一種鋁合金槳距操縱桿設(shè)計改進(jìn)分析及驗證

周銀鑌 張文豹 陳兆晨

摘要：本文簡介了某型機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，采用有限元法計算了改進(jìn)部位的應(yīng)力，并完成了改進(jìn)件的疲勞試驗及缺陷容限試驗驗證。結(jié)果表明：槳距操縱桿壽命由改進(jìn)前的8264小時提升到29601小時，內(nèi)部檢查間隔周期由118小時提升到18121小時。該結(jié)構(gòu)的改進(jìn)驗證方法可為其它零部件的結(jié)構(gòu)設(shè)計及優(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

直升機傳動系統(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)運動達(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)而改變直升機的飛行方向。

某中型多用途民用直升機具有大功重比、長壽命、高維護(hù)性的特點，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TBO），以上設(shè)計指標(biāo)均高于目前國內(nèi)其它型機設(shè)計要求。為達(dá)到上述指標(biāo)，該型機槳距操縱桿在設(shè)計上采用了鋁合金材料，設(shè)計了獨特的腰形孔結(jié)構(gòu)以提高維護(hù)性，并運用了缺陷容限理論進(jìn)行驗證。

2槳距操縱桿的設(shè)計

常見的尾減速器結(jié)構(gòu)中，槳距操縱桿是一根細(xì)長軸，工作時既往復(fù)運動，又隨尾槳轉(zhuǎn)動，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），為了保證其強度，槳距操縱桿往往選用不銹鋼材料。

該型機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，通過強度校核，采用鋁合金材料（2618A，硬度Hv120）可以滿足強度要求。相對于不銹鋼材料，重量降低了約2kg。但由于該材料相對于鋼存在硬度低、抗磨損能力差、力學(xué)性能低的缺點，在槳矩操縱桿與滑套和方型圈（軸向運動的表面）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。

3槳距操縱桿改進(jìn)原因分析

該型機槳距操縱桿在工作中承受往復(fù)軸向疲勞載荷。經(jīng)強度分析可知，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)試驗結(jié)果評估得出槳距操縱桿的安全疲勞壽命為8264飛行小時，腐蝕疲勞檢查間隔僅118飛行小時，遠(yuǎn)低于設(shè)計指標(biāo)[2]。

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

4槳距操縱桿的改進(jìn)

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

5設(shè)計改進(jìn)驗證

5.1疲勞試驗驗證

疲勞試驗時，槳距操縱桿下端工裝與實際有差別，但并不會改變軸向力傳遞路徑，試驗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載荷及經(jīng)歷的循環(huán)數(shù)為1T（靜載6000Fs，動載5000Fd）、1C（靜載-6000Fs，動載5000Fd）、2T（靜載7000Fs，動載6200Fd）、2C（靜載-7000Fs，動載6200Fd）、3T（靜載7200Fs，動載7000Fd）、3C（靜載-7200Fs，動載7000Fd）各1M循環(huán)次，載荷已換算為槳距操縱桿軸向力。

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

5.2缺陷容限試驗驗證

按ISO 9227標(biāo)準(zhǔn)將試驗件在鹽霧箱中放置500小時[1][3]，完成了帶腐蝕缺陷的槳距操縱桿試驗件的制備。缺陷容限試驗件安裝及加載方向與疲勞試驗一致，其載荷及經(jīng)歷的循環(huán)數(shù)為1T（靜載3300Fs，動載2800Fd）、1C（靜載-3300Fs，動載2800Fd）、2T（靜載3700Fs，動載3200Fd）、2C（靜載-3700Fs，動載3200Fd）、3T（靜載4200Fs，動載3700Fd）、3C（靜載-4200Fs，動載3700Fd）、4T（靜載4700Fs，動載4200Fd）、4C（靜載-4700Fs，動載4200Fd）、5T（靜載5200Fs，動載4700Fd）、5C（靜載-5200Fs，動載4700Fd）各1M循環(huán)次，載荷已換算為槳距操縱桿軸向力。

缺陷試驗過程中，試驗件在5T階段約905268次循環(huán)時螺栓孔位置處出現(xiàn)裂紋，經(jīng)熒光檢查發(fā)現(xiàn)實際有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試驗結(jié)果分析

根據(jù)2件改進(jìn)的槳距操縱桿疲勞試驗結(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，下部區(qū)域的服役壽命為3.9萬小時。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。

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

6結(jié)束語

由上述試驗驗證及分析結(jié)果可知，改進(jìn)后的槳距操縱桿壽命由8264小時提升到29601小時，內(nèi)部腐蝕檢查間隔周期由118小時提升到18121小時，可滿足該型機主要結(jié)構(gòu)件20000小時壽命及內(nèi)部腐蝕檢查間隔周期5000小時（即尾減1個TBO）的設(shè)計指標(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)計改進(jìn)工作是合理、有效的，其改進(jìn)驗證方法能為其他零部件的結(jié)構(gòu)設(shè)計及優(yōu)化提供參考。

參考文獻(xiàn)：

[1]顧文標(biāo)，喻濺鑒，鄒靜等.直升機金屬結(jié)構(gòu)缺陷容限驗證技術(shù)研究，直升機技術(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件失效分析，南華動力，2017年第3期

[3]羅敏.直升機尾傳動系統(tǒng)零部件損傷容限設(shè)計驗證研究，南華動力，2014年第4期