CN207570917U - 主桨毂支臂扭转加载试验装置 - Google Patents
主桨毂支臂扭转加载试验装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN207570917U CN207570917U CN201721653329.3U CN201721653329U CN207570917U CN 207570917 U CN207570917 U CN 207570917U CN 201721653329 U CN201721653329 U CN 201721653329U CN 207570917 U CN207570917 U CN 207570917U
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- support arm
- testpieces
- loading
- actuator
- main hub
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Landscapes
- Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)
Abstract
本实用新型涉及直升机结构疲劳试验技术领域，具体提供了主桨毂支臂扭转加载试验装置，支臂试验件通过中央件支臂假件与固定台架相固定，摇臂端加载接头和拨叉导轨端加载接头包括分别设置于支臂试验件两侧两个作动器执行机构的一端通过过渡接头分别与摇臂端加载接头和拨叉导轨端加载接头连接，另一端具有作动器固定接头，两个作动器执行机构施加的加载力方向相反，加载门架与作动器固定接头可拆卸连接，通过改变加载门架和支臂试验件之间在横向和纵向上的相对位置使加载方向与支臂试验件中心面的夹角α满足试验要求。该加载试验装置能准确模拟直升机主桨毂支臂扭转加载试验在安装及施载等方面的边界条件，并有效考核主桨毂支臂的疲劳特性。
Description
技术领域
本实用新型涉及直升机结构疲劳试验技术领域，特别涉及主桨毂支臂扭转加载试验装置。
背景技术
主桨毂支臂是直升机球柔性桨毂中的典型复杂动部件，它通过折叠接头、连接件以及弹性轴承传递来自桨叶的载荷，并同时平衡阻尼器力和变距拉杆载荷，实现桨叶所需的挥舞、摆振和扭转运动，从而保证直升机安全可靠地飞行。为确定直升机主桨毂支臂的疲劳性能，需要在地面对主桨毂支臂进行扭转加载试验，掌握其疲劳特性和薄弱部位，进而评出主桨毂支臂的使用寿命。
目前，由于主桨毂支臂疲劳试验技术在边界模拟以及扭转试验加载技术等方面还存在不足，我国还没有相应的主桨毂支臂扭转加载试验装置，不能对其进行扭转加载试验。
实用新型内容
为克服上述现有技术存在的至少一种缺陷，本实用新型提供了主桨毂支臂扭转加载试验装置，包括：
固定连接组件，其包括固定台架和中央件支臂假件，支臂试验件通过所述中央件支臂假件与所述固定台架相固定；
加载接头组件，其包括分别设置于所述支臂试验件两侧的摇臂端加载接头和拨叉导轨端加载接头；
两个作动器执行机构，所述两个作动器执行机构的一端通过过渡接头分别与所述摇臂端加载接头和所述拨叉导轨端加载接头连接，另一端具有作动器固定接头，所述两个作动器执行机构施加的加载力方向相反；
加载门架，其与所述作动器固定接头可拆卸连接，通过改变所述加载门架和所述支臂试验件之间在横向和纵向上的相对位置使加载方向与支臂试验件中心面的夹角α满足试验要求，其中支臂试验件中心面为竖直方向上通过支臂试验件中心点的平面。
优选的，所述加载门架的水平部分设有两个第一滑动槽，所述两个作动器执行机构的作动器固定接头分别与所述两个第一滑动槽连接。
优选的，所述加载门架可拆卸地固定在底座上，所述加载门架的支腿底部沿纵向开有第二滑动槽。通过第二滑动槽来调节加载门架和支臂试验件之间在纵向上的相对位置。
优选的，中央件支臂假件通过多根螺杆与所述固定台架相固定。
优选的，摇臂端加载接头加载点和拨叉导轨端加载接头加载点的连线通过支臂试验件中心。
本实用新型提供的主桨毂支臂扭转加载试验装置，能准确模拟直升机主桨毂支臂扭转加载试验在安装及施载等方面的边界条件，能准确模拟主桨毂支臂在直升机上的安装和扭转受力状态，可有效考核主桨毂支臂的疲劳特性，为确定其使用寿命提供试验依据。
附图说明
以下参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释和说明本实用新型，而不能理解为对本实用新型的保护范围的限制。
图1是本实用新型提供的主桨毂支臂扭转加载试验装置的主视示意图；
图2是图1的俯视图；
图3-1是图1中支臂试验件在其中一种视角下的结构示意图；
图3-2是图1中支臂试验件在另一种视角下的结构示意图；
图4是图1中加载门架的结构示意图。
附图标记：
10 固定台架
20 中央件支臂假件
30 摇臂端加载接头
40 拨叉导轨端加载接头
50 过渡接头
60 作动器执行机构
70 作动器固定接头
80 加载门架
81 第一滑动槽
82 第二滑动槽
90 支臂试验件
91 主桨毂支臂摇臂端
92 主桨毂拨叉导轨端
具体实施方式
为使本实用新型实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
需要说明的是：在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例，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组合。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。
在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置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实用新型保护范围的限制。
在本文中，“示意性”表示“充当实例、例子或说明”，不应将在本文中被描述为“示意性”的任何图示、实施方式解释为一种更优选的或更具优点的技术方案。
在本文中，“第一”、“第二”等仅用于彼此的区分，而非表示它们的重要程度及顺序等。
图1及图2分别为主桨毂支臂扭转加载试验装置的主视图和俯视图，该加载试验装置包括固定连接组件、加载接头组件、两个作动器执行机构60和加载门架80，通过该加载试验装置达到考核主桨毂支臂疲劳性能的目的。
固定连接组件包括固定台架10和中央件支臂假件20，支臂试验件90通过中央件支臂假件20与固定台架10相固定，以此来模拟直升机实际飞行时的安装状态。本实施例中，中央件支臂假件20通过多根螺杆与固定台架10相固定。可以理解的是，该多根螺杆为M36长螺杆。
图3-1及图3-2为支臂试验件在分别在两种不同视角下的结构示意图，加载接头组件包括分别设置于支臂试验件90两侧的摇臂端加载接头30和拨叉导轨端加载接头40。
两个作动器执行机构60用于向支臂试验件90提供加载力，两个作动器执行机构60的一端通过过渡接头50分别与摇臂端加载接头30和拨叉导轨端加载接头40连接，另一端具有作动器固定接头70，两个作动器执行机构60施加的加载力方向相反，用于模拟实际飞行状态对主桨毂支臂摇臂端91和主桨毂拨叉导轨端92施加一对力偶载荷。本实施例中，摇臂端加载接头30加载点和拨叉导轨端加载接头40加载点的连线通过支臂试验件90中心。
加载门架80与作动器固定接头70可拆卸连接，通过改变加载门架80和支臂试验件90之间在横向和纵向上的相对位置使加载方向与支臂试验件中心面的夹角α满足试验要求，其中支臂试验件中心面为竖直方向上通过支臂试验件中心点的平面。
图4所示为加载门架的结构示意图，加载门架80的水平部分设有两个第一滑动槽81，两个作动器执行机构60的作动器固定接头70分别与两个第一滑动槽81连接，通过调节两作动器固定接头70在第一滑动槽81中的横向位置来调节加载力方向。加载门架80可拆卸地固定在底座上，加载门架80的支腿底部沿纵向开有第二滑动槽82。通过第二滑动槽82来调节加载门架80和支臂试验件90之间在纵向上的相对位置。
可以通过调整作动器固定接头70在加载门架80上的横向安装位置和加载门架的纵向水平位置来保证作动器加载方向与主桨毂支臂中心面所成α角满足试验要求，使扭转载荷准确作用到试验件上。此外，支臂试验件90固定端的连接刚度需尽量模拟真实装机状态。
本实用新型提供的主桨毂支臂扭转加载试验装置的工作原理如下：
首先将中央件支臂假件20通过8根M36长螺杆固定在固定台架10上，并将主桨毂支臂试验件90固定在中央件支臂假件20上。
再分别通过摇臂端加载接头30、拨叉导轨端加载接头40以及过渡接头50将试验件与作动器执行机构60相连，并将作动器执行机构60尾部和作动器固定接头70相连后可拆卸地与加载门架80的第一滑动槽81相固定。
最后通过初步调整加载门架80的横向安装位置和二次调整加载门架80的纵向安装位置，来确保作动器的施载方向与主桨毂支臂中心面所成α角，使加载方向角α满足试验要求；保证作动器执行机构施加的试验载荷按照试验要求准确作用到主桨毂支臂试验件90上，使其完成扭转受载模式。
试验载荷的大小由MTS协调加载控制系统予以保证，一般采用正弦波加载，通过调节PID等方法来实现反馈波形与目标波形的较好吻合，准确施载。另外，还需确保支臂试验件90与各加载构件实现刚性连接，保证传载的准确性。
以上所述，仅为本实用新型的具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (5)
1.主桨毂支臂扭转加载试验装置，其特征在于，包括：
固定连接组件，其包括固定台架(10)和中央件支臂假件(20)，支臂试验件(90)通过所述中央件支臂假件(20)与所述固定台架(10)相固定；
加载接头组件，其包括分别设置于所述支臂试验件(90)两侧的摇臂端加载接头(30)和拨叉导轨端加载接头(40)；
两个作动器执行机构(60)，所述两个作动器执行机构(60)的一端通过过渡接头(50)分别与所述摇臂端加载接头(30)和所述拨叉导轨端加载接头(40)连接，另一端具有作动器固定接头(70)，所述两个作动器执行机构(60)施加的加载力方向相反；
加载门架(80)，其与所述作动器固定接头(70)可拆卸连接，通过改变所述加载门架(80)和所述支臂试验件(90)之间在横向和纵向上的相对位置使加载方向与支臂试验件中心面的夹角α满足试验要求，其中支臂试验件中心面为竖直方向上通过支臂试验件中心点的平面。
2.根据权利要求1所述的主桨毂支臂扭转加载试验装置，其特征在于，所述加载门架(80)的水平部分设有两个第一滑动槽(81)，所述两个作动器执行机构(60)的作动器固定接头(70)分别与所述两个第一滑动槽(81)连接。
3.根据权利要求1所述的主桨毂支臂扭转加载试验装置，其特征在于，所述加载门架(80)可拆卸地固定在底座上，所述加载门架(80)的支腿底部沿纵向开有第二滑动槽(82)；通过第二滑动槽(82)来调节加载门架(80)和支臂试验件(90)之间在纵向上的相对位置。
4.根据权利要求1所述的主桨毂支臂扭转加载试验装置，其特征在于，中央件支臂假件(20)通过多根螺杆与所述固定台架(10)相固定。
5.根据权利要求1所述的主桨毂支臂扭转加载试验装置，其特征在于，摇臂端加载接头(30)加载点和拨叉导轨端加载接头(40)加载点的连线通过支臂试验件(90)中心。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201721653329.3U CN207570917U (zh) | 2017-12-01 | 2017-12-01 | 主桨毂支臂扭转加载试验装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201721653329.3U CN207570917U (zh) | 2017-12-01 | 2017-12-01 | 主桨毂支臂扭转加载试验装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN207570917U true CN207570917U (zh) | 2018-07-03 |
Family
ID=62689550
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201721653329.3U Active CN207570917U (zh) | 2017-12-01 | 2017-12-01 | 主桨毂支臂扭转加载试验装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN207570917U (zh) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108910080A (zh) * | 2018-06-26 | 2018-11-30 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机尾桨气动载荷环境模拟试验装置 |
| CN109506914A (zh) * | 2018-11-12 | 2019-03-22 | 中国直升机设计研究所 | 尾浆变距疲劳试验装置 |
| CN109506915A (zh) * | 2018-11-12 | 2019-03-22 | 中国直升机设计研究所 | 一种尾桨操纵组件疲劳试验装置 |
| CN109533387A (zh) * | 2018-11-13 | 2019-03-29 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机主桨毂支臂限动锁疲劳试验装置 |
| CN110641733A (zh) * | 2019-09-29 | 2020-01-03 | 中国直升机设计研究所 | 一种与旋转面成固定角度的加载机构 |
| CN110641734A (zh) * | 2019-09-29 | 2020-01-03 | 中国直升机设计研究所 | 一种主桨中央件挥摆加载装置 |
| CN110803296A (zh) * | 2019-10-15 | 2020-02-18 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机全机静力试验升力系统假件 |
| CN112179787A (zh) * | 2020-09-25 | 2021-01-05 | 中国直升机设计研究所 | 一种主桨中央件与支臂限动锁加扭试验装置 |
| CN114252262A (zh) * | 2021-12-09 | 2022-03-29 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种考虑平衡静态自重的直升机主减速器桨榖载荷模拟加载装置 |
-
2017
- 2017-12-01 CN CN201721653329.3U patent/CN207570917U/zh active Active
Cited By (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108910080A (zh) * | 2018-06-26 | 2018-11-30 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机尾桨气动载荷环境模拟试验装置 |
| CN108910080B (zh) * | 2018-06-26 | 2021-11-02 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机尾桨气动载荷环境模拟试验装置 |
| CN109506914A (zh) * | 2018-11-12 | 2019-03-22 | 中国直升机设计研究所 | 尾浆变距疲劳试验装置 |
| CN109506915A (zh) * | 2018-11-12 | 2019-03-22 | 中国直升机设计研究所 | 一种尾桨操纵组件疲劳试验装置 |
| CN109533387A (zh) * | 2018-11-13 | 2019-03-29 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机主桨毂支臂限动锁疲劳试验装置 |
| CN110641733A (zh) * | 2019-09-29 | 2020-01-03 | 中国直升机设计研究所 | 一种与旋转面成固定角度的加载机构 |
| CN110641734A (zh) * | 2019-09-29 | 2020-01-03 | 中国直升机设计研究所 | 一种主桨中央件挥摆加载装置 |
| CN110641734B (zh) * | 2019-09-29 | 2022-11-04 | 中国直升机设计研究所 | 一种主桨中央件挥摆加载装置 |
| CN110803296A (zh) * | 2019-10-15 | 2020-02-18 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机全机静力试验升力系统假件 |
| CN112179787A (zh) * | 2020-09-25 | 2021-01-05 | 中国直升机设计研究所 | 一种主桨中央件与支臂限动锁加扭试验装置 |
| CN114252262A (zh) * | 2021-12-09 | 2022-03-29 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种考虑平衡静态自重的直升机主减速器桨榖载荷模拟加载装置 |
| CN114252262B (zh) * | 2021-12-09 | 2023-12-08 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种考虑平衡静态自重的直升机主减速器桨榖载荷模拟加载装置 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN207570917U (zh) | 主桨毂支臂扭转加载试验装置 | |
| CN107651216B (zh) | 应用于单发固定翼飞机静力试验的发动机加载装置及方法 | |
| US10053238B1 (en) | Fixture, system, and method for testing loads in a flexible aerodynamic member | |
| CN106546380B (zh) | 一种无级空间标准矢量力校准装置 | |
| CN104326368B (zh) | 一种用于太阳翼低温展开试验的重力补偿装置 | |
| US8839675B2 (en) | System and method for ground vibration testing and weight and balance measurement | |
| CN106275502B (zh) | 一种起落架试验加载假轮 | |
| CN108168854A (zh) | 一种飞机前起落架外筒撑杆接头静力试验夹具 | |
| CN207570942U (zh) | 一种尾起落架缓冲支柱安装接头疲劳试验装置 | |
| CN108238282A (zh) | 一种中央翼盒试验方法 | |
| CN106197981B (zh) | 一种发动机辅助安装节结构静力试验加载装置及方法 | |
| US20150151836A1 (en) | Skid landing gear having at least one cross-member with rockers, and an aircraft | |
| CN106248322B (zh) | 一种弯剪受载形式的机翼盒段试验装置 | |
| CN109466795B (zh) | 一种无人直升机自动测试平台 | |
| CN106564617A (zh) | 一种flap舵面加载装置及功能试验方法 | |
| CN104697766A (zh) | 一种双向铰支座装置 | |
| CN104990696A (zh) | 一种加载系统 | |
| CN105716839A (zh) | 一种旋翼桨毂连接件疲劳试验用防扭装置 | |
| CN105716838A (zh) | 一种单点双力控作动筒随动加载方法 | |
| CN108528758A (zh) | 通用飞机力学性能试验系统 | |
| CN107902105B (zh) | 用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置和方法 | |
| CN106240840B (zh) | 一种弯扭受载形式的机翼盒段试验装置 | |
| CN207570758U (zh) | 颤振模型组合式连接装置及颤振模型系统 | |
| CN207892931U (zh) | 一种验证作动筒承载能力的试验加载装置 | |
| CN108593175A (zh) | 一种厂房球节点吊座垂向载荷测量装置及测量方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |