直升機驅動(dòng)系統尾部減速器機匣在研制過(guò)程中出現故障頻率較，通過(guò)采取全程應力檢測方法，在定型前全面發(fā)現直升機尾減速器機匣的故障原因進(jìn)行了設計改進(jìn)。靜力實(shí)驗和疲勞實(shí)驗結果發(fā)現了尾部減速器機匣的靜力和疲勞薄弱部位。地面聯(lián)合實(shí)驗和科研試飛結果發(fā)現故障主要原因為機匣的動(dòng)態(tài)特性與系統整體不匹配引起共振。根據全程應力檢測結果對機匣結構進(jìn)行局部改進(jìn)，以共振的發(fā)生。改進(jìn)方案為：改變安裝腳的筋板連接強度，減小肋板區減輕孔周?chē)穸?，增加安裝腳底部厚度，稍微增厚小齒輪滾子軸承安裝邊。結構的局部邊改使它與系統整體有良好匹配性，同時(shí)兼顧了靜力和疲勞特性的改革。改進(jìn)后的機匣與改進(jìn)前相比動(dòng)力水平下降了49%，經(jīng)地面聯(lián)合實(shí)驗和科研試飛驗證，質(zhì)量得到顯著(zhù)提升。

  直升機驅動(dòng)系統屬于直升機的關(guān)鍵部件，其結構的耐久性和可靠性直接關(guān)系到直升機的飛行安全。在直升機飛行過(guò)程中，驅動(dòng)系統零部件需要承受較大載荷，除發(fā)動(dòng)機傳過(guò)來(lái)的動(dòng)力載荷外，還受到機動(dòng)載荷和各種原因帶來(lái)的振動(dòng)載荷。在驅動(dòng)系統的研發(fā)過(guò)程中常常需要對其零部件進(jìn)行及時(shí)的故障診斷及設計改進(jìn)以直升機的安全飛行。