[发明专利]一种直升机桨叶根段静力试验装置

说明书

发明属于航空地面试验技术领域，公开了一种直升机桨叶根段静力试验装置，包括内力系统框架组件、离心力方向加载组件、挥舞力方向加载组件、摆振力作动器固定组件和试验件固定组件；试验件固定组件设在内力系统框架组件的内侧前段，离心力方向加载组件设在内力系统框架组件的内侧后段对试验件施加模拟的离心力，摆振力作动器固定组件设在内力系统框架组件的内侧左边或者右边对试验件施加模拟的摆振力，挥舞力方向加载组件设在内力系统框架组件的内侧顶端对试验件施加模拟的挥舞力。本发明可以在大载荷作用下对结构尺寸大的试验件进行离心力、挥舞力、摆振力三个方向载荷施加，得出桨叶根部段的静力破坏模式和静强度危险部位以及静强度特性。

技术领域

发明属于航空地面试验技术领域，涉及一种直升机旋翼系统的地面静力试验用的试验装置，具体涉及一种直升机桨叶根段静力试验装置。

背景技术

旋翼桨叶是直升机的核心部件，为了获得直升机桨叶根部段的静力破坏模式和静强度危险部位以及直升机桨叶根部段的静强度特性，需对桨叶进行静强度性能试验。直升机的旋翼在高速旋转过程中，会受到由自重产生的惯性离心力、挥舞力、摆振力、操纵力等，受力形式非常复杂。

现有试验方案及试验支撑系统是传统的地轨式加载系统，用一个作动筒在一个方向上对主桨叶根部施加一定的载荷力，来测试主桨叶根部的静力数据。

但是重型机主桨叶根部段项目试验载荷大、试验件结构尺寸大，传统的试验装置一方面承力不足无法到达试验要求，另一方面只能施加单个方向的力，均无法满足要求。

发明内容

本发明的目的：为了解决上述问题，本发明提供了一种直升机桨叶根段静力试验装置，采用三个方向内力系统台架，采用伺服作动器施加离心力、挥舞力、摆振力的载荷施加。本发明可用于大载荷桨叶根段静强度试验。

本发明的技术方案：

一种直升机桨叶根段静力试验装置，包括内力系统框架组件、离心力方向加载组件、挥舞力方向加载组件、摆振力作动器固定组件和试验件固定组件；内力系统框架组件是框架结构的平台，离心力方向加载组件、挥舞力方向加载组件、摆振力作动器固定组件和试验件固定组件均安装在内力系统框架组件上，其中，试验件安装在试验件固定组件上，试验件固定组件设在内力系统框架组件的内侧前段，离心力方向加载组件设在内力系统框架组件的内侧后段对试验件施加模拟的离心力，摆振力作动器固定组件设在内力系统框架组件的内侧左边或者右边对试验件施加模拟的摆振力，挥舞力方向加载组件设在内力系统框架组件的内侧顶端对试验件施加模拟的挥舞力。

进一步的，内力系统框架组件包括一个底座和五个框架，五个框架分别为1框组件、2框组件、3框组件、4框组件和5框组件；1框组件和2框组件水平离心力加载方向连接，3框组件设在1框组件垂直上方与挥舞力加载方向相同，4框组件和5框组件分别设在1框组件的左右两侧与摆振力加载方向相同；1框组件、2框组件、4框组件和5框组件均安装在底座上。

进一步的，试验件固定组件安装于1框组件内，离心力方向加载组件安装于2框组件内，挥舞力方向加载组件安装于3框组件内，摆振力作动器固定组件安装于4框组件或5框组件内。

进一步的，3框组件前后两端均设有三角加强筋连接1框组件和2框组件的顶部，4框组件和5框组件前后两端均设有三角加强筋连接1框组件和2框组件的左右两侧。

进一步的，离心力方向加载组件包括离心力加载端、离心力作动器和离心力传感器；离心力加载端为板状结构并固定于内力系统框架组件内，离心力作动器的一端与离心力加载端固定连接，离心力作动器另一端外套有离心力传感器，离心力作动器连接试验件的桨榖夹持端。

进一步的，挥舞力方向加载组件包括挥舞力加载端、挥舞加载接头、挥舞力作动器和挥舞力传感器；挥舞力加载端为横梁结构安装在内力系统框架组件内，将挥舞加载接头连接在挥舞力加载端上，挥舞加载接头与挥舞力作动器固定连接，挥舞力传感器设在挥舞力作动器上，挥舞力作动器下方连接试验件的顶端。