本發(fā)明涉及直升機機體靜力試驗技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種直升機機體靜力試驗懸吊組件。

背景技術(shù)：

直升機機體結(jié)構(gòu)是發(fā)動機、主減速器、旋翼系統(tǒng)等直升機動部件的安裝平臺，它主要承受來自各動部件的氣動外載、慣性載荷和氣動力矩。為確定直升機機體結(jié)構(gòu)的強度、剛度與穩(wěn)定性以及直升機機體結(jié)構(gòu)的破壞模式和危險部位，需對直升機機體結(jié)構(gòu)進(jìn)行全尺寸靜力試驗。

現(xiàn)有技術(shù)在進(jìn)行全尺寸靜力試驗吊裝時，通常固定直升機機體，尤其防止直升機機體運動，不能完全模擬直升機機體的實際受力情況。

因此，希望有一種技術(shù)方案來克服或至少減輕現(xiàn)有技術(shù)的至少一個上述缺陷。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種直升機機體靜力試驗懸吊組件來克服或至少減輕現(xiàn)有技術(shù)的至少一個上述缺陷。

為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供了一種直升機機體靜力試驗懸吊組件，所述直升機機體靜力試驗懸吊組件包括：試驗臺架，所述試驗臺架包括橫梁，所述橫梁上設(shè)置有安裝槽；位置微調(diào)組件，所述位置微調(diào)組件設(shè)置在所述橫梁的安裝槽上且所述位置微調(diào)組件設(shè)置有變徑通孔；承載桿，所述承載桿穿過所述位置微調(diào)組件的變徑通孔并與所述位置微調(diào)組件連接，所述承載桿的穿過所述位置微調(diào)組件的一端用于與待測直升機機體以可拆卸方式連接；其中，所述承載桿設(shè)置在所述變徑通孔的部分與所述變徑通孔之間具有活動空間，所述承載桿能夠在所述活動空間內(nèi)運動。

優(yōu)選地，所述位置微調(diào)組件包括凹形固定座，所述凹形固定座上設(shè)置有所述變徑通孔，所述變徑通孔包括滑動件適配部以及活動部；所述凹形固定座設(shè)置在所述橫梁上；

凸形滑動件，所述凸形滑動件中部具有滑動件通孔，所述凸形滑動件適于放置在所述變徑通孔的滑動件適配部內(nèi)，且能夠在所述滑動件適配部內(nèi)滑動；所述滑動件通孔適于使所述承載桿穿過；

固定裝置，所述固定裝置用于連接所述凹形固定座、凸形滑動件以及所述承載桿。

優(yōu)選地，所述凹形固定座在所述承載桿的軸向方向具有兩個端面，稱為第一端面以及第二端面，所述第一端面的中部向第二端面方向以直徑逐漸變小的方式凹入且所述第二端面的中部向所述第一端面方向以直徑逐漸變小的方式凹入，兩者交匯從而形成所述變徑通孔，且在兩者交匯位置的直徑最小，該位置稱為中間位置，所述中間位置至所述第一端面的變徑通孔部分為所述滑動件適配部，所述中間位置至所述第二端面的變徑通孔部分為所述活動部。

優(yōu)選地，所述直升機機體靜力試驗懸吊組件進(jìn)一步包括伸縮調(diào)整組件，所述伸縮調(diào)整組件設(shè)置在所述承載桿與所述待測直升機機體之間，所述伸縮調(diào)整組件具有鎖止?fàn)顟B(tài)以及運動狀態(tài)，在所述運動狀態(tài)，所述伸縮調(diào)整組件能夠在所述承載桿的軸向方向上伸縮運動；在所述鎖止?fàn)顟B(tài)，所述伸縮調(diào)整組件在所述承載桿的軸向方向相對固定。

優(yōu)選地，所述伸縮調(diào)整組件包括鎖緊機構(gòu)以及相互套設(shè)的第一桿和第二桿，所述第一桿具有一個容納腔，所述第二桿設(shè)置在所述容納腔內(nèi)且能夠相對所述第一桿伸縮運動；

所述第一桿的一端與所述承載桿以可拆卸方式連接，所述第二桿的一端與所述以可拆卸方式待測直升機機體連接；所述鎖緊機構(gòu)設(shè)置在所述第一桿上，所述鎖緊機構(gòu)具有鎖止位置以及打開位置，在所述鎖止位置，所述伸縮調(diào)整組件處于鎖止?fàn)顟B(tài)；在所述打開位置，所述伸縮調(diào)整組件處于運動狀態(tài)。

優(yōu)選地，所述試驗臺架進(jìn)一步包括第一立柱以及第二立柱，所述第一立柱的一端用于與基座連接，所述第一立柱的另一端用于與所述橫梁的一端連接；所述第二立柱的一端用于與所述基座連接，所述第二立柱的另一端用于與所述橫梁的另一端連接。

優(yōu)選地，所述直升機機體靜力試驗懸吊組件進(jìn)一步包括壓電傳感器，所述壓電傳感器設(shè)置在所述變徑通孔的活動部的內(nèi)壁上。

優(yōu)選地，所述直升機機體靜力試驗懸吊組件進(jìn)一步包括吸振安全裝置以及檢測裝置，所述檢測裝置設(shè)置在所述承載桿上并與所述吸振安全裝置連接；所述吸振安全裝置設(shè)置在所述待測直升機機體下方；其中，

所述檢測裝置用于檢測所述承載桿的力的變化，并將信息傳遞給所述吸振安全裝置；所述吸振安全裝置能夠根據(jù)所述檢測裝置所傳遞的信息工作，從而為落入所述吸振安全裝置上的物體提供緩沖力。

優(yōu)選地，所述吸振安全裝置為安全海綿組件，所述安全海綿組件包括安全海綿容納箱以及設(shè)置在所述安全海綿容納箱內(nèi)的壓縮安全海綿，所述安全海綿容納箱具有電控安全海綿箱蓋，所述電控安全海綿箱蓋與所述檢測裝置連接，并能夠根據(jù)所述檢測裝置所傳遞的信息打開或者關(guān)閉。

優(yōu)選地，所述凸形滑動件內(nèi)設(shè)置有陀螺儀組件，所述陀螺儀組件能夠記錄所述凸形滑動件的運動軌跡。

本申請的直升機機體靜力試驗懸吊組件設(shè)置有位置微調(diào)組件，承載桿能夠在所述活動空間內(nèi)運動，在進(jìn)行直升機機體靜力試驗時，能夠模擬直升機機體的實際受力情況，相對于現(xiàn)有技術(shù)具有試驗更為準(zhǔn)確的優(yōu)點。

附圖說明

圖1是根據(jù)本發(fā)明一實施例的直升機機體靜力試驗懸吊組件的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2是圖1所示的直升機機體靜力試驗懸吊組件中的位置微調(diào)組件部分的結(jié)構(gòu)示意圖。

附圖標(biāo)記

具體實施方式

為使本發(fā)明實施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標(biāo)號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實施例進(jìn)行詳細(xì)說明。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”“內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明保護(hù)范圍的限制。

圖1是根據(jù)本發(fā)明一實施例的直升機機體靜力試驗懸吊組件的結(jié)構(gòu)示意圖。圖2是圖1所示的直升機機體靜力試驗懸吊組件中的位置微調(diào)組件部分的結(jié)構(gòu)示意圖。

如圖1所示的直升機機體靜力試驗懸吊組件，其特征在于，所述直升機機體靜力試驗懸吊組件包括試驗臺架1、位置微調(diào)組件2以及承載桿3，試驗臺架1包括橫梁11，橫梁11上設(shè)置有安裝槽；位置微調(diào)組件2設(shè)置在橫梁11的安裝槽上且所述位置微調(diào)組件2設(shè)置有變徑通孔21；承載桿3穿過位置微調(diào)組件2的變徑通孔21并與位置微調(diào)組件2連接，承載桿3的穿過位置微調(diào)組件2的一端用于與待測直升機機體4以可拆卸方式連接；其中，承載桿設(shè)置在變徑通孔的部分與變徑通孔之間具有活動空間，承載桿能夠在活動空間內(nèi)運動。

本申請的直升機機體靜力試驗懸吊組件設(shè)置有位置微調(diào)組件，承載桿能夠在所述活動空間內(nèi)運動，在進(jìn)行直升機機體靜力試驗時，能夠模擬直升機機體的實際受力情況，相對于現(xiàn)有技術(shù)具有試驗更為準(zhǔn)確的優(yōu)點。

參見圖1，在本實施例中，位置微調(diào)組件2包括凹形固定座22、凸形滑動件23以及固定裝置24，凹形固定座22上設(shè)置有變徑通孔21，變徑通孔21包括滑動件適配部211以及活動部212；凹形固定座22設(shè)置在橫梁11上；凸形滑動件23中部具有滑動件通孔，凸形滑動件23適于放置在變徑通孔21的滑動件適配部211內(nèi)，且能夠在滑動件適配部211內(nèi)滑動；所述滑動件通孔適于使承載桿3穿過；固定裝置24用于連接凹形固定座22、凸形滑動件23以及承載桿3。采用這種結(jié)構(gòu)，通過凹形固定座22、凸形滑動件23以及固定裝置24的配合，能夠在進(jìn)行靜力試驗時時該位置微調(diào)組件隨承載桿運動，從而模擬真實的飛機運動情況。

參見圖1，在本實施例中，凹形固定座22在承載桿3的軸向方向具有兩個端面，稱為第一端面以及第二端面，第一端面的中部向第二端面方向以直徑逐漸變小的方式凹入且第二端面的中部向第一端面方向以直徑逐漸變小的方式凹入，兩者交匯從而形成變徑通孔，且在兩者交匯位置的直徑最小，該位置稱為中間位置，中間位置至第一端面的變徑通孔部分為滑動件適配部，中間位置至第二端面的變徑通孔部分為活動部。采用這種結(jié)構(gòu)，直徑最小處直接作為滑動件適配部與活動部的交界，從而防止了在實際使用過程中凸形滑動件在運動過程中進(jìn)入活動部，也防止了活動部與滑動件適配部交界處強度不夠的問題。

參見圖1，在本實施例中，直升機機體靜力試驗懸吊組件進(jìn)一步包括伸縮調(diào)整組件5，伸縮調(diào)整組件設(shè)置在承載桿與待測直升機機體之間，伸縮調(diào)整組件具有鎖止?fàn)顟B(tài)以及運動狀態(tài)，在運動狀態(tài)，伸縮調(diào)整組件能夠在承載桿的軸向方向上伸縮運動；在鎖止?fàn)顟B(tài)，伸縮調(diào)整組件在承載桿的軸向方向相對固定。采用這種結(jié)構(gòu)，使用者可以根據(jù)實際需要而調(diào)整承載桿與待測直升機機體之間的位置關(guān)系。

在本實施例中，伸縮調(diào)整組件包括鎖緊機構(gòu)以及相互套設(shè)的第一桿和第二桿，第一桿具有一個容納腔，第二桿設(shè)置在容納腔內(nèi)且能夠相對第一桿伸縮運動；第一桿的一端與承載桿以可拆卸方式連接，第二桿的一端與以可拆卸方式待測直升機機體連接；鎖緊機構(gòu)設(shè)置在第一桿上，鎖緊機構(gòu)具有鎖止位置以及打開位置，在鎖止位置，伸縮調(diào)整組件處于鎖止?fàn)顟B(tài)；在打開位置，伸縮調(diào)整組件處于運動狀態(tài)。

在本實施例中，試驗臺架進(jìn)一步包括第一立柱6以及第二立柱7，第一立柱6的一端用于與基座連接，第一立柱6的另一端用于與橫梁的一端連接；第二立柱7的一端用于與基座連接，第二立柱7的另一端用于與橫梁的另一端連接。

在本實施例中，直升機機體靜力試驗懸吊組件進(jìn)一步包括壓電傳感器(圖中未示出)，壓電傳感器設(shè)置在變徑通孔的活動部的內(nèi)壁上。設(shè)置有壓電傳感器能夠通過承載桿與活動部的內(nèi)壁的接觸實時監(jiān)測在試驗中待測直升機機體的運動情況。

在本實施例中，直升機機體靜力試驗懸吊組件進(jìn)一步包括吸振安全裝置以及檢測裝置，檢測裝置設(shè)置在承載桿上并與吸振安全裝置連接；吸振安全裝置設(shè)置在待測直升機機體下方；其中，檢測裝置用于檢測所述承載桿的力的變化，并將信息傳遞給吸振安全裝置；吸振安全裝置能夠根據(jù)檢測裝置所傳遞的信息工作，從而為落入吸振安全裝置上的物體提供緩沖力。由于待測直升機機體是懸掛設(shè)置的，因此，為了防止待測直升機機體墜落誤傷使用者或者損壞，設(shè)置吸振安全裝置用于緩沖待測直升機機體墜落的力道，通過檢測裝置檢測承載桿上的重量來啟動該吸振安全裝置。

在本實施例中，吸振安全裝置為安全海綿組件(圖中未示出)，安全海綿組件包括安全海綿容納箱以及設(shè)置在安全海綿容納箱內(nèi)的壓縮安全海綿，安全海綿容納箱具有電控安全海綿箱蓋，電控安全海綿箱蓋與檢測裝置連接，并能夠根據(jù)檢測裝置所傳遞的信息打開或者關(guān)閉。采用安全海綿組件由于安全海綿的特性，能夠最大程度的防止待測直升機機體損壞。

在本實施例中，凸形滑動件內(nèi)設(shè)置有陀螺儀組件(圖中未示出)，陀螺儀組件能夠記錄凸形滑動件的運動軌跡。

最后需要指出的是：以上實施例僅用以說明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對其限制。盡管參照前述實施例對本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解：其依然可以對前述各實施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實施例技術(shù)方案的精神和范圍。