加载试验装置的制作方法

本申请涉及航空技术领域，具体提供一种加载试验装置。

背景技术：

在直升机的飞行中，旋翼桨毂支臂是重要的受力部件，是实现桨叶和球面弹性轴承之间的连接过渡，将桨叶的所有载荷传递给桨毂中央件，实现阻尼器、变距摇臂、球面弹性轴承等部件的连接。

桨毂支臂零部件多，结构复杂，而桨叶销是连接桨毂支臂和桨叶的关键件，在旋翼高速旋转时，桨叶销受交变载荷的作用，在长时间飞行下，桨叶销易出现磨损和裂纹。为此，需要对桨叶销进行强度设计，以此来考核桨叶销的疲劳寿命，并为直升机上桨叶销的使用维护提供依据。

以往试验时，桨叶销不作为单独的试验件进行考核，而是与桨毂支臂放在一起，进行桨毂支臂疲劳试验。而现在，由于一些关键工序严重影响桨叶销的疲劳性能，根据关键工序质量一致性检验要求，需要对桨叶销重新进行寿命评估。

技术实现要素：

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种加载试验装置，包括固定组件以及与所述固定组件连接的加载组件，所述固定组件和所述加载组件用于以第一预设角度固定试验件，所述加载组件为所述试验件提供加载力时，使得所述试验件的中心与所述加载组件的轴线之间呈预设距离。

根据本申请的至少一个实施例，所述固定组件包括固定座，所述固定座上开设有第一通孔和安装槽，所述第一通孔和所述安装槽连通，使得所述试验件穿过所述第一通孔时，所述试验件穿过所述固定座的部分位于所述安装槽内；所述加载组件包括试验件接头，所述试验件接头适于安装于所述安装槽内，在所述试验件接头上开设有第二通孔；所述第一通孔的轴线和所述第二通孔的轴线均相对于竖直方向偏转第二预设角度，以使得所述试验件能够以所述第一预设角度安装于所述固定座和所述试验件接头上。

根据本申请的至少一个实施例，所述第一预设角度和所述第二预设角度之和为90度。

根据本申请的至少一个实施例，所述加载组件还包括转接头，所述转接头与所述试验件接头连接，并且所述转接头的轴线与所述试验件的轴线重合。

根据本申请的至少一个实施例，所述试验件上开设有与同轴的安装孔，所述转接头设置于所述安装孔内。

根据本申请的至少一个实施例，所述加载组件还包括载荷加载机构，所述载荷加载机构与所述转接头固定连接并且同轴设置。

根据本申请的至少一个实施例，所述固定组件还包括过渡板，所述固定座上开设有固定槽，所述过渡板至少部分设置于所述固定槽内。

根据本申请的至少一个实施例，所述过渡板位于所述固定槽内的部分上开设有第三通孔，在所述固定座上开设有第四通孔，螺栓穿过所述第三通孔和所述第四通孔以固定所述过渡板和所述固定座。

根据本申请的至少一个实施例，所述过渡板位于所述固定槽外的部分固定连接有试验件支座。

根据本申请的至少一个实施例，还包括固定平台，所述载荷加载机构和所述试验件支座均与所述固定平台固定连接。

本申请实施例提供的加载试验装置中，通过固定组件和加载组件能够模拟桨叶销在飞机上的安装固定方式，从而进行加载试验能够将试验总误差控制在3％之内。

附图说明

图1是本申请实施例提供的加载试验装置的结构示意图；

图2是本申请实施例提供的加载试验装置的侧视图；

图3是图1中a-a方向的剖视图；

图4是本申请实施例提供的试验件接头的结构示意图；

图5是本申请实施例提供的固定座的结构示意图；

图6是本申请实施例提供的过渡板的结构示意图；

图7是本申请实施例提供的试验件支座的结构示意图。

其中：

10、固定组件；11、固定座；111、第一通孔；112、安装槽；113、固定槽；114、第四通孔；12、过渡板；121、第三通孔；122、第五通孔；13、试验件支座；20、加载组件；21、试验件接头；211、第二通孔；212、安装孔；22、转接头；23、载荷加载机构；30、试验件；40、固定平台。

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。

需要说明的是，在本申请的描述中，术语“第一”、“第二”、“第三”、“第四”、“第五”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。此外，还需要说明的是，在本申请的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“连接”、“安装”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

图1是本申请实施例提供的加载试验装置的结构示意图，图2是本申请实施例提供的加载试验装置的侧视图，图3是图1中a-a方向的剖视图。

如图1、图2和图3所示，加载试验装置包括固定组件10以及与固定组件10连接的加载组件20，固定组件10和加载组件20用于以第一预设角度固定试验件30，加载组件20为试验件30提供加载力时，使得试验件30的中心与加载组件20的轴线之间呈预设距离。

固定组件10和加载组件20之间相互配合，使得试验件30在受加载力时，能够以第一预设角度，以及试验件30的中心与加载组件20的轴线之间呈预设距离，从而能够模拟试验件在飞机上的安装边界条件，使得试验尽可能第贴近试验件的真实安装环境，进而减小试验误差。

在一些可选的实施例中，请一并参阅图4和图5，固定组件10包括固定座11，固定座11上开设有第一通孔111和安装槽112，第一通孔111和安装槽112连通，使得试验件30穿过第一通孔111时，试验件30穿过固定座11的部分位于安装槽112内。

加载组件20包括试验件接头21，试验件接头21适于安装于安装槽112内，在试验件接头21上开设有第二通孔211。

第一通孔111的轴线和第二通孔211的轴线均相对于竖直方向偏转第二预设角度，以使得试验件30能够以第一预设角度α安装于固定座11和试验件接头21上，并且使得试验件30的中心和试验件接头21的轴线之间呈预设角度d。

在本实施例中，第一预设角度和第二预设角度之和为90度。

能够理解的是，针对安装在飞机上的不同的零件，可以设计不同的试验件，并通过调整第一通孔111和第二通孔211轴线的偏转角度，以及通过调整试验件接头21的形状进而改变试验件接头21的轴线位置，也就是说，改变第一预设角度α和预设距离d，从而针对不同的试验件来进行试验，以达到模拟不同的零件的真实安装位置，进而降低试验的误差。

在一些实施例中，继续参见图3，加载组件20还包括转接头22，转接头22与试验件接头21连接，并且转接头22的轴线与试验件接头21的轴线重合。可选地，试验件接头21上开设有与其同轴的安装孔212，转接头22设置于安装孔212内，从而保证转接头22的轴线与试验件接头21的轴线重合。

在一些实施例中，加载组件20还包括载荷加载机构23，载荷加载机构23与转接头22固定连接并且同轴设置。可选地，固定平台40上设置有双耳支座，载荷加载机构23通过销轴连接于双耳支座上。

在一些实施例中，请一并参阅图5和图6，固定组件10还包括过渡板12，固定座11上开设有固定槽113，过渡板12至少部分设置于固定槽113内。可选地，过渡板12位于固定槽113内的部分上开设有第三通孔121，在固定座11上开设有第四通孔114，螺栓穿过第三通孔121和第四通孔114以固定过渡板12和固定座11。

在一些实施例中，请一并参阅图6和图7，过渡板12位于固定槽113外的部分固定连接有试验件支座13。可选地，在过渡板12位于固定槽113外的部分上开设有第五通孔122，在试验件支座13上设有凸起，该凸起上开设有螺纹孔，通过螺栓穿过第五通孔122并连接于螺纹孔内，将过渡板12连接于试验件支座13上。

在一些实施例中，载荷加载机构23和试验件支座13均与固定平台40固定连接。

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。