一种尾旋翼轴疲劳试验旋转载荷施加装置制造方法
【专利摘要】本发明提供一种尾旋翼轴疲劳试验旋转载荷施加装置，以确定尾旋翼轴的疲劳性能和薄弱部位，为确定其使用寿命提供依据。本发明的技术方案包括：第一、第二、第三、第四液压作动器通过旋转弯矩加载接头与加载盘连接，并垂直于加载盘的盘面，第一液压作动器、第二液压作动器、第三液压作动器、第四液压作动器以相同力臂对称于尾旋翼轴试验件布置，第五液压作动器、第六液压作动器通过旋转剪力加载接头与加载盘两个相差90°的支臂连接，并平行于加载盘的盘面；尾旋翼轴试验件通过上支撑轴承假件，下支撑轴承假件与试验台架固定，尾旋翼轴试验件上部与尾减输出法兰盘下部连接装配，尾减输出法兰盘上部与加载盘连接。
【专利说明】一种尾旋翼轴疲劳试验旋转载荷施加装置
【技术领域】
[0001]本发明属于直升机尾旋翼轴疲劳试验技术，涉及一种尾旋翼轴疲劳试验旋转载荷施加装置。
【背景技术】
[0002]单旋翼带尾桨式是目前世界上直升机最广泛采用的形式，平衡主旋翼的反扭矩和对直升机的航向操纵是通过尾旋翼轴旋转带动尾桨旋转实现的。尾旋翼轴是直升机尾传动系统中的典型复杂动部件，在飞行中承受旋转弯矩、扭矩、尾桨推力等多种载荷的复合作用，其受力情况复杂，疲劳破坏为主要的失效模式，其工作可靠性直接影响直升机的飞行安全。为保证其良好的性能和使用的可靠性，应模拟其载荷和结构特点进行疲劳试验考核，为确定其使用寿命提供依据。在确定尾旋翼轴疲劳特性和疲劳寿命计算时，旋转弯矩为采用的具有代表意义的表征载荷，在疲劳试验过程中真实反映其载荷和边界连接特点尤为重要。
[0003]现有的同类产品试验装置采用单臂单独加载，不能模拟旋转部件周期变化的载荷。
【发明内容】
[0004]本发明要解决的技术问题:提供一种尾旋翼轴疲劳试验旋转载荷施加装置，以确定尾旋翼轴的疲劳性能和薄弱部位，为确定其使用寿命提供依据。
[0005]本发明的技术方案:一种尾旋翼轴疲劳试验旋转载荷施加装置，第一液压作动器、第二液压作动器、第三液压作动器、第四液压作动器通过旋转弯矩加载接头与加载盘连接，并垂直于加载盘的盘面，第一液压作动器、第二液压作动器、第三液压作动器、第四液压作动器以相同力臂对称于尾旋翼轴试验件布置，第五液压作动器、第六液压作动器通过旋转剪力加载接头与加载盘两个相差90°的支臂连接，并平行于加载盘的盘面；尾旋翼轴试验件通过上支撑轴承假件，下支撑轴承假件与试验台架固定，尾旋翼轴试验件上部与尾减输出法兰盘下部连接装配，尾减输出法兰盘上部与加载盘连接；第一液压作动器、第二液压作动器、第三液压作动器、第四液压作动器底部与试验台架固定。
[0006]本发明的有益效果:本发明实现了直升机尾旋翼轴疲劳试验旋转载荷施加考核，设计了一套完整的试验装置，保证了试验的顺利进行，为确定尾旋翼轴疲劳寿命、产品设计减重、结构改进提供了试验依据。通过多套试验证明:使用本试验装置对直升机尾旋翼轴疲劳试验的考核能够真实模拟试验件的载荷，试验结果真实准确。同时该载荷施加装置也可推广用于其它同类产品疲劳性能的验证，具有广泛的应用前景。
【专利附图】
【附图说明】
[0007]图1为本发明的结构示意图。
[0008]图2为本发明的平面剖视图。【具体实施方式】
[0009]下面对本发明做进一步详细说明。
[0010]如图1、2所示，本发明具体为:第一液压作动器1、第二液压作动器2、第三液压作动器3、第四液压作动器4通过旋转弯矩加载接头8与加载盘9连接，并垂直于加载盘9的盘面，第一液压作动器1、第二液压作动器2、第三液压作动器3、第四液压作动器4以相同力臂对称于尾旋翼轴试验件11布置。第五液压作动器5、第六液压作动器6通过旋转剪力加载接头7与加载盘9两个相差90°的支臂连接，并平行于加载盘9的盘面。尾旋翼轴试验件11通过上支撑轴承假件12，下支撑轴承假件13与试验台架固定，模拟尾减机匣对尾旋翼轴的两个轴承支撑条件，尾旋翼轴试验件11上部按装机要求与尾减输出法兰盘10下部连接装配，尾减输出法兰盘10上部与加载盘9下部连接。所有作动器两端采用关节轴承设计，保证试验加载时的运动协调，第一液压作动器1、第二液压作动器2、第三液压作动器3、第四液压作动器4底部与试验台架固定。
[0011]测试时，4个作动器第一液压作动器1、第二液压作动器2、第三液压作动器3、第四液压作动器4成90°相位协调加载产生绕尾旋翼轴轴线旋转弯矩。另外2个作动器第五液压作动器5、第六液压作动器6成90°相位协调加载产生绕尾旋翼轴轴线旋转剪力。实现在尾旋翼轴固定的情况下，弯矩(MY)和剪力(FX)绕尾旋翼轴的轴线旋转，真实模拟载荷的传递和分布。
[0012]第一第四液压作动器施加的载荷
【权利要求】
1.一种尾旋翼轴疲劳试验旋转载荷施加装置，其特征在于， 第一液压作动器、第二液压作动器、第三液压作动器、第四液压作动器通过旋转弯矩加载接头与加载盘连接，并垂直于加载盘的盘面，第一液压作动器、第二液压作动器、第三液压作动器、第四液压作动器以相同力臂对称于尾旋翼轴试验件布置，第五液压作动器、第六液压作动器通过旋转剪力加载接头与加载盘两个相差90°的支臂连接，并平行于加载盘的盘面；尾旋翼轴试验件通过上支撑轴承假件，下支撑轴承假件与试验台架固定，尾旋翼轴试验件上部与尾减输出法兰盘下部连接装配，尾减输出法兰盘上部与加载盘连接；第一液压作动器、第二液压作动器、第三液压作动器、第四液压作动器底部与试验台架固定。
【文档编号】G01M13/02GK103900811SQ201210571482
【公开日】2014年7月2日 申请日期:2012年12月25日 优先权日:2012年12月25日
【发明者】李清蓉, 喻溅鉴, 罗伟 申请人:中国直升机设计研究所