用于测量飞机机械部件疲劳的系统和方法以及飞机维修方法

摘要

用于测量受到机械应力的飞机部件(7，8，P，P’，9a，6’)的疲劳的系统，该系统包含多个安装在该部件(7，8，P，P’，9a，6’)上的应力传感器(Ci)，每个传感器设计为探测一预定机械应力阈值(S(Ci))，并传送一表示超过此阈值(S(Ci))的数据信号(Si)；该系统包含用于记录这些数据的工具(11)，所述传感器(Ci)设计为探测不同阈值(S(Ci))，以便可基于由该系统记录的数据，来计算由于所述机械应力而产生的该部件(7，8，P，P’，9a，6’)的疲劳的估值。这因此可优化所述部件的检修。

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于测量例如飞机的飞机机械部件的疲劳的系统和方 法，以及维修该飞机的方法。

背景技术

安全规则要求航空公司监测他们所操作飞机的部件的疲劳，这些部件经 受较大的机械应力(或载荷)。因此对这些部件以规律和周期的方式进行检 修(或维修)。

例如，用于将涡轮喷气发动机悬挂在飞机上的部件受到严格检查。对悬 架的每次检修必须停止飞机的运转，并将该悬架去除，以进行测试。检修的 频率事先确定，检修在每次预置时间周期(例如每2600飞行周期(起飞-飞 行-着陆))期满时系统地进行，而不考虑部件的真实疲劳状态。以避免在 需要例如修理或更换这样的干涉措施的疲劳状态出现之后太久进行检修的 风险，此时间周期必须作为部件产生断裂风险的最小周期而(通过计算或凭 经验)被选择，即使此风险在统计学上是临界的。因此此最小周期对应于经 受偶然应力的部件的情况；因此，许多检修在可长期无危险使用的部件上进 行，因为它们未经受异常应力。最后，在未对部件受到的真实应力进行分析 的情况下，通常针对可能出现的应力的损害而考虑最差情况，这导致经常过 早进行检修。

而且，为了安全原因，部件的使用时间比它们能实际使用的要短，以使 得它们不到达断裂风险超过一确定阈值的周期。再者，在未对部件的真实使 用条件进行分析的情况下，选择对应于最差情况的标准，为此，在航空学领 域，一部件通常在理论服务寿命的一半被更换，而不管其真实的疲劳状态如 何。部件的最终有效利益率(部件的有效使用周期与其理论能力之比)因此 在50％的等级，这希望得到改进。

而且，由于频繁的检修(必须将悬架从飞机上移除，然后将其重新安装 在一预先不同的飞机上)和飞机上各种部件的不同使用寿命，对悬架使用寿 命的监测是复杂的。特别是，可能发生蚀刻在属悬架上的序列号随着时间的 推移而被磨掉的情况；在这种情况下，无法参照其历史，为了不承担风险， 对其使用周期的估计必须基于最悲观的假定做出，例如考虑此悬架被安装在 配备有此种类型悬架的第一架飞机中，并从此连续飞行；实际上，该部件的 使用小于此悲观想象的假定，使得该悬架过早更换。

而且，尽管目前存在悬架疲劳的间接指示器，但它们仅为近似值，并提 供不确定的信息。这样，为了估计悬架的疲劳状态，有时使用通过飞机的惯 性单元测量的数据，该惯性单元确定是否该飞机已受到例如硬着陆这样的异 常应力；于是，从该惯性单元传送到该部件的载荷进行计算。然而，尽管硬 着陆可实际上在悬架上施加异常载荷，但当着陆实际上压到该悬架时检修该 悬架并不是系统的情况，例如因为该力被吸收，未传到该悬架上。

现有技术并未真正解决测量疲劳，以预期该检修的问题；它更着重于消 除部件的断裂，例如以本申请人名义的专利申请FR 2,923,540中。

发明内容

本发明的目的是减轻这些缺点，并且更容易地测量飞机机械部件的疲 劳，以改善它们检修的针对性并优化它们的使用。

本发明特别适合应用于飞机的涡轮喷气发动机的悬架，形成这些悬架的 部件受到非常大的应力。然而，该申请人并不想将其权利的范围仅限制于此 应用，本发明以更通常的方式应用到受到应力的任何飞机部件上并获得优 点。

因此本发明涉及一种系统，用于测量受到机械应力的飞机部件的疲劳， 该系统包括多个安装在该部件上的应力传感器，每个传感器设置为探测一预 定机械应力阀值，并传递表示此阀值被超过的数据信号，该系统包括用于记 录这些数据的工具，所述传感器设置为探测不同的应力阀值，以便可基于由 该系统记录的数据来计算由于所述机械应力而产生的该部件的疲劳。

由该系统记录的数据优选为每个所述阀值的被超过的发生次数。

因此可具有与其受到的应力相关的部件的真实疲劳的准确估值。以某种 方式，所述传感器可“计算”超过不同阀值的应力的发生次数，这些发生由 该系统记录，这可从其推断对该部件的损害结果(指疲劳)。所有的应力都 增加地分解，传感器的每个阀值都形成一个增量。

因此可优化该部件的使用。具体为，基于其疲劳的知识，可决定一部件 的检修的适当性，此选择是基于该部件实际受到的疲劳而做出，而非响应于 不管实际吸收的应力(它们是通常使用的应力还是偶然或异常的应力)为何 而应用到所有部件上的通常统计。

由该系统记录的数据还使得在只有当其真实损坏证明为正当时可更换 部件，而不象现有技术中那样，部件在一预定时间期间之后即被丢弃，而不 管它们真实的疲劳状态如何。

而且，还可通过本发明的系统装备该测试飞机，以基于该系统所记录的 数据改进部件的尺寸。还可通过本发明，确认由飞机制造商提供的保证所述 部件的值；具体为，如果利用本发明的方法确定一复杂的疲劳谱，此谱可与 飞机制造商提供的谱进行对照。

应当注意到，如果一部件的序列号被磨掉，则可通过对其疲劳的估计来 估计其使用的有效持续时间。而且，具体地，该部件受到的非例外应力的次 数给出其使用周期的良好近似值。

从一应力阈值到另一个应力阈值的增量(就是说分隔连续阈值的间隔) 可以是恒定的或无限制的。这可使得可将传感器的数量集中到特定应力的范 围。

根据一具体实施例，该系统包括一包含所述数据记录工具的处理单元， 所述传感器包括用于将该数据传送给所述处理单元的工具。

所述处理单元可包括用于分析该数据的工具，使得可基于该数据计算由 于机械应力而导致的该部件的疲劳的估值。

根据另一实施例，每个传感器包含数据记录工具。

优选地，该系统(特别是该处理单元或传感器，取决于所选实施例)包 含用于将该数据-优选在请求时-传送至用于分析这些数据的遥控工具的工 具，所述遥控工具设置为计算所述部件的疲劳的估值。这些遥控工具可例如 包含由一操作者把持的便携装置；因此，该操作者足以在其装置上接收来自 该系统的数据，以探知该部件的疲劳状态。

根据一优选实施例，所述传感器为机械变形传感器。

根据一优选实施例，所述传感器为微型机电系统(MEMS)类型的。

缩写MEMS表示“微型机电系统”。根据惯例，本领域技术人员通过 缩写MEMS表示这些微系统，在说明书下文中将采取此种应用。它们是结 合在(毫米或微米级别的)的微型比例的芯片上的系统，不仅是电子计算构 件，而且是将数据供应到计算构件或由它们控制的机械构件。这些机械或电 子构件用来满足一定的功能，在此例中至少为一捕获机械应力数据的功能和 记录和/或传送数据的功能。该MEMS类型的系统因此包含微电子和微机械 构件。它们通常使用用于电子构件的集成电路和使用用于机械构件的微机器 来制造。

由于MEMS类型的系统是微型的，因而它们的空间要求很低，这对于 飞机的部件来说是有利的。此低空间需求的另一结果是其可容易地在同一个 部件上提供多个传感器，从而改善测量的准确性，一疲劳状态分解到多个应 力阈值中。

根据一具体实施例，至少设置两个传感器以探测同一应力阈值。因此， 在一个传感器失效的情况下，另一传感器仍可探测该应力阈值。

本发明特别适合应用于金属部件，其疲劳对应用到它们上的机械应力特 别敏感。

本发明还涉及一种测量受到机械应力的飞机部件的疲劳的方法，其中：

-在该部件的被确定的点测量应力阈值的超过，所述阈值对于各点都不 相同，

-记录所测量的每个阈值被超过的发生次数，并且

-基于此发生次数，计算该部件疲劳的估值。

这样的维修方法提供上述系统的所有优点。

根据一优选实施例：

-对于每个阈值，基于发生的总次数，计算所测量的低于该较高阈值的 所述阈值被超过的发生次数，并且

-对于每个阈值，计算对应于这些对应于所述计算得出的发生次数的阈 值之间的一些应力的应用的部件的等效疲劳，并且

-将所述计算出的等效疲劳加在一起，以获得该部件的总疲劳。

根据一优选实施例，该方法在上述系统的帮助下应用。

本发明还涉及一种飞机维修方法，包含至少一个受到机械应力的部件和 用于测量符合上述系统的疲劳的系统，其中：

-将传送由该系统记录的数据的要求传送到该系统，

-接收该数据，和

-基于所述数据，计算由于机械应力而产生的该部件的疲劳的估值。

这样的维修方法提供上述系统的所有优点。特别是，它使得可做出涉及 检修适当性的决定，而不用移除该部件，因为其足以接收由该系统记录的数 据以确定该部件的疲劳。

根据一优选实施例，所述要求被传送，所述数据通过一便携式传送/接 收装置而无线地接收。

这样的便携式装置的使用特别简单，并允许使用者站在飞机旁，简单地 发送要求并接收数据，以方便地控制该部件的检修。

特别是，可以提供，相同的便携式装置可用于接收源自用于测量不同部 件上疲劳的几个系统的数据。因此可整体控制这些部件的检修。

根据此情况的一优选实施例，所述便携式装置包含处理工具，使得可计 算所述部件的疲劳的估值。

附图说明

在以下系统优选实施例和本发明方法的描述的帮助下，参照附图，本发 明可被更好地理解，其中：

图1表示从下游观看的，由飞机结构的第一类型悬架承载的涡轮喷气发 动机的立体示意图；

图2表示从上游观看的，可用于涡轮喷气发动机上的第二类型悬架的立 体示意图；

图3是本发明系统的示意图，表示出控制传感器对机械应力响应的法 则；

图4是表示在一确定的期间过程中由本发明的系统的传感器记录的数 据的柱状图。

具体实施方式

参见图1，以本领域技术人员所知悉的方式，涡轮喷气发动机1包含风 扇2，通过该风扇，外界空气被吸入涡轮喷气发动机；一低压压缩机，位于 一高压压缩机的上游，这些压缩机用于压迫空气，在它们的出口，经压缩的 空气被引入一燃烧室，同样被压缩的燃料在该燃烧室中燃烧；燃烧后的空气 被引入一高压涡轮机，随后引入一低压涡轮机，在它们的出口，它们通过一 排气喷管排出该涡轮喷气发动机。

该涡轮喷气发动机的不同部分均包含在一壳体中。图1所示的涡轮喷气 发动机1具体包含，在上游，一风扇壳体以及一中间壳体3，在下游，一排 气壳体4。该中间壳体3和排气壳体4为涡轮喷气发动机1的结构的结构性 壳体。

所述中间壳体3包含一外罩3a，该外罩通过径向臂3b连接到毂3c，所 述毂3c通过上游滚动轴承支撑该涡轮喷气发动机1的低压和高压卷轴的转 子轴。同样地，排气壳体4包含一外罩4a，该外罩支撑一毂，所述低压和高 压卷轴的转子轴的下游滚动轴承安装在该毂上。

引擎1通过前悬架5和后悬架6悬挂在其所推进的未示出的飞机的结构 上，所述前悬架5和后悬架6均连接到一挂架P或引擎支柱P上，所述挂架 P或引擎支柱P自身固定到该飞机的结构上。

该类型的前悬架5包含一喷口7，该喷口7容纳在所述中间壳体3的适 合的附属机架中。所述后悬架6包含一与所述排气壳体4直接相连的梁8。 这样的悬架对于本领域技术人员来说是已知的，无须在本说明书中详细描 述。

在用于将该涡轮喷气发动机悬挂在该飞机上的装置的特定部件上，设置 一测量疲劳的系统10。更准确说，一设置在那些部件每个上的系统，希望 其可测量由于该部件所受到的应力而产生的疲劳。每个测量系统包含设置在 该部件上的n个传感器Ci(i＝1-n)。

在图1的例中，测量系统10设置在前悬架5的喷口7上，设置在后悬 架6的梁8上，设置在将后悬架6的梁8连接到中间壳体4a和挂架P上的 每个连接棒上。

在图2中显示包含在涡轮喷气发动机的悬架中的特定元件，所述悬架为 根据第二类型的悬架，在其上可提供用于根据本发明测量疲劳的系统10。 图2仅显示这样的一个涡轮喷气发动机的一个梁P’，以及前悬架5’和后 悬架6’，这些元件单独表示，但在它们的上下文中，仅画两个圆Ca，Cb以 示意性表示该在其上安装有悬架5’、6’的涡轮喷气发动机的壳体。前悬 架5’包含一直线梁9a，该直线梁9a通过连接棒连接到一中间梁9b，中间 梁9b通常被本领域技术人员称为“轭”，其自身通过连接棒连接到所述轮 喷气发动机的中间壳体上；此种类型的悬架在本领域是已知的。后悬架6’ 对其部分包含一单一梁。

如上所述，希望能够估计用于将涡轮喷气发动机悬挂在飞机上的该装置 特定部件的疲劳。根据本发明的用于测量疲劳的系统10安装在每个希望监 测疲劳的所述部件上，例如安装在挂架P’上，安装在前悬架5’的梁9a上， 安装在前悬架5’的中间梁(轭)9b上和安装在后悬架6’上。而且可提供 用于所述悬架装置的特定连接棒的测量系统10。

在图1、图2中，仅标出系统10，传感器Ci未示出，因为它们的尺寸 太小。

最后，应当理解，本发明的用于测量疲劳的系统10由于其简单性可在 该涡轮喷气发动机或飞机的许多部件上安装就位。

根据一具体实施例，几个不同的测量系统10安装在同一个引擎上，每 个测量系统10逐一测量由于沿引擎的自由度方向施加的应力而产生的疲 劳。一个引擎包含六个自由度，典型为沿三个垂直方向平移及围绕这些方向 旋转；这六个自由度可通过六个以拉-压状态工作的连接棒而被模仿；由于 测量系统10的传感器测量该拉-压力，所以每个系统10可监测所述由于作 用在连接棒上的应力而产生的疲劳。因此对于该引擎，可提供几个系统10， 每个系统10测量一个连接棒的疲劳；根据一具体实施例，对每个连接棒提 供一个系统10，所有的自由度因此可被监测。

测量系统10的传感器Ci优选被放置在该部件的一区域中，其中所述n 个传感器Ci(i＝1-n)的不同位置受到同一种类型的变形，优选为拉和/或压 应力。例如，如果该系统设置为测量一连接棒的疲劳，则传感器Ci将优选 放置在该连接棒的中间。

注意如果一部件相对于一飞机是对称的，并且一测量疲劳的系统设置在 其上，以测量由于垂直于此飞机的应力而产生的疲劳，则传感器Ci可放置 在该飞机对称分界面的任一侧，优选从一侧到另一侧交替所述传感器Ci的 阈值。这样，例如，图2中所示的挂架P’大致沿轴线W延伸，并相对于 包含此轴线W的飞机对称分界线Ps大致对称，传感器Ci可分布在该飞机 对称分界线Ps的任一侧，在此飞机对称分界线Ps的任一侧交替所述连续的 阈值。

可设想使用几种方法来将传感器Ci固定到想测量疲劳的部件上，例如 通过粘接、螺纹紧固或通过将它们直接嵌入材料中。还可将一小板通过螺纹 连接拧到一部件上，而传感器Ci固定到该小板上。

现在将参照图3和4，关于任何部件来更详细地描述本发明的用于测量 疲劳的系统10。

该系统10包含n多个应力传感器Ci，在图3和4的例中为5个传感器 C1、C2、C3、C4、C5(n＝5)。传感器C1-C5安装在该希望测量由于其所 受到的机械应力而产生的疲劳的部件上。

为了更容易地描述本发明的系统10，分配给所述传感器的值为概念性 的，并设计为仅用于理解该系统的操作。本领域技术人员将使该系统(具体 为传感器的数量、它们探测的应力阈值的值以及所探测的阈值的数量)适合 于其在上安装系统10的该部件，特别是作为所使用材料的功能。

在此例中传感器Ci为变形传感器，部件响应于应力的变形作为量值不 带单位表示称为“微变形”，用符号“μdef”表示，这已被本领域技术人员 熟知；此量值对应于涉及根据著名公式：μdef＝ΔL/L的长度单位的延长。 例如，对应于变形0.001/1＝1.000μdef，对于一个部件1米的延长为1毫米 长。

这样，由于部件变形因而导致μdef(虎克定律的应用)而使材料承受应 力。所述变形传感器因此为应力传感器。因此将更容易地理解，本说明书的 下文将使用应力或变形的概念，应力阈值或变形阈值的概念，不加区别，因 为所应用的应力直接由变形所致。

以下作为例子复制的是图3的传感器的变形阈值(在下文中更详细介 绍)与钢(或因科镣合金或“INCO”)和钛的关联应力之间的近似映射； 很清楚，与一给定变形相关的应力对于这两种类型的材料来说并非是相同的 (反之亦然)。

每个传感器C1-C5被设置以探测机械应力的一预定水平或阈值，如果 此阈值被超过，则传递一数据信号(在此例中为一比特)。换句话说，传感 器C1-C5均为预定阈值应力的传感器，并且每个传感器使得可计数大于此阈 值应力的应力发生次数。

如图3中所示，与系统10的各传感器C1-C5相对的是表示由传感器Ci 传递的作为所述应力函数的信号Si(i＝1-5)的图表，就是说其承受的变形 μdef(Ci)(i＝1-5)。如上所述，每个传感器Ci(i＝1-5)传递一作为其承受的 变形的函数的信号Si：

-Si＝0(在此例中对应于无信号)，如果该变形μdef(Ci)低于该用于触 发传感器Ci的阈值，和

-Si＝1(对应于1比特)，如果该变形μdef(Ci)高于该用于触发传感器 Ci的阈值。

在此例中，如图3中所示：

-该第一传感器C1具有等于S(C1)＝1000μdef的触发阈值；

-该第二传感器C2具有等于S(C2)＝2000μdef的触发阈值；

-该第三传感器C3具有等于S(C3)＝3000μdef的触发阈值；

-该第四传感器C4具有等于S(C4)＝4000μdef的触发阈值；

-该第五传感器C5具有等于S(C5)＝5000μdef的触发阈值。

当其上安装传感器Ci的部件遭受变形时，每个传感器Ci受到大致相同 的变形。如果其遭受的变形低于其触发阈值时，该传感器不传送信号；如果 该变形高于其触发阈值时，该传感器传送一信号(比特)。而且，在所描述 的实施例中，在长期载荷的情况下，传感器Ci仅传送一个比特；传感器Ci 仅在应力水平回到低于其阈值S(Ci)，然后再一次超过它时才传送一个新的 比特。

作为例子，让我们假定该部件受到一等于3300μdef的变形；在此情况 下，传感器C1、C2和C3传送一比特，而传感器C4和C5不传送。

在飞机使用过程中传感器C1-C5的数据(就是说它们各自传送的比特 数)被记录和储存在该测量系统10的处理单元11的存储器中，此处理单元 11能够例如被安装在靠近该这些传感器C1-C5安装的区域，并通过无线电 波12与它们通信，如图3中所示。更准确说，当传感器Ci传送一比特时， 其通过无线电波12将一数据信号传送给处理单元11，此信号包含该传感器 Ci的标识符；处理单元11随后可增加该传感器Ci的计数。该传感器数据的 电子记录是已知手段，在此没必要详细描述；它可常规使用。该处理单元 11可包含在该涡轮喷气发动机的计算机中，众所周知其缩写FADEC，意思 是“全权数字引擎控制”。在此描述的为传感器Ci与处理单元11之间通过 无线电波(高频或低频)的数据通信，但其他通信方式，有线或无线的，不 考虑协议，都可被考虑。

或者，该来自传感器Ci的数据可直接记录在直接设置在所述传感器中 的工具中。

不考虑该数据记录工具，在一使用时期之后，该系统包含涉及由各传感 器C1-C5所受到的高于它们各自阈值的变形次数的数据。

图4显示表示由系统10的传感器在确定的时间期间(例如从该安装了 传感器C1-C5的部件被放置投入使用的时间开始)记录的数据的柱状图。此 柱状图在轴x上表示传感器C1-C5，在y轴上表示在确定时间期间各传感器 传送的等于1的信号的次数N。

这显示第一传感器C1已传送8000比特(意味着它已承受比其触发阈 值1000μdef高的8000变形)，第二传感器C2已传送4000比特(意味着它 已承受比其触发阈值2000μdef高的4000变形)，第三传感器C3已传送2000 比特，第四传感器C4已传送1000比特，第五传感器C5已传送1000比特。

从传感器C1-C5记录的数据可计算出该部件承受的总损害D_总，并因此 可计算出其疲劳(对应于该损害的疲劳)。

以通常(和已知)方式，由受到一确定的应力A(或变形A)的部件承 受的损害D由以下公式(迈那等式)限定：

D＝n(A)/N(A)，其中

n(A)表示导致应力(变形)A应用的事件发生(循环)的次数，以及

N(A)表示导致应力(变形)A应用的事件发生(循环)的次数(此值通 常通过称作沃勒()曲线的曲线来确定)，其中该部件在其断裂前可 经受住所述应力(变形)A。

这样，当损害D等于1时，该部件断裂；当损害等于0时，该部件根 本不会被损害。

由各传感器Ci传送的信号的次数表示它所承受的疲劳，因为其为该部 件所受到的不同变形发生次数的函数。从传感器Ci记录的数据可以推断每 个传感器Ci的等效损害Di；此等效损害Di对应于由于高于该传感器Ci的 阈值S(Ci)但低于更高的阈值S(Ci+1)的应力的应用而导致的损害。

疲劳的定律教导，由所有应用到一部件上的应力造成的该部件的总损害 D_总可以线性方式分解到应力各范围的总的等效损害中。换句话说，如果所 有的应力被分为对应于传感器Ci的连续阈值之间的间隔的应力范围，则该 部件的损害D_总的一良好的近似值通过各应力范围的等效损害Di的总数而 获得，就是说，

为了计算D_总，包括在传感器Ci的阈值S(Ci)与更高的阈值S(Ci+1)之 间的应力发生次数n(Ci)通过由传感器Ci(i＝1-5)记录的数据而为各传感器Ci 进行计算。一传感器Ci的等效损害Di于是可基于此次数n(Ci)，通过将其 应用到一个或多个表示所述应力范围的应力而计算。在不知道所述应力范围 中应力的准确分配的情况下，在此例中可取一近似值；可以设想几种方案：

-可使用该两阈值之间的变形平均值(μdef(平均)＝(S(Ci)+S(Ci+1))/2)， 并考虑造成的损害Di是由此平均变形μdef(平均)的n(Ci)次发生所产生；

-可进行统计学分析以确定在所述阈值之间应用的加权平均值并使用 此加权平均值；

-可为了安全取所述应力范围的上限(S(Ci+1))，并考虑所述等效损害Di 对应于一与此更高界限S(Ci+1)相对应的变形的n(Ci)次发生(所称的“保守” 假定)。

其他近似值也是可能的。在本发明的优选实施例中，为了满足就飞行安 全的最苛刻标准，选择最后的近似值(保守假定)。计算得出的变形Di因 此大于真实变形。

为了确定由一传感器Ci所计的发生次数n(Ci)，有必要从该传感器Ci 的比特的总数N(Ci)减去对应于比高于此传感器Ci的阈值S(Ci)的阈值 S(Ci+1)更高的应力的所有信号。

为了确定所有的发生n(Ci)，我们因此从具有最高阈值的传感器C5开 始。

因此，例如在图4中：

-n(C5)＝N(C5)＝1000，因此传感器C5记录了高于其阈值S(C5)＝ 5000μdef的1000个应力；

-n(C4)＝N(C4)-N(C5)＝0，因此传感器C4未记录在其阈值S(C4)＝ 4000μdef与该更高阈值S(C5)之间的应力(具体说，所有计数器C4的比特 对应于高于S(C5)的应力，因此它们已经由传感器C5计数)；

-n(C3)＝N(C3)-N(C4)＝2000-1000＝1000，因此传感器C3记录了在 其阈值S(C3)＝3000μdef与该更高阈值S(C4)之间的1000个应力；

-n(C2)＝N(C2)-N(C3)＝4000-2000＝2000，因此传感器C2记录了在 此阈值S(C2)＝2000μdef与该更高阈值S(C3)之间的2000个应力；

-n(C1)＝N(C1)-N(C2)＝8000-4000＝4000，因此传感器C1记录了在 此阈值S(C1)＝1000μdef与该更高阈值S(C2)之间的4000个应力。

对于上述经计算的各n(Ci)，对于部件(Di＝n(Ci)/N(S(Ci+1)))其中 N(S(Ci+1))的等效损害Di为对应于该导致该部件断裂的更高阈值S(Ci+1)的 变形的应力发生次数(见上述近似值)。

最后，该部件所遭受的总损害D_总，如上所述，等于对应于每个应力范 围的损害的和，即对于n个传感器，

该具有5个传感器的系统已作为例子进行了说明。理所当然的是，它可 包括更多或更少的传感器，通常为n个传感器。以上各公式因此用于i＝1-n。

再一次地并且以合成方式，将说明本发明方法的优选实施例对于n个传 感器的应用。在此例中此方法包含以下步骤：

1)所述n个传感器Ci测量高于它们的阈值S(Ci)的应力的发生次数 N(Ci)；

2)经过时间t记录这些数据N(Ci)；

3)对于各传感器Ci，基于所有发生N(Ci)(i＝1-n)，该对应于在传感 器Ci的阈值S(Ci)与更高的阈值S(Ci+1)之间应力的发生次数n(Ci)根据以下 公式来计算：

-n(Cn)＝N(Cn)；

-对于i＜n，n(Ci)＝N(Ci)-N(Ci+1)；

4)对于各传感器Ci，计算对应于传感器Ci的阈值S(Ci)与更高的阈值 S(Ci+1)之间应力范围的该部件的等效损害Di；

5)根据以下公式计算该部件的总损害D_总：

换句话说，利用该系统和本发明的方法，对于安装有增加的传感器 Ci(i＝1-n)的该部件，每个传感器设置一应力阈值S(Ci)(所述应力因而被分 解为连续应力的n个范围)，可获得一合成疲劳谱，该合成疲劳谱使得可基 于其分解为对应于各应力范围的等效疲劳(等效损害Di)而获得总疲劳(总 损害D_总)。

因此可应用简单的维修方法。

例如，操作者可具有一装置13，用于接收由所述传感器Ci记录的数据。 在图3的系统的例子中，装置13设置为通过无线电波12与该系统的处理单 元11相联系；当然也可提供任何其他形式的联系方式。

自然地，如果系统10不包含用于储存由传感器Ci所测量数据的处理单 元，则该装置13可设置为与传感器Ci直接联系，以使所述传感器Ci分别 向其传送它们所记录的数据。

装置13包含一具有计算软件程序(算法)的处理单元，使其可根据上 述方法，基于所记录的数据(传感器Ci的比特N(Ci)(i＝1-n))，来计算该部 件的对应损害D_总。

因此，该操作者将其装置13靠近该部件(例如飞机的悬架)，该装置 自动地或根据指令下载由传感器Ci记录的数据，并计算损害D_总，即该悬架 的疲劳，这使该操作者根据结果做出决定。例如：

-如果该损害D_总介于0与0.3之间，则没有必要检修；

-如果该损害D_总介于0.3与0.8之间，则必须检修；

-如果该损害D_总大于0.8，则该部件必须被更换。

而且，可以设想，分析并不由操作者自己做出，而是由装置13自动做 出。这样，如果无需检修，则装置13不发送信号(或发出例如绿光)，如 果必须检修，则装置13发出一可听到的信号(或发出例如红光)。

还可设想，由装置13所收集的信息自动地或应操作者的要求，发送到 一计算机服务器或设置为接收此信息并进行处理的任何其他装置。

可取决于使用者的需求而设想任何其他的操作。特别是可设想该部件的 疲劳监测由该处理单元11(例如FADEC)自动进行，当超过一确定的疲劳 水平时，该处理单元11自动警告第三方(例如飞机的飞行员、其制造商、 其操作者、计算机服务器或其他元件)。

最后，本发明的系统10使得可计数部件受到的应力，并因而构建一合 成的疲劳谱。该系统10还使得可在该部件使用过程中忠实捕捉该事件的历 史。具有低幅阈值的传感器更特别地在该部件正常使用时，即在其有效使用 期间给予信息，因为它是第一次使用。具有高幅阈值的传感器更特别地在该 部件可能受到的例如硬着陆这样的异常应力的情况下给予信息。该系统因此 对于部件的最终使用者是个极好的维修工具。

根据一具体实施例，可设想所述传感器包含时钟，使它们以规定间隔传 递一比特，如果该传感器未遭受超过其阈值的应力，则此比特等于0，如果 该传感器遭受一超过其阈值的应力，则此比特等于1。这对于数字传感器来 说是可能的。

在一优选实施例中，优选仅在发生由高于传感器阈值而激发的情况下使 用机械传感器传送信号；这样的机械传感器具有使用简单但又提供能量的优 点。

注意该系统10已相对于正变形(μdef仅取正值)进行说明。根据另一 实施例，该系统可包含具有正阈值(μdef＞0)的传感器和/或具有负阈值 (μdef＜0)的传感器，这使得可例如在一个方向(拉力)和另一个方向(压 力)计算压力。

注意可准备几个(至少两个)传感器具有相同的应力阈值。这使得在这 些传感器中的一个失效的情况下，另一个仍能够计数对应于此阈值的应力发 生。顺便提及，请注意，如果涉及一阈值的该传感器或所有传感器都有缺陷， 则多个传感器的存在使得可使错误最小化，因为缺陷阈值的传感器的应力将 由更低阈值的传感器计算。

自然地，传感器数量越多，则在它们中的一些失效的情况下越安全，总 疲劳的计算越精确，因为连续阈值之间的增量较小。所述增量可都是相同的 或为渐进的；增量的渐进值使得在大多数普通应力范围内可具有更精确地测 量，而对于异常应力(无论如何产生很高的应力)可具有较低精确的测量。 优选地，2-50个传感器设置在一个部件上，取决于确定其所承受的损害所需 要的精度。

例如，探测到的最小变形可等于1000μdef(第一传感器C1的阈值)， 探测到的最大变形等于5000μdef(最后的传感器Cn的阈值)，在连续阈值 之间的空间等于200μdef(在此例中，提供21个传感器，它们的阈值分别等 于1000、1200、1400、......、5000)。

本发明的系统10已说明为设置在一部件上，但其也可设置在一包含多 个部件的结构上，使得该组件的疲劳可被监测。

在航空应用中，所述传感器应优选承受-55℃～600℃之间范围的温度 (特别是对于涡轮喷气发动机悬架)，并能够承受油和燃料的喷溅。它们还 应优选能够承受腐蚀和肮脏，特别是那些有关喷水、盐、沙和泥的。而且， 有利地，它们应承受非破坏性的检查，例如渗透检查和涡流、X射线等的应 用。优选地，它们应具有使用各种波(无线电波、声波等)的电磁兼容性。 这些传感器还应能够承受涡轮喷气发动机的机械震动，其可以是几十千赫的 量级，特别是那些由于该涡轮喷气发动机旋转部件的旋转而产生的机械震动 (对于低压轴为0-5500转/分，对于高压轴为0-20000转/分)，并能承受从 几十至几万g(9.81m.s^-2)的冲击。优选地，它们还应当承受在不同类型的载 荷下的静态和准静态的偏转。

所述传感器还应当优选具有至少等于它们安装于其上的该部件使用寿 命的使用寿命，因为它们设计为在其使用寿命过程中监测其疲劳状态。例如， 它们的使用寿命可长于60年或70年或80000飞行循环(起飞-飞行-着陆)。

优选地，所述传感器可承受超过10⁹的超过它们阈值的应力发生次数。 在它们的使用过程中，当动态载荷应用到它们上时，所述传感器必须优选不 在它们的操作中受到不利影响。

优选地，所述传感器的供能独立于该飞机的供能。

本发明的系统对于涡轮喷气发动机悬架装置，特别是这些装置的连接 棒，它们的梁或它们的挂架特别有利。本发明的该系统也可有利地设置到飞 机的着陆齿轮或制动杆上。通常，它可设置到可安装仪器(即可安装传感器) 的任何部件上，其使用导致不同的应力验证获得一合成疲劳谱；这对于一涡 轮喷气发动机的不同连接棒和钩环来说是显著的。

本发明的传感器使得可监测不同类型的压力下的疲劳，例如在沃勒曲线 中传统设计用于各少数循环疲劳的区域(在高压下，其中断裂在少量发生次 数后，一明显的塑性变形后出现)，用于各疲劳区域(或受限制的耐久性， 其中断裂在应力减少时增加的一些循环后预期出现)，以及用于各受限耐久 性的区域；自然地，该非限制耐久性的区域由于该部件通常在由于对应于此 区域的应力而发生断裂之前就被更换而价值较小。

根据本发明的优选实施例，系统10的传感器Ci安装在已在发明内容部 分中说明的MEMS型的装置(或传感器)中。

可注意到，该MEMS型的装置，由于它们的小型化，包含微机械，其 响应时间特别短，这给它们提供了非常迅速的反应时间。

而且，这样的装置可容易地安装在该涡轮喷气发动机的部件中。它们还 可自供能，并因此独立自主，这使得它们更容易地安装，提供该组件保证的 安全性。MEMS类型的装置的自供能工具可例如包含设置为将该涡轮喷气发 动机的周围能量转化为电能(例如使用周围气体的微涡轮机发电并给该装置 供能)的工具。而且，用于处理由MEMS类型的该装置的传感器所测量的 数据的工具可在此相同装置上提供。

已参照优选实施例对本发明进行了描述，但不言而喻的是，也可设想其 他实施例。特别是，如果不存在不相容性，则所描述的不同实施例的特征可 合并到一起。