CN112161883A - 直升机尾桨操纵钢索疲劳试验平台 - Google Patents

直升机尾桨操纵钢索疲劳试验平台 Download PDF

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Abstract

本发明属于直升机技术领域，提供直升机尾桨操纵钢索疲劳试验平台，包括机架(12)，机架(12)两端分别设有驱动装置(4)和可变加载装置(10)，所述驱动装置(4)上设有前被试件，所述可变加载装置(10)上设有操纵链条(9)，所述操纵链条(9)上连接有后被试件，所述前被试件和后被试件分别穿过前导向机构(5)和后导向机构后通过电阻应变式传感器(6)相连接。本发明中试验平台按尾桨操纵钢索在直升机上的布置走向，1：1等比例复现试验件在直升机上的安装方式、运动轨迹和工作状态，从而可精确计算试验件装机使用的寿命，最大限度的确保直升机尾桨操纵钢索安全使用寿命，降低超寿命使用风险；此外，可同时实现8根成品尾桨操纵钢索同台试验，提高尾桨操纵钢索疲劳试验效率。

Description

直升机尾桨操纵钢索疲劳试验平台
技术领域
本发明属于直升机技术领域，涉及一种钢索疲劳试验平台，特别是涉及直升机尾桨操纵钢索疲劳试验平台。
背景技术
直升机尾桨操纵钢索疲劳试验平台是用于验证米-17系列直升机尾桨操纵钢索弯曲疲劳性能的专用设备。目前现有的钢索疲劳试验设备主要集中于电梯、起重机以及矿山等领域使用钢丝绳的疲劳寿命试验，如中国专利ZL 200810032469.3公开了一种电梯用钢丝绳弯曲疲劳状态试验机，通过拽引轮、张紧轮和多个导向轮实现电梯内钢丝绳正向和反向组合弯曲状态模拟；中国专利ZL 201010602411.X公开了一种钢丝绳变载荷弯曲疲劳试验机，通过驱动装置和交变载荷电液伺服系统实现钢丝绳的疲劳寿命测定。此类试验设备的试验原理均采用电机带动主动轮转动一定弧度，主动轮拖动钢丝绳沿规定直径的导向轮往复运动；试验载荷通过动滑轮作用于钢丝绳上，以此测定钢丝绳的断丝时机以及力学性能，所不同的主要是试验设备的结构形式和加载方法。
现有技术中的钢丝绳疲劳试验技术方案虽然已包含恒定载荷试验和交变载荷试验，但其设计原理和状态模拟并未考虑到米-17系列直升机尾桨操纵钢索的特殊使用工况，如钢索预紧张力随温度变化而变化、钢索同时存在拉弯交变载荷和扭转载荷、钢索在使用过程中的维护差异以及润滑条件等；因此，其疲劳试验结果并不能准确判定米-17直升机尾桨操纵钢索使用寿命。
发明内容
鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供直升机尾桨操纵钢索疲劳试验平台，用于解决现有技术中钢丝绳疲劳试验的疲劳试验结果不能准确判定米-17直升机尾桨操纵钢索使用寿命的技术问题。
为实现上述目的及其他相关目的，本发明提供直升机尾桨操纵钢索疲劳试验平台，包括机架，所述机架两端分别设有驱动装置和可变加载装置，所述驱动装置上设有前被试件，所述可变加载装置上设有操纵链条，所述操纵链条上连接有后被试件，所述前被试件和后被试件分别穿过前导向机构和后导向机构后通过电阻应变式传感器相连接。
优选的，所述前被试件包括4根并排设置的前被试钢索，所述后被试件包括后上右钢索、后上左钢索、后下右钢索及后下左钢索四根钢索，4根所述前被试钢索分别与后上右钢索、后上左钢索、后下右钢索及后下左钢索之间通过电阻应变式传感器相连接。
优选的，所述前导向机构包括4件并排设置的滑轮，所述滑轮通过螺栓安装于支架上，4根所述前被试钢索分别穿过4件滑轮后与电阻应变式传感器连接。
优选的，所述后导向机构包括后上导向机构和后下导向机构，所述后上导向机构和后下导向机构均包括2件滑轮，所述后上导向机构中的2件滑轮通过螺栓并排安装于支座上方，所述后下导向机构中的2件滑轮通过螺栓并排安装于支座下方，所述后上右钢索和后上左钢索穿过后上导向机构后与电阻应变式传感器连接，所述后下右钢索和后下左钢索穿过后下导向机构后与电阻应变式传感器连接。
优选的，所述驱动装置包括驱动装置安装架，所述驱动装置安装架固定于机架上，驱动装置安装架上固定有扇形盘安装座，所述扇形盘安装座上可转动连接有扇形盘，4根所述前被试钢索设置于扇形盘上，所述驱动装置安装架底部设有伺服电动缸，所述伺服电动缸的输出轴端部连接有摇臂，所述摇臂的另一端连接有拉杆，拉杆的另一端端部与扇形盘侧壁连接。
优选的，所述前导向机构和后导向机构关于扇形盘的轴向偏置设置，所述前导向机构关于扇形盘的轴向向下偏置，所述后导向机构关于扇形盘的轴向向上偏置。
优选的，所述可变加载装置通过加载装置安装架固定于机架上，所述可变加载装置包括恒定加载机构和无级调节机构。
优选的，所述恒定加载机构包括对称设置的支撑架，两个所述支撑架之间设置有垂直于支撑架连接线的水平设置的转轴，所述转轴中部连接有加载装置，所述加载装置位于两个支撑架之间，所述转轴通过加载装置支座安装于加载装置安装架上，所述加载装置上方设有锁紧拉杆，锁紧拉杆的一端端部贯穿支撑架后连接有电磁开关。
优选的，所述无级调节机构包括行星轮和凸轮，所述行星轮和凸轮均连接于转轴上，所述行星轮和凸轮分别位于加载装置两侧，所述操纵链条设置于行星轮上，所述无级调节机构还包括调节螺杆，所述调节螺杆设置于锁紧拉杆与加载装置之间，所述调节螺杆的一端端部与支撑架连接，所述调节螺杆外套设有复位弹簧，所述复位弹簧外套设有保持架，所述调节螺杆的另一端贯穿另一侧支撑架后连接有调节压盘，所述调节压盘与支撑架相对的一侧设有与调节压盘相接触的调节摇臂，所述调节压盘的另一侧与锁紧拉杆的端部之间设有调节弹簧，所述调节摇臂下方设有与调节摇臂相接触的联动摇臂，所述联动摇臂外侧设有与联动摇臂相接触的拉杆，所述拉杆的另一端贯穿支撑架后与凸轮相接触。
如上所述，本发明的直升机尾桨操纵钢索疲劳试验平台，具有以下有益效果：
1、本发明中，试验平台按尾桨操纵钢索在直升机上的布置走向，1：1等比例复现试验件在直升机上的安装方式、运动轨迹和工作状态，从而可精确计算试验件装机使用的寿命，最大限度的确保直升机尾桨操纵钢索安全使用寿命，降低超寿命使用风险。
2、本发明中，试验平台可同时实现8根成品尾桨操纵钢索同台试验，提高尾桨操纵钢索疲劳试验效率。
附图说明
图1显示为本发明的结构示意图。
图2显示为本发明的俯视图。
图3显示为本发明的侧视图。
图4显示为驱动装置的结构示意图。
图5显示为可变加载装置的右侧结构示意图。
图6显示为可变加载装置的左侧结构示意图。
图7显示为可变加载装置的正面结构示意图。
图8显示为可变加载装置的背面结构示意图。
元件标号说明
1-驱动装置安装架，2-扇形盘安装座，3-扇形盘，4-驱动装置，4.1-伺服电动缸，4.2-摇臂，4.3-驱动拉杆，5-前导向机构，5.1-滑轮，6-电阻应变式传感器，7-后上导向机构，8-后下导向机构，9-操纵链条，10-可变加载装置，11-加载装置安装架，11.1-支撑架，11.2-转轴，11.3-加载装置，11.31-加载装置支座，11.4-锁紧拉杆，11.5-电磁开关，11.6-行星轮，11.7-凸轮，11.8-调节螺杆，11.81-复位弹簧，11.82-保持架，11.83-调节压盘，11.84-调节摇臂，11.85-联动摇臂，11.86-调节拉杆，11.87-调节机构支座，11.9-调节弹簧，12-机架，13-前被试钢索，14-后上右钢索，15-后上左钢索，16-后下右钢索，17-后下左钢索。
具体实施方式
以下由特定的具体实施例说明本发明的实施方式，熟悉此技术的人士可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点及功效。
请参阅图1至图8。须知，本说明书所附图式所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明可实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容得能涵盖的范围内。同时，本说明书中所引用的如“上”、“下”、“左”、“右”、“中间”及“一”等的用语，亦仅为便于叙述的明了，而非用以限定本发明可实施的范围，其相对关系的改变或调整，在无实质变更技术内容下，当亦视为本发明可实施的范畴。
请参阅图1-8，本发明提供直升机尾桨操纵钢索疲劳试验平台，包括机架12，所述机架12两端分别设有驱动装置4和可变加载装置10，所述驱动装置4上设有前被试件，所述可变加载装置10上设有操纵链条9，所述操纵链条9上连接有后被试件，所述前被试件和后被试件分别穿过前导向机构5和后导向机构后通过电阻应变式传感器6相连接。
本实施例使用时，如图1所示，按尾桨操纵钢索在直升机上的布置走向，1：1等比例复现试验件在直升机上的安装方式将试验件在试验平台上进行安装。为了复现试验件在直升机上的运动轨迹和工作状态，本实施例中，驱动装置4采用伺服电动缸4.1替代直升机尾桨操纵液压助力器，可变加载装置10采用恒定加载机构和无级调节机构等效替代直升机尾桨叶变距载荷，试验载荷通过安装在被试件上的电阻应变传感器进行反馈显示。因此，本实施例中试验平台按尾桨操纵钢索在直升机上的布置走向，1：1等比例复现试验件在直升机上的安装方式、运动轨迹和工作状态，从而可精确计算试验件装机使用的寿命，最大限度的确保直升机尾桨操纵钢索安全使用寿命，降低超寿命使用风险。
作为上述实施例的进一步描述，所述前被试件包括4根并排设置的前被试钢索13，所述后被试件包括后上右钢索14、后上左钢索15、后下右钢索16及后下左钢索17四根钢索，4根所述前被试钢索13分别与后上右钢索14、后上左钢索15、后下右钢索16及后下左钢索17之间通过电阻应变式传感器6相连接。所述前导向机构5包括4件并排设置的滑轮5.1，所述滑轮5.1通过螺栓安装于支架上，4根所述前被试钢索13分别穿过4件滑轮5.1后与电阻应变式传感器6连接。所述后导向机构包括后上导向机构7和后下导向机构8，所述后上导向机构7和后下导向机构8均包括2件滑轮5.1，所述后上导向机构7中的2件滑轮5.1通过螺栓并排安装于支座上方，所述后下导向机构8中的2件滑轮5.1通过螺栓并排安装于支座下方，所述后上右钢索14和后上左钢索15穿过后上导向机构7后与电阻应变式传感器6连接，所述后下右钢索16和后下左钢索17穿过后下导向机构8后与电阻应变式传感器6连接。
本实施例使用时，本实施例试验平台可一次性对整机装用的8根尾桨操纵钢索同时进行耐疲劳试验，8根试验件被分为前被试件和后被试件，前被试件由4根并排设置的前被试钢索13组成，后被试件有上下两组后被试钢索组成，上下两组后被试钢索分别包括并排设置的后上右钢索14、后上左钢索15和后下右钢索16、后下左钢索17(如图2所示)。前被试件和后被试件之间分别通过电阻应变式传感器6连接。8根被试件之间相互不交叉。
为实现试验件同时承受交变载荷和扭转载荷，试验平台前导向机构5装用的4件滑轮5.1通过1件螺栓并排安装于支架上，后导向机构装用的4件滑轮5.1则分为上、下两组安装于支座上，每组包括2件并排设置的滑轮5.1，每组的2件滑轮5.1通过1件螺栓并排安装于支座上，即后上导向机构7中的2件滑轮5.1通过1件螺栓安装于支座上方，后下导向机构8中的2件滑轮5.1通过1件螺栓安装于支座下方(如图3所示)，从而实现每根钢索均配套1件用于导向的滑轮5.1。同时试验平台以扇形盘3为轴线，前导向机构5与后导向机构均采用偏置布局，其中前导向机构5关于轴线向下偏置、后导向机构关于轴线向上偏置布局(如图2所示)。
本实施例中，前导向机构5中的4件滑轮5.1通过长度为76mm的螺栓并排安装于支架上，后上导向机构7中的2件滑轮5.1通过38mm长的螺栓并排安装在支座上方，后下导向机构8中的2件滑轮5.1通过38mm长的螺栓并排安装在支座下方。后上导向机构7和后下导向机构8分别位于支座的两侧。
本实施例中，滑轮5.1与支架或支座的连接方式不限于采用螺栓连接，其他能够实现滑轮5.1连接于支架或支座上并可转动的连接方式均可。
作为上述实施例的进一步描述，所述可变加载装置10通过加载装置安装架11固定于机架12上，所述可变加载装置10包括恒定加载机构和无级调节机构。所述恒定加载机构包括对称设置的支撑架11.1，两个所述支撑架11.1之间设置有垂直于支撑架11.1连接线的水平设置的转轴11.2，所述转轴11.2中部连接有加载装置11.3，所述加载装置11.3位于两个支撑架11.1之间，所述转轴11.2通过加载装置支座11.31安装于加载装置安装架11上且转轴11.2可在加载装置支座11.31上转动。所述加载装置11.3上方设有锁紧拉杆11.4，锁紧拉杆11.4的一端端部贯穿支撑架11.1后连接有电磁开关11.5，锁紧拉杆11.4的另一端设有外螺纹，外螺纹端贯穿支撑架11.1后通过螺帽连接。所述无级调节机构包括行星轮11.6和凸轮11.7，所述行星轮11.6和凸轮11.7均连接于转轴11.2上，所述行星轮11.6和凸轮11.7分别位于加载装置11.3两侧，所述操纵链条9设置于行星轮11.6上，所述无级调节机构还包括调节螺杆11.8，所述调节螺杆11.8设置于锁紧拉杆11.4与加载装置11.3之间，所述调节螺杆11.8的一端端部与支撑架11.1连接，所述调节螺杆11.8外套设有复位弹簧11.81，所述复位弹簧11.81外套设有保持架11.82，所述调节螺杆11.8的另一端贯穿另一侧支撑架11.1后连接有调节压盘11.83，所述调节压盘11.83与支撑架11.1相对的一侧设有与调节压盘11.83相接触的调节摇臂11.84，所述调节压盘11.83的另一侧与锁紧拉杆11.4的端部之间设有调节弹簧11.9，所述调节摇臂11.84下方设有与调节摇臂11.84相接触的联动摇臂11.85，所述联动摇臂11.85外侧设有与联动摇臂11.85相接触的调节拉杆11.86，所述调节拉杆11.86的另一端贯穿支撑架11.1后与凸轮11.7相接触。
本实施例使用时，可变加载装置10由恒定加载机构和无极调节机构组成，其中恒定加载机构工作时，电磁开关11.5接通，电磁开关11.5带动锁紧拉杆11.4左移，通过两侧的支撑架11.1带动加载装置11.3施加(225±25)N的恒定载荷(如图5、图6所示)。
无极调节机构工作由行星轮11.6、凸轮11.7、调节拉杆11.86、联动摇臂11.85、调节摇臂11.84、调节压盘11.83、调节螺杆11.8等联动实现，当行星轮11.6逆时针转动时，行星轮11.6通过转轴11.2带动凸轮11.7转动，凸轮11.7推动调节拉杆11.86左移，调节拉杆11.86推动联动摇臂11.85顺时针转动，联动摇臂11.85推动调节摇臂11.84逆时针转动，调节摇臂11.84推动调节压盘11.83左移，调节压盘11.83带动调节螺杆11.8左移，调节螺杆11.8则通过两侧支撑架11.1带动加载装置11.3施加可变载荷(如图7、图8所示)。当行星轮11.6顺时针方向转动时，无极调节机构联动运行轨迹相反。
本实施例中，所述调节压盘11.83套在调节螺杆11.8上，调节压盘11.83可以在调节弹簧11.9的作用下，在调节螺杆11.8上自由往复运动。
本实施例中，调节摇臂11.84通过连接柱(图中未标出)固定于支撑架11.1上，调节摇臂11.84与连接柱端部可转动连接。联动摇臂11.85通过支撑座(图中未标出)固定于加载装置安装架11上，联动摇臂11.85与支撑座顶部可转动连接。
作为上述实施例的进一步描述，所述驱动装置4包括驱动装置安装架1，所述驱动装置安装架1固定于机架12上，驱动装置安装架1上固定有扇形盘安装座2，所述扇形盘安装座2上可转动连接有扇形盘3，4根所述前被试钢索13设置于扇形盘3上，所述驱动装置安装架1底部设有伺服电动缸4.1，所述伺服电动缸4.1的输出轴端部连接有摇臂4.2，所述摇臂4.2的另一端连接有驱动拉4.3，驱动拉杆4.3的另一端端部与扇形盘3侧壁连接。
本实施例使用时，伺服电动缸4.1提供驱动载荷和位移驱动摇臂4.2回转运动，摇臂4.2回转运动拖动驱动拉杆4.3往复直线运动，驱动拉杆4.3带动扇形盘3回转运动，扇形盘3回转运动通过试验件和操纵链条9拖动行星轮11.6回转运动，行星轮11.6通过转轴11.2克服试验载荷并驱动凸轮11.7和加载装置11.3同时转动；在此过程中电磁开关11.5处于常开状态，锁紧拉杆11.4和支撑架11.1促使加载装置11.3输出恒定试验载荷，而由行星轮11.6、凸轮11.7、调节拉杆11.86、联动摇臂11.85、调节摇臂11.84、调节压盘11.83及调节螺杆11.8等组成的调节结构，则按载荷谱时时改变加载装置11.3提供的恒定试验载荷，从而实现试验载荷无极变化，模拟直升机运行时的运行状态对直升机尾桨操纵钢索进行试验。
本过程中，伺服电动缸4.1的工作载荷、工作位移以及运动模式均与直升机装用的液压助力器保持一致，其运行速率通过PLC程序控制。伺服电动缸4.1为周期性运行，其一个周期运动轨迹为“中立位置→上极限位置→中立位置→下极限位置→中立位置”；其中，上限位置指伺服电动缸4.1向上运动的顶点位置，下极限位置是指伺服电动缸4.1向下运动的底点位置，中立位置指上极限位置和下极限位置的中间位置。伺服电动缸4.1运行一个周期，单根试验件则完成2次弯曲疲劳试验。当伺服电动缸4.1向上运动时，扇形盘3顺时针转动；当伺服电动缸4.1向下运动时，扇形盘3逆时针转动。
本实施例中，所述扇形盘3上设有并排设置的四条绕线槽，所述四根前被试件分别位于四条绕线槽内与扇形盘3连接，保证四根前被试件相互独立，防止四根前被试件之间相互交叉而影响测试结果。
作为上述实施例的进一步描述，所述前导向机构5的支架安装于驱动装置安装架1底部，前导向机构5的支架安装于伺服电动缸4.1的前方。所述后导向机构的支座安装于机架12上靠近加载装置安装架11的一侧。
本发明的工作原理为：试验平台按尾桨操纵钢索在直升机上的布置走向，1:1等比例复现试验件在直升机上的安装方式、运动轨迹和工作状态，一次性对整机装用的8根尾桨操纵钢丝同时进行耐疲劳试验。8根试验件被分为前组被试件和后组被试件，前组被试件和后组被试件之间分别通过电阻应变式传感器6连接。8根试验件与扇形盘3、前导向机构5、电阻应变式传感器6、后导向机构、操纵链条9及行星轮11.6共同构成柔性操纵回路，可变加载装置10施加的试验载荷通过行星轮11.6和操纵链条9作用于试验件上，试验件在前导向滑轮5.1和后导向滑轮5.1处同时承受交变载荷和扭转载荷。当扇形盘3顺时针转动时，下组试验件在扇形盘3的驱动载荷下通过操纵链条9驱动行星轮11.6顺时针转动，此时下组试验件同时承受扇形盘3提供的驱动载荷、试验件装配时的预紧张力以及试验载荷的反作用力，而上组试验件则处于松弛状态；当扇形盘3逆时针转动时，上、下组试验件工作状态则与扇形盘3逆时针转动时相反。本发明试验平台试验过程通过PLC程序控制，准确模拟直升机飞行过程中操纵尾桨变距时尾桨操纵钢索的工作载荷及载荷谱，试验频率与直升机一次全行程尾桨操纵时间一致，试验次数通过控制系统自动计数。实现本发明的试验平台精确复现直升机尾桨操纵钢索在直升机上的工作状态，从而对直升机尾桨操纵钢索进行准确的疲劳试验检测，进而精确计算试验件装机使用寿命，可最大限度确保尾桨操纵钢索安全使用寿命，降低超寿使用风险。
综上所述，本发明试验平台按尾桨操纵钢索在直升机上的布置走向，1：1等比例复现试验件在直升机上的安装方式、运动轨迹和工作状态，从而可精确计算试验件装机使用的寿命，最大限度的确保直升机尾桨操纵钢索安全使用寿命，降低超寿命使用风险；此外，可同时实现8根成品尾桨操纵钢索同台试验，提高尾桨操纵钢索疲劳试验效率。所以，本发明有效克服了现有技术中的种种缺点而具高度产业利用价值。
上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，举凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。

Claims (9)

1.直升机尾桨操纵钢索疲劳试验平台，包括机架(12)，其特征在于：所述机架(12)两端分别设有驱动装置(4)和可变加载装置(10)，所述驱动装置(4)上设有前被试件，所述可变加载装置(10)上设有操纵链条(9)，所述操纵链条(9)上连接有后被试件，所述前被试件和后被试件分别穿过前导向机构(5)和后导向机构后通过电阻应变式传感器(6)相连接。
2.根据权利要求1所述的直升机尾桨操纵钢索疲劳试验平台，其特征在于：所述前被试件包括4根并排设置的前被试钢索(13)，所述后被试件包括后上右钢索(14)、后上左钢索(15)、后下右钢索(16)及后下左钢索(17)四根钢索，4根所述前被试钢索(13)分别与后上右钢索(14)、后上左钢索(15)、后下右钢索(16)及后下左钢索(17)之间通过电阻应变式传感器(6)相连接。
3.根据权利要求2所述的直升机尾桨操纵钢索疲劳试验平台，其特征在于：所述前导向机构(5)包括4件并排设置的滑轮(5.1)，所述滑轮(5.1)通过螺栓安装于支架上，4根所述前被试钢索(13)分别穿过4件滑轮(5.1)后与电阻应变式传感器(6)连接。
4.根据权利要求2所述的直升机尾桨操纵钢索疲劳试验平台，其特征在于：所述后导向机构包括后上导向机构(7)和后下导向机构(8)，所述后上导向机构(7)和后下导向机构(8)均包括2件滑轮(5.1)，所述后上导向机构(7)中的2件滑轮(5.1)通过螺栓并排安装于支座上方，所述后下导向机构(8)中的2件滑轮(5.1)通过螺栓并排安装于支座下方，所述后上右钢索(14)和后上左钢索(15)穿过后上导向机构(7)后与电阻应变式传感器(6)连接，所述后下右钢索(16)和后下左钢索(17)穿过后下导向机构(8)后与电阻应变式传感器(6)连接。
5.根据权利要求2所述的直升机尾桨操纵钢索疲劳试验平台，其特征在于：所述驱动装置(4)包括驱动装置安装架(1)，所述驱动装置安装架(1)固定于机架(12)上，驱动装置安装架(1)上固定有扇形盘安装座(2)，所述扇形盘安装座(2)上可转动连接有扇形盘(3)，4根所述前被试钢索(13)设置于扇形盘(3)上，所述驱动装置安装架(1)底部设有伺服电动缸(4.1)，所述伺服电动缸(4.1)的输出轴端部连接有摇臂(4.2)，所述摇臂(4.2)的另一端连接有驱动拉杆(4.3)，驱动拉杆(4.3)的另一端端部与扇形盘(3)侧壁连接。
6.根据权利要求5所述的直升机尾桨操纵钢索疲劳试验平台，其特征在于：所述前导向机构(5)和后导向机构关于扇形盘(3)的轴向偏置设置，所述前导向机构(5)关于扇形盘(3)的轴向向下偏置，所述后导向机构关于扇形盘(3)的轴向向上偏置。
7.根据权利要求1所述的直升机尾桨操纵钢索疲劳试验平台，其特征在于：所述可变加载装置(10)通过加载装置安装架(11)固定于机架(12)上，所述可变加载装置(10)包括恒定加载机构和无级调节机构。
8.根据权利要求7所述的直升机尾桨操纵钢索疲劳试验平台，其特征在于：所述恒定加载机构包括对称设置的支撑架(11.1)，两个所述支撑架(11.1)之间设置有垂直于支撑架(11.1)连接线的水平设置的转轴(11.2)，所述转轴(11.2)中部连接有加载装置(11.3)，所述加载装置(11.3)位于两个支撑架(11.1)之间，所述加载装置(11.3)上方设有锁紧拉杆(11.4)，锁紧拉杆(11.4)的一端端部贯穿支撑架(11.1)后连接有电磁开关(11.5)。
9.根据权利要求7所述的直升机尾桨操纵钢索疲劳试验平台，其特征在于：所述无级调节机构包括行星轮(11.6)和凸轮(11.7)，所述行星轮(11.6)和凸轮(11.7)均连接于转轴(11.2)上，所述行星轮(11.6)和凸轮(11.7)分别位于加载装置(11.3)两侧，所述操纵链条(9)设置于行星轮(11.6)上，所述无级调节机构还包括调节螺杆(11.8)，所述调节螺杆(11.8)设置于锁紧拉杆(11.4)与加载装置(11.3)之间，所述调节螺杆(11.8)的一端端部与支撑架(11.1)连接，所述调节螺杆(11.8)外套设有复位弹簧(11.81)，所述复位弹簧(11.81)外套设有保持架(11.82)，所述调节螺杆(11.8)的另一端贯穿另一侧支撑架(11.1)后连接有调节压盘(11.83)，所述调节压盘(11.83)与支撑架(11.1)相对的一侧设有与调节压盘(11.83)相接触的调节摇臂(11.84)，所述调节压盘(11.83)的另一侧与锁紧拉杆(11.4)的端部之间设有调节弹簧(11.9)，所述调节摇臂(11.84)下方设有与调节摇臂(11.84)相接触的联动摇臂(11.85)，所述联动摇臂(11.85)外侧设有与联动摇臂(11.85)相接触的调节拉杆(11.86)，所述调节拉杆(11.86)的另一端贯穿支撑架(11.1)后与凸轮(11.7)相接触。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113702034A (zh) * 2021-08-30 2021-11-26 辽宁通用航空研究院 一种推拉钢索疲劳试验装置

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB473871A (en) * 1937-03-12 1937-10-21 Christer Peter Sandberg Improvements in material testing machines
CN2676181Y (zh) * 2003-05-30 2005-02-02 武汉理工大学 钢丝绳与滑轮疲劳试验装置
CN101183061A (zh) * 2006-11-14 2008-05-21 东芝电梯株式会社 钢丝绳绳端接头疲劳试验设备
CN201302536Y (zh) * 2008-11-14 2009-09-02 中国航空工业第一集团公司第一飞机设计研究院 电动式交变载荷加载装置
CN203249762U (zh) * 2013-04-27 2013-10-23 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种小载荷疲劳试验精确加载装置
CN103616296A (zh) * 2013-12-09 2014-03-05 贵州华阳电工有限公司 长钢索拉力试验检测装置
CN203785960U (zh) * 2014-01-03 2014-08-20 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种发动机反馈钢索性能与可靠性试验器
CN106092383A (zh) * 2016-06-23 2016-11-09 南昌航空大学 磁弹索力测量方法及其可重构磁弹索力传感器
CN106769426A (zh) * 2016-12-21 2017-05-31 浙江大学 一种自动夹持钢索拉力试验机及其试验方法
CN106813983A (zh) * 2017-03-03 2017-06-09 南京理工大学 一种火箭发动机驱动的超高速拉伸试验机
CN209264432U (zh) * 2018-10-30 2019-08-16 三一重能有限公司 叶片静力加载装置
CN110702534A (zh) * 2019-11-20 2020-01-17 成都泰瑞通信设备检测有限公司 一种光缆试验机

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB473871A (en) * 1937-03-12 1937-10-21 Christer Peter Sandberg Improvements in material testing machines
CN2676181Y (zh) * 2003-05-30 2005-02-02 武汉理工大学 钢丝绳与滑轮疲劳试验装置
CN101183061A (zh) * 2006-11-14 2008-05-21 东芝电梯株式会社 钢丝绳绳端接头疲劳试验设备
CN201302536Y (zh) * 2008-11-14 2009-09-02 中国航空工业第一集团公司第一飞机设计研究院 电动式交变载荷加载装置
CN203249762U (zh) * 2013-04-27 2013-10-23 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种小载荷疲劳试验精确加载装置
CN103616296A (zh) * 2013-12-09 2014-03-05 贵州华阳电工有限公司 长钢索拉力试验检测装置
CN203785960U (zh) * 2014-01-03 2014-08-20 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种发动机反馈钢索性能与可靠性试验器
CN106092383A (zh) * 2016-06-23 2016-11-09 南昌航空大学 磁弹索力测量方法及其可重构磁弹索力传感器
CN106769426A (zh) * 2016-12-21 2017-05-31 浙江大学 一种自动夹持钢索拉力试验机及其试验方法
CN106813983A (zh) * 2017-03-03 2017-06-09 南京理工大学 一种火箭发动机驱动的超高速拉伸试验机
CN209264432U (zh) * 2018-10-30 2019-08-16 三一重能有限公司 叶片静力加载装置
CN110702534A (zh) * 2019-11-20 2020-01-17 成都泰瑞通信设备检测有限公司 一种光缆试验机

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
刘庭耀 等: "飞机操纵系统钢索断裂原因分析", 失效分析与预防, no. 04, pages 247 - 250 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113702034A (zh) * 2021-08-30 2021-11-26 辽宁通用航空研究院 一种推拉钢索疲劳试验装置
CN113702034B (zh) * 2021-08-30 2023-10-20 辽宁通用航空研究院 一种推拉钢索疲劳试验装置

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