某型飛機平尾間隙研究和改進

章越超，張 華，王建華，張玉華

（中航工業(yè)洪都，江西 南昌 330024）

0 引言

在某型飛機檢查維護過程中，發(fā)現(xiàn)幾次平尾搭接線斷裂現(xiàn)象，限位塊零件變形磨損，以及螺母、錐形襯套的現(xiàn)處位置與初始安裝位置不一致；某架飛機上螺母出現(xiàn)松動，在檢查某些架次平尾間隙時發(fā)現(xiàn)平尾間隙超差。雖經(jīng)工廠多次處理，但因沒有系統(tǒng)分析問題產(chǎn)生的原因，故障未徹底排除。

為消除飛機安全隱患，從根本上解決問題，作者根據(jù)平尾安裝結(jié)構(gòu)形式、軸承結(jié)構(gòu)特點和以前多次排故的經(jīng)驗教訓(xùn)，對平尾安裝間隙進行了詳細(xì)理論分析，評估了平尾安裝間隙對飛機使用的影響，針對存在問題的飛機提出解決措施，并為平尾安裝、設(shè)計提出改進措施。

1 某型飛機平尾安裝原理和問題分析

1.1 平尾結(jié)構(gòu)簡介

某型飛機平尾安裝形式如圖1所示，其原理為：搖臂通過4只襯套與轉(zhuǎn)軸固定連接；搖臂與螺母左端面貼合，限制螺母軸向移動，用專用定力扳手?jǐn)Q緊螺母后，消除轉(zhuǎn)軸與錐形襯套、錐形襯套與大軸承內(nèi)圈之間的徑向間隙，大軸承外端通過擋圈固定其位置；在小軸承端，用專用定力扳手?jǐn)Q緊螺栓，消除止動墊圈與小軸承之間的軸向活動間隙。最后安裝限位塊，限位塊一端卡在錐形襯套缺口內(nèi)，一端通過螺釘固定在螺母上，防止螺母與錐形襯套相對轉(zhuǎn)動。

圖1 某型飛機平尾轉(zhuǎn)軸安裝結(jié)構(gòu)

1.2 平尾工作原理

平尾舵機通過拉桿推動搖臂，搖臂帶動平尾實現(xiàn)正常轉(zhuǎn)動；大、小軸承為球面軸承，通過軸承內(nèi)圈滑動實現(xiàn)正常工作。錐形襯套鎖緊大軸承后，它們之間的靜摩擦力遠大于軸承內(nèi)圈的滑動摩擦力，從而使大軸承正常轉(zhuǎn)動。錐形襯套、螺母與平尾轉(zhuǎn)軸三者之間無相對運動，成為一個整體。通過控制舵機拉桿的行程，使平尾正常工作。

1.3 平尾使用過程中發(fā)現(xiàn)的問題

在某型飛機檢查維護過程中，陸續(xù)發(fā)現(xiàn)幾次平尾搭接線斷裂現(xiàn)象，限位塊零件變形磨損，同時發(fā)現(xiàn)螺母、錐形襯套的現(xiàn)處位置與安裝時的初始位置不一致；某架飛機上螺母出現(xiàn)松動；某些架次平尾間隙檢查發(fā)現(xiàn)平尾間隙超差。

1.4 問題分析

通過對平尾轉(zhuǎn)軸結(jié)構(gòu)和安裝原理的分析可知，錐形襯套能否鎖緊平尾轉(zhuǎn)軸和大軸承，是實現(xiàn)平尾正常工作的關(guān)鍵。根據(jù)1.3發(fā)現(xiàn)的問題，分析出以下可能的原因：

1.4.1 錐形襯套未鎖緊

錐形襯套未鎖緊平尾轉(zhuǎn)軸和大軸承，徑向間隙未消除，導(dǎo)致其錐面與大軸承內(nèi)圈之間出現(xiàn)滑動摩擦，使錐形襯套、螺母與轉(zhuǎn)軸之間產(chǎn)生相對轉(zhuǎn)動。當(dāng)轉(zhuǎn)至正下方，搭接線長度不夠，導(dǎo)致搭接線斷裂，限位塊變形磨損。

1.4.2 平尾安裝不到位

平尾安裝不到位，大軸承與擋圈之間存在軸向間隙。安裝過程中螺母將錐形襯套推入大軸承內(nèi)圈，由于間隙的存在軸承內(nèi)圈向外走直至其端面與擋圈貼合；此時大軸承球面產(chǎn)生偏心，不能正常轉(zhuǎn)動(即軸承內(nèi)圈卡死)，內(nèi)外圈的滑動摩擦力增大，產(chǎn)生三種可能的后果：

1）當(dāng)軸承球面滑動摩擦力大于錐形襯套與軸承內(nèi)圈之間的靜摩擦力時，錐形襯套由靜摩擦變?yōu)橄鄬S承內(nèi)圈的滑動摩擦，產(chǎn)生相對軸承的運動；

2）當(dāng)軸承球面滑動摩擦力大于錐形襯套與轉(zhuǎn)軸之間的靜摩擦力時，錐形襯套抱緊軸承，而襯套與轉(zhuǎn)軸之間由靜摩擦變?yōu)榛瑒幽Σ粒a(chǎn)生相對轉(zhuǎn)軸的運動；

3）當(dāng)軸承球面滑動摩擦力大于錐形襯套與軸承內(nèi)圈之間、錐形襯套與轉(zhuǎn)軸之間的靜摩擦力時，錐形襯套、轉(zhuǎn)軸、軸承之間由靜摩擦變?yōu)榛瑒幽Σ粒弋a(chǎn)生相對運動。

當(dāng)螺母轉(zhuǎn)至轉(zhuǎn)軸正下方，搭接線長度不夠，導(dǎo)致搭接線斷裂，限位塊變形磨損。

1.4.3 限位塊剛度不夠

當(dāng)出現(xiàn)上述非正常工作現(xiàn)象時，錐形襯套承受的摩擦力傳遞給限位塊，限位塊承受較大的彎扭矩，在原設(shè)計剩余強度不足的情況下，產(chǎn)生塑性變形。

某系列飛機平尾出現(xiàn)的故障現(xiàn)象主要是搭接線斷裂和間隙超差。要實現(xiàn)平尾正常轉(zhuǎn)動，必須保證平尾轉(zhuǎn)軸安裝到位，控制軸向間隙，并同時消除錐形襯套與轉(zhuǎn)軸和大軸承之間的徑向間隙，保證螺母、錐形襯套和平尾轉(zhuǎn)軸之間無相對運動。

2 錐形襯套與平尾轉(zhuǎn)軸、大軸承之間的間隙產(chǎn)生原因和分析

錐形襯套與大軸承、轉(zhuǎn)軸之間的間隙分為徑向間隙和軸向間隙。

平尾安裝時，理論上要求錐形襯套鎖緊轉(zhuǎn)軸，錐形襯套與大軸承內(nèi)圈之間完全消除間隙，即徑向間隙為零，但實際上零件在制造、裝配過程中存在偏差。

軸向間隙即錐形襯套到大軸承端面之間的距離，該間隙是客觀存在的，須控制在合理范圍內(nèi)。

某飛機平尾轉(zhuǎn)軸局部結(jié)構(gòu)尺寸如圖2，以下將詳細(xì)分析影響錐形襯套徑向和軸向間隙的因素。

圖2 平尾轉(zhuǎn)軸局部尺寸

2.1 影響徑向間隙的因素

2.1.1 錐形襯套的錐度

錐形襯套的錐度理論值為（1:12K7），零件存在制造公差，理論上允許存在，錐度公差須嚴(yán)格控制，確保錐面充分貼合。

2.1.2 大軸承內(nèi)圈的錐度

大軸承內(nèi)圈的錐度理論值為（1:12），零件存在制造公差，理論上允許存在，錐度公差須嚴(yán)格控制，確保錐面充分貼合。

2.1.3 錐形襯套內(nèi)、外圈的光潔度

光潔度影響其與軸承內(nèi)圈、轉(zhuǎn)軸的貼合，光潔度太差將導(dǎo)致貼合面產(chǎn)生間隙。

2.1.4 平尾轉(zhuǎn)軸的光潔度

光潔度影響平尾轉(zhuǎn)軸與錐形襯套的貼合，光潔度太差將導(dǎo)致貼合面產(chǎn)生間隙。

2.1.5 錐形襯套的厚度

若厚度不均或者出現(xiàn)超差，也會導(dǎo)致錐形襯套與大軸承內(nèi)圈、平尾轉(zhuǎn)軸之間產(chǎn)生間隙。

2.1.6 錐形襯套內(nèi)徑與平尾轉(zhuǎn)軸的公差配合

兩者為間隙配合φ105 H8/f7，間隙值大小影響錐形襯套的變形。

2.1.7 錐形襯套外徑與大軸承內(nèi)圈的公差配合

2.1.8 裝配不合理產(chǎn)生的間隙

若平尾未安裝到位，大軸承與擋圈存在間隙時，安裝錐形襯套時大軸承產(chǎn)生偏心，軸承球面不能正常轉(zhuǎn)動，此時大軸承卡死，錐形襯套和擰緊螺母產(chǎn)生相對轉(zhuǎn)動。

2.2 影響軸向間隙的因素

2.2.1 搖臂和大軸承端面之間的距離

錐形襯套一端頂住搖臂，另一端頂住大軸承內(nèi)圈，該距離理論值為119±0.1。

2.2.2 零件制造公差累積

1)搖臂：長度為69，目前為自由公差，即69±0.37

2)螺母：長度為40，目前為自由公差，即40±0.31

3） 擋圈：長度為9±0.1

4）錐形襯套：長度尺寸65，目前為自由公差，即65±0.37

上述搖臂、螺母和擋圈三個零件的制造公差累計產(chǎn)生的誤差為±0.78mm，搖臂和襯套之間的距離公差±0.1mm，因此錐形襯套軸向活動距離為76±0.88mm，錐形襯套的理論尺寸為65±0.37，則錐形襯套與螺母之間螺紋的咬合區(qū)域?qū)挾葹?.6±1.25 mm，即4.35～6.85mm之間，螺距P=1.5，則錐形襯套與螺母之間螺紋的咬合圈數(shù)在2.9～4.57圈之間。

2.2.3 大軸承端的擰緊力矩

擰緊力矩通過螺母上的內(nèi)螺紋，以軸向力傳遞到錐形襯套上，推動錐形襯套擠進大軸承內(nèi)圈。安裝到位后，錐形襯套所受的軸向力、外錐面與軸承內(nèi)圈的壓力和靜摩擦力、襯套內(nèi)圈與轉(zhuǎn)軸的壓力和靜摩擦力達到平衡狀態(tài)。其受力情況如圖3所示。因此擰緊力矩的大小決定了錐形襯套的軸向位移。以下將從理論上分析和計算擰緊力矩的大小。

圖3 錐形襯套受力分析

1）符號定義

F軸為錐形襯套所受軸向力；

F1為轉(zhuǎn)軸對錐形襯套的壓力；

f1為因F1產(chǎn)生的靜摩擦力 f1=μF1；

F2為大軸承內(nèi)圈對錐形襯套的壓力；

f2為因F2產(chǎn)生的靜摩擦力 f2=μF2；

μ為靜摩擦系數(shù)（無潤滑鋼對鋼情況下μ=0.45）；

θ為錐度1:12 （對應(yīng)的角度 sinθ=0.083 cosθ=0.997）；

δ為錐形襯套受擠壓產(chǎn)生的變形量；

S為錐形襯套外錐面面積（S=0.012m2）。

2）受力分析

根據(jù)受力平衡原理，錐形襯套安裝到位后，其所受的軸向力，大軸承內(nèi)圈的壓力、平尾轉(zhuǎn)軸的壓力和靜摩擦力之間達到平衡狀態(tài)：

求解可得：F軸=(2μcosθ+sinθ-μ2sinθ)F2≈0.96 F2

3）錐形襯套的變形量

錐形襯套鎖緊轉(zhuǎn)軸和大軸承時，其錐面受軸承內(nèi)圈擠壓而變形，變形量δ（縱向切口對應(yīng)兩點之間的相對位移，見圖4）與其外錐面所受壓力成正比，錐形襯套內(nèi)徑與轉(zhuǎn)軸外徑為間隙配合φ102H8/f7，即徑向間隙值a在0.036～0.125之間。

圖4 有限元加壓模型

4）有限元分析

根據(jù)有限元分析模型，假定錐形襯套受擠壓時四周壓力均勻，即P為定值，可計算出錐形襯套變形達到δmax和δmin時：

計算得：

5）錐形襯套軸向力計算

根據(jù)2）可知，錐形襯套所受軸向力與錐面所受壓力成正比：

6）擰緊力矩與軸向力的關(guān)系

用定力扳手?jǐn)Q緊螺母時，安裝力矩M與軸向力F軸的關(guān)系參考HB/Z 251-1993螺栓連接擰緊力矩與軸向力的關(guān)系：

式中：d為螺紋公稱直徑；

K為螺栓擰緊力矩系數(shù)；

f為擰緊螺母的當(dāng)量摩擦系數(shù)。

根據(jù)航標(biāo)，f=0.117

代入公式（2），K=0.128

代入公式（1），M max=250N·m M min=71.7 N·m

7）結(jié)果分析

根據(jù)上述計算結(jié)果，在錐形襯套內(nèi)徑公差范圍內(nèi)，用71.7～250N·m的力矩就可以使錐形襯套鎖緊轉(zhuǎn)軸，若進一步加大力矩，則不會使襯套進一步變形，有可能使大軸承內(nèi)圈沿軸向發(fā)生位移，即產(chǎn)生軸向游隙。

以上分析計算為理想狀況，即只在地面平衡狀態(tài)下，未考慮外載和自身重力因素，計算過程中包含一些假設(shè)，與實際受力情況略有出入。

2.2.4 錐形襯套的變形

錐形襯套變形時，沿大軸承方向移動。以下將研究錐形襯套變形量與軸向間隙之間的關(guān)系。

1）錐形襯套的配合

錐形襯套內(nèi)徑與轉(zhuǎn)軸外徑為間隙配合φ102H8/f7，即間隙a為0.036～0.125之間；大軸承內(nèi)圈為φ，錐形襯套外徑φ，兩者為過盈配合，間隙b為負(fù)值(-0.05,-0.125)。

2）錐形襯套鎖緊轉(zhuǎn)軸、大軸承時的變形量

錐形襯套鎖緊轉(zhuǎn)軸、大軸承時，錐形襯套內(nèi)徑變形至與轉(zhuǎn)軸外徑尺寸相同，此后無法繼續(xù)變形，此時錐形襯套內(nèi)徑與轉(zhuǎn)軸外徑、錐形襯套外徑與大軸承內(nèi)圈之間的間隙完全消除。在此過程中，須變形的間隙c=a+b,即為(-0.089,0.075)。

錐形襯套外錐面錐度為1:12，因此襯套鎖緊轉(zhuǎn)軸、大軸承時，軸向移動量d(錐形襯套最終位置與大軸承內(nèi)圈端面之間的距離)：

注：當(dāng)錐形襯套安裝到位時，其位置如圖5所示，定義此時軸向移動量為0，考慮到零件實際公差配合，當(dāng)錐形襯套端面凸出于大軸承內(nèi)圈端面時，定義為正值，反之為負(fù)值。

圖5 錐形襯套與大軸承位置

3）錐形襯套軸向間隙分析

根據(jù)圖5，大軸承內(nèi)圈存在0.6×0.6的倒斜角，其端面頂住擋圈，因此錐形襯套端面理論最大凸出量為0.6mm。根據(jù)上述計算結(jié)果，在零件公差范圍內(nèi)，錐形襯套安裝到位后，其端面可能凸出大軸承內(nèi)圈端面，也可能在大軸承內(nèi)圈以內(nèi)，間隙值在-0.534～0.45mm之間，即凸出量為0.45mm（小于0.6mm），處在理論范圍內(nèi)。因此目前錐形襯套與大軸承、轉(zhuǎn)軸之間的公差配合是合理的。

根據(jù)前面零件制造公差累積的分析和計算，錐形襯套與螺母之間螺紋的咬合區(qū)域?qū)挾葹?.6±1.25 mm，結(jié)合錐形襯套與轉(zhuǎn)軸、大軸承內(nèi)圈的配合公差后，螺紋咬合區(qū)域?qū)挾葹椋磳挾葹?.95～7.384mm，螺紋圈數(shù)在2.63～4.92之間。考慮到咬合區(qū)域的螺紋連接強度，應(yīng)增加螺紋圈數(shù)，因此，須控制相關(guān)零件的尺寸公差。

2.3 錐形襯套間隙對飛機的影響

根據(jù)2.1、2.2的分析，間隙的存在直接影響到平尾轉(zhuǎn)軸的正常工作，從而影響飛行安全。因此須采取措施，減小錐形襯套的軸向和徑向間隙，保證螺母、錐形襯套和平尾轉(zhuǎn)軸之間無相對運動。

2.4 改進建議

根據(jù)上述2.1和2.2的分析和研究，結(jié)合影響平尾安裝間隙的多方面因素，提出下列意見，控制相關(guān)零件的結(jié)構(gòu)尺寸：

1)控制錐形襯套的錐度（1:12K7）和大軸承內(nèi)圈的錐度（1:12）。

2)保證錐形襯套內(nèi)、外圈及平尾轉(zhuǎn)軸φ102f7區(qū)域的光潔度(Ra0.8)。

3)控制錐形襯套的壁厚差。

4)搖臂、螺母和擋圈的軸向尺寸公差應(yīng)走上差（目前為自由公差），增加螺紋咬合圈數(shù)。

5)安裝平尾時大軸承端用專用定力扳手，控制擰緊力矩。

6)保證錐形襯套與大軸承內(nèi)圈、轉(zhuǎn)軸的公差配合，使錐形襯套軸向位移在理論范圍內(nèi)。

3 現(xiàn)有平尾排故措施分析

針對某型飛機平尾使用和維護過程中發(fā)現(xiàn)的問題，已對該系列飛機做了全面檢查，并進行排故和改進。

3.1 現(xiàn)有更改措施

3.1.1 加強限位塊零件

將限位塊零件由鈑金件改為機加件，零件厚度由1mm改為3mm；如圖6所示。

圖6 限位塊零件加強示意

限定其安裝位置，全部在正上方位置，一端卡在錐形襯套缺口內(nèi)，一端卡在搖臂槽內(nèi)，并通過螺釘固定在螺母上，如圖7所示。

3.1.2 改進錐形襯套

提高錐形襯套鎖緊平尾轉(zhuǎn)軸、大軸承的可靠性，增加三處縱向切口，已將該系列飛機全部更換新錐形襯套，如下圖8所示。

更換新錐形襯套后，重新安裝平尾時比原先容易（安裝力矩變小），平尾操縱間隙檢查中發(fā)現(xiàn)間隙值比原先更小。說明增加切口數(shù)量后更容易鎖緊平尾轉(zhuǎn)軸、大軸承。

圖7 限位塊零件安裝

圖8 新錐形襯套

3.1.3 標(biāo)記紅線和定期檢查

平尾安裝完成后，在錐形襯套、螺母與搖臂表面之間畫一條長紅線，以便今后檢查三者之間是否存在相對偏轉(zhuǎn)現(xiàn)象；同時在限位塊的兩顆螺釘頭上畫兩條短紅線，以便今后檢查螺釘是否松動。在飛機使用過程中，定期對平尾進行檢查和維護。

4 設(shè)計改進措施

根據(jù)前面對平尾安裝、使用過程中的問題、排故措施以及安裝間隙的分析，可以看出，公差控制不合理，零件制造加工不到位，平尾安裝不規(guī)范是產(chǎn)生安裝間隙的重要原因。因此提出以下改進措施，減小安裝間隙。

4.1 提高錐形襯套的加工要求

錐形襯套是影響平尾間隙的關(guān)鍵零件，在參考同類飛機全動平尾的結(jié)構(gòu)原理和間隙控制方法后，將該零件由一般件改為關(guān)鍵件，確保達到設(shè)計要求。

4.2 控制零件的制造公差

控制搖臂、螺母和擋圈零件的制造公差,由自由公差改為單邊公差。

4.3 明確平尾安裝步驟

此前平尾安裝缺乏統(tǒng)一的安裝步驟和方法，因人而異，安裝不規(guī)范也是導(dǎo)致平尾使用過程中產(chǎn)生間隙問題的一個重要原因。因此在現(xiàn)有安裝方法的基礎(chǔ)上，結(jié)合平尾實際安裝過程中的問題和經(jīng)驗教訓(xùn)，總結(jié)出合理可行、科學(xué)可靠的安裝方法，以利于平尾安裝的規(guī)范化、標(biāo)準(zhǔn)化。

5 結(jié)語

某型飛機平尾的安裝和拆卸，安裝間隙的排除一直是個難題，在使用和維護過程中也出現(xiàn)了很多問題。根據(jù)平尾安裝結(jié)構(gòu)形式、軸承結(jié)構(gòu)特點和以前多次排故的經(jīng)驗教訓(xùn)，分析了某型飛機平尾安裝和使用過程中間隙問題產(chǎn)生的原因，探討了影響錐形襯套與平尾轉(zhuǎn)軸、大軸承內(nèi)圈之間的間隙的各方面因素，并從理論上對平尾轉(zhuǎn)軸的受力和安裝間隙之間的關(guān)系進行了研究和計算，找出現(xiàn)有飛機存在的問題，并進行排故和處理，為對后續(xù)飛機提出設(shè)計改進措施。

[1]飛機設(shè)計手冊.北京：航空工業(yè)出版社，2000.

[2]洪都航空工業(yè)集團標(biāo)準(zhǔn)化處.飛機導(dǎo)彈基礎(chǔ)標(biāo)準(zhǔn)手冊.2006.

[3]某型飛機平尾裝配圖.2010.

[4]某型飛機平尾管梁安裝軸承軸向間隙分析.2007.