上达到饱和。至暴露192 h后, 即使加速耐候性老化, 色差也无变化。从光泽度来看, 从开始暴露经8 h基本上没有看到急剧变化。从暴露开始经过2 h, 随着时间的推移, 弯曲强度降低。

5.3.3 室外暴露与加速耐候性的关系

进行了室外暴露与加速耐候性试验的比较。

图7、图8分别给出了色差、弯曲强度的比较结果。

如以色差=30进行比较, 则可知加速耐候性比室外暴露有80倍左右的加速。弯曲强度如用保持率80%进行比较, 则可知加速耐候性比室外暴露有60倍左右的加速。色差与弯曲强度的加速倍率并不一致。不过, 由图9可以推知两者存在某种程度的关联关系。

需要注意的是, 试验前未对环氧树脂进行涂装处理, 而实际线圈是经过涂装处理的, 因此, 实际结果和试验结果会有差异。另外, 在试验初期阶段光泽度并无变化, 因此, 未能得出光泽度与弯曲强度的关系, 光泽度不再列为测试项目。

6 结论

以地面线圈用模压环氧树脂为对象, 根据各种试验获得了疲劳极限线图, 确定了累积损伤规律, 测试了动态粘弹性特性。此外, 还进行了耐候性试验, 掌握了该树脂的特性, 试验结果如下:

(1) 根据弯曲疲劳强度试验来看, 平均应力对弯曲疲劳强度有较大的影响, 考虑平均应力比不考虑平均应力, 其疲劳强度降低10%～20%左右。所得到的疲劳极限线图相对于古德曼线偏移到低强度侧, 成为向下凸的曲线而并非直线。

(2) 为确定累积疲劳损伤规律, 通过两级加载试验, 包括应力上升试验及应力下降试验, 得出累积损伤规律即出现比预测寿命短的趋势。