CN114056598B - 一种直升机中机身上平台试验装置 - Google Patents

一种直升机中机身上平台试验装置 Download PDF

Info

Publication number
CN114056598B
CN114056598B CN202111381910.5A CN202111381910A CN114056598B CN 114056598 B CN114056598 B CN 114056598B CN 202111381910 A CN202111381910 A CN 202111381910A CN 114056598 B CN114056598 B CN 114056598B
Authority
CN
China
Prior art keywords
assembly
loading
machine body
joint
speed reducer
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202111381910.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114056598A (zh
Inventor
杨磊
杨广根
陆京生
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Helicopter Research and Development Institute
Original Assignee
China Helicopter Research and Development Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Helicopter Research and Development Institute filed Critical China Helicopter Research and Development Institute
Priority to CN202111381910.5A priority Critical patent/CN114056598B/zh
Publication of CN114056598A publication Critical patent/CN114056598A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114056598B publication Critical patent/CN114056598B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

本发明提供了一种直升机中机身上平台试验装置，机身对接固定工装，设置在地轨上，用于固定直升机的中机身；主减速器安装加载工装，设置在地轨上，用于安装主减速器撑杆接头，并向所述主减速器撑杆接头施加载荷；其中，所述主减速器撑杆接头设置在所述中机身上；防扭加载工装，设置在所述机身对接工装和所述主减速器安装加载工装上，用于向主减速器防扭接头施加载荷；其中，所述主减速防扭接头设置在所述中机身上；本发明可以模拟中机身两端对接框的真实约束方式，同时对中机身上平台施加主减撑杆载荷和防扭接头载荷，真实考核中机身上平台及其支撑框梁的静强度和疲劳强度。

Description

一种直升机中机身上平台试验装置
技术领域
本发明属于直升机结构强度试验技术领域，尤其涉及一种直升机中机身上平台试验装置。
背景技术
直升机的中机身上平台作旋翼***主减速器和发动机的安装平台，既要传递不同飞行工况下的旋翼升力，还要传递旋翼轴旋转产生的反扭矩(单旋翼带尾桨构型)，同时还要承受飞行及机动过程中机身自重和负载产生的气动载荷和惯性载荷，受力形式非常复杂。
相对技术中通常是把各个部件载荷拆分开来，分别通过主减撑杆、主减接头、防扭接头等单个部件或局部框梁试验进行考核，不能完整考核安装平台的强度和性能，更不能真实模拟不同部件载荷因安装平台周期变形导致的载荷耦合等复杂受力情况。
发明内容
针对上述技术问题，本发明提供了一种直升机中机身上平台试验装置，包括：
机身对接固定工装，设置在地轨上，用于固定直升机的中机身；
主减速器安装加载工装，设置在地轨上，用于安装主减速器撑杆接头，并向所述主减速器撑杆接头施加载荷；其中，所述主减速器撑杆接头设置在所述中机身上；
防扭加载工装，设置在所述机身对接工装和所述主减速器安装加载工装上，用于向主减速器防扭接头施加载荷；其中，所述主减速防扭接头设置在所述中机身上。
优选地，还包括：
地轨，设置在地面上，用于固定安装所述机身对接固定工装和所述主减速器安装加载工装。
优选地，所述机身对接固定工装，包括：
承力墙组件；
机身对接角材组件，与所述中机身连接；
转接板组件，设置在所述承力墙组件的表面上，且与所述机身对接角材组件连接。
优选地，所述机身对接角材组件，包括：
设置在所述中机身的框梁上多个角材；其中，所述角材呈L型，所述角材的一边通过铆钉与所述框梁连接，另一边通过螺栓与所述转接板组件连接。
优选地，所述主减速器安装加载工装，包括：
悬吊固定框架组件，用于支撑固定主减速器撑杆安装平台组件；
主减速器撑杆安装平台组件，设置在所述悬吊固定框架组件上，连接主减速器撑杆接头；
撑杆加载作动器组件，设置在所述主减速器撑杆接头上，并对所述主减速器撑杆接头施加载荷。
优选地，悬吊固定框架组件包括：固定设置在所述地轨上的立柱以及设置在所述立柱上的横梁。
优选地，所述撑杆加载作动器组件包括作动器，所述作动器按照预设角度安装在所述主减速器撑杆安装平台组件上。
优选地，所述防扭加载工装，包括：
防扭接头加载组件，与所述主减速器防扭接头连接；
加载连杆组件，用于连接所述防扭接头加载组件和所述加载作动器组件；
加载作动器组件，用于对所述主减速器防扭接头施加载荷。
本发明的有益技术效果：
本发明可以近似等效地模拟中机身两端对接框的真实约束方式，可同时对中机身上平台施加主减速器撑杆载荷和防扭接头载荷，真实考核中机身上平台及其支撑框梁的静强度和疲劳强度。
附图说明
图1为本发明实施例提供的总体安装形式的正视图；
图2为本发明实施例提供的总体安装形式的俯视图；
图3为本发明实施例提供的一种机身对接固定工装的总体图；
图4为本发明实施例提供的另一种机身对接固定工装的总体图；
图5为本发明实施例提供的主减速器安装加载工装的总体图；
图6为本发明实施例提供的防扭加载工装的总体图；
其中：1-机身对接固定工装、1a-机身对接角材组件、1b-转接板组件、1c-承力墙组件、2-主减速器安装加载工装、2a-悬吊固定框架组件、2b-主减速器撑杆安装平台组件、2c-撑杆加载作动器组件、3-防扭加载工装、3a-防扭接头加载组件、3b-加载连杆组件、3c-加载作动器组件。
具体实施方式
本发明采用专用工装约束中机身的前、后框并通过框架模拟旋翼***升力悬吊方式，采用专用加载工装同时对所有主减速器接头、防扭接头进行载荷施加，模拟上平台结构的真实受载。本发明可用于直升机中机身上平台的静力以及疲劳试验。
请参阅图1-6，本发明的技术方案：一种直升机中机身上平台试验装置，主要由机身对接固定工装、主减速器安装加载工装、防扭加载工装组成，其中机身对接固定工装有2个，根据实际结构可相同或不同。
在本申请实施例中，机身对接固定工装包括：机身对接角材组件、转接板组件、承力墙组件。机身对接角材用于连接机身框梁和转接板组件，由若干块分布于中机身对接框的角材组成，对接角材应连接于机身主要承力框梁上，且不应对原机身结构承力造成不良影响，且应分布匀称，不能产生不平衡载荷以免引起结构非预期破坏；转接板组件用于连接机身对接角材和承力墙，其分布与机身对接角材相对应，可分段也可为整体，可解决承力墙刚度过大影响对接框真实受载，以及因承力墙尺寸大而无法进行热处理等强化措施的问题，且便于安装定位和更换受损部件；承力墙组件为中机身固定及承力夹具，要求强度和刚度足够，便于安装固定，且可根据结构实际情况增加过渡板和角度调节装置以适应不同的对接角度要求。
在本申请实施例中，主减速器安装加载工装包括：悬吊固定框架组件、主减速器撑杆安装平台组件、撑杆加载作动器组件。悬吊固定框架组件由4个立柱、2个横梁和若干加强槽钢以及固定螺栓组成，用于承受中机身自重及主减速器撑杆载荷，要求2个横梁有足够的强度和刚度，且横梁下表面水平以使中机身上平台处于水平状态；主减速器撑杆安装平台组件由安装板、主减撑杆固定接头、紧固螺栓构成，用于安装主减速器撑杆接头并与悬吊固定框架连接；撑杆加载作动器组件为特制专用加载作动器，由加载执行机构、载荷传感器、加载接头组成，可加装位移传感器用于位移控制或加载行程的监控。
在本申请实施例中，防扭加载工装包括：防扭接头加载组件、加载连杆组件、加载作动器组件。为了保证防扭接头在上平台大变形量的情况下载荷的准确施加，通过延长载荷加载点和作动器固定点的距离来减少变形引起的误差影响，并将所有载荷都设计成拉伸载荷以避免压缩加载产生失稳。防扭接头加载组件由侧向加载接头、航向加载装置、并紧螺母组成，用于施加两个防扭接头的对称侧向载荷和航向载荷；加载连杆组件由加载接头和延长杆组成，连接部分为铰接，用于释放上平台变形时分力产生的附加力矩；加载作动器组件由加载执行机构、加载连杆、作动器固定装置、载荷传感器组成，也可加装位移传感器用于位移控制或监控加载行程。
本发明的关键点：
其中，主要由机身对接固定组件主减速器安装加载工装2、防扭加载工装3组成，其中机身对接固定工装有2个，根据实际结构可相同或不同。
其中，机身对接固定工装1包括：机身对接角材组件1a、转接板组件1b、承力墙组件1c。机身对接角材1a用于连接机身框梁和转接板组件1b，由若干块分布于中机身对接框的角材组成，机身对接角材组件1a的结构和刚度可根据框梁的实际受载情况进行调整，对接角材应均匀分布于机身主要承力框梁上，且不应对原机身结构承力造成不良影响，以免产生不平衡载荷以免引起结构非预期破坏；转接板组件1b用于连接机身对接角材组件1a和承力墙组件1c，其分布与机身对接角材组件1a相对应，可分段也可为整体，转接板组件的强度和刚度应与机身对接框的实际约束刚度相匹配，可解决承力墙刚度过大影响对接框真实受载，以及因承力墙尺寸大而无法进行热处理等强化措施的问题，并可将连接螺栓的固定孔设计成沿侧向或垂向的腰型孔以满足不同方向的自由度释放要求，且便于安装定位和更换受损部件；承力墙组件1c为中机身固定及承力夹具，要求强度和刚度足够，便于安装固定，且可根据结构实际情况增加过渡板和角度调节装置以满足不同的对接角度要求。
其中，主减速器安装加载工装2包括：悬吊固定框架组件2a、主减速器撑杆安装平台组件2b、撑杆加载作动器组件2c。悬吊固定框架组件2a由4个立柱、2个横梁和若干加强槽钢以及固定螺栓组成，用于承受中机身自重及主减速器撑杆载荷，要求2个横梁有足够的强度和刚度，且横梁下表面水平以使中机身上平台处于水平状态；主减速器撑杆安装平台组件2b用于安装主减速器撑杆接头并与悬吊固定框架组件2a连接，位置应满足主减速器撑杆加载角度的要求；撑杆加载作动器组件2c为特制专用加载作动器，可加装位移传感器用于位移控制或加载行程的监控，其固定端须加装关节轴承以防止变形时产生的附加弯矩，且最大行程应不超过中机身上平台的最大变形，可通过位移传感器进行限制保护。
在本申请实施例中，撑杆加载作动器组件2c应按照预设角度安装在主减速器撑杆安装平台组件2b上；其中，预设角度可以是主减速器撑杆的真实安装角度。
其中，防扭加载工装3包括：防扭接头加载组件3a、加载连杆组件3b、加载作动器组件3c。为了保证防扭接头在上平台大变形量的情况下载荷的准确施加，通过延长载荷加载点和作动器固定点的距离来减少变形引起的误差影响，并将所有载荷都设计成拉伸载荷以避免压缩加载产生失稳。防扭接头加载组件3a用于施加两个防扭接头的对称侧向载荷和航向载荷；加载连杆组件3b由加载接头和延长杆组成，连接部分为铰接，用于释放上平台变形时分力产生的附加力矩；加载作动器组件3c可加装位移传感器用于位移控制或监控加载行程，其固定端须加装关节轴承以防止变形时产生的附加弯矩。
本发明可以近似等效地模拟中机身两端对接框的真实约束方式，可同时对中机身上平台施加主减速器撑杆载荷和防扭接头载荷，真实考核中机身上平台及其支撑框梁的静强度和疲劳强度。
在申请实施例中，本申请提供了一种直升机中机身上平台试验装置，由机身对接固定工装1、主减速器安装加载工装2、防扭加载工装3组成，其中机身对接固定工装有2个，根据实际结构可相同或不同。
本中机身上平台试验装置的安装步骤为：首先安装主减安装加载工装2，通过调整悬吊固定框架组件2a使横梁下表面基本水平；其次将中机身试验件安装到悬吊固定框架组件2a上，安装时应调整好撑杆加载作动器组件2c的行程以使中机身试验件保持水平，且使撑杆加载作动器组件2c行程处于中间位置；然后，将机身对接固定工装1与中机身试验件两端对接，应使机身对接角材组件1a和转接板组件1b贴合紧密，若局部存在间隙可增加垫片，所有的对接螺栓均按要求施加拧紧力矩以保证受力均匀，若有释放自由度的腰型槽，则应使对接螺栓处于腰型槽的中间位置；最后，安装防扭加载工装3，安装时应使加载点和作动器安装固定点的连线保持水平，且与机身试验件航向中轴线平行(航向载荷)或垂直(侧向载荷)。

Claims (5)

1.一种直升机中机身上平台试验装置，其特征在于，包括：
机身对接固定工装，设置在地轨上，用于固定直升机的中机身；
主减速器安装加载工装，设置在地轨上，用于安装主减速器撑杆接头，并向所述主减速器撑杆接头施加载荷；其中，所述主减速器撑杆接头设置在所述中机身上；
防扭加载工装，设置在所述机身对接工装和所述主减速器安装加载工装上，用于向主减速器防扭接头施加载荷；其中，所述主减速器防扭接头设置在所述中机身上；
其中，所述机身对接固定工装，包括：
承力墙组件；
机身对接角材组件，与所述中机身连接；
转接板组件，设置在所述承力墙组件的表面上，且与所述机身对接角材组件连接；
所述主减速器安装加载工装，包括：
悬吊固定框架组件，用于支撑固定主减撑杆安装平台组件；
主减速器撑杆安装平台组件，设置在所述悬吊固定框架组件上，连接主减速器撑杆接头；
撑杆加载作动器组件，设置在所述主减速器撑杆接头上，并对所述主减速器撑杆接头施加载荷；
所述防扭加载工装，包括：
防扭接头加载组件，与所述主减速器防扭接头连接；
加载连杆组件，用于连接所述防扭接头加载组件和加载作动器组件；
加载作动器组件，用于对所述主减速器防扭接头施加载荷。
2.根据权利要求1所述的直升机中机身上平台试验装置，其特征在于，还包括：
地轨，设置在地面上，用于固定安装所述机身对接固定工装和所述主减速器安装加载工装。
3.根据权利要求1所述的直升机中机身上平台试验装置，其特征在于，所述机身对接角材组件，包括：
设置在所述中机身的框梁上多个角材；其中，所述角材呈L型，所述角材的一边通过铆钉与所述框梁连接，另一边通过螺栓与所述转接板组件连接。
4.根据权利要求1所述的直升机中机身上平台试验装置，其特征在于，悬吊固定框架组件包括：固定设置在所述地轨上的立柱以及设置在所述立柱上的横梁。
5.根据权利要求1所述的直升机中机身上平台试验装置，其特征在于，所述撑杆加载作动器组件包括作动器，所述作动器按照预设角度安装在所述主减速器撑杆安装平台组件上。
CN202111381910.5A 2021-11-19 2021-11-19 一种直升机中机身上平台试验装置 Active CN114056598B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111381910.5A CN114056598B (zh) 2021-11-19 2021-11-19 一种直升机中机身上平台试验装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111381910.5A CN114056598B (zh) 2021-11-19 2021-11-19 一种直升机中机身上平台试验装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114056598A CN114056598A (zh) 2022-02-18
CN114056598B true CN114056598B (zh) 2023-04-28

Family

ID=80278671

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111381910.5A Active CN114056598B (zh) 2021-11-19 2021-11-19 一种直升机中机身上平台试验装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114056598B (zh)

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102008020125B3 (de) * 2008-04-21 2009-10-08 Airbus Deutschland Gmbh Vorrichtung zur Versuchsbelastung
CN104807694A (zh) * 2015-05-04 2015-07-29 中国飞机强度研究所 一种机身壁板复合载荷试验装置
CN108238282A (zh) * 2017-12-04 2018-07-03 中国飞机强度研究所 一种中央翼盒试验方法
CN111409856A (zh) * 2020-04-17 2020-07-14 中国飞机强度研究所 一种机身舱段结构强度试验约束***
CN111942614A (zh) * 2020-07-17 2020-11-17 中国飞机强度研究所 一种疲劳试验装置及其方法
CN112461525A (zh) * 2020-11-20 2021-03-09 中国直升机设计研究所 一种无人直升机发动机安装支架试验装置
CN112478192A (zh) * 2020-10-30 2021-03-12 中国直升机设计研究所 一种小载荷直升机全机静力试验加载台架
CN113109170A (zh) * 2021-04-20 2021-07-13 中国直升机设计研究所 一种复合材料长梁强度试验装置
CN113335560A (zh) * 2021-06-04 2021-09-03 中国飞机强度研究所 一种复杂载荷盒段或筒段试验装置及方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7246527B2 (en) * 2004-11-12 2007-07-24 The Boeing Company E-fixture

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102008020125B3 (de) * 2008-04-21 2009-10-08 Airbus Deutschland Gmbh Vorrichtung zur Versuchsbelastung
CN104807694A (zh) * 2015-05-04 2015-07-29 中国飞机强度研究所 一种机身壁板复合载荷试验装置
CN108238282A (zh) * 2017-12-04 2018-07-03 中国飞机强度研究所 一种中央翼盒试验方法
CN111409856A (zh) * 2020-04-17 2020-07-14 中国飞机强度研究所 一种机身舱段结构强度试验约束***
CN111942614A (zh) * 2020-07-17 2020-11-17 中国飞机强度研究所 一种疲劳试验装置及其方法
CN112478192A (zh) * 2020-10-30 2021-03-12 中国直升机设计研究所 一种小载荷直升机全机静力试验加载台架
CN112461525A (zh) * 2020-11-20 2021-03-09 中国直升机设计研究所 一种无人直升机发动机安装支架试验装置
CN113109170A (zh) * 2021-04-20 2021-07-13 中国直升机设计研究所 一种复合材料长梁强度试验装置
CN113335560A (zh) * 2021-06-04 2021-09-03 中国飞机强度研究所 一种复杂载荷盒段或筒段试验装置及方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN114056598A (zh) 2022-02-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108238282B (zh) 一种中央翼盒试验设备
CN102530265B (zh) 一种飞机舱门锁可靠性试验装置
CN108528758B (zh) 通用飞机力学性能试验***
CN111017256B (zh) 一种飞机模型俯仰角可控调节的气动升阻力试验装置
CN110411722B (zh) 一种结构静力与疲劳试验装置
US4798088A (en) Vehicle restraint system
CN205719581U (zh) 一种摆臂多轴疲劳试验台架
CN113138070B (zh) 框与地板梁连接结构静力试验装置
CN107757947A (zh) 一种刚度可调的液压做动器调试台架及调试方法
CN104691780A (zh) 大跨度大挠度悬臂试验台的桁架结构
CN114056598B (zh) 一种直升机中机身上平台试验装置
CN113008575B (zh) 一种模拟工程车车架弯曲工况的试验台架及方法
CN113340711A (zh) 一种加筋壁板静力疲劳载荷施加试验装置
CN202481325U (zh) 一种飞机舱门锁可靠性试验装置
CN115560989B (zh) 一种航空发动机高空模拟测试集成式平台
CN111256933A (zh) 一种倾斜调整装置及摇摆实验台
CN104142227A (zh) 一种用于飞机维修的支撑装置和方法
CN114166489B (zh) 一种刚性主桨毂连接件的加载试验装置
CN213516588U (zh) 一种飞机安定面操纵载荷试验加载装置
CN114476147B (zh) 一种航天器舱体多点起吊静力试验加载装置及方法
CN220339632U (zh) 一种用于飞机扰流板功能试验的加载装置
Lokos et al. Strain-gage loads calibration testing of the active aeroelastic wing F/A-18 aircraft
CN111982443B (zh) 一种可加载位移的水平向振动试验工装
CN114720169B (zh) 飞机平面结构抗离散源撞击测试用复杂应力边界加载***
CN117554044A (zh) 一种用于尾桨连接件的内平衡式疲劳试验装置和试验方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant