直升机主旋翼变桨距拉杆上的杆端关节轴承是直升机的关键核心零部件,一旦损伤失效,将导致严重的飞行事故。因此,会将直升机进行定期拆卸检查。但由于生产制造的不确定性和使用环境的变化,定期拆解检查可能造成维修不及时,检查成本高,存在一定的安全隐患。现针对该问题,本文提出在线检测方法和技术,在杆端关节轴承不拆卸状态下进行在线检测,以判断其是否存在损伤和故障。本文以振动力学为理论基础,以有限元技术为主要工具,分别采用模态分析法、瞬态动力学和谐响应法对直升机主旋翼变桨距杆端关节轴承展开研究,为直升机主旋翼变桨距杆端关节轴承的早期损伤检测提供理论研究方法,具体完成工作如下:首先调研直升机主旋翼变桨距杆端关节轴承结构特性,建立振动数学模型,根据数学模型建立仿真试验模型。再调研杆端关节轴承主要的失效形式为拉杆产生疲劳裂纹和衬垫摩擦磨损,并研究拉杆的裂纹形态、位置、尺寸,衬垫摩擦磨损的形态、深度,以此为依据建立拉杆裂纹模型和自润滑层的摩擦磨损模型。接着对以上建立好的仿真试验模型进行模态分析,得出固有频率、模态振型并计算模态置信度。根据这三组模态参数,针对拉杆不同位置同尺寸的裂纹、同位置不同尺寸的裂纹以及自润滑层不同程度摩擦磨损的失效形式展开研究与分析,为杆端关节轴承的早期失效检测提供模态分析的依据。然后针对拉杆疲劳裂纹,采用瞬态动力学进行研究分析。在拉杆侧面施加瞬态激振力,得出在该激振力下拉杆的加速度时域信号,然后将拉杆完好和不同位置有裂纹时的信号进行时域分析,后将时域信号做统计分析。以时域分析和统计分析法,为直升机杆该杆端关节轴承的拉杆裂纹在线检测提供理论依据。最后针对该杆端关节轴承自润滑层的摩擦磨损,采用谐响应分析法进行研究。通过简谐激振,得出在该简谐激励下自润滑层的频谱信号,对在自润滑层完好和出现不同程度磨损后的频响结果进行分析,为自润滑层的摩擦磨损在线检测提供研究方法和依据。