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    某型飛機(jī)全動(dòng)平尾安裝結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)

    2018-11-29 06:52:24夏彥朋王建華張玉華
    教練機(jī) 2018年3期
    關(guān)鍵詞:平尾襯套轉(zhuǎn)軸

    夏彥朋,張 華,王建華,張玉華,黃 鑫

    (航空工業(yè)洪都,江西 南昌,330024)

    0 引言

    某型飛機(jī)全動(dòng)平尾為直、動(dòng)軸式全動(dòng)平尾,通過兩個(gè)關(guān)節(jié)軸承安裝到后機(jī)身上。平尾安裝結(jié)構(gòu)的作用在于支撐平尾靈活轉(zhuǎn)動(dòng),軸向定位和徑向鎖緊,且操縱間隙大小滿足要求,保證平尾安裝狀態(tài)一致性,同時(shí),平尾的轉(zhuǎn)動(dòng)摩擦力矩要低,以使軸承磨損低、平尾易于操縱。

    本文從某型機(jī)全動(dòng)平尾的安裝結(jié)構(gòu)及使用過程中暴露的問題開始分析,找出平尾安裝結(jié)構(gòu)中使軸向、徑向定位過約束的地方。通過對(duì)其結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化改進(jìn)設(shè)計(jì),使平尾軸向、徑向定位合理,平尾轉(zhuǎn)軸支撐軸承在理想狀態(tài)下使用,較大程度提高了平尾安裝狀態(tài)的一致性、減小了平尾操縱間隙的波動(dòng)及轉(zhuǎn)動(dòng)摩擦力矩。

    1 某型飛機(jī)全動(dòng)平尾安裝結(jié)構(gòu)和問題分析

    1.1 某型飛機(jī)全動(dòng)平尾的安裝結(jié)構(gòu)

    某型飛機(jī)全動(dòng)平尾的安裝結(jié)構(gòu)如圖1所示。

    平尾轉(zhuǎn)軸支撐:平尾轉(zhuǎn)軸通過安裝在機(jī)身后邊條的大、小兩個(gè)自潤滑關(guān)節(jié)軸承進(jìn)行支撐。

    平尾軸向定位:通過大、小軸承內(nèi)圈反向受載,平尾雙向軸向限位。

    平尾徑向鎖緊:小軸處軸與軸承內(nèi)圈間為過渡配合(-0.012mm,0mm),大軸處軸與軸承間用開縫錐形襯套鎖緊。

    安裝方法及步驟:

    ①平尾預(yù)安裝。將平尾轉(zhuǎn)軸套上擋圈、錐形襯套、螺母及搖臂拉進(jìn)后邊條;

    ②平尾軸向定位安裝。擰緊小軸承處螺栓,使小軸承處螺栓端面壓緊小軸承內(nèi)圈端面,大軸承處擋圈端面壓緊大軸承內(nèi)圈端面;

    ③安裝搖臂;

    ④平尾徑向定位安裝。螺母抵住搖臂一側(cè)端面,推動(dòng)錐形襯套,消除大軸承內(nèi)圈、錐形襯套與轉(zhuǎn)軸之間的間隙;

    ⑤安裝限位塊等保險(xiǎn)。

    1.2 平尾使用過程中暴露的問題

    ①平尾旋轉(zhuǎn)摩擦力矩較大,經(jīng)測(cè)量,其位于200~400N·m區(qū)間,比軸承自身的旋轉(zhuǎn)力矩0.5~39N·m大很多;

    ②軸承偏心磨損;

    ③安裝工藝一致性較差。

    1.3 問題原因分析

    根據(jù)該型機(jī)全動(dòng)平尾的安裝結(jié)構(gòu),對(duì)后邊條內(nèi)大小軸承進(jìn)行受力分析,平衡圖如圖2所示。

    圖1 某型飛機(jī)全動(dòng)平尾的安裝結(jié)構(gòu)

    圖2 后邊條內(nèi)大小軸承受載平衡圖

    根據(jù)軸承軸向的受載使用情況可知,此種安裝定位方式將導(dǎo)致軸承內(nèi)圈偏心,軸承內(nèi)圈處在非理想工作位置,軸承內(nèi)外圈偏心擠壓,軸承旋轉(zhuǎn)摩擦力增大,偏心磨損,另外,由于大小軸承、轉(zhuǎn)軸、搖臂及錐形襯套相互關(guān)聯(lián),安裝工藝一致性較差。

    2 某型飛機(jī)全動(dòng)平尾安裝結(jié)構(gòu)改進(jìn)

    2.1 改進(jìn)原理

    為避免大小軸承內(nèi)圈產(chǎn)生偏心,需使大小軸承內(nèi)圈在安裝使用過程中受載各自平衡,不相互關(guān)聯(lián),即:

    ①P1′=P2′;

    ②P3′=P4′;

    ③P1′、P2′大小與 P3′、P4′大小無關(guān);

    其受力形式如圖3所示。

    圖3 大小軸承受力平衡圖

    2.2 結(jié)構(gòu)改進(jìn)

    為實(shí)現(xiàn)改進(jìn)原理,對(duì)平尾安裝結(jié)構(gòu)進(jìn)行調(diào)整,如下:

    ①取消平尾轉(zhuǎn)軸根部的擋圈;

    ②錐形襯套由“內(nèi)推式”改為“外拉式”,即安裝順序改為由外向內(nèi)安裝;

    ③小軸承端新增擋圈;

    ④其他結(jié)構(gòu)作適應(yīng)性調(diào)整。

    改進(jìn)后,全動(dòng)平尾的軸向定位及徑向鎖緊方式發(fā)生改變,具體如下:

    平尾軸向定位:通過小軸承內(nèi)圈兩端受載,平尾雙向軸向限位。

    平尾徑向鎖緊:小軸處軸與軸承內(nèi)圈間為過渡配合(-0.012mm,0mm),大軸處軸與軸承間用開縫錐形襯套鎖緊。

    通過此更改,平尾軸向定位方式由大、小軸承內(nèi)圈反向受載變?yōu)樾≥S承內(nèi)圈兩端受載,大軸承只負(fù)責(zé)徑向鎖緊,此更改斷開了大小軸承、轉(zhuǎn)軸、搖臂及錐形襯套在軸向定位及徑向鎖緊時(shí)的關(guān)聯(lián)關(guān)系,使各零件分工明確,安裝簡(jiǎn)單,提高安裝工藝的一致性;使大、小軸承從原結(jié)構(gòu)形式下的偏心受力變?yōu)樽云胶馐芰?,軸承內(nèi)圈不發(fā)生偏磨,軸承處于理想的工作位置。

    改進(jìn)后平尾的安裝結(jié)構(gòu)及后邊條內(nèi)大小軸承受力分析見圖4。

    圖4 平尾的安裝結(jié)構(gòu)及后邊條內(nèi)大小軸承受力分析

    安裝方法及步驟:

    ①平尾預(yù)安裝。將平尾轉(zhuǎn)軸套上擋圈、錐形襯套、螺母及搖臂拉進(jìn)后邊條;

    ②平尾軸向定位安裝。擰緊小軸承處螺栓,使小軸承處螺栓端面壓緊小軸承內(nèi)圈端面,小軸承處擋圈端面壓緊小軸承內(nèi)圈端面,不松動(dòng);

    ③平尾徑向定位安裝。螺母抵住大軸承的內(nèi)側(cè)端面,拉動(dòng)錐形襯套,消除大軸承內(nèi)圈、錐形襯套與轉(zhuǎn)軸之間的間隙;

    ④安裝搖臂;

    ⑤安裝限位塊等保險(xiǎn)。

    3 某型飛機(jī)全動(dòng)平尾結(jié)構(gòu)改進(jìn)驗(yàn)證

    3.1 理論計(jì)算驗(yàn)證

    3.1.1 平尾安裝結(jié)構(gòu)改進(jìn)前的旋轉(zhuǎn)摩擦力矩計(jì)算

    為方便計(jì)算,設(shè):

    M0:大小軸承自身的旋轉(zhuǎn)力矩之和(0.5~39N·m,均值約為 25N·m);

    M1:小軸承端螺栓擰緊力矩(35±3N·m);

    M2:螺母推錐形襯套的擰緊力矩(150±10N·m);

    Mf:平尾旋轉(zhuǎn)摩擦力矩;

    P1:小軸承端螺栓擰緊力矩產(chǎn)生的軸向力;

    P2:螺母推錐形襯套的擰緊力矩產(chǎn)生的軸向力;

    P3:大軸承端擋圈支反力;

    d1:小軸承端螺栓螺紋公稱直徑(0.022m);

    d2:大軸承端螺母螺紋公稱直徑(0.115m);

    df1:小軸承內(nèi)圈直徑(0.064m);

    df2:大軸承內(nèi)圈直徑(0.124m);

    μ:軸承內(nèi)外圈摩擦系數(shù)(約0.06);

    平尾安裝結(jié)構(gòu)未改進(jìn)前,根據(jù)后邊條內(nèi)大小軸承受載平衡圖(圖2):

    P1=M1/kd1=35/0.2/0.022=7955N

    P2=M2/kd2=150/0.2/0.115=6522N

    P3=P1+P2=7955+6522=14477N

    Mf=M0+μ*P1*df1+μ*P3*df2=163N·m

    注:P1、P2的計(jì)算根據(jù)《航空制造工程手冊(cè)(第2版)飛機(jī)裝配》,擰緊力矩M(N·m)、螺栓承受的軸向力 Q(N)、螺栓直徑 d(m)的關(guān)系:M=kQd,k 取 0.2。

    上述計(jì)算忽略大小軸承同軸度偏差、轉(zhuǎn)軸大小軸段的同軸度偏差引起的附加摩擦力矩,因大軸承端開縫錐形襯套有一定徑向偏差補(bǔ)償能力,故此附加力矩較小。另外,在平尾軸向定位安裝時(shí),若小軸處轉(zhuǎn)軸與軸承內(nèi)圈間為有一定過盈量時(shí),為保證平尾軸向定位安裝,小軸承端螺栓擰緊力矩會(huì)增大,此時(shí)平尾旋轉(zhuǎn)摩擦力矩也將線性增加。

    綜上,平尾安裝結(jié)構(gòu)未改進(jìn)前其旋轉(zhuǎn)摩擦力矩>163N·m。

    3.1.2 平尾安裝結(jié)構(gòu)改進(jìn)后的旋轉(zhuǎn)摩擦力矩計(jì)算

    平尾安裝結(jié)構(gòu)改進(jìn)后,兩軸承不偏心,根據(jù)圖4,平尾的安裝結(jié)構(gòu)及后邊條內(nèi)大小軸承受力分析,平尾旋轉(zhuǎn)摩擦力矩Mf′為:

    Mf′=M0=25N·m;

    上述計(jì)算忽略了大小軸承同軸度偏差、轉(zhuǎn)軸大小軸段的同軸度偏差引起的附加摩擦力矩,因大軸承端開縫錐形襯套有一定徑向偏差補(bǔ)償能力,故此力矩較小。

    綜上,平尾安裝結(jié)構(gòu)改進(jìn)后其旋轉(zhuǎn)摩擦力矩與大小軸承自身的旋轉(zhuǎn)力矩之和相當(dāng),約為25N·m。

    3.2 平尾安裝結(jié)構(gòu)改進(jìn)后裝機(jī)驗(yàn)證

    根據(jù)上述改進(jìn)方案,生產(chǎn)該型機(jī)全動(dòng)平尾試驗(yàn)件。經(jīng)裝機(jī)驗(yàn)證,對(duì)比結(jié)構(gòu)改進(jìn)前后,平尾的旋轉(zhuǎn)摩擦力矩較大幅度降低。另外,平尾操縱間隙測(cè)量數(shù)據(jù)顯示,平尾旋轉(zhuǎn)時(shí)的間隙波動(dòng)現(xiàn)象也得到很大改善。平尾安裝結(jié)構(gòu)改進(jìn)前后摩擦力數(shù)據(jù)見表1、圖5,間隙測(cè)量曲線見圖6。

    表1 平尾摩擦力情況

    圖5 平尾安裝結(jié)構(gòu)改進(jìn)前后旋轉(zhuǎn)摩擦力矩對(duì)比

    圖6 平尾安裝結(jié)構(gòu)改進(jìn)前后平尾操縱間隙測(cè)量數(shù)據(jù)對(duì)比

    4 結(jié)論

    本文經(jīng)分析論證,對(duì)某型飛機(jī)全動(dòng)平尾安裝結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化改進(jìn),使平尾軸向定位方式由大、小軸承內(nèi)圈反向受載變?yōu)樾≥S承內(nèi)圈兩端受載,大軸承只負(fù)責(zé)徑向鎖緊,上述改進(jìn)斷開了大小軸承、轉(zhuǎn)軸、搖臂及錐形襯套在軸向定位及徑向鎖緊時(shí)的關(guān)聯(lián)關(guān)系,使各零件分工明確,安裝簡(jiǎn)單,提高了平尾安裝工藝的一致性;使大、小軸承從原結(jié)構(gòu)形式下的偏心受載變?yōu)樽云胶馐茌d,軸承內(nèi)圈不發(fā)生偏磨,軸承處于理想的工作位置,較大幅度降低了平尾轉(zhuǎn)動(dòng)摩擦力矩。

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