[發明專利]一種無人直升機主槳轂中央件疲勞試驗裝置

在審

• 申請號: 201811340591.1
• 申請日: 2018-11-12
• 公開（公告）號: CN109506912A
• 公開（公告）日: 2019-03-22
• 發明（設計）人: 包名;李清蓉;蔡明;譚峰
• 申請（專利權）人: 中國直升機設計研究所
• 主分類號: G01M13/00
• 分類號: G01M13/00
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 何嬌

1.一種無人直升機主槳轂中央件疲勞試驗裝置，其特征在于，包括：

旋翼模擬軸(4)，其一端為固定端，另一端為支撐端，所述固定端用于與主槳轂中央件固定連接；

柔性梁假件(5)，其一端為連接端，另一端為加載端，所述連接端用于與所述主槳轂中央件連接；

離心力加載裝置，與所述加載端連接，以為所述主槳轂中央件施加離心力；

擺振力加載裝置，與所述柔性梁假件(5)外壁連接，以為所述主槳轂中央件施加擺振力；

揮舞力加載裝置，與所述柔性梁假件(5)外壁連接，以為所述主槳轂中央件施加揮舞力；其中，

所述離心力的方向、所述擺振力的方向以及所述揮舞力的方向相互垂直。

2.根據權利要求1所述的疲勞試驗裝置，其特征在于，

所述旋翼模擬軸(4)與所述主槳轂中央件固定連接時，所述固定端固定設置在所述主槳轂中央件的固定安裝孔(1)內；

所述連接端設置有連接單耳片；

所述連接端與所述主槳轂中央件連接時，所述連接單耳片設置在所述主槳轂中央件的兩個支臂(2)之間，柔性梁連接螺栓穿過兩個所述支臂(2)上的柔性梁連接孔(3)以及所述連接單耳片上的通孔設置。

3.根據權利要求1所述的疲勞試驗裝置，其特征在于，

所述支撐端設置有支撐圓盤；

還包括有：

過渡軸(6)，其一端設置有過渡圓盤，另一端設置有固定圓盤，所述過渡圓盤與所述支撐圓盤對接，且通過螺栓連接；

試驗平臺(7)，所述固定圓盤通過螺栓固定在所述支撐平臺上。

4.根據權利要求1所述的疲勞試驗裝置，其特征在于，所述離心力加載裝置包括：

離心過渡接頭(8)，一端與所述連接端連接；

離心作動筒(9)，其一端與所述離心過渡接頭(8)的另一端連接。

5.根據權利要求3所述的疲勞試驗裝置，其特征在于，所述離心力加載裝置還包括有兩個滑輪(10)，通過鋼絲繩連接；其中，

一個所述滑輪(10)設置在所述離心過渡接頭(8)遠離所述離心作動筒(9)的一端；

另一個所述滑輪(10)設置在所述連接端。

6.根據權利要求1所述的疲勞試驗裝置，其特征在于，所述擺振力加載裝置包括：

擺振連接組件，與所述柔性梁假件(5)外壁連接；

擺振過渡接頭(11)，一端與所述擺振連接組件連接；

擺振作動筒(12)，一端與所述擺振過渡接頭(11)的另一端連接。

7.根據權利要求6所述的疲勞試驗裝置，其特征在于，所述擺振連接組件包括：

擺振套(13)，其一端的內壁設置有擺振套限位凸出，所述擺振過渡接頭(11)遠離所述擺振作動筒(12)的一端螺接在所述擺振套(13)的外壁；

擺振調心滾子軸承(14)，設置所述擺振套(13)內部；

擺振環(15)，在所述擺振套(13)另一端端面固定設置，其靠近所述擺振套(13)一側的壁面設置有擺振環限位凸出；其中，所述擺振環限位凸出與所述擺振套限位凸出配合夾緊所述擺振調心滾子軸承(14)的外圈；

擺振緊定套(16)，與所述擺振調心滾子軸承(14)內圈配合設置，且套接在所述柔性梁假件(5)上。

8.根據權利要求7所述的疲勞試驗裝置，其特征在于，所述擺振力加載裝置還包括有：

擺振限位板(17)，套接固定在所述柔性梁假件(5)上，其上沿所述柔性梁假件(5)軸向開設有多個擺振限位通孔，各個所述擺振限位通孔沿周向均勻分布；

多個擺振限位螺栓(18)，每個所述擺振限位螺栓(18)與一個所述振限位通孔螺紋配合連接，且與所述擺振環(15)遠離所述擺振套(13)一側的壁面抵接。