专利名称：一种飞机缝翼滑动关节轴承分析装置的制作方法
技术领域：
一种飞机缝翼滑动关节轴承分析装置
技术领域：
本实用新型涉及一种轴承分析装置，尤其是涉及一种飞机缝翼滑动关节轴承分析
直O背景技术：
飞机缝翼滑动关节轴承用于现代客机，缝翼是安装在基本机翼前缘的一段或者几 段狭长小翼，主要是靠增大飞机临界迎角来获得升力增加的一种增升装置。飞机缝翼滑动 关节轴承分析装置用于一、是延缓机翼上的气流分离，提高了飞机的临界迎角，使得飞机 在更大的迎角下才会发生失速；二、是增大机翼的升力系数；其中增大临界迎角的作用是 主要的。这种装置在大迎角下，特别是接近或超过基本机翼的临界迎角时才使用，因为只有 在这种情况下，机翼上才会产生气流分离。现代客机的前缘缝翼没有专门的操纵装置，一般 随襟翼的动作而随动，在飞机即将进入失速状态时，前缘缝翼的自动功能也会根据迎角的 变化而自动开关。在前缘缝翼闭合时(即相当于没有安装前缘缝翼)，随着迎角的增大，机翼上表面 的分离区逐渐向前移，当迎角增大到临界迎角时，机翼的升力系数急剧下降，机翼失速。当 前缘缝翼打开时，它与基本机翼前缘表面形成一道缝隙，下翼面压强较高的气流通过这道 缝隙得到加速而流向上翼面，增大了上翼面附面层中气流的速度，降低了压强，消除了这里 的分离旋涡，从而延缓了气流分离，避免了大迎角下的失速，使得升力系数提高。

发明内容为了实现本实用新型所述的发明目的，本实用新型公开了一种飞机缝翼滑动关节 轴承分析装置，本实用新型是结合计算机模拟滚轮轴承和关节轴承实际载荷谱、转速谱、角 度谱、温度谱工况进行试验并考核其各种性能；主轴速度选用交流变频无级调速，角度液压 摆动调节、加热温度采用可控硅调节技术，在试验中出现故障能自动判别并停机。为了实现上述发明目的，本实用新型采用以下技术方案一种飞机缝翼滑动关节轴承分析装置，由试验主轴、支撑轴承、支撑轮和密封试验 腔构成主轴系统，试验主轴与试验轴承外圈滑动配合，所述密封试验腔底部形成试验平台； 在力传感器的一侧设有液压油缸，力传感器的另一侧穿过试验平台与轴承座连接；所述轴 承座与试验平台之间由直线滑轨滑动配合；所述试验主轴与传动系统连接。所述的飞机缝翼滑动关节轴承分析装置，所述传动系统由设置在驱动平台上的减 速器和驱动电机构成，所述减速器通过联轴器联通试验主轴。在采用上述技术方案后，本实用新型具有的有益效果是本实用新型所述的飞机缝翼滑动关节轴承分析装置，是结合计算机模拟滚轮轴承 和关节轴承实际载荷谱、转速谱、角度谱、温度谱工况进行试验并考核其各种性能。机械设 计采用“桥式”和“抛分”两种结构，试验轴承外圈旋转方式。载荷的加载应用液压比例调 节，主轴速度选用交流变频无级调速，角度液压摆动调节、加热温度采用可控硅调节技术，在试验中出现故障能自动判别并停机。
图1是本实用新型的结构示意图。图2是图1的A部放大示图。图中1、支撑轴承；2、支撑轮；3、密封试验腔；4、试验轴承；5、轴承座；6、直线滑轨；7、力传感器；8、试验主轴；9、试验平台；10、液压油缸；11、联轴器；12、减速器；13、驱动 电机；14、驱动平台。
具体实施方式参考下面的实施例，可以更详细地解释本实用新型；但是应当指出的是本实用新 型并不局限于下述实施例。在图1、2中所述的飞机缝翼滑动关节轴承分析装置，包括试验主体系统及动力传 动、加载、支撑驱动部分构成；其中所述的试验主体系统主轴系统由设置在试验主轴8、支 撑轴承1、支撑轮2和密封试验腔3够成，试验主轴8与试验轴承4外圈滑动配合，所述密 封试验腔3底部形成试验平台9 ；在力传感器7的一侧设有液压油缸10，力传感器7的另一 侧穿过试验平台9与轴承座5连接；所述轴承座5与试验平台9之间由直线滑轨6滑动配 合。根据对轴承的工作转速，确定试验主轴8转速范围30 500r/min。采用支撑轴承1来 保证试验主轴8系统的运转平稳，在结构上做好试验主轴8系统与传动系统的连接，保证试 验主轴8系统的运转平稳和试验主轴8与传动系统的连接。动力传动系统动力传动系统由设置在驱动平台14上的减速器12和驱动电机13 组成，所述减速器12通过联轴器11联通试验主轴8。使用时采用“桥式”和“抛分”两种结 构形式，试验轴承4外圈旋转方式。该系统当试验滚动试验轴承4时由减速器12与驱动电 机13构成，减速器12采用油润滑，减速器12的输出转速1 500rpm，驱动电机13采用交 流变频电机，采用变频无极调速；当试验关节试验轴承4时更换减速器12与驱动电机13的驱动系统，由摆动油缸 输出扭距1000N · M驱动试验关节试验轴承4摆动。加载系统通过“球形”加载杆液压油缸10垂直于试验轴承4轴心线的径向加载 装置将试验径向载荷施加到试验轴承4上。试验轴承4受力布局与实际情况相似。径向加 载装置设计新颖，连接件间均有活动的自由度，使轴承轴承受到其它干涉降低到最小程度。 系统载荷采用计算机自动控制，软件界面载荷从力传感器7读取信号，当采集的载荷超过 范围，试验机会自动停机。控制界面中可以设置载荷谱，转速，显示各种报警值，试验总计时 间等参数。加载系统采用液压比例闭环方式，液压加载系统将放在试验主体的外边，即有利 于使维护方便又有利于散热。液压能源系统是电液闭环比例加载系统的重要组成部分.支撑驱动系统支撑主体结构选用“抛分”式铸铁体安装在地平铁上，在地平铁上由 键槽保证支撑主体与试验平台的同心精度。“抛分”式结构是为便于装拆支撑轴承和支撑主 轴，是为保证要求试验主体必须保证试验轴两孔的同轴度公差。在试验轴承外圈与支撑加 载轮长期摩擦滚动试验时，支撑加载轮表面是容易磨损的，所以支撑加载轮外圈特意压入 摩擦圈，更换摩擦圈可以保证试验轴承与支撑加载轮正常接触。在支撑主体上可以监听试验轴承的噪声，可以测量支撑主轴的扭距。为保证试验提供加热、冷冻、风沙、盐雾环境，还可在支撑主体外面增加一保温箱。
权利要求一种飞机缝翼滑动关节轴承分析装置，其特征是在试验主轴(8)、支撑轴承(1)、支撑轮(2)和密封试验腔(3)构成主轴系统，试验主轴(8)与试验轴承(4)外圈滑动配合，所述密封试验腔(3)底部形成试验平台(9)；在力传感器(7)的一侧设有液压油缸(10)，力传感器(7)的另一侧穿过试验平台(9)与轴承座(5)连接；所述轴承座(5)与试验平台(9)之间由直线滑轨(6)滑动配合；所述试验主轴(8)与传动系统连接。
2.根据权利要求1所述的飞机缝翼滑动关节轴承分析装置，其特征是所述传动系统 由设置在驱动平台(14)上的减速器(12)和驱动电机(13)构成，所述减速器(12)通过联 轴器(11)联通试验主轴(8)。
专利摘要一种飞机缝翼滑动关节轴承分析装置，由试验主轴(8)、支撑轴承(1)、支撑轮(2)和密封试验腔(3)构成主轴系统，试验主轴与试验轴承(4)外圈滑动配合，所述密封试验腔底部形成试验平台(9)；在力传感器(7)的一侧设有液压油缸(10)，力传感器的另一侧穿过试验平台与轴承座(5)连接；所述轴承座与试验平台(9)之间由直线滑轨(6)滑动配合；所述试验主轴与传动系统连接；本实用新型是结合计算机模拟滚轮轴承和关节轴承实际载荷谱、转速谱、角度谱、温度谱工况进行试验并考核其各种性能；主轴速度选用交流变频无级调速，角度液压摆动调节、加热温度采用可控硅调节技术，在试验中出现故障能自动判别并停机。
文档编号G01M13/04GK201575908SQ200920258538
公开日2010年9月8日 申请日期2009年11月27日 优先权日2009年11月27日
发明者何战军, 孙岩, 王爱群, 陈铁铭 申请人:洛阳工铭机电设备有限公司