[发明专利]飞机操纵系统滑轮的轮缘强度测试装置及测试方法

权利要求书

1.一种飞机操纵系统滑轮的轮缘强度测试装置，包括一支撑板（3），其特征在于，所述支撑板的一端上表面设置支座（12），所述支撑板连接一定心轴（1）的一端，所述定心轴的另一端与测试用试验机工作台（15）连接，所述支座上设置与所述定心轴同轴线的加载杆（11）；

所述支撑板上依次设置用于待测滑轮（5）下端面支撑定位的垫板（4）、待测滑轮、用于保持待测滑轮定位所取得的确定位置并抵抗动态下所受外力影响的压板（6），所述支撑板上设置第一条形孔（32），所述垫板上设置第二条形孔（41），所述压板上设置第三条形孔（61），所述第一条形孔、第二条形孔、待测滑轮中心孔及第三条形孔相对设置，且一定位螺栓（2）的螺杆穿过所述第一条形孔、第二条形孔、待测滑轮中心孔及第三条形孔，与位于压板上面的螺母（8）经螺纹固定连接，且所述第一条形孔、第二条形孔及第三条形孔的宽度允许所述定位螺栓在内滑动；

所述待测滑轮的外圆面上设置轮槽（51），所述加载杆上设置外型面与所述轮槽完全贴合的压头（9），所述压头与待测滑轮下侧轮缘相接触，所述压头的端部与所述轮槽底部（511）保持一距离，所述压板、垫板的外圆面直径与所述轮槽底部的直径相等，且所述压板、垫板的外圆面与所述轮槽底部对齐。

2.根据权利要求1所述的飞机操纵系统滑轮的轮缘强度测试装置，其特征在于，所述试验机工作台上设置中心孔（151），支撑板上设置圆形孔（31），所述定心轴间隙配合设置在所述中心孔和圆形孔内。

3.根据权利要求2所述的飞机操纵系统滑轮的轮缘强度测试装置，其特征在于，所述支座的上部朝所述待测滑轮凸出形成延伸部（121），所述延伸部上设置正对所述中心孔和圆形孔的加载孔（122），所述加载杆间隙配合设置在所述加载孔内。

4.根据权利要求2或3所述的飞机操纵系统滑轮的轮缘强度测试装置，其特征在于，所述间隙配合的配合公差为H9/f8。

5.根据权利要求2或3所述的飞机操纵系统滑轮的轮缘强度测试装置，其特征在于，所述螺母的外圆面上设置便于拧紧螺母的销孔（81）。

6.根据权利要求2所述的飞机操纵系统滑轮的轮缘强度测试装置，其特征在于，所述定位螺栓经衬板（7）与所述待测滑轮中心孔紧固连接。

7.根据权利要求1所述的飞机操纵系统滑轮的轮缘强度测试装置，其特征在于，所述第三条形孔为条形开口。

8.根据权利要求2所述的飞机操纵系统滑轮的轮缘强度测试装置，其特征在于，所述压头的端部与所述轮槽底部保持1.6mm的距离。

9.一种权利要求1－8中任一项所述飞机操纵系统滑轮的轮缘强度测试装置的测试方法，其特征在于包括下列步骤：

1）将待测滑轮（5）放于测试装置中，并使其处于自由状态；

2）将测试装置整体装入测试用试验机，使支撑板（3）支撑在试验机工作台（15）上，由定心轴（1）将测试装置定心在试验机压力中心；

3）调整待测滑轮位置，将压头（9）放入待测滑轮的轮槽中，并使其与待测滑轮下侧轮缘相接触，压头端部与轮槽底部保持1.6mm的距离，压板、垫板的外圆面与轮槽的底部对齐，并拧紧螺母（8）使待测滑轮固定；

4）调整加载杆（11）的轴线与定心轴（1）的轴线重合后进行加载，加载到试验要求的最大载荷，并保持10s；

5）松开螺母（8），旋转待测滑轮90度，重复上述步骤3）、4）再次进行试验；

6）测试结束，待测滑轮轮缘没有产生裂纹和剪切破坏，就为合格，否则为不合格。

10.根据权利要求9所述的飞机操纵系统滑轮的轮缘强度测试装置的测试方法，其特征在于，所述最大载荷依据待测滑轮直径、使用要求和压头规格确定，所述试验机的轮缘强度测试压力有330N、780N和1110N。