CN104236880B - 一种扭力臂组件疲劳试验装置 - Google Patents
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Abstract
一种扭力臂组件疲劳试验装置，属于扭力臂组件疲劳试验技术。其特征在于，主轴假件一端轴体上设有两个相对的半圆孔，主轴假件轴体外径与卡环内径适配，与卡环上两个相对的半圆孔对齐，主轴假件另一端固定在试验台架上；一号作动器连接一号测力传感器通过一号加载接头与一号扭力臂连接，二号作动器连接二号测力传感器通过二号加载接头与二号扭力臂连接，一号作动器与二号作动器相对于主轴假件对称布置，在一号加载接头和二号加载接头分别施加一对方向相反且沿扭力臂切向方向的载荷，一号作动器、二号作动器固定端与试验台架固定。能更真实模拟装机结构和载荷特点，结果更准确可信。通过采用本发明装置进行试验，试验总误差可以控制在3％以内。
Description
技术领域
本发明属于扭力臂组件疲劳试验技术，涉及一种扭力臂组件疲劳试验装置。
背景技术
在直升机结构中，扭力臂一般都是成对安装，一端与动环连接，另一端通过卡环与旋翼主轴连接或通过法兰盘与中央件连接，主要承受动环传递的一对方向相反切向载荷。为保证其良好的性能和使用的可靠性，应模拟其载荷和结构特点进行疲劳试验考核，为确定其使用寿命提供依据。
现有技术采用单个扭力臂加载装置进行试验，不能真实模拟载荷传递关系，存在较大的工程简化，试验总误差可达10％左右。
发明内容
本发明要解决的技术问题：提供一种扭力臂组件疲劳试验装置，能更真实模拟装机结构和载荷特点，可以更准确地确定扭力臂组件的真实疲劳性能和薄弱部位，为确定其使用寿命提供依据，结果更准确可信。
本发明的技术方案：一种扭力臂组件疲劳试验装置，扭力臂组件包括卡环6、一号扭力臂4和二号扭力臂7，按飞机装机状态装配，一号扭力臂4的方形臂4-1一端通过螺栓与三角臂4-2固定连接，另一端通过螺栓与卡环6固定连接；二号扭力臂7的方形臂7-1一端通过螺栓与三角臂7-2固定连接，另一端通过螺栓与卡环6固定连接。其特征在于，包括：主轴假件5，一号作动器1，一号测力传感器2，一号加载接头3，二号作动器10，二号测力传感器9，二号加载接头8，协调加载控制***11，主轴假件5一端轴体上设有两个相对的半圆孔，主轴假件5轴体外径与卡环6内径适配，与卡环6上两个相对的半圆孔对齐，主轴假件5另一端固定在试验台架上；一号作动器1连接一号测力传感器2通过一号加载接头3与一号扭力臂4连接，二号作动器10连接二号测力传感器9通过二号加载接头8与二号扭力臂7连接，一号作动器1与二号作动器10相对于主轴假件5对称布置，在一号加载接头3和二号加载接头8分别施加一对方向相反且沿扭力臂切向方向的载荷，一号作动器1、二号作动器10固定端与试验台架固定。
所述一号加载接头3为单耳片结构，在单耳片上开有一个轴承孔，内置一个关节球轴承，一号加载接头3的一端与一号测力传感器2固定连接，一号扭力臂4的三角臂轴端穿过轴承孔与一号加载接头3固定连接。
所述二号加载接头8为单耳片结构，在单耳片上开有一个轴承孔，内置一个关节球轴承，二号加载接头8的一端与二号测力传感器9固定连接，二号扭力臂7的三角臂轴端穿过轴承孔与一号加载接头3固定连接。
所述卡环6与一号扭力臂4的方形臂4-1的夹角为5°-45°，一号扭力臂4的方形臂4-1与一号扭力臂4的三角臂4-2的夹角为60°-135°。
所述卡环6与二号扭力臂7的方形臂7-1的夹角为5°-45°，二号扭力臂7的方形臂7-1与二号扭力臂7的三角臂7-2的夹角为60°-135°。
连接螺栓通过所述的主轴假件5和卡环6上的半圆孔连接主轴假件5和卡环6，通过拧紧连接螺栓将卡环6固定在主轴假件5上。
本发明的有益效果：
本发明设计的扭力臂组件疲劳试验装置，模拟装机结构和载荷特点，采用两个加载作动器分别在两个扭力臂与动环连接点施加一对方向相反切向方向载荷，能更真实模拟装机结构和载荷特点，结果更准确可信。通过采用本发明装置进行试验，试验总误差可以控制在3％以内。
附图说明
图1为本发明结构示意图。
图2为本发明俯视图。
图3为本发明A-A剖视图。
图4为本发明B-B剖视图。
具体实施方式
下面对本发明做进一步详细说明。
如图1、图2、图3、图4所示，本发明为一种扭力臂组件疲劳试验装置，包括：
主轴假件5，一号作动器1，一号测力传感器2，一号加载接头3，二号作动器10，二号测力传感器9，二号加载接头8，协调加载控制***11，主轴假件5轴体上设有两个相对的半圆孔，主轴假件5轴体外径与卡环6内径适配，与卡环6上两个相对的半圆孔对齐，连接螺栓通过所述的主轴假件和卡环上的半圆孔连接主轴假件和卡环，通过拧紧连接螺栓将卡环固定在主轴假件上。一号作动器1连接一号测力传感器2通过一号加载接头3与一号扭力臂4连接。二号作动器10连接二号测力传感器9通过二号加载接头8与二号扭力臂7连接。一号作动器1与二号作动器10相对于主轴假件5对称布置，在一号加载接头3和二号加载接头8分别施加一对方向相反且沿扭力臂切向方向的载荷。主轴假件5、一号作动器1、二号作动器10固定端与试验台架固定，一号扭力臂4和二号扭力臂7均与卡环6相铰接，卡环6用于传递载荷并产生卡环6和扭力臂的方形臂及三角臂的夹角。
一号加载接头3为单耳片结构，在单耳片上开有一个轴承孔，内置一个关节球轴承，一号加载接头3的一端与一号测力传感器2固定连接，一号扭力臂4的三角臂轴端穿过轴承孔与一号加载接头3固定连接。
二号加载接头8为单耳片结构，在单耳片上开有一个轴承孔，内置一个关节球轴承，二号加载接头8的一端与二号测力传感器9固定连接，二号扭力臂7的三角臂轴端穿过轴承孔与一号加载接头3固定连接。
所述卡环6与一号扭力臂4的方形臂4-1的夹角为5°-45°，一号扭力臂4的方形臂4-1与一号扭力臂4的三角臂4-2的夹角为60°-135°。
所述卡环6与二号扭力臂7的方形臂7-1的夹角为5°-45°，二号扭力臂7的方形臂7-1与二号扭力臂7的三角臂7-2的夹角为60°-135°。
测试时，由协调加载控制***11控制一号作动器1、二号作动器10施加一对与直升机主旋翼旋转方向相反的载荷，真实模拟装机结构和载荷特点，通过累积循环试验，获得试验件的真实疲劳性能和薄弱部位，为确定试验件的使用寿命提供依据。
在本发明的一个实施例中，卡环6与扭力臂4的方形臂4-1和扭力臂7的方形臂7-1的夹角为20°，扭力臂4的方形臂4-1和扭力臂7的方形臂7-1与扭力臂4的三角臂4-2和扭力臂7的的三角臂7-2的夹角为98°。
Claims (6)
1.一种扭力臂组件疲劳试验装置，其特征在于，包括主轴假件(5)，一号作动器(1)，一号测力传感器(2)，一号加载接头(3)，二号作动器(10)，二号测力传感器(9)，二号加载接头(8)和协调加载控制***(11)，主轴假件(5)一端轴体上设有两个相对的半圆孔，主轴假件(5)轴体外径与卡环(6)内径适配，与卡环(6)上两个相对的半圆孔对齐，主轴假件(5)另一端固定在试验台架上；一号作动器(1)连接一号测力传感器(2)通过一号加载接头(3)与一号扭力臂(4)连接，二号作动器(10)连接二号测力传感器(9)通过二号加载接头(8)与二号扭力臂(7)连接，一号作动器(1)与二号作动器(10)相对于主轴假件(5)对称布置，在一号加载接头(3)和二号加载接头(8)分别施加一对方向相反且沿扭力臂切向方向的载荷，一号作动器(1)、二号作动器(10)固定端与试验台架固定；一号扭力臂(4)、二号扭力臂(7)均与卡环(6)相铰接。
2.根据权利要求1所述的扭力臂组件疲劳试验装置，其特征在于，一号加载接头(3)为单耳片结构，在单耳片上开有一个轴承孔，内置一个关节球轴承，一号加载接头(3)的一端与一号测力传感器(2)固定连接，一号扭力臂(4)的三角臂轴端穿过轴承孔与一号加载接头(3)固定连接。
3.根据权利要求1所述的扭力臂组件疲劳试验装置，其特征在于，二号加载接头(8)为单耳片结构，在单耳片上开有一个轴承孔，内置一个关节球轴承，二号加载接头(8)的一端与二号测力传感器(9)固定连接，二号扭力臂(7)的三角臂轴端穿过轴承孔与一号加载接头(3)固定连接。
4.根据权利要求1所述的扭力臂组件疲劳试验装置，其特征在于，所述卡环(6)与一号扭力臂(4)的方形臂(4-1)的夹角为5°-45°，一号扭力臂(4)的方形臂(4-1)与一号扭力臂(4)的三角臂(4-2)的夹角为60°-135°。
5.根据权利要求1所述的扭力臂组件疲劳试验装置，其特征在于，所述卡环(6)与二号扭力臂(7)的方形臂(7-1)的夹角为5°-45°，二号扭力臂(7)的方形臂(7-1)与二号扭力臂(7)的三角臂(7-2)的夹角为60°-135°。
6.根据权利要求1所述的扭力臂组件疲劳试验装置，其特征在于，连接螺栓通过所述的主轴假件(5)和卡环(6)上的半圆孔连接主轴假件(5)和卡环(6)，通过拧紧连接螺栓将卡环(6)固定在主轴假件(5)上。
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