CN104374570A - 直升机传动系统部件寿命的获取方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种直升机传动系统部件寿命的获取方法，在待测试直升机传动系统部件上确定应变测试点，给出待测试直升机传动系统部件寿命的预估数据；在地面联合试验和飞行试验过程中，从应变测试点上获取应变数据；根据多种状态下以及多种荷载条件下的待测试直升机的地面联合试验和飞行试验，确定待测试直升机传动系统部件分解检查的判断标准；对获取的直升机传动系统部件的实测数据进行分析，及时监控分析待测试直升机的各个应变测试点的应变值超监控限制值及部件累积疲劳损伤值情况；结合预估数据与实测数据进行比对和修正，获取同型号的待测试直升机传动系统部件的寿命值。
Description
技术领域
本发明涉及直升机部件检测技术领域，特别地，涉及一种直升机传动系统部件寿命的获取方法。
背景技术
直升机传动系统部件的生产以前是通过引进国外技术或通过测仿，主要部件的寿命值由国外技术资料直接提供。近年来，直升机传动系统步入自主设计、自主生产之路，自主准确给出主要部件的寿命值是至关重要的，这需要大量的试验和外场使用基础。为提高直升机的安全性，国内外先后采用了许多方法和技术，如名义应力法、结构细节疲劳额定值法、局部应力应变法、高周、低周和高低周疲劳零部件的安全使用寿命计算法、直升机传动系统全寿命期内的疲劳定寿技术等。这些方法和技术都是使用载荷作为疲劳特性参数来评估直升机传动系统部件的寿命，对直升机传动系统的研制、使用、维护和定寿有一定的理论指导和工程实践意义，为保证飞行安全发挥了重要作用，但由于直升机传动系统部件表面形状比较复杂，难以直接确定某些部位的载荷情况，飞行载荷、飞行状态等复杂多变，目前的方法和技术均不能确保飞行时不发生故障，尤其是试飞期间，国内外均不能给尚未定型的部件准确寿命值，这无疑是飞行安全的重大隐患。虽然部件经过有限元计算、静力试验、疲劳试验之后，研制人员大致能预估出传动系统部件的寿命值，但毕竟精确度不高，为降低飞行风险，常采用的措施是飞行一段时间后，进行部件分解检查，两次分解检查之间，研制人员不能及时掌握飞行中部件的受力情况以及损伤情况，尤其是不能及时发现具体的薄弱环节和发生故障时难以迅速查找到故障的准确来源。研制人员一直在寻找新的方法来克服常规方法的缺陷，进一步降低试飞时的安全风险。
因此，研究一种新型的适合多种载荷、多种状态、不同使用条件下直升机传动系统部件寿命获取方法已为亟待解决的技术问题。
发明内容
本发明目的在于提供一种直升机传动系统部件寿命的获取方法，以解决由于直升机传动系统部件表面形状比较复杂，难以直接确定某些部位的载荷情况，飞行载荷、飞行状态等复杂多变，目前的方法和技术均不能确保飞行时不发生故障，尤其是试飞期间，国内外均不能给尚未定型的部件准确寿命值，这无疑是飞行安全的重大隐患；不能及时掌握飞行中部件的受力情况以及损伤情况，尤其是不能及时发现具体的薄弱环节和发生故障时难以迅速查找到故障的准确来源的技术问题。
为实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：
一种直升机传动系统部件寿命的获取方法，包括以下步骤：a、根据待测试直升机的地面联合试验和飞行试验，在待测试直升机传动系统部件上确定多个应变测试点，设定待测试直升机传动系统部件寿命的预估数据和应变值监控限制值；b、在地面联合试验和飞行试验过程中，从各个应变测试点上获取应变数据，获得直升机传动系统部件的实测数据；c、根据多种状态下以及多种荷载条件下的待测试直升机的地面联合试验和飞行试验，确定待测试直升机传动系统部件分解检查的判断标准；d、对获取的直升机传动系统部件的实测数据进行分析，及时监控分析待测试直升机的各个应变测试点的应变值超监控限制值及部件累积疲劳损伤值情况；e、根据对待测试直升机的及时监控分析结果以及待测试直升机传动系统部件的分解检查的判断标准对测试直升机传动系统部件进行分解检查，获得分解检查结果；f、结合步骤e的分解检查结果、步骤d的实测数据以及步骤a的预估数据进行比对和修正，获取同型号的待测试直升机传动系统部件的正确寿命值。
进一步地，步骤a中应变测试点的确定基于待测试直升机传动系统部件的传动系统强度寿命设计与验证方法，传动系统强度寿命设计与验证方法采用疲劳寿命验证试验、荷载与载荷谱的确定方法、疲劳强度设计准则、强度寿命计算方法、疲劳寿命验证准则中的至少一种。
进一步地，步骤a中应变测试点的确定是根据有限元计算结果、静力试验结果以及疲劳试验结果来选取，选取最能反映典型飞行状态的点以及静力试验和疲劳试验中出现裂缝的点。
进一步地，步骤a中部件寿命的预估数据和应变值监控限制值是根据待测试直升机传动系统部件的同批部件疲劳试验结果分别除以一个大于1的安全系数获得。
进一步地，应变值监控限制值分为五个等级，五个等级分别为部件疲劳寿命监控限制值、50小时监控限制值、10小时监控限制值、5小时监控限制值和1小时监控限制值。
进一步地，步骤b中的应变数据获取包括：在确定的应变测试点上安装应变计；根据应变计的安装环境以及应变计的应变通道数确定应变数据储存方式采用遥测储存和/或直连储存；对应变数据的储存信号进行真实性判断，剔除信号毛刺，将剩余储存信号分时间段统计应变的最大静态值和最大动态值。
进一步地，步骤d中，部件累积疲劳损伤值的获取采用对待测试直升机传动系统部件所有超限参数利用雨流法计算得到，在使用雨流法获取部件累积限制值的同时还利用了应力-应变对应曲线图、四参数S-N曲线方程以及Miner累积损失法。
进一步地，步骤a中，应变值监控限制值的获取：首先通过名义应力法和结构细节疲劳额定值法综合得到初步值，将综合得到的初步值根据地面联合试验和飞行试验的实际情况进行部分调整，从而获取最终的应变值监控限制值。
进一步地，步骤d中，当待测试直升机传动系统部件的应变测试点的应变值监控限制值出现超过1小时限制值的情况时，判定当前待测试直升机存在安全隐患，显示警示信号重点关注当前测试直升机传动系统部件的对应应变测试点。
进一步地，统计每架次待测试直升机的各个应变测试点的静态应变值和动态应变值，根据监控限制值判断各个应变测试点是否超过应变值监控限制值以及超限持续时间和超限程度，对超限的应变测试点获取部件累积疲劳损伤值；当应变测试点的应变值监控限制值多次超过1小时监控限制值，规定此时待测试直升机中止飞行，停飞进行分解检查；对疲劳试验或飞行试验时待测试直升机所反映出来的薄弱区进行重点检查；或者当待测试直升机的损伤累积值刚达到1时，经过分解检查发现出现裂纹的部件，说明当前部件的安全裕度不够，需要改进当前部件的结构设计。
进一步地，步骤f中修正预估寿命包括：根据地面联合试验和飞行试验时进行各种状态和多种荷载条件下部件的应变实测结果、分解检查结果以及类似部件寿命值的综合修正；修正后的结果即为直升机传动系统部件的寿命值。
一种用应变替代载荷作为疲劳特性参数、集成了多种方法和措施的优点在不同的阶段使用来获取直升机传动系统部件寿命的方法，采用地面联合试验与试飞获得的应变测试数据并进行相应分析处理，结合分解检查结果修正部件寿命的预估值，经过试验、试飞验证，修正后的值作为直升机传动系统部件的寿命值。获取方法包括以下步骤：确定应变测试点；选择应变测试方式；评判准则；分解检查；修正预估寿命。
进一步地，确定应变测试点是根据有限元计算结果、静力试验结果以及疲劳试验结果来选取，选取最能反映典型飞行状态的点、静力试验和疲劳实验中出现裂纹的点。
进一步地，确定测试点的基础是指疲劳寿命验证试验以及载荷与载荷谱确定方法、疲劳强度设计准则、强度寿命计算方法、疲劳寿命验证准则等一套完整的传动系统强度寿命设计与验证体系。
进一步地，确定测试点的原则与依据是指根据有限元计算结果、静力试验和疲劳试验结果来选取最能反映典型飞行状态的点和不利条件下最大应力点及其他因素需要测试点。
进一步地，选择应变测试方式包括：确定的测试点上粘贴应变计、选择应变数据采集存储方式以及应变数据初步处理。
进一步地，确定的测试点上粘贴应变计：在试飞阶段，所有应变计均按全桥方式组成测试桥路，有利于抗干扰和提高测试精度。
进一步地，选择采集存储应变数据方式是指根据现场的条件以及应变通道数的多少来决定采用遥测或直接测量。
进一步地，应变数据初步处理是指利用数据处理与分析软件打开原始数据，先判断数据是否正常，确认信号的真实性，后剔除毛刺，再分时间段统计最大静态值和动态值。
进一步地，评判准则包括：应变值监控限制值以及部件累积疲劳损伤值。
进一步地，应变值监控限制值是评判部件处于何种使用状态的标准，限制值共分5个等级，分别为疲劳寿命监控限制值、50小时、10小时、5小时和1小时监控限制值，限制值最初由名义应力法、结构细节疲劳额定值法通过计算给出、后根据试验、试飞的实际情况进行部分调整。
进一步地，部件累计疲劳损伤值作为评判部件损伤程度的标准，该值是对所有超限的参数使用专门的软件利用雨流法进行计算得到。在使用雨流法时利用了应力-应变对应曲线图、四参数S-N曲线方程以及Miner累积损伤法。
进一步地，分解检查是指满足下面两种情况之一时进行：当监控参数的应变值多次超过1小时限制值；损伤累积值达到预定值。
利用数据分析与处理软件统计各参数每架次的静、动态应变值，根据监控限制值判断各参数是否超限以及超限持续时间和超限程度后，对超限的参数计算损伤累积值。当监控参数的应变多次超过1小时限制值或预测部件存在安全隐患，规定此时需中止飞行，停飞进行分解检查。尤其须对疲劳试验或飞行时反映出来的薄弱区域进行重点检查。当损伤值达到特定值时也必须提醒飞行与地面实时监控人员给予重点关注。损伤累积值刚达到1，分解检查就发现出现裂纹的部件，说明该部件的安全裕度不够，需要改进设计，尤其是薄弱区域需重新设计。
修正预估寿命是指根据地面联合试验和飞行试验时进行各种状态、多种载荷条件下部件的应变实测结果、结合分解检查结果对原先预估的部件寿命进行修正，其中预估寿命是根据待测试直升机传动系统部件的同批部件疲劳试验结果除以一个大于1的安全系数获得。
本发明具有以下有益效果：
a、采用地面联合试验与试飞获得应变测试数据并进行相应的分析处理，结合分解检查结果修正部件的预估值，经过试验、试飞验证，修正后的值作为直升机传动系统部件寿命的获取值，基于试验、试飞基础上，精确度高。
b、本方法适合用于多种载荷、多种状态、不同使用条件下，直升机传动系统部件寿命的精确获取。预估寿命值是建立在名义应力法、试验综合分析的基础上，已经过一定的试验验证，具有一定的精确度；获取值是在此基础上进一步得到大量试验、试飞的实测数据支持下得到的，它的精度再次提高，大量并且长期的实测数据对获取值的准确给出提供了坚实的支撑。
c.本方法在使用过程中能迅速和精准地找到部件具体的薄弱环节，并针对薄弱环节查找原因，有利于快速找出故障来源。
d、本方法中的分解检查有利于提高试飞的安全性，降低了部件损伤的不确定性对飞行的安全隐患，它是开放性的，允许采用新的技术和措施对它进行进一步的改进与完善。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是本发明优选实施例的直升机传动系统部件寿命的获取方法的结构框图；
图2是本发明优选实施例的获取直升机传动系统部件寿命的方法的流程示意图；
图3是本发明优选实施例的尾减机匣的部分应变测试点位置示意图。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由所限定和覆盖的多种不同方式实施。
图1是本发明优选实施例的直升机传动系统部件寿命的获取方法的结构框图；图2是本发明优选实施例的获取直升机传动系统部件寿命的方法的流程示意图；图3是本发明优选实施例的尾减机匣的部分应变测试点位置示意图。
如图1所示，本实施例的一种直升机传动系统部件寿命的获取方法，包括以下步骤：a、根据待测试直升机的地面联合试验和飞行试验，在待测试直升机传动系统部件上确定多个应变测试点，设定待测试直升机传动系统部件寿命的预估数据和应变值监控限制值；b、在地面联合试验和飞行试验过程中，从各个应变测试点上获取应变数据，获得直升机传动系统部件的实测数据；c、根据多种状态下以及多种荷载条件下的待测试直升机的地面联合试验和飞行试验，确定待测试直升机传动系统部件分解检查的判断标准；d、对获取的直升机传动系统部件的实测数据进行分析，及时监控分析待测试直升机的各个应变测试点的应变值超监控限制值及部件累积疲劳损伤值情况；e、根据对待测试直升机的及时监控分析结果以及待测试直升机传动系统部件的分解检查的判断标准对测试直升机传动系统部件进行分解检查，获得分解检查结果；f、结合步骤e的分解检查结果、步骤d的实测数据以及步骤a的预估数据进行比对和修正，获取同型号的待测试直升机传动系统部件的正确寿命值。
本实施例中，步骤a中应变测试点的确定基于待测试直升机传动系统部件的传动系统强度寿命设计与验证方法，传动系统强度寿命设计与验证方法采用疲劳寿命验证试验、荷载与载荷谱的确定方法、疲劳强度设计准则、强度寿命计算方法、疲劳寿命验证准则(该处试验方法、计算方法、设计方法本身属于现有技术)中的至少一种。通过各种方法综合进行应变测试点布设位置的获取，以保证后续获取的寿命值的精确性。
本实施例中，步骤a中应变测试点根据有限元计算结果、静力试验结果以及疲劳试验结果来选取，选取最能反映典型飞行状态的点、静力试验和疲劳实验中出现裂纹的点以及其他因素需要测试的点作为应变测试点。其他因素包括特殊环境影响位置、特殊气候影响位置、易损位置等。
本实施例中，步骤a中，应变值监控限制值：首先通过疲劳试验结果得到的应变值除以大于1的系数得到初步值，将初步值根据地面联合试验和飞行试验的实际情况进行部分调整，从而获取最终的应变值监控限制值。
本实施例中，应变值监控限制值分为五个等级，五个等级分别为部件疲劳寿命监控限制值、50小时监控限制值、10小时监控限制值、5小时监控限制值和1小时监控限制值。
本实施例中，步骤b中的应变数据获取包括：在确定的应变测试点上安装应变计；根据应变计的安装环境以及应变计的应变通道数确定应变数据储存方式采用遥测储存和/或直连储存；对应变数据的储存信号进行真实性判断，剔除信号毛刺，将剩余储存信号分时间段统计应变的最大静态值和最大动态值。
本实施例中，步骤c中，待测试直升机传动系统部件分解检查的判断标准是指监控限制值多次超过1小时限制值或部件累积疲劳损伤值达到预定值。部件受力越复杂，载荷越大，不可测因素越多，部件累积疲劳损伤值所规定的预定值越小(常在0.5-0.8之间)。
本实施例中，步骤d中，部件累积疲劳损伤值的获取采用对待测试直升机传动系统部件所有超限参数利用雨流法(该处计算方法本身属于现有技术)计算得到，在使用雨流法获取部件累积限制值的同时还利用了应力-应变对应曲线图、四参数S-N曲线方程以及Miner累积损失法(该处方法本身属于现有技术)。通过各方法综合获取部件累积疲劳损伤值，以提高获取值的精确度。
本实施例中，步骤a中，应变值监控限制值的获取：首先通过名义应力法和结构细节疲劳额定值法综合得到初步值，将综合得到的初步值根据地面联合试验和飞行试验的实际情况进行部分调整，从而获取最终的应变值监控限制值。
本实施例中，应变值监控限制值分为五个等级，五个等级分别为部件疲劳寿命监控限制值、50小时监控限制值、10小时监控限制值、5小时监控限制值和1小时监控限制值。
本实施例中，步骤d中，当待测试直升机传动系统部件的应变测试点的应变值监控限制值出现超过1小时限制值的情况时，判定当前待测试直升机存在安全隐患，显示警示信号重点关注当前测试直升机传动系统部件的对应应变测试点。
本实施例中，统计每架次待测试直升机的各个应变测试点的静态应变值和动态应变值，根据监控限制值判断各个应变测试点是否超过应变值监控限制值以及超限持续时间和超限程度，对超限的应变测试点获取部件累积疲劳损伤值；当应变测试点的应变值监控限制值多次超过1小时监控限制值，规定此时待测试直升机中止飞行，停飞进行分解检查；对疲劳试验或飞行试验时待测试直升机所反映出来的薄弱区进行重点检查；或者当待测试直升机的损伤累积值刚达到1时，经过分解检查发现出现裂纹的部件，说明当前部件的安全裕度不够，需要改进当前部件的结构设计。
本实施例中，步骤f中修正预估寿命包括：根据地面联合试验和飞行试验时进行各种状态和多种荷载条件下部件的应变实测结果、分解检查结果以及类似部件寿命值的综合修正；修正后的结果即为直升机传动系统部件的寿命值。
如图2所示，本实施例中，一种用应变代替载荷作为疲劳特性参数获取直升机传动系统部件寿命的方法，首先对地面联合试验与飞行试验获得的应变测试数据进行相应分析处理，判断每个应变测点主导频率、静态值及动态值等参数，然后计算部件上每个测试点的累积损伤值并判断是否需要拆卸检查，若需要检查，检查后结合分解检查结果修正部件的预估值，经过试验、试飞验证，修正后的值作为直升机传动系统部件寿命的获取值。获取方法包括以下步骤：确定应变测试点；选择应变测试方式；评判准则；分解检查；修正预估寿命。解决了多种载荷、多种状态、不同使用条件下，部件的薄弱环节难以确定，部件的寿命难以精确获取，部件的损伤程度不能及时掌握造成直升机试飞时存在重大安全隐患的技术问题。
本实施例中，确定应变测试点包括以下步骤：确定测试点的基础；确定测试点的原则与依据。
本实施例中，确定测试点的基础是指疲劳寿命验证试验以及载荷与载荷谱确定方法、疲劳强度设计准则、强度寿命计算方法、疲劳寿命验证准则等一套完整的传动系统强度寿命设计与验证体系。
本实施例中，应变测试点根据有限元计算结果、静力试验结果以及疲劳试验结果来选取，选取最能反映典型飞行状态的点、静力试验和疲劳实验中出现裂纹的点以及其他因素需要测试的点作为应变测试点。如图3所示，为尾减机匣的部分应变测试点a的位置示意图。应变测试点a从左到右依次为S5、S12、S14、S15、S16。
本实施例中，选择应变测试方式包括：在确定的测试点上粘贴应变计；选择采集存储应变数据方式；应变数据初步处理。
本实施例中，确定的测试点上粘贴应变计是指在试飞前的准备阶段，所有应变计均按全桥方式组成测试桥路，有利于抗干扰和提高测试精度。
本实施例中，选择采集存储应变数据方式是指根据现场的条件以及应变通道数的多少来决定采用遥测或直接测量。
本实施例中，应变数据初步处理是指利用数据处理与分析软件读取原始数据，先判断数据是否正常，确认信号的真实性，后剔除毛刺、去掉数据零点，再分时间段统计最大静态值和动态值，数据的自定义时间段进行FFT分析等。
本实施例中，评判准则包括：应变值监控限制值；部件累计疲劳损伤值。
本实施例中，应变值监控限制值是评判部件处于何种使用状态的标准，限制值共分5个等级，分别为疲劳寿命监控限制值、50小时、10小时、5小时和1小时监控限制值。表1是某尾减机匣部分测试点的监控限制值。如表1所示。
表1 某尾减机匣测试点的监控限制值
| 参数 | 疲劳极限 | 50h | 10h | 5h | 1h |
| S14-S16(με) | 279 | 314 | 342 | 360 | 420 |
| S5(με) | 192 | 219 | 243 | 258 | 309 |
| S12(με) | 252 | 301 | 323 | 349 | 406 |
本实施例中，部件累积疲劳损伤值作为评判部件损伤程度的标准，该值是对所有超限的参数利用雨流法进行计算得到。表2是某架次飞行数据的实际损伤计算结果。对所有飞行架次的实际损伤进行简单相加就可得到累积疲劳损伤值。如表2所示。
表2 尾减机匣3个测点损伤计算结果
| 测点 | 静态载荷 | 动态载荷 | S-N曲线对应寿命 | 实际损伤 |
| S12 | 328.265 | 474.042 | 827835 | 1.208e-006 |
| S14 | -3.160 | 481.548 | 1241984768 | 8.052e-010 |
| S15 | -77.185 | 675.102 | 18576298 | 5.383e-008 |
本实施例中，分解检查是指满足下面两种情况之一时进行：监控参数应变值连续多次超过1小时限制值；损伤累积值达到预定值。应用该方法对某天的实测数据进行分析时发现测点(S15)多次超过1小时限制值，累计疲劳损伤值迅速达到1，分解检查后发现尾减机匣在该应变测试点处出现裂纹，实测数据及分解检查结果表明原先的预估值没有安全裕度。尾减机匣出现裂纹最主要原因是疲劳强度裕度不够，不能适应复杂载荷下的局部过大动应力。迅速查找到了机匣的薄弱部位：安装角及筋板，小齿轮滚子轴承安装边。同时发现了它与其它部件存在动态特性匹配不佳的问题。
本实施例中，修正预估寿命是指根据地面联合试验和飞行试验时进行各种状态、多种载荷条件下部件的应变实测结果、结合分解检查结果对原先预估的部件寿命进行修正，其中预估寿命是综合分析飞行前计算结果、试验结果以及类似部件寿命值后给出的寿命值。
本发明已在某型传动系统研制中得到成功试用，证明了本获取方法不但给出的获取值精确度高，还能迅速和精准地定位部件具体的薄弱环节，并针对薄弱环节查找原因，快速找出解决办法。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种直升机传动系统部件寿命的获取方法，其特征在于，包括以下步骤：
a、根据待测试直升机的地面联合试验和飞行试验，在待测试直升机传动系统部件上确定多个应变测试点，设定待测试直升机传动系统部件寿命的预估数据和应变值监控限制值；
b、在地面联合试验和飞行试验过程中，从各个所述应变测试点上获取应变数据，获得直升机传动系统部件的实测数据；
c、根据多种状态下以及多种荷载条件下的所述待测试直升机的地面联合试验和飞行试验，确定待测试直升机传动系统部件分解检查的判断标准；
d、对获取的直升机传动系统部件的实测数据进行分析，及时监控分析待测试直升机的各个应变测试点的应变值超监控限制值及部件累积疲劳损伤值情况；
e、根据对待测试直升机的及时监控分析结果以及待测试直升机传动系统部件的分解检查的判断标准对测试直升机传动系统部件进行分解检查，获得分解检查结果；
f、结合步骤e的分解检查结果、步骤d的实测数据以及步骤a的预估数据进行比对和修正，获取同型号的待测试直升机传动系统部件的正确寿命值。
2.根据权利要求1所述的直升机传动系统部件寿命的获取方法，其特征在于，
所述步骤a中应变测试点的确定基于待测试直升机传动系统部件的传动系统强度寿命设计与验证方法，
传动系统强度寿命设计与验证方法采用疲劳寿命验证试验、荷载与载荷谱的确定方法、疲劳强度设计准则、强度寿命计算方法、疲劳寿命验证准则中的至少一种。
3.根据权利要求1所述的直升机传动系统部件寿命的获取方法，其特征在于，
所述步骤a中所述应变测试点的确定是根据有限元计算结果、静力试验结果以及疲劳试验结果来选取，
选取最能反映典型飞行状态的点以及静力试验和疲劳试验中出现裂缝的点。
4.根据权利要求1所述的直升机传动系统部件寿命的获取方法，其特征在于，
所述步骤b中的应变数据获取包括：在确定的应变测试点上安装应变计；
根据所述应变计的安装环境以及所述应变计的应变通道数确定应变数据储存方式采用遥测储存和/或直连储存；
对应变数据的储存信号进行真实性判断，剔除信号毛刺，将剩余储存信号分时间段统计应变的最大静态值和最大动态值。
5.根据权利要求1所述的直升机传动系统部件寿命的获取方法，其特征在于，
所述步骤d中，所述部件累积疲劳损伤值的获取采用对待测试直升机传动系统部件所有超限参数利用雨流法计算得到，
在使用雨流法获取部件累积限制值的同时还利用了应力-应变对应曲线图、四参数S-N曲线方程以及Miner累积损失法。
6.根据权利要求1所述的直升机传动系统部件寿命的获取方法，其特征在于，
所述步骤a中，所述应变值监控限制值的获取：首先通过名义应力法和结构细节疲劳额定值法综合得到初步值，
将综合得到的初步值根据地面联合试验和飞行试验的实际情况进行部分调整，从而获取最终的应变值监控限制值。
7.根据权利要求6所述的直升机传动系统部件寿命的获取方法，其特征在于，
所述应变值监控限制值分为五个等级，五个等级分别为部件疲劳寿命监控限制值、50小时监控限制值、10小时监控限制值、5小时监控限制值和1小时监控限制值。
8.根据权利要求7所述的直升机传动系统部件寿命的获取方法，其特征在于，
所述步骤d中，当待测试直升机传动系统部件的应变测试点的应变值监控限制值出现超过1小时限制值的情况时，判定当前所述待测试直升机存在安全隐患，显示警示信号重点关注当前所述测试直升机传动系统部件的对应应变测试点。
9.根据权利要求8所述的直升机传动系统部件寿命的获取方法，其特征在于，
统计每架次所述待测试直升机的各个应变测试点的静态应变值和动态应变值，根据监控限制值判断各个所述应变测试点是否超过应变值监控限制值以及超限持续时间和超限程度，对超限的所述应变测试点获取部件累积疲劳损伤值；
当所述应变测试点的应变值监控限制值多次超过1小时监控限制值，规定此时所述待测试直升机中止飞行，停飞进行分解检查；
对疲劳试验或飞行试验时所述待测试直升机所反映出来的薄弱区进行重点检查；或者
当所述待测试直升机的损伤累积值刚达到1时，经过分解检查发现出现裂纹的部件，说明当前部件的安全裕度不够，需要改进当前部件的结构设计。
10.根据权利要求9所述的直升机传动系统部件寿命的获取方法，其特征在于，
所述步骤f中修正预估寿命包括：根据地面联合试验和飞行试验时进行各种状态和多种荷载条件下部件的应变实测结果、分解检查结果以及类似部件寿命值的综合修正；
修正后的结果即为直升机传动系统部件的寿命值。
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Cited By (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105675295A (zh) * | 2016-01-13 | 2016-06-15 | 中国航空动力机械研究所 | 直升机传动系统浇注件疲劳试验微裂纹报警方法及装置 |
| CN105890504A (zh) * | 2016-04-01 | 2016-08-24 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种直升机涵道变形量测量装置及测量方法 |
| CN106557599A (zh) * | 2015-09-29 | 2017-04-05 | 中国飞机强度研究所 | 一种空间力系载荷谱编制方法 |
| CN106644458A (zh) * | 2016-09-12 | 2017-05-10 | 中国人民解放军海军航空工程学院青岛校区 | 一种直升机尾减速器机匣疲劳试验方法 |
| CN108108530A (zh) * | 2017-12-01 | 2018-06-01 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种适用于结构连接件的疲劳寿命校准方法 |
| CN108363850A (zh) * | 2018-01-31 | 2018-08-03 | 中国航发动力股份有限公司 | 一种发动机受感部振动环境分析与试验载荷确定方法 |
| CN108839815A (zh) * | 2018-04-22 | 2018-11-20 | 北京工业大学 | 一种机载多通道可拓展的分布式航空结构寿命监控装置 |
| CN109238892A (zh) * | 2018-11-20 | 2019-01-18 | 东北大学 | 一种转子系统钢环式弹支结构强度设计及在线监测方法 |
| CN109552666A (zh) * | 2018-11-12 | 2019-04-02 | 中国飞行试验研究院 | 一种螺旋桨飞行拉力的直接测量方法 |
| CN110697075A (zh) * | 2019-09-29 | 2020-01-17 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机hums振动阈值生成方法 |
| CN110861784A (zh) * | 2019-12-04 | 2020-03-06 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机飞行测试载荷疲劳累积损伤的计算和监测方法 |
| CN112052523A (zh) * | 2020-09-25 | 2020-12-08 | 中国直升机设计研究所 | 一种基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法 |
| CN115556962A (zh) * | 2022-09-23 | 2023-01-03 | 中国航发哈尔滨东安发动机有限公司 | 直升机粗猛着陆后传动系统处理方法 |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1369050A (en) * | 1970-10-30 | 1974-10-02 | Gen Electric | Detection of distributed defects in gear assemblies |
| US4733361A (en) * | 1980-09-03 | 1988-03-22 | Krieser Uri R | Life usage indicator |
| CN101158570A (zh) * | 2007-11-20 | 2008-04-09 | 中国航空动力机械研究所 | 减速器应变测试装置及数据处理方法 |
| JP2011215137A (ja) * | 2010-03-16 | 2011-10-27 | Ntn Corp | 軽負荷条件転がり軸受材料の疲労限面圧の推定方法および推定装置 |
| CN102445338A (zh) * | 2011-11-24 | 2012-05-09 | 北京航空航天大学 | 一种航天驱动组件综合应力加速寿命试验方法 |
| CN103076175A (zh) * | 2013-01-10 | 2013-05-01 | 哈尔滨东安发动机（集团）有限公司 | 一种直升机尾传动轴轴承试验方法 |
| CN103983467A (zh) * | 2014-05-12 | 2014-08-13 | 中国人民解放军空军工程大学 | 一种基于服役状态的单机服役使用寿命监控方法 |
-
2014
- 2014-11-24 CN CN201410683082.4A patent/CN104374570B/zh active Active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1369050A (en) * | 1970-10-30 | 1974-10-02 | Gen Electric | Detection of distributed defects in gear assemblies |
| US4733361A (en) * | 1980-09-03 | 1988-03-22 | Krieser Uri R | Life usage indicator |
| CN101158570A (zh) * | 2007-11-20 | 2008-04-09 | 中国航空动力机械研究所 | 减速器应变测试装置及数据处理方法 |
| JP2011215137A (ja) * | 2010-03-16 | 2011-10-27 | Ntn Corp | 軽負荷条件転がり軸受材料の疲労限面圧の推定方法および推定装置 |
| CN102445338A (zh) * | 2011-11-24 | 2012-05-09 | 北京航空航天大学 | 一种航天驱动组件综合应力加速寿命试验方法 |
| CN103076175A (zh) * | 2013-01-10 | 2013-05-01 | 哈尔滨东安发动机（集团）有限公司 | 一种直升机尾传动轴轴承试验方法 |
| CN103983467A (zh) * | 2014-05-12 | 2014-08-13 | 中国人民解放军空军工程大学 | 一种基于服役状态的单机服役使用寿命监控方法 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 薛向珍 等: "某直升机主减速器传动系统的寿命与可靠性计算方法", 《航空动力学报》 * |
Cited By (21)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106557599A (zh) * | 2015-09-29 | 2017-04-05 | 中国飞机强度研究所 | 一种空间力系载荷谱编制方法 |
| CN106557599B (zh) * | 2015-09-29 | 2019-11-15 | 中国飞机强度研究所 | 一种空间力系载荷谱编制方法 |
| CN105675295A (zh) * | 2016-01-13 | 2016-06-15 | 中国航空动力机械研究所 | 直升机传动系统浇注件疲劳试验微裂纹报警方法及装置 |
| CN105890504B (zh) * | 2016-04-01 | 2018-08-24 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种直升机涵道变形量测量装置及测量方法 |
| CN105890504A (zh) * | 2016-04-01 | 2016-08-24 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种直升机涵道变形量测量装置及测量方法 |
| CN106644458A (zh) * | 2016-09-12 | 2017-05-10 | 中国人民解放军海军航空工程学院青岛校区 | 一种直升机尾减速器机匣疲劳试验方法 |
| CN106644458B (zh) * | 2016-09-12 | 2019-04-12 | 中国人民解放军海军航空工程学院青岛校区 | 一种直升机尾减速器机匣疲劳试验方法 |
| CN108108530A (zh) * | 2017-12-01 | 2018-06-01 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种适用于结构连接件的疲劳寿命校准方法 |
| CN108108530B (zh) * | 2017-12-01 | 2021-05-28 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种适用于结构连接件的疲劳寿命校准方法 |
| CN108363850A (zh) * | 2018-01-31 | 2018-08-03 | 中国航发动力股份有限公司 | 一种发动机受感部振动环境分析与试验载荷确定方法 |
| CN108363850B (zh) * | 2018-01-31 | 2021-09-28 | 中国航发动力股份有限公司 | 一种发动机受感部振动环境分析与试验载荷确定方法 |
| CN108839815A (zh) * | 2018-04-22 | 2018-11-20 | 北京工业大学 | 一种机载多通道可拓展的分布式航空结构寿命监控装置 |
| CN108839815B (zh) * | 2018-04-22 | 2019-03-22 | 北京工业大学 | 一种机载多通道可拓展的分布式航空结构寿命监控装置 |
| CN109552666A (zh) * | 2018-11-12 | 2019-04-02 | 中国飞行试验研究院 | 一种螺旋桨飞行拉力的直接测量方法 |
| CN109238892A (zh) * | 2018-11-20 | 2019-01-18 | 东北大学 | 一种转子系统钢环式弹支结构强度设计及在线监测方法 |
| CN110697075A (zh) * | 2019-09-29 | 2020-01-17 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机hums振动阈值生成方法 |
| CN110697075B (zh) * | 2019-09-29 | 2022-11-25 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机hums振动阈值生成方法 |
| CN110861784A (zh) * | 2019-12-04 | 2020-03-06 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机飞行测试载荷疲劳累积损伤的计算和监测方法 |
| CN112052523A (zh) * | 2020-09-25 | 2020-12-08 | 中国直升机设计研究所 | 一种基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法 |
| CN112052523B (zh) * | 2020-09-25 | 2022-12-06 | 中国直升机设计研究所 | 一种基于载荷特性比对的直升机旋翼动部件强度设计方法 |
| CN115556962A (zh) * | 2022-09-23 | 2023-01-03 | 中国航发哈尔滨东安发动机有限公司 | 直升机粗猛着陆后传动系统处理方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
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