CN113551910B - 直升机旋翼系统配套轴承试验机以及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了直升机旋翼系统配套轴承试验机，包括：加载系统；以及双旋翼系统；所述双旋翼系统包括：空心外旋翼轴；内旋翼轴，以及动力单元；通过螺旋桨模拟系统模拟直升飞机不同飞行状态，使不同受力状态的力通过浮摆系统传递给安装有待试验轴承组的双旋翼系统上，进而实现待试验轴承组的性能测试，利用浮摆系统中的浮动钢球，使力传递过程稳定、平滑传递至待试验轴承组，实现真实工况下进行轴承性能测试；利用设于机架一侧的输入端轴承测试系统，实现旋翼轴承与输入端轴承进行同步试验，提高试验效率。

Description

直升机旋翼系统配套轴承试验机以及方法

技术领域

本发明涉及轴承试验技术领域，尤其涉及直升机旋翼系统配套轴承试验机以及方法。

背景技术

共轴双旋翼直升机是指具有绕同一理论轴线一正一反旋转的上下两副旋翼，由于转向相反，两副旋翼产生的扭矩在航向不变的飞行操纵，共轴双旋翼在直升机的飞行中，既状态下相互平衡，通过上下旋翼总距差动产生不平衡扭矩可实现航向是升力面又是纵横向和航向的操纵面。

中国专利CN 105136459 B公开了一种摆动油缸式直升机尾旋翼系统配套组合关节轴承试验机。所述试验机的伺服驱动油缸通过油缸支架固定在上平台上，支撑套由螺栓固定在试验机框架上平台的中心，与支撑套相配合的操纵杆的上端与伺服驱动油缸的活塞杆螺纹连接，操纵杆的下端与总距叉架相连；加载器箱体由螺栓固定在下平台上，加载器箱体上安装低频摆动缸，其输出端与低频摆动轴的左端键连接；所述四个立柱上分别通过液压缸支架和滑轮支架固定拉杆式液压缸和滑轮组件。该试验机能够满足四支臂的尾旋翼配套组合关节轴承综合服役寿命试验，能够准确模拟各关节轴承工作中所承受的载荷、运动等真实工况条件，而且具有结构紧凑、外形美观和操作方便等优点。

但是该技术方案中旋翼模拟并非按真实直升飞机的工作状态进行设置，导致模拟参数与实际使用时的寿命参数相差较大，同时该模拟没有解决将螺旋桨的力稳定的传输至待试验轴承上，影响最终轴承寿命参数的准确性。

发明内容

本发明的目的是针对现有技术的不足之处，提供直升机旋翼系统配套轴承试验机，通过螺旋桨模拟系统模拟直升飞机不同飞行状态，使不同受力状态的力通过浮摆系统传递给安装有待试验轴承组的双旋翼系统上，进而实现待试验轴承组的性能测试，利用浮摆系统中的钢球，使力传递过程稳定、平滑传递至待试验轴承组，实现真实工况下进行轴承性能测试；利用设于机架一侧的输入端轴承测试系统，实现旋翼轴承与输入端轴承进行同步试验，提高试验效率。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

直升机旋翼系统配套轴承试验机，其特征在于，包括：

加载系统；以及

双旋翼系统，所述双旋翼系统与所述加载系统加载力的输出端相连接；

所述双旋翼系统包括：

空心外旋翼轴；

内旋翼轴，所述内旋翼轴转动设于所述空心外旋翼轴的内部；以及

旋翼动力单元，所述旋翼动力单元用于驱动所述空心外旋翼轴与所述内旋翼轴旋转；

加载系统模拟直升飞机的不同飞行状态，使不同飞行状态的受力传递至安装在双旋翼系统上的待试验轴承组上，进而对待试验轴承组进行性能参数试验。

作为改进，所述加载系统包括：

螺旋桨模拟系统；以及

浮摆系统，所述浮摆系统的上端与所述螺旋桨模拟系统相连接，其下端与所述双旋翼系统连接；

所述螺旋桨模拟系统包括：

浮摇体支架；

模拟架，所述模拟架通过调心轴承与浮摇体支架相连接；以及

若干组动力组件，若干组所述动力组件设于所述模拟架上，用于推动模拟架的摆动。

作为改进，所述浮摆系统包括：

浮摆动上座，所述浮摆动上座与所述螺旋桨模拟系统的下端相连接；所述模拟架的下端与所述浮摆动上座相连接；

浮摆动下座，第五试验轴承安装于所述浮摆动下座上；以及

转动体，所述转动体用于浮动连接所述浮摆动上座与浮摆动下座。

作为改进，所述转动体为钢球；所述浮摆动上座与所述浮摆动下座之间形成有一空间，所述转动体设于该空间内。

作为改进，所述浮摆系统还包括用于对待试验轴承组进行径向加载的径向输入端加载单元。

作为改进，所述径向输入端加载单元包括：

若干组加载油缸，若干组所述加载油缸沿所述浮摆动下座周向均布；以及

加载套，所述加载套设于安装在浮摆动下座的第五试验轴承的外径上；

所述加载油缸的输出端作用于加载套的外径上。

作为改进，所述双旋翼系统还包括：

上过渡组件；以及

下过渡组件；

所述空心外旋翼轴的上端与所述上过渡组件相连接，所述空心外旋翼轴的下端与所述下过渡组件通过第一试验轴承和第二试验轴承转动连接；

所述内旋翼轴的上端与所述上过渡组件通过第三试验轴承转动连接，所述内旋翼轴的下端通过第四试验轴承与所述空心外旋翼轴的内壁转动连接；以及

所述旋翼动力单元设于所述空心外旋翼轴与内旋翼轴的下方，并同时连接空心外旋翼轴和内旋翼轴，使空心外旋翼轴和内旋翼轴同时旋转。

作为改进，所述双旋翼系统还包括设于所述内旋翼轴下方给予待试验轴承组提供轴向动力的轴向输入端加载单元。

作为改进，还包括用于对输入端安装的第六试验轴承进行性能试验的输入端轴承测试系统；其包括：

输入动力单元；

轴承安装单元，所述轴承安装单元与所述输入动力单元的输出端相连接；以及

输入端加载单元，所述输入端加载单元设于所述输入动力单元的输出端的上方可与所述轴承安装单元接触设置；

所述输入动力单元用于驱动安装在轴承安装单元上的第六试验轴承进行旋转；

所述输入端加载单元对旋转的轴承进行加载，测试第六试验轴承的性能参数。

此外，为实现上述目的，本发明还提一种直升机旋翼系统配套轴承的试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、将待试验的轴承组安装至指定位置；

步骤二、启动旋翼动力单元，带动内旋翼和外旋翼旋转；

步骤三、启动螺旋桨模拟系统，通过控制不同位置的动力组件，使螺旋桨模拟系统模拟直升飞机的不同飞行状态；

步骤四、根据所述步骤三中不同的飞行状态，通过浮摆系统将不同状态的受力传递至待试验轴承组，进行性能试验；此时待试验轴承组受径轴向载荷共同作用；

步骤五、启动径向输入端加载单元，不同组别的加载油缸作用于第五试验轴承上，使径向力通过浮摆动下座传递至待试验轴承组，进行单一径向承载试验；

步骤六、启动轴向输入端加载单元，对待试验轴承组进行轴向加载，待试验轴承组承受轴向力；

步骤七、启动输入动力单元，对设于轴承安装单元上的第六试验轴承和第七试验轴承进行径轴向加载，对第六试验轴承和第七试验轴承进行性能试验；

所述步骤四、步骤五、步骤六可以进行任意组合或单独进行，对试验轴承组的不同受力状态的性能试验；

所述步骤七与步骤一至六同步进行。

本发明的有益效果在于：

（1）本发明通过螺旋桨模拟系统模拟直升飞机不同飞行状态，使不同受力状态的力通过浮摆系统传递给安装有待试验轴承组的双旋翼系统上，利用浮摆系统中的钢球，使力传递过程稳定、平滑传递至待试验轴承组，实现真实工况下进行轴承性能测试；利用设于机架一侧的输入端轴承测试系统，实现旋翼轴承与输入端轴承进行同步试验，提高试验效率；

（2）本发明通过不同组别的动力组件推动模拟架进摆动，模拟直升飞机不同运动状态下，通过转动体的设置，使模拟架摆动时将力稳定、平滑的传递给待试验轴承，保证待试验轴承高速旋转的状态下的受力载荷与实际使用时的受力载荷一致，提高待试验轴承的试验数据的准确性；

（3）本发明通过径向加载组件对径向加载座进行加载，实现单独对第五试验轴承进行轴向加载，模拟纯径向载荷下轴承性能参数；同时，可以与加载系统同步对待试验轴承组进行不同状态的加载，进一步提高待试验轴承组的性能指标的完整性；

（4）本发明通过轴向加载单元对试验轴承组进行轴向加载，实现试验轴承座的多组不同受力状态的试验数据，轴向加载单元既可以单独加载，也可以配合径向加载单元共同加载，检测不同试验状态的轴承性能参数；

（5）本发明通过相互垂直设置的输入动力单元和输入端加载单元配合锥形加载部的作用，对设在轴承安装单元上的第六试验轴承和第七试验轴承同时进行轴向力和径向力的加载，与待试验轴承的受力工况更匹配，进而实现测试试验轴承承受径轴向力时的性能参数；输入端轴承与旋翼轴承同步进行试验，提高试验效率；

（6）本发明通过中空设置的传动轴，以内轮廓与外轮廓相匹配，减少传动轴旋转过程由于自身自重旋转造成的偏心振动，减少实验过程的变量，提高试验过程数据采集的准确性以及针对性；

综上所述，本发明具有测试精度高、轴承受力与实际工况更符合、测试效率高、轴承性能指标更完整等优点。

附图说明

图1为本发明整体结构示意图；

图2为本发明图1中A-A处剖视图；

图3为本发明加载系统结构剖视图；

图4为本发明图3中B处局部放大示意图；

图5为本发明浮摆动下座结构示意图；

图6为本发明浮摆动上座结构示意图；

图7为本发明螺旋桨模拟系统结构示意图；

图8为本发明螺旋桨模拟系统加载时一种受力状态示意图；

图9为本发明双旋翼系统结构示意图一；

图10为本发明双旋翼系统剖视图；

图11为本发明双旋翼系统结构示意图二；

图12为本发明图10中D处局部放大图；

图13为本发明图10中E处局部放大图；

图14为本发明图10中F处局部放大图；

图15为本发明输入端轴承测试系统结构剖视图；

图16为本发明轴承安装单元结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、 “右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“ 顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、 “第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

实施例一

如图1-3所示，直升机旋翼系统配套轴承试验机，包括：

机架1，所述机架1上设有主机壳体11；

加载系统2，所述加载系统2设于所述机架1顶部的下方；以及

双旋翼系统3，所述双旋翼系统3设于所述主机壳体11内并与所述加载系统2的加载力的输出端相连接；

所述加载系统2包括：

螺旋桨模拟系统21，所述螺旋桨模拟系统21的上端与所述机架1的顶部相连接；以及

浮摆系统22，所述浮摆系统22的上端与所述螺旋桨模拟系统21浮动连接，其下端与所述双旋翼系统3连接；

螺旋桨模拟系统21模拟直升飞机的不同飞行状态，比如垂直运动、俯仰运动、偏航运动、倾向运动以及前后运动等，配合浮摆系统22使不同飞行状态的受力稳定平滑的传递至安装在双旋翼系统3上的待试验轴承组上，进而对待试验轴承组进行性能参数试验。

需要说明的是，所述待试验轴承组包括第一试验轴承101、第二试验轴承102、第三试验轴承103、第四试验轴承104和第五试验轴承105。

作为改进，如图4-6所示，所述浮摆系统22包括：

浮摆动上座221，所述浮摆动上座221与所述螺旋桨模拟系统21的下端相连接；

浮摆动下座222，所述浮摆动下座222转动设于所述壳体上；第五试验轴承105安装于所述浮摆动下座222上；以及

转动体223，所述转动体223用于浮动连接所述浮摆动上座221与浮摆动下座222。

进一步的，如图4-6所示，所述转动体223为钢球；所述浮摆动上座221与所述浮摆动下座222之间形成有一空间，所述转动体223设于该空间内；

所述空间由设于所述浮摆动上座221上的凹槽a2211以及设于所述浮摆动下座222上的凹槽b2221组成；所述凹槽a2211和凹槽b2221与所述转动体223的外形匹配设置。

需要说明的是，所述钢球配合凹槽a2211和凹槽b2221连接浮摆动上座221和浮摆动下座222，使浮摆动上座221的力能够稳定、平滑的传输给浮摆动下座222，在待试验轴承高速旋转的状态下，使浮摆动下座222的受力更接近真实载荷受力情况，进而使待试验轴承能够承受跟接近真实状态下的载荷受力情况。

进一步的，本实施例中，如图5-6所示，所述浮摆动上座221上开设有贯穿浮摆动上座221中心的注油孔2212；所述浮摆动下座222上设有贯穿浮摆动下座222中心的排油孔2222。

需要说明的是，该注油孔2212的上端连接有注油嘴2223，润滑油通过注油嘴2223加入注油孔2212内，用于对钢球的润滑，提高钢球的传动精度以及使用寿命；

此外，浮摆动下座222上的排油孔2222，使多余的润滑油沿排油孔2222排出，避免润滑油流入待试验轴承上，影响待试验轴承的试验参数。

进一步的，如图7-8所示，所述螺旋桨模拟系统21包括：

浮摇体支架211，所述浮摇体支架211设于所述主机壳体11的上方；

模拟架212，所述模拟架212的下端与所述浮摆动上座221相连接；所述模拟架212通过调心轴承300与浮摇体支架211浮动连接；以及

若干组动力组件213，若干组所述动力组件213设于所述模拟架212上，用于推动模拟架212的摆动；所述动力组件213的输出端铰接设于所述机架1顶部的下方。

需要说明的是，所述动力组件213优选采用液压油缸推动方式，通过不同动力组件213的推动，进行模拟螺旋桨的不同工作状态，比如前进、倒退、原地旋转、侧飞等；当然动力组件213不限于液压油缸的方式，其他可实现直线运动的方式均可，比如气缸、直线导轨传动、齿条传动等。

此外，如图4所示，所述浮摆系统22还包括设于所述主机壳体11上方用于对待试验轴承组进行径向加载的径向输入端加载单元224；

所述径向输入端加载单元224包括：

若干组加载油缸2241，若干组所述加载油缸2241沿所述主机壳体11周向均布；以及

加载套2242，所述加载套2242设于安装在浮摆动下座222的第五试验轴承105的外径上；

所述加载油缸2241的输出端作用于加载套2242的外径上。

需要说明的是，若干组所述加载油缸2241优选设为四组，通过不同方向对第五试验轴承进行加载，模拟不同受力状态下轴承的性能参数。

进一步的，如图7所示，所述动力组件213优选设为八组，根据不同试验轴承所应用不同重量的直升飞机，选择不同组别的动力组件213，用于提供不同大小的试验力。

需要说明的是，不同组别的动力组件213推动模拟架212进行摆动，使模拟架212的受力传递给浮摆动上座221，转动体223收到倾斜向下的力，同时传递将该力传递给浮摆动下座222，浮摆动下座222传递给待试验轴承，使待试验轴承的受力如图8所示，一侧受力为H，对称的一侧受力为F，使轴承的受力与实际使用时的受力完全匹配，提高待试验轴承的模拟准确性。

实施例二

如图9-14所示，其中与实施例一中相同或相应的部件采用与实施例一相应的附图标记，为简便起见，下文仅描述与实施例一的区别点。该实施例二与实施例一的不同之处在于：

本实施例中，如图9-11所示，所述双旋翼系统3包括：

上过渡组件31，所述上过渡组件31与所述主机壳体11的上方相连接；

下过渡组件32，所述下过渡组件32与所述主机壳体11的下方相连接；

空心外旋翼轴33，所述空心外旋翼轴33的上端与所述上过渡组件31的连接座313相连接，所述空心外旋翼轴33的下端与所述下过渡组件32通过第一试验轴承101和第二试验轴承102转动连接；

内旋翼轴34，所述内旋翼轴34的上端与所述上过渡组件31通过第三试验轴承103转动连接，所述内旋翼轴34的下端通过第四试验轴承104与所述空心外旋翼轴33的内壁转动连接；以及

旋翼动力单元35，所述旋翼动力单元35设于所述空心外旋翼轴33与内旋翼轴34的下方，并同时连接空心外旋翼轴33和内旋翼轴34，使空心外旋翼轴33和内旋翼轴34同时旋转。

需要说明的是，本实施例通过旋翼动力单元35同时驱动内旋翼轴34和空心外旋翼轴33进行旋转，对待试验轴承组进行同步参数试验，其中第三试验轴承103和第四试验轴承104的内圈与外圈均进行转动。

作为改进，如图11所示，所述旋翼动力单元35包括：

第一驱动部351，所述第一驱动部351设于所述主机壳体11的下方；

第一驱动齿轮352，所述第一驱动齿轮352套设于所述空心外旋翼轴33的下端，其外径与所述第一驱动部351的输出端啮合传动；

第二驱动部353，所述第二驱动部353设于所述主机壳体11的下方；

第二驱动齿轮354，所述第二驱动齿轮354套设于所述内旋翼轴34的下端，所述第二驱动齿轮354的外径与所述第二驱动部353的输出端啮合传动；以及

第一推力轴承355，所述第一推力轴承355设于所述第一驱动齿轮352与第二驱动齿轮354之间，并连接第一驱动齿轮352与第二驱动齿轮354。

此外，所述第一驱动齿轮352的内径与所述空心外旋翼轴33的外径通过花键连接，提高空心外旋翼轴33运转过程的稳定性；

所述第二驱动齿轮354的内径与所述内旋翼轴34的外径通过花键连接，提高内旋翼轴34运转过程的稳定性。

其中，如图12所示，所述上过渡组件31包括：

上过渡座311，所述上过渡座311与所述主机壳体11相连接；

旋翼轴承座312，所述旋翼轴承座312与所述上过渡座311相连接；以及

连接座313，所述连接座313的外径面通过陪试轴承200与所述旋翼轴承座312转动连接，所述连接座313内径面的上端与所述第三试验轴承103的外圈相连接，所述连接座313内径面的下端与所述空心外旋翼轴33的上端外径面相连接。

进一步的，如图13所示，所述下过渡组件32包括：

下过渡座321，所述下过渡座321与所述主机壳体11相连接；以及

外旋翼支撑座322，所述外旋翼支撑座322的外径面与所述下过渡座321相连接，所述外旋翼支撑座322内径面的上端与第一试验轴承101的外圈相连接，所述外旋翼支撑座322内径面的下端与第二试验轴承102的外圈相连接。

本实施例中，如图14所示，所述双旋翼系统3还包括设于所述内旋翼轴34下方给予待试验轴承组提供轴向动力的轴向输入端加载单元36。

优选的，如图14所示，所述轴向输入端加载单元36包括：

轴向承载体361，所述轴向承载体361设于所述内旋翼轴34底端并与所述第二驱动齿轮354的下端接触设置；

轴向加载动力部362，所述轴向加载动力部362与所述壳体相连接，其输出端作用于所述轴向承载体361上。

进一步的，所述轴向承载体361的底部设有球形凹槽3611；所述轴向加载动力部362的输出端设有与球形凹槽3611匹配的球形加载头3621。

需要说明的是，所述轴向加载动力部362优选采用液压油缸驱动；球形加载头3621对该试验装置进行轴向加载时利用球形加载头3621将力稳定的传输至待试验轴承组上。

实施例三

如图15-16所示，其中与实施例一中相同或相应的部件采用与实施例一相应的附图标记，为简便起见，下文仅描述与实施例一的区别点。该实施例三与实施例一的不同之处在于：

本实施例中，该试验机还包括输入端轴承测试系统4，所述输入端轴承测试系统4设于所述主机壳体11上，用于对输入端安装的第六试验轴承106进行性能试验；所述输入端轴承测试系统4包括：

输入动力单元41，所述输入动力单元41设于所述主机壳体11的一侧；

轴承安装单元42，所述轴承安装单元42与所述输入动力单元41的输出端通过梅花弹性联轴器相连接并设于所述主机壳体11上；以及

输入端加载单元43，所述输入端加载单元43设于所述输入动力单元41的输出端的上方并与所述轴承安装单元42接触设置；

所述输入动力单元41用于驱动安装在轴承安装单元42上的第六试验轴承106进行旋转；

所述输入端加载单元43对旋转的轴承进行加载，测试第六试验轴承106的性能参数。

需要说明的是，第六试验轴承106包括一组轴承，其中一组为球轴承1061，另一组为圆柱滚子轴承1062。

进一步的，所述输入端加载单元43的轴线与所述输入动力单元41的轴线互相垂直设置。

需要说明的是，相互垂直设置的输入端加载单元43和输入动力单元41配合锥形设置的加载部4221，使试验轴承所受到的作用力更稳定，受力大小更容易控制，提高试验数据的准确性。

本实施例中，如图16所示，所述轴承安装单元42包括：

输入轴承座421，所述输入轴承座421贯穿所述主机壳体11的侧壁并安装于主机壳体11上，该输入轴承座421的内径用于安装第六试验轴承106； 其中输入轴承座421与第六试验轴承106之间设有轴承衬套4211，防止输入轴承座421的内径磨损；

传动轴422，所述传动轴422的一端与所述输入动力单元41的输出端相连接，所述传动轴422通过第六试验轴承106与所述输入轴承座421转动链接；所述传动轴422的另一端设有锥形加载部4221；以及

隔离垫423，所述隔离垫423设于所述加载块与所述安装板111之间用于隔离并支撑加载块，使加载块受力后向一侧运动，同时，避免安装板111受力后磨损，影响设备的使用寿命；所述加载块优选采用聚四氟乙烯制作。

其中，如图15所示，所述主机壳体内设有用于安装第七试验轴承107的安装板111，所述传动轴422的另一端与第七试验轴承107转动连接。

作为改进，如图15所示，所述输入端加载单元43包括：

加载动力单元431，所述加载动力单元431设于所述主机壳体11上，其输出端连接有加载头；以及

加载块432，所述加载块432套设于所述传动轴422上，并与所述锥形加载部4221匹配设置，所述加载动力单元431的输出端作用于加载块432的顶端；

所述加载动力单元431优选采用液压油缸驱动；

所述加载块432的外形为方形设置，其内孔为锥形设置并与锥形加载部4221匹配。

进一步的，如图15所示，所述传动轴422为中空设置；

需要说明的是，该传动轴422的内径形状与外径形状相匹配，减少传动轴422在高速旋转过程由于自身重量引起的振动，影响试验结果。

实施例四

采用上述实施例一至三技术方案中所述的直升机旋翼系统配套轴承试验机对配套轴承进行性能试验的方法，包括以下步骤：

步骤一、将待试验的轴承组安装至指定位置；

步骤二、启动旋翼动力单元35，带动内旋翼和外旋翼旋转；

步骤三、启动螺旋桨模拟系统21，通过控制不同位置的动力组件213，使螺旋桨模拟系统21模拟直升飞机的不同飞行状态；

步骤四、根据所述步骤三中不同的飞行状态，通过浮摆系统22将不同状态的受力传递至待试验轴承组，进行性能试验；此时待试验轴承组受径轴向载荷共同作用；

步骤五、启动径向输入端加载单元224，不同组别的加载油缸2241作用于第五试验轴承105上，使径向力通过浮摆动下座222传递至待试验轴承组，进行单一径向承载试验；

步骤六、启动轴向输入端加载单元36，对待试验轴承组进行轴向加载，待试验轴承组承受轴向力；

步骤七、启动输入动力单元41，对设于轴承安装单元42上的第六试验轴承106和第七试验轴承107进行径轴向加载，对第六试验轴承106和第七试验轴承107进行性能试验；

进一步的，所述步骤四、步骤五、步骤六可以进行任意组合或单独进行，对试验轴承组的不同受力状态的性能试验；

进一步的，所述步骤七与步骤一至六同步进行，提高试验效率。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1. 直升机旋翼系统配套轴承试验机，其特征在于，包括：

加载系统（2）；以及

双旋翼系统（3），所述双旋翼系统（3）与所述加载系统（2）加载力的输出端相连接；

所述双旋翼系统（3）包括：

空心外旋翼轴（33）；

内旋翼轴（34），所述内旋翼轴（34）转动设于所述空心外旋翼轴（33）的内部；以及

旋翼动力单元（35），所述旋翼动力单元（35）用于驱动所述空心外旋翼轴（33）与所述内旋翼轴（34）旋转；

加载系统（2）模拟直升飞机的不同飞行状态，使不同飞行状态的受力传递至安装在双旋翼系统（3）上的待试验轴承组上，进而对待试验轴承组进行性能参数试验；

所述加载系统（2）包括：

螺旋桨模拟系统（21）；以及

浮摆系统（22），所述浮摆系统（22）的上端与所述螺旋桨模拟系统（21）相连接，其下端与所述双旋翼系统（3）连接；

所述螺旋桨模拟系统（21）包括：

浮摇体支架（211）；

模拟架（212），所述模拟架（212）通过调心轴承与浮摇体支架（211）相连接；以及

若干组动力组件（213），若干组所述动力组件（213）设于所述模拟架（212）上，用于推动模拟架（212）的摆动；

所述浮摆系统（22）包括：

浮摆动上座（221），所述浮摆动上座（221）与所述螺旋桨模拟系统（21）的下端相连接；所述模拟架（212）的下端与所述浮摆动上座（221）相连接；

浮摆动下座（222），第五试验轴承（105）安装于所述浮摆动下座（222）上；以及

转动体（223），所述转动体（223）用于浮动连接所述浮摆动上座（221）与浮摆动下座（222）；

所述转动体（223）为钢球；所述浮摆动上座（221）与所述浮摆动下座（222）之间形成有一空间，所述转动体（223）设于该空间内；

所述浮摆系统（22）还包括用于对待试验轴承组进行径向加载的径向输入端加载单元（224）；

所述双旋翼系统（3）还包括：

上过渡组件（31）；以及

下过渡组件（32）；

所述空心外旋翼轴（33）的上端与所述上过渡组件（31）相连接，所述空心外旋翼轴（33）的下端与所述下过渡组件（32）通过第一试验轴承（101）和第二试验轴承（102）转动连接；

所述内旋翼轴（34）的上端与所述上过渡组件（31）通过第三试验轴承（103）转动连接，所述内旋翼轴（34）的下端通过第四试验轴承（104）与所述空心外旋翼轴（33）的内壁转动连接；以及

所述旋翼动力单元（35）设于所述空心外旋翼轴（33）与内旋翼轴（34）的下方，并同时连接空心外旋翼轴（33）和内旋翼轴（34），使空心外旋翼轴（33）和内旋翼轴（34）同时旋转。

2. 根据权利要求1所述的直升机旋翼系统配套轴承试验机，其特征在于，所述径向输入端加载单元（224）包括：

若干组加载油缸（2241），若干组所述加载油缸（2241）沿所述浮摆动下座（222）周向均布；以及

加载套（2242），所述加载套（2242）设于安装在浮摆动下座（222）的第五试验轴承（105）的外径上；

所述加载油缸（2241）的输出端作用于加载套（2242）的外径上。

3.根据权利要求2所述的直升机旋翼系统配套轴承试验机，其特征在于，所述双旋翼系统（3）还包括设于所述内旋翼轴（34）下方给予待试验轴承组提供轴向动力的轴向输入端加载单元（36）。

4.根据权利要求3所述的直升机旋翼系统配套轴承试验机，其特征在于，还包括用于对输入端安装的第六试验轴承（106）进行性能试验的输入端轴承测试系统（4）；其包括：

输入动力单元（41）；

轴承安装单元（42），所述轴承安装单元（42）与所述输入动力单元（41）的输出端相连接；以及

输入端加载单元（43），所述输入端加载单元（43）设于所述输入动力单元（41）的输出端的上方可与所述轴承安装单元（42）接触设置；

所述输入动力单元（41）用于驱动安装在轴承安装单元（42）上的第六试验轴承（106）进行旋转；

所述输入端加载单元（43）对旋转的轴承进行加载，测试第六试验轴承（106）的性能参数。

5.一种直升机旋翼系统配套轴承的试验方法，采用如权利要求4所述的直升机旋翼系统配套轴承试验机实现，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、将待试验的轴承组安装至指定位置；

步骤二、启动旋翼动力单元（35），带动内旋翼和外旋翼旋转；

步骤三、启动螺旋桨模拟系统（21），通过控制不同位置的动力组件（213），使螺旋桨模拟系统（21）模拟直升飞机的不同飞行状态；

步骤四、根据所述步骤三中不同的飞行状态，通过浮摆系统（22）将不同状态的受力传递至待试验轴承组，进行性能试验；此时待试验轴承组受径轴向载荷共同作用；

步骤五、启动径向输入端加载单元（224），不同组别的加载油缸（2241）作用于第五试验轴承（105）上，使径向力通过浮摆动下座（222）传递至待试验轴承组，进行单一径向承载试验；

步骤六、启动轴向输入端加载单元（36），对待试验轴承组进行轴向加载，待试验轴承组承受轴向力；

步骤七、启动输入动力单元（41），对设于轴承安装单元（42）上的第六试验轴承（106）和第七试验轴承（107）进行径轴向加载，对第六试验轴承（106）和第七试验轴承（107）进行性能试验。