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公开(公告)号：CN119437713A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411438388.3
申请日：2024-10-15
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/027 , B64F5/60
Abstract: 本发明属于直升机试验技术领域，公开了一种直升机地面联合试验中间减速器功率损失测量装置及方法。装置包括：解码器、上位机、尾斜轴扭矩采集组件、尾水平轴扭矩采集组件；尾水平轴扭矩采集组件安装在尾水平轴上，通过应变片采集尾水平轴扭矩，并将尾水平轴扭矩传递至解码器，解码器将数据解码后传递至上位机；尾斜轴扭矩采集组件安装在尾斜轴上，通过应变片采集尾斜轴扭矩，并将尾斜轴扭矩传递至解码器，解码器将数据解码后传递至上位机；上位机根据解码后的尾水平轴和尾斜轴扭矩数据，计算尾水平轴和尾斜轴典型工况下的扭矩和转速，进而计算功率损失。
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公开(公告)号：CN104697794B
公开(公告)日：2017-06-23
申请号：CN201310646152.4
申请日：2013-12-04
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/04
Abstract: 本发明提供一种碳化钨轴承性能试验装置，能够更准确的测试碳化钨轴承的性能。本发明的技术方案包括：方形臂假件、第一带柄关节轴承，位移传感器，第一液压作动器，第二带柄关节轴承，导向支撑、第二液压作动器，力传感器，三角臂假件，连接螺栓假件，角接触球轴承，切向力加载接头；碳化钨直衬套套在连接螺栓假件两端，碳化钨凸肩衬套套在碳化钨直衬套外表面，碳化钨平垫圈套在碳化钨直衬套外侧；方形臂假件上设有两个相对的单耳片，所述两个单耳片上开有与碳化钨凸肩衬套外径适配的孔，套在碳化钨直衬套外侧的碳化钨凸肩衬套外表面与单耳片的孔内表面胶结；三角臂假件一端套在连接螺栓假件中部。
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公开(公告)号：CN104215458A
公开(公告)日：2014-12-17
申请号：CN201410424827.5
申请日：2014-08-26
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/04
Abstract: 一种直升机尾桨支撑轴承疲劳试验装置，属于直升机尾桨支撑轴承疲劳试验技术，其特征在于，轴承支座为单耳形轴承支座；支撑轴承垫块为整体为方形结构，中间有凹槽，柔性梁假件中间为方形平台，两端为旋转轴；支撑轴承垫块粘接到梁假件的方形平台上,用压紧螺栓压缩支撑轴承后安装到支撑轴承垫块,外框通过两个滚动轴承组件固定在底板上,用支撑轴承连接螺栓连接固紧外框和支撑轴承,在柔性梁假件两端安装滚动轴承组件并固定滚动轴承支座螺栓,保证外框旋转轴线与柔性梁假件旋转轴线相互垂直并在同一平面内。本发明实现了挥舞角和变距角同步高频加载,真实模拟尾桨支撑轴承在飞机飞行状态的工作环境，达到考核尾桨支撑轴承疲劳性能的目的。
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公开(公告)号：CN103900811A
公开(公告)日：2014-07-02
申请号：CN201210571482.7
申请日：2012-12-25
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/02
Abstract: 本发明提供一种尾旋翼轴疲劳试验旋转载荷施加装置，以确定尾旋翼轴的疲劳性能和薄弱部位，为确定其使用寿命提供依据。本发明的技术方案包括：第一、第二、第三、第四液压作动器通过旋转弯矩加载接头与加载盘连接，并垂直于加载盘的盘面，第一液压作动器、第二液压作动器、第三液压作动器、第四液压作动器以相同力臂对称于尾旋翼轴试验件布置，第五液压作动器、第六液压作动器通过旋转剪力加载接头与加载盘两个相差90°的支臂连接，并平行于加载盘的盘面；尾旋翼轴试验件通过上支撑轴承假件，下支撑轴承假件与试验台架固定，尾旋翼轴试验件上部与尾减输出法兰盘下部连接装配，尾减输出法兰盘上部与加载盘连接。
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公开(公告)号：CN102539127A
公开(公告)日：2012-07-04
申请号：CN201010615548.9
申请日：2010-12-31
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: G01M13/00
Abstract: 本发明属于直升机桨叶测试技术，涉及对桨叶标定时标准载荷施加装置的改进。包括一个与被标定桨叶[8]的工艺接头连接的加载杆[5]和加载滑轮组件，其特征在于，标准载荷施加装置由加载杆[5]、加载滑轮组件、升降机构[1]、加载框架[2]、加载钢索[4]、铅垂线[6]和电子秤[7]组成。升降机构[1]由底座[1a]、支撑筒[1b]、导向销[1c]、螺杆[1d]和带手柄螺母[1e]组成。加载框架[2]是由两个垂直杆[2a]、一个下平板[2b]、一个水平杆[2c]、水平杆固定螺母[2d]和垂直杆固定螺母[2e]组成的矩形框架。本发明适用于对各种桨叶进行标定，能避免因滑轮上摩擦力的大小和方向的不确定性造成标定误差，提高了标定精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116046357A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202211496385.6
申请日：2022-11-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于直升机桨叶吸振器疲劳试验技术，涉及一种直升机桨叶吸振器疲劳试验装置，模拟了直升机桨叶吸振器的装机边界条件，同时通过对直升机桨叶吸振器施加离心力载荷和摆振力载荷，模拟直升机桨叶吸振器在直升机上的真实受力状态，其结构简单、经济性好，且工作性能稳定可靠，能保证加载精度，可以很好的满足试验要求。
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公开(公告)号：CN119469697A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411440999.1
申请日：2024-10-16
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明公开一种用于直升机桨毂中央件的钢架混泥土试验平台，包括：承力底板、柱形钢架结构和钢架混泥土结构；其中，柱形钢架结构包括螺杆组件、上支撑板和下支撑板；上支撑板和下支撑板设置有位置对应的多组螺栓孔，用于通过每组螺栓孔固定安装1个螺杆组件，以将上支撑板和下支撑板固定安装各螺杆组件的相同轴向位置处；安装后的柱形钢架结构整体放置在水泥基坑中；钢架混泥土结构包括多根钢筋和用于浇筑的混泥土；多根钢筋沿水泥基坑周向贯穿柱形钢架结构的螺杆组件和水泥基坑中的预留钢架，以通过钢筋布网形式将柱形钢架结构和水泥基坑连接在一起；混泥土通过上支撑板和下支撑板上的引流孔注入水泥基坑中，使得钢架混泥土试验平台与水泥基坑融为一体结构，并将承力底板固定安装在上支撑板的顶部端面上。本发明的技术方案解决了针对常规球柔性桨毂中央件的现有普通焊接式钢架试验平台，由于重型直升机的桨毂中央件相比于现有型号直升机承受更大的载荷，难以使用现有焊接式钢架试验平台实现其疲劳试验加载的问题。
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公开(公告)号：CN117341984A
公开(公告)日：2024-01-05
申请号：CN202311486532.6
申请日：2023-11-09
Applicant: 中国直升机设计研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明属于飞行器试验测试技术领域，公开了一种高速移动旋翼塔试验系统，包括：驱动及控制室、机轮、固定平台、可调平台、电机及传动系统、固定装置和采集测试器；所述固定平台为试验系统主承力结构，通过机轮承载；所述可调平台通过多组柔性连接装置安装于固定平台上；所述旋翼塔通过固定装置固定于可调平台上；所述采集测试器用于采集旋翼塔试验数据；所述电机及传动系统设置在旋翼塔内，用于带动旋翼转动；所述驱动及控制室设置在固定平台前端，用于控制试验系统运动、控制旋翼塔进行测试及控制采集测试器进行数据采集。
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公开(公告)号：CN114166490B
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202111399060.1
申请日：2021-11-23
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明提供了一种刚性旋翼主桨中央件的离心力分离式加载试验装置，包括：刚性主桨中央件、拉扭条假件、支臂假件、分离式加载接头和两套离心力加载机构；支臂假件的柱状套筒结构嵌套安装刚性主桨中央件，拉扭条假件的一端与拉扭条基座固定连接，且与刚性主桨中央的端部固定连接，其另一端与分离式加载接头的中间连接部固定连接；分离式加载接头的两端接头部分别连接一套离心力加载机构，以通过离心力加载机构与加载执行机构连接，用于对两套离心力加载机构施加离心力，并将离心力传递到拉扭条假件。本发明实施例的技术方案解决了现有疲劳试验的方案，在试验过程中需大大提高挥舞力、摆振力，从而导致试验测控难度大，且存在不可控风险的问题。
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公开(公告)号：CN115727047A
公开(公告)日：2023-03-03
申请号：CN202211496457.7
申请日：2022-11-27
Applicant: 中国直升机设计研究所
Abstract: 本发明属于航空地面试验技术领域，公开了一种缓冲装置机身连接段固定加载装置，包括顶部固定装置、底部固定装置和大底板，顶部固定装置整体覆盖缓冲装置机身连接段的顶部并通过间隔分布的铆接孔与缓冲装置机身连接段顶部铆接，底部固定装置设在缓冲装置机身连接段的底部两侧并通过间隔分布的铆接孔整体与缓冲装置机身连接段底部两侧铆接，顶部固定装置和底部固定装置固定安装在大底板上。本发明采用了上下多个面贴合铆接的方式来固定缓冲装置机身连接段，不仅真实模拟了缓冲装置机身连接段的装配边界条件及加载工况，还保证了加载过程中缓冲装置机身连接段的各个面受力均匀，其加载稳定，受力均衡，结构协调，试验数据精确可靠。
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