尾浆变距疲劳试验装置的制作方法

本技术涉及直升机技术领域，具体提供一种尾浆变距疲劳试验装置。

背景技术：

尾桨是直升机结构的中重要组成部分，主要平衡直升机旋翼产生的扭矩，同时通过产生可变的扭矩从而直升机的体态，保证了直升机飞行过程中平稳，尾桨操作系统通过尾桨变距环传递力到尾桨上，从而控制飞机体态和飞行平稳，而尾桨变距环的疲劳性能对于直升机的飞行状态有着重要影响。

现有技术中主要存在无人直升机的尾桨变距环疲劳试验装置缺乏和疲劳性能难以确定的问题。

技术实现要素：

为了解决上述技术问题至少之一，本技术提供了一种尾浆变距疲劳试验装置，包括单耳组件、支撑座和底座，所述单耳组件包括相互连接的支臂和耳片，所述耳片上开设有连接孔，用于连接试验件；所述支撑座包括一体成型的上凸台和下凸台，所述上凸台用于固定所述试验件，所述下凸台与所述底座连接，所述支撑座与所述底座连接；所述底座与所述支撑座连接的一侧与另一侧之间的夹角呈预设角度。

根据本技术的至少一个实施例，所述支臂的中心线与所述耳片的中心线位于同一直线上。

根据本技术的至少一个实施例，所述上凸台上开设有多个第一安装孔，所述下凸台上开设有多个第二安装孔，所述第一安装孔用于连接所述试验件，所述第二安装孔用于与所述底座连接。

根据本技术的至少一个实施例，所述第二安装孔与所述支撑座的中心所形成的直线与相邻最近的所述第一安装孔之间的夹角为4.84°。

根据本技术的至少一个实施例，所述底座为六面体结构，所述六面体的前后面平行、左右面平行，下边面与水平面平行，并且所述前后面、左右面均与所述下表面垂直；所述上表面与所述下表面之间呈预设角度。

根据本技术的至少一个实施例，所述预设角度为8.73°。

根据本技术的至少一个实施例，所述底座的上表面开设有多个螺纹孔，所述多个第二安装孔与所述多个螺纹孔通过固定螺栓连接。

根据本技术的至少一个实施例，所述底座的上表面上设置有多个装配孔。

根据本技术的至少一个实施例，所述装配孔的数量为四个。

根据本技术的至少一个实施例，所述第二安装孔的数量与所述螺纹孔的数量均为8个。

本技术实施例提供的尾浆变距疲劳试验装置，能准确模拟尾桨变距环疲劳试验在直升机上的装机状态，有效考核尾桨变距环疲劳试验的疲劳特性。

附图说明

图1是本技术实施例提供的尾浆变距疲劳试验装置的结构示意图；

图2是本技术实施例提供的耳片组件的结构示意图；

图3是本技术实施例提供的支撑座的结构示意图；

图4是本技术实施例提供的底座的结构示意图；

图5是本技术实施例提供的试验件的结构示意图。

其中：

10、单耳组件；11、支臂；12、耳片；13、连接孔；20、支撑座；21、上凸台；22、下凸台；23、第一安装孔；24、第二安装孔；30、底座；31、螺纹孔；32、装配孔；40、试验件。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本技术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技术相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术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技术。

需要说明的是，在本技术的描述中，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”等指示的方向或位置关系的术语是基于附图所示的方向或位置关系，这仅仅是为了便于描述，而不是指示或暗示所述装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。此外，术语“第一”、“第二”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，在本技术的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“设置”、“连接”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技术中的具体含义。

图1示出了本技术实施例提供的尾浆变距疲劳试验装置，图5示出了本技术实施例提供的试验件，如图1和图5所示，尾浆变距疲劳试验装置包括单耳组件10、支撑座20和底座30，支撑座20与底座30连接，试验件40设置于支撑座20上，并且连接单耳组件10，从而模拟试验件40真实的装机位置并对试验件40进行疲劳试验。

图2示出了本技术实施例提供的耳片组件10，如图2所示，单耳组件10包括相互连接的支臂11和耳片12，可选地，支臂11的中心线与耳片12的中心线位于同一直线上。

在耳片12上开设有连接孔13，用于连接试验件40，可选地，在连接孔13中设置关节轴承，通过关节轴承与试验件40连接。

支臂11的另一端可以设置有外螺纹，用于连接产生作用力的系统。

图3示出了本技术实施例提供的支撑座20，如图3所示，支撑座20包括一体成型的上凸台21和下凸台22，在上凸台21上开设有多个第一安装孔23，用于固定试验件40，在下凸台22上开设有多个第二安装孔24，用于与底座30连接。

可选地，第二安装孔24与支撑座20的中心所形成的直线与相邻最近的第一安装孔23之间的夹角包括但不限于4.84°，还可以是其他角度，其具体取值可以根据实际需要来确定。

图4示出了本技术实施例提供的底座30，如图4所示，底座30位六面体结构，该六面体的前后面平行、左右面平行，下边面与水平面平行，并且前后面、左右面均与下表面垂直。

可选地，上表面与下表面之间呈预设角度，该预设角度包括但不限于8.73°，还可以是其他角度，其具体取值可以根据实际需要来确定。

在底座30的上表面上开设有多个螺纹孔31和多个装配孔32，多个第二安装孔24与多个螺纹孔31通过固定螺栓连接。可选地，第二安装孔24的数量与螺纹孔31的数量均为8个。可选地，装配孔32的数量为四个，且分布于底座30上表面的四角处。

以上所述，仅为本技术的具体实施方式，所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，上述描述的系统、模块和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。应理解，本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本技术的保护范围之内。

技术特征：

技术总结
本申请提供了一种尾浆变距疲劳试验装置，包括单耳组件、支撑座和底座，单耳组件包括相互连接的支臂和耳片，耳片上开设有连接孔，用于连接试验件；支撑座包括一体成型的上凸台和下凸台，上凸台用于固定试验件，下凸台与底座连接；底座与支撑座连接的一侧和与其相对的另一侧之间的夹角呈预设角度。

技术研发人员：宋云;孙云伟;夏国旺;高国良
受保护的技术使用者：中国直升机设计研究所
技术研发日：2018.11.12
技术公布日：2019.03.22