一種鋁合金槳距操縱桿設計改進分析及驗證

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前、后結構，分析了改進原因，采用有限元法計算了改進部位的應力，并完成了改進件的疲勞試驗及缺陷容限試驗驗證。結果表明：槳距操縱桿壽命由改進前的8264小時提升到29601小時，內部檢查間隔周期由118小時提升到18121小時。該結構的改進驗證方法可為其它零部件的結構設計及優化提供借鑒和參考。

關鍵詞：鋁合金；改進；槳距操縱桿；壽命；檢查間隔周期

1引言

直升機傳動系統尾槳槳距操縱桿安裝在尾減內部，是通過尾伺服系統往復運動達到改變尾槳距的關鍵件，工作中主要承受軸向交變載荷，其主要作用是調整尾槳葉的傾斜角度，進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、高維護性的特點，要求主要結構件具有20000h壽命，內部檢查間隔周期達到5000h（即尾減1個TBO），以上設計指標均高于目前國內其它型機設計要求。為達到上述指標，該型機槳距操縱桿在設計上采用了鋁合金材料，設計了獨特的腰形孔結構以提高維護性，并運用了缺陷容限理論進行驗證。

2槳距操縱桿的設計

常見的尾減速器結構中，槳距操縱桿是一根細長軸，工作時既往復運動，又隨尾槳轉動，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彎矩。強度分析結果表明，由于彎矩載荷的作用，槳距操縱桿的薄弱環節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帶轉，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、與尾槳軸內花鍵（材料：15-5PH，硬度Hv320）配合區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計。

3槳距操縱桿改進原因分析

該型機槳距操縱桿在工作中承受往復軸向疲勞載荷。經強度分析可知，槳距操縱桿的最高應力區在腰形孔處，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，經分析在工作中連接處易產生較嚴重擦蝕且應力較高，易引起疲勞失效，故法蘭端存在擦蝕的區域也是疲勞試驗的主要考核部位。但改進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，根據試驗結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，遠低于設計指標[2]。

基于以上原因，需對槳距操縱桿薄弱環節進行改進設計，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

針對槳距操縱桿薄弱環節（腰形孔及法蘭端處）進行了局部加強。經初步分析，槳距操縱桿通過改進，其疲勞強度可提高1.54倍。預計完成完成2件安全壽命可達33800飛行小時，完成1件缺陷容限試驗，其腐蝕檢查間隔可達5100飛行小時，可滿足設計指標要求。故安排改進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）對其疲勞強度進行考核。

5設計改進驗證

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歷的循環數為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循環次、2T階段20350循環次時均在螺栓孔附近出現裂紋，且裂紋位置相同。

5.2缺陷容限試驗驗證

按ISO 9227標準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，其載荷及經歷的循環數為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次循環時螺栓孔位置處出現裂紋，經熒光檢查發現實際有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試驗結果分析

根據2件改進的槳距操縱桿疲勞試驗結果，將改進的槳距操縱桿分為兩部分進行分析，槳距操縱桿的上部區域的服役壽命為29601小時，下部區域的服役壽命為3.9萬小時。綜上所述，改進后的槳距操縱桿服役壽命可達到29601小時。

根據1件改進的槳距操縱桿缺陷容限試驗結果，經分析，上部區域腐蝕檢查間隔18120小時，下部腐蝕檢查間隔20000小時。

6結束語

由上述試驗驗證及分析結果可知，改進后的槳距操縱桿壽命由8264小時提升到29601小時，內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構件20000小時壽命及內部腐蝕檢查間隔周期5000小時（即尾減1個TBO）的設計指標，從而提升了槳距操縱桿壽命，并提高了尾減的維護性。因此，設計改進工作是合理、有效的，其改進驗證方法能為其他零部件的結構設計及優化提供參考。

參考文獻：

[1]顧文標，喻濺鑒，鄒靜等.直升機金屬結構缺陷容限驗證技術研究，直升機技術，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.直升機尾傳動系統零部件損傷容限設計驗證研究，南華動力，2014年第4期