CN110955932A - 一种飞机零件可靠性试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于可靠性工程技术领域，涉及一种飞机零件可靠性试验方法，所述的飞机零件可靠性试验方法在试验中确定故障影响因素时运用正交设计处理试验输入，在对故障影响因素变化对试验数据的误差分析中采用方差分析。以直升机旋翼系统的动附件锥环挡圈为研究对象，确定三个重要故障影响因素：外界应力、转动速度、材质强度，设计并进行可靠性试验，对试验数据进行方差分析。运用正交设计处理试验输入，设计表头，真实有效地模拟了部队外场复杂环境下多因素之间的相互作用，缩小了试验输入范围，进而在经济上减少了试验成本，降低了劳动强度，同时不影响试验效果，真正达到高效率、快速、经济的目的。

Description

一种飞机零件可靠性试验方法

技术领域

本发明属于可靠性工程技术领域，涉及直升机部附件的可靠性试验，具体涉及一种飞机零件可靠性试验方法。

背景技术

在直升机领域中，国内外各军种部队服役直升机型号繁多，随着各部队飞行任务量的增多，反馈给工业设计部门的故障也越来越多。其中，各机械类部附件磨损严重的问题是近年来部队外场反馈最多的故障之一，某些组件发生磨损失效，最终会导致整个直升机系统发生故障，停止工作，所以对于装置中扮演重要角色的机械组件，如何准确地判断维修更换时间，如何延长其安全寿命，这些问题都极具研究价值，至此对其进行磨损可靠性研究便显得尤为必要，而任何研究都离不开试验数据的采集。如何在研制阶段通过可行有效的可靠性试验方法对直升机部附件进行准确的寿命定量预测，就显得尤为重要。

目前，针对磨损这类故障，部队外场影响因素众多，现行的可靠性试验数据输入选择范围太广，数据处理方法不得当，而且当前工业试验部门处理可靠性试验数据多以极差分析法为主，该方法没有充分考虑试验误差的存在，工程应用价值不足。都导致了无法对飞机零件，特别是磨损类部附件进行有效的寿命控制。

发明内容

本发明的目的是：提供一种飞机零件可靠性试验方法，以解决当前极差分析法中分析结果精度不高的技术问题。

为解决此技术问题，本发明的技术方案是：

一种飞机零件可靠性试验方法，所述的飞机零件可靠性试验方法在试验中确定故障影响因素时运用正交设计处理试验输入，在对故障影响因素变化对试验数据的误差分析中采用方差分析。

所述的飞机零件可靠性试验方法包含以下步骤：

步骤一、针对飞机零件全寿命试验周期制定具体试验操作内容：

明确试验目的，规定试验条件，选择试验测量设备，确定试验零件；

步骤二、结合外场实际数据，确定试验零件的故障影响因素，明确试验输入范围；

步骤三、根据故障影响因素的数量确定试验输入，并设计正交表头，确定输入数据的水平量级，明确试验输入具体值；

步骤四、进行全寿命周期试验，完成试验操作过程，得到并记录试验输出初始数据，对磨损量数据初步处理；

步骤五、对试验数据进行方差分析：计算离差平方和、计算自由度、计算各因素均方和误差均方、计算F值、F检验、最终确定关键影响因素。

步骤二所述故障影响因素是指：外界应力、转动速度、材质强度；

步骤三所述水平量级取值范围为2至10；优选地水平量级取值为4。经测比计算，水平量级取值为4时，效率最高，仅需做16组试验，在成本可控的前提下，可算得最优结果。

步骤四所述初始数据指零件磨损量，所述初步处理是指将磨损量换算成磨损率；

步骤五中的离差平方和、自由度、各因素均方和误差均方、F值、F检验具体公式如下：

计算离差平方和：

总离差平方和SS_T公式如下：

各因素引起的离差平方和SS_j公式如下：

式中j＝1,2,3,4为某因素所在的列号，r为其水平数，如因素A在第1列上，即SS_A＝SS₁，依次同理，则有SS_A＝SS₁、SS_B＝SS₂、SS_C＝SS₃，以此类推一并计算试验误差的离差平方和SS_e，即空列的对比误差项SS_e，式中A、B、C代表各因素，以下同理。

计算自由度：

总自由度公式如下：

df_T＝n-1

各因素(A、B、C)自由度公式如下：

df_A＝df_B＝df_C＝r-1

误差自由度公式如下：

df_e＝df_T-(df_A+df_B+df_C)

计算均方(即平均离差平方和)：

各因素(A、B、C)均方公式如下：

误差均方公式如下：

计算平均离差平方和时满足如下条件：(或者计算平均离差平方和的具体过程如下)：如发现某因素均方小于误差均方，说明该因素对试验指标值影响较小，是次要因素，需将该因素归入误差，重新计算，直到算出不小于误差均方的因素均方，循环结束。

计算F值：

F值是各影响因素对应的均方与误差均方的比值(某因素已经算入误差里，该因素的F值就无需再计算在内)

F检验：

在显著性水平确定的前提下，检验影响因素是否对试验指标值存在显著性影响。即先通过F分布表查得临界值F_α(df_B,df_e ^Δ)，再对因素B的F值F_B和临界值F_α(df_B,df_e ^Δ)进行数值比较。比如，若F_B>F_α(df_B,df_e ^Δ)，则因素B对试验指标值存在显著性影响，反之不存在。通常F值和临界值之间的相差愈大，表示该因素对试验指标影响愈为显著，即该因素愈为关键。

本发明的有益效果是：本发明运用正交设计处理试验输入，设计表头，真实有效地模拟了部队外场复杂环境下多因素之间的相互作用，缩小了试验输入范围，进而在经济上减少了试验成本，降低了劳动强度，同时不影响试验效果，真正达到高效率、快速、经济的目的。

方差分析能够把由因素水平变化所导致的测量结果的差异和测量误差分开来，充分考虑试验误差的存在，把由因素水平变化所导致的测量结果的差异和测量误差分开来，相较于工业部门现行的极差法，方差法的分析结果精度更高，更为真实可靠。

本发明首次在直升机可靠性试验领域提出使用正交设计处理试验输入，并用方差分析试验输出结果，具有相当工程应用价值。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施的技术方案，下面将对本发明的实例中需要使用的附图作简单的解释。显而易见，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域的技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为基于正交设计的飞机零件可靠性试验方法流程图；

图2为误差分析逻辑流程图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域的普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下，所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

下面将详细描述本发明实施例的各个方面的特征。在下面的详细描述中，提出了许多具体的细节，以便对本发明的全面理解。但是，对于本领域的普通技术人员来说，很明显的是，本发明也可以在不需要这些具体细节的情况下就可以实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例对本发明更好的理解。本发明不限于下面所提供的任何具体设置和方法，而是覆盖了不脱离本发明精神的前提下所覆盖的所有的产品结构、方法的任何改进、替换等。

在各个附图和下面的描述中，没有示出公知的结构和技术，以避免对本发明造成不必要的模糊。

下面结合附图，以直升机部附件——直升机旋翼系统的动附件锥环挡圈为具体例子，确定三个重要故障影响因素(外界应力、转动速度、材质强度)，设计并进行可靠性试验，对试验数据进行方差分析，按本发明方法，结合图1，具体步骤如下：

步骤1、明确试验目的，规定试验条件，选择试验测量设备，确定试验对象(即直升机部附件)，进而针对全寿命试验周期制定具体试验操作内容；

1.1、试验目的：

通过该试验判断外界应力、转动速度、材质强度等影响因素与锥环挡圈磨损的关系。

1.2、试验条件及设备：

1).试验设备要求

a)动力：可采用650KW电机；

b)液压设备：需提供移动式液压源；

2)试验测量设备和仪表：

a)外形测量：游标卡尺0～150mm，千分尺0～50mm；

b)压力测量：试验平台压力值测量见表1；

表1压力测量参数

c)温度测量：红外测温仪；

d)试验用油：试验用油与实机相关装置用油一致。

1.3、试验对象：直升机旋翼系统锥环挡圈

步骤2、结合外场数据，确定试验对象(即直升机部附件)故障影响因素，明确试验输入范围；

根据外场反馈的实际数据，明确外界应力、转动速度、材质强度为锥环挡圈磨损的主要影响因素。

步骤3、根据试验输入(即故障影响因素)的数量设计正交表头，确定输入数据的水平量级，明确试验输入具体值；

3.1、确定水平量级

利用正交表头设计正交试验，每个因素确定4个水平，共设计16组外界应力、转动速度、材质强度不同组合的正交磨损试验，按节点记录锥环挡圈磨损量，因素水平表如表2所示。

特别说明：正交表头具有“整齐可比，均匀分散”的正交性，必须保证设计的正交表头满足此两点性质；因本正交试验是三因素四水平的，故选用L₁₆(4³)的正交表头^[5,6]。正交试验方案表头如表3所示。

3.2、试验表头设计

1)对原始锥环挡圈进行600次磨合，保证进入稳定磨损阶段。

2)磨合结束后，每200次换挡对锥环挡圈厚度进行测量，共测量10次(即共换挡2000次)，按节点记录锥环挡圈磨损量。

3)重复上述两步，按照正交表头L₁₆(4³)共完成16组试验。

表2

表3

步骤4、进行全寿命周期试验，完成试验操作过程，得到并记录试验输出初始数据(部附件磨损量)，对磨损量数据初步处理，换算成磨损率。

整理16组测量数据，磨损影响因素正交试验结果测量表见表4：

表4

步骤5、对试验数据进行方差分析，分析逻辑图参见附图2：

a)计算离差平方和：包括总离差平方和、各因素引起的离差平方和以及试验误差的离差平方和；

b)计算自由度：包括总自由度、各因素自由度以及误差自由度；

c)计算均方(即平均离差平方和)：包括各因素均方和误差均方，若计算出影响层级明显小的次要因素，则归入误差，重新计算误差平方和、误差自由度和误差均方；

d)F检验，最终确定关键影响因素

方差分析法能够把由因素水平变化所导致的测量结果的差异和测量误差分开来，若某因素水平的变化导致测量结果的变动与测量误差相差较大，即认为该因素对试验测量结果存在显著的影响；反之，即认为该因素对试验测量结果影响不显著。主要分析过程是先算取因素和误差的离差平方和，再依次计算自由度、均方、F值，最后进行F检验。

具体计算过程如下，见式(1)～(19)：

1)计算离差平方和：

a)总离差平方和SS_T：

则总离差平方和：

b)各因素引起的离差平方和SS_j：

式中j＝1,2,3,4为某因素所在的列号，r为其水平数，如因素A在第1列上，即SS_A＝SS₁，依次同理，则有

c)试验误差的离差平方和SS_e：

试验方案表3中的空列是误差列，目的是作方差分析的对比项，误差的离差平方和在计算过程中是求取所有空列对应的离差平方和的总和。即：

SS_e＝∑SS_空列＝SS₄+SS₅＝36.6875+160.6875＝197.375 (8)

2)计算自由度：

总自由度：

df_T＝n-1＝16-1＝15 (9)

各因素自由度：

df_A＝df_B＝df_C＝r-1＝4-1＝3 (10)

误差自由度：

df_e＝df_T-(df_A+df_B+df_C)＝15-9＝6 (11)

3)计算均方(即平均离差平方和)：

各因素均方：

误差均方：

但发现MS_A<MS_e，MS_C<MS_e，说明因素A和C对试验指标值的影响较小，是次要因素，故二者均归入误差里，这样误差的离差平方和、自由度、均方也随之变化，即：

新误差离平方和：

新误差自由度：

df_e ^Δ＝df_e+df_A+df_C＝6+3+3＝12 (17)

新误差均方：

4)计算F值：

F值是各影响因素对应的均方与误差均方的比值(本试验因为因素A、C都算入误差里，所以不需计算A、C的F值，真正意义上的主要影响因素仅为B，即转动速度)：

5)F检验：

本正交试验经查表得：F_0.05(3,12)＝3.49，F_0.01(3,12)＝5.95，故对应于给定的显著性水平α＝0.05，α＝0.01，F_B＝15.7755542>F_0.05(3,12)＝3.49，F_B＝15.7755542>F_0.01(3,12)＝5.95，即影响因素B对试验指标值(即锥环挡圈磨损率w(t))存在非常显著的影响，最后将正交试验方差分析结果列于表6：

表6

方差分析法的分析结果是影响因素B(转动速度)对锥环挡圈磨损有显著性影响，而影响因素A(外界应力)和C(材质强度)相对来说均为次要因素，有影响，但效力并不显著，这也与极差分析法的分析结果一致。

综上所述，得到磨损可靠性正交试验结论：

1)影响锥环挡圈磨损的众多因素里，转动速度影响作用最大，即为最主要影响因素；

2)相对于转动速度，外界应力和材质强度影响效力相当，但影响作用不大，即为次要影响因素。

3)方差法充分考虑试验误差的存在，把由因素水平变化所导致的测量结果的差异和测量误差分开来，相较于工业部门现行常用的极差法，方差法的分析结果更为真实可靠，更具工程应用价值。

最后应该说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可以轻易想到各种等效的修改或者替换，这些修改或者替换都应该涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种飞机零件可靠性试验方法，其特征在于：所述的飞机零件可靠性试验方法在试验中确定故障影响因素时运用正交设计处理试验输入，在对故障影响因素变化对试验数据的误差分析中采用方差分析。

2.根据权利要求1所述的飞机零件可靠性试验方法，其特征在于：所述的飞机零件可靠性试验方法包含以下步骤：

步骤一、针对飞机零件全寿命试验周期制定具体试验操作内容：

明确试验目的，规定试验条件，选择试验测量设备，确定试验零件；

步骤二、结合外场实际数据，确定试验零件的故障影响因素，明确试验输入范围；

步骤三、根据故障影响因素的数量确定试验输入，并设计正交表头，确定输入数据的水平量级，明确试验输入具体值；

步骤四、进行全寿命周期试验，完成试验操作过程，得到并记录试验输出初始数据，对磨损量数据初步处理；

步骤五、对试验数据进行方差分析：计算离差平方和、计算自由度、计算各因素均方和误差均方、计算F值、F检验、最终确定关键影响因素；

各因素均方即各因素平均离差平方和。

3.根据权利要求2所述的飞机零件可靠性试验方法，其特征在于：步骤二所述故障影响因素是指：外界应力、转动速度、材质强度。

4.根据权利要求2所述的飞机零件可靠性试验方法，其特征在于：步骤三所述水平量级取值范围为2至10。

5.根据权利要求2所述的飞机零件可靠性试验方法，其特征在于：步骤四所述初始数据指零件磨损量，所述初步处理是指将磨损量换算成磨损率。

6.根据权利要求2所述的飞机零件可靠性试验方法，其特征在于：步骤五中的离差平方和计算如下：

总离差平方和SS_T公式如下：

各因素引起的离差平方和SS_j公式如下：

式中j＝1,2,3,4为某因素所在的列号，r为其水平数，如因素A在第1列上，即SS_A＝SS₁，依次同理，则有SS_A＝SS₁、SS_B＝SS₂、SS_C＝SS₃，以此类推一并计算试验误差的离差平方和SS_e，即空列的对比误差项SS_e，式中A、B、C代表各因素；

计算平均离差平方和时满足如下条件：如发现某因素均方小于误差均方，说明该因素对试验指标值影响较小，是次要因素，需将该因素归入误差，重新计算，直到算出不小于误差均方的因素均方，循环结束。

7.根据权利要求6所述的飞机零件可靠性试验方法，其特征在于：步骤五中的自由度计算如下：

总自由度公式如下：

df_T＝n-1

各因素(A、B、C)自由度公式如下：

df_A＝df_B＝df_C＝r-1

误差自由度公式如下：

df_e＝df_T-(df_A+df_B+df_C)。

8.根据权利要求6所述的飞机零件可靠性试验方法，其特征在于：步骤五中的均方和误差均方计算如下：

各因素(A、B、C)均方公式如下：

误差均方公式如下：

9.根据权利要求6所述的飞机零件可靠性试验方法，其特征在于：步骤五中F值计算如下：

F值是各影响因素对应的均方与误差均方的比值，若某因素已经算入误差里，该因素的F值就无需再计算在内。

10.根据权利要求6所述的飞机零件可靠性试验方法，其特征在于：步骤五中F检验步骤如下：

先通过F分布表查得临界值F_α(df_B,df_e ^Δ)，再对因素B的F值F_B和临界值F_α(df_B,df_e ^Δ)进行数值比较；若F_B>F_α(df_B,df_e ^Δ)，则因素B对试验指标值存在显著性影响，反之不存在。

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