CN114166489B - 一种刚性主桨毂连接件的加载试验装置 - Google Patents

一种刚性主桨毂连接件的加载试验装置 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种刚性主桨毂连接件的加载试验装置，包括：桨毂假件、变距拉杆加载接头、桨叶假件、钢索、桨毂安装支架，以及挥舞加载机构、摆振加载机构、离心力加载机构和变距拉杆力加载机构。通过设计桨叶假件，并采用四个加载作动器施加四个方向试验载荷，以模拟刚性主桨毂连接件装机真实边界条件和受载状态，提供了真实准确的刚性主桨毂连接件的疲劳试验考核环境，从而可以精准的确定出刚性主桨毂连接件的疲劳危险部位和相应的破坏模式，获得刚性主桨毂连接件的疲劳特性，为其使用寿命提供有效的试验依据。

Description

一种刚性主桨毂连接件的加载试验装置
技术领域
本发明涉及但不限于直升机主桨毂连接件疲劳试验技术领域，尤其涉及一种刚性主桨毂连接件的加载试验装置。
背景技术
近十几年来，在综合国力快速增强的背景下，我国直升机型号研制呈现井喷式发展，涌现出了以诸多新技术作为支撑的新机型。
主桨毂连接件是直升机旋翼系统中的典型复杂动部件，由桨叶传过来的复杂载荷通过主桨毂连接件传递到主桨毂上，主桨毂连接件的受力情况非常复杂，承受桨叶传来的全部载荷，疲劳破坏为主桨毂连接件的主要失效模式，主桨毂连接件疲劳性能的好坏直接影响到直升机强度以及飞行安全。
现有主桨毂连接件的疲劳加载试验装置，主要用于对以球柔性桨毂连接件为代表的第三代旋翼进行疲劳寿命考核，对于新研制的刚性旋翼中的刚性主桨毂连接件，目前尚且没有可借鉴和参考的加载试验装置。
发明内容
本发明的目的是：本发明提供了一种刚性主桨毂连接件的加载试验装置，以解决现有主桨毂连接件的疲劳加载试验装置，为针对以球柔性桨毂连接件的加载试验结构，对于刚性主桨毂连接件无法适用的问题。
本发明的技术方案是：本发明提供了一种刚性主桨毂连接件的加载试验装置，包括：桨毂假件(1)、变距拉杆加载接头(2)、桨叶假件(3)、钢索(7)、桨毂安装支架(12)，以及挥舞加载机构、摆振加载机构、离心力加载机构和变距拉杆力加载机构；
其中，所述桨毂安装支架(12)和离心力加载机构固定设置于试验地轨上，桨毂假件(1)和刚性主桨毂连接件(A)以实际装机方式嵌套安装，并固定安装在桨毂安装支架(12)上，所述刚性主桨毂连接件(A)通过桨叶销孔与桨叶假件(3)固定连接，桨叶假件(3) 的桨根两侧分别连接1根钢索(7)的一端，钢索(7)的另一端连接到离心力加载机构上，用于对刚性主桨毂连接件(A)施加离心力；
所述刚性主桨毂连接件(A)一侧设置有变距拉杆耳片，变距拉杆耳片通过变距拉杆加载接头(2)与位于刚性主桨毂连接件(A) 下方、且固定安装在试验地轨上的变距拉杆力加载机构相连接，用于对刚性主桨毂连接件(A)施加变距拉杆力；
所述挥舞加载机构和摆振加载机构活动安装在试验地轨上，挥舞加载机构在桨叶假件(3)的挥舞方向上与桨叶连接，摆振加载机构在桨叶假件(3)的摆振方向上与桨叶连接；用于对桨叶假件(3)施加挥舞载荷和摆振载荷，并通过桨叶假件(3)将所施加的挥舞载荷和摆振载荷传递到刚性主桨毂连接件(A)。
可选地，如上所述的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中，
所述主桨毂连接件(A)设置U型结构，U型结构的两侧端部设置为双叉耳，U型结构与桨叶连接的一端设置有桨叶销孔，且U型结构的一侧设置有变距拉杆耳片；
所述刚性主桨毂连接件(A)的安装结构包括：外侧柱形弹性轴承(A1)(外侧指：接近桨叶的一侧)、中部推力轴承(A2)、内侧柱形弹性轴承(A3)和轴承连接螺栓(A4)；
其中，外侧柱形弹性轴承(A1)的外端通过轴承连接螺栓连接在U型结构的底部端面，内端与中部推力轴承(A2)的外端连接，中部推力轴承(A2)的内端与内侧柱形弹性轴承(A3)的外端连接，所述内侧柱形弹性轴承(A3)两侧的连接端头分别通过轴承连接螺栓连接到U型结构两端的双叉耳，其内端与桨毂假件(1)固定连接，并与桨毂假件(1)一起固定安装在桨毂安装支架(12)上。
可选地，如上所述的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中，所述变距拉杆力加载机构具体为变距拉杆作动筒；
所述变距拉杆加载接头(2)包括：变距拉杆转接头(2-1)、拧紧螺母(2-2)和带柄关节轴承(2-3)；其一端安装在刚性主桨毂连接件(A)变距拉杆耳片中心处，另一端与变距拉杆作动筒相连，实现对刚性主桨毂连接件的变距拉杆力的加载。
可选地，如上所述的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中，
所述桨叶假件(3)包括：相连接的桨根(3-1)和桨叶(3-2)，以及位于桨根(3-1)两侧的钢索接头(3-3)；通过设置于桨根(3-1) 的两个桨叶销孔(桨叶销孔内套设有衬套)与刚性主桨毂连接件(A) 连接，穿过桨根(3-1)中桨叶销孔的销轴通过两个螺母固定，伸出桨根(3-1)的两侧端部形成所述钢索接头(3-3)；
所述桨毂假件(1)、桨叶假件(3)与刚性主桨毂连接件(A) 的安装位置和配合关系模拟直升机上刚性主桨毂连接件的装机边界条件。
可选地，如上所述的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中，还包括：专用滑轨(4)；
所述专用滑轨(4)固定安装在试验地轨上，所述挥舞加载机构通过专用滑轨(4)安装在试验地轨上，且用于通过专用滑轨(4)调节挥舞加载机构沿桨叶假件(3)轴线的位置。
可选地，如上所述的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中，所述挥舞加载机构，包括：挥舞加载门架(5)和挥舞加载接头(6)；
所述挥舞加载门架(5)具体通过专用滑轨(4)安装在试验地轨上，且通过挥舞加载接头(6)在挥舞方向与桨叶假件(3)相连接；
其中，所述挥舞加载接头(6)包括：叉耳结构(6-1)、带柄关节轴承接头(6-3)，用于连接叉耳结构(6-1)和关节轴承接头(6-3) 的连接螺栓(6-2)，以及固定安装在连接螺栓(6-2)一端的螺母(6-4)。
可选地，如上所述的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中，所述离心力加载机构包括：离心力加载基座和离心力加载接头(8)；
与桨叶假件(3)的桨根处相连接的2根钢索(7)的另一端，通过离心力加载接头(8)与离心力加载基座相连接，且所述离心力加载机构采用近端加载方式，将离心力载荷直接作用于桨叶假件(3) 的根部；
其中，所述离心力加载接头(8)包括：叉耳结构(8-1)、穿过叉耳结构(8-1)的螺栓(8-2)、以及设置于螺栓(8-2)与叉耳孔直之间的衬套(8-3)和用于紧固螺栓(8-2)的螺母(8-4)。
可选地，如上所述的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中，所述摆振加载机构，包括：摆振加载基座(9)和摆振加载接头(10)；
所述摆振加载基座(9)通过专用滑轨(4)安装在试验地轨上，且位于桨叶假件(3)的摆振方向上，摆振加载基座(9)通过摆振加载接头(10)与桨叶假件(3)相连接；
其中，摆振加载接头(10)包括：叉耳结构(10-1)、穿过叉耳结构(10-1)的螺栓(10-2)、用于紧固螺栓(10-2)的螺母(10-4)，以及套设在螺栓(10-2)上的转接环(10-3)，通过所述转接环(10-3) 与桨叶假件(3)相连接。
可选地，如上所述的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中，还包括：防扭机构；
所述防扭机构包括：安装在桨叶假件(3)上的防扭杆(11)，用于平衡变距拉杆力产生的扭矩。
本发明的有益技术效果：
本发明提供的一种刚性主桨毂连接件的加载试验装置，具体为一种多方向载荷协调加载试验装置，该装置可以模拟刚性主桨毂连接件的装机边界条件；另外可以实现以下功能：一方面，通过对刚性主桨毂连接件施加离心力、挥舞和摆振载荷，以及变距拉杆力等载荷，模拟了刚性主桨毂连接件在直升机上的真实受载状态；另一方面，通过用于施加上述各载荷的四个加载作动器的安装方式以及刚性主桨毂连接件的安装结构，模拟了刚性主桨毂连接件装机真实边界条件；且该装置的结构简单、经济性好，且工作性能稳定可靠，能保证加载精度，可以很好的满足试验要求。
采用本发明实施例提供的刚性主桨毂连接件的加载试验装置，在试验过程中，通过液压作动筒施加试验载荷，载荷通过四个加载接头分别传递给刚性主桨毂连接件。通过试验表明具有以下优点：
第一、该试验装置采用近端离心力加载方式，即通过钢索加载到桨叶假件的根部，可避免离心力对挥舞摆振方向载荷的卸载作用；
第二、挥舞和摆振加载机构为具有调节功能的结构，通过调节结构中相应加载接头的位置，以调整挥舞和摆振加载的作用位置，在试验载荷调试过程中实现加载点的快速调整，缩短了载荷调试工作时间。
附图说明
附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。
图1为本发明实施例提供的一种刚性主桨毂连接件的加载试验装置的结构示意图；
图2为图1所示实施例提供的一种刚性主桨毂连接件的加载试验装置的加载原理示意图；
图3为本发明实施例中桨毂假件和刚性主桨毂连接件的嵌套安装结构示意图；
图4为图3所示实施例提供的嵌套安装结构中刚性主桨毂连接件的三维结构示意图；
图5为图4所示实施例提供的刚性主桨毂连接件的主视图；
图6为图3所示实施例提供的嵌套安装结构中桨毂假件的三维结构示意图；
图7为图1所示实施例提供的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中变距拉杆加载接头的结构示意图；
图8为图1所示实施例提供的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中桨叶假件的结构示意图；
图9为图1所示实施例提供的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中挥舞加载接头的结构示意图；
图10为图1所示实施例提供的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中离心力加载接头的结构示意图；
图11为图1所示实施例提供的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中钢索的结构示意图；
图12为图1所示实施例提供的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中摆振加载接头的结构示意图；
图13为图1所示实施例提供的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中防扭机构的结构示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。
上述背景技术中已经说明，现有主桨毂连接件的疲劳加载试验装置，主要用于对以球柔性桨毂连接件为代表的第三代旋翼进行疲劳寿命考核，对于新研制的刚性旋翼中的刚性主桨毂连接件，上述现有疲劳加载试验装置并不适用。
然而，在疲劳试验时需要模拟飞行时刚性主桨毂连接件的真实边界条件，并对刚性主桨毂连接件施加离心力、挥舞弯矩和摆振弯矩等载荷来模拟刚性主桨毂连接件的真实受力状态。
由于刚性主桨毂连接件取消了挥舞和摆振铰，只保留了变距铰，且桨叶根部刚性地固结在主桨毂上。因此，受载方式与球柔性旋翼主桨毂连接件的受载方式完全不同。对于这种具有特殊结构的刚性主桨毂连接件，目前在国内尚未找到可借鉴和参考的加载设计方法。针对上述现有加载试验装置并不适用的问题，本发明提供了一种刚性主桨毂连接件的加载试验装置，该加载试验装置为针对刚性主桨毂连接件设计的。
本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。
图1为本发明实施例提供的一种刚性主桨毂连接件的加载试验装置的结构示意图，图2为图1所示实施例提供的一种刚性主桨毂连接件的加载试验装置的加载原理示意图。本发明实施例提供的针对上述刚性主桨毂连接件的加载试验装置的基本结构，可以包括：桨毂假件(1)、变距拉杆加载接头(2)、桨叶假件(3)、桨毂安装支架(12)，以及挥舞加载机构、摆振加载机构、离心力加载机构和变距拉杆力加载机构。
本发明实施例中的桨毂安装支架(12)和离心力加载机构固定设置于试验地轨上，桨毂假件(1)和刚性主桨毂连接件(A)以实际装机方式嵌套安装，并固定安装在桨毂安装支架(12)上。
图3为本发明实施例中桨毂假件和刚性主桨毂连接件的嵌套安装结构示意图，图4为图3所示实施例提供的嵌套安装结构中刚性主桨毂连接件的三维结构示意图，图5为图4所示实施例提供的刚性主桨毂连接件的主视图，图6为图3所示实施例提供的嵌套安装结构中桨毂假件的三维结构示意图。
参照图3到图6所以，本发明实施例中，刚性主桨毂连接件(A) 通过桨叶销孔与桨叶假件(3)固定连接，桨叶假件(3)的桨根两侧分别连接1根钢索(7)的一端，钢索(7)的另一端连接到离心力加载机构上，用于对刚性主桨毂连接件A施加离心力。
在本发明实施例中，刚性主桨毂连接件(A)一侧设置有变距拉杆耳片，与位于刚性主桨毂连接件(A)下方、且固定安装在试验地轨上的变距拉杆力加载机构相连接，用于对刚性主桨毂连接件(A) 施加变距拉杆力；
在本发明实施例中，挥舞加载机构和摆振加载机构活动安装在试验地轨上，挥舞加载机构在桨叶假件(3)的挥舞方向上与桨叶连接，摆振加载机构在桨叶假件(3)的摆振方向上与桨叶连接；用于对桨叶假件(3)施加挥舞载荷和摆振载荷，并通过桨叶假件(3)将所施加的挥舞载荷和摆振载荷传递到刚性主桨毂连接件(A)。
参照图3到图6所示，本发明实施例中的主桨毂连接件(A)设置U型结构，U型结构的两侧端部设置为双叉耳，U型结构与桨叶连接的一端设置有桨叶销孔，且U型结构的一侧设置有变距拉杆耳片；
本发明实施例中刚性主桨毂连接件(A)的安装结构包括：外侧柱形弹性轴承(A1)【外侧指：接近桨叶的一侧】、中部推力轴承(A2)、内侧柱形弹性轴承(A3)和轴承连接螺栓(A4)；其中，外侧柱形弹性轴承(A1)的外端通过轴承连接螺栓连接在U型结构的底部端面，内端与中部推力轴承(A2)的外端连接，中部推力轴承(A2)的内端与内侧柱形弹性轴承(A3)的外端连接，所述内侧柱形弹性轴承 (A3)两侧的连接端头分别通过轴承连接螺栓连接到U型结构两端的双叉耳，其内端与桨毂假件(1)固定连接，并与桨毂假件(1)一起固定安装在桨毂安装支架(12)上。
如图7所示，为图1所示实施例提供的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中变距拉杆加载接头的结构示意图。本发明实施例中的变距拉杆加载接头(2)包括：变距拉杆转接头(2-1)、拧紧螺母(2-2) 和带柄关节轴承(2-3)；其一端安装在刚性主桨毂连接件(A)变距拉杆耳片中心处，另一端与变距拉杆作动筒相连，实现对刚性主桨毂连接件的变距拉杆力的加载。
如图8所示，为图1所示实施例提供的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中桨叶假件的结构示意图。本发明实施例中的桨叶假件(3) 包括：相连接的桨根(3-1)和桨叶(3-2)，以及位于桨根(3-1)两侧的钢索接头(3-3)；通过设置于桨根(3-1)的两个桨叶销孔(桨叶销孔内套设有衬套)与刚性主桨毂连接件(A)连接，穿过桨根(3-1) 中桨叶销孔的销轴通过两个螺母固定，伸出桨根(3-1)的两侧端部形成所述钢索接头(3-3)。
需要说明的是，本发明实施例中的桨毂假件(1)、桨叶假件(3) 与刚性主桨毂连接件(A)的安装位置和配合关系模拟直升机上刚性主桨毂连接件的装机边界条件。
进一步的，本发明实施例提供的刚性主桨毂连接件的加载试验装置，还可以包括：专用滑轨(4)；如图1和图2所示。
本发明实施例中的专用滑轨(4)固定安装在试验地轨上，所述挥舞加载机构通过专用滑轨(4)安装在试验地轨上，且用于通过专用滑轨(4)调节挥舞加载机构沿桨叶假件(3)轴线的位置。
在本发明实施例的一种实现方式中，如图1和图2所示，挥舞加载机构，包括：挥舞加载门架(5)和挥舞加载接头(6)；
所述挥舞加载门架(5)具体通过专用滑轨(4)安装在试验地轨上，且通过挥舞加载接头(6)在挥舞方向与桨叶假件(3)相连接；
如图9所示，为图1所示实施例提供的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中挥舞加载接头的结构示意图。其中，所述挥舞加载接头(6) 包括：叉耳结构(6-1)、带柄关节轴承接头(6-3)，用于连接叉耳结构(6-1)和关节轴承接头(6-3)的连接螺栓(6-2)，以及固定安装在连接螺栓(6-2)一端的螺母(6-4)。
在本发明实施例的一种实现方式中，如图1和图2所示，离心力加载机构包括：离心力加载基座和离心力加载接头(8)；
与桨叶假件(3)的桨根处相连接的2根钢索(7)的另一端，通过离心力加载接头(8)与离心力加载基座相连接，且所述离心力加载机构采用近端加载方式，将离心力载荷直接作用于桨叶假件(3) 的根部；
其中，所述离心力加载接头(8)包括：叉耳结构(8-1)、穿过叉耳结构(8-1)的螺栓(8-2)、以及设置于螺栓(8-2)与叉耳孔直之间的衬套(8-3)和用于紧固螺栓(8-2)的螺母(8-4)。如图10所示，为图1所示实施例提供的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中离心力加载接头的结构示意图，如图11所示，为图1所示实施例提供的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中钢索的结构示意图。
在本发明实施例的一种实现方式中，如图1和图2所示，摆振加载机构，包括：摆振加载基座(9)和摆振加载接头(10)；
所述摆振加载基座(9)通过专用滑轨(4)安装在试验地轨上，且位于桨叶假件(3)的摆振方向上，摆振加载基座(9)通过摆振加载接头(10)与桨叶假件(3)相连接；
其中，摆振加载接头(10)包括：叉耳结构(10-1)、穿过叉耳结构(10-1)的螺栓(10-2)、用于紧固螺栓(10-2)的螺母(10-4)，以及套设在螺栓(10-2)上的转接环(10-3)，通过所述转接环(10-3) 与桨叶假件(3)相连接。如图12所示，为图1所示实施例提供的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中摆振加载接头的结构示意图。
在本发明实施例的一种实现方式中，如图1和图2所示，，还包括：防扭机构；
所述防扭机构包括：安装在桨叶假件(3)上的防扭杆(11)，用于平衡变距拉杆力产生的扭矩。如图13所示，为图1所示实施例提供的刚性主桨毂连接件的加载试验装置中防扭机构的结构示意图。
通过试验证明：该加载装置在刚性主桨毂连接件疲劳试验中，能够准确地模拟刚性主桨毂连接件装机边界条件和受载特点，为刚性主桨毂连接件提供了真实准确的考核环境，实现对刚性主桨毂连接件在离心力、挥舞和摆振方向的协调稳定加载，载荷反馈数据与指令数据重合度高。
本发明实施例提供的刚性主桨毂连接件的加载试验装置，通过设计桨叶假件，并采用四个加载作动器(包括离心力方向、挥舞方向、摆振方向，以及变距拉杆力方向)施加四个方向试验载荷，以模拟刚性主桨毂连接件装机真实边界条件和受载状态，提供了真实准确的刚性主桨毂连接件的疲劳试验考核环境，从而可以精准的确定出刚性主桨毂连接件的疲劳危险部位和相应的破坏模式，获得刚性主桨毂连接件的疲劳特性，为其使用寿命提供有效的试验依据。
本发明实施例针对刚性主桨毂连接件的疲劳试验，具体为一种多方向载荷协调加载试验装置，该装置可以模拟刚性主桨毂连接件的装机边界条件；另外可以实现以下功能：一方面，通过对刚性主桨毂连接件施加离心力、挥舞和摆振载荷，以及变距拉杆力等载荷，模拟了刚性主桨毂连接件在直升机上的真实受载状态；另一方面，通过用于施加上述各载荷的四个加载作动器的安装方式以及刚性主桨毂连接件的安装结构，模拟了刚性主桨毂连接件装机真实边界条件；且该装置的结构简单、经济性好，且工作性能稳定可靠，能保证加载精度，可以很好的满足试验要求。
采用本发明实施例提供的刚性主桨毂连接件的加载试验装置，在试验过程中，通过液压作动筒施加试验载荷，载荷通过四个加载接头分别传递给刚性主桨毂连接件。通过试验表明具有以下优点：
第一、该试验装置采用近端离心力加载方式，即通过钢索加载到桨叶假件的根部，可避免离心力对挥舞摆振方向载荷的卸载作用；
第二、挥舞和摆振加载机构为具有调节功能的结构，通过调节结构中相应加载接头的位置，以调整挥舞和摆振加载的作用位置，在试验载荷调试过程中实现加载点的快速调整，缩短了载荷调试工作时间。
以下通过一个具体实施例对本发明实施例提供的刚性主桨毂连接件的加载试验装置的具体实现方式进行详细说明。
该具体实施例针对取消挥舞和摆振铰、只保留了变距铰刚性主桨毂连接件，并且桨叶根部刚性地固结在主桨毂上。针对上述刚性主桨毂连接件的加载试验装置可以包括：
桨毂假件(1)、变距拉杆加载接头(2)、桨叶假件(3)、专用滑轨(4)、挥舞加载门架(5)、挥舞加载接头(6)、钢索(7)、离心力加载接头(8)、摆振加载基座(9)、摆振加载接头(10)、防扭杆(11)；且上述4个接头处分别连接相应的液压作动筒，作为相应方向上的加载机构，以施加各载荷。
该具体实施例的试验过程中，通过液压作动筒施加试验载荷，载荷通过四个加载接头分别传递给刚性主桨毂连接件。该具体实施例的试验过程可以为：
首先将桨毂假件1固定在试验台架上，再通过刚性主桨毂连接件内侧柱形弹性轴承销孔将其安装到桨毂假件1。变距拉杆加载接头2 包括：变距拉杆转接头2-1、拧紧螺母2-2和带柄关节轴承2-3组成的，其一端安装在刚性主桨毂连接件(A)变距拉杆耳片中心处，另一端与变距拉杆作动筒相连，实现对刚性主桨毂连接件的变距拉杆力的加载。
桨叶假件3包括：桨根3-1、桨叶3-2和钢索接头3-3；通过两个桨叶销孔【桨叶销孔内套设有衬套】与刚性主桨毂连接件连接，穿过桨根3-1销孔的销轴通过两个螺母固定，伸出桨根3-1的两侧端部形成钢索接头3-3。桨毂假件1、桨叶假件3与刚性主桨毂连接件的安装位置和配合关系完全模拟了直升机上刚性主桨毂连接件的装机边界条件，三者组成了单边固支的结构，类似于悬臂梁式加载方式，该特征区别于常规球柔性桨毂连接件两端铰支的加载方式。
该具体实施例中，一方面，挥舞加载门架5和挥舞加载接头6构成了挥舞加载机构；其中，挥舞加载接头6由叉耳6-1、连接螺栓6-2、带柄关节轴承接头6-3和螺母6-4组成。
另一方面，钢索7、离心力加载接头8构成的离心力加载机构，可实现对刚性主桨毂连接件离心力载荷加载，离心力加载接头8由叉耳8-1、螺栓8-2、衬套8-3和螺母8-4组成；该离心力加载机构采用了近端加载方式，即离心力载荷直接作用于桨叶假件3根部，避免了离心力载荷从桨叶假件3翼尖端到根部的传递过程；该具体实施例的加载试验装置采用了两股钢索7同时对桨叶假件3施加离心力载荷，该方式与单独采用一股钢索7对桨叶假件3进行离心力加载相比，其优点是加载稳定性好，且对桨叶假件3的整体刚度影响小，不会产生单股钢索加载出现桨叶假件在挥舞和摆振力的作用下将发生变形而导致的离心力加载方向的改变，使得离心力在挥舞和摆振方向产生分力，造成离心力与挥舞摆振弯矩的耦合的情况。
再一方面，摆振加载基座9和摆振加载接头10构成了摆振加载机构，摆振加载接头10由叉耳10-1、螺栓10-2、转接环10-3和螺母 10-4组成，挥舞加载机构和摆振加载机构均可在专用滑轨4上沿导轨方向平移，即实现挥舞和摆正加载点沿导轨方向任意位置的调节，可满足不同加载弯矩和加载剪力的需求。
最后，在桨叶假件3上设计安装防扭杆11来平衡变距拉杆力产生的扭矩，防扭杆11包括固定支座、两个带柄关节轴承组件、承力杆、螺纹接头、连接支座、压紧板和压梁等，使扭矩只传递至试验件上面而不传递至试验夹具上，更加准确的模拟连接件受到变距拉杆力施加的载荷。另外，防扭机构改善了试验台的稳定性，使得试验载荷波动量小，从而提高了试验效率。
本发明实施例提供的加载试验装置，能准确模拟刚性主桨毂连接件在飞行时的边界条件和受各类载荷情况，满足刚性主桨毂连接件疲劳试验要求，结构设计巧妙、经济性好，工作性能稳定，可调性好、便于安装和拆卸，填补了国内在直升机刚性旋翼主桨毂连接件疲劳试验装置领域的空白，提高了我国直升机强度试验水平，对我国国防实力的提升具有重要的意义。利用本试验装置进行主桨毂连接件疲劳试验，试验总误差可控制在3％之内。
虽然本发明所揭露的实施方式如上，但的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (8)

1.一种刚性主桨毂连接件的加载试验装置，其特征在于，包括：桨毂假件(1)、变距拉杆加载接头(2)、桨叶假件(3)、钢索(7)、桨毂安装支架(12)，以及挥舞加载机构、摆振加载机构、离心力加载机构和变距拉杆力加载机构；
其中，所述桨毂安装支架(12)和离心力加载机构固定设置于试验地轨上，桨毂假件(1)和刚性主桨毂连接件(A)以实际装机方式嵌套安装，并固定安装在桨毂安装支架(12)上，所述刚性主桨毂连接件(A)通过桨叶销孔与桨叶假件(3)固定连接，桨叶假件(3)的桨根两侧分别连接1根钢索(7)的一端，钢索(7)的另一端连接到离心力加载机构上，用于对刚性主桨毂连接件(A)施加离心力；
所述刚性主桨毂连接件(A)一侧设置有变距拉杆耳片，变距拉杆耳片通过变距拉杆加载接头(2)与位于刚性主桨毂连接件(A)下方、且固定安装在试验地轨上的变距拉杆力加载机构相连接，用于对刚性主桨毂连接件(A)施加变距拉杆力；
所述挥舞加载机构和摆振加载机构活动安装在试验地轨上，挥舞加载机构在桨叶假件(3)的挥舞方向上与桨叶连接，摆振加载机构在桨叶假件(3)的摆振方向上与桨叶连接；用于对桨叶假件(3)施加挥舞载荷和摆振载荷，并通过桨叶假件(3)将所施加的挥舞载荷和摆振载荷传递到刚性主桨毂连接件(A)；
所述变距拉杆加载接头(2)包括：变距拉杆转接头(2-1)、拧紧螺母(2-2)和带柄关节轴承(2-3)；其一端安装在刚性主桨毂连接件(A)变距拉杆耳片中心处，另一端与变距拉杆作动筒相连，实现对刚性主桨毂连接件的变距拉杆力的加载；
所述桨叶假件(3)包括：相连接的桨根(3-1)和桨叶(3-2)，以及位于桨根(3-1)两侧的钢索接头(3-3)；通过设置于桨根(3-1)的两个桨叶销孔与刚性主桨毂连接件(A)连接，穿过桨根(3-1)中桨叶销孔的销轴通过两个螺母固定，伸出桨根(3-1)的两侧端部形成所述钢索接头(3-3)。
2.根据权利要求1所述的刚性主桨毂连接件的加载试验装置，其特征在于，
所述主桨毂连接件(A)设置U型结构，U型结构的两侧端部设置为双叉耳，U型结构与桨叶连接的一端设置有桨叶销孔，且U型结构的一侧设置有变距拉杆耳片；
所述刚性主桨毂连接件(A)的安装结构包括：外侧柱形弹性轴承(A1)、中部推力轴承(A2)、内侧柱形弹性轴承(A3)和轴承连接螺栓(A4)；
其中，外侧柱形弹性轴承(A1)的外端通过轴承连接螺栓连接在U型结构的底部端面，内端与中部推力轴承(A2)的外端连接，中部推力轴承(A2)的内端与内侧柱形弹性轴承(A3)的外端连接，所述内侧柱形弹性轴承(A3)两侧的连接端头分别通过轴承连接螺栓连接到U型结构两端的双叉耳，其内端与桨毂假件(1)固定连接，并与桨毂假件(1)一起固定安装在桨毂安装支架(12)上。
3.根据权利要求1所述的刚性主桨毂连接件的加载试验装置，其特征在于，
所述桨毂假件(1)、桨叶假件(3)与刚性主桨毂连接件(A)的安装位置和配合关系模拟直升机上刚性主桨毂连接件的装机边界条件。
4.根据权利要求1～3中任一项所述的刚性主桨毂连接件的加载试验装置，其特征在于，还包括：专用滑轨(4)；
所述专用滑轨(4)固定安装在试验地轨上，所述挥舞加载机构通过专用滑轨(4)安装在试验地轨上，且用于通过专用滑轨(4)调节挥舞加载机构沿桨叶假件(3)轴线的位置。
5.根据权利要求4所述的刚性主桨毂连接件的加载试验装置，其特征在于，所述挥舞加载机构，包括：挥舞加载门架(5)和挥舞加载接头(6)；
所述挥舞加载门架(5)具体通过专用滑轨(4)安装在试验地轨上，且通过挥舞加载接头(6)在挥舞方向与桨叶假件(3)相连接；
其中，所述挥舞加载接头(6)包括：叉耳结构(6-1)、带柄关节轴承接头(6-3)，用于连接叉耳结构(6-1)和关节轴承接头(6-3)的连接螺栓(6-2)，以及固定安装在连接螺栓(6-2)一端的螺母(6-4)。
6.根据权利要求4所述的刚性主桨毂连接件的加载试验装置，其特征在于，所述离心力加载机构包括：离心力加载基座和离心力加载接头(8)；
与桨叶假件(3)的桨根处相连接的2根钢索(7)的另一端，通过离心力加载接头(8)与离心力加载基座相连接，且所述离心力加载机构采用近端加载方式，将离心力载荷直接作用于桨叶假件(3)的根部；
其中，所述离心力加载接头(8)包括：叉耳结构(8-1)、穿过叉耳结构(8-1)的螺栓(8-2)、以及设置于螺栓(8-2)与叉耳孔直之间的衬套(8-3)和用于紧固螺栓(8-2)的螺母(8-4)。
7.根据权利要求4所述的刚性主桨毂连接件的加载试验装置，其特征在于，所述摆振加载机构，包括：摆振加载基座(9)和摆振加载接头(10)；
所述摆振加载基座(9)通过专用滑轨(4)安装在试验地轨上，且位于桨叶假件(3)的摆振方向上，摆振加载基座(9)通过摆振加载接头(10)与桨叶假件(3)相连接；
其中，摆振加载接头(10)包括：叉耳结构(10-1)、穿过叉耳结构(10-1)的螺栓(10-2)、用于紧固螺栓(10-2)的螺母(10-4)，以及套设在螺栓(10-2)上的转接环(10-3)，通过所述转接环(10-3)与桨叶假件(3)相连接。
8.根据权利要求4所述的刚性主桨毂连接件的加载试验装置，其特征在于，还包括：防扭机构；
所述防扭机构包括：安装在桨叶假件(3)上的防扭杆(11)，用于平衡变距拉杆力产生的扭矩。
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