某主槳收口變距拉桿設計改進及試驗評估分析

李 磊，范平平，吳良清

(中國直升機設計研究所，江西景德鎮 333001)

0 引言

主槳變距拉桿是旋翼系統自動傾斜器的主要部件，其功能主要是傳遞旋翼的鉸鏈力矩，傳遞駕駛員的工作指令［1］。某主槳變距拉桿為左右內螺紋收口形式，兩端與帶柄軸承相連接，是當代直升機旋翼系統主槳變距拉桿中普遍采用的一種結構形式，如由“海豚2”發展起來的EC155(見圖1)、BK 117、中法合作研制的EC175等等都采用此種結構的變距拉桿(見圖2)。與以往傳統機型純粹用六角棒材機加而成(如EC120、“海豚”SA365N)，或用圓管擴口后加裝端套(如“超黃蜂”、NH90、歐直公司EC225)的變距拉桿相比較，收口拉桿具有強度高、重量輕、維護性好等特點。收口變距拉桿已成為直升機旋翼自動傾斜器構型中的發展主流之一［2，3］。

圖1 EC155直升機

作為旋翼系統自動傾斜器的主要部件之一，主槳變距拉桿是旋翼系統的關鍵動部件，主要承受交變載荷。某主槳變距拉桿設計目標值為3000飛行小時。

圖2 EC155直升機旋翼變距拉桿

1 存在問題

主槳變距拉桿在完成設計后，進入試制及試驗驗證階段。在疲勞試驗驗證階段，第五件疲勞試驗件提前疲勞破壞，追加一件補充試驗件也同樣出現試驗循環數相對較少的現象，試驗數據存在一定的分散性，如果按此兩件疲勞試驗結果進行分析，拉桿壽命不足3000飛行小時。

2 原因分析

針對上述問題，對主槳變距拉桿第五件和第五件補充件疲勞試驗件情況及試件斷口進行了相關分析，檢查是否存在設計、制造缺陷。主槳變距拉桿第五件和第五件補充件疲勞試驗斷裂位置如圖3、圖4所示。

圖3 第五件破壞部位

2.1 主槳變距拉桿疲勞試驗分析

主槳變距拉桿完成6件疲勞試驗。第一件累計完成第一級疲勞載荷18.9萬次;第二件累計完成第一級疲勞載荷31.9萬次;第三件累計完成第一級疲勞載荷81.3萬次;第四件累計完成第一級疲勞載荷100萬次，第二級載荷54萬次;第五件累計完成第一級疲勞載荷7.4萬次;第五件補充件完成第一級疲勞載荷9.7萬次。根據以上數據可看出，第五件和第五件補充件的疲勞試驗循環次數比前四件明顯偏低。

圖4 第五件補充件破壞部位

2.2 主槳變距拉桿疲勞試驗件斷口分析

由于主槳變距拉桿第五件和第五件補充件疲勞試驗的試驗循環數與前面4件單件試驗循環數相比較少，存在一定的分散性，對最初的壽命評估有一定的影響，因此對第五件和第五件補充件進行斷口分析，以確定該疲勞試驗件的破壞原因。

2.2.1 斷口宏觀分析

從圖3、圖4可以看出，兩件主槳變距拉桿疲勞試驗件的斷口位置都位于拉桿的較粗部位向較細部位收口過渡的區域，是承力的薄弱環節。從第五件失效試驗件的斷口宏觀分析(第五件斷口見圖5)，裂紋產生的位置距離變距拉桿的一端較近，內部可以發現斷口位于最后一道螺紋處，源區為線源沿內螺紋根部分布，擴展區的面積較大，瞬斷區域較小，斷面粗糙。第五件補充件的斷口源區從變距拉桿內表面起源，向外部擴展。直接用肉眼觀察，可以看到源區側面有明亮的擦傷痕跡，接觸區域的螺紋上有磨損氧化的痕跡，表面呈黑色。

2.2.2 斷口電子掃描鏡微觀分析

用電子掃描鏡進行斷口觀察，第五件試驗件形貌為穿晶斷裂，沿內螺紋根部有向外擴展的棱線，擴展區為疲勞條帶和二次裂紋，金相顯示沒有出現過燒現象，見圖7。而第五件補充試驗件，裂紋起始于變距拉桿內表面螺紋底部，在掃描電鏡下能夠看到螺紋上有磨損痕跡。源區從螺紋底部起始呈小線源扇形發散的棱線向兩邊擴展，見圖8。兩件疲勞試驗件都是螺紋根部有疲勞源產生。

圖5 第五件試驗件的斷口形貌

圖6 第五件補充件內部螺紋形貌

2.3 主槳變距拉桿工藝加工分析

主槳變距拉桿是鋁合金管材，材料是LY12-CZ-G32×2.5，用于疲勞試驗的6件疲勞件是同一批次原材料，國外對應材料是2024-T24。經過材料性能對比，LY12與2024性能相當，見表1。

圖7 第五件疲勞源區形貌和擴展區中的疲勞條帶

圖8 第五件補充疲勞源區形貌和擴展區中的疲勞條帶

表1 2024-T42和LY12-CZ主要性能對比

國產收口拉桿與國外拉桿的較大區別在于:國產收口拉桿兩端的內螺紋是普通機加螺紋，而國外拉桿的收口端是滾壓螺紋。由于目前國內不具備在拉桿兩端收口的同時滾壓內螺紋的工藝，因此國產主槳變距拉桿只能在收口后機加螺紋。與國外生產制造的成品拉桿收口端滾壓螺紋相比較，滾制的螺紋部位的纖維流向未被截斷，因而其受載能力遠高于國產的普通機加螺紋收口拉桿。

雖然機加螺紋在加工后用專用塞規檢驗，但不排除在螺紋收尾處有加工刀具對螺紋端面的細微損傷。由于拉桿在收口后不能用有效的檢測手段對拉桿體內部進行檢驗，因此無法排除收口時引起的材料堆積和壁厚不均現象。

3 設計改進

根據上述分析結果，國產收口拉桿疲勞試驗性能不能滿足設計要求的主要原因是:

1)拉桿收口并機加螺紋后，管子內部特別是收口段潛在的缺陷無法通過有效手段發現;

2)收口拉桿兩端的內螺紋根部有引起疲勞源的應力集中。

3.1 設計改進

為提高主槳變距拉桿的疲勞壽命，在目前未有在拉桿兩端收口的同時滾壓內螺紋的工藝技術的情況下，解決問題的辦法唯有在拉桿加工過程中增加檢測力度和增加有效的檢測手段。具體措施如下:

1)從同批次拉桿中抽取5%(至少一根)做軸向壓縮試驗，試驗后變距拉桿不得有永久變形;

2)做完壓縮試驗之后的拉桿再做剖切試驗，著重檢查拉桿體內表面、螺紋及收口段有無缺陷，檢查未收口處拉桿體壁厚尺寸是否符合圖紙規定;

如以上兩項試驗中有某項試驗不合格，則再從同一批拉桿中抽取雙倍數量的試件對不合格的項目進行復查。如仍有一根不符合要求，則此批拉桿不得交付。

3)在批生產階段每生產50架份抽檢1件進行疲勞試驗，以檢驗生產工藝穩定性，確保產品滿足強度要求。

3.2 工藝改進

制造廠針對拉桿疲勞壽命偏低的問題也進行了分析，研究在生產過程中如何避免拉桿螺紋根部應力集中和收口時產生的材料堆積和壁厚不均等現象。具體改進措施如下:

1)加強對拉桿原材料的入廠檢驗，嚴格控制管子的壁厚，滿足圖紙中規定的GJB2379高精級要求，從源頭上杜絕由于拉桿原材料不合格引起的強度問題;

2)對拉桿的收口工藝中的熱增厚工序所采用的工藝參數(溫度、進給速度、增厚系數等)進行進一步研究，通過不同的工藝參數對比找出加工中的最佳方案，降低拉桿收口后出現軸向褶皺和壁厚不均現象，提高拉桿的合格率;

3)在熱處理過程中采取每批隨爐試片的質量控制方式，以此保證拉桿體的強度性能。

4 試驗驗證和實施效果

經過上述改進，目前制造廠生產的變距拉桿均經過嚴格檢測，特別是同批次拉桿中抽取剖切試驗，大大降低了拉桿收口后有內部缺陷的可能，經過疲勞試驗驗證和強度評估，目前變距拉桿的壽命能夠滿足設計要求，能達到3000飛行小時。

5 結論

綜上所述，旋翼主槳變距拉桿在圖紙中規定的檢測手段，可以有效地發現拉桿在收口加工過程中的缺陷，是提高拉桿整體壽命的有效方法。另外，盡快開展收口滾壓螺紋的攻關研制，提高國內收口拉桿的工藝水平，是我們當前迫切需要解決的問題。

［1］張呈林，張曉谷，等.直升機部件設計［M］.南京:航空專業教材編審組，1986.

［2］郭允良，唐 詮，等.世界軍用直升機博覽［M］.北京:國防工業出版社，2001.

［3］胡和平，吳明忠，陳劍.球柔性旋翼的動力學特性設計與試驗評估［J］.直升機技術，2007(3):11-15.