CN114166490A - 一种刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置，包括：刚性主桨中央件、拉扭条假件、支臂假件、分离式加载接头和两套离心力加载机构；支臂假件的柱状套筒结构嵌套安装刚性主桨中央件，拉扭条假件的一端与拉扭条基座固定连接，且与刚性主桨中央的端部固定连接，其另一端与分离式加载接头的中间连接部固定连接；分离式加载接头的两端接头部分别连接一套离心力加载机构，以通过离心力加载机构与加载执行机构连接，用于对两套离心力加载机构施加离心力，并将离心力传递到拉扭条假件。本发明实施例的技术方案解决了现有疲劳试验的方案，在试验过程中需大大提高挥舞力、摆振力，从而导致试验测控难度大，且存在不可控风险的问题。

Description

一种刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置
技术领域
本发明涉及但不限于刚性旋翼主桨中央件疲劳试验技术领域，尤其涉及一种刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置。
背景技术
主桨中央件作为直升机结构的关键件，承受桨叶传递来的全部载荷，进行疲劳试验时需在每个支臂同时加载离心力、摆振力和挥舞力。
目前试验室对于球柔性旋翼直升机主桨中央件的疲劳试验方案比较成熟，其试验装置已经成功验证多个球柔性旋翼直升机主桨中央件疲劳寿命。然而，对于刚性旋翼主桨中央件的疲劳寿命考核，在现有某型号的刚性旋翼主桨中央件疲劳试验方案中，通过设计一个桨叶假件，摆振力和挥舞力载荷在桨叶假件上选取合适的加载点加载，离心力在桨叶假件末端通过钢丝绳加载，即挥舞力、摆振力和离心力都通过桨叶假件加载，最终载荷都通过桨叶假件合并传递到刚性主桨中央件上。
由于离心力相对挥舞力、摆振力来说大很多，上述刚性旋翼主桨中央件疲劳试验的加载方案中，虽然完成了载荷传递，但也存在离心力与挥舞力、摆振力载荷的耦合，从而导致离心力对挥舞力、摆振力载荷存在卸载的问题；疲劳试验过程中，需大大提高挥舞力、摆振力的命令值才能将所需要大小的挥舞力和摆振力传递到主桨中央件上，测控难度大，且存在不可控的风险。
发明内容
本发明的目的是：本发明提供了一种刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置，以解决现有通过离心力末端加载进行疲劳试验的方案，由于离心力对挥舞力、摆振力载荷存在卸载的现象，因此，试验过程中需大大提高挥舞力、摆振力，从而导致试验测控难度大，且存在不可控风险的问题。
本发明的技术方案是：本发明提供了一种刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置，包括：刚性主桨中央件0、拉扭条基座 1、拉扭条假件3、支臂假件4、离心力加载螺栓6、分离式加载接头 7、两套离心力加载机构；
其中，所述支臂假件4的一端设置为柱状套筒结构，另一端设置为U型双叉耳结构，所述柱状套筒结构用于嵌套安装具有中心通孔的刚性主桨中央件0，拉扭条假件3的一端与拉扭条基座1固定连接，通过其另一端将所述拉扭条假件3嵌套于刚性主桨中央件0的中心通孔内，并通过拉扭条基座1将其一端与刚性主桨中央件0的端部固定连接；
所述分离式加载接头7包括中间连接部和两端接头部，所述中间连接部垂直嵌套于所述U型双叉耳结构内，两端接头部伸出在U型双叉耳结构的两侧，所述拉扭条假件3的另一端通过离心力加载螺栓 6与所述中间连接部固定连接；
所述分离式加载接头7的两端接头部分别连接一套离心力加载机构，以通过离心力加载机构与加载执行机构连接，用于对两套离心力加载机构施加离心力，并将离心力传递到拉扭条假件3。
可选地，如上所述的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置中，每套所述离心力加载机构包括：单耳加载柄8、单耳连接销8-1、调长接头9、双耳加载柄10、双耳连接销10-1、钢索11；
其中，所述分离式加载接头7的一端接头部与一个单耳加载柄8 通过单耳连接销8-1相连接，调长接头9的一端与单耳加载柄8，另一端与双耳加载柄10连接，钢索11嵌套在双耳加载柄10内、并通过双耳连接销10-1固定连接；
其中，所述钢索11的端头通过安装关节轴承及衬套，与双耳加载柄10形成柔性铰支结构。
可选地，如上所述的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置中，每套所述离心力加载机构还包括：左旋锁紧螺母9-1和右旋锁紧螺母9-2；
所述调长接头9与单耳加载柄8连接的一端设置有左旋锁紧螺母 9-1，与双耳加载柄10连接的另一端设置有右旋锁紧螺母9-2，用于调节所述调长接头9的长度后，通过左旋锁紧螺母9-1和右旋锁紧螺母9-2固定已调节的长度，以补偿两套离心力加载机构中钢索11的长度。
可选地，如上所述的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置中，所述分离式加载接头7的两端接头部的双耳方向，以支臂假件4的安装平面呈180°反向设置，以使得通过支臂假件4对刚性主桨中央件0加载挥舞力、摆振力和离心力时，避免离心力加载机构与桨叶的干涉。
可选地，如上所述的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置中，所述支臂假件4的柱状套筒结构与U型双叉耳结构之间通过圆锥状套筒结构和小双叉耳结构过渡连接。
可选地，如上所述的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置中，还包括：拉扭销2；
所述刚性主桨中央件0的外侧端部设置有台阶面，所述拉扭条基座1与刚性主桨中央件0的台阶面接触，且拉扭条基座1与拉扭条假件3通过拉扭销2间隙配合进行固定。
可选地，如上所述的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置中，所述支臂假件4的U型双叉耳结构上设置有第一腰型孔和第二腰型孔；所述离心力近端加载试验装置还包括：定位螺栓5；
所述小双叉耳结构中心设置有位于第一腰型孔观察区内的第一定位螺栓安装孔，所述拉扭条假件3的相应位置设置有与所述第一定位螺栓安装孔同心的第二定位螺栓安装孔，所述定位螺栓5穿过第一腰型孔、且与拉扭条假件3上的第二定位螺栓安装孔、支臂假件4上的第一定位螺栓安装孔为间隙配合；
所述拉扭条假件3另一端设置有位于第二腰型孔观察区内的加载螺栓安装孔，所述定位螺栓5穿过第二腰型孔和拉扭条假件3的加载螺栓安装孔，用于降低拉扭条假件3在承载离心力时的摆幅。
可选地，如上所述的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置中，所述拉扭条假件3为弹性实体，用于在承载离心力载荷的同时，承受拉扭载荷。
可选地，如上所述的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置中，还包括：桨叶假件12和桨叶销13；
所述桨叶假件12设置为刚性件，其一端嵌套于所述U型凹槽的端部，并通过桨叶销13固定连接；所述桨叶假件12的另一端连接加载挥舞力和摆振力的加载执行机构，且与离心力加载机构不产生干涉。
本发明的有益技术效果：
本发明提供的一种刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置，采用真实模拟中央件各支臂同时受载的工况，在各支臂设置拉扭条假件用于分离式加载离心力，并且设置桨叶假件，桨叶假件上只加载挥舞力和摆振力，离心力加载与挥舞力、摆振力实现独立加载互不干扰，各自精确传递到中央件上，实现真实模拟直升机飞行时中央件的受力状态。
采用本发明实施例提供的离心力分离式加载试验装置，可以有效模拟出刚性主桨中央件在机上真实的受载状态，实现离心力加载与挥舞力、摆振力加载互不干扰，各自精确传递到中央件上，准确考核出主桨中央件的疲劳寿命；且本发明实施例提供的离心力分离式加载试验装置的结构协调、加载稳定，试验数据可靠度高。
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旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置的整体结构示意图；
图2为图1所示实施例提供的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置的整体截面图；
图3为图2所示实施例提供的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置的A-A剖面的剖视图；
图4为图2所示实施例提供的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置的B-B剖面的剖视图。
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，现有通过离心力末端加载进行疲劳试验的方案，由于离心力对挥舞力、摆振力载荷存在卸载的现象，因此，试验过程中需大大提高挥舞力、摆振力，从而导致试验测控难度大，且存在不可控风险的问题。
针对现有通过离心力末端加载进行疲劳试验的方案，存在离心力卸载挥舞力、摆振力的问题；本发明实施例提供一种刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置。
且需要说明的是，目前，国内尚且没有与本发明实施例提出的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置相类似的试验装置，不能进行这种加载；且未检索到国外有关的公开文献。
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旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置的整体结构示意图，图2为图1所示实施例提供的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置的整体截面图，图3为图2所示实施例提供的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置的A-A剖面的剖视图，图4为图2所示实施例提供的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置的B-B剖面的剖视图。
参照图1到图4所示，本发明实施例提供的离心力分离式加载试验装置的基本结构，可以包括：刚性主桨中央件0、拉扭条基座1、拉扭条假件3、支臂假件4、离心力加载螺栓6、分离式加载接头7、两套离心力加载机构。
如图1和图2所示离心力分离式加载试验装置的结构中，支臂假件4的一端设置为柱状套筒结构，另一端设置为U型双叉耳结构，柱状套筒结构用于嵌套安装具有中心通孔的刚性主桨中央件0，拉扭条假件3的一端与拉扭条基座1固定连接，通过其另一端将拉扭条假件3嵌套于刚性主桨中央件0的中心通孔内，并通过拉扭条基座1将其一端与刚性主桨中央件0的端部固定连接。
如图1和图2所示，本发明实施例中的分离式加载接头7包括中间连接部和两端接头部，中间连接部垂直嵌套于U型双叉耳结构内，两端接头部伸出在U型双叉耳结构的两侧，拉扭条假件3的另一端通过离心力加载螺栓6与中间连接部固定连接。
如图1和图2所示，本发明实施例中的分离式加载接头7的两端接头部分别连接一套离心力加载机构，以通过离心力加载机构与加载执行机构连接，用于对两套离心力加载机构施加离心力，并将离心力传递到拉扭条假件3。
在本发明实施例的一种实现方式中，如图1和图2所示，每套离心力加载机构可以包括：单耳加载柄8、单耳连接销8-1、调长接头9、双耳加载柄10、双耳连接销10-1、钢索11。
该实现方式中，分离式加载接头7的一端接头部与一个单耳加载柄8通过单耳连接销8-1相连接，调长接头9的一端与单耳加载柄8，另一端与双耳加载柄10连接，钢索11嵌套在双耳加载柄10内、并通过双耳连接销10-1固定连接。
另外，钢索11的端头通过安装关节轴承及衬套，与双耳加载柄 10形成柔性铰支结构。
进一步地，本发明实施例中，每套离心力加载机构还可以包括：左旋锁紧螺母9-1和右旋锁紧螺母9-2；
在具体结构中，调长接头9与单耳加载柄8连接的一端设置有左旋锁紧螺母9-1，与双耳加载柄10连接的另一端设置有右旋锁紧螺母 9-2，用于调节调长接头9的长度后，通过左旋锁紧螺母9-1和右旋锁紧螺母9-2固定已调节的长度，以补偿两套离心力加载机构中钢索11 的长度。
需要说明的是，本发明实施例中分离式加载接头7的两端接头部的双耳方向，以支臂假件4的安装平面呈180°反向设置，以使得通过支臂假件4对刚性主桨中央件0加载挥舞力、摆振力和离心力时，避免离心力加载机构与桨叶的干涉；且分离式加载接头7的对称面为 Z字形，如图4所示。
在本发明实施例中，支臂假件4的柱状套筒结构与U型双叉耳结构之间通过圆锥状套筒结构和小双叉耳结构过渡连接。
在本发明实施例的一种实现方式中，离心力分离式加载试验装置还可以包括：拉扭销2。
在该实现方式中，刚性主桨中央件0的外侧端部设置有台阶面，拉扭条基座1与刚性主桨中央件0的台阶面接触，且拉扭条基座1与拉扭条假件3通过拉扭销2间隙配合进行固定。
进一步地，本发明实施例中支臂假件4的U型双叉耳结构上设置有第一腰型孔和第二腰型孔；相应的，离心力近端加载试验装置还包括：定位螺栓5。
本发明实施例在具体实现中，小双叉耳结构中心设置有位于第一腰型孔观察区内的第一定位螺栓安装孔，拉扭条假件3的相应位置设置有与第一定位螺栓安装孔同心的第二定位螺栓安装孔，定位螺栓5 穿过第一腰型孔、且与拉扭条假件3上的第二定位螺栓安装孔、支臂假件4上的第一定位螺栓安装孔为间隙配合。
拉扭条假件3另一端设置有位于第二腰型孔观察区内的加载螺栓安装孔，定位螺栓5穿过第二腰型孔和拉扭条假件3的加载螺栓安装孔，用于降低拉扭条假件3在承载离心力时的摆幅。
需要说明的是，本发明实施例中的拉扭条假件3可以为弹性实体，用于在承载离心力载荷的同时，承受拉扭载荷。
如图1到图3所示，本发明实施例提供的离心力分离式加载试验装置还可以包括：桨叶假件12和桨叶销13。
本发明实施例中的桨叶假件12具体可以为刚性件，其一端嵌套于U型凹槽的端部，并通过桨叶销13固定连接；桨叶假件12的另一端连接加载挥舞力和摆振力的加载执行机构，且与离心力加载机构不产生干涉。
本发明提供的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置，采用真实模拟中央件各支臂同时受载的工况，在各支臂设置拉扭条假件用于分离式加载离心力，并且设置桨叶假件，桨叶假件上只加载挥舞力和摆振力，离心力加载与挥舞力、摆振力实现独立加载互不干扰，各自精确传递到中央件上，实现真实模拟直升机飞行时中央件的受力状态。
采用本发明实施例提供的离心力分离式加载试验装置，可以有效模拟出刚性主桨中央件在机上真实的受载状态，实现离心力加载与挥舞力、摆振力加载互不干扰，各自精确传递到中央件上，准确考核出主桨中央件的疲劳寿命；且本发明实施例提供的离心力分离式加载试验装置的结构协调、加载稳定，试验数据可靠度高。
以下通过一个具体实施例对本发明实施例提供的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置的具体实现方式进行详细说明。
参考图1到图4所示，该具体实施例提供的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置，用于主桨中央件疲劳试验。该离心力分离式加载试验装置可以包括：刚性主桨中央件0、拉扭条基座1、拉扭销2、拉扭条假件3、支臂假件4、定位螺栓5、离心力加载螺栓 6、分离式加载接头7、单耳加载柄8、单耳连接销8-1、调长接头9、左旋锁紧螺母9-1、右旋锁紧螺母9-2、双耳加载柄10、双耳连接销 10-1、钢索11，桨叶假件12、桨叶销13；其中，刚性主桨中央件0 即为试验件，需在刚性主桨中央件0上施加离心力、摆振力、挥舞力。
在该具体实施例中，刚性主桨中央件0固定于试验室的试验台上，支臂假件4一端通过圆柱面及圆锥面环抱主桨中央件0，另一端通过桨叶销13连接桨叶假件12，拉扭条基座1与主桨中央件0平面接触，通过拉扭销2将拉扭条基座1与拉扭条假件3固支连接，分离式加载接头7通过离心力加载螺栓6固定于拉扭条假件3上，同时分离式加载接头7通过单耳连接销8-1连接单耳加载柄8，单耳加载柄 8通过螺纹依次连接左旋锁紧螺母9-1、调长接头9、右旋锁紧螺母 9-2及双耳加载柄10，钢索11一端通过双耳连接销10-1连接双耳加载柄10，另一端连接执行机构，实现离心力分离式加载。
该具体实施例中，支臂假件4左侧一段设置为空心柱结构，空心柱结构内侧为圆柱面及圆锥面结合并环抱在主桨中央件0上，外侧为圆柱面；支臂假件4右侧一段设置为大双叉耳结构，在大双叉耳结构上设置第一腰型孔、第二腰型孔及桨叶销安装孔；在空心柱结构与大双叉耳结构过渡处设置小双叉耳结构，并在的小双叉耳结构中心设置第一定位螺栓安装孔，的第一定位螺栓安装孔位于第一腰型孔观察区内。
该具体实施例中，拉扭条基座1与主桨中央件0左端为平面接触、不需要连接固定，拉扭条基座1与拉扭条假件3通过拉扭销2间隙配合进行固定。
该具体实施例中，拉扭条假件3为弹性实体，可同时承受拉扭载荷；拉扭条假件3上第二定位螺栓安装孔，与支臂假件4上设置的第一定位螺栓安装孔同心；拉扭条假件3上设置加载螺栓安装孔，加载螺栓安装孔位于支臂假件4上设置的第二腰型孔观察区内。
该具体实施例中，定位螺栓5与拉扭条假件3第二定位螺栓安装孔、支臂假件4第一定位螺栓安装孔为间隙配合。
该具体实施例中，分离式加载接头7为Z型结构，且两侧均为双叉耳，并且都通过单耳连接销8-1与单耳加载柄8连接固定。
该具体实施例中，调长接头9分为左旋螺纹段与右旋螺纹段，左旋螺纹段连接单耳加载柄8，并通过左旋锁紧螺母9-1锁紧；左旋螺纹段连接双耳加载柄10，并通过右旋锁紧螺母9-2锁紧。
该具体实施例中，钢索11端头安装关节轴承及衬套，通过与双耳加载柄10形成柔性铰支结构；沿钢索11轴线连接液压执行机构，用于加载离心力。
该具体实施例中，所连接的桨叶假件12为刚性件，通过桨叶销 13连接固定在支臂假件4，桨叶假件12上连接加载挥舞力及摆振力加载执行机构，与离心力加载互不干扰。
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 (9)

1.一种刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置，其特征在于，包括：刚性主桨中央件(0)、拉扭条基座(1)、拉扭条假件(3)、支臂假件(4)、离心力加载螺栓(6)、分离式加载接头(7)、两套离心力加载机构；
其中，所述支臂假件(4)的一端设置为柱状套筒结构，另一端设置为U型双叉耳结构，所述柱状套筒结构用于嵌套安装具有中心通孔的刚性主桨中央件(0)，拉扭条假件(3)的一端与拉扭条基座(1)固定连接，通过其另一端将所述拉扭条假件(3)嵌套于刚性主桨中央件(0)的中心通孔内，并通过拉扭条基座(1)将其一端与刚性主桨中央件(0)的端部固定连接；
所述分离式加载接头(7)包括中间连接部和两端接头部，所述中间连接部垂直嵌套于所述U型双叉耳结构内，两端接头部伸出在U型双叉耳结构的两侧，所述拉扭条假件(3)的另一端通过离心力加载螺栓(6)与所述中间连接部固定连接；
所述分离式加载接头(7)的两端接头部分别连接一套离心力加载机构，以通过离心力加载机构与加载执行机构连接，用于对两套离心力加载机构施加离心力，并将离心力传递到拉扭条假件(3)。
2.根据权利要求1所述的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置，其特征在于，每套所述离心力加载机构包括：单耳加载柄(8)、单耳连接销(8-1)、调长接头(9)、双耳加载柄(10)、双耳连接销(10-1)、钢索(11)；
其中，所述分离式加载接头(7)的一端接头部与一个单耳加载柄(8)通过单耳连接销(8-1)相连接，调长接头(9)的一端与单耳加载柄(8)，另一端与双耳加载柄(10)连接，钢索(11)嵌套在双耳加载柄(10)内、并通过双耳连接销(10-1)固定连接；
其中，所述钢索(11)的端头通过安装关节轴承及衬套，与双耳加载柄(10)形成柔性铰支结构。
3.根据权利要求2所述的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置，其特征在于，每套所述离心力加载机构还包括：左旋锁紧螺母(9-1)和右旋锁紧螺母(9-2)；
所述调长接头(9)与单耳加载柄(8)连接的一端设置有左旋锁紧螺母(9-1)，与双耳加载柄(10)连接的另一端设置有右旋锁紧螺母(9-2)，用于调节所述调长接头(9)的长度后，通过左旋锁紧螺母(9-1)和右旋锁紧螺母(9-2)固定已调节的长度，以补偿两套离心力加载机构中钢索(11)的长度。
4.根据权利要求3所述的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置，其特征在于，所述分离式加载接头(7)的两端接头部的双耳方向，以支臂假件(4)的安装平面呈180°反向设置，以使得通过支臂假件(4)对刚性主桨中央件(0)加载挥舞力、摆振力和离心力时，避免离心力加载机构与桨叶的干涉。
5.根据权利要求4所述的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置，其特征在于，所述支臂假件(4)的柱状套筒结构与U型双叉耳结构之间通过圆锥状套筒结构和小双叉耳结构过渡连接。
6.根据权利要求5所述的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置，其特征在于，还包括：拉扭销(2)；
所述刚性主桨中央件(0)的外侧端部设置有台阶面，所述拉扭条基座(1)与刚性主桨中央件(0)的台阶面接触，且拉扭条基座(1)与拉扭条假件(3)通过拉扭销(2)间隙配合进行固定。
7.根据权利要求6所述的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置，其特征在于，所述支臂假件(4)的U型双叉耳结构上设置有第一腰型孔和第二腰型孔；所述离心力近端加载试验装置还包括：定位螺栓(5)；
所述小双叉耳结构中心设置有位于第一腰型孔观察区内的第一定位螺栓安装孔，所述拉扭条假件(3)的相应位置设置有与所述第一定位螺栓安装孔同心的第二定位螺栓安装孔，所述定位螺栓(5)穿过第一腰型孔、且与拉扭条假件(3)上的第二定位螺栓安装孔、支臂假件(4)上的第一定位螺栓安装孔为间隙配合；
所述拉扭条假件(3)另一端设置有位于第二腰型孔观察区内的加载螺栓安装孔，所述定位螺栓(5)穿过第二腰型孔和拉扭条假件(3)的加载螺栓安装孔，用于降低拉扭条假件(3)在承载离心力时的摆幅。
8.根据权利要求1～7中任一项所述的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置，其特征在于，所述拉扭条假件(3)为弹性实体，用于在承载离心力载荷的同时，承受拉扭载荷。
9.根据权利要求1～7中任一项所述的刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置，其特征在于，还包括：桨叶假件(12)和桨叶销(13)；
所述桨叶假件(12)设置为刚性件，其一端嵌套于所述U型凹槽的端部，并通过桨叶销(13)固定连接；所述桨叶假件(12)的另一端连接加载挥舞力和摆振力的加载执行机构，且与离心力加载机构不产生干涉。
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