本发明专利技术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。本发明专利技术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。风险的问题。风险的问题。
【技术实现步骤摘要】
一种刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置
[0001]本专利技术涉及但不限于刚性旋翼主桨中央件疲劳试验
，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。
技术介绍
[0002]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。
[0003]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。
[0004]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。
技术实现思路
[0005]本专利技术的目的是：本专利技术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。
[0006]本专利技术的技术方案是：本专利技术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；
[0007]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；
[0008]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；
[0009]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。
[0010]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；
[0011]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；
[0012]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。
[0013]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；
[0014]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。
[0015]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。
[0016]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。
[0017]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；
[0018]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。
[0019]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；
[0020]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；
[0021]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。
[0022]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。
[0023]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；
[0024]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。
[0025]本专利技术的有益技术效果：
[0026]本专利技术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。
[0027]采用本专利技术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本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
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
‑<...
【专利技术属性】
技术研发人员：刘红艳，罗伟，何攀，
申请(专利权)人：中国直升机设计研究所，
类型：发明
国别省市：
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