一种直升机主旋翼系统配套组合轴承试验机的制作方法

本发明涉及轴承试验设备技术领域，特别是涉及一种直升机主旋翼系统配套组合轴承试验机。

背景技术

直升机在飞行过程中，任何组成构件的失效都会造成灾难性后果，因此对直升机组成构件服役寿命的确定是一项非常严肃而重要的工作。为了准确的确定直升机组成构件的服役寿命，通常做法是对直升机组成构件进行模拟真实工况条件下的疲劳试验，再把通过试验求得的疲劳寿命除以一个安全系数即为航空飞行器组成构件的服役寿命。

直升机主旋翼系统是直升机的核心部件之一，主旋翼系统各活动构件之间的连接是通过各类轴承(球铰轴承、硬质合金套筒轴承和滚动轴承等)实现的。以往主旋翼系统各轴承服役寿命实验均采用单个轴承在疲劳试验机上进行。其缺点是：1、难以准确地模拟直升机主旋翼系统各种轴承真实的工况条件；2、难以准确判断主旋翼系统中哪类或哪个轴承为最薄弱环节，导致直升机主旋翼系统轴承的定寿存在较大误差。出于安全考虑，现有技术中一般将主旋翼系统轴承的服役寿命定的偏低，不仅造成轴承使用上的浪费，还增加了维修成本。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种直升机主旋翼系统配套组合轴承试验机，以解决上述现有技术存在的问题，模拟直升机主旋翼系统各类轴承的真实工况条件，提高直升机系统主旋翼系统配套组合轴承的定寿的准确度。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：本发明提供一种直升机主旋翼系统配套组合轴承试验机，包括支撑架和油缸，所述支撑架包括由上而下依次间隔设置的上平台、中平台和下平台，所述下平台上竖直固设有立柱，所述上平台和所述中平台中穿设有与所述立柱同轴的传动轴，所述上平台和所述中平台分别通过双列轴承与所述传动轴转动连接，所述传动轴底端固设有旋翼平台；所述立柱上套设有球铰轴承，所述球铰轴承的外环固连有固定环，所述固定环的外侧通过双列轴承连接有旋转环，所述支撑架的侧壁上设置有电机，所述电机能够通过齿轮传动机构驱动所述传动轴转动；

所述传动轴中设置有两个相互独立的通道，且所述传动轴的顶端密封、转动连接有与两个所述通道的一端分别连通的液压旋转接头，所述液压旋转接头通过固定架与所述支撑架固连；所述油缸与所述液压旋转接头的两个接口分别通过油管连通，两个所述油管中均设置有一并联管路，所述并联管路中的一个支管路上设置有伺服阀，另一个支管路上设置有单向阀；所述旋翼平台上设置有加载油缸，所述加载油缸的油腔与两个所述通道的另一端分别通过管路连通；

所述旋翼平台的底端通过柱铰与第一摆杆的一端相连，所述第一摆杆的另一端通过柱铰与第二摆杆的一端相连，所述第二摆杆的另一端通过柱铰与所述旋转环相连；所述固定环的底端通过柱铰与第三摆杆的一端相连，所述第三摆杆的另一端通过柱铰与第四摆杆的一端相连，所述第四摆杆的另一端通过柱铰与所述下平台相连；所述固定环的底端固设有连接座，所述连接座通过球铰与助力油缸的活塞杆相连，所述助力油缸的缸体通过球铰与所述下平台相连；所述加载油缸的活塞杆通过铰链与l形摆杆的一端连接，所述l形摆杆的中部通过铰链与所述旋翼平台连接，所述l形摆杆的另一端通过球铰与变距拉杆的一端连接，所述变距拉杆的另一端通过球铰与所述旋转环连接。

优选地，还包括与所述电机的输出轴固联的主减速器，所述主减速器的输出轴联接有驱动轴，所述驱动轴远离所述主减速器的一端固联有第一圆锥齿轮，所述传动轴上固设有与所述第一圆锥齿轮啮合的第二圆锥齿轮。

优选地，所述第二圆锥齿轮的直径大于所述第一圆锥齿轮的直径。

优选地，所述驱动轴通过双列滚动轴承与所述支撑架转动连接。

优选地，所述驱动轴、第一圆锥齿轮和第二圆锥齿轮均位于所述上平台、所述中平台之间。

优选地，所述变距拉杆包括两个子变距拉杆，一个子变距拉杆的一端通过拉压力传感器与另一个子变距拉杆连接；一个所述子变距拉杆的另一端通过球铰与所述l形摆杆连接，另一个所述子变距拉杆的另一端通过球铰与所述旋转环连接。

优选地，所述液压旋转接头与所述传动轴间隙配合。

优选地，所述加载油缸的缸体通过铰链与所述旋翼平台连接。

优选地，所述立柱位于所述下平台的中央。

优选地，所述上平台与所述中平台之间的距离小于所述中平台与所述下平台之间的距离。

本发明直升机主旋翼系统配套组合轴承试验机相对于现有技术取得了以下技术效果：

本发明直升机主旋翼系统配套组合轴承试验机能够准确试验出直升机主旋翼系统配套组合轴承的使用寿命，准确度高，利用本发明直升机主旋翼系统配套组合轴承试验机能够减少直升机在轴承使用上的浪费，同时降低维修成本。本发明直升机主旋翼系统配套组合轴承试验机中的加载过程与直升机主旋翼系统的载荷同相位、同频率，能真实模拟直升机主旋翼系统的载荷状态；还能够实现交变载荷、脉动载荷和恒定载荷等各种情况的加载，使用方便。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明直升机主旋翼系统配套组合轴承试验机的结构示意图；

图2为本发明直升机主旋翼系统配套组合轴承试验机的部分结构示意图；

其中，1-第一柱铰，2-第二柱铰，3-第四摆杆，4-第三柱铰，5-第三摆杆，6-立柱，7-支撑架，8-球铰轴承内环，9-球铰轴承外环，10-第一球铰，11-助力油缸，12-第二球铰，13-连接座，14-第三球铰，15-变距拉杆，16-第一铰链，17-第四球铰，18-l形摆杆，19-第二铰链，20-加载油缸，21-第一管路，22-第一圆锥齿轮，23-驱动轴，24-电机，25-主减速器，26-第一双列轴承，27-液压阀站，28-第一油管，29-第二油管，30-液压旋转接头，31-固定架，32-第二双列轴承，33-第二圆锥齿轮，34-第三双列轴承，35-第二管路，36-传动轴，37-旋翼平台，38-第四柱铰，39-第一摆杆，40-第五柱铰，41-第二摆杆，42-第六柱铰，43-旋转环，44-第四双列轴承，45-固定环，46-第三铰链，47-拉压力传感器，48-第一单向阀，49-第一伺服阀，50-油箱，51-第二伺服阀，52-第二单向阀。

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，而不是全部的实施例。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。

本发明的目的是提供一种直升机主旋翼系统配套组合轴承试验机，以解决现有技术存在的问题，模拟直升机主旋翼系统各类轴承的真实工况条件，提高直升机系统主旋翼系统配套组合轴承的定寿的准确度。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

如图1所示，本实施例直升机主旋翼系统配套组合轴承试验机包括支撑架7和液压阀站27，支撑架7包括由上而下依次间隔设置的上平台、中平台和下平台，上平台与中平台之间的距离小于中平台与下平台之间的距离；下平台的中央位置竖直固设有立柱6，上平台和中平台中穿设有与立柱6同轴的传动轴36，上平台通过第二双列轴承32与传动轴36转动连接，中平台通过第三双列轴承34与传动轴36转动连接，传动轴36底端固设有旋翼平台37；立柱6上套设有球铰轴承，球铰轴承内环8与立柱间隙配合，球铰轴承外环9固连有固定环45，固定环45的外侧通过第四双列轴承44连接有旋转环43，第四双列轴承44为双列薄壁轴承，球铰轴承、固定环45、第四双列轴承44和旋转环43构成自动倾斜器；支撑架7的侧壁上设置有电机24和与电机24的输出轴固联的主减速器25，电机24能够通过齿轮传动机构驱动传动轴36转动。其中，主减速器25的输出轴联接有驱动轴23，驱动轴23通过第一双列轴承26与支撑架7转动连接，驱动轴23远离主减速器25的一端固联有第一圆锥齿轮22，传动轴36上固设有与第一圆锥齿轮22啮合的第二圆锥齿轮33，第二圆锥齿轮33的直径大于第一圆锥齿轮22的直径，即第二圆锥齿轮33为大圆锥齿轮，第一圆锥齿轮22为小圆锥齿轮；驱动轴23、第一圆锥齿轮22和第二圆锥齿轮33均位于上平台、中平台之间。

固定环45的底端通过第一柱铰1与第三摆杆5的一端相连，第三摆杆5的另一端通过第二柱铰2与第四摆杆3的一端相连，第四摆杆3的另一端通过第三柱铰4与下平台相连；固定环45的底端固设有连接座13，助力油缸11的缸体通过第一球铰10与下平台相连，连接座13通过第二球铰12与助力油缸11的活塞杆相连；旋翼平台37的底端通过第四柱铰38与第一摆杆39的一端相连，第一摆杆39的另一端通过第五柱铰40与第二摆杆41的一端相连，第二摆杆41的另一端通过第六柱铰42与旋转环43相连。

传动轴36中设置有两个相互独立的通道用于输送液压油，传动轴36的顶端密封、转动连接有与两个通道的顶端分别连通的液压旋转接头30，且液压旋转接头30与传动轴36间隙配合。液压旋转接头30通过固定架31与支撑架7固连，而液压阀站27油管与液压旋转接头30的两个接口分别通过第一油管28和第二油管29连通；如图2所示，液压阀站27包括第一单向阀48、第二单向阀52、第一伺服阀49和第二伺服阀51，具体地：油箱50与液压旋转接头30的两个接口分别通过第一油管28和第二油管29连通，第一油管28和第二油管29中均设置有一并联管路，第一油管28的并联管路中的一个支管路上设置有第一伺服阀49、另一个支管路上设置有第一单向阀48，第二油管29的并联管路中的一个支管路上设置有第二伺服阀51、另一个支管路上设置有第二单向阀52；需要注意的是，为保证本试验机工作工作的安全性和可靠性第一管路21、第二管路35、第一油管28和第二油管29均采用高压软管。

旋翼平台37上通过第三铰链46与加载油缸20的缸体连接，加载油缸20的油腔与传动轴36中两个通道的底端分别通过两个管路连通，分别为第一管路21和第二管路35；加载油缸20的活塞杆通过第二铰链19与l形摆杆18的一端连接，l形摆杆18的中部通过第一铰链16与旋翼平台37连接，l形摆杆18的另一端通过第四球铰17与变距拉杆15的一端连接，变距拉杆15的另一端通过第三球铰14与旋转环43连接。变距拉杆15包括两个子变距拉杆，一个子变距拉杆的一端通过拉压力传感器47与另一个子变距拉杆15连接；一个子变距拉杆的另一端通过第四球铰17与l形摆杆18连接，另一个子变距拉杆的另一端通过第三球铰14与旋转环43连接。

在本实施例中，第一柱铰1、第二柱铰2、第三柱铰4、第四柱铰38、第五柱铰40、第六柱铰42、第一球铰10、第二球铰12、第三球铰14、第四球铰17和第四双列轴承44均为被试轴承；第一摆杆39和第二摆杆41均为扭力臂摆杆，第三摆杆5和第四摆杆3均为防扭力臂摆杆。

本实施例直升机主旋翼系统配套组合轴承试验机的工作过程如下：

电机24通过主减速器25、驱动轴23、第一圆锥齿轮22、第二圆锥齿轮33、传动轴36带动旋翼平台37旋转，旋翼平台37通过第四柱铰、第一摆杆39、第五柱铰40、第二摆杆41、第六柱铰42带动旋转环43旋转，同时旋翼平台37通过第三铰链46带动加载油缸20及第一管路21和第二管路35同步旋转，旋翼平台37与旋转环43的旋转通过第三球铰14、第一铰链16带动变距拉杆15、拉压力传感器47、第四球铰17同步旋转；在试验机旋转运动的同时助力油缸11的活塞杆上下往复运动，油缸11的活塞杆通过第二球铰12、连接座13带动固定环45、第四双列薄壁轴承44、旋转环43、球铰轴承外环9往复摆动；旋转环43的往复摆动通过第三球铰14、变距拉杆15、拉压力传感器47、第四球铰17、l形摆杆18、第二铰链19带动加载油缸20的活塞杆左右往复运动；当加载油缸20的活塞杆向右移动时，油箱50中的油液经第二油管29并通过第二油管29上的第二单向阀52、液压旋转接头30、传动轴36的内部液压油通道、第二管路35被吸入加载油缸20的无杆腔，而与加载油缸20的有杆腔相联通的第一单向阀48处于关闭状态，加载油缸20的有杆腔中的油液只能通过第一管路21、传动轴36的内部液压油通道、液压旋转接头30、第一油管28、第一伺服阀49进入油箱50，通过控制第一伺服阀49阀口大小就可控制加载油缸的载荷；当加载油缸20的活塞杆向左移动时，油箱50中的油液经第一油管28并通过第一油管28中的第一单向阀48、液压旋转接头30、传动轴36的内部液压油通道、第一管路21被吸入加载油缸20的有杆腔，而与加载油缸20无杆腔相联通的第二单向阀52处于关闭状态，加载油缸20的无杆腔中的油液只能通过第二管路35、传动轴36的内部液压油通道、液压旋转接头30、第二油管29及第二伺服阀51进入油箱50，通过控制第二伺服阀51阀口大小就能够控制加载油缸20的载荷，使本实施例直升机主旋翼系统配套组合轴承试验机一直运转直至被试轴承中有轴承损坏为止，期间试验机运转的时间即为直升机主旋翼系统轴承的定寿。

根据通过控制第一伺服阀49和第二伺服阀51的阀口大小调节控制加载油缸20的载荷，能够实现交变载荷、脉动载荷和恒定载荷等各种情况的加载，真实模拟直升机主旋翼系统的载荷状态。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中央”、“顶”、“底”、“竖直”、“内”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发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具存特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“笫二”、“第三”、“第四”、“第五”、“第六”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

本发明中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。