CN112407324B - 一种直升机尾桨载荷测量安装装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种直升机尾桨载荷测量安装装置，包括轴保护片、限位瓦片、安装盒体，其中：所述轴保护片环抱在直升机尾旋翼轴套上，所述限位瓦片上下对称设置一对，通过拼合固定的方式对所述轴保护片进行夹持安装；所述安装盒体上下对称设置一对，对拼合后的所述限位瓦片进行限位并夹持固定，然后通过紧固件将一对所述安装盒体固定在一起；所述安装盒体内设置有采集模块和储能单元，其中，所述采集模块用于进行飞行载荷测量，所述储能单元用于向采集模块提供电能。本发明能够实现直升机飞行试验尾桨载荷测试系统在结构复杂紧凑尾桨高速转动轴上的高效可靠安装，容易实现尾桨旋翼系统整体动平衡的调整。

Description

一种直升机尾桨载荷测量安装装置

技术领域

本发明涉及直升机飞行试验载荷测试领域，具体涉及直升机尾桨载荷测量安装装置。

背景技术

直升机飞行试验载荷测试是直升机科研及鉴定试飞中的重要环节，其试验数据可用于直升机飞行载荷谱分析、疲劳寿命的确定。为了实现对直升机尾桨桨叶、尾桨毂、尾桨轴、尾桨变距拉杆等高速旋转的关键部件飞行载荷的测量，需要在直升机尾桨结构上安装测试系统对直升机尾桨载荷信号进行采集、编码、传输，并且要解决测试系统供电。直升机飞行情况下，附加安装在直升机尾桨系统上的测试系统随直升机尾桨系统同步高速旋转，必须要求高可靠性和安全性，对安装装置的质量、尺寸大小、和动平衡要求更高。

设计合理有效的尾桨测试系统安装装置对于直升机进行飞行试验尾桨载荷测试至关重要。目前，我国没有相关的安装装置。

发明内容

本发明的目的是提供一种直升机尾桨载荷测量安装装置，用于直升机尾旋翼系统飞行载荷测试测试改装。

为了实现上述任务，本发明采用以下技术方案：

一种直升机尾桨载荷测量安装装置，包括轴保护片、限位瓦片、安装盒体，其中：所述轴保护片环抱在直升机尾旋翼轴套上，所述限位瓦片上下对称设置一对，通过拼合固定的方式对所述轴保护片进行夹持安装；所述安装盒体上下对称设置一对，对拼合后的所述限位瓦片进行限位并夹持固定，然后通过紧固件将一对所述安装盒体固定在一起；所述安装盒体内设置有采集模块和储能单元，其中，所述采集模块用于进行飞行载荷测量，所述储能单元用于向采集模块提供电能。

进一步地，所述采集模块包括载荷传感器、编码模块以及无线传输单元，所述储能单元为电池。

进一步地，所述轴保护片为柔性长方体铜片，厚度均匀，长度小于直升机尾旋翼轴套的周长；限位瓦片为半圆环型结构，其内侧半径等于直升机尾旋翼轴套半径与轴保护片厚度之和。

进一步地，所述限位瓦片的两端向外侧形成有外沿，用于与所述安装盒体配合进行限位固定。

进一步地，所述安装盒体为半圆环型结构，其内侧半径等于所述限位瓦片的外侧半径，安装盒体的轴向长度为所述限位瓦片两端外沿之间的长度，通过将安装盒体的内侧边缘卡在所述限位瓦片两端的外沿之间，实现对所述限位瓦片的限位。

进一步地，所述安装盒体的侧面上向安装盒体内部开设有安装空腔，在安装空腔内采用螺接或者胶封的形式对采集模块和储能单元进行固定，然后使用封装盖板对安装空腔的端面进行固定。

进一步地，所述一对安装盒体上对称开设有固定孔，固定孔的开设方向为垂直于所述尾旋翼轴套的轴向，固定孔的上端穿过安装盒体的拼合面，所述拼合面为平面；其中，在一个安装盒体上开设的固定孔的外端加工为六角孔。

进一步地，所述紧固件采用螺栓和螺母，螺栓为圆头内六角螺栓，螺母为六角螺母。

进一步地，所述安装装置的装配方法包括以下步骤：

根据直升机尾旋翼轴套的直径，确定轴保护片的长度；其中，所述长度小于直升机尾旋翼轴套的周长；将确定的轴保护片环绕固定于所述直升机尾旋翼轴套外部；

取一对限位瓦片呈上下拼合的方式，将所述轴保护片夹持于其内部，调整限位瓦片至完全拼合，且使所述轴保护片完全位于限位瓦片的内部；其中，限位瓦片内侧半径等于直升机尾旋翼轴套半径与轴保护片厚度之和；

取一对预制的安装盒体，所述安装盒体的侧面上向安装盒体内部开设有安装空腔，安装空腔内装配有采集模块和储能单元，并通过封装盖板对安装空腔的端面进行封盖螺钉固定，安装盒体的轴向长度为所述限位瓦片两端外沿之间的长度，安装盒体内侧半径等于所述限位瓦片的外侧半径；所述一对安装盒体上预加工有相互配合的固定孔，其中将一个安装盒体上的固定孔的外端加工为六角孔；

将所述预制好的安装盒体呈上下拼合的方式进行对应拼合，将拼合后的所述一对限位瓦片夹持于其内部，夹持过程中，使上部、下部的安装盒体内侧前后边沿分别位于上部、下部的限位瓦片两端的外沿之间；

将六角螺母置于所述六角孔内，将圆头内六角螺栓依次穿过两个安装盒体上的固定孔，将其端部插入六角螺母后，通过六角扳手进行紧固，完成装配。

与现有技术相比，本发明具有以下技术特点：

本发明能够实现直升机飞行试验尾桨载荷测试系统在结构复杂紧凑尾桨高速转动轴上的高效可靠安装，可适用于模块化的尾桨测试系统安装，对测试系统外形的适应性强，抱轴安装的机械形式可靠性高，圆周方向上质量对称分布，附加安装质量轻，容易实现尾桨旋翼系统整体动平衡的调整。

附图说明

图1为本发明装置的整体结构分解示意图；

图中标号说明：1轴保护片，2限位瓦片，3安装盒体，4封装盖板，5螺栓，6螺母，7外沿。

具体实施方式

由于不能改变尾旋翼系统结构，因此，只能通过抱轴的方式将尾桨测试设备安装在尾旋翼系统上，由切向静摩擦力带动测试系统随尾旋翼系统同步高速转动。同时，安装后，测试系统(含安装装置)在圆周上的质量分布对尾桨整体动平衡影响较大，要求在安装后必须在尾旋翼系统配重块可调整范围内完成尾桨动平衡的调整。

参见图1，本发明提供了一种直升机尾桨载荷测量安装装置，包括轴保护片1、限位瓦片2、安装盒体3，其中：

所述轴保护片1环抱在直升机尾旋翼轴套上，所述限位瓦片2上下对称设置一对，通过拼合固定的方式对所述轴保护片1进行夹持安装；所述安装盒体3上下对称设置一对，对拼合后的所述限位瓦片2进行限位并夹持固定，然后通过紧固件将一对所述安装盒体3固定在一起；所述安装盒体3内设置有采集模块和储能单元，其中，所述采集模块用于进行飞行载荷测量，所述储能单元用于向采集模块提供电能；其中采集模块包括载荷传感器、编码模块以及无线传输单元，所述储能单元为电池。

在本方案中，所述轴保护片1为柔性长方体铜制薄片，厚度均匀，长度略小于直升机尾旋翼轴套的周长，以避免环绕后有重叠部分；限位瓦片2为半圆环型结构，其内侧半径等于直升机尾旋翼轴套半径与轴保护片1厚度之和。限位瓦片的两端向外侧形成有外沿7，用于与所述安装盒体3配合进行限位固定。外沿7的厚度可以根据安装间隙进行设计。

可选地，所述安装盒体3为半圆环型结构，其内侧半径等于所述限位瓦片2的外侧半径，安装盒体3的轴向长度为所述限位瓦片2两端外沿7之间的长度，通过将安装盒体3的内侧边缘卡在所述限位瓦片2两端的外沿7之间，实现对所述限位瓦片2的限位；所述安装盒体3的侧面上向安装盒体内部开设有安装空腔，安装空腔大小根据采集模块和储能单元进行适应性调整，采用螺接或者胶封的形式对采集模块和储能单元进行固定，然后使用封装盖板4对安装空腔的端面进行封盖螺钉固定。

所述一对安装盒体3上对称开设有固定孔，固定孔的开设方向为垂直于所述尾旋翼轴套的轴向，固定孔的上端穿过安装盒体的拼合面，所述拼合面为平面；所述紧固件采用螺栓5和螺母6，通过螺栓5和螺母6实现对一对所述安装盒体的相对固定。螺栓5为圆头内六角螺栓，安装时采用定力六角扳手进行紧固。螺母6为六角螺母，在一个安装盒体上开设的固定孔的外端加工为六角孔，安装时由六角孔限制其沿轴向转动，完成与紧固螺母的配合安装。

一种直升机尾桨载荷测量安装装置的装配方法，包括以下步骤：

根据直升机尾旋翼轴套的直径，确定轴保护片的长度；其中，所述长度小于直升机尾旋翼轴套的周长；将确定的轴保护片环绕固定于所述直升机尾旋翼轴套外部；

取一对限位瓦片呈上下拼合的方式，将所述轴保护片夹持于其内部，调整限位瓦片至完全拼合，且使所述轴保护片完全位于限位瓦片的内部；其中，限位瓦片内侧半径等于直升机尾旋翼轴套半径与轴保护片厚度之和；

取一对预制的安装盒体，所述安装盒体的侧面上向安装盒体内部开设有安装空腔，安装空腔内装配有采集模块和储能单元，并通过封装盖板对安装空腔的端面进行封盖螺钉固定，安装盒体的轴向长度为所述限位瓦片两端外沿之间的长度，安装盒体内侧半径等于所述限位瓦片的外侧半径；所述一对安装盒体上预加工有相互配合的固定孔，其中将一个安装盒体上的固定孔的外端加工为六角孔；

将所述预制好的安装盒体呈上下拼合的方式进行对应拼合，将拼合后的所述一对限位瓦片夹持于其内部，夹持过程中，使上部、下部的安装盒体内侧前后边沿分别位于上部、下部的限位瓦片两端的外沿之间；

将六角螺母置于所述六角孔内，将圆头内六角螺栓依次穿过两个安装盒体上的固定孔，将其端部插入六角螺母后，通过六角扳手进行紧固，完成装配。

以上实施例仅用于说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行同等替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种直升机尾桨载荷测量安装装置，其特征在于，包括轴保护片(1)、限位瓦片(2)、安装盒体(3)，其中：所述轴保护片(1)环抱在直升机尾旋翼轴套上，所述限位瓦片(2)上下对称设置一对，通过拼合固定的方式对所述轴保护片(1)进行夹持安装；所述安装盒体(3)上下对称设置一对，对拼合后的所述限位瓦片(2)进行限位并夹持固定，然后通过紧固件将一对所述安装盒体(3)固定在一起；所述安装盒体(3)内设置有采集模块和储能单元，其中，所述采集模块用于进行飞行载荷测量，所述储能单元用于向采集模块提供电能；

所述安装盒体(3)为半圆环型结构，其内侧半径等于所述限位瓦片(2)的外侧半径，安装盒体(3)的轴向长度为所述限位瓦片(2)两端外沿(7)之间的长度，通过将安装盒体(3)的内侧边缘卡在所述限位瓦片(2)两端的外沿(7)之间，实现对所述限位瓦片(2)的限位。

2.根据权利要求1所述的直升机尾桨载荷测量安装装置，其特征在于，所述采集模块包括载荷传感器、编码模块以及无线传输单元，所述储能单元为电池。

3.根据权利要求1所述的直升机尾桨载荷测量安装装置，其特征在于，所述轴保护片(1)为柔性长方体铜片，厚度均匀，长度小于直升机尾旋翼轴套的周长；限位瓦片(2)为半圆环型结构，其内侧半径等于直升机尾旋翼轴套半径与轴保护片(1)厚度之和。

4.根据权利要求1所述的直升机尾桨载荷测量安装装置，其特征在于，所述限位瓦片(2)的两端向外侧形成有外沿(7)，用于与所述安装盒体(3)配合进行限位固定。

5.根据权利要求1所述的直升机尾桨载荷测量安装装置，其特征在于，所述安装盒体(3)的侧面上向安装盒体内部开设有安装空腔，在安装空腔内采用螺接或者胶封的形式对采集模块和储能单元进行固定，然后使用封装盖板(4)对安装空腔的端面进行固定。

6.根据权利要求1所述的直升机尾桨载荷测量安装装置，其特征在于，一对所述安装盒体(3)上对称开设有固定孔，固定孔的开设方向为垂直于所述尾旋翼轴套的轴向，固定孔的上端穿过安装盒体(3)的拼合面，所述拼合面为平面；其中，在一个安装盒体(3)上开设的固定孔的外端加工为六角孔。

7.根据权利要求1所述的直升机尾桨载荷测量安装装置，其特征在于，所述紧固件采用螺栓(5)和螺母(6)，螺栓(5)为圆头内六角螺栓，螺母(6)为六角螺母。

8.根据权利要求1所述的直升机尾桨载荷测量安装装置，其特征在于，所述安装装置的装配方法包括以下步骤：

根据直升机尾旋翼轴套的直径，确定轴保护片的长度；其中，所述长度小于直升机尾旋翼轴套的周长；将确定的轴保护片环绕固定于所述直升机尾旋翼轴套外部；

取一对限位瓦片呈上下拼合的方式，将所述轴保护片夹持于其内部，调整限位瓦片至完全拼合，且使所述轴保护片完全位于限位瓦片的内部；其中，限位瓦片内侧半径等于直升机尾旋翼轴套半径与轴保护片厚度之和；

取一对预制的安装盒体，所述安装盒体的侧面上向安装盒体内部开设有安装空腔，安装空腔内装配有采集模块和储能单元，并通过封装盖板对安装空腔的端面进行封盖螺钉固定，安装盒体的轴向长度为所述限位瓦片两端外沿之间的长度，安装盒体内侧半径等于所述限位瓦片的外侧半径；一对所述安装盒体上预加工有相互配合的固定孔，其中将一个安装盒体上的固定孔的外端加工为六角孔；

将所述预制好的安装盒体呈上下拼合的方式进行对应拼合，将拼合后的所述一对限位瓦片夹持于其内部，夹持过程中，使上部、下部的安装盒体内侧前后边沿分别位于上部、下部的限位瓦片两端的外沿之间；

将六角螺母置于所述六角孔内，将圆头内六角螺栓依次穿过两个安装盒体上的固定孔，将其端部插入六角螺母后，通过六角扳手进行紧固，完成装配。

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