某直升機主槳轂下垂限動器離心配重優(yōu)化設計

陳少峰，李建偉，孫文芳

(1.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2.總參陸航駐372廠軍事代表室，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

某直升機主槳轂下垂限動器離心配重優(yōu)化設計

陳少峰1，李建偉2，孫文芳1

(1.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2.總參陸航駐372廠軍事代表室，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

某型機兩架機在開車過程中出現(xiàn)異常振動，停機后檢查發(fā)現(xiàn)主槳轂部分支臂下垂限動器的離心配重限位凸臺斷裂。論文通過設計復查和下垂限動器工作原理分析，明確了下垂限動器的離心配重限位凸臺斷裂的故障原因，對離心配重進行了優(yōu)化設計，經(jīng)外場使用初步驗證，優(yōu)化措施有效。

主槳轂;離心配重

0 引言

某型機采用垂直鉸、水平鉸合一的金屬全鉸接式旋翼系統(tǒng)。該型機自交付以來，先后出現(xiàn)過幾次直升機開車過程中異常振動，停機后檢查發(fā)現(xiàn)主槳轂部分支臂下垂限動器的離心配重限位凸臺斷裂。原型機在使用中也出現(xiàn)過類似故障。經(jīng)設計復查和下垂限動器工作原理分析，明確了下垂限動器的離心配重限位凸臺斷裂的故障原因，并完成了離心配重的優(yōu)化設計，通過外場初步使用驗證了優(yōu)化措施有效。

1 故障原因分析

結(jié)合下垂限動器工作原理，通過故障現(xiàn)象和理論分析，明確故障的發(fā)生機理。

1.1 故障描述

某型機地面開車振動過大，遂停車，停車過程中振動較大。停車后檢查發(fā)現(xiàn)黑色槳葉下垂，主槳轂下垂限動器不在正常位置。圖1為黑色支臂下垂限動器離心配重的故障圖。

圖1 主槳轂離心配重限位凸臺斷裂典型形貌

由圖1可見：離心配重的限位凸臺錯位，離心配重外側(cè)倒圓有嚴重撞擊變形甚至脫落。

1.2 下垂限動器工作原理分析

某型機主槳葉下垂限動器設置在主槳轂上，由離心式下垂限動器和固定式下垂限動器兩部分組成。圖2為下垂限動器工作狀態(tài)圖。

圖2 離心式配重閉合狀態(tài)

結(jié)合圖2可知，離心式下垂限動器在旋翼停轉(zhuǎn)或低轉(zhuǎn)速時，離心配重在彈簧力作用下被拉回限動位置，處于閉合狀態(tài)，限位凸臺的左(內(nèi))限位平面靠上十字銷支臂的限動平面，限制離心配重收回的位置，防止離心配重與下星板袖套干涉。槳葉下?lián)]時帶動軸向鉸向下運動，軸頸限動塊靠上離心配重限動面，對下?lián)]運動進行限動。下?lián)]限動角由軸頸限動塊與離心配重限動面之間的間隙保證[1,2]。

1.3 不同旋翼轉(zhuǎn)速下主槳葉下垂角分析

在直升機開車、停車過程中，旋翼總距處于低距，即總距0升力位置，此時槳葉受離心力、重力作用。圖3為槳葉旋轉(zhuǎn)狀態(tài)受力分析圖。[3]

圖3 槳葉旋轉(zhuǎn)狀態(tài)受力分析圖

由圖3得到力的平衡方程如下

(1)

式中：FC為槳葉離心力，H2為槳葉離心力對水平鉸的力臂，G為槳葉重力，H1為槳葉重力對水平鉸的力臂。

根據(jù)式(1)計算得到的不同旋翼旋轉(zhuǎn)速度下槳葉的下垂角如表1所示。

表1 部分旋翼旋轉(zhuǎn)速度對應的主槳葉下垂角

由表1可見：隨著轉(zhuǎn)速升高，離心力加大，主槳葉下垂角度在減小。

1.4 離心配重打開位置與旋翼轉(zhuǎn)速關系分析

離心配重作為下垂限動器的核心件，圖4為離心配重結(jié)構(gòu)參數(shù)及旋翼旋轉(zhuǎn)時受力分析圖[3]。

圖4 離心配重結(jié)構(gòu)參數(shù)及旋翼旋轉(zhuǎn)時受力分析圖

圖4中，A、B為彈簧連接點，彈簧長度為L，O為離心配重轉(zhuǎn)動中心，M為離心配重質(zhì)心，AO、OB、OM、α、β為結(jié)構(gòu)參數(shù)，θ為離心配重在旋翼旋轉(zhuǎn)時與鉛垂線的夾角，向離心配重打開方向為正，反之向閉合方向為負，H1為離心配重重力對轉(zhuǎn)動中心力臂，H2為離心配重離心力對轉(zhuǎn)動中心力臂，H3為彈簧力對轉(zhuǎn)動中心力臂，O點距旋翼旋轉(zhuǎn)中心距離為結(jié)構(gòu)參數(shù)。

不考慮轉(zhuǎn)動副的摩擦，可以求出離心配重在不同的打開位置對應的旋翼轉(zhuǎn)速：

(2)

式中：m為離心配重質(zhì)量，F(xiàn)為彈簧拉力。

由式(2)，結(jié)合結(jié)構(gòu)各參數(shù)，可得離心配重位置與旋翼轉(zhuǎn)速的對應關系。由于離心配重有限位凸臺，從結(jié)構(gòu)上限制離心配重處于完全閉合位置時θ為-42°，離心配重處于完全打開位置時θ為20°。圖5為離心配重位置與旋翼轉(zhuǎn)速對應關系圖。

圖5 離心配重閉合過程與旋翼轉(zhuǎn)速關系示意圖

由圖5可以得出，直升機停車時，隨著旋翼轉(zhuǎn)速從212 rpm開始降低，離心配重會一直處于θ=20°打開極限位置，直至旋翼轉(zhuǎn)速降至開始閉合轉(zhuǎn)速137.2 rpm。旋翼轉(zhuǎn)速繼續(xù)降低，離心配重會迅速閉合至θ=-28°位置。然后隨著轉(zhuǎn)速降低，槳葉下垂角加大，槳葉帶動軸頸限動塊壓住離心配重限動面向閉合方向旋轉(zhuǎn)至θ=-42°閉合位置。由于離心配重限位凸臺的作用，直至直升機停車，離心配重會一直處于θ=-42°閉合位置。

上述分析未考慮離心配重轉(zhuǎn)動副摩擦的影響。如果考慮離心配重轉(zhuǎn)動副摩擦的影響，直升機停車過程中，轉(zhuǎn)動副的摩擦會降低開始閉合的轉(zhuǎn)速和完全閉合轉(zhuǎn)速。

1.5 離心配重外形尺寸分析

對離心配重設計圖紙進行設計復核，發(fā)現(xiàn)離心配重在閉合過程中繞轉(zhuǎn)動軸轉(zhuǎn)動時存在“高點”。圖6為離心配重高點顯示圖，圖7為離心配重與下垂角度相關的尺寸鏈圖。

由圖6、圖7結(jié)合理論分析，考慮離心配重與下垂限動角相關的結(jié)構(gòu)尺寸公差的影響，在直升機停車離心配重閉合過程中，離心配重外形“高點”會減小主槳葉允許的下垂限動角度約0.07°到0.25°。

圖6 名義尺寸下離心配重的高點

圖7 下垂限動角相關的離心配重結(jié)構(gòu)尺寸

1.6 離心配重實際閉合過程定性分析

考慮到離心配重零件尺寸對限動角的影響，根據(jù)零件尺寸對限動角的減小幅度的大小，直升機停車時離心配重的閉合過程中可能發(fā)生以下四種情況：

1) 離心配重在槳葉靠上之前完全收回。

由于離心配重零件尺寸公差對限動角的減小幅度很小，在直升機停車過程中，離心配重在槳葉下垂靠上之前已完全收回，下垂限動器工作完全正常。如圖8所示。

2) 離心配重在收回過程中，在接近完全收回位置被槳葉靠上。

由于離心配重零件尺寸公差對限動角的減小幅度較小，在直升機停車過程中，離心配重在接近完全收回位置被槳葉靠上，然后在槳葉重力作用下，將離心配重強行壓向完全收回位置，導致R2圓角有撞擊變形痕跡，但下垂限動器可以正常工作。如圖9所示。

圖8 離心配重完全收回

圖9 離心配重收回到接近正常位置

3) 離心配重在收回過程中在“臨界位置”被槳葉靠上。

由于離心配重零件尺寸公差對限動角的減小幅度較大，在直升機停車過程中，離心配重在一個所謂的“臨界位置”被槳葉靠上，如圖10所示。當直升機再次開車時，在小突風、周期變距偏離中立位置等多種因素影響下，槳葉停靠在離心配重的“臨界位置”的平衡被破壞。此時由于旋翼轉(zhuǎn)速不高，槳葉會突然下垂，直升機由于槳葉離心力的不平衡出現(xiàn)晃動。隨著旋翼轉(zhuǎn)速升高，晃動頻率逐漸上升，在直升機出現(xiàn)晃動的同時離心配重在槳葉突然下垂的作用下，被打開至限動位置，對離心配重限位凸臺形成沖擊。由于槳葉的揮舞運動，離心配重反復被打開至限動位置，對限位凸臺反復沖擊，導致離心配重限位凸臺斷裂。同時由于直升機晃動，其他槳葉也出現(xiàn)不同程度的較大的揮舞，最終導致所有槳轂支臂的離心配重限位凸臺不同程度的損傷。

4) 離心配重在收回過程中未到達“臨界位置”即被槳葉靠上。

由于離心配重零件尺寸公差對限動角的減小幅度很大，在直升機停車過程中，離心配重在未收回到所謂的“臨界位置”即被槳葉靠上，如圖11所示。隨著旋翼轉(zhuǎn)速降低，槳葉將離心配重不斷壓向打開位置，并在停車時出現(xiàn)所謂“塌腰子”故障。

圖10 離心配重在“臨界位置”被槳葉靠上

圖11 離心配重未到“臨界位置”被槳葉靠上

1.7 突風或駕駛桿偏離中立位置對直升機開車的影響分析

直升機正常開車時旋翼總距應處于低距，揮舞限動器完全打開的轉(zhuǎn)速約為70 rpm，下垂限動器完全打開的轉(zhuǎn)速約為145rpm，因此當轉(zhuǎn)速處于70rpm至145rpm時，槳葉的上揮運動范圍已不受限制，而下?lián)]運動范圍仍然受下垂限動器限制。

典型風速下旋翼在典型轉(zhuǎn)速下的槳葉揮舞角度如表2所示。

表2 總距低距(6°)，駕駛桿中立，不同風速、

由表2可見：當旋翼轉(zhuǎn)速介于70 rpm至145 rpm之間時，由于上揮限動器已完全打開，槳葉上揮運動不受限制，如果受到突風尤其是風速較大的突風的影響，槳葉的揮舞運動會對限動器離心配重造成拍擊。如果此時離心配重還遠沒有打開至圖8所示位置，槳葉的拍擊會使離心配重向內(nèi)突然彈開，導致離心配重限位凸臺左側(cè)(內(nèi))限位面撞擊十字銷支臂的限動面，致使離心配重左側(cè)(內(nèi))限位面發(fā)生錯移或斷裂；如果此時離心配重打開至接近圖9所示位置，槳葉拍擊在離心配重R2圓角，導致離心配重圓角損傷；如果此時離心配重打開至圖10所示位置，槳葉的拍擊會使離心配重向外突然彈開，導致離心配重限位凸臺右側(cè)(外)限位面撞擊十字銷支臂的限動面，導致離心配重右側(cè)(外)限位面發(fā)生錯移或斷裂。

根據(jù)故障發(fā)生時天氣情況的調(diào)查，當時并無特殊天氣情況，沒有大風；飛行手冊使用限制明確規(guī)定，禁止在風速超過15m/s時起動旋翼。因此基本上可以排除由于突風導致兩架機下垂限動器離心配重限位凸臺斷裂。

總距低距(6°)，周期變距處于極限位置，不同旋翼轉(zhuǎn)速下槳葉揮舞角如表3所示。

表3 總距低距(6°)周期變距極限下不同

由表3可見：駕駛桿(周期變距桿)的偏離不會引起槳葉過大的揮舞。

根據(jù)駕駛桿偏離中立位置對直升機開車的影響分析，在低轉(zhuǎn)速下，駕駛桿即使偏離至操縱極限，也不會引起槳葉過大的揮舞，因此可以排除駕駛桿偏離中立位置導致離心配重限位凸臺斷裂故障的可能性。

2 離心配重設計優(yōu)化

根據(jù)故障原因分析，導致直升機開車過程中異

常振動，主槳轂部分支臂下垂限動器的離心配重限位凸臺斷裂的主要原因是在離心配重閉合過程其外形“高點”對允許的槳葉下垂角度的減小導致離心配重在閉合過程中在“臨界位置”被槳葉靠上。為此，對離心配重外形進行設計優(yōu)化，圖12為設計優(yōu)化前后離心配重示意圖。

圖12 離心配重設計優(yōu)化前(左)后(右)尺寸示意圖

由圖12可見：通過修改外形，加強尺寸公差控制，設計優(yōu)化后的離心配重“高點”被降低了。可有效消除離心配重存在“高點”時對槳葉下垂角度的減小，保證直升機下垂限動器工作正常。

3 結(jié)論

設計優(yōu)化后的離心配重在某直升機兩架返修的槳轂上進行了裝機使用，使用一年以來，未再發(fā)生該故障，表明優(yōu)化措施切實有效。外場其他飛機貫徹改進后，有效提高了飛機出勤率，減少了維護費用。

[1] 王緒榮，申伯閣，主編．飛機設計手冊第十二冊[M]．北京：航空工業(yè)出版社，1997．

[2] 鄭文偉，吳克堅，主編．機械原理[M]．北京：高等教育出版社，1997．

[3] 張呈林，張曉谷，等，主編．直升機部件設計[M]．南京：南京航空航天大學出版社，2008.

Main Hub Centrifugal Weight’s Optimal Design

CHEN Shaofeng1，LI Jianwei2，SUN Wenfang1

(1.China Helicopter Research & Development Institute, Jingdezhen 333001, China; 2.Aviation Military Representative Office in Jingdezhen, Jingdezhen 333001, China)

Two planes appeared abnormal vibration during driving. It's shown that the main hub part of arm droop limit actuator centrifugal weight limit convex platform to be fractured after the stop examination. According to the fault, through inspecting the decomposition of failure parts and analyzing the drooping stopper principle, determined the reason of the Centrifugal Weight’s break. And Optimal Designed the Centrifugal Weight, the optimal measure was effective through the preliminary validation of outdoor test.

main hub; Centrifugal Weight

2015-12-25 作者簡介：陳少峰(1990-)，男，河南魯山人，學士學位，工程師，主要從事直升機旋翼槳轂設計工作。

1673-1220(2016)02-040-05

V229

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