一種鋁合金槳距操縱桿設(shè)計(jì)改進(jìn)分析及驗(yàn)證

周銀鑌 張文豹 陳兆晨

摘要：本文簡(jiǎn)介了某型機(jī)鋁合金槳距操縱桿改進(jìn)前、后結(jié)構(gòu)，分析了改進(jìn)原因，采用有限元法計(jì)算了改進(jìn)部位的應(yīng)力，并完成了改進(jìn)件的疲勞試驗(yàn)及缺陷容限試驗(yàn)驗(yàn)證。結(jié)果表明：槳距操縱桿壽命由改進(jìn)前的8264小時(shí)提升到29601小時(shí)，內(nèi)部檢查間隔周期由118小時(shí)提升到18121小時(shí)。該結(jié)構(gòu)的改進(jìn)驗(yàn)證方法可為其它零部件的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及優(yōu)化提供借鑒和參考。

關(guān)鍵詞：鋁合金；改進(jìn)；槳距操縱桿；壽命；檢查間隔周期

1引言

直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)尾槳槳距操縱桿安裝在尾減內(nèi)部，是通過尾伺服系統(tǒng)往復(fù)運(yùn)動(dòng)達(dá)到改變尾槳距的關(guān)鍵件，工作中主要承受軸向交變載荷，其主要作用是調(diào)整尾槳葉的傾斜角度，進(jìn)而改變直升機(jī)的飛行方向。

某中型多用途民用直升機(jī)具有大功重比、長(zhǎng)壽命、高維護(hù)性的特點(diǎn)，要求主要結(jié)構(gòu)件具有20000h壽命，內(nèi)部檢查間隔周期達(dá)到5000h（即尾減1個(gè)TBO），以上設(shè)計(jì)指標(biāo)均高于目前國(guó)內(nèi)其它型機(jī)設(shè)計(jì)要求。為達(dá)到上述指標(biāo)，該型機(jī)槳距操縱桿在設(shè)計(jì)上采用了鋁合金材料，設(shè)計(jì)了獨(dú)特的腰形孔結(jié)構(gòu)以提高維護(hù)性，并運(yùn)用了缺陷容限理論進(jìn)行驗(yàn)證。

2槳距操縱桿的設(shè)計(jì)

常見的尾減速器結(jié)構(gòu)中，槳距操縱桿是一根細(xì)長(zhǎng)軸，工作時(shí)既往復(fù)運(yùn)動(dòng)，又隨尾槳轉(zhuǎn)動(dòng)，將尾助力器的操縱載荷傳遞給尾槳叉形件，在工作中承受較大的軸向力和來自尾槳的旋轉(zhuǎn)彎矩。強(qiáng)度分析結(jié)果表明，由于彎矩載荷的作用，槳距操縱桿的薄弱環(huán)節(jié)在操縱桿的小端安裝尾槳叉形件的退刀槽處（見圖1），為了保證其強(qiáng)度，槳距操縱桿往往選用不銹鋼材料。

該型機(jī)尾槳槳距操縱桿上端通過螺栓、安裝法蘭盤與叉形件相連，軸段中部通過花鍵與尾槳軸配合實(shí)現(xiàn)帶轉(zhuǎn)，下端通過鎖緊大螺母、雙排球軸承與中心拉桿相連，見圖2。由于該零件關(guān)鍵部位（軸段下部）只承受軸向力，不承受彎矩，通過強(qiáng)度校核，采用鋁合金材料（2618A，硬度Hv120）可以滿足強(qiáng)度要求。相對(duì)于不銹鋼材料，重量降低了約2kg。但由于該材料相對(duì)于鋼存在硬度低、抗磨損能力差、力學(xué)性能低的缺點(diǎn)，在槳矩操縱桿與滑套和方型圈（軸向運(yùn)動(dòng)的表面）配合區(qū)、與尾槳軸內(nèi)花鍵（材料：15-5PH，硬度Hv320）配合區(qū)分別采用噴涂氧化鉻、鍍鎳等新的表面處理工藝以提高表面硬度及耐磨能力。此外，為方便拆卸槳距操縱桿，尾部采用了腰形孔設(shè)計(jì)。

3槳距操縱桿改進(jìn)原因分析

該型機(jī)槳距操縱桿在工作中承受往復(fù)軸向疲勞載荷。經(jīng)強(qiáng)度分析可知，槳距操縱桿的最高應(yīng)力區(qū)在腰形孔處，故該處為槳距操縱桿疲勞試驗(yàn)的主要考核部位。此外，槳距操縱桿的法蘭端通過螺栓與叉形件連接，經(jīng)分析在工作中連接處易產(chǎn)生較嚴(yán)重擦蝕且應(yīng)力較高，易引起疲勞失效，故法蘭端存在擦蝕的區(qū)域也是疲勞試驗(yàn)的主要考核部位。但改進(jìn)前的槳距操縱桿多次在疲勞及缺陷容限試驗(yàn)過程中在圖3所示腰形孔孔邊及法蘭端螺栓孔邊失效，根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果評(píng)估得出槳距操縱桿的安全疲勞壽命為8264飛行小時(shí)，腐蝕疲勞檢查間隔僅118飛行小時(shí)，遠(yuǎn)低于設(shè)計(jì)指標(biāo)[2]。

基于以上原因，需對(duì)槳距操縱桿薄弱環(huán)節(jié)進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)，以提高腰形孔及法蘭端螺栓處裂紋起始孔邊的抗疲勞強(qiáng)度和腐蝕疲勞檢查間隔。

4槳距操縱桿的改進(jìn)

針對(duì)槳距操縱桿薄弱環(huán)節(jié)（腰形孔及法蘭端處）進(jìn)行了局部加強(qiáng)。經(jīng)初步分析，槳距操縱桿通過改進(jìn)，其疲勞強(qiáng)度可提高1.54倍。預(yù)計(jì)完成完成2件安全壽命可達(dá)33800飛行小時(shí)，完成1件缺陷容限試驗(yàn)，其腐蝕檢查間隔可達(dá)5100飛行小時(shí)，可滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。故安排改進(jìn)槳距操縱桿的疲勞試驗(yàn)（2件）和缺陷容限試驗(yàn)（1件，僅鹽霧腐蝕）對(duì)其疲勞強(qiáng)度進(jìn)行考核。

5設(shè)計(jì)改進(jìn)驗(yàn)證

5.1疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證

疲勞試驗(yàn)時(shí)，槳距操縱桿下端工裝與實(shí)際有差別，但并不會(huì)改變軸向力傳遞路徑，試驗(yàn)中在槳距操縱桿上端與叉形件相連的小拉桿處進(jìn)行加載，下端通過大螺母固定。槳距操縱桿疲勞試驗(yàn)載荷及經(jīng)歷的循環(huán)數(shù)為1T（靜載6000Fs，動(dòng)載5000Fd）、1C（靜載-6000Fs，動(dòng)載5000Fd）、2T（靜載7000Fs，動(dòng)載6200Fd）、2C（靜載-7000Fs，動(dòng)載6200Fd）、3T（靜載7200Fs，動(dòng)載7000Fd）、3C（靜載-7200Fs，動(dòng)載7000Fd）各1M循環(huán)次，載荷已換算為槳距操縱桿軸向力。

疲勞試驗(yàn)過程中，第一、二件試驗(yàn)件分別在3T階段約28644循環(huán)次、2T階段20350循環(huán)次時(shí)均在螺栓孔附近出現(xiàn)裂紋，且裂紋位置相同。

5.2缺陷容限試驗(yàn)驗(yàn)證

按ISO 9227標(biāo)準(zhǔn)將試驗(yàn)件在鹽霧箱中放置500小時(shí)[1][3]，完成了帶腐蝕缺陷的槳距操縱桿試驗(yàn)件的制備。缺陷容限試驗(yàn)件安裝及加載方向與疲勞試驗(yàn)一致，其載荷及經(jīng)歷的循環(huán)數(shù)為1T（靜載3300Fs，動(dòng)載2800Fd）、1C（靜載-3300Fs，動(dòng)載2800Fd）、2T（靜載3700Fs，動(dòng)載3200Fd）、2C（靜載-3700Fs，動(dòng)載3200Fd）、3T（靜載4200Fs，動(dòng)載3700Fd）、3C（靜載-4200Fs，動(dòng)載3700Fd）、4T（靜載4700Fs，動(dòng)載4200Fd）、4C（靜載-4700Fs，動(dòng)載4200Fd）、5T（靜載5200Fs，動(dòng)載4700Fd）、5C（靜載-5200Fs，動(dòng)載4700Fd）各1M循環(huán)次，載荷已換算為槳距操縱桿軸向力。

缺陷試驗(yàn)過程中，試驗(yàn)件在5T階段約905268次循環(huán)時(shí)螺栓孔位置處出現(xiàn)裂紋，經(jīng)熒光檢查發(fā)現(xiàn)實(shí)際有2條裂紋，兩條裂紋都起源于鹽霧腐蝕坑，一處在腰形孔附近，深度為0.365mm；另一處在法蘭螺栓孔附近，深度為0.231mm。

5.3試驗(yàn)結(jié)果分析

根據(jù)2件改進(jìn)的槳距操縱桿疲勞試驗(yàn)結(jié)果，將改進(jìn)的槳距操縱桿分為兩部分進(jìn)行分析，槳距操縱桿的上部區(qū)域的服役壽命為29601小時(shí)，下部區(qū)域的服役壽命為3.9萬小時(shí)。綜上所述，改進(jìn)后的槳距操縱桿服役壽命可達(dá)到29601小時(shí)。

根據(jù)1件改進(jìn)的槳距操縱桿缺陷容限試驗(yàn)結(jié)果，經(jīng)分析，上部區(qū)域腐蝕檢查間隔18120小時(shí)，下部腐蝕檢查間隔20000小時(shí)。

6結(jié)束語

由上述試驗(yàn)驗(yàn)證及分析結(jié)果可知，改進(jìn)后的槳距操縱桿壽命由8264小時(shí)提升到29601小時(shí)，內(nèi)部腐蝕檢查間隔周期由118小時(shí)提升到18121小時(shí)，可滿足該型機(jī)主要結(jié)構(gòu)件20000小時(shí)壽命及內(nèi)部腐蝕檢查間隔周期5000小時(shí)（即尾減1個(gè)TBO）的設(shè)計(jì)指標(biāo)，從而提升了槳距操縱桿壽命，并提高了尾減的維護(hù)性。因此，設(shè)計(jì)改進(jìn)工作是合理、有效的，其改進(jìn)驗(yàn)證方法能為其他零部件的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及優(yōu)化提供參考。

參考文獻(xiàn)：

[1]顧文標(biāo)，喻濺鑒，鄒靜等.直升機(jī)金屬結(jié)構(gòu)缺陷容限驗(yàn)證技術(shù)研究，直升機(jī)技術(shù)，2013，1.

[2]魯婷婷，吳志廣，趙思波.某尾槳槳距操縱軸缺陷容限試驗(yàn)件失效分析，南華動(dòng)力，2017年第3期

[3]羅敏.直升機(jī)尾傳動(dòng)系統(tǒng)零部件損傷容限設(shè)計(jì)驗(yàn)證研究，南華動(dòng)力，2014年第4期