螺紋緊固件頭部韌性試驗裝置、試驗方法及試驗工裝的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及螺紋緊固件頭部韌性試驗裝置、試驗方法及試驗工裝。
【背景技術(shù)】
[0002]目前，隨著航空航天領(lǐng)域的飛速發(fā)展，已經(jīng)有越來越多的人選擇飛機作為交通工具，而我國各大航空公司的大型客機主要來自進口的波音、空客公司生產(chǎn)的飛機。根據(jù)國家發(fā)展需要，自行設(shè)計生產(chǎn)國產(chǎn)民用大型客機的需求迫在眉睫，民用飛機的發(fā)展關(guān)系著中國的國計民生，而為了保證乘客安全，用于客機上的緊固件需要符合嚴格的標準。例如飛機上常用的沉頭螺栓，其頭部韌性對其性能有著重要影響，頭部失效會導(dǎo)致重大安全問題，因此需要對沉頭螺栓的頭部韌性進行嚴格的試驗。
[0003]申請?zhí)枮?01029068075.8、授權(quán)公告號為CN 201653829 U的中國專利公開了一種螺釘頭部韌性測試裝置，包括底座和固定在底座上的測試臺，其中測試臺構(gòu)成用于支撐螺紋緊固件的緊固件基座。底座上還固定有支撐軸，支撐軸上部設(shè)置有懸伸的連接板，連接板上設(shè)有豎直延伸的通孔，通孔內(nèi)沿豎直方向?qū)蜓b配有升降軸，升降軸下端固定有餅狀鐵塊作為重物，構(gòu)成加載裝置。測試時，將螺釘放在測試臺上，將支撐軸和其下端的重物抬升一定高度并釋放，使重物和升降軸快速下降撞擊螺釘?shù)念^部，完成一次測試?，F(xiàn)有的上述測量裝置需要根據(jù)螺釘?shù)囊?guī)格選擇合適的重物，重物的撞擊產(chǎn)生的沖擊力不易準確量化，并且螺釘無法實現(xiàn)定位，難以模擬螺釘在實際使用過程中的受力，因此測試結(jié)果不能為螺釘?shù)膶嶋H使用提供準確的參考意義，無法保證螺釘使用過程中的可靠性，不利于對產(chǎn)品性能的控制。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明的目的是提供一種螺紋緊固件頭部韌性試驗裝置，能夠模擬螺紋緊固件的實際使用狀況對螺紋緊固件頭部的韌性進行試驗；同時，本發(fā)明還提供了一種螺紋緊固件頭部韌性試驗方法及上述螺紋緊固件頭部韌性試驗裝置使用的螺紋緊固件頭部韌性試驗工裝。
[0005]本發(fā)明中螺紋緊固件頭部韌性試驗裝置采用的技術(shù)方案是:螺紋緊固件頭部韌性試驗裝置，包括用于支撐被測螺紋緊固件的緊固件基座和用于對被測螺紋緊固件頭部施加載荷的加載裝置，所述緊固件基座上設(shè)有供被測螺紋緊固件的桿部插入的桿部插孔，所述桿部插孔的入口端設(shè)有用于支撐被測螺紋緊固件頭部朝向螺桿一側(cè)的端面的頭部支撐結(jié)構(gòu)，所述螺紋緊固件頭部韌性試驗裝置還包括用于支撐在被測螺紋緊固件頭部與所述加載裝置的施壓端之間的加載軸，所述加載軸的直徑為被測螺紋緊固件的桿部直徑的0.8~1倍。
[0006]所述頭部支撐結(jié)構(gòu)是由設(shè)置在所述桿部插孔的入口端的錐形孔段形成，所述錐形孔段具有形狀與相應(yīng)沉頭形式的被測螺紋緊固件頭部朝向螺桿一側(cè)的端面的形狀完全吻合的環(huán)形錐面。
[0007]所述緊固件基座為回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)，其設(shè)有頭部支撐結(jié)構(gòu)的一端設(shè)有凸緣，所述凸緣具有用于支撐在相應(yīng)的支撐座上的下支撐面。
[0008]所述桿部插孔的直徑大于相應(yīng)被測螺紋緊固件的桿部直徑0.002-0.006incho
[0009]本發(fā)明中螺紋緊固件頭部韌性試驗方法采用的技術(shù)方案是:螺紋緊固件頭部韌性試驗方法，該方法包括以下步驟:步驟一、將被測螺紋緊固件的桿部插入緊固件基座上的桿部插孔內(nèi)，并使被測螺紋緊固件頭部朝向螺桿一側(cè)的端面支撐在桿部插孔的入口端的頭部支撐結(jié)構(gòu)上；步驟二、將加載軸的一端支撐在被測螺紋緊固件頭部并使加載軸與被測螺紋緊固件同軸布置；步驟三、使用加載裝置對加載軸施加設(shè)定載荷，使被測螺紋緊固件頭部沿軸向?qū)?yīng)于被測螺紋緊固件的桿部的部分連同被測螺紋緊固件的桿部一起與被測螺紋緊固件頭部的其他部分分尚。
[0010]所述頭部支撐結(jié)構(gòu)是由設(shè)置在所述桿部插孔的入口端的錐形孔段形成，所述錐形孔段具有形狀與相應(yīng)沉頭形式的被測螺紋緊固件頭部朝向螺桿一側(cè)的端面的形狀完全吻合的環(huán)形錐面。
[0011]本發(fā)明中螺紋緊固件頭部韌性試驗工裝采用的技術(shù)方案是:螺紋緊固件頭部韌性試驗工裝，包括用于支撐被測螺紋緊固件的緊固件基座，所述緊固件基座上設(shè)有供被測螺紋緊固件的桿部插入的桿部插孔，所述桿部插孔的入口端設(shè)有用于支撐被測螺紋緊固件頭部朝向螺桿一側(cè)的端面的頭部支撐結(jié)構(gòu)，所述螺紋緊固件頭部韌性試驗工裝還包括用于支撐在被測螺紋緊固件頭部與相應(yīng)加載裝置的施壓端之間的加載軸，所述加載軸的直徑為被測螺紋緊固件的桿部直徑的0.8~1倍。
[0012]所述頭部支撐結(jié)構(gòu)是由設(shè)置在所述桿部插孔的入口端的錐形孔段形成，所述錐形孔段具有形狀與相應(yīng)沉頭形式的被測螺紋緊固件頭部朝向螺桿一側(cè)的端面的形狀完全吻合的環(huán)形錐面。
[0013]所述緊固件基座為回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)，其設(shè)有頭部支撐結(jié)構(gòu)的一端設(shè)有凸緣，所述凸緣具有用于支撐在相應(yīng)的支撐座上的下支撐面。
[0014]所述桿部插孔的直徑大于相應(yīng)被測螺紋緊固件的桿部直徑0.002-0.006inch。
[0015]本發(fā)明采用上述技術(shù)方案，緊固件基座上設(shè)置的桿部插孔能夠供被測螺紋緊固件的桿部插入，而所述桿部插孔的入口端設(shè)置的頭部支撐結(jié)構(gòu)能夠支撐被測螺紋緊固件頭部朝向螺桿一側(cè)的端面，所述螺紋緊固件頭部韌性試驗裝置還包括用于支撐在被測螺紋緊固件頭部與所述加載裝置的施壓端之間的加載軸，所述加載軸的直徑為被測螺紋緊固件的桿部直徑的0.8~1倍，因此，試驗時螺紋緊固件僅頭部需要承載試驗載荷，從而實現(xiàn)對實際使用狀況的模擬，同時，試驗時不需要對螺紋緊固件模擬實際的擰緊過程，操作方便、快捷，試驗效率高，作業(yè)強度低。
【附圖說明】
[0016]圖1是本發(fā)明中螺紋緊固件頭部韌性試驗工裝的一個實施例中緊固件基座的結(jié)構(gòu)示意圖；
圖2是本發(fā)明中螺紋緊固件頭部韌性試驗工裝的一個實施例中加載軸的結(jié)構(gòu)示意圖； 圖3是本發(fā)明中螺紋緊固件頭部韌性試驗裝置的試驗狀態(tài)示意圖；
圖4是螺紋緊固件被破壞后的狀態(tài)示意圖。
[0017]圖中各附圖標記對應(yīng)的名稱為:10_緊固件基座，11-桿部插孔，12-錐形孔段，13-凸緣，14-下支撐面，20-加載軸，30-沉頭螺栓，31-桿部，32-頭部。
【具體實施方式】
[0018]本發(fā)明中螺紋緊固件頭部韌性試驗工裝的一個實施例如圖1~圖4所示，是一種用于對飛機上使用的沉頭螺栓30進行韌性試驗的工裝，包括用于支撐被測沉頭螺栓30的緊固件基座10和對應(yīng)于該規(guī)格的沉頭螺栓30設(shè)置的加載軸20。
[0019]緊固件基座10為回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)，頂部設(shè)有凸緣13，凸緣13具有用于支撐在相應(yīng)的支撐座上的下支撐面14，形成法蘭結(jié)構(gòu)。使用時，緊固件基座10能夠插設(shè)到相應(yīng)支撐座上的對應(yīng)定位插孔內(nèi)，并依靠下支撐面14和外周面定位，結(jié)構(gòu)簡單，便于加工，裝卸方便，能夠通過更換不同規(guī)格的緊固件基座10適應(yīng)不同規(guī)格的沉頭螺栓30。緊固件基座10的中心設(shè)有軸向延伸的供被測沉頭螺栓30的桿部31插入的桿部插孔11，桿部插孔11的入口端具有錐形孔段12，該錐形孔段12具有形狀與該規(guī)格的被測沉頭螺栓30的頭部32朝向螺桿一側(cè)的端面的形狀完全吻合的環(huán)形錐面，構(gòu)成頭部支撐結(jié)構(gòu)。試驗時，被測沉頭螺栓30的頭部32的下端面能夠與該環(huán)形錐面貼合配合，支撐穩(wěn)定，受力均勻。桿部插孔11的直徑大于相應(yīng)被測沉頭螺栓30的桿部31的直徑0.002-0.006inch，沉頭螺栓30插入桿部插孔11后，兩者之間會形成0.001-0.003inch的間隙，確保沉頭螺栓30