利用飞参数据实现直升机机体结构寿命的动态监控（精）

利用飞参数据实现直升机机体结构寿命的动态监控

论文导读：航空维修要实现从现行的反应式、基于故障维修向基于状态维修计划的转型。就需要减少甚至取消依靠假设的疲劳寿命或标准化的大修时间安排的定时维修任务。本文通过对直升机重心法向过载飞参数据的研究。 关键词：定时维修，状态维修，相对疲劳损伤，飞参数据

1引言 航空维修要实现从现行的反应式、基于故障维修向基于状态维修计划的转型，就需要减少甚至取消依靠假设的疲劳寿命或标准化的大修时间安排的定时维修任务。从强度的观点看，飞机设计经历了从静强度、静动强度、疲劳强度、损伤容限及可靠性设计等五个阶段，从设计原理来看，损伤容限及可靠性设计比较符合基于状态维修的思想，但目前我国引进的或自制的直升机在给出机体结构寿命指标值时，按照的依旧是疲劳强度的设计原理。维修模式转为状态维修后，如何确定直升机机体结构当前状态的可靠度和翻修的时间便成为亟待解决的问题。论文检测。本文通过对直升机重心法向过载飞参数据的研究，力图为直升机机体结构按状态维修提供理论上的依据。 2 基于飞参数据的重心法向过载谱 一般直升机的飞参数据包括法向过载、剩余油量等20多个开关量，根据直升机机体结构疲劳损伤的特点，本文仅考虑法向过载。 2.1 飞参数据的获取 无论是引进机还是国产机其飞参数据为模拟信号非数字信号，因此，可以依据每架飞机的参数校准表将所选的飞参参数的测量值转录成工程量，研制一个通用软件模块，根据所设的采样率（一般为8次/秒），实现直接从原始的机器码文件保存为标准的ASCII码文件。 2.2 编制直升机的法向过载谱 图1 原始的重心法向过载谱 图（1）为一段典型的由飞参数据转化的得到的重心法向过载谱，为便于计算和试验首先要对该谱进行统计计数处理。目前常用的计数方法有：限制穿级计数法、跨均峰值计数法、主峰值计数法、变程—均值计数法、变程对—均值计数法和“雨流”计数法等。“雨流”计数法被认为能够反映出材料在反复载荷作用下的应力应变响应的对应关系，所以其计数结果与材料应力—应变行为完全吻合，是疲劳界最通用的计数方法之一，本文采用“雨流”计数法。在雨流计数时结合直升机机体结构受力的特点作出如下的修正： （1）滤波，去除微小抖动。计数时，当过载谱中出现连续增长或连续下降的数据点，只取最大或最小的值，去除中间点。 （2）滤波，去除剧烈噪声。大量的飞参数据表明，直升机飞行过载的变化一般在0.1～0.25范围内，个别会达到0.5。在飞参记录中，存在一些独立的，突然出现的强烈变化的突峰，大者可达4g,小者甚至到-3g，这样过大和过小的过载对目前的飞行课目来说是不应该有的。 （3）整体偏离的修正。个别过载谱整体上明显偏离过载为1的水平线，有的全部在1.1以上，这样的情况可能是由于过载传感器没有调校准确，使用这样的过载谱计算出的损伤要明显大于实际飞行形成的损伤，必须修正到1附近。根据偏离程度做不同的修正，最大偏离0.3g及以上者可取原均值的1/10。 （4）滤波，去除小幅值循环。一般认为直升机机体结构的疲劳属于高周疲劳，载荷谱中有数据巨大的小幅值循环，这些循环对结构的损伤影响较小，在工程计算中可以去掉，保留一定数量的大幅值循环（每1000飞行小时出现累积数量在105次以内的过载）和均值远离总体均值的那些循环。 （5）收敛、发散波的处理。论文检测。按雨流计数法的法则，将滤波剩余的过载谱提取出过载循环，第一次计数后会剩余一个发散—收敛波，将该波从最大

幅值处截断，前后对调后对接成一个收敛—发散波，在衔接处将首尾连接起来，这样的波形两端是自然“封闭”的，可以按照“雨流计数法”继续计数到最后一个循环被计入，完成第二次计数。 图2为按上述方法修正后的某型直升机重心过载谱片段。 图2 修正后的重心过载谱片段 3 疲劳损伤计算 直升机的机体结构一般是具有多路传力的静不定结构，承受飞行状态改变和地-空-地循环形成的低周疲劳载荷为主，但直升机机体结构的疲劳相对于固定翼飞机，其应力水平较低，若经飞行应力测量验证，也可采用有根据的计算方法直接确定机体结构的疲劳寿命，而不必进行全尺寸结构的疲劳试验。为了利用重心过载谱进行疲劳损伤计算，本文发展了一种基于飞参数据的名义应力法进行损伤计算。

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