某型直升機側垂尾螺栓結構改進設計

姜大成， 呂長生， 張新軍

（陸軍航空兵駐哈爾濱地區軍代表室，哈爾濱150066）

某型直升機側垂尾螺栓結構改進設計

姜大成， 呂長生， 張新軍

（陸軍航空兵駐哈爾濱地區軍代表室，哈爾濱150066）

某型直升機在使用過程中，發生過水平安定面側垂尾個別連接螺栓斷裂的故障現象，該故障若不及時發現將直接影響直升機的飛行安全。通過對螺栓斷裂原因分析，提出了在保證連接形式不變條件下，改進螺栓結構，經設計軟件強度校核和空中試驗驗證，證明改進后的螺栓結構能夠滿足使用要求。

直升機；側垂尾；螺栓；方案設計

1 故障現象

側垂尾作為直升機關鍵部件之一，是用碳纖維復合材料制成，通過連接螺栓固定在水平安定面兩側。在直升機飛行過程中，主要作用是增加阻尼減小橫向擺動使涵道保持平穩［1-2］。因此，連接螺栓松動或斷裂導致側垂尾無法實現其功能時，將給直升機帶來災難性事故。在航后檢查時，該型直升機曾發現過連接螺栓出現裂紋現象，由于發現及時，尚未影響直升機的飛行安全。

本文詳細敘述了某型直升機側垂尾連接螺栓故障的檢查、分析和處理的全過程，并提出了合理的結構改進方案。圖1所示為水平安定面斷裂螺栓故障圖。

圖1 側垂尾螺斷裂故障圖

2 故障原因分析

直升機側垂尾連接螺栓斷裂原因分析，主要從螺栓生產過程、材料理化性能和機型改進等幾方面進行分析。

2.1 螺栓的生產過程檢查

螺栓制造過程的檢查。對同批次螺栓生產過程的制造指令、質量原始文件、檢驗記錄等進行檢查，原材料入廠復驗檢查、熱處理、機械加工、均質檢查、鈍化等生產過程均符合質控文件及圖紙技術條件要求，沒有出現任何偏離。

生產現場螺栓的安裝檢查。對尚未裝機的螺栓尺寸對照圖紙進行符合性檢查，沒有出現超差現象。并對螺栓熱處理、表面處理及材質情況進行了檢查，均符合圖紙要求。

2.2 螺栓斷口及理化分析

斷裂螺栓的斷口位置均在φ5.70處，即螺栓根部在加工過程中留有的退刀槽處。如圖2所示為故障螺栓結構圖。

圖2 故障連接螺栓結構圖

對螺栓進行了機械性能測試、化學光譜分析、金相分析。經檢查硬度、強度符合圖紙要求；材料符合1Cr17Ni3；斷口上可見疲勞擴展條紋。螺栓斷面平坦，瞬時斷裂區所占面積很小，表明螺栓在使用過程中所承受的應力不是很大；斷源處未見冶金缺陷，不存在因原材料冶金缺陷引起的疲勞斷裂；材料化學成分、性能檢測符合技術要求；螺栓表面無腐蝕，不存在因腐蝕引起的疲勞；斷口磨損較多，說明部分螺栓已斷裂很長時間。

2.3 機型改進的影響

該型直升機是在某原型機的基礎上改型研制，改進主要是集中在發動機和武器系統方面，而側垂尾固定螺栓還是采用原型機設計，未進行充分的驗證。通過對現役該型直升機側垂尾固定螺栓進行檢查，發現多架機螺栓存在裂紋和斷裂現象，而發現問題的直升機均具有較長的飛行時間和多次發射炮彈的共同特點。進一步對原型機檢查，未發現連接螺栓異常。

綜合分析后得出結論：螺栓為低應力作用下的彎曲疲勞斷裂。

3 結構設計改進

經過對檢查的情況進行討論、分析，認為連接螺栓生產過程符合圖紙及工藝文件的要求。結合使用過程中曾出現過同類故障，認為對于螺栓的結構應重新設計改進。主要是對螺栓退刀槽的位置進行改進設計。因為如將螺栓材料由1Cr17Ni3換成30CrMnSi，從理論上來說材料的抗拉強度σs值沒有明顯提高，其中1Cr17Ni3的σs= 880 MPa，30CrMnSi的σs=1 080 MPa；如加大螺栓直徑尺寸，從裝配來說已經沒有空間，而且如果加大螺栓直徑尺寸現役直升機的螺栓將無法實施更換。所以，在加工工藝、材料等不變的情況下對螺栓退刀槽進行結構改進，由原來內凹R0.6改為凸出R1。如圖3所示為改進后固定螺栓結構圖。

圖3 改進后固定螺栓結構圖

根據現役原型機使用情況可以進行正常飛行。為保證飛行安全，建議對執行飛行訓練任務的直升機在每飛行一定小時后，對側垂尾連接螺栓進行檢查。該型機統一更換改進后的連接螺栓。

4 強度校核

在計算機輔助設計軟件Pro/E環境下，繪制連接螺栓的三維實體零件圖，并生成螺栓的輸入文件，可以直接導入MSC.Patran有限元分析軟件中進行強度校核［3-4］。在MSC.Patran軟件中進行三維模型劃分有限元網格、施加邊界條件、設置材料特性、定義單元屬性、提交MSC. Nastran運算分析、處理運算結果等。

設連接螺栓的作用力F＝1 000 N。進行外力施加載荷，固定螺栓材料選擇1Cr17Ni3材料，其材料特性如表1所示。

表1 材料特性

MSC.Patran中有限元強度校核。連接螺栓改進前的計算結果如圖4所示，加載后連接螺栓在φ5.70處的最大變形為9.17×10-7m，其最大應力σ=88.9 MPa；同樣計算出改進后螺栓相同位置的計算結果如圖5所示，最大變形為6.99×10-7m，其最大應力σ=58.1 MPa。從計算結果中可以得出，在同等外力作用下，改進后螺栓結構的變形量比改進前減小23.4%，強度增加34.6%。同時，最大應力小于材料的屈服應力880 MPa，從而滿足強度要求。

圖4 改進前強度分析圖

圖5 改進后強度分析圖

5 結論

本文通過理論分析和試驗驗證，找出了側垂尾連接螺栓故障原因，提出了改變螺栓結構的解決方案。設計更改已在裝機件和后續產品中得到貫徹實施，并在試飛、使用過程中得到了驗證。

［1］ 孔衛紅，陳仁良.旋翼/涵道/風扇升力系統的前飛氣動特性［J］.南京航空航天大學學報，2008（5）：571-576.

［2］ 祝凌云，李斌.運動仿真和有限元分析［M］.北京:北京人民郵電出版社，2004.

［3］ 黃國寧，陳海，霍應元.MSC Nastran優化功能在結構強度設計中的應用［J］.計算機輔助工程，2006（12）：50-52.

（編輯：啟 迪）

TP 391.7

A

1002－2333（2014）04－0119－02

姜大成（1975—），男，高級工程師，碩士研究生，研究方向為航空機械。

2014-01-19