本发明属于直升机静强度试验技术领域，具体涉及一种小载荷直升机全机静力试验加载台架，将直升机进行单点悬挂，能够简单快捷地精准施加直升机从机头到机尾全机身段的x、y、z三个方向的载荷，完成直升机全机静力试验。
背景技术：
对于直升机全机静力试验，其主要目的是验证直升机结构是否满足静强度设计要求、验证结构的承载能力。该试验为单点悬挂式，然后对直升机各部位施加多达三四十个试验载荷，整个试验过程直升机的姿态角必须保证在正常范围内。
对于传统的直升机全机静力试验，通常采用的是龙门架、承力柱等设备实现载荷的施加。而龙门架、承力柱其本身尺寸较大，对于相邻的较近加载点来说承力柱或龙门架只能错开布置，而不能并排布置，因此随着相邻较近的加载点数越多，试验场地的范围会成倍的增加。另外，由于承力柱等的自重非常大，对于试验状态的更换造成其位置的挪动安装也是非常不便的，不仅增加了人力和时间，也增加了试验人员的安全风险。最后还有承力柱尺寸较高，变形较大，因此高空的加载点的位置误差会随着变形的增大而增大，因此造成作用在直升机的载荷误差也增大，影响全机静力试验试验姿态。
而对于小载荷直升机来讲，其相邻的加载点距离都比较近，载荷也较多，同时要求施加的小载荷精度高，因此，无论是从加载精度亦或是试验场地大小的限制，传统的龙门架和承力柱式的离散加载方式以不能满足现有的试验要求。
技术实现要素：
本发明的目的：鉴于现有技术的上述情况，本发明公开了一种小载荷直升机全机静力试验加载台架，可以在小试验场地快速、精确地完成小载荷直升机全机静力试验。
本发明技术方案：为了实现上述目的，提出一种小载荷直升机全机静力试验加载台架，其特征在于，包括：主承力架2、安装辅助纵梁3、承力纵梁4、加载横梁5、转接座6、下承力侧梁7、上承力侧梁8、加载侧梁9、地面加载固定座10；
所述主承力架2用于承受全机静力试验所有载荷，设置有多个，优选为3个，按悬吊点的位置要求及直升机长度安装固定在承力地轨1相应位置上；
根据直升机宽度，将所述承力纵梁4设置在所述主承力架2的顶部中心对称位置，通过螺栓与所述主承力架2连接；
在所述承力纵梁4外侧分别对称设置有所述辅助纵梁3，通过螺栓安装在所述主承力架2的顶部两侧对称位置；
所述加载横梁5安装在中心对称设置的所述承力纵梁4之间，其两端分别与中心对称设置的所述承力纵梁4通过螺栓连接；
所述下承力侧梁7、上承力侧梁8通过所述转接座6安装在主承力架2承力柱2b上；
所述加载侧梁9安装在所述下承力侧梁7、上承力侧梁8之间，其两端可与所述下承力侧梁7、上承力侧梁8产生相对滑动；
所述地面加载固定座10安装在承力地轨1上。
在一个可能的实施例中，所述主承力架2包括一根承力梁2a、两根承力柱2b、两根斜撑2c，所述承力梁2a位于顶部，所述承力柱2b上端分别与所述承力梁2a两端下部相连，所述承力柱2b下端安装在所述承力地轨1上，所述斜撑2c一端分别与所述承力梁2a两端下部相连，另一端分别与两侧所述承力柱2b相连；所述承力梁2a上设置了垂向通孔槽用于垂向载荷的施加，所述承力柱2b上设置了侧向通孔槽用于侧向载荷的施加。
在一个可能的实施例中，所述安装辅助纵梁3为两根槽钢背对背焊接组合而成，用于试验加载台架高空工作平台的搭建及测试控制导线的布置。
在一个可能的实施例中，所述承力纵梁4的长度由直升机长度决定，用于承受全机静力试验试验中垂直向上的载荷。
在一个可能的实施例中，所述加载横梁5的位置和数量由直升机的框位位置和数目决定，直升机的框位位置是指直升机主承力结构骨架框的位置。
在一个可能的实施例中，所述下承力侧梁7其上端具有轨道7a，所述轨道7a为凹形槽道，用于所述加载侧梁9的下端移动和限位；所述上承力侧梁8用于承受侧向载荷和航向载荷，其下端具有轨道8a，所述轨道8a为下端有开口的矩形框槽槽道，用于所述加载侧梁9的上端移动限位。
在一个可能的实施例中，所述加载侧梁9用于直升机侧向载荷的施加，其位置和数量由直升机的框位位置和数目决定。
在一个可能的实施例中，所述加载侧梁9上端具有带四个轴承的滑动装置9a、4根固定螺栓9b、调整限位螺母9c、两块侧向限位板9d，所述带四个轴承的滑动装置9a通过所述调整限位螺母9c安装于所述加载侧梁9上端中心位置，所述带四个轴承的滑动装置9a嵌入所述轨道8a内滑动，所述4根固定螺栓9b安装于所述加载侧梁9上端四角，所述两块侧向限位板9d位于所述加载侧梁9两侧；
所述加载侧梁9下端具有带四个轴承的滑动装置9a、4根固定螺栓9b、缓冲弹簧9e、两块侧向限位板9d；所述带四个轴承的滑动装置9a通过所述缓冲弹簧9e安装于所述加载侧梁9下端中心位置，所述带四个轴承的滑动装置9a嵌入所述轨道7a内滑动，所述4根固定螺栓9b安装于所述加载侧梁9下端四角，所述两块侧向限位板9d位于所述加载侧梁9两侧，用于限位所述加载侧梁9。
在一个可能的实施例中，所述地面加载固定座10包括作动器支撑框架10a、作动器安装接头10b、连接螺栓10c、底板10d、固定底座10e；所述固定底座10e连接于所述承力地轨1上，所述作动器支撑框架10a通过螺栓连接于所述固定底座10e上部；所述连接螺栓10c是头部为球形的螺栓；所述底板10d设置于作动器支撑框架10a内，通过螺栓与所述固定底座10e上部相连，其中心开设有通孔，且在通孔上带有一个凹进去的球形面，球形面与所述连接螺栓10c球形头部是相互配合的。作动器支撑框架10a用于支撑作动器，防止作动器歪倒在地，便于垂向载荷的施加。
本发明技术效果是：本发明可以适用所有小吨位直升机全机静力试验，结构简单可靠，能满足各种试验工况的载荷施加，易于换装，从而能够减少换装时间，由于带有统一基准的可尺寸刻度，可以提高全机静力试验精度。试验采用台架形式，且自带移动装置，相比于传统全机静力试验试验现场来讲，该发明可以提高试验现场安装可整体规划和布局，减小试验场地占用，提高试验现场的安装效率和整体美观，减少特种设备及高空作业带来的安全风险。
附图说明
图1为本发明结构示意图
图2为本发明主承力架2结构示意图
图3为本发明下承力侧梁7结构示意图
图4为本发明上承力侧梁8结构示意图
图5为本发明加载侧梁9结构示意图
图6为本发明地面加载固定座10结构示意图
其中，
1-承力地轨；2-主承力架，2a-承力梁,2b-承力柱,2c-斜撑；3-辅助纵梁；4-承力纵梁；5-横梁；6-转接座；7-下承力侧梁，7a-轨道；8-上承力侧梁，8a-轨道；9-加载侧梁，9a-带四个轴承的滑动装置,9b-固定螺栓,9c-调整限位螺母,9d-限位板,9e-缓冲弹簧；10-地面加载固定座,10a-作动器支撑框架,10b-作动器安装接头,10c-连接螺栓,10d-底板。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
如图1-6所示，一种小载荷直升机全机静力试验加载台架，包括：主承力架2、安装辅助纵梁3、承力纵梁4、加载横梁5、转接座6、下承力侧梁7、上承力侧梁8、加载侧梁9、地面加载固定座10；
所述主承力架2用于承受全机静力试验所有载荷，设置有多个，优选为3个，按悬吊点的位置要求及直升机长度安装固定在承力地轨1相应位置上；
根据直升机宽度，将所述承力纵梁4设置在所述主承力架2的顶部中心对称位置，通过螺栓与所述主承力架2连接；
在所述承力纵梁4外侧分别对称设置有所述辅助纵梁3，通过螺栓安装在所述主承力架2的顶部两侧对称位置；
所述加载横梁5安装在中心对称设置的所述承力纵梁4之间，其两端分别与中心对称设置的所述承力纵梁4通过螺栓连接；
所述下承力侧梁7、上承力侧梁8通过所述转接座6安装在主承力架2承力柱2b上；
所述加载侧梁9安装在所述下承力侧梁7、上承力侧梁8之间，其两端可与所述下承力侧梁7、上承力侧梁8产生相对滑动；
所述地面加载固定座10安装在承力地轨1上；
所述主承力架2包括一根承力梁2a、两根承力柱2b、两根斜撑2c，所述承力梁2a位于顶部，所述承力柱2b上端分别与所述承力梁2a两端下部相连，所述承力柱2b下端安装在所述承力地轨1上，所述斜撑2c一端分别与所述承力梁2a两端下部相连，另一端分别与两侧所述承力柱2b相连；所述承力梁2a上设置了垂向通孔槽用于垂向载荷的施加，所述承力柱2b上设置了侧向通孔槽用于侧向载荷的施加；
所述安装辅助纵梁3为两根槽钢背对背焊接组合而成，用于试验加载台架高空工作平台的搭建及测试控制导线的布置；
所述承力纵梁4的长度由直升机长度决定，用于承受全机静力试验试验中垂直向上的载荷；
所述加载横梁5的位置和数量由直升机的框位位置和数目决定，直升机的框位位置是指直升机主承力结构骨架框的位置；
所述下承力侧梁7其上端具有轨道7a，所述轨道7a为凹形槽道，用于所述加载侧梁9的下端移动和限位；所述上承力侧梁8用于承受侧向载荷和航向载荷，其下端具有轨道8a，所述轨道8a为下端有开口的矩形框槽槽道，用于所述加载侧梁9的上端移动限位；
所述加载侧梁9用于直升机侧向载荷的施加，其位置和数量由直升机的框位位置和数目决定；
所述加载侧梁9上端具有带四个轴承的滑动装置9a、4根固定螺栓9b、调整限位螺母9c、两块侧向限位板9d，所述带四个轴承的滑动装置9a通过所述调整限位螺母9c安装于所述加载侧梁9上端中心位置，所述带四个轴承的滑动装置9a嵌入所述轨道8a内滑动，所述4根固定螺栓9b安装于所述加载侧梁9上端四角，所述两块侧向限位板9d位于所述加载侧梁9两侧；
所述加载侧梁9下端具有带四个轴承的滑动装置9a、4根固定螺栓9b、缓冲弹簧9e、两块侧向限位板9d；所述带四个轴承的滑动装置9a通过所述缓冲弹簧9e安装于所述加载侧梁9下端中心位置，所述带四个轴承的滑动装置9a嵌入所述轨道7a内滑动，所述4根固定螺栓9b安装于所述加载侧梁9下端四角，所述两块侧向限位板9d位于所述加载侧梁9两侧，用于限位所述加载侧梁9；
所述地面加载固定座10包括作动器支撑框架10a、作动器安装接头10b、连接螺栓10c、底板10d、固定底座10e；所述固定底座10e连接于所述承力地轨1上，所述作动器支撑框架10a通过螺栓连接于所述固定底座10e上部；所述连接螺栓10c是头部为球形的螺栓；所述底板10d设置于作动器支撑框架10a内，通过螺栓与所述固定底座10e上部相连，其中心开设有通孔，且在通孔上带有一个凹进去的球形面，球形面与所述连接螺栓10c球形头部是相互配合的。作动器支撑框架10a用于支撑作动器，防止作动器歪倒在地，便于垂向载荷的施加。
在安装试验加载台架过程中，先将主承力架2按照直升机的长度安装在承力地轨1上的相应位置，将4根安装辅助纵梁3按照台架的宽度对称安装主承力架2相应位置，并在辅助纵梁3上搭建高空作业平台；然后将承力纵梁4按照直升机的宽度对称安装在主承力架2中的承力梁2a上，然后根据直升机的框位在承力纵梁4上面布置加载横梁5并固定，用于安装载荷作动器用于载荷的施加；将下承力侧梁7、上承力侧梁8通过转接座6安装在主承力架2上；在利用水平仪及卷尺检验各部件上的刻度尺寸，并完成刻度的调整；再将加载侧梁9中的滑动装置9a安装在下承力侧梁7和上承力侧梁8上的凹形槽道7a和下端有开口的矩形框槽槽道8a相应位置，调整到实际加载位置后拧紧上下端共8颗固定螺栓9b，完成加载侧梁9的安装；根据垂向载荷的位置适当摆放地面加载固定座10方向并固定在承力地轨1上进行垂向载荷的施加。
以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
1.一种小载荷直升机全机静力试验加载台架，其特征在于，包括：主承力架(2)、安装辅助纵梁(3)、承力纵梁(4)、加载横梁(5)、转接座(6)、下承力侧梁(7)、上承力侧梁(8)、加载侧梁(9)、地面加载固定座(10)；
所述主承力架(2)设置有多个，按悬吊点的位置要求及直升机长度安装固定在承力地轨(1)相应位置上；
根据直升机宽度，将所述承力纵梁(4)设置在所述主承力架(2)的顶部中心对称位置，通过螺栓与所述主承力架(2)连接；
在所述承力纵梁(4)外侧分别对称设置有所述辅助纵梁(3)，通过螺栓安装在所述主承力架(2)的顶部两侧对称位置；
所述加载横梁(5)安装在中心对称设置的所述承力纵梁(4)之间，其两端分别与中心对称设置的所述承力纵梁(4)通过螺栓连接；
所述下承力侧梁(7)、上承力侧梁(8)通过所述转接座(6)安装在主承力架(2)承力柱(2b)上；
所述加载侧梁(9)安装在所述下承力侧梁(7)、上承力侧梁(8)之间，其两端可与所述下承力侧梁(7)、上承力侧梁(8)产生相对滑动；
所述地面加载固定座(10)安装在承力地轨(1)上。
2.根据权利要求1所述的一种小载荷直升机全机静力试验加载台架，其特征在于，所述主承力架(2)包括一根承力梁(2a)、两根承力柱(2b)、两根斜撑(2c)，所述承力梁(2a)位于顶部，所述承力柱(2b)上端分别与所述承力梁(2a)两端下部相连，所述承力柱(2b)下端安装在所述承力地轨(1)上，所述斜撑(2c)一端分别与所述承力梁(2a)两端下部相连，另一端分别与两侧所述承力柱(2b)相连；所述承力梁(2a)上设置了垂向通孔槽，所述承力柱(2b)上设置了侧向通孔槽。
3.根据权利要求1所述的一种小载荷直升机全机静力试验加载台架，其特征在于，所述安装辅助纵梁(3)为两根槽钢背对背焊接组合而成。
4.根据权利要求1所述的一种小载荷直升机全机静力试验加载台架，其特征在于，所述承力纵梁(4)的长度由直升机长度决定。
5.根据权利要求1所述的一种小载荷直升机全机静力试验加载台架，其特征在于，所述加载横梁(5)的位置和数量由直升机的框位位置和数目决定。
6.根据权利要求1所述的一种小载荷直升机全机静力试验加载台架，其特征在于，所述下承力侧梁(7)其上端具有轨道(7a)，所述轨道(7a)为凹形槽道，用于所述加载侧梁(9)的下端移动和限位；所述上承力侧梁(8)用于承受侧向载荷和航向载荷，其下端具有轨道(8a)，所述轨道(8a)为下端有开口的矩形框槽槽道，用于所述加载侧梁(9)的上端移动限位。
7.根据权利要求1所述的一种小载荷直升机全机静力试验加载台架，其特征在于，所述加载侧梁(9)用于直升机侧向载荷的施加，其位置和数量由直升机的框位位置和数目决定。
8.根据权利要求6所述的一种小载荷直升机全机静力试验加载台架，其特征在于，所述加载侧梁(9)上端具有带四个轴承的滑动装置(9a)、4根固定螺栓(9b)、调整限位螺母(9c)、两块侧向限位板(9d)，所述带四个轴承的滑动装置(9a)通过所述调整限位螺母(9c)安装于所述加载侧梁(9)上端中心位置，所述带四个轴承的滑动装置(9a)嵌入所述轨道(8a)内滑动，所述4根固定螺栓(9b)安装于所述加载侧梁(9)上端四角，所述两块侧向限位板(9d)位于所述加载侧梁(9)两侧；
所述加载侧梁(9)下端具有带四个轴承的滑动装置(9a)、4根固定螺栓(9b)、缓冲弹簧(9e)、两块侧向限位板(9d)；所述带四个轴承的滑动装置(9a)通过所述缓冲弹簧(9e)安装于所述加载侧梁(9)下端中心位置，所述带四个轴承的滑动装置(9a)嵌入所述轨道(7a)内滑动，所述4根固定螺栓(9b)安装于所述加载侧梁(9)下端四角，所述两块侧向限位板(9d)位于所述加载侧梁(9)两侧。
9.根据权利要求1所述的一种小载荷直升机全机静力试验加载台架，其特征在于，所述地面加载固定座(10)包括作动器支撑框架(10a)、作动器安装接头(10b)、连接螺栓(10c)、底板(10d)、固定底座(10e)；所述固定底座(10e)连接于所述承力地轨(1)上，所述作动器支撑框架(10a)通过螺栓连接于所述固定底座(10e)上部；所述连接螺栓(10c)是头部为球形的螺栓；所述底板(10d)设置于作动器支撑框架(10a)内，通过螺栓与所述固定底座(10e)上部相连，其中心开设有通孔，且在通孔上带有一个凹进去的球形面，球形面与所述连接螺栓(10c)球形头部是相互配合的。
技术总结