一種航空發(fā)動機(jī)旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)件的靜強(qiáng)度試驗(yàn)方法及拉伸裝置,屬于結(jié)構(gòu)強(qiáng)度檢測技術(shù)領(lǐng)域,解決了目前檢測旋轉(zhuǎn)異形結(jié)構(gòu)件的強(qiáng)度存在的問題,方法包含對待檢構(gòu)件由小到大施加拉力,同時監(jiān)測并記錄其表面變化,直至該構(gòu)件失效,所述施加拉力的作用點(diǎn)為兩個,將待檢構(gòu)件按其受到的離心載荷等分為兩部分,兩個施加拉力的作用點(diǎn)分別作用于其中一個部分的質(zhì)心上;所述施加拉力的方向?yàn)榇龣z構(gòu)件在工作狀態(tài)時旋轉(zhuǎn)軸的垂線方向;裝置包含水平橫梁、拉桿、拉力傳感器、萬向連接器和隨形夾具,在水平橫梁的兩端分別依次連接有拉桿、拉力傳感器、萬向連接器和隨形夾具;本發(fā)明用于檢測旋轉(zhuǎn)異形結(jié)構(gòu)件的強(qiáng)度。
聲明:
“航空發(fā)動機(jī)旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)件的靜強(qiáng)度試驗(yàn)方法及拉伸裝置” 該技術(shù)專利(論文)所有權(quán)利歸屬于技術(shù)(論文)所有人。僅供學(xué)習(xí)研究,如用于商業(yè)用途,請聯(lián)系該技術(shù)所有人。
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