CN116046357A - 一种直升机桨叶吸振器疲劳试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明属于直升机桨叶吸振器疲劳试验技术，涉及一种直升机桨叶吸振器疲劳试验装置，模拟了直升机桨叶吸振器的装机边界条件，同时通过对直升机桨叶吸振器施加离心力载荷和摆振力载荷，模拟直升机桨叶吸振器在直升机上的真实受力状态，其结构简单、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。

Description

一种直升机桨叶吸振器疲劳试验装置

技术领域

本发明属于直升机桨叶吸振器疲劳试验技术，涉及一种直升机桨叶吸振器疲劳试验加载装置的设计。

背景技术

随着直升机型号的迅速发展和壮大，越来越多的学者投身于直升机振动问题的研究。直升机在飞行过程中，由于桨叶的挥舞和摆振以及空气阻力的作用，使得旋翼产生很大的振动，而机身的振动传递又会与旋翼产生相互作用，进而使振动加剧。为了降低直升机的振动水平，通常在桨叶上安装吸振器，以达到降低桨叶和机身的振动水平。桨叶吸振器主要的破坏模式为疲劳失效，因此在疲劳试验时需要模拟直升机飞行时桨叶吸振器的受力状态，对其施加相应的载荷，考核桨叶吸振器的寿命。

直升机桨叶吸振器为固定在桨叶根部的一种装置，包括上壳体与下壳体，壳体内嵌有圆锥滚子轴承，轴承通过壳体外的堵盖固定；在飞行过程中，旋翼的高速旋转一方面会产生离心力(由桨叶根段指向翼尖)和摆振力(与旋翼旋转方向相切)，离心力载荷和摆振载荷通过桨叶传递到吸振器上，其主要的破坏模式为疲劳失效。在地面试验中，要真实地模拟吸振器在飞行过程中的受载情况，难点在于如何实现对吸振器所受的离心力载荷和摆振力载荷的加载，因此，有必要提出适用于直升机桨叶吸振器疲劳试验加载装置以考核其使用寿命。

发明内容

本发明的目的：针对直升机桨叶吸振器疲劳试验，设计了一种既能满足直升机桨叶吸振器低周疲劳试验加载，又能实现直升机桨叶吸振器高周疲劳试验加载的试验装置，在低周疲劳试验时，需保证两个离心力方向载荷的加载；高周疲劳试验时，既需要保证两个离心力方向载荷的加载，同时还需要保证摆振力方向载荷的加载。

本发明的技术方案：一种直升机桨叶吸振器疲劳试验装置，所述试验装置包括：固定组件、两个离心力加载组件及两个摆振力加载组件，所述固定组件用于固定待试验的桨叶吸振器，两个离心力加载组件及两个摆振力加载组件分别置于吸振器的两端端部，并通过转接机构实现载荷传递。

进一步的，所述转接机构包括转轴、摇臂，所述转轴上两处轴肩分别与吸振器内嵌的两个圆锥滚子轴承配合，转轴的两端则各与一摇臂的一端固定；所述摇臂的另一端与离心力加载组件固定连接。

进一步的，所述摆振力加载组件固定于摇臂上，其固定点距离吸振器轴线一定距离L。

进一步的，所述摇臂上设置有环状凸台，该环状凸台用于保证摆振力加载组件的加载点与吸振器轴线之间的距离L。

进一步的，所述离心力加载组件包括：长、短套筒、圆形端盖、离心力加载叉耳组件；所述离心力加载叉耳组件包括：离心力加载叉耳、离心力加载叉耳螺栓及带柄关节轴承；所述长套筒用于吸振器低周疲劳试验，短套筒用于吸振器高周疲劳试验，长、短套筒套装于摇臂上，所述圆形端盖通过螺母与所述摇臂的端部连接，所述离心力加载叉耳一端固定在圆形端盖上，另一端为双叉耳结构，所述带柄关节轴承通过离心力加载叉耳螺栓连接于双叉耳结构上，所述带柄关节轴承柄与液压作动器连接。

进一步的，所述圆形端盖沿周向开有多个通孔，且圆心处开有一个摇臂孔；圆形端盖装配时，螺栓穿过所述通孔与离心力加载叉耳的端部连接，摇臂一端穿过圆形端盖摇臂孔后用螺母固定，以实现离心力加载载荷由离心力加载叉耳组件至摇臂的传递。

进一步的，所述摆振力加载组件包括：摆振力加载柄、关节轴承及拧紧螺母，所述摆振力加载柄包括连接端和加载端，所述连接端通过关节轴承套装于摇臂上，加载端配合拧紧螺母与液压作动器连接，防止加载端在试验过程中绕自身轴向转动而松脱。

进一步的，所述固定组件采用单耳配双耳的组合结构；包括桨叶根段假件、桨叶根段假件支座、桨叶销假件和凸肩衬套。

本发明的有益效果：本发明装置模拟了直升机桨叶吸振器的装机边界条件，同时通过对直升机桨叶吸振器施加离心力和摆振力，模拟直升机桨叶吸振器在直升机上的受力状态，其结构简单、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。

本发明设计的桨叶吸振器加载试验装置，能真实准确地模拟桨叶吸振器装机边界条件和受载特点，填补了国内在直升机桨叶吸振器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桨叶吸振器疲劳试验，试验总误差可控制在3％之内。

通过试验证明：该加载装置在桨叶吸振器疲劳试验中，能够准确地模拟桨叶吸振器装机边界条件和受载特点，为桨叶吸振器提供了真实准确的考核环境，实现对桨叶吸振器在低周载荷状态和高周载荷状态的协调稳定加载，载荷反馈数据与指令数据重合度高。

附图说明

图1为桨叶吸振器低周疲劳试验载荷示意图；

图2为桨叶吸振器高周疲劳试验载荷示意图；

图3为桨叶吸振器低周疲劳试验加载示意图；

图4为桨叶吸振器高周疲劳试验加载示意图；

图5为桨叶根段假件结构示意图；

图6桨叶根段假件固定支座组件结构示意图；

图7转轴结构示意图；

图8摇臂结构示意图；

图9环状凸台结构示意图；

图10套筒结构示意图；

图11圆形端盖结构示意图；

图12离心力加载叉耳组件结构示意图；

图13摆振力加载组件结构示意图。

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。

图1为该直升机桨叶吸振器低周疲劳试验的载荷示意图，图2为该直升机桨叶吸振器高周疲劳试验的载荷示意图，图3～图13为本发明装置的结构示意图。下面对本发明做进一步详细说明。

该直升机桨叶吸振器疲劳试验加载装置由桨叶根段假件1、桨叶根段假件固定支座组件2(2-1桨叶根段假件支座、2-2桨叶销假件和2-3凸肩衬套)、转轴3、摇臂4、环状凸台5、套筒6(6-1长套筒和6-2短套筒)、圆形端盖7、离心力加载叉耳组件8(8-1离心力加载叉耳、8-2离心力加载叉耳螺栓及8-3带柄关节轴承)、摆振力加载组件9(9-1摆振力加载柄、9-2关节轴承及9-3拧紧螺母)等组成。

桨叶吸振器低周疲劳试验过程中，通过液压作动筒施加试验载荷，低周疲劳试验载荷通过两个离心力加载叉耳组件8分别传递给桨叶吸振器；当进行高周疲劳试验时，载荷通过两个离心力加载叉耳组件8和两个摆振力加载组件9分别传递给桨叶吸振器。通过试验表明，该试验装置既满足了桨叶吸振器低周疲劳试验的加载要求，又能实现对桨叶吸振器进行高周疲劳试验载荷的准确考核，可在直升机型号研制过程中用于对桨叶吸振器强度的试验验证。

参见图3、图4，首先将桨叶吸振器安装到桨叶根段假件1上，然后通过桨叶根段假件支座组件2将桨叶吸振器和桨叶根段假件1一起固定在试验台架上。接着，将转轴3安装到桨叶吸振器内嵌的圆锥滚子轴承中，两个摇臂4的一端分别与转轴3的两端安装固定；摇臂4另一端套入环状凸台5和套筒6，同时通过圆形端盖7上的摇臂孔将圆形端盖7套入到摇臂4并用螺母固定，圆形端盖7沿周向开有6个通孔，圆形端盖7配合螺栓与离心力加载叉耳组件8连接；至此，桨叶吸振器的安装和配合关系完全模拟了直升机上桨叶吸振器承受底周载荷时的装机边界条件。试验时，液压作动器施加的桨叶吸振器低周疲劳试验载荷通过两个离心力加载叉耳组件8传递给圆形端盖7，再由圆形端盖7依次传递给摇臂4和转轴3，从而加载到桨叶吸振器上，如图3所示。当进行高周疲劳试验时，只需将低周疲劳试验状态下的长套筒6-1更换成短套筒6-2，并在环状凸台5和短套筒6-2之间增加一个摆振力加载组件9即可，此时，由液压作动器施加的摆振力载荷通过摆振力加载组件9传递到摇臂4上，再与由离心力加载叉耳组件8方向传递过来的载荷共同作用于转轴3上，实现对桨叶吸振器的协调加载，如图4所示。

该发明装置在设计上统筹协调了桨叶吸振器高低周的疲劳试验加载，实现单一试验台能同时满足桨叶吸振器两种状态疲劳试验的要求，其优点是结构简单、资源利用率高、经济性好，且有效地减少在低周、高周疲劳试验切换时安装和拆卸的工作量，大大缩短了试验周期。同时，由于摆振力加载组件9与摇臂4之间设计了环状凸台7，即桨叶吸振器在进行高周疲劳试验时，摆振力加载组件9加载点到转轴3之间的距离L的保证可有效地转化为测量摆振力加载组件9与转轴3之间的轴线距离，这在工程上较易实现，降低了对测量工具的特殊要求。

最后需要说明的是，在摆振力加载组件8的设计上，采用铰接形式的目的是保证轴向力可以随动加载，该方式可避免固支方式所产生的力矩。一方面避免了对试验加载载荷造成较大的误差，防止了在试验过程中整个加载系统出现卡死而导致桨叶吸振器受到非正常载荷破坏的情况发生。另一方面，该方式下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。

综上所述，该试验装置能准确地模拟桨叶吸振器在直升机上的安装边界条件和受载情况，满足直升机桨叶吸振器疲劳试验要求，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，试验总误差可以控制在3％以内，能够充分验证直升机桨叶吸振器的性能，从而确定桨叶吸振器的使用寿命和薄弱部位。

本发明装置涉及直升机桨叶吸振器，该类型的试验装置目前在国内尚未找到可借鉴和参考的加载设计方法。

在该发明装置中采用合二为一的方式将直升机桨叶吸振器低周载荷疲劳试验装置和高周载荷疲劳试验装置设计在同一个试验台上，既能采用两个加载作动器施加两个轴向载荷，模拟直升机桨叶吸振器在低周载荷状态下装机真实边界条件和受载特点；又能采用四个加载作动器施加两个轴向载荷和两个侧向载荷，模拟直升机桨叶吸振器在高周载荷状态下装机真实边界条件和受载特点，提供了真实准确的直升机桨叶吸振器疲劳试验考核环境，从而可以获得精准的直升机桨叶吸振器疲劳危险部位和破坏模式，为确定其使用寿命提供试验依据。

以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种直升机桨叶吸振器疲劳试验装置，其特征在于，所述试验装置包括：固定组件、两个离心力加载组件及两个摆振力加载组件，所述固定组件用于固定待试验的桨叶吸振器，两个离心力加载组件及两个摆振力加载组件分别置于吸振器的两端端部，并通过转接机构实现载荷传递。

2.如权利要求1所述的直升机桨叶吸振器疲劳试验装置，其特征在于，所述转接机构包括转轴、摇臂，所述转轴上两处轴肩分别与吸振器内嵌的两个圆锥滚子轴承配合，转轴的两端则各与一摇臂的一端固定；所述摇臂的另一端与离心力加载组件固定连接。

3.如权利要求2所述的直升机桨叶吸振器疲劳试验装置，其特征在于，摆振力加载组件固定于摇臂上，其固定点距离吸振器轴线一定距离L。

4.如权利要求3所述的直升机桨叶吸振器疲劳试验装置，其特征在于，所述摇臂上设置有环状凸台，该环状凸台用于保证摆振力加载组件的加载点与吸振器轴线之间的距离L。

5.如权利要求1所述的直升机桨叶吸振器疲劳试验装置，其特征在于，所述离心力加载组件包括：长、短套筒、圆形端盖、离心力加载叉耳组件；所述离心力加载叉耳组件包括：离心力加载叉耳、离心力加载叉耳螺栓及带柄关节轴承；所述长套筒用于吸振器低周疲劳试验，短套筒用于吸振器高周疲劳试验，长、短套筒套装于摇臂上，所述圆形端盖通过螺母与所述摇臂的端部连接，所述离心力加载叉耳一端固定在圆形端盖上，另一端为双叉耳结构，所述带柄关节轴承通过离心力加载叉耳螺栓连接于双叉耳结构上，所述带柄关节轴承柄与液压作动器连接。

6.如权利要求5所述的直升机桨叶吸振器疲劳试验装置，其特征在于，所述圆形端盖沿周向开有多个通孔，且圆心处开有一个摇臂孔；圆形端盖装配时，螺栓穿过所述通孔与离心力加载叉耳的端部连接，摇臂一端穿过圆形端盖摇臂孔后用螺母固定，以实现离心力加载载荷由离心力加载叉耳组件至摇臂的传递。

7.如权利要求2所述的直升机桨叶吸振器疲劳试验装置，其特征在于，所述摆振力加载组件包括：摆振力加载柄、关节轴承及拧紧螺母，所述摆振力加载柄包括连接端和加载端，所述连接端通过关节轴承套装于摇臂上，加载端配合拧紧螺母与液压作动器连接，防止加载端在试验过程中绕自身轴向转动而松脱。

8.如权利要求1所述的直升机桨叶吸振器疲劳试验装置，其特征在于，所述固定组件采用单耳配双耳的组合结构；包括桨叶根段假件、桨叶根段假件支座、桨叶销假件和凸肩衬套。

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