1.本发明涉及机械故障诊断技术领域，尤其涉及一种自锁螺母松脱寿命分析方法。
背景技术：2.一般地，自锁螺母与螺栓配合使用，施加一定的拧紧力矩，使得两个及以上零件连接成为整体。因其在加工过程中的收口变形，自锁螺母具有一定的自锁力矩，在航空发动机应用过程中要求自锁螺母的自锁力矩始终保持在标准范围内。
3.目前，针对自锁螺母的松脱寿命缺乏系统的分析方法，在航空发动机实际工作过程中，无法在线实时检测自锁螺母是否产生松动，不能分析其使用时间。在航空发动机停止工作的状态下，仅依靠测量自锁螺母的自锁力矩来判断其是否可以继续使用，若自锁力矩值低于标准范围的规定，则自锁螺母不再使用，该方法属于事后分析，不能提前预测。同时，在自锁螺母产品合格鉴定试验中，按照《gjb 715.3a-2002紧固件试验方法振动》开展自锁螺母物理振动试验(振幅为11.43mm，频率为30hz)，标准规定振动30000次后，自锁螺母相对螺栓旋转角度不超过360
°
即为合格。在航空发动机工作过程中，尚无法做到在线实时检测自锁螺母是否产生松动，不能直接判断自锁螺母是否可以继续使用。
4.在航空发动机停止工作状态下，依靠测量自锁螺母的自锁力矩来判断其是否可以继续使用系事后分析，不能提前预测其使用时间。自锁螺母的标准振动试验条件与航空发动机真实工况振动频谱存在较大差异，而且试验合格判据仅为自锁螺母产品单项性能的评判标准，与航空发动机的综合使用要求有一定差距。
技术实现要素：5.针对以上问题，本发明提供如下技术方案：
6.一种自锁螺母松脱寿命分析方法，所述方法包括：开展自锁螺母物理振动试验，建立振动频率f与自锁螺母松脱次数y的关系曲线，即f-y曲线；根据所述自锁螺母物理振动试验建立物理振动试验的仿真分析模型；对所述仿真分析模型进行分析，获取不同振动频率下的加速度值x，建立x-f曲线；将所述自锁螺母物理振动试验数据与所述仿真分析数据相结合，采用指数函数进行拟合，得到所述自锁螺母加速度值x与所述松脱次数y的关系，即x-y曲线；基于“雨流计数法”及专业数据统计软件，结合所述x-y曲线，分析统计得到实测信号中不同加速度值x与有效工作次数n的关系；根据所述实测信号中不同加速度值x与有效工作次数n的关系，类比疲劳累积损伤理论分析自锁螺母的松脱次数y。
7.优选的，所述自锁螺母物理振动试验的装置，包括自锁螺母、垫圈、振动试验工装、套筒和试验螺栓。
8.优选的，所述自锁螺母物理振动试验，以所述自锁螺母开始松动为试验终止依据。
9.优选的，所述f-y曲线是指在所述物理振动试验，以选定的振幅和频率为基础，在一定范围内取不同频率点，通过指数函数关系式对不同频率点与自锁螺母振动松脱次数进行拟合得到，其中，所述振动频率f与所述动松脱次数y成反比。
10.优选的，振动频率f与自锁螺母松脱次数y的指数函数关系为：
[0011][0012]
其中，a1、b1为指数函数中的常数。
[0013]
优选的，所述物理振动仿真分析模型试验过程中自锁螺母及螺栓连接件的材料、振幅、频率与所述自锁螺母物理振动试验保持一致。
[0014]
优选的，对所述仿真分析模型分析的软件是有限元分析软件。
[0015]
优选的，所述x-f曲线是根据有限元分析软件，分别计算不同频率点f对应的加速度值x，并通过线性函数关系式对不同频率点与对应的加速度值进行拟合建立的关系曲线，其中，所述振动频率f与所述加速度值x成正比。
[0016]
优选的，振动频率f与对应的加速度值x线性函数关系式为：
[0017]
x＝a2f
[0018]
其中，a2为线性函数中的常数。
[0019]
优选的，将所述物理振动试验数据与所述仿真分析数据相结合，采用指数函数进行拟合，得到所述自锁螺母加速度值x与所述松脱次数y的关系，即x-y曲线，具体拟合步骤如下：
[0020]
所述加速度值x与对应的松脱次数y满足指数函数关系：
[0021][0022]
其中，所述n为实际加速度的统计个数，所述a、b为所述指数函数中的常数；
[0023]
类比疲劳累积损伤理论，得到：
[0024][0025]
式中，ni为该加速度值的实际工作次数，d为总的松脱累积量。将
①
式代入
②
式得：
[0026][0027]
将物理松脱试验数据与有限元仿真分析过程相结合，选取任意两种物理试验工况下得到的实际寿命，取倒数，得到总的松脱累积量d1、d2，分别代入上式，联立得：
[0028]
[0029]
③
/
④
得
[0030][0031]
求出b值，带入
②
式得：
[0032][0033]
根据上述分析，将所述自锁螺母物理振动试验与所述仿真分析相结合，采用指数函数进行拟合，可得到所述自锁螺母加速度值x与所述松脱次数y的关系，即x-y曲线。
[0034]
优选的，所述实测信号中不同加速度值x是指航空发动机工作状态下，通过传感器获取典型工况下的真实振动频谱，即t时间段内的加速度信号。
[0035]
优选的，所述基于“雨流计数法”及专业数据统计软件，并结合x-y曲线，分析统计出：
[0036]
所述加速度x与所述有效工作次数为n的为对应关系为：加速度x1有效工作次数为n1，加速度x2有效工作次数为n2，以此类推；
[0037]
所述加速度x与所述所自锁螺母产生松脱次数为y的对应关系为：加速度x1振动条件下使得自锁螺母产生松脱次数为y1，在所述加速度x2振动条件下使得自锁螺母产生松脱次数为y2，以此类推。
[0038]
优选的，所述根据所述不同加速度值x下的有效工作次数n的结果，类比疲劳累积损伤理论(miner累积理论)分析所述自锁螺母的松脱次数y，按照以下步骤进行：
[0039]
在振动频谱t时间段内由加速度x1工作n1次所产生的松脱累积量为
[0040][0041]
在所述振动频谱t时间段内由加速度x2出现n2次所产生的松脱累积量为
[0042][0043]
故，在所述t时间段内所述自锁螺母松动总的累积量即为
[0044][0045]
其中，m为所述t时间段内出现的实际加速度统计个数。所以，单位时间内所述自锁螺母松动累积量为d0＝d/t，则所述自锁螺母在航空发动机中典型工况下的松脱寿命s即为
[0046][0047]
从而分析出所述自锁螺母的使用时间，即在所述使用时间范围内，所述自锁螺母不产生松动。
[0048]
优选的，所述加速度x与自锁螺母松脱次数y的x-y曲线，是基于航空发动机典型工况下的真实频谱信号建立的。
[0049]
本发明的技术效果和优点：
[0050]
1、通过自锁螺母物理振动试验，以选定的振幅、频率为基础，保持振幅不变，在一定频率范围内选取不同的频率点，获得不同频率下的自锁螺母的松动次数，然后通过指数函数关系式获得振动频率f与自锁螺母松脱次数y的关系曲线，即f-y曲线，其中，所述振动频率f与所述动松脱次数y成反比；
[0051]
2、通过有限元仿真分析相结合的方式，获取不同振动频率下的加速度值x，并通过线性函数关系式变化曲线拟合，建立的x-f曲线，其中，所述振动频率f与所述加速度值x成正比；
[0052]
3、通过自锁螺母物理振动试验与有限元仿真分析相结合的方式，采用指数函数进行拟合，可得到自锁螺母加速度值与松脱次数的关系，即x-y曲线，其中，所述自锁螺母加速度值x与所述动松脱次数y成反比；
[0053]
4、对航空发动机典型工况下实测的加速度信号采用“雨流计数法”统计，得到实测信号中不同加速度值下的有效工作次数，结合x-y曲线，类比疲劳累积损伤理论(miner累积理论)分析了自锁螺母的松脱寿命。
[0054]
综上所述，本发明根据《gjb 715.3a-2002紧固件试验方法振动》规定，开展自锁螺母振动松脱试验，获取f-y曲线；并建立用于松脱试验仿真的三维仿真分析模型，模拟真实的试验振动条件，并得到螺母的振动仿真加速度x与频率f关系曲线，从而建立加速度x与物理试验所得松脱次数y的关系曲线，即x-y曲线。本发明建立x-y曲线，是基于航空发动机典型工况下的真实频谱信号，比试验室模拟工况条件下的物理振动试验更符合实际工作状态，该方法可以在设计阶段就能分析预测自锁螺母的松动寿命，提前制定自锁螺母的使用时间限制，避免因自锁螺母松动脱落而造成航空发动机故障。
[0055]
本发明在某涡轴发动机型号研制过程已得到应用，分析了14种常用材料、典型规格的自锁螺母松脱寿命，并与整机考核试验用自锁螺母使用时间作对比分析，结果相当，说明了该种自锁螺母松脱寿命分析方法的有效性、可行性。
[0056]
本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在说明书、权利要求书以及附图中所指出的结构来实现和获得。
附图说明
[0057]
图1自锁螺母物理振动试验装置；
[0058]
图2典型自锁螺母振动频率与松脱次数的关系曲线；
[0059]
图3典型自锁螺母振动仿真加速度与频率关系曲线；
[0060]
图4典型自锁螺母振动加速度与松脱次数关系曲线。
[0061]
图中：1、自锁螺母；2、垫圈；3、振动试验工装；4、套筒；5、试验螺栓。
具体实施方式
[0062]
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。
[0063]
本发明根据自锁螺母物理振动试验与有限元仿真分析相结合研究其松脱寿命的方法。类比疲劳累积损伤理论(miner累积理论)探索性地提出一种研究自锁螺母松动问题的物理试验-仿真分析相结合的方法。通过联系与类比分析，自锁螺母松脱问题与疲劳断裂问题具有相似性：
[0064]
松脱过程与疲劳过程一样，一般都需要在往复的载荷循环下发生；从微观尺度上来说，松脱经历的是不可逆的微小滑动，疲劳经历的是不可逆的损伤，具有一定的类比性；从松动的累积量和疲劳的累积量形成过程来看，都必须经历大量的载荷循环，且累积速率一般与循环次数呈非线性关系。所以，类比疲劳累积损伤理论(miner累积理论)探索性地提出一种研究自锁螺母松动问题的物理试验-仿真分析相结合的方法。
[0065]
本发明通过自锁螺母物理振动试验与有限元仿真分析相结合的方式，可以在设计阶段就能分析预测自锁螺母的松动寿命，提前制定自锁螺母的使用时间限制，避免因自锁螺母松动脱落而造成航空发动机故障。
[0066]
本发明提出了一种自锁螺母松脱寿命分析方法，所述方法包括：开展自锁螺母物理振动试验，获得振动频率f与自锁螺母松脱次数y的关系曲线，即f-y曲线；根据所述自锁螺母物理振动试验建立物理振动试验的仿真分析模型；对所述仿真分析模型进行分析，获取不同振动频率下的加速度值x，建立x-f曲线；将所述自锁螺母物理振动试验数据与所述仿真分析数据相结合，采用指数函数进行拟合，得到所述自锁螺母加速度值x与所述松脱次数y的关系，即x-y曲线；基于“雨流计数法”及专业数据统计软件，结合所述x-y曲线，分析统计得到实测信号中不同加速度值x与有效工作次数n的关系；根据所述实测信号中不同加速度值x与有效工作次数n的关系，类比疲劳累积损伤理论(miner累积理论)分析自锁螺母的松脱寿命。
[0067]
进一步的，本实施例所用的自锁螺母物理振动试验的试验装置如图1所示，包括自锁螺母、垫圈、振动试验工装、套筒和试验螺栓，其中，试验螺栓通过套筒插入振动试验工装，然后所述试验螺栓的另一端依次连接垫圈和自锁螺母。
[0068]
本实施例，具体实施步骤如下：
[0069]
首先参考《gjb 715.3a-2002紧固件试验方法振动》标准规定，选取恒定振幅、频率为基础，开展自锁螺母物理振动试验，以自锁螺母开始松动为试验终止依据。
[0070]
进一步的，为获得振动频率f与自锁螺母松脱次数y的关系曲线，以gjb715.3a-2002标准中规定的振幅、频率为基础，保持振幅不变，在一定频率范围内选取几个不同的频率点，开展自锁螺母物理振动试验，从而获得不同频率下的自锁螺母振动松脱次数，通过指数函数关系式对不同频率点与对应的松脱次数进行拟合，建立f-y变化关系曲线，如图2所示，从图中可以看出随着频率的不断增加，自锁螺母松脱次数逐渐减少。
[0071]
进一步的，所述指数函数关系式为振动频率f与自锁螺母松脱次数y的指数函数关系为
[0072][0073]
其中，a1、b1为指数函数中的常数。
[0074]
进一步的，借助有限元分析软件，进行对上述的自锁螺母物理振动试验建立模拟仿真模型，所述模拟仿真模型中的自锁螺母及螺栓连接件的材料、振幅、频率均与所述物理振动试验保持一致。
[0075]
进一步的，通过有限元软件对所述模拟仿真模型进行分析，分别计算获取不同振动频率点f对应的加速度值x，通过线性变化曲线拟合建立振动频率f与自锁螺母加速度值x的关系曲线，即x-f曲线，如图3所示，从图中可以看出，随着所述振动频率f的不断增加，所述加速度值x也不断增大。振动频率f与对应的加速度值x线性函数关系式为：
[0076]
x＝a2f
[0077]
其中，a2为线性函数中的常数。
[0078]
进一步的，将所述物理振动试验数据即f-y曲线与所述仿真分析数据即x-f曲线相结合，采用指数函数进行拟合，得到所述自锁螺母加速度值x与所述松脱次数y的关系，即x-y曲线，拟合步骤如下，
[0079]
假设加速度值x与对应的松脱次数y满足指数函数关系：
[0080][0081]
其中，所述n为实际加速度的统计个数，所述a、b为所述指数函数中的常数；
[0082]
类比疲劳累积损伤理论(miner累积理论)，得：
[0083][0084]
式中，ni为该加速度值的实际工作次数，d为总的松脱累积量。将
①
式代入
②
式得：
[0085][0086][0087]
为将物理松脱试验数据与有限元仿真分析过程相结合中，选取任意两种物理试验工况下得到的实际寿命，取倒数，得到总的松脱累积量d1、d2，分别代入上式，联立得：
[0088][0089]
③
/
④
得：
[0090][0091]
求出b值，带入
②
式得：
[0092][0093]
根据上述分析，将自锁螺母物理振动试验与仿真分析相结合，采用指数函数进行拟合，可得到自锁螺母加速度值与松脱次数的关系，即x-y曲线，如图4所示，从图中可以看出，随着所述自锁螺母加速度值x的不断增加，所述松脱次数y逐渐减少。
[0094]
进一步的，本发明建立的加速度与自锁螺母松脱次数曲线(x-y曲线)，是基于航空发动机典型工况下的真实频谱信号，比试验室模拟工况条件下的物理振动试验更符合实际工作状态，该自锁螺母松脱寿命分析方法更具有工程应用意义。
[0095]
进一步的，在航空发动机工作状态下，通过传感器获取典型工况下的真实振动频谱，即t时间段内的加速度信号。基于“雨流计数法”及专业数据统计软件，并结合所述x-y曲线，分析统计加速度x与有效工作次数为n的对应关系以及所述加速度x与所自锁螺母产生松脱次数为y的对应关系。
[0096]
进一步的，根据分析统计得出，在航空发动机真实频谱中加速度x1有效工作次数为n1，加速度x2有效工作次数为n2，以此类推得到，加速度xi有效工作次数为ni；假设在加速度x1振动条件下使得自锁螺母产生松脱次数为y1，在加速度x2振动条件下使得自锁螺母产生松脱次数为y2，以此类推得到，在加速度xi振动条件下使得自锁螺母产生松脱次数为yi。
[0097]
进一步的，类比疲劳累积损伤理论(miner累积理论)分析自锁螺母的松脱次数y，按照以下步骤进行，
[0098]
在航空发动机典型工况下真实振动频谱t时间段内由加速度x1工作n1次所产生的松脱累积量为：
[0099][0100]
在航空发动机典型工况下的真实振动频谱t时间段内由加速度x2出现n2次所产生的松脱累积量为：
[0101][0102]
故，在t时间段内自锁螺母松动总的累积量即为：
[0103][0104]
其中，m为t时间段内出现的实际加速度统计个数。所以，单位时间内自锁螺母松动累积量为d0＝d/t，则自锁螺母在航空发动机中典型工况下的松脱寿命s即为：
[0105][0106]
从而就能分析自锁螺母在航空发动机典型工况条件的使用时间，即在该使用时间范围内，自锁螺母不产生松动。
[0107]
进一步的，通过自锁螺母物理振动试验与有限元仿真分析相结合的方式，可以在设计阶段就能分析预测自锁螺母的松动寿命，提前制定自锁螺母的使用时间限制，避免因自锁螺母松动脱落而造成航空发动机故障。
[0108]
本发明建立的加速度与自锁螺母松脱次数曲线(x-y曲线)，是基于航空发动机典型工况下的真实频谱信号，比试验室模拟工况条件下的物理振动试验更符合实际工作状态，该自锁螺母松脱寿命分析方法更具有工程应用意义。
[0109]
最后应说明的是：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，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，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。
技术特征：1.一种自锁螺母松脱寿命分析方法，其特征在于，所述方法包括：开展自锁螺母物理振动试验，建立振动频率f与自锁螺母松脱次数y的关系曲线，即f-y曲线；根据所述自锁螺母物理振动试验建立物理振动试验的仿真分析模型；对所述仿真分析模型进行分析，获取不同振动频率下的加速度值x，建立x-f曲线；将所述自锁螺母物理振动试验数据与所述仿真分析数据相结合，采用指数函数进行拟合，得到所述自锁螺母加速度值x与所述松脱次数y的关系，即x-y曲线；基于“雨流计数法”及专业数据统计软件，结合所述x-y曲线，分析统计得到实测信号中不同加速度值x与有效工作次数n的关系；根据所述实测信号中不同加速度值x与有效工作次数n的关系，类比疲劳累积损伤理论分析自锁螺母的松脱次数y。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述自锁螺母物理振动试验的装置，包括自锁螺母、垫圈、振动试验工装、套筒和试验螺栓。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述自锁螺母物理振动试验，以所述自锁螺母开始松动为试验终止依据。4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述f-y曲线是指在所述物理振动试验，以选定的振幅和频率为基础，在一定范围内取不同频率点，通过指数函数关系式对不同频率点与自锁螺母振动松脱次数进行拟合得到，其中，所述振动频率f与所述松脱次数y成反比。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述指数函数关系式如下，所述振动频率f与所述松脱次数y的指数函数关系为：其中，a1、b1为指数函数中的常数。6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述物理振动仿真分析模型试验过程中自锁螺母及螺栓连接件的材料、振幅、频率与所述自锁螺母物理振动试验保持一致。7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，对所述仿真分析模型分析的软件是有限元分析软件。8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述x-f曲线是根据有限元分析软件，分别计算不同频率点f对应的加速度值x，并通过线性函数关系式对不同频率点与对应的加速度值进行拟合建立的关系曲线，其中，所述振动频率f与所述加速度值x成正比。9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述线性函数关系式如下，振动频率f与对应的加速度值x线性函数关系式为：x＝a2f其中，a2为线性函数中的常数。10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，将所述物理振动试验数据与所述仿真分析数据相结合，采用指数函数进行拟合，得到所述自锁螺母加速度值x与所述松脱次数y的关系，即x-y曲线，具体拟合步骤如下：所述加速度值x与对应的松脱次数y满足指数函数关系：
其中，所述n为实际加速度的统计个数，所述a、b为所述指数函数中的常数；类比疲劳累积损伤理论，得到：式中，n
i
为该加速度值的实际工作次数，d为总的松脱累积量。将
①
式代入
②
式得：将物理松脱试验数据与有限元仿真分析过程相结合，选取任意两种物理试验工况下得到的实际寿命，取倒数，得到总的松脱累积量d1、d2，分别代入上式，联立得：
③
/
④
得得求出b值，带入
②
式得：根据上述分析，将所述自锁螺母物理振动试验与所述仿真分析相结合，采用指数函数进行拟合，可得到所述自锁螺母加速度值x与所述松脱次数y的关系，即x-y曲线。11.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述实测信号中不同加速度值x是指航空发动机工作状态下，通过传感器获取典型工况下的真实振动频谱，即t时间段内的加速度信号。12.根据权利要求1或11所述的方法，其特征在于，
所述基于“雨流计数法”及专业数据统计软件，并结合x-y曲线，分析统计出：所述加速度x与所述有效工作次数为n的为对应关系为：加速度x1有效工作次数为n1，加速度x2有效工作次数为n2，以此类推；所述加速度x与所述所自锁螺母产生松脱次数为y的对应关系为：加速度x1振动条件下使得自锁螺母产生松脱次数为y1，在所述加速度x2振动条件下使得自锁螺母产生松脱次数为y2，以此类推。13.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述不同加速度值x下的有效工作次数n的结果，类比疲劳累积损伤理论分析所述自锁螺母的松脱次数y，按照以下步骤进行：在振动频谱t时间段内由加速度x1工作n1次所产生的松脱累积量为在所述振动频谱t时间段内由加速度x2出现n2次所产生的松脱累积量为故，在所述t时间段内所述自锁螺母松动总的累积量即为其中，m为所述t时间段内出现的实际加速度统计个数；所以，单位时间内所述自锁螺母松动累积量为d0＝d/t，则所述自锁螺母在航空发动机中典型工况下的松脱寿命s即为14.根据权利要求1或13所述的方法，其特征在于，所述加速度x与自锁螺母松脱次数y的x-y曲线，是基于航空发动机典型工况下的真实频谱信号建立的。
技术总结本发明公开了一种自锁螺母松脱寿命分析方法，所述方法包括：开展自锁螺母振动松脱试验，建立振动频率f与自锁螺母松脱次数y的关系曲线；建立用于仿真分析模型，模拟真实的试验振动条件，得到螺母的振动仿真加速度x与频率f关系曲线，从而建立加速度x与物理试验所得松脱次数y的关系曲线。采用“雨流计数法”统计，得到实测信号中不同加速度值下的有效工作次数，结合x-y曲线，类比疲劳累积损伤理论，分析自锁螺母的松脱寿命。本发明通过自锁螺母物理振动试验与有限元仿真分析相结合的方式，在设计阶段就能预测自锁螺母的松动寿命，提前制定自锁螺母的使用时间限制，避免因自锁螺母松动脱落而造成航空发动机故障。而造成航空发动机故障。而造成航空发动机故障。
技术研发人员：李少龙 陈芝来 何坤 刘建雄 董红莉 谢茂阳 贺治娥
受保护的技术使用者：中国航发湖南动力机械研究所
技术研发日：2022.06.29
技术公布日：2022/11/1
