一种直升机全机静力试验约束装置制造方法及图纸

本发明专利技术属于直升机全机静力试验技术，涉及一种直升机全机静力试验约束装置。该方法包括：Z向约束组件、X向约束组件、Y向约束组件、安装板、载荷加载装置；Z向约束组件设置在安装板的安装面上，与试验机的起落架安装点连接，用于约束试验机沿Z轴平动、俯仰、滚转自由度；安装板固定在承力地轨上；X向约束组件，设置在试验机后部，与试验机起落架后中安装点连接，用于约束试验机沿X轴平动的自由度；X向约束组件固定在承力地轨上；Y向约束组件，设置在试验机左侧，与试验机左侧前后两个系留点联接，用于约束试验机沿Y轴平动、偏航自由度；Y向约束组件固定在承力地轨上；载荷加载装置将载荷施加到试验机相应的约束点。到试验机相应的约束点。到试验机相应的约束点。

【技术实现步骤摘要】
一种直升机全机静力试验约束装置


[0001]本专利技术属于直升机全机静力试验技术，涉及一种直升机全机静力试验约束装置。

技术介绍

[0002]在全机静力试验中，约束装置的设计是试验设计的重要因素，正确合理的约束方式是得到准确试验结果的保证。目前，直升机全机静力试验普遍采用悬吊约束的方式进行，将试验机通过升力系统假件上的吊点悬吊在龙门梁上，在试验机其他位置施加试验载荷，升力系统Z向载荷被动加载。悬吊约束能够真实模拟直升机在各种工况下飞行时的受载状态，但带来的问题是试验机姿态难以保证，对多点协调加载的要求较高，一旦载荷不平衡，会导致试验机姿态发生较大变化，进而影响试验数据的准确性和试验安全。采用这种约束方式进行全机静力试验，试验调试难度大，试验过程中试验机姿态变化带来的安全风险也较大。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的是：
[0004]提供一种针对直升机全机静力试验的静定约束装置，解决悬吊约束协调加载过程中试验机姿态变化的问题，同时实现约束点被动载荷监控、约束点其他方向主动载荷的加载功能。
[0005]技术方案：
[0006]一种直升机全机静力试验约束装置，包括：Z向约束组件、X向约束组件、Y向约束组件、安装板、载荷加载装置；
[0007]Z向约束组件设置在安装板的安装面上，与试验机的起落架安装点连接，用于约束试验机沿Z轴平动、俯仰、滚转自由度；安装板固定在承力地轨上；
[0008]X向约束组件，设置在试验机后部，与试验机起落架后中安装点连接，用于约束试验机沿X轴平动的自由度；X向约束组件固定在承力地轨上；
[0009]Y向约束组件，设置在试验机左侧，与试验机左侧前后两个系留点联接，用于约束试验机沿Y轴平动、偏航自由度；Y向约束组件固定在承力地轨上；
[0010]Y向约束组件与X向约束组件都采用转接头与试验机左侧的两个系留点连接，中间串联力传感器，两端具有左旋和右旋内螺纹的螺杆可实现长短调节，通过三角立柱固定在承力地轨上；
[0011]载荷加载装置将载荷施加到试验机相应的约束点。
[0012]载荷加载装置至少包括：约束点载荷Fx加载装置、起落架限位点载荷Fz、Fy加载装置、起落架限位点载荷Fx加载装置、前约束点载荷Fy加载装置、后约束点载荷Fy加载装置。
[0013]Z向约束组件与试验机的起落架安装点一一对应。
[0014]Z向约束组件包括：转接件、承载梁、球形接头、端盖、球形底座、六分量力传感器；
[0015]转接件在最上端，与试验机起落架安装点联接；承载梁是由型材和钢板焊接而成
的梁；球形接头在承载梁下部，与端盖、球形底座装配后，球形接头可沿球心自由转动；六分量力传感器在Z向约束组件的最下端，与球形底座和安装板连接。
[0016]转接件下端的螺纹为右旋螺纹，球形接头的螺纹为左旋螺纹，可实现Z向约束组件的长短调节。
[0017]X向约束组件和Y向约束组件的结构相同。
[0018]X向约束组件包括：转接头、传感器、螺杆、安装座、三角立柱；
[0019]转接头是一组单双叉接头，一端与试验机起落架后中安装点联接，另一端与力传感器联接；螺杆的两端分别是左旋和右旋内螺纹，通过旋转螺杆可实现调整X向约束组件长度的功能；安装座是焊接结构的支座，联接在三角立柱上；三角立柱固定在承力地轨上。
[0020]承载梁还设置有施加到横向主动载荷加载接头和Y向主动载荷加载接头；
[0021]试验机约束点的X向主动载荷通过约束点载荷Fx加载装置施加到横向主动载荷加载接头上；左前、右前约束点的Y向主动载荷通过前约束点载荷Fy加载装置施加到Y向主动载荷加载接头上；后中约束点的Y向主动载荷通过后约束点载荷Fy加载装置施加到横向主动载荷加载接头上。
[0022]有益效果：
[0023]本专利技术提供一种针对直升机全机静力试验的静定约束装置，可有效解决悬吊约束协调加载过程中试验机姿态变化问题、悬吊点被动加载导致的主减悬挂载荷偏差问题。升力系统载荷主动加载，主减悬挂载荷模拟准确，试验过程中无需对试验机进行额外的姿态控制，没有姿态变化风险，提高试验安全性，同时，还可实现约束点被动载荷监控、约束点其他方向主动载荷加载的功能。
附图说明
[0024]图1为本专利技术总体结构示意图(右侧视图)。
[0025]图2为本专利技术总体结构示意图(左侧视图)。
[0026]图3为本专利技术Z向约束组件1结构示意图。
[0027]图4为本专利技术X向约束组件2结构示意图。
[0028]其中，1
‑
Z向约束组件；1a
‑
转接件；1b
‑
承载梁；1c
‑
球形接头；1d
‑
端盖；1e
‑
球形底座；1f
‑
六分量力传感器；1g
‑
横向主动载荷加载接头；1h
‑
Y向主动载荷加载接头；2
‑
X向约束组件；2a
‑
转接头；2b
‑
力传感器；2c
‑
螺杆；2d
‑
安装座；2e
‑
三角立柱；3
‑
Y向约束组件；4
‑
约束点载荷Fx加载装置；5
‑
起落架限位点载荷Fz、Fy加载装置；6
‑
起落架限位点载荷Fx加载装置；7
‑
安装板；8
‑
前约束点载荷Fy加载装置；9
‑
后约束点载荷Fy加载装置。
具体实施方式
[0029]下面结合附图对本专利技术做进一步详细描述，参阅图1至图4。
[0030]一种直升机全机静力试验约束装置，如图1所示，包括：
[0031]Z向约束组件1，设置在安装板7的安装面上，数量为3个，分别与试验机3个起落架安装点联接，用于约束试验机沿Z轴平动、俯仰、滚转自由度。安装板7固定在承力地轨上。
[0032]Z向约束组件1的组成：转接件1a在最上端，与试验机起落架安装点联接；承载梁1b是由型材和钢板焊接而成的梁；球形接头1c在承载梁1b下部，与端盖1d、球形底座1e装配
后，球形接头1c可沿球心自由转动；六分量力传感器1f在Z向约束组件1的最下端，与球形底座1e和安装板7联接。转接件1a下端的螺纹为右旋螺纹，球形接头1c的螺纹为左旋螺纹，可实现Z向约束组件1的长短调节。
[0033]X向约束组件2，设置在试验机后部，数量为1个，与试验机起落架后中安装点联接，用于约束试验机沿X轴平动的自由度。X向约束组件2固定在承力地轨上。
[0034]X向约束组件2的组成：转接头2a是一组单双叉接头，一端与试验机起落架后中安装点联接，另一端与力传感器2b联接；螺杆2c的两端分别是左旋和右旋内螺纹，通过旋转螺杆2c可实现调整X向约束组件2长度的功能；安装座2d是焊接结构的支本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种直升机全机静力试验约束装置，其特征在于，包括：Z向约束组件(1)、X向约束组件(2)、Y向约束组件(3)、安装板(7)、载荷加载装置；Z向约束组件(1)设置在安装板(7)的安装面上，与试验机的起落架安装点连接，用于约束试验机沿Z轴平动、俯仰、滚转自由度；安装板(7)固定在承力地轨上；X向约束组件(2)，设置在试验机后部，与试验机起落架后中安装点连接，用于约束试验机沿X轴平动的自由度；X向约束组件(2)固定在承力地轨上；Y向约束组件(3)，设置在试验机左侧，与试验机左侧前后两个系留点联接，用于约束试验机沿Y轴平动、偏航自由度；Y向约束组件(3)固定在承力地轨上；Y向约束组件(3)与X向约束组件(2)都采用转接头与试验机左侧的两个系留点连接，中间串联力传感器，两端具有左旋和右旋内螺纹的螺杆可实现长短调节，通过三角立柱固定在承力地轨上；载荷加载装置将载荷施加到试验机相应的约束点。2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，载荷加载装置至少包括：约束点载荷Fx加载装置(4)、起落架限位点载荷Fz、Fy加载装置(5)、起落架限位点载荷Fx加载装置(6)、前约束点载荷Fy加载装置(8)、后约束点载荷Fy加载装置(9)。3.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，Z向约束组件(1)与试验机的起落架安装点一一对应。4.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，Z向约束组件(1)包括：转接件(1a)、承载梁(1b)、球形接头(1c)、端盖(1d)、球形底座(1e)、六分量力传感器(1f)；转接件(1a)在最上端，与试验机起落架安装点联接；承载梁(...

【专利技术属性】
技术研发人员：李黎明，沈铁军，佟强，杨库，于国庆，王久龙，王虎林，赵聪聪，蔡明程，张健峰，孙天航，
申请(专利权)人：哈尔滨飞机工业集团有限责任公司，
类型：发明
国别省市：