某型直升機尾梁蒙皮開裂的失效分析

王裕林,唐海軍,李 飛,楊秀鋒

(1. 中國民航飛行學(xué)院，廣漢 618307； 2. 中國民航科學(xué)技術(shù)研究院，北京 100028)

某型直升機尾梁蒙皮開裂的失效分析

王裕林1,唐海軍2,李 飛1,楊秀鋒1

(1. 中國民航飛行學(xué)院，廣漢 618307； 2. 中國民航科學(xué)技術(shù)研究院，北京 100028)

某型號旋翼直升機飛行過程中發(fā)生異常震動，檢查發(fā)現(xiàn)尾梁站位BS 135.00附近的尾傳動軸整流罩固定支架鉚釘處有沿尾梁周向擴展的裂紋。對裂紋斷口進行了宏觀和微觀觀察、化學(xué)成分分析、金相組織檢查和硬度檢測，并利用有限元分析方法對尾梁結(jié)構(gòu)進行模態(tài)分析，計算出尾梁結(jié)構(gòu)的固有頻率與振型。最后，結(jié)合模態(tài)分析結(jié)果和維護手冊上的要求，對蒙皮產(chǎn)生裂紋的原因進行綜合分析。結(jié)果表明：蒙皮裂紋的失效模式為疲勞斷裂；尾槳振動超標(biāo)，使其與尾梁產(chǎn)生共振，是裂紋產(chǎn)生的主要原因。

直升機；尾梁；裂紋；失效分析

飛機的機體結(jié)構(gòu)通常由蒙皮和骨架等組成。蒙皮的功用是構(gòu)成機身的氣動外形，并保持表面光滑，承受局部空氣動力載荷，抵抗機身的歪曲變形和扭轉(zhuǎn)變形，對機身總體受載起到很重要的作用。常見的機身結(jié)構(gòu)分為桁梁式、桁條式、硬殼式。

尾梁是直升機的重要組成部分，其主要作用是傳遞尾槳和水平安定面產(chǎn)生的氣動力和力矩，并承受空氣動力和集中載荷，對直升機的平衡以及各種飛行動作的完成起到了決定性的作用，其振動水平會直接影響直升機尾傳動系統(tǒng)的穩(wěn)定性及直升機整機的振動水平[1-3]。尾梁損傷對直升機的空氣動力性能和強度及飛行安全有重要影響。

某型號旋翼直升機的尾梁屬于硬殼式結(jié)構(gòu)，由蒙皮與少數(shù)隔框組成，沒有縱向構(gòu)件。隔框用于維持截面形狀，支持蒙皮和承受擴散框平面內(nèi)的集中力，蒙皮承受總體彎、剪、扭引起的全部軸力和剪力。該直升機尾梁結(jié)構(gòu)如圖1所示，尾梁通過隔板用螺栓與機身固定，其頂部安裝有尾旋翼驅(qū)動軸軸承支撐及尾傳動軸整流罩扣子固定支架，垂尾支撐件安裝在尾梁尾部，內(nèi)部有接線端子，在站位BS 84.57處安裝水平安定面。

該旋翼直升機在飛行過程中機組人員感覺有導(dǎo)常震動，滑回檢查發(fā)現(xiàn)在尾梁站位BS 135.00附近的尾傳動軸整流罩扣子固定支架鉚釘處有沿周向擴展的裂紋，裂紋長度約15.5 cm，如圖2所示。本工作對尾梁蒙皮進行了宏微觀觀察、化學(xué)成分分析、金相組織檢查和硬度檢測，確定蒙皮的斷裂性質(zhì)，并利用有限元分析方法對尾梁結(jié)構(gòu)進行模態(tài)分析和模擬試驗，計算出尾梁結(jié)構(gòu)的固有頻率與振型；然后結(jié)合模態(tài)分析結(jié)果和維護手冊上的要求，對蒙皮產(chǎn)生疲勞裂紋的原因進行綜合分析，確定裂紋產(chǎn)生的主要原因。

圖1 尾梁結(jié)構(gòu)圖Fig. 1 Structure diagram of tail boom

圖2 尾梁蒙皮裂紋所處位置Fig. 2 Crack location in tail boom skin

1 理化檢驗

1.1 宏觀觀察

由圖3可以看到，裂紋穿過鉚釘孔邊緣，斷口表面發(fā)黑，鉚釘孔附近斷口較為平坦，具有疲勞斷裂的特點，遠(yuǎn)離鉚釘?shù)臄嗫谥饾u粗糙，顯示出過載斷裂的特點。

(a) 表面

(b) 截面圖3 尾梁蒙皮裂紋的宏觀形貌Fig. 3 Macrographs of crack in tail boom skin: (a) surface; (b) cross-section

1.2 微觀觀察

采用電子顯微鏡觀察鉚釘孔右側(cè)裂紋的微觀形貌。由圖4可以看到，裂紋從鉚釘孔邊緣起始，并向右側(cè)擴展，斷口較為平坦，斷裂源區(qū)被磨平，裂紋擴展區(qū)的典型形貌顯示解理斷裂特征。

鉚釘左側(cè)裂紋斷口同樣是由鉚釘孔邊緣起始，向左側(cè)擴展，斷裂起始區(qū)被磨損嚴(yán)重，擴展區(qū)顯示為解理斷裂特征，局部可見較細(xì)的疲勞條帶。

尾梁蒙皮裂紋起始于尾槳傳動軸整流罩接耳與蒙皮連接的一個鉚釘孔，從鉚釘孔萌生裂紋后，以解理方式向兩側(cè)擴展，并且在解理花樣上可見較細(xì)的疲勞條帶，表明裂紋性質(zhì)是疲勞裂紋。

(a) 斷口整體 (b) 裂紋源區(qū)(c) 裂紋擴展區(qū)，低倍 (d) 裂紋擴展區(qū)，高倍 圖4 鉚釘孔右側(cè)斷口形貌Fig. 4 Fractographs of the rivet hole on the right side: (a) overall fracture; (b) crack initiation area; (c) crack prologation area, low magnification; (d) crack prologation area,high magnification

1.3 化學(xué)成分分析

用能譜儀對蒙皮材料的化學(xué)成分進行分析。結(jié)果表明，蒙皮材料中主要元素的質(zhì)量分?jǐn)?shù)為1.9% Mg，5.5% Cu，92.6% Al，與2024鋁合金的化學(xué)成分近似。

1.4 金相組織檢查

在斷口附近切取蒙皮橫向和縱向金相試樣，橫向試樣與裂紋走向一致，磨拋后用Keller's腐蝕劑腐蝕，然后用光學(xué)顯微鏡觀察其組織。由圖5可以看到，橫向組織較細(xì)，為α相晶粒組織，并彌散分布著黑色的S相；縱向組織形態(tài)與橫向組織十分相似，從組織形態(tài)上看該合金可能經(jīng)過固溶處理后又進行了人工時效熱處理[4]。

(a) 橫向

(b) 縱向圖5 斷口附近蒙皮的顯微組織Fig. 5 Microstructure of skin near fracture：(a) transverse; (b) lengthways

1.5 硬度檢測

在橫向金相試樣上測試其維氏顯微硬度，載荷0.98 N。結(jié)果表明，蒙皮的平均硬度為138.820 HV。

2 失效原因分析

2.1 模態(tài)分析

根據(jù)尾梁的結(jié)構(gòu)圖，對隔板、加強筋、整流罩支架等簡化處理。采用了單元標(biāo)度為30 mm的四面體等參元對結(jié)構(gòu)進行網(wǎng)格劃分。材料選擇為2024鋁合金[5]，彈性模量7.1×1010Pa，泊松比0.33。選取尾梁的前端面進行固定約束，對尾梁的總變形進行模態(tài)有限元求解[6-7]。

一階模態(tài)振型云圖如圖6所示，其固有頻率為33.867 Hz，振型為尾梁尾部沿Y軸上下擺動，最大幅度的振動發(fā)生于尾部。某型直升機尾槳的平均旋轉(zhuǎn)頻率約為42.5 Hz[8]，計算出的一階固有頻率與尾槳的轉(zhuǎn)速頻率十分接近。

圖6 一階模態(tài)振型云圖Fig. 6 First modal analysis results of vibration

2.2 綜合分析

結(jié)合維護手冊第53章53-9節(jié)中的注意事項：尾槳減速齒輪箱不平衡或安裝不正確可能導(dǎo)致鉚釘松動和尾梁站位BS 131.89至尾梁站位BS 171.89之間蒙皮出現(xiàn)裂紋。直升機尾槳在工作時會周期性地將載荷傳到尾梁，為避免尾梁產(chǎn)生過度振動，需使尾梁的固有頻率不同于尾槳工作時產(chǎn)生的激振力頻率。因此，在實際維護工作中，應(yīng)定期對尾槳進行動平衡校驗，將振動值控制在5.08 mm/s內(nèi)。該機完成更換尾梁工作，在隨后進行的動平衡校驗中，尾槳振動值為73.66 mm/s，飛機維護手冊規(guī)定振動值不大于5.08 mm/s(即0.2 IPS)，屬于嚴(yán)重超標(biāo)。更換尾槳槳轂和槳葉組件后，重新測量振動值為正常。

通過尾梁蒙皮斷口的特征可以判定裂紋為疲勞裂紋。利用有限元分析方法，對尾梁結(jié)構(gòu)進行模態(tài)分析，計算出尾梁結(jié)構(gòu)的固有頻率與振型。如果尾槳不平衡，將會產(chǎn)生42.5 Hz頻率的激振力，其頻率若與尾梁的固有頻率接近，將與尾梁發(fā)生共振，使尾梁尾部產(chǎn)生較大的變形，導(dǎo)致尾梁站位BS 135.00附近的尾傳動軸整流罩扣子固定支架鉚釘處應(yīng)力比較集中，長期的共振作用會導(dǎo)致疲勞裂紋的產(chǎn)生。

將拆下的尾槳槳轂和槳葉組件送原廠檢查，確認(rèn)振動超標(biāo)的具體原因為尾槳軛頭組件磨損量超出標(biāo)準(zhǔn)值，磨損位置如圖7所示。由圖7可見,軛頭與尾槳槳葉聯(lián)接孔磨損超標(biāo)，導(dǎo)致尾槳組件不平衡，在2 550 r/min高速旋轉(zhuǎn)的情況下，尾槳組件的振動值超出標(biāo)準(zhǔn)。

圖7 尾槳軛頭磨損位置Fig. 7 Locations of wear in tail rotor yoke

3 結(jié)論及措施

尾梁蒙皮裂紋的主要原因是尾槳軛頭磨損超標(biāo)，從而引起尾槳振動超標(biāo)，與尾梁產(chǎn)生共振，最終導(dǎo)致蒙皮鉚釘孔周圍產(chǎn)生疲勞裂紋。為避免類似問題的再次發(fā)生，需采取以下預(yù)防性措施：定時檢查尾槳槳轂和槳葉組件的動平衡，并根據(jù)需要進行調(diào)整；定時檢查槳葉上的變距軸承有無松動，軸承及安裝邊緣有無裂紋。

[1] 劉德林,李春光,陶春虎,等. 鈹青銅彈簧片應(yīng)力腐蝕開裂分析[J]. 腐蝕與防護,2012,33(5):452-455.

[2] 鐘曼英,徐堅. 16Mng鋼短裂紋腐蝕低頻疲勞的斷裂力學(xué)特性[J]. 腐蝕與防護,1997,18(3):29-31.

[3] 張有宏,呂國志,李仲,等. 鋁合金結(jié)構(gòu)腐蝕疲勞裂紋擴展與剩余強度研究[J]. 航空學(xué)報,2007,28(2):332-335.

[4] NEWMAN J A,BAUGHMAN J M,WALLACE T A. Investigation of cracks found in helicopter longerons[J]. Engineering Failure Analysis,2010,17(2):416-430.

[5] HUDA Z,TAIB N I,ZAHARINIE T. Characterization of 2024-T3:an aerospace aluminum alloy[J]. Materials Chemistry & Physics,2009,113:515-517.

[6] 劉進進,尹明德,張志龍. 基于ANSYS的某直升機尾梁管模態(tài)及諧響應(yīng)分析[J]. 機械工程與自動化,2013(1):64-66.

[7] 劉將輝,李本威,賀孝濤,等. 某型直升機發(fā)動機尾噴管前轉(zhuǎn)接段模態(tài)分析[J]. 海軍航空工程學(xué)院學(xué)報,2012(2):161-165.

[8] SARGENT D C，SCHMITZ F H，SIM B W. In-flight array measurements of tail rotor harmonic noise[J]. Journal of the American Helicopter Society,2010,55(1):12006.

《腐蝕與防護》征稿格式要求

《腐蝕與防護》創(chuàng)刊于1980年，是中文核心期刊，是中國學(xué)術(shù)期刊綜合評價數(shù)據(jù)庫來源期刊、中國科學(xué)引文數(shù)據(jù)庫來源期刊、中文科技期刊數(shù)據(jù)庫(全文版)收錄期刊和《中國期刊網(wǎng)》《中國學(xué)術(shù)期刊(光盤版)》全文收錄期刊，系上海材料研究所與上海市腐蝕科學(xué)技術(shù)學(xué)會聯(lián)合主辦，由上海市科學(xué)技術(shù)協(xié)會主管的專業(yè)技術(shù)期刊，已有33年的出版史，在行業(yè)中具有較高的聲譽和知名度，是腐蝕與防護工作者的良師益友和必讀刊物。

我刊報道范圍包括：腐蝕與防護、電化學(xué)、電廠化學(xué)、電鍍、化學(xué)鍍、轉(zhuǎn)化膜、涂料與涂裝、表面改性、激光涂覆、電子電鍍、電極材料等領(lǐng)域。

作者和讀者主要來自于：大學(xué)及科研單位的科研、教學(xué)人員及研究生、防腐蝕工程技術(shù)人員、發(fā)電廠、油田、石油化工、化工廠、電鍍廠、礦山的工程技術(shù)人員和工程管理、設(shè)備管理人員。

1 來稿要求及說明

來稿應(yīng)觀點明確，論據(jù)充分，數(shù)據(jù)可靠，層次分明，文理通順。來稿請勿涉及保密內(nèi)容，如造成泄密等問題，責(zé)任由作者自負(fù)。

要求通過材料與測試網(wǎng)(http：//www．mat-test.com)注冊后投稿，稿件保存類型為WORD文檔，文檔大小為40 kB～10 MB。編輯部嚴(yán)格按照稿件質(zhì)量擇優(yōu)錄用，來稿一經(jīng)發(fā)表，本刊將贈送樣刊，酌付稿酬；本刊未退稿前請勿一稿多投。凡投稿本刊的文章，均視為同意本刊授權(quán)的合作媒體使用，本刊支付的稿酬已包含授權(quán)費用。

2 稿件寫作格式

(1) 題名 題名應(yīng)簡明、具體、確切，概括文章的要旨。中文題名一般不超過20個漢字，并盡量避免使用“試驗、研究、探索”等詞語作為結(jié)束用語。題名中應(yīng)避免使用非公知公用的縮略語、字符、代號以及結(jié)構(gòu)式和公式。英文題名要與中文題名相對應(yīng)。

(2) 作者姓名及單位 作者人數(shù)一般不超過6人，要有準(zhǔn)確的作者單位名稱及所在城市地名和郵政編碼，單位名稱與市名之間應(yīng)用逗號“，”分隔。多位作者的署名之間應(yīng)用逗號“，”隔開；不同工作單位的作者，應(yīng)在姓名右上角加注不同的阿拉伯?dāng)?shù)字序號，并在其工作單位名稱之前加與作者姓名序號相同的數(shù)字；各工作單位之間連排時以分號“；”隔開。英文部分作者姓名應(yīng)是漢語拼音全名，姓氏在前全部大寫，名字的第一個字母大寫，其余全部小寫，名字的兩個字中間用半字號線連接。

(3) 摘要 摘要要以提供論文的內(nèi)容梗概為目的，不加評論和補充解釋，簡明、確切地論述研究目的、原理和結(jié)論，具有相對獨立性。摘要應(yīng)重點包括4個要素，即研究目的、方法、結(jié)果和結(jié)論。在這4個要素中，后兩個是最重要的。在有些情況下，摘要可包括研究工作的主要對象和范圍，以及具有情報價值的其他重要的信息。不應(yīng)有引言中出現(xiàn)的內(nèi)容，也不要對論文內(nèi)容作詮釋和評論，不得簡單重復(fù)題名中已有的信息；不用非公知公用的符號和術(shù)語，不用引文，除非該論文證實或否定了他人發(fā)表的論文；縮略詞、略稱、代號，除了相鄰專業(yè)的讀者也能清楚理解的以外，在首次出現(xiàn)時必須加以說明；不用圖、表、化學(xué)結(jié)構(gòu)。中文摘要以200字左右為宜。英文摘要應(yīng)與中文摘要相對應(yīng)，一般采用過去式、被動語態(tài)寫法。

(4) 關(guān)鍵詞 關(guān)鍵詞一般選3～8個，同時給出英文關(guān)鍵詞，英文關(guān)鍵詞的詞首不必大寫，多個關(guān)鍵詞之間應(yīng)用分號“；”分隔。中、英文關(guān)鍵詞應(yīng)一一對應(yīng)。

(5) 中圖分類號 采用《中國圖書館圖書分類法》(第四版)進行分類。文章一般標(biāo)識1個分類號，多個主題的文章可標(biāo)識2個或3個分類號；主分類號排在第一位，多個分類號之間應(yīng)以分號“；”分隔。

(6) 基金項目 獲得基金資助產(chǎn)出的文章應(yīng)注明基金項目名稱，并在圓括號內(nèi)注明其項目編號。基金項目名稱應(yīng)按照國家有關(guān)部門規(guī)定的正式名稱填寫，多項基金項目應(yīng)依次列出，之間應(yīng)以分號“；”分隔。

(7)作者簡介 第一作者簡介：姓名(出生年-)，性別，職稱，學(xué)位。如有第一作者以外的通訊作者，同時應(yīng)注明通訊作者：姓名(出生年-)，性別，職稱，學(xué)位。

(8) 正文 正文一般包括引言、試驗、結(jié)果與討論、結(jié)論等部分。其中，引言部分不寫編號和標(biāo)題。除引言外，其余部分可加分標(biāo)題，一級標(biāo)題用1，2，…排序；二級標(biāo)題用1.1，1.2，…排序；三級標(biāo)題類推。層次標(biāo)題以下，還可使用(1)，(2)，(3)，…排序。圖片、表格、引文、公式、定理等的序號，均要按其在正文中出現(xiàn)的順序，全文統(tǒng)一用阿拉伯?dāng)?shù)字順序編碼。

(9) 圖表 文中照片圖要力求清晰、層次分明，并在照片圖的右下角加標(biāo)尺；曲線圖建議使用Origin，Photoshop軟件制圖。如有多幅圖，用(a)，(b)，…在圖片下方居中排序并給出分圖題。文中表格一般采用三線表。表頭及曲線圖的坐標(biāo)軸及其物理量名稱、符號、計量單位等都要標(biāo)注清楚。圖題和表題都要中、英文對照。

(10) 物理量符號與單位 所有物理量符號都必須符合國家標(biāo)準(zhǔn)的規(guī)定(除雷諾數(shù)Re等25個特征數(shù)和pH 值外，其他物理量一律用單個字母表示)。正確使用物理量的名稱、符號與單位。文中所用物理量符號，應(yīng)在首次出現(xiàn)時加以定義。同一個符號的意義，應(yīng)全文統(tǒng)一，并具有唯一性。物理量的符號用斜體，物理量的單位用正體。文中一律采用法定計量單位，引用參考文獻的數(shù)據(jù)、圖表的單位也一律要求換算成法定計量單位。

(11) 致謝 作者認(rèn)為必要時，可在正文結(jié)尾向有關(guān)人士或機構(gòu)表示謝意。

(12) 參考文獻 參考文獻的引用要準(zhǔn)確、合理，并盡可能多的引用本刊已發(fā)表的文章，以便使本刊在該領(lǐng)域的報道具有連續(xù)性。參考文獻應(yīng)在正文中適當(dāng)位置注出編號，并按在正文中出現(xiàn)的先后次序列于文后。內(nèi)部資料和尚未公開發(fā)表的文章請勿使用。各類文獻中的"作者"項不能空缺，作者不足3人的(含3人)應(yīng)全部列出，多于3人的，可只列出3人，然后用“等”字；作者之間應(yīng)用逗號“，”隔開，“等”字前也須用逗號。參考文獻書寫格式如下：

① 期刊類：[序號]作者．題名[J]．刊名，年，卷(期)：起止頁碼．② 專著類：[序號]著者．書名[M]．幾版．出版地：出版社，出版年：引用頁碼．③ 譯著類：[序號]原著者．書名[M]．譯者，譯．出版地：出版社，出版年：引用頁碼．④ 論文集：[序號]作者．題名[C]//編者．論文集名．出版地：出版社，出版年：起止頁碼．⑤ 報紙類：[序號]作者．題名[N]．報紙名，年-月-日(版次)．⑥ 專利文獻：[序號]專利申請者．專利題名：專利國別，專利號[P]．年-月-日．⑦ 標(biāo)準(zhǔn)類：[序號]標(biāo)準(zhǔn)號 標(biāo)準(zhǔn)名稱[S]．⑧ 學(xué)位論文：[序號]作者．題名[D]．保存地：保存單位，年份．⑨ 電子文獻：[序號]作者．題名[EB/OL]．電子文獻的出版或獲得地址，發(fā)表更新日期/引用日期．

Failure Analysis of Cracking of a Helicopter Tail Boom Skin

WANG Yu-lin1, TANG Hai-jun2, LI Fei1, YANG Xiu-feng1

(1. Civil Aviation Flight University of China, Guanghan 618307, China;2. China Academy of Civil Aviation Science and Technology, Beijing 100028, China)

Abnormal vibration was found when a certain type of helicopter in the process of flight. It was found after inspection that there was a crack along circumferential propagation at the rivet of fixed bracket on the tail drive shaft fairing button near BS 135.00 stations of tail boom. Macroscopic and microscopic observation, chemical composition analysis, metallographic examination and hardness testing were carried out for the fracture of the crack, and modal analysis was used to calculate the natural frequency and vibration mode of the tail beam structure by finite element analysis method. Finally, the causes of cracking of the skin were analyzed by combining the results of modal analysis and the requirements of the maintenance manual. The results show that the failure mode of skin was fatigue. The main reason for the cracking was that the tail rotor whose vibration exceeded the standard resonated with the tail beam.

helicopter; tail boom; crack; failure analysis

2015-08-01

中國民用航空飛行學(xué)院青年基金項目(Q2013-126)

王裕林(1986-)，工程師，碩士，從事航空器適航管理，15882059334，ylwang@cafuc.edu.cn

10.11973/fsyfh-201612017

TG174.4

B

1005-748X(2016)12-1026-04