【技术实现步骤摘要】
一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置及验证方法
本专利技术属于直升机结构强度试验
,重点涉及一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置及验证方法。
技术介绍
刚性旋翼直升机自动倾斜器长拉杆是采用复合材料的细长杆结构,主要承受来自于自动倾斜器变距的操纵力,是将直升机旋翼操纵传递到桨叶上的一个关键结构,长拉杆一旦失效,会直接导致旋翼无法正常操纵,从而影响到直升机的安全飞行,长拉杆的疲劳验证对保障刚性旋翼直升机的飞行安全有着重要的意义。常规拉杆疲劳验证不存在失稳问题,而刚性旋翼长拉杆是细长结构,其拉杆疲劳试验是加速试验,疲劳试验载荷大,采用常规试验方法不能解决长拉杆不失稳的同时达到试验考核目的。因此设计一种既达到试验考核目的又能保证长拉杆不失稳的疲劳试验装置及疲劳验证方法是必要的,目前未在现有技术中发现有相关技术方案公开。
技术实现思路
本专利技术的目的是:提供一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置及疲劳验证方法,既能达到试验考核目的又能保证长拉杆不失稳。本专利技术的技术方案:为了实现上述目的,根据本专利技术的第一方面,提出一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置,所述疲劳试验装置100包括基座1、第一支座2、径向约束卡环支座3、过渡连接支座4、力传感器5、作动器6、第二支座7;所述第一支座2、径向约束卡环3、过渡连接支座4、第二支座7从左到右依次设置于所述基座1的上端面;所述第一支座2、径向约束卡环支座3、过渡连接支座4、第二支座7位于同一水平线上并且具有相同的安装高度;所述试验件2 ...
【技术保护点】
1.一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置,用于试验件(200)的疲劳性能试验,所述试验件(200)为刚性旋翼复合材料长拉杆,其特征在于,所述疲劳试验装置(100)包括基座(1)、第一支座(2)、径向约束卡环支座(3)、过渡连接支座(4)、力传感器(5)、作动器(6)、第二支座(7);所述第一支座(2)、径向约束卡环(3)、过渡连接支座(4)、第二支座(7)从左到右依次设置于所述基座(1)的上端面;所述试验件(200)一端与所述第一支座(2)转动连接,其中部穿过所述径向约束卡环(3),另一端与所述过渡连接支座(4)转动连接;/n所述径向约束卡环支座(3)上设置有径向约束卡环(31),用于对套装于其中的所述试验件(200)进行径向约束;/n所述过渡连接支座(4)包括相对设置的两个支座耳片,分别记为左支座耳片(41)和右支座耳片(42),以及过渡连接轴(43);所述过渡连接轴(43)穿过两个支座耳片,并且其两端分别伸出两个支座耳片;所述过渡连接轴(43)伸出所述左支座耳片(41)一端与所述试验件(200)转动连接;/n所述作动器(6)的作动筒一端与所述第二支座(7)转动连接,所述作动器(6 ...
【技术特征摘要】
1.一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置,用于试验件(200)的疲劳性能试验,所述试验件(200)为刚性旋翼复合材料长拉杆,其特征在于,所述疲劳试验装置(100)包括基座(1)、第一支座(2)、径向约束卡环支座(3)、过渡连接支座(4)、力传感器(5)、作动器(6)、第二支座(7);所述第一支座(2)、径向约束卡环(3)、过渡连接支座(4)、第二支座(7)从左到右依次设置于所述基座(1)的上端面;所述试验件(200)一端与所述第一支座(2)转动连接,其中部穿过所述径向约束卡环(3),另一端与所述过渡连接支座(4)转动连接;
所述径向约束卡环支座(3)上设置有径向约束卡环(31),用于对套装于其中的所述试验件(200)进行径向约束;
所述过渡连接支座(4)包括相对设置的两个支座耳片,分别记为左支座耳片(41)和右支座耳片(42),以及过渡连接轴(43);所述过渡连接轴(43)穿过两个支座耳片,并且其两端分别伸出两个支座耳片;所述过渡连接轴(43)伸出所述左支座耳片(41)一端与所述试验件(200)转动连接;
所述作动器(6)的作动筒一端与所述第二支座(7)转动连接,所述作动器(6)的输出轴一端与所述力传感器(5)一端通过螺纹水平连接,所述力传感器(5)的另一端与所述过渡连接轴(43)伸出所述右支座耳片(42)一端通过螺纹水平连接;
所述疲劳试验装置(100)还包括控制系统,用于控制所述作动器(6)加载的试验载荷;动态信号测试分析系统,用于进行数据采集处理和试验载荷监测。
2.根据权利要求1所述的一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置,其特征在于,所述径向约束卡环支座(3)的径向约束卡环(31)可选用一体式卡箍或分体式卡箍中的一种。
3.根据权利要求1所述的一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置,其特征在于,所述第一支座(2)、径向约束卡环(3)、过渡连接支座(4)、第二支座(7)可分别通过紧固装置固定于所述基座(1)的上端面。
4.根据权利要求1所述的一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置,其特征在于,所述基座(1)的上端面还设有滑槽,所述第一支座(2)、径向约束卡环(3)、过渡连接支座(4)、第二支座(7)可与所述基座(1)的上端面产生相对滑动。
5.一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳验证方法,其特征在于,采用权利要求1-4任意一项所述的一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置,其特征在于,包括如下步骤:
S1:将试验件(200)安装于疲劳试验装置(100)上
将刚性旋翼复合材料长拉杆作为试验件(200),安装于所述疲劳试验装置(100)上;所述试验件(200)一端与所述第一支座(2)转动连接,另一端与所述过渡连接轴(43)伸出所述左支座耳片(41)一端转动连接;
将所述试验件(200)套装固定于所述径向约束卡环支座(3)上的径向约束卡环(31)内,用于对所述对试验件(200)进行径向约束;
S2:确定试验载荷
依据刚性旋翼直升机复合材料长拉杆的计算载荷谱,采用安全寿命方法,计算满足复合...
【专利技术属性】
技术研发人员:孙思,孟庆春,岳巍,李永鑫,何丁妮,周青文,
申请(专利权)人:中国直升机设计研究所,
类型:发明
国别省市:江西;36
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