尾段试验件疲劳试验尾起落架载荷加载装置的制作方法

本申请涉及直升机机体结构技术领域，具体提供一种尾段试验件疲劳试验尾起落架载荷加载装置。

背景技术：

尾段是直升机机体结构中的复杂关键部件，主要载荷有质量力、尾桨推力和反扭矩、以及平尾、垂尾的气动力等，对于起落架安装在尾段结构上的还承受起落架着地时产生的载荷，其疲劳应力水平明显高于中机身和机头的疲劳应力水平，机体的疲劳寿命一般由尾段的寿命代替。

现有技术中，采用计算方法确定机体安全寿命，计算时需确保计算寿命明显高于设计寿命，并需经过飞行实测验证，只能给出偏保守的安全寿命，不能充分发挥结构的性能。

技术实现要素：

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种尾段试验件疲劳试验尾起落架载荷加载装置，包括：试验件，与所述尾段试验件连接；第一加载作动器，沿第一方向设置，与所述试验件连接，能够为试验件提供沿第一方向的加载力；第二加载作动器，沿第二方向设置，与所述试验件连接，能够为试验件提供沿第二方向的加载力；配重块，与所述试验件连接，用于配重并使所述试验件的重量重心在所述第二加载作动器的中心线上；其中，所述第一方向与所述第二方向垂直。

根据本申请的至少一个实施例，所述试验件包括起落架摇臂假件、起落架缓冲支柱假件以及起落架轮轴假件，所述起落架摇臂假件的一端与所述尾段试验件连接，另一端与所述起落架轮轴假件连接，所述起落架缓冲支柱与所述起落架摇臂假件的中部连接；所述第一加载作动器和所述第二加载作动器均与所述起落架轮轴假件连接。

根据本申请的至少一个实施例，所述试验件包括起落架摇臂假件、起落架缓冲支柱假件以及起落架轮轴假件，所述起落架摇臂假件的一端与所述尾段试验件连接，另一端与所述起落架轮轴假件连接，所述起落架缓冲支柱与所述起落架摇臂假件的中部连接；所述第一加载作动器上连接有第一加载头，所述第一加载头与所述起落架轮轴假件连接；所述第二加载作动器上连接有第二加载头，所述第二加载头与所述起落架轮轴假件连接。

根据本申请的至少一个实施例，所述第一加载头上开设有凹字型的开口，所述开口的两侧与所述起落架轮轴假件连接，所述开口的开口方向沿所述第一方向朝向所述起落架轮轴假件；所述第二加载头沿第二方向朝向所述起落架轮轴假件，且与所述起落架轮轴假件连接，所述第二加载头至少部分设置于所述开口内。

根据本申请的至少一个实施例，还包括固定支架，所述第一加载作动器和所述第二作动器均与所述固定支架连接。

根据本申请的至少一个实施例，所述配重块与所述起落架缓冲支柱假件连接。

本申请实施例提供的尾段试验件疲劳试验尾起落架载荷加载装置，能够准确地模拟试验件边界条件，试验台稳定，试验环境好，载荷波动量小，通过采用本申请实施例提供的尾段试验件疲劳试验尾起落架载荷加载装置进行试验，试验总误差可以控制在3％以内，获得的试验数据进行寿命分析，能够充分验证其性能并获得缺陷容限寿命。

附图说明

图1是本申请实施例提供的尾段试验件疲劳试验尾起落架载荷加载装置的结构示意图；

图2是图1中c-c截面的结构示意图；

图3是本申请实施例提供的尾段疲劳试验尾起落架载荷示意图。

其中：

10、试验件；11、起落架摇臂假件；12、起落架缓冲支柱假件；13、起落架轮轴假件；20、第一加载作动器；21、第一加载头；22、开口；23、第一支座；30、第二加载作动器；31、第二加载头；32、第二支座；40、配重块；50、固定支座。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。

需要说明的是，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。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

图1是本申请实施例提供的尾段试验件疲劳试验尾起落架载荷加载装置的结构示意图。

如图1所示，尾段试验件疲劳试验尾起落架载荷加载装置包括：试验件10、第一加载作动器20、第二加载作动器30以及配重块40。

其中，第一加载作动器20沿第一方向设置，与试验件10连接，能够为试验件10提供沿第一方向的加载力；第二加载作动器30，沿第二方向设置，与试验件10连接，能够为试验件10提供沿第二方向的加载力；配重块40，与试验件10连接，用于配重并使试验件10的重量重心在第二加载作动器30的中心线上。

第一方向和第二方向垂直，例如，第一方向为水平方向，第二方向为竖直方向；又例如，第一方向为竖直方向，第二方向为水平方向。

请一并参阅图3，通过向试验件施加一个与航向平行的加载力和一个与航向垂直的加载力，由两个力的合力来真实模拟尾起落架与尾段的连接装配和载荷传递关系。

在一些可选的实施例中，试验件10包括起落架摇臂假件11、起落架缓冲支柱假件12以及起落架轮轴假件13。

起落架摇臂假件11的一端与尾段试验件连接，另一端与起落架轮轴假件13连接，起落架缓冲支柱假件12与起落架摇臂假件11的中部连接，第一加载作动器20和第二加载作动器30均与起落架轮轴假件13连接，通过第一加载作动器20为试验件10提供一个沿第一方向的加载力，通过第二加载作动器30为试验件10提供一个沿第二方向的加载力，其中，第一方向和第二方向垂直，由沿第一方向的加载力和沿第二方向的加载力构成的合力来模拟直升机实际的受力。

在本实施例中，尾段疲劳试验尾起落架载荷加载装置还包括固定支架50，第一加载作动器20和第二加载作动器30均与固定支架50连接。可选地，第一加载作动器20的一端连接有第一支座23，第一支座23与固定支架50连接。可选地，第二加载作动器30的一端连接有第二支座32，第二支座32与固定支架50连接。

在本实施例中，配重块40与起落架缓冲支柱假件12连接，配重块40的重量可以根据实际需要来设置，只需要保证配重块40能够使得试验件10的重量重心在第二加载作动器30的中心线上。

在一些可选的实施例中，试验件10包括起落架摇臂假件11、起落架缓冲支柱假件12以及起落架轮轴假件13。

起落架摇臂假件11的一端与尾段试验件连接，另一端与起落架轮轴假件13连接，起落架缓冲支柱假件12与起落架摇臂假件11的中部连接；第一加载作动器20上连接有第一加载头21，第一加载头21与起落架轮轴假件13连接；第二加载作动器30上连接有第二加载头31，第二加载头31与起落架轮轴假件13连接。

请一并参阅图2，第一加载头21上开设有凹字型的开口22，开口22的两侧与起落架轮轴假件13连接，开口22的开口方向沿第一方向朝向起落架轮轴假件13；第二加载头31沿第二方向朝向起落架轮轴假件13，且与起落架轮轴假件13连接，第二加载头31至少部分设置于开口22内。

在本实施例中，尾段疲劳试验尾起落架载荷加载装置还包括固定支架50，第一加载作动器20和第二加载作动器30均与固定支架50连接。可选地，第一加载作动器20的一端连接有第一支座23，第一支座23与固定支架50连接。可选地，第二加载作动器30的一端连接有第二支座32，第二支座32与固定支架50连接。

在本实施例中，配重块40与起落架缓冲支柱假件12连接，配重块40的重量可以根据实际需要来设置，只需要保证配重块40能够使得试验件10的重量重心在第二加载作动器30的中心线上。

在本实施例的一些可选的实施方式中，起落架摇臂假件11与尾段试验件连接部分的接口设计与装机状态一直，其它部分根据试验台的强度需求设计，不需要模拟液压部分的功能，试验载荷通过第一加载头21、第二加载头31施加，真实模拟尾起落架与尾段的连接装配和载荷传递关系。

起落架轮轴假件13、第一加载作动器20、第一支座23、固定支架50、第一加载头21组成尾起落架载荷水平载荷加载机构。第一加载头21一端为双叉耳结构，耳片上设有与起落架摇臂假件11适配的孔，通过起落架轮轴假件13与起落架摇臂假件11连接固定，第一加载头21另一端为螺杆结构，与第一加载作动器20上设有适配的螺孔螺纹连接固定；第一加载作动器20后端与第一支座23连接，第一支座23与固定支架50连接，固定支架50与固定底板通过螺栓连接固定。

第二加载作动器30、第二加载头31、第二支座32组成尾起落架载荷垂直载荷加载机构。第二加载头31一端为单耳片结构，耳片上设有与起落架摇臂假件11适配的孔，通过起落架轮轴假件13与起落架摇臂假件11连接固定，第二加载头31另一端为螺杆结构，与第二加载作动器30上设有适配的螺孔螺纹连接固定；第二加载作动器30后端与第二支座32连接，第二支座32与固定底板通过螺栓连接固定。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。