某型飛機平尾間隙研究和改進

章越超，張 華，王建華，張玉華

（中航工業(yè)洪都，江西 南昌 330024）

0 引言

在某型飛機檢查維護過程中，發(fā)現(xiàn)幾次平尾搭接線斷裂現(xiàn)象，限位塊零件變形磨損，以及螺母、錐形襯套的現(xiàn)處位置與初始安裝位置不一致；某架飛機上螺母出現(xiàn)松動，在檢查某些架次平尾間隙時發(fā)現(xiàn)平尾間隙超差。雖經(jīng)工廠多次處理，但因沒有系統(tǒng)分析問題產(chǎn)生的原因，故障未徹底排除。

為消除飛機安全隱患，從根本上解決問題，作者根據(jù)平尾安裝結構形式、軸承結構特點和以前多次排故的經(jīng)驗教訓，對平尾安裝間隙進行了詳細理論分析，評估了平尾安裝間隙對飛機使用的影響，針對存在問題的飛機提出解決措施，并為平尾安裝、設計提出改進措施。

1 某型飛機平尾安裝原理和問題分析

1.1 平尾結構簡介

某型飛機平尾安裝形式如圖1所示，其原理為：搖臂通過4只襯套與轉軸固定連接；搖臂與螺母左端面貼合，限制螺母軸向移動，用專用定力扳手擰緊螺母后，消除轉軸與錐形襯套、錐形襯套與大軸承內(nèi)圈之間的徑向間隙，大軸承外端通過擋圈固定其位置；在小軸承端，用專用定力扳手擰緊螺栓，消除止動墊圈與小軸承之間的軸向活動間隙。最后安裝限位塊，限位塊一端卡在錐形襯套缺口內(nèi)，一端通過螺釘固定在螺母上，防止螺母與錐形襯套相對轉動。

圖1 某型飛機平尾轉軸安裝結構

1.2 平尾工作原理

平尾舵機通過拉桿推動搖臂，搖臂帶動平尾實現(xiàn)正常轉動；大、小軸承為球面軸承，通過軸承內(nèi)圈滑動實現(xiàn)正常工作。錐形襯套鎖緊大軸承后，它們之間的靜摩擦力遠大于軸承內(nèi)圈的滑動摩擦力，從而使大軸承正常轉動。錐形襯套、螺母與平尾轉軸三者之間無相對運動，成為一個整體。通過控制舵機拉桿的行程，使平尾正常工作。

1.3 平尾使用過程中發(fā)現(xiàn)的問題

在某型飛機檢查維護過程中，陸續(xù)發(fā)現(xiàn)幾次平尾搭接線斷裂現(xiàn)象，限位塊零件變形磨損，同時發(fā)現(xiàn)螺母、錐形襯套的現(xiàn)處位置與安裝時的初始位置不一致；某架飛機上螺母出現(xiàn)松動；某些架次平尾間隙檢查發(fā)現(xiàn)平尾間隙超差。

1.4 問題分析

通過對平尾轉軸結構和安裝原理的分析可知，錐形襯套能否鎖緊平尾轉軸和大軸承，是實現(xiàn)平尾正常工作的關鍵。根據(jù)1.3發(fā)現(xiàn)的問題，分析出以下可能的原因：

1.4.1 錐形襯套未鎖緊

錐形襯套未鎖緊平尾轉軸和大軸承，徑向間隙未消除，導致其錐面與大軸承內(nèi)圈之間出現(xiàn)滑動摩擦，使錐形襯套、螺母與轉軸之間產(chǎn)生相對轉動。當轉至正下方，搭接線長度不夠，導致搭接線斷裂，限位塊變形磨損。

1.4.2 平尾安裝不到位

平尾安裝不到位，大軸承與擋圈之間存在軸向間隙。安裝過程中螺母將錐形襯套推入大軸承內(nèi)圈，由于間隙的存在軸承內(nèi)圈向外走直至其端面與擋圈貼合；此時大軸承球面產(chǎn)生偏心，不能正常轉動(即軸承內(nèi)圈卡死)，內(nèi)外圈的滑動摩擦力增大，產(chǎn)生三種可能的后果：

1）當軸承球面滑動摩擦力大于錐形襯套與軸承內(nèi)圈之間的靜摩擦力時，錐形襯套由靜摩擦變?yōu)橄鄬S承內(nèi)圈的滑動摩擦，產(chǎn)生相對軸承的運動；

2）當軸承球面滑動摩擦力大于錐形襯套與轉軸之間的靜摩擦力時，錐形襯套抱緊軸承，而襯套與轉軸之間由靜摩擦變?yōu)榛瑒幽Σ粒a(chǎn)生相對轉軸的運動；

3）當軸承球面滑動摩擦力大于錐形襯套與軸承內(nèi)圈之間、錐形襯套與轉軸之間的靜摩擦力時，錐形襯套、轉軸、軸承之間由靜摩擦變?yōu)榛瑒幽Σ粒弋a(chǎn)生相對運動。

當螺母轉至轉軸正下方，搭接線長度不夠，導致搭接線斷裂，限位塊變形磨損。

1.4.3 限位塊剛度不夠

當出現(xiàn)上述非正常工作現(xiàn)象時，錐形襯套承受的摩擦力傳遞給限位塊，限位塊承受較大的彎扭矩，在原設計剩余強度不足的情況下，產(chǎn)生塑性變形。

某系列飛機平尾出現(xiàn)的故障現(xiàn)象主要是搭接線斷裂和間隙超差。要實現(xiàn)平尾正常轉動，必須保證平尾轉軸安裝到位，控制軸向間隙，并同時消除錐形襯套與轉軸和大軸承之間的徑向間隙，保證螺母、錐形襯套和平尾轉軸之間無相對運動。

2 錐形襯套與平尾轉軸、大軸承之間的間隙產(chǎn)生原因和分析

錐形襯套與大軸承、轉軸之間的間隙分為徑向間隙和軸向間隙。

平尾安裝時，理論上要求錐形襯套鎖緊轉軸，錐形襯套與大軸承內(nèi)圈之間完全消除間隙，即徑向間隙為零，但實際上零件在制造、裝配過程中存在偏差。

軸向間隙即錐形襯套到大軸承端面之間的距離，該間隙是客觀存在的，須控制在合理范圍內(nèi)。

某飛機平尾轉軸局部結構尺寸如圖2，以下將詳細分析影響錐形襯套徑向和軸向間隙的因素。

圖2 平尾轉軸局部尺寸

2.1 影響徑向間隙的因素

2.1.1 錐形襯套的錐度

錐形襯套的錐度理論值為（1:12K7），零件存在制造公差，理論上允許存在，錐度公差須嚴格控制，確保錐面充分貼合。

2.1.2 大軸承內(nèi)圈的錐度

大軸承內(nèi)圈的錐度理論值為（1:12），零件存在制造公差，理論上允許存在，錐度公差須嚴格控制，確保錐面充分貼合。

2.1.3 錐形襯套內(nèi)、外圈的光潔度

光潔度影響其與軸承內(nèi)圈、轉軸的貼合，光潔度太差將導致貼合面產(chǎn)生間隙。

2.1.4 平尾轉軸的光潔度

光潔度影響平尾轉軸與錐形襯套的貼合，光潔度太差將導致貼合面產(chǎn)生間隙。

2.1.5 錐形襯套的厚度

若厚度不均或者出現(xiàn)超差，也會導致錐形襯套與大軸承內(nèi)圈、平尾轉軸之間產(chǎn)生間隙。

2.1.6 錐形襯套內(nèi)徑與平尾轉軸的公差配合

兩者為間隙配合φ105 H8/f7，間隙值大小影響錐形襯套的變形。

2.1.7 錐形襯套外徑與大軸承內(nèi)圈的公差配合

2.1.8 裝配不合理產(chǎn)生的間隙

若平尾未安裝到位，大軸承與擋圈存在間隙時，安裝錐形襯套時大軸承產(chǎn)生偏心，軸承球面不能正常轉動，此時大軸承卡死，錐形襯套和擰緊螺母產(chǎn)生相對轉動。

2.2 影響軸向間隙的因素

2.2.1 搖臂和大軸承端面之間的距離

錐形襯套一端頂住搖臂，另一端頂住大軸承內(nèi)圈，該距離理論值為119±0.1。

2.2.2 零件制造公差累積

1)搖臂：長度為69，目前為自由公差，即69±0.37

2)螺母：長度為40，目前為自由公差，即40±0.31

3） 擋圈：長度為9±0.1

4）錐形襯套：長度尺寸65，目前為自由公差，即65±0.37

上述搖臂、螺母和擋圈三個零件的制造公差累計產(chǎn)生的誤差為±0.78mm，搖臂和襯套之間的距離公差±0.1mm，因此錐形襯套軸向活動距離為76±0.88mm，錐形襯套的理論尺寸為65±0.37，則錐形襯套與螺母之間螺紋的咬合區(qū)域寬度為5.6±1.25 mm，即4.35～6.85mm之間，螺距P=1.5，則錐形襯套與螺母之間螺紋的咬合圈數(shù)在2.9～4.57圈之間。

2.2.3 大軸承端的擰緊力矩

擰緊力矩通過螺母上的內(nèi)螺紋，以軸向力傳遞到錐形襯套上，推動錐形襯套擠進大軸承內(nèi)圈。安裝到位后，錐形襯套所受的軸向力、外錐面與軸承內(nèi)圈的壓力和靜摩擦力、襯套內(nèi)圈與轉軸的壓力和靜摩擦力達到平衡狀態(tài)。其受力情況如圖3所示。因此擰緊力矩的大小決定了錐形襯套的軸向位移。以下將從理論上分析和計算擰緊力矩的大小。

圖3 錐形襯套受力分析

1）符號定義

F軸為錐形襯套所受軸向力；

F1為轉軸對錐形襯套的壓力；

f1為因F1產(chǎn)生的靜摩擦力 f1=μF1；

F2為大軸承內(nèi)圈對錐形襯套的壓力；

f2為因F2產(chǎn)生的靜摩擦力 f2=μF2；

μ為靜摩擦系數(shù)（無潤滑鋼對鋼情況下μ=0.45）；

θ為錐度1:12 （對應的角度 sinθ=0.083 cosθ=0.997）；

δ為錐形襯套受擠壓產(chǎn)生的變形量；

S為錐形襯套外錐面面積（S=0.012m2）。

2）受力分析

根據(jù)受力平衡原理，錐形襯套安裝到位后，其所受的軸向力，大軸承內(nèi)圈的壓力、平尾轉軸的壓力和靜摩擦力之間達到平衡狀態(tài)：

求解可得：F軸=(2μcosθ+sinθ-μ2sinθ)F2≈0.96 F2

3）錐形襯套的變形量

錐形襯套鎖緊轉軸和大軸承時，其錐面受軸承內(nèi)圈擠壓而變形，變形量δ（縱向切口對應兩點之間的相對位移，見圖4）與其外錐面所受壓力成正比，錐形襯套內(nèi)徑與轉軸外徑為間隙配合φ102H8/f7，即徑向間隙值a在0.036～0.125之間。

圖4 有限元加壓模型

4）有限元分析

根據(jù)有限元分析模型，假定錐形襯套受擠壓時四周壓力均勻，即P為定值，可計算出錐形襯套變形達到δmax和δmin時：

計算得：

5）錐形襯套軸向力計算

根據(jù)2）可知，錐形襯套所受軸向力與錐面所受壓力成正比：

6）擰緊力矩與軸向力的關系

用定力扳手擰緊螺母時，安裝力矩M與軸向力F軸的關系參考HB/Z 251-1993螺栓連接擰緊力矩與軸向力的關系：

式中：d為螺紋公稱直徑；

K為螺栓擰緊力矩系數(shù)；

f為擰緊螺母的當量摩擦系數(shù)。

根據(jù)航標，f=0.117

代入公式（2），K=0.128

代入公式（1），M max=250N·m M min=71.7 N·m

7）結果分析

根據(jù)上述計算結果，在錐形襯套內(nèi)徑公差范圍內(nèi)，用71.7～250N·m的力矩就可以使錐形襯套鎖緊轉軸，若進一步加大力矩，則不會使襯套進一步變形，有可能使大軸承內(nèi)圈沿軸向發(fā)生位移，即產(chǎn)生軸向游隙。

以上分析計算為理想狀況，即只在地面平衡狀態(tài)下，未考慮外載和自身重力因素，計算過程中包含一些假設，與實際受力情況略有出入。

2.2.4 錐形襯套的變形

錐形襯套變形時，沿大軸承方向移動。以下將研究錐形襯套變形量與軸向間隙之間的關系。

1）錐形襯套的配合

錐形襯套內(nèi)徑與轉軸外徑為間隙配合φ102H8/f7，即間隙a為0.036～0.125之間；大軸承內(nèi)圈為φ，錐形襯套外徑φ，兩者為過盈配合，間隙b為負值(-0.05,-0.125)。

2）錐形襯套鎖緊轉軸、大軸承時的變形量

錐形襯套鎖緊轉軸、大軸承時，錐形襯套內(nèi)徑變形至與轉軸外徑尺寸相同，此后無法繼續(xù)變形，此時錐形襯套內(nèi)徑與轉軸外徑、錐形襯套外徑與大軸承內(nèi)圈之間的間隙完全消除。在此過程中，須變形的間隙c=a+b,即為(-0.089,0.075)。

錐形襯套外錐面錐度為1:12，因此襯套鎖緊轉軸、大軸承時，軸向移動量d(錐形襯套最終位置與大軸承內(nèi)圈端面之間的距離)：

注：當錐形襯套安裝到位時，其位置如圖5所示，定義此時軸向移動量為0，考慮到零件實際公差配合，當錐形襯套端面凸出于大軸承內(nèi)圈端面時，定義為正值，反之為負值。

圖5 錐形襯套與大軸承位置

3）錐形襯套軸向間隙分析

根據(jù)圖5，大軸承內(nèi)圈存在0.6×0.6的倒斜角，其端面頂住擋圈，因此錐形襯套端面理論最大凸出量為0.6mm。根據(jù)上述計算結果，在零件公差范圍內(nèi)，錐形襯套安裝到位后，其端面可能凸出大軸承內(nèi)圈端面，也可能在大軸承內(nèi)圈以內(nèi)，間隙值在-0.534～0.45mm之間，即凸出量為0.45mm（小于0.6mm），處在理論范圍內(nèi)。因此目前錐形襯套與大軸承、轉軸之間的公差配合是合理的。

根據(jù)前面零件制造公差累積的分析和計算，錐形襯套與螺母之間螺紋的咬合區(qū)域寬度為5.6±1.25 mm，結合錐形襯套與轉軸、大軸承內(nèi)圈的配合公差后，螺紋咬合區(qū)域寬度為，即寬度為3.95～7.384mm，螺紋圈數(shù)在2.63～4.92之間。考慮到咬合區(qū)域的螺紋連接強度，應增加螺紋圈數(shù)，因此，須控制相關零件的尺寸公差。

2.3 錐形襯套間隙對飛機的影響

根據(jù)2.1、2.2的分析，間隙的存在直接影響到平尾轉軸的正常工作，從而影響飛行安全。因此須采取措施，減小錐形襯套的軸向和徑向間隙，保證螺母、錐形襯套和平尾轉軸之間無相對運動。

2.4 改進建議

根據(jù)上述2.1和2.2的分析和研究，結合影響平尾安裝間隙的多方面因素，提出下列意見，控制相關零件的結構尺寸：

1)控制錐形襯套的錐度（1:12K7）和大軸承內(nèi)圈的錐度（1:12）。

2)保證錐形襯套內(nèi)、外圈及平尾轉軸φ102f7區(qū)域的光潔度(Ra0.8)。

3)控制錐形襯套的壁厚差。

4)搖臂、螺母和擋圈的軸向尺寸公差應走上差（目前為自由公差），增加螺紋咬合圈數(shù)。

5)安裝平尾時大軸承端用專用定力扳手，控制擰緊力矩。

6)保證錐形襯套與大軸承內(nèi)圈、轉軸的公差配合，使錐形襯套軸向位移在理論范圍內(nèi)。

3 現(xiàn)有平尾排故措施分析

針對某型飛機平尾使用和維護過程中發(fā)現(xiàn)的問題，已對該系列飛機做了全面檢查，并進行排故和改進。

3.1 現(xiàn)有更改措施

3.1.1 加強限位塊零件

將限位塊零件由鈑金件改為機加件，零件厚度由1mm改為3mm；如圖6所示。

圖6 限位塊零件加強示意

限定其安裝位置，全部在正上方位置，一端卡在錐形襯套缺口內(nèi)，一端卡在搖臂槽內(nèi)，并通過螺釘固定在螺母上，如圖7所示。

3.1.2 改進錐形襯套

提高錐形襯套鎖緊平尾轉軸、大軸承的可靠性，增加三處縱向切口，已將該系列飛機全部更換新錐形襯套，如下圖8所示。

更換新錐形襯套后，重新安裝平尾時比原先容易（安裝力矩變小），平尾操縱間隙檢查中發(fā)現(xiàn)間隙值比原先更小。說明增加切口數(shù)量后更容易鎖緊平尾轉軸、大軸承。

圖7 限位塊零件安裝

圖8 新錐形襯套

3.1.3 標記紅線和定期檢查

平尾安裝完成后，在錐形襯套、螺母與搖臂表面之間畫一條長紅線，以便今后檢查三者之間是否存在相對偏轉現(xiàn)象；同時在限位塊的兩顆螺釘頭上畫兩條短紅線，以便今后檢查螺釘是否松動。在飛機使用過程中，定期對平尾進行檢查和維護。

4 設計改進措施

根據(jù)前面對平尾安裝、使用過程中的問題、排故措施以及安裝間隙的分析，可以看出，公差控制不合理，零件制造加工不到位，平尾安裝不規(guī)范是產(chǎn)生安裝間隙的重要原因。因此提出以下改進措施，減小安裝間隙。

4.1 提高錐形襯套的加工要求

錐形襯套是影響平尾間隙的關鍵零件，在參考同類飛機全動平尾的結構原理和間隙控制方法后，將該零件由一般件改為關鍵件，確保達到設計要求。

4.2 控制零件的制造公差

控制搖臂、螺母和擋圈零件的制造公差,由自由公差改為單邊公差。

4.3 明確平尾安裝步驟

此前平尾安裝缺乏統(tǒng)一的安裝步驟和方法，因人而異，安裝不規(guī)范也是導致平尾使用過程中產(chǎn)生間隙問題的一個重要原因。因此在現(xiàn)有安裝方法的基礎上，結合平尾實際安裝過程中的問題和經(jīng)驗教訓，總結出合理可行、科學可靠的安裝方法，以利于平尾安裝的規(guī)范化、標準化。

5 結語

某型飛機平尾的安裝和拆卸，安裝間隙的排除一直是個難題，在使用和維護過程中也出現(xiàn)了很多問題。根據(jù)平尾安裝結構形式、軸承結構特點和以前多次排故的經(jīng)驗教訓，分析了某型飛機平尾安裝和使用過程中間隙問題產(chǎn)生的原因，探討了影響錐形襯套與平尾轉軸、大軸承內(nèi)圈之間的間隙的各方面因素，并從理論上對平尾轉軸的受力和安裝間隙之間的關系進行了研究和計算，找出現(xiàn)有飛機存在的問題，并進行排故和處理，為對后續(xù)飛機提出設計改進措施。

[1]飛機設計手冊.北京：航空工業(yè)出版社，2000.

[2]洪都航空工業(yè)集團標準化處.飛機導彈基礎標準手冊.2006.

[3]某型飛機平尾裝配圖.2010.

[4]某型飛機平尾管梁安裝軸承軸向間隙分析.2007.