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1、(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201410683082.4 (22)申请日 2014.11.24 G01M 13/02(2006.01) (71)申请人 中国航空动力机械研究所 地址 412002 湖南省株洲市芦淞区董家塅 (72)发明人 梅庆 郭天才 薛同博 万振华 苏楠阳 (74)专利代理机构 北京康信知识产权代理有限 责任公司 11240 代理人 吴贵明 (54) 发明名称 直升机传动系统部件寿命的获取方法 (57) 摘要 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。
2、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。 (51)Int.Cl. (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书2页 说明书8页 附图1页 (10)申请公布号 CN 10。
3、4374570 A (43)申请公布日 2015.02.25 CN 104374570 A 1/2 页 2 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。
4、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。
5、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 ；。
6、 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。
7、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。 权 利 要 求 书 CN 104374570 A 2 2/2 页 3 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。
8、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。
9、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。。
10、 权 利 要 求 书 CN 104374570 A 3 1/8 页 4 直升机传动系统部件寿命的获取方法 技术领域 0001 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 0002 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、。
11、 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。
12、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。 0003 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 0004 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。
13、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。 0005 为实现上述目的， 本发明采用的技术方案如下 ： 0006 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， 。
14、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 ； 说 明 书 CN 104374570 A 4 2/8 页 5 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。
15、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。 0007 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。 0008 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。
16、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。 0009 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。 0010 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。 0011 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。
17、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。 0012 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。 0013 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。
18、取最终的应变值监控限制值。 0014 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。 0015 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。
19、 ； 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。 0016 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 说 明 书 CN 104374570 A 5 3/8 页 6 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。 0017 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 。
20、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。 0018 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。 0019 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。
21、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。 0020 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。 0021 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。 0022 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。 0023 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。
22、通道数的多 少来决定采用遥测或直接测量。 0024 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。 0025 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。 0026 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。 0。
23、027 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。 0028 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。 0029 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。
24、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 说 明 书 CN 104374570 A 6 4/8 页 7 弱区域需重新设计。 0030 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。
25、 1 的安全系 数获得。 0031 本发明具有以下有益效果 ： 0032 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。 0033 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。
26、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。 0034 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。 0035 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。 0036 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 0037 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。
27、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 ： 0038 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 ； 0039 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 ； 0040 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 0041 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。 0042 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。
28、 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。 0043 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 说 明 书 CN 104374570 A 7 5/8 页 8 联合试验和飞行试验， 确定待测。
29、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。 0044 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。
30、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。 0045 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。
31、。 0046 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。 0047 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。 0048 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 。
32、； 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。 0049 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)。 0050 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。
33、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。 0051 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。 0052 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。。
34、 0053 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 说 明 书 CN 104374570 A 8 6/8 页 9 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。 0054 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。
35、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。 0055 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。 0056 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。
36、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。
37、术 问题。 0057 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。 0058 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。 0059 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。
38、到右依次为 S5、 S12、 S14、 S15、 S16。 0060 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。 0061 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。 0062 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。 0063 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。
39、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。 说 明 书 CN 104374570 A 9 7/8 页 10 0064 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。 0065 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。 0066 表 1 某尾减机匣测试点的监控限制值 0067 参数疲劳极限50h10h5h1h S14-S16。
40、()279314342360420 S5()192219243258309 S12()252301323349406 0068 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。 0069 表 2 尾减机匣 3 个测点损伤计算结果 0070 测点静态载荷动态载荷S-N 曲线对应寿命实际损伤 S12328.265474.0428278351.208e-006 S14-3.160481.54812419847688.0。
41、52e-010 S15-77.185675.102185762985.383e-008 0071 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。
42、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。 0072 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。 0073 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。 0074 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 说 明 书 CN 104374570 A 10 8/8 页 11 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。 说 明 书 CN 104374570 A 11 1/1 页 12 图 1 图 2 图 3 说 明 书 附 图 CN 104374570 A 12 。