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CN114166488A - 一种直升机主起落架的疲劳试验加载装置 - Google Patents

一种直升机主起落架的疲劳试验加载装置 Download PDF

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CN114166488A
CN114166488A CN202111399022.6A CN202111399022A CN114166488A CN 114166488 A CN114166488 A CN 114166488A CN 202111399022 A CN202111399022 A CN 202111399022A CN 114166488 A CN114166488 A CN 114166488A
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China Helicopter Research and Development Institute
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Abstract

本发明提供了一种直升机主起落架的疲劳试验加载装置，主起落架组件的管轴两端的关节轴承安装在关节轴承支座内，并通过关节轴承支座固定在试验台上，缓冲支柱端部连接的上接头连接件固定安装在试验台上，轮毂轴与防扭销、防转固定座和假轮组件依次连接；假轮组件用于模拟与主起落架相连接的机轮，其两个圆盘之间在Z向和X向安装有单叉耳结构件，用于施加Z向和X向载荷，在Y向安装有用于施加Y方向载荷的双叉耳。本发明实施例的技术方案解决了现有直升机主起落架的疲劳试验结构复杂、拆装不方便，并且试验在施加载荷的过程中，会产生附加作用力的问题。

Description

一种直升机主起落架的疲劳试验加载装置
技术领域
本发明涉及但不限于直升机疲劳试验技术领域，尤其涉及一种直升机主起落架的疲劳试验加载装置。
背景技术
主起落架是直升机结构的重要组成部分，具体地，主起落架是直升机着陆装置，在直升机着陆过程中起到吸收着陆过程中能量的作用，可以减小着陆过程中对直升机的冲击作用。
直升机主起落架在起飞和着陆过程中，需要承受交变载荷，其疲劳性能直接影响直升机飞行安全，现有直升机主起落架的疲劳试验结构复杂、拆装不方便，并且试验在施加载荷的过程中，会产生附加作用力。
发明内容
本发明的目的是：本发明提供了一种直升机主起落架的疲劳试验加载装置，以解决现有直升机主起落架的疲劳试验结构复杂、拆装不方便，并且试验在施加载荷的过程中，会产生附加作用力的问题。
本发明的技术方案是：本发明提供了一种直升机主起落架的疲劳试验加载装置，包括：上接头连接件1，两个关节轴承座4，防转固定座10，防扭销12和假轮组件11；作为试验件的主起落架组件13包括：管轴、摇臂、轮毂轴和缓冲支柱；
其中，所述主起落架组件13的管轴两端的两个关节轴承一一对应安装在两个关节轴承支座4内，并通过关节轴承支座4固定在试验台的相应结构上，上接头连接件1安装在缓冲支柱的端部，且固定连接在试验台的相应结构上；其轮毂轴与防扭销12、防转固定座10和假轮组件11依次连接，用于在试验过程中起到定位和防扭转作用；
所述假轮组件11用于模拟与主起落架相连接的机轮，包括：两个相对设置的圆盘1103，且两个圆盘1103的相应位置具设置有中心通孔、周向设置的连接通孔和Y向加载通孔，两个圆盘1103的中心通孔通过中心套筒1105连接，连接通孔处设置有用于连接两个圆盘1103的圆盘螺栓1107，两个圆盘1103位于试验台X向和Z向的连接通孔和圆盘螺栓1107通过设置于两个圆盘1103之间的单叉耳结构件1101和设置于单叉耳结构件1101两侧的短套筒1102连接，其余连接通孔和圆盘螺栓1107之间通过长套筒1104连接，所述Y向加载通孔通过长套筒1104和双叉耳1106连接。
可选地，如上所述的直升机主起落架的疲劳试验加载装置中，
所述疲劳试验加载装置，用于通过所述假轮组件11在X向上的单叉耳结构件1101、Z向的单叉耳结构件1101和Y向的双叉耳1106，分别施加X方向、Y方向和Z方向的载荷。
可选地，如上所述的直升机主起落架的疲劳试验加载装置中，所述疲劳试验加载装置施加X方向、Y方向和Z方向的载荷的方式，包括：
在X方向通过伺服控制系统将X方向载荷作用到假轮组件11在X向上的单叉耳结构件1101上，通过圆盘1103将X方向载荷作用于主起落架组件13的轮毂轴上；
在Y方向通过伺服控制系统将Y方向载荷作用到假轮组件11的双叉耳1106上，通过双叉耳1106将Y方向载荷传递于圆盘1103上，通过圆盘1103将Y方向载荷作用于主起落架组件13的轮毂轴上；
在Z方向通过伺服控制系统将Z方向载荷作用到假轮组件11在Z向上的单叉耳结构件1101上，通过圆盘1103将Z方向载荷作用于主起落架组件13的轮毂轴上。
可选地，如上所述的直升机主起落架的疲劳试验加载装置中，还包括：试验台，以及设置于试验台上的Z向加载组件6，Y向加载组件7和X向加载组件8；
所述试验台包括：试验底板9，设置于试验底板9上的试验件安装组件，用于固定安装主起落架组件13；
所述Z向加载组件6设置于试验底板9上，且位于假轮组件11的X方向上，用于通过假轮组件11向主起落架组件13施加X方向载荷；
所述X向加载组件8设置于试验底板9上，且位于假轮组件11的Z方向上，用于通过假轮组件11向主起落架组件13施加Z方向载荷；
所述Y向加载组件7设置于试验底板9上、且架设在假轮组件11的正上方，用于通过假轮组件11向主起落架组件13施加Y方向载荷。
可选地，如上所述的直升机主起落架的疲劳试验加载装置中，所述试验件安装组件包括：上连接座2，下固定底座3，管轴固定座5，以及多个立柱；
所述下固定底座3通过多个立柱平行架设在试验台底座上，且上连接座2的底板通多个立柱平行架设在下固定底座3上，管轴固定座5和关节轴承座4固定安装于下固定底座3上，用于固定连接主起落架组件13的管轴，上连接座2的侧板与安装于缓冲支柱的端部的上接头连接件1连接，从而将主起落架组件13连接于所述试验件安装组件上。
可选地，如上所述的直升机主起落架的疲劳试验加载装置中，
所述Z向加载组件6包括：龙门架601，上压板602，Z向作动器固定座603，Z向作动器604，Z向传感器605，Z向转接头607，Z向连接杆606，Z向固定螺栓608，Z向作动器螺栓609；
其中，龙门架601固定安装在试验底板9上，且架设于假轮组件11的正上方，上压板602安装于龙门架601的横梁上，上压板602与位于横梁下方的Z向作动器固定座603通过Z向固定螺栓608固定连接，Z向作动器604的顶端通过Z向作动器螺栓609安装在Z向作动器固定座603上，其底端依次连接有Z向传感器605，Z向转接头607和Z向连接杆606；
所述Z向连接杆606与假轮组件11在Z向上的单叉耳结构件1101相连接，用于通过Z向作动器604向假轮组件11施加Z方向载荷。
可选地，如上所述的直升机主起落架的疲劳试验加载装置中，
所述Y向加载组件7包括：Y向固定座701，Y向叉耳702，Y向作动器螺栓706，Y向作动器703，Y向传感器604，Y向连接头705；
所述Y向固定座701固定安装在试验底板9上，且位于假轮组件11的Y向上，Y向固定座701面向假轮组件11的一侧端面连接有Y向叉耳702，Y向叉耳702通过Y向作动器螺栓706与Y向作动器703的一端相连接，Y向作动器703的另一端依次连接有Y向传感器604和Y向连接头705；
所述Y向连接头705通过一个单叉耳结构件1101与假轮组件11的双叉耳1106相连接，用于通过Y向作动器703向假轮组件11施加Z方向载荷。
可选地，如上所述的直升机主起落架的疲劳试验加载装置中，
所述X向加载组件8包括：X向固定座801，X向叉耳802，X向作动器螺栓803，X向作动器804，X向传感器805，X向连接头806；
所述X向固定座801固定安装在试验底板9上，且位于假轮组件11的X向上，X向固定座801面向假轮组件11的一侧端面连接有X向叉耳802，X向叉耳802通过X向作动器螺栓803与X向作动器804的一端相连接，X向作动器804的另一端依次连接有X向传感器805和X向连接头806；
所述X向连接头806与假轮组件11在X向上的单叉耳结构件1101相连接，用于通过X向作动器804向假轮组件11施加X方向载荷。
本发明的有益技术效果：
本发明提供的一种直升机主起落架的疲劳试验加载装置，可以实现X、Y、Z三个方向加载，首先，通过主起落架组件13连接的上接头连接件1和关节轴承座4将作为试验件的主起落架组件13安装在试验台上，其次，在X方向通过伺服控制系统将X方向载荷作用到假轮组件11在X向上的单叉耳结构件1101上，通过圆盘1103将X方向载荷作用于主起落架组件13的轮毂轴上，在Y方向通过伺服控制系统将Y方向载荷作用到假轮组件11的双叉耳1106上，通过双叉耳1106将Y方向载荷传递于圆盘1103上，通过圆盘1103将Y方向载荷作用于主起落架组件13的轮毂轴上，在Z方向通过伺服控制系统将Z方向载荷作用到假轮组件11在Z向上的单叉耳结构件1101上，通过圆盘1103将Z方向载荷作用于主起落架组件13的轮毂轴上。且本发明实施例提供的扭矩加载装置简单实用，加工及维护成本较低，解决某直升机主起落架疲劳试验加载装置缺乏的问题，实现考核某直升机主起落架疲劳试验加载装置的疲劳特性的目的。
附图说明
附图用来提供对本实用新型技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本实用新型的技术方案，并不构成对本实用新型技术方案的限制。
图1为本发明实施例提供的一种直升机主起落架的疲劳试验加载装置的结构示意图；
图2为图1所示实施例提供的直升机主起落架的疲劳试验加载装置中假轮组件的结构示意图；
图3为图1所示实施例通过的直升机主起落架的疲劳试验加载装置的三向载荷的示意图；
图4为本发明实施例提供的另一种直升机主起落架的疲劳试验加载装置的结构示意图；
图5为图4所示实施例提供的直升机主起落架的疲劳试验加载装置中Z向加载组件的结构示意图；
图6为图4所示实施例提供的直升机主起落架的疲劳试验加载装置中Y向加载组件的结构示意图；
图7为图4所示实施例提供的直升机主起落架的疲劳试验加载装置中X向加载组件的结构示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。
上述背景技术中已经说明，主起落架是直升机着陆装置，在直升机着陆过程中起到吸收着陆过程中能量的作用，且直升机主起落架在起飞和着陆过程中，需要承受交变载荷，其疲劳性能直接影响直升机飞行安全，现有直升机主起落架的疲劳试验结构复杂、拆装不方便，并且试验在施加载荷的过程中，会产生附加作用力。
针对现有直升机主起落架的疲劳试验结构所存在的上述问题，本发明在某型机主起落架提出一种新型设计方案，以满足对直升机主起落架进行疲劳试验的各项加载要求。
直升机主起落架的疲劳性能有着至关重要的作用，为了探究某直升机主起落架疲劳性能，提出了本发明实施例中的直升机主起落架的疲劳试验加载装置。
本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。
图1为本发明实施例提供的一种直升机主起落架的疲劳试验加载装置的结构示意图。如图1所示，本发明实施例提供的一种直升机主起落架的疲劳试验加载装置的基本结构，可以包括：上接头连接件1，两个关节轴承座4，防转固定座10，防扭销12，假轮组件11。
另外，作为试验件的主起落架组件13包括：管轴、摇臂、轮毂轴和缓冲支柱；其结构中，摇臂的一端与横向设置的管轴接近机轮的一端相连接，其另一端分别与轮毂轴和缓冲支柱的一端连接，且轮毂轴安装在用于模拟机轮的假轮组件11轮轴中。
本发明实施例中，作为试验件的主起落架组件13与上述疲劳试验加载装置的安装结构为：
主起落架组件13的管轴两端的两个关节轴承一一对应安装在两个关节轴承支座4内，并通过关节轴承支座4固定在试验台的相应结构上，上接头连接件1安装在缓冲支柱的端部，且固定连接在试验台的相应结构上；其轮毂轴与防扭销12、防转固定座10和假轮组件11依次连接。
本发明实施例中假轮组件11用于模拟与主起落架相连接的机轮，如图2所示，为图1所示实施例提供的直升机主起落架的疲劳试验加载装置中假轮组件的结构示意图，该假轮组件11具体包括：两个相对设置的圆盘1103，且两个圆盘1103的相应位置具设置有中心通孔、周向设置的连接通孔和Y向加载通孔，两个圆盘1103的中心通孔通过中心套筒1105连接，连接通孔处设置有用于连接两个圆盘1103的圆盘螺栓1107，两个圆盘1103位于试验台X向和Z向的连接通孔和圆盘螺栓1107通过设置于两个圆盘1103之间的单叉耳结构件1101和设置于单叉耳结构件1101两侧的短套筒1102连接，其余连接通孔和圆盘螺栓1107之间通过长套筒1104连接，Y向加载通孔通过长套筒1104和双叉耳1106连接。
本发明实施例在具体实现中，防扭销12和防转固定座10用于在试验过程中起到定位和防扭转作用，保证试验有效进行，防转固定座10套设在主起落架组件13的轮毂轴外侧，且轮毂轴穿过圆盘1103的中心孔，并通过螺母紧锁固定；通过防扭销12穿过轮毂轴的外侧端面孔，并插入防转固定座10的凸台孔，将防转固定座10固定连接在圆盘1103上，并用于防止轮毂轴与圆盘1103的相互转动。
基于上述图1和图2所示直升机主起落架的疲劳试验加载装置的具体结构，本发明实施例中的疲劳试验加载装置的作用为：
通过假轮组件11在X向上的单叉耳结构件1101、Z向的单叉耳结构件1101和Y向的双叉耳1106，分别施加X方向、Y方向和Z方向的载荷。如图3所示，图1所示实施例通过的直升机主起落架的疲劳试验加载装置的三向载荷的示意图。
需要说明的是，本发明各实施例中的三向载荷分别设定为：
X方向为：直升机航向载荷方向；
Y方向为：直升机侧向载荷方向；
Z方向为：直升机垂向载荷方向。
本发明实施例在具体实现中，疲劳试验加载装置施加X方向、Y方向和Z方向的载荷的方式，可以包括以下三个方向上的载荷加载方式：
在X方向上，通过伺服控制系统将X方向载荷作用到假轮组件11在X向上的单叉耳结构件1101上，通过圆盘1103将X方向载荷作用于主起落架组件13的轮毂轴上；
在Y方向上，通过伺服控制系统将Y方向载荷作用到假轮组件11的双叉耳1106上，通过双叉耳1106将Y方向载荷传递于圆盘1103上，通过圆盘1103将Y方向载荷作用于主起落架组件13的轮毂轴上；
在Z方向上，通过伺服控制系统将Z方向载荷作用到假轮组件11在Z向上的单叉耳结构件1101上，通过圆盘1103将Z方向载荷作用于主起落架组件13的轮毂轴上。
进一步地，如图4所示，为本发明实施例提供的另一种直升机主起落架的疲劳试验加载装置的结构示意图。在图1所示疲劳试验加载装置的结构基础上，该图4所示实施例提供的疲劳试验加载装置还可以包括：试验台，以及设置于试验台上的Z向加载组件6，Y向加载组件7和X向加载组件8。
如图3所示，本发明实施例中的试验台可以包括：试验底板9，设置于试验底板9上的试验件安装组件，用于固定安装主起落架组件13。
本发明实施例中的Z向加载组件6设置于试验底板9上，且位于假轮组件11的X方向上，用于通过假轮组件11向主起落架组件13施加X方向载荷；
本发明实施例中的X向加载组件8设置于试验底板9上，且位于假轮组件11的Z方向上，用于通过假轮组件11向主起落架组件13施加Z方向载荷；
本发明实施例中的Y向加载组件7设置于试验底板9上、且架设在假轮组件11的正上方，用于通过假轮组件11向主起落架组件13施加Y方向载荷。
如图4所示，在本发明实施例中，试验件安装组件包括：上连接座2，下固定底座3，管轴固定座5，以及多个立柱。
该试验件安装组件中，下固定底座3通过多个立柱平行架设在试验台底座上，且上连接座2的底板通多个立柱平行架设在下固定底座3上，管轴固定座5和关节轴承座4固定安装于下固定底座3上，用于固定连接主起落架组件13的管轴，上连接座2的侧板与安装于缓冲支柱的端部的上接头连接件1连接，从而将主起落架组件13连接于试验件安装组件上。
需要说明的是，本发明实施例中，主起落架组件13与试验件安装组件的连接形式，完全模仿装机中主起落架组件13与机体的连接形式。
在本发明实施例的一种实现方式中，如图5所示，为图4所示实施例提供的直升机主起落架的疲劳试验加载装置中Z向加载组件的结构示意图。
该实现方式中，Z向加载组件6包括：龙门架601，上压板602，Z向作动器固定座603，Z向作动器604，Z向传感器605，Z向转接头607，Z向连接杆606，Z向固定螺栓608，Z向作动器螺栓609。
该实现方式中Z向加载组件6的安装结构为：龙门架601固定安装在试验底板9上，且架设于假轮组件11的正上方，上压板602安装于龙门架601的横梁上，上压板602与位于横梁下方的Z向作动器固定座603通过Z向固定螺栓608固定连接，Z向作动器604的顶端通过Z向作动器螺栓609安装在Z向作动器固定座603上，其底端依次连接有Z向传感器605，Z向转接头607和Z向连接杆606。
基于该实现方式中Z向加载组件6的安装结构，其Z向连接杆606与假轮组件11在Z向上的单叉耳结构件1101相连接，用于通过Z向作动器604向假轮组件11施加Z方向载荷。
在本发明实施例的一种实现方式中，如图6所示，为图4所示实施例提供的直升机主起落架的疲劳试验加载装置中Y向加载组件的结构示意图。
该实现方式中，Y向加载组件7包括：Y向固定座701，Y向叉耳702，Y向作动器螺栓706，Y向作动器703，Y向传感器604，Y向连接头705。
该实现方式中Y向加载组件7的安装结构为：Y向固定座701固定安装在试验底板9上，且位于假轮组件11的Y向上，Y向固定座701面向假轮组件11的一侧端面连接有Y向叉耳702，Y向叉耳702通过Y向作动器螺栓706与Y向作动器703的一端相连接，Y向作动器703的另一端依次连接有Y向传感器604和Y向连接头705。
基于该实现方式中Z向加载组件6的安装结构，其Y向连接头705通过一个单叉耳结构件1101与假轮组件11的双叉耳1106相连接，用于通过Y向作动器703向假轮组件11施加Z方向载荷。
在本发明实施例的一种实现方式中，如图7所示，为图4所示实施例提供的直升机主起落架的疲劳试验加载装置中X向加载组件的结构示意图。
该实现方式中，X向加载组件8包括：X向固定座801，X向叉耳802，X向作动器螺栓803，X向作动器804，X向传感器805，X向连接头806。
该实现方式中X向加载组件8的安装结构为：X向固定座801固定安装在试验底板9上，且位于假轮组件11的X向上，X向固定座801面向假轮组件11的一侧端面连接有X向叉耳802，X向叉耳802通过X向作动器螺栓803与X向作动器804的一端相连接，X向作动器804的另一端依次连接有X向传感器805和X向连接头806。
基于该实现方式中X向加载组件8的安装结构，其X向连接头806与假轮组件11在X向上的单叉耳结构件1101相连接，用于通过X向作动器804向假轮组件11施加X方向载荷。
本发明实施例提供的发动机安装支架的扭矩加载装置，可以实现X、Y、Z三个方向加载，首先，通过主起落架组件13连接的上接头连接件1和关节轴承座4将作为试验件的主起落架组件13安装在试验台上，其次，在X方向通过伺服控制系统将X方向载荷作用到假轮组件11在X向上的单叉耳结构件1101上，通过圆盘1103将X方向载荷作用于主起落架组件13的轮毂轴上，在Y方向通过伺服控制系统将Y方向载荷作用到假轮组件11的双叉耳1106上，通过双叉耳1106将Y方向载荷传递于圆盘1103上，通过圆盘1103将Y方向载荷作用于主起落架组件13的轮毂轴上，在Z方向通过伺服控制系统将Z方向载荷作用到假轮组件11在Z向上的单叉耳结构件1101上，通过圆盘1103将Z方向载荷作用于主起落架组件13的轮毂轴上。且本发明实施例提供的扭矩加载装置简单实用，加工及维护成本较低，解决某直升机主起落架疲劳试验加载装置缺乏的问题，实现考核某直升机主起落架疲劳试验加载装置的疲劳特性的目的。
以下通过一个具体实施例对本发明实施例提供的发动机安装支架的扭矩加载装置的具体实现方式进行详细说明。
参照图1到图7所示，该具体实施例提供的发动机安装支架的扭矩加载装置，包括如下部件和组件：上接头连接件1,上连接座2，下固定座3，关节轴承座4,管轴固定座5，Z向加载组件6，Y向加载组件7，X向加载组件8，试验底板9，防转固定座10，假轮组件11，防扭销12，作为试验件的主起落架组件13。
如图5所示，Z向加载组件6包括：龙门架601，上压板602，Z向作动器固定座603，Z向作动器604，Z向传感器605，Z向转接头607，Z向连接杆606，Z向固定螺栓608，Z向作动器螺栓609。
如图6所示，Y向加载组件7包括：Y向固定座701，Y向叉耳702，Y向作动器螺栓706，Y向作动器703，Y向传感器604，Y向连接头705。
如图7所示，X向加载组件8包括：X向固定座801，X向叉耳802，X向作动器螺栓803，X向作动器804，X向传感器805，X向连接头806。
如图2所示，假轮组件11包括单叉耳结构件1101，短套筒1102，圆盘1103，长套筒1104，中心套筒1105，双叉耳1106，圆盘螺栓1107。
该具体实施例提供的直升机主起落架的疲劳试验加载装置，可以实现X、Y、Z三个方向加载。
在X方向加载的具体实施中，X向叉耳802通过X向作动器螺栓803连接于X向固定座801与X向作动器804上，X向传感器805将X向作动器804与X向连接头806相连，形成X向加载组件8的安装结构。
在Y方向加载的具体实施中，Y向叉耳702通过Y向作动器螺栓706连接于Y向固定座701与Y向作动器703上，Y向传感器604将Y向作动器703与Y向连接头705相连，形成Y向加载组件7的安装结构。
在Z方向加载的具体实施中，Z向固定螺栓608将Z向作动器固定座603与上压板602连接固定于龙门架601，Z向作动器固定座603通过Z向作动器螺栓609连接于Z向作动器604，Z向传感器605将Z向作动器604与Z向转接头607相连，Z向转接头607再与Z向连接杆606相连，形成Y向加载组件7的安装结构。
如图2所示，该具体实施例中，假轮组件11主要由七个圆盘螺栓1107和双叉耳1106将两个圆盘1103相互连接，在两圆盘1103中心连接中心套筒1105，在X、Z方向加载的圆盘螺栓1107与两圆盘1103之间需要连接单叉耳结构件1101和两个短套筒1102，单叉耳结构件1101两侧各连接一个短套筒1102，其余圆盘螺栓1107两圆盘1103之间直接连接长套筒1104，在Y方向加载的双叉耳1106与两圆盘1103之间也直接连接长套筒。
该具体实施例中的某直升机主起落架疲劳试验加载装置，作为试验件的主起落架组件13中缓冲支柱上端部安装的接头连接件1固定连接在上连接座2侧板上，上连接座2的底板通过连接四个立柱固定设置在下固定座3上，关节轴承座4和管轴固定座5与主起落架组件13的管轴部分安装连接，关节轴承座4与管轴固定座5下端与下固定座3连接，下固定座3固定于试验底板9上。X向加载组件8、Z向加载组件6连接于假轮组件11的单叉耳结构件1101，Y向加载组件7连接于假轮组件11的双叉耳1106，假轮组件11中心孔连接于试验件轮毂轴上。
采用该具体实施例提供的某直升机主起落架疲劳试验加载装置，可以实现X、Y、Z三个方向加载，X向通过X向加载组件8将力施加于假轮组件11，Y向通过Y向加载组件7将力施加于假轮组件11，Z向通过Z向加载组件6将力施加于假轮组件11，假轮组件11将三个方向力传递于主起落架组件13上，实现疲劳试验加载。
采用该具体实施例提供的疲劳试验加载装置，在试验进行过程中，可以通过X向加载组件8中X向作动器804与X向固定座801上的加工滑槽可以实现X和Z方向的位置移动，Y向加载组件7中Y向作动器703与Y向固定座701上的加工滑槽可以实现X、Y和Z方向的位置移动，Z向加载组件6中Z向作动器604与Z向龙门架601上的滑动可以实现X和Z方向的位置移动。
虽然本发明所揭露的实施方式如上，但的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (8)

1.一种直升机主起落架的疲劳试验加载装置，其特征在于，包括：上接头连接件(1)，两个关节轴承座(4)，防转固定座(10)，防扭销(12)和假轮组件(11)；作为试验件的主起落架组件(13)包括：管轴、摇臂、轮毂轴和缓冲支柱；
其中，所述主起落架组件(13)的管轴两端的两个关节轴承一一对应安装在两个关节轴承支座(4)内，并通过关节轴承支座(4)固定在试验台的相应结构上，上接头连接件(1)安装在缓冲支柱的端部，且固定连接在试验台的相应结构上；其轮毂轴与防扭销(12)、防转固定座(10)和假轮组件(11)依次连接，用于在试验过程中起到定位和防扭转作用；
所述假轮组件(11)用于模拟与主起落架相连接的机轮，包括：两个相对设置的圆盘(1103)，且两个圆盘(1103)的相应位置具设置有中心通孔、周向设置的连接通孔和Y向加载通孔，两个圆盘(1103)的中心通孔通过中心套筒(1105)连接，连接通孔处设置有用于连接两个圆盘(1103)的圆盘螺栓(1107)，两个圆盘(1103)位于试验台X向和Z向的连接通孔和圆盘螺栓(1107)通过设置于两个圆盘(1103)之间的单叉耳结构件(1101)和设置于单叉耳结构件(1101)两侧的短套筒(1102)连接，其余连接通孔和圆盘螺栓(1107)之间通过长套筒(1104)连接，所述Y向加载通孔通过长套筒(1104)和双叉耳(1106)连接。
2.根据权利要求1所述的直升机主起落架的疲劳试验加载装置，其特征在于，
所述疲劳试验加载装置，用于通过所述假轮组件(11)在X向上的单叉耳结构件(1101)、Z向的单叉耳结构件(1101)和Y向的双叉耳(1106)，分别施加X方向、Y方向和Z方向的载荷。
3.根据权利要求2所述的直升机主起落架的疲劳试验加载装置，其特征在于，所述疲劳试验加载装置施加X方向、Y方向和Z方向的载荷的方式，包括：
在X方向通过伺服控制系统将X方向载荷作用到假轮组件(11)在X向上的单叉耳结构件(1101)上，通过圆盘(1103)将X方向载荷作用于主起落架组件(13)的轮毂轴上；
在Y方向通过伺服控制系统将Y方向载荷作用到假轮组件(11)的双叉耳(1106)上，通过双叉耳(1106)将Y方向载荷传递于圆盘(1103)上，通过圆盘(1103)将Y方向载荷作用于主起落架组件(13)的轮毂轴上；
在Z方向通过伺服控制系统将Z方向载荷作用到假轮组件(11)在Z向上的单叉耳结构件(1101)上，通过圆盘(1103)将Z方向载荷作用于主起落架组件(13)的轮毂轴上。
4.根据权利要求3所述的直升机主起落架的疲劳试验加载装置，其特征在于，还包括：试验台，以及设置于试验台上的Z向加载组件(6)，Y向加载组件(7)和X向加载组件(8)；
所述试验台包括：试验底板(9)，设置于试验底板(9)上的试验件安装组件，用于固定安装主起落架组件(13)；
所述Z向加载组件(6)设置于试验底板(9)上，且位于假轮组件(11)的X方向上，用于通过假轮组件(11)向主起落架组件(13)施加X方向载荷；
所述X向加载组件(8)设置于试验底板(9)上，且位于假轮组件(11)的Z方向上，用于通过假轮组件(11)向主起落架组件(13)施加Z方向载荷；
所述Y向加载组件(7)设置于试验底板(9)上、且架设在假轮组件(11)的正上方，用于通过假轮组件(11)向主起落架组件(13)施加Y方向载荷。
5.根据权利要求4所述的直升机主起落架的疲劳试验加载装置，其特征在于，所述试验件安装组件包括：上连接座(2)，下固定底座(3)，管轴固定座(5)，以及多个立柱；
所述下固定底座(3)通过多个立柱平行架设在试验台底座上，且上连接座(2)的底板通多个立柱平行架设在下固定底座(3)上，管轴固定座(5)和关节轴承座(4)固定安装于下固定底座(3)上，用于固定连接主起落架组件(13)的管轴，上连接座(2)的侧板与安装于缓冲支柱的端部的上接头连接件(1)连接，从而将主起落架组件(13)连接于所述试验件安装组件上。
6.根据权利要求4所述的直升机主起落架的疲劳试验加载装置，其特征在于，
所述Z向加载组件(6)包括：龙门架(601)，上压板(602)，Z向作动器固定座(603)，Z向作动器(604)，Z向传感器(605)，Z向转接头(607)，Z向连接杆(606)，Z向固定螺栓(608)，Z向作动器螺栓(609)；
其中，龙门架(601)固定安装在试验底板(9)上，且架设于假轮组件(11)的正上方，上压板(602)安装于龙门架(601)的横梁上，上压板(602)与位于横梁下方的Z向作动器固定座(603)通过Z向固定螺栓(608)固定连接，Z向作动器(604)的顶端通过Z向作动器螺栓(609)安装在Z向作动器固定座(603)上，其底端依次连接有Z向传感器(605)，Z向转接头(607)和Z向连接杆(606)；
所述Z向连接杆(606)与假轮组件(11)在Z向上的单叉耳结构件(1101)相连接，用于通过Z向作动器(604)向假轮组件(11)施加Z方向载荷。
7.根据权利要求4所述的直升机主起落架的疲劳试验加载装置，其特征在于，
所述Y向加载组件(7)包括：Y向固定座(701)，Y向叉耳(702)，Y向作动器螺栓(706)，Y向作动器(703)，Y向传感器(604)，Y向连接头(705)；
所述Y向固定座(701)固定安装在试验底板(9)上，且位于假轮组件(11)的Y向上，Y向固定座(701)面向假轮组件(11)的一侧端面连接有Y向叉耳(702)，Y向叉耳(702)通过Y向作动器螺栓(706)与Y向作动器(703)的一端相连接，Y向作动器(703)的另一端依次连接有Y向传感器(604)和Y向连接头(705)；
所述Y向连接头(705)通过一个单叉耳结构件(1101)与假轮组件(11)的双叉耳(1106)相连接，用于通过Y向作动器(703)向假轮组件(11)施加Z方向载荷。
8.根据权利要求4所述的直升机主起落架的疲劳试验加载装置，其特征在于，
所述X向加载组件(8)包括：X向固定座(801)，X向叉耳(802)，X向作动器螺栓(803)，X向作动器(804)，X向传感器(805)，X向连接头(806)；
所述X向固定座(801)固定安装在试验底板(9)上，且位于假轮组件(11)的X向上，X向固定座(801)面向假轮组件(11)的一侧端面连接有X向叉耳(802)，X向叉耳(802)通过X向作动器螺栓(803)与X向作动器(804)的一端相连接，X向作动器(804)的另一端依次连接有X向传感器(805)和X向连接头(806)；
所述X向连接头(806)与假轮组件(11)在X向上的单叉耳结构件(1101)相连接，用于通过X向作动器(804)向假轮组件(11)施加X方向载荷。
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