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公开(公告)号：CN113176084A
公开(公告)日：2021-07-27
申请号：CN202110427247.1
申请日：2021-04-20
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/00
Abstract: 本发明属于直升机上平台试验技术领域，具体涉及一种直升机上平台试验装置。包括左下支座(1)、左下连接板(2)、左下叉耳(3)、左支撑板(4)、左下夹板(5)、左上夹板(6)、左上叉耳(7)、左上连接板(8)、左上支座(9)、右上支座(10)、右上叉耳(11)、右支撑板(12)、右上夹板(13)、右下夹板(14)、右下叉耳(15)、右下支座(16)、右上连接板(17)、右下连接板(18)、左上支撑叉耳(20)、左下支撑叉耳(21)、右上支撑叉耳(22)、右下支撑叉耳(23)。本发明结构简单，拆装方便，能够满足直升机上平台试验件试验时的边界模拟和载荷传递路线，并且能够满足试验需要。
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公开(公告)号：CN109506914B
公开(公告)日：2020-12-29
申请号：CN201811340594.5
申请日：2018-11-12
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本申请提供了一种尾浆变距疲劳试验装置，包括单耳组件、支撑座和底座，单耳组件包括相互连接的支臂和耳片，耳片上开设有连接孔，用于连接试验件；支撑座包括一体成型的上凸台和下凸台，上凸台用于固定试验件，下凸台与底座连接；底座与支撑座连接的一侧和与其相对的另一侧之间的夹角呈预设角度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108169014B
公开(公告)日：2020-04-03
申请号：CN201711250250.0
申请日：2017-12-01
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明涉及直升机上平台试验领域，特别涉及一种上平台疲劳试验加载装置。该装置包括：加载盘(1)、加载轴(9)以及加载支撑件(10)。在加载盘(1)设置多个加载叉耳，加载叉耳包括：My右加载叉耳(2)、Fx加载叉耳(3)、Mz右加载叉耳(4)、Mx前加载叉耳(5)、Mz左加载叉耳(6)、My左加载叉耳(7)、Mx后加载叉耳(8)，可实现在X、Y、Z方向施加载荷。本发明能够满足上平台疲劳试验时的边界模拟，并且能够根据试验需要，施加上平台所受载荷，通过加载盘(1)上加载点结构设计，实现使用较少的加载作动筒达到施加全部试验载荷的目的，结构简单，拆装方便。
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公开(公告)号：CN104215442B
公开(公告)日：2017-07-07
申请号：CN201410424784.0
申请日：2014-08-26
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/00
Abstract: 一种尾桨叶袖套离心力加载装置，属于直升机尾桨叶疲劳试验技术，其特征在于，包括弹簧、弹簧连接螺栓、弹簧连接叉耳、测力杆、调节杆、带柄轴承、连接板、轴承连接螺栓、桨叶袖套连接板、调节螺母和中间带柄轴承，弹簧一端与弹簧连接叉耳连接，测力杆通过螺纹连接弹簧连接叉耳和调节杆，调节杆与带柄轴承通过螺纹连接；连接板上有孔，带柄轴承通过轴承连接螺栓与连接板相连；带柄轴承可以绕着轴承连接螺栓转动，中间带柄轴承一端插入连接板，并通过轴承连接螺栓连接，另一端与桨叶袖套连接板连接，通过调节螺母可以调节桨叶袖套离心力的大小。本发明模拟尾桨叶袖套受力状态，通过弹簧对袖套施加试验载荷，达到考核尾桨叶疲劳性能的目的。
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公开(公告)号：CN103900801B
公开(公告)日：2016-12-28
申请号：CN201210571568.X
申请日：2012-12-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/00
Abstract: 本发明设计一种叉形件疲劳试验装置，完全模拟叉形件装机时的受力状态，能对叉形件各支臂同时施加载荷，达到考核叉形件疲劳性能的目的。本发明的技术方案包括：模拟轴、顶板、关节轴承组件、叉形件、键、调节螺母、限位螺母、下底板、支撑套组成，叉形件插入模拟轴中，模拟轴上有螺纹，叉形件在模拟轴上的位置通过调节螺母调节，下底板中心有孔，模拟轴的端部插入孔中，并通过限位螺母来调整下底板的安装位置，下底板四周有孔，通过螺栓、支撑套与顶板相连，并用安装螺母拧紧，关节轴承组件通过螺栓与叉形件连接，关节轴承组件连接叉形件试验载荷。
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公开(公告)号：CN104215444A
公开(公告)日：2014-12-17
申请号：CN201410424978.0
申请日：2014-08-26
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/00
Abstract: 本发明属于无轴承旋翼柔性梁疲劳试验技术，涉及一种无轴承旋翼柔性梁疲劳试验装置设计。其特征在于，包括离心力外框、推力球轴承、滚动轴承、盖板、柔性梁接头和锁紧螺母；离心力外框为框形结构，在一侧面开有轴承安装孔，柔性梁接头一端为阶梯形旋转轴，盖板为圆形凸台结构，中间为通孔，滚动轴承安装到离心力外框的轴承安装孔上，盖板凸台压在滚动轴承的外圈，柔性梁接头穿过滚动轴承并通过推力球轴承连接到离心力外框上，试验载荷通过相连的执行机构来施加。本发明在施加离心力的同时能够不影响扭矩的加载，达到考核无轴承旋翼柔性梁疲劳性能的目的。
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公开(公告)号：CN104215213A
公开(公告)日：2014-12-17
申请号：CN201410424915.5
申请日：2014-08-26
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 一种尾桨叶标定装置，属于直升机尾桨叶试验技术，其特征在于，包括桨叶连接叉耳(1)、转动轴(2)、轴盖板(3)、转动连接板(4)、盖板螺栓(5)、支座(6)和锁定螺栓(7)，尾桨叶固定在桨叶连接叉耳上(1)，桨叶连接叉耳(1)与转动轴(2)连接，转动轴(2)与轴盖板(3)通过盖板螺栓(5)锁定，转动连接板(4)一端与轴盖板(3)通过盖板螺栓(5)连接，另一端插入支座(6)内，并通过锁定螺栓(7)固定。本发明的有益效果：本发明结构简单，能够完成尾桨叶应变标定，并且能够保证尾桨桨叶两自由度转动，能够同时满足桨叶挥舞和摆振的标定，减少了桨叶标定时的拆卸次数。
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