某型直升機尾上艙結構失穩故障研究

馮國巖，張國富，陳宣任，謝 安

（成都國營錦江機器廠，四川 成都 610043）

某型直升機在地面開大車時，發現機體的尾上艙結構蒙皮有鼓動現象。鼓動是在載荷作用下，蒙皮上的應力超過該材料的屈服極限，使蒙皮伸長，形成鼓起或下陷的現象，蒙皮回彈時會發出響聲。這種故障與結構的變形、折皺等故障現象，在機體結構的修理中通常被稱為“結構失穩”。

尾上艙結構失穩與直升機的復雜氣動特性和特殊飛行狀態是密切相關的。直升機與固定翼飛機相比，如果把固定翼飛機看成六個自由度的運動體[1]，那么對直升機而言，還必須考慮旋翼和尾槳相對于機體的轉動、槳葉相對于鉸鏈接頭的轉動。除此之外，直升機還有一系列特殊飛行狀態，例如懸停、垂直起落、自旋等，這構成了直升機的飛行特點。由于直升機的特殊飛行狀態與復雜的氣動特性，機體受到的外載荷和氣動載荷更加復雜，導致直升機設計困難，一些結構在設計中的剛度不足問題在使用中就會充分顯現出來。

為解決尾上艙結構失穩這一在機體結構故障中的修理難題，我們首先需要了解直升機的基本構造。同時，在分析直升機機體使用中的受力、傳力的基礎上，探究故障產生的根源，制定相應的修理方案，排除故障，以便直升機在使用中更加安全、可靠。

1 尾上艙結構簡介

某型直升機機體為變截面、全金屬、半硬殼式結構[2]。它包括前機體、中機體、尾梁、尾斜梁和水平安定面等5 個部分（見圖1）。尾上艙結構是中機體上部的一段機體，位于10 ～23 號隔框之間（見圖2），分為前、后兩段。尾上艙前段位于中機體10 ～13 號隔框之間，后段位于中機體14 ～23 號隔框之間。尾上艙結構失穩主要發生在后段18 ～22 號隔框之間。

圖1 機體主要組成示意圖

尾上艙后段與尾上艙前段鉚接在一起，下部則與中機體后部位置的整流帶、兩側蒙皮、隔框、縱向構件、下部蒙皮鉚接在一起。尾上艙后段由蒙皮、桁條、隔框等組成薄壁錐形結構，桁條通過電阻焊或鉚釘與蒙皮連接在一起，并通過耳片與隔框連接，隔框通過鉚釘與蒙皮連接在一起。從19 號隔框開始，截面逐漸減小，在21 號隔框處過渡到完整的錐形結構。

圖2 中機體及尾上艙結構示意圖

2 尾上艙結構失穩原因分析

2.1 失穩故障在結構上的表現

在地面開大車時，發現尾上艙后部結構蒙皮有鼓動現象。停車后目視檢查發現，尾上艙左右兩側、18 ～23 號隔框第45 ～37 桁條間的蒙皮有不同程度的折皺現象，按壓檢查該區域的蒙皮，蒙皮下陷后回彈時發出響聲；檢查內部連接耳片，發現該區域結構上的部分連接耳片有變形現象。

2.2 失穩原因

2.2.1 不對稱載荷引起的失穩

直升機在飛行和著陸過程中，機體結構主要承受由旋翼、尾槳、尾斜梁、起落架等部件的固定接頭傳來的集中載荷，這是機體結構的主要外載荷；同時還要承受機體上各部件及裝載質量等。作用在機體上的外載荷，通?？梢苑譃閷ΨQ載荷和不對稱載荷兩種。與機體對稱面對稱的外載荷，稱為對稱載荷，反之為不對稱載荷。

當直升機在垂直平面內做機動飛行或直升機以兩主輪接地時，機身承受的均為對稱載荷，對中機體18 ～23 號隔框蒙皮影響不大。當機體承受水平安定面的不對稱載荷、尾斜梁和尾槳的側向水平載荷，以及一個主輪先接地時的撞擊載荷時，機體不僅要受到剪切、彎曲作用，還要受到扭轉作用。在此復雜的載荷作用下，中機體18~23 號隔框蒙皮就會發生變形、折皺等故障現象。特別是在直升機轉彎、側飛或遇到側向突風作用時，機體具有側向加速度而產生側向慣性，在側向突風和側向慣性作用下，尾上艙結構受到水平平面內的剪切和彎曲作用增大，長期使用從而導致蒙皮變形。該處結構的失穩，體現了尾上艙結構設計剛度不足。

2.2.2 氣動力載荷引起的失穩

直升機在飛行中，機身除承受由旋翼、尾槳、尾斜梁等傳來的集中載荷和質量外，還要承受旋翼所產生的氣動力和氣動力矩、尾槳所產生的氣動力和氣動力矩、水平安定面和尾斜梁所產生的氣動力和氣動力矩，以及作用于機體的氣動力和氣動力矩。

飛行中，機身表面承受的大部分局部空氣動力較小，并且局部空氣動力沿橫截面周緣大致是對稱分布的，基本上能自相平衡而不再傳給機體的其他部分。因此，可以認為局部空氣動力不會影響到整個機體結構的受力，只對機體結構的局部受力有一定影響，特別是剛度設計不足的部分會受到很大影響。由于直升機一般在氣流擾動很嚴重的低空飛行，流經旋翼的氣流是不均勻的，從而在槳葉上引起交變的氣動載荷，因此在槳轂上產生了振動力與力矩，從而引起機體振動，振動導致結構剛度設計不足的區域產生蒙皮變形、折皺等現象。因此，尾上艙蒙皮的變形、折皺現象是該區域結構剛度設計不足的體現。

2.2.3 隔框設計不對稱引起的失穩

直升機飛行中，旋翼、尾槳、尾斜梁、起落架等部件傳來的集中載荷，都直接作用在隔框上，隔框周緣是與蒙皮鉚接在一起的。隔框沿鉚接縫把載荷以剪流的形式傳給蒙皮，蒙皮本身承受和傳遞全部剪力和扭矩，并將彎矩傳遞給桁條。隔框受到對稱集中載荷作用時，把集中載荷以剪流的形式分散地傳給蒙皮，此時兩側蒙皮承受的剪流最大。蒙皮產生反作用剪流，來平衡隔框上的外載荷，但是由于中機體20~21 號隔框間有一個附框，半框的設計使隔框不完整，改變了載荷的傳遞平衡，形成了不對稱集中載荷，引起結構失穩。

2.2.4 桁條設計不連續引起的失穩

在薄殼式機體結構中，桁條用來承受彎矩引起的軸力，蒙皮除了承受全部剪力和扭矩外，還要不同程度地承受軸力。由于中機體18~23 號隔框左側的桁條沒有與23 號隔框形成連接，而是在中部就突然終止，蒙皮在受拉或受壓狀態下，應力在桁條間的分布不均勻引起了結構失穩。

綜上所述，某型直升機尾上艙結構失穩是由于結構設計存在缺陷。在長期使用、交變載荷作用的情況下，結構穩定性降低，出現結構失穩。

3 故障排除

從尾上艙結構失穩原因分析可以看出，尾上艙結構失穩是因隔框、桁條及蒙皮等結構設計存在缺陷，那么就要從改進結構上著手?？赏ㄟ^對隔框、桁條及蒙皮等薄弱區域的加強，增加結構的局部區域強度、剛度和穩定性，使直升機達到正常使用狀態。

3.1 排故準備

對直升機進行水平測量，記錄水平測量的原始數據，用于排故后的對比驗證。拆卸旋翼、尾槳葉、尾槳轂、尾梁等所有妨礙尾上艙結構失穩排故的部附件。

3.2 故障排除

3.2.1 附框改進為整框

尾上艙20~21 號隔框、左47 桁條至右47 桁條間的附框無連接，制作一件加隔框，如圖3。

圖3 尾上艙結構附框改進為整框示意圖

用連接片、角片、加強型材、鉚釘等使兩者連接成一個整體，使載荷的傳遞分布得以改善。

3.2.2 延長桁條

中機體18~23 號隔框第45~37 桁條間未與23號隔框相連接的桁條，用加強件延長至23 號隔框，加強件與隔框用角片連接，使其與23 號隔框形成一個整體（如圖4），使傳力路線不會在非承力區域突然中斷，改善應力集中的產生。

圖4 尾上艙結構延長桁條局部示意圖

3.2.3 蒙皮加強

（1）可以切割掉18~23 號隔框45~37 桁條間的失穩蒙皮，貼補新蒙皮，且用型材制作加強桁條對蒙皮進行加強，增加結構的局部區域強度、剛度和穩定性。在此過程中需要進行強度校驗。

（2）現以切割掉的21~23 號隔框底部失穩蒙皮為例，校驗21~23 號隔框底部加強后的強度。

21~23 號隔框底部左39~40 和右39 桁條間蒙皮縮減系數：

21~23 號隔框底部左36~38 和右36~38 桁條間蒙皮縮減系數：

21~23 號隔框底部左39~40 和右39 桁條間蒙皮截面積：

21~23 號隔框底部左36~38 和右36~38 桁條間蒙皮截面積：

下壁板的抗拉強度：

因此，對尾上艙后段21~23 號隔框底部加強后，下壁板承受的最大正應力降低了47.4%，提高了下壁板間蒙皮、桁條的穩定性。

3.3 修復后驗證

恢復對旋翼、尾槳葉、尾槳轂、尾梁等所有部附件的安裝。對直升機進行水平測量，且合格；與修理前的水平測量數據對比，差異在允許范圍內。地面開大車檢查，尾上艙后部結構蒙皮無鼓動現象，該結構失穩故障修復。

4 結論

此次尾上艙結構失穩區域的修復，采用的是對隔框增大，形成對稱結構，對蒙皮切割、對桁條延伸、對蒙皮薄弱區域進行加強的綜合修理方法，有別于以往的單一修補法。該方法是依據直升機結構力學特點制定的。在實施中僅對設計有缺陷的結構進行了必要的補救，僅對尾上艙結構的強度、剛度進行了恢復，不會使結構修復后因結構強度過強而導致結構失效。

此種排故方法能使直升機恢復良好的飛行狀態，為直升機的飛行提供了更安全、可靠的平臺。所做研究對其他直升機結構故障的修復有借鑒意義與參考價值，結構的綜合修補法具有廣泛的應用前景。