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，而不是全部的实施例。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。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横 向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、 “竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等 指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了 便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备或元件必 须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本 发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指 示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此， 限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多 个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上， 除非另有明确具体的限定。

实施例一

如图1-3所示，直升机旋翼系统配套轴承试验机，包括：

机架1，所述机架1上设有主机壳体11；

加载系统2，所述加载系统2设于所述机架1顶部的下方；以及

双旋翼系统3，所述双旋翼系统3设于所述主机壳体11内并与 所述加载系统2的加载力的输出端相连接；

所述加载系统2包括：

螺旋桨模拟系统21，所述螺旋桨模拟系统21的上端与所述机架 1的顶部相连接；以及

浮摆系统22，所述浮摆系统22的上端与所述螺旋桨模拟系统21 浮动连接，其下端与所述双旋翼系统3连接；

螺旋桨模拟系统21模拟直升飞机的不同飞行状态，比如垂直运 动、俯仰运动、偏航运动、倾向运动以及前后运动等，配合浮摆系统 22使不同飞行状态的受力稳定平滑的传递至安装在双旋翼系统3上 的待试验轴承组上，进而对待试验轴承组进行性能参数试验。

需要说明的是，所述待试验轴承组包括第一试验轴承101、第二 试验轴承102、第三试验轴承103、第四试验轴承104和第五试验轴 承105。

作为改进，如图4-6所示，所述浮摆系统22包括：

浮摆动上座221，所述浮摆动上座221与所述螺旋桨模拟系统21 的下端相连接；

浮摆动下座222，所述浮摆动下座222转动设于所述壳体上；第 五试验轴承105安装于所述浮摆动下座222上；以及

转动体223，所述转动体223用于浮动连接所述浮摆动上座221 与浮摆动下座222。

进一步的，如图4-6所示，所述转动体223为钢球；所述浮摆动 上座221与所述浮摆动下座222之间形成有一空间，所述转动体223 设于该空间内；

所述空间由设于所述浮摆动上座221上的凹槽a2211以及设于所 述浮摆动下座222上的凹槽b2221组成；所述凹槽a2211和凹槽b2221 与所述转动体223的外形匹配设置。

需要说明的是，所述钢球配合凹槽a2211和凹槽b2221连接浮摆 动上座221和浮摆动下座222，使浮摆动上座221的力能够稳定、平 滑的传输给浮摆动下座222，在待试验轴承高速旋转的状态下，使浮 摆动下座222的受力更接近真实载荷受力情况，进而使待试验轴承能 够承受跟接近真实状态下的载荷受力情况。

进一步的，本实施例中，如图5-6所示，所述浮摆动上座221上 开设有贯穿浮摆动上座221中心的注油孔2212；所述浮摆动下座222 上设有贯穿浮摆动下座222中心的排油孔2222。

需要说明的是，该注油孔2212的上端连接有注油嘴2223，润滑 油通过注油嘴2223加入注油孔2212内，用于对钢球的润滑，提高钢 球的传动精度以及使用寿命；

此外，浮摆动下座222上的排油孔2222，使多余的润滑油沿排 油孔2222排出，避免润滑油流入待试验轴承上，影响待试验轴承的 试验参数。

进一步的，如图7-8所示，所述螺旋桨模拟系统21包括：

浮摇体支架211，所述浮摇体支架211设于所述主机壳体11的上 方；

模拟架212，所述模拟架212的下端与所述浮摆动上座221相连 接；所述模拟架212通过调心轴承300与浮摇体支架211浮动连接； 以及

若干组动力组件213，若干组所述动力组件213设于所述模拟架 212上，用于推动模拟架212的摆动；所述动力组件213的输出端铰 接设于所述机架1顶部的下方。

需要说明的是，所述动力组件213优选采用液压油缸推动方式， 通过不同动力组件213的推动，进行模拟螺旋桨的不同工作状态，比 如前进、倒退、原地旋转、侧飞等；当然动力组件213不限于液压油 缸的方式，其他可实现直线运动的方式均可，比如气缸、直线导轨传 动、齿条传动等。

此外，如图4所示，所述浮摆系统22还包括设于所述主机壳体 11上方用于对待试验轴承组进行径向加载的径向输入端加载单元 224；

所述径向输入端加载单元224包括：

若干组加载油缸2241，若干组所述加载油缸2241沿所述主机壳 体11周向均布；以及

加载套2242，所述加载套2242设于安装在浮摆动下座222的第 五试验轴承105的外径上；

所述加载油缸2241的输出端作用于加载套2242的外径上。

需要说明的是，若干组所述加载油缸2241优选设为四组，通过 不同方向对第五试验轴承进行加载，模拟不同受力状态下轴承的性能 参数。

进一步的，如图7所示，所述动力组件213优选设为八组，根据 不同试验轴承所应用不同重量的直升飞机，选择不同组别的动力组件 213，用于提供不同大小的试验力。

需要说明的是，不同组别的动力组件213推动模拟架212进行摆动，使模拟架212的受力传递给浮摆动上座221，转动体223收到倾斜向下的力，同时传递将该力传递给浮摆动下座222，浮摆动下座222传递给待试验轴承，使待试验轴承的受力如图8所示，一侧受力为H，对称的一侧受力为F，使轴承的受力与实际使用时的受力完全匹配，提高待试验轴承的模拟准确性。

实施例二

如图9-14所示，其中与实施例一中相同或相应的部件采用与实 施例一相应的附图标记，为简便起见，下文仅描述与实施例一的区别 点。该实施例二与实施例一的不同之处在于：

本实施例中，如图9-11所示，所述双旋翼系统3包括：

上过渡组件31，所述上过渡组件31与所述主机壳体11的上方 相连接；

下过渡组件32，所述下过渡组件32与所述主机壳体11的下方 相连接；

空心外旋翼轴33，所述空心外旋翼轴33的上端与所述上过渡组 件31的连接座313相连接，所述空心外旋翼轴33的下端与所述下过 渡组件32通过第一试验轴承101和第二试验轴承102转动连接；

内旋翼轴34，所述内旋翼轴34的上端与所述上过渡组件31通 过第三试验轴承103转动连接，所述内旋翼轴34的下端通过第四试 验轴承104与所述空心外旋翼轴33的内壁转动连接；以及

旋翼动力单元35，所述旋翼动力单元35设于所述空心外旋翼轴 33与内旋翼轴34的下方，并同时连接空心外旋翼轴33和内旋翼轴 34，使空心外旋翼轴33和内旋翼轴34同时旋转。

需要说明的是，本实施例通过旋翼动力单元35同时驱动内旋翼 轴34和空心外旋翼轴33进行旋转，对待试验轴承组进行同步参数试 验，其中第三试验轴承103和第四试验轴承104的内圈与外圈均进行 转动。

作为改进，如图11所示，所述旋翼动力单元35包括：

第一驱动部351，所述第一驱动部351设于所述主机壳体11的 下方；

第一驱动齿轮352，所述第一驱动齿轮352套设于所述空心外旋 翼轴33的下端，其外径与所述第一驱动部351的输出端啮合传动；

第二驱动部353，所述第二驱动部353设于所述主机壳体11的 下方；

第二驱动齿轮354，所述第二驱动齿轮354套设于所述内旋翼轴 34的下端，所述第二驱动齿轮354的外径与所述第二驱动部353的 输出端啮合传动；以及

第一推力轴承355，所述第一推力轴承355设于所述第一驱动齿 轮352与第二驱动齿轮354之间，并连接第一驱动齿轮352与第二驱 动齿轮354。

此外，所述第一驱动齿轮352的内径与所述空心外旋翼轴33的 外径通过花键连接，提高空心外旋翼轴33运转过程的稳定性；

所述第二驱动齿轮354的内径与所述内旋翼轴34的外径通过花 键连接，提高内旋翼轴34运转过程的稳定性。

其中，如图12所示，所述上过渡组件31包括：

上过渡座311，所述上过渡座311与所述主机壳体11相连接；

旋翼轴承座312，所述旋翼轴承座312与所述上过渡座311相连 接；以及

连接座313，所述连接座313的外径面通过陪试轴承200与所述 旋翼轴承座312转动连接，所述连接座313内径面的上端与所述第三 试验轴承103的外圈相连接，所述连接座313内径面的下端与所述空 心外旋翼轴33的上端外径面相连接。

进一步的，如图13所示，所述下过渡组件32包括：

下过渡座321，所述下过渡座321与所述主机壳体11相连接； 以及

外旋翼支撑座322，所述外旋翼支撑座322的外径面与所述下过 渡座321相连接，所述外旋翼支撑座322内径面的上端与第一试验轴 承101的外圈相连接，所述外旋翼支撑座322内径面的下端与第二试 验轴承102的外圈相连接。

本实施例中，如图14所示，所述双旋翼系统3还包括设于所述 内旋翼轴34下方给予待试验轴承组提供轴向动力的轴向输入端加载 单元36。

优选的，如图14所示，所述轴向输入端加载单元36包括：

轴向承载体361，所述轴向承载体361设于所述内旋翼轴34底 端并与所述第二驱动齿轮354的下端接触设置；

轴向加载动力部362，所述轴向加载动力部362与所述壳体相连 接，其输出端作用于所述轴向承载体361上。

进一步的，所述轴向承载体361的底部设有球形凹槽3611；所 述轴向加载动力部362的输出端设有与球形凹槽3611匹配的球形加 载头3621。

需要说明的是，所述轴向加载动力部362优选采用液压油缸驱 动；球形加载头3621对该试验装置进行轴向加载时利用球形加载头3621将力稳定的传输至待试验轴承组上。

实施例三

如图15-16所示，其中与实施例一中相同或相应的部件采用与实 施例一相应的附图标记，为简便起见，下文仅描述与实施例一的区别 点。该实施例三与实施例一的不同之处在于：

本实施例中，该试验机还包括输入端轴承测试系统4，所述输入 端轴承测试系统4设于所述主机壳体11上，用于对输入端安装的第 六试验轴承106进行性能试验；所述输入端轴承测试系统4包括：

输入动力单元41，所述输入动力单元41设于所述主机壳体11 的一侧；

轴承安装单元42，所述轴承安装单元42与所述输入动力单元41 的输出端通过梅花弹性联轴器相连接并设于所述主机壳体11上；以 及

输入端加载单元43，所述输入端加载单元43设于所述输入动力 单元41的输出端的上方并与所述轴承安装单元42接触设置；

所述输入动力单元41用于驱动安装在轴承安装单元42上的第六 试验轴承106进行旋转；

所述输入端加载单元43对旋转的轴承进行加载，测试第六试验 轴承106的性能参数。

需要说明的是，第六试验轴承106包括一组轴承，其中一组为球 轴承1061，另一组为圆柱滚子轴承1062。

进一步的，所述输入端加载单元43的轴线与所述输入动力单元41的轴线互相垂直设置。

需要说明的是，相互垂直设置的输入端加载单元43和输入动力 单元41配合锥形设置的加载部4221，使试验轴承所受到的作用力更 稳定，受力大小更容易控制，提高试验数据的准确性。

本实施例中，如图16所示，所述轴承安装单元42包括：

输入轴承座421，所述输入轴承座421贯穿所述主机壳体11的 侧壁并安装于主机壳体11上，该输入轴承座421的内径用于安装第 六试验轴承106；其中输入轴承座421与第六试验轴承106之间设 有轴承衬套4211，防止输入轴承座421的内径磨损；

传动轴422，所述传动轴422的一端与所述输入动力单元41的 输出端相连接，所述传动轴422通过第六试验轴承106与所述输入轴 承座421转动链接；所述传动轴422的另一端设有锥形加载部4221； 以及

隔离垫423，所述隔离垫423设于所述加载块与所述安装板111 之间用于隔离并支撑加载块，使加载块受力后向一侧运动，同时，避 免安装板111受力后磨损，影响设备的使用寿命；所述加载块优选采 用聚四氟乙烯制作。

其中，如图15所示，所述主机壳体内设有用于安装第七试验轴 承107的安装板111，所述传动轴422的另一端与第七试验轴承107 转动连接。

作为改进，如图15所示，所述输入端加载单元43包括：

加载动力单元431，所述加载动力单元431设于所述主机壳体11 上，其输出端连接有加载头；以及

加载块432，所述加载块432套设于所述传动轴422上，并与所 述锥形加载部4221匹配设置，所述加载动力单元431的输出端作用 于加载块432的顶端；

所述加载动力单元431优选采用液压油缸驱动；

所述加载块432的外形为方形设置，其内孔为锥形设置并与锥形 加载部4221匹配。

进一步的，如图15所示，所述传动轴422为中空设置；

需要说明的是，该传动轴422的内径形状与外径形状相匹配，减 少传动轴422在高速旋转过程由于自身重量引起的振动，影响试验结 果。

实施例四

采用上述实施例一至三技术方案中所述的直升机旋翼系统配套 轴承试验机对配套轴承进行性能试验的方法，包括以下步骤：

步骤一、将待试验的轴承组安装至指定位置；

步骤二、启动旋翼动力单元35，带动内旋翼和外旋翼旋转；

步骤三、启动螺旋桨模拟系统21，通过控制不同位置的动力组 件213，使螺旋桨模拟系统21模拟直升飞机的不同飞行状态；

步骤四、根据所述步骤三中不同的飞行状态，通过浮摆系统22 将不同状态的受力传递至待试验轴承组，进行性能试验；此时待试验 轴承组受径轴向载荷共同作用；

步骤五、启动径向输入端加载单元224，不同组别的加载油缸2241作用于第五试验轴承105上，使径向力通过浮摆动下座222传 递至待试验轴承组，进行单一径向承载试验；

步骤六、启动轴向输入端加载单元36，对待试验轴承组进行轴 向加载，待试验轴承组承受轴向力；

步骤七、启动输入动力单元41，对设于轴承安装单元42上的第 六试验轴承106和第七试验轴承107进行径轴向加载，对第六试验轴 承106和第七试验轴承107进行性能试验；

进一步的，所述步骤四、步骤五、步骤六可以进行任意组合或单 独进行，对试验轴承组的不同受力状态的性能试验；

进一步的，所述步骤七与步骤一至六同步进行，提高试验效率。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明， 凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等， 均应包含在本发明的保护范围之内。