某型直升機(jī)尾上艙結(jié)構(gòu)失穩(wěn)故障修復(fù)研究

瞿德鋒

摘要：從某型直升機(jī)尾上艙結(jié)構(gòu)失穩(wěn)故障入手，分析了產(chǎn)生故障的原因，制定了修復(fù)方案，進(jìn)行了修復(fù)驗(yàn)證，成功排除了故障，并提出使用、維護(hù)建議以確保直升機(jī)的使用安全。

關(guān)鍵詞：直升機(jī)；尾上艙；結(jié)構(gòu)失穩(wěn)；修復(fù)

Keywords：helicopter；tail upper cabin；structural instability；repair

0 引言

某型直升機(jī)在使用過程中，水平測(cè)量檢查時(shí)發(fā)現(xiàn)該機(jī)尾減第23號(hào)點(diǎn)（尾減軸中心）到尾梁第20號(hào)點(diǎn)高度差超出規(guī)定下限值4mm，同時(shí)發(fā)現(xiàn)該機(jī)尾上艙第19～23號(hào)隔框下部第10～14號(hào)桁條間的壁板結(jié)構(gòu)存在不同程度的變形、失穩(wěn)現(xiàn)象。初步判定，該直升機(jī)尾上艙結(jié)構(gòu)變形、失穩(wěn)是造成尾減速器軸中心第23號(hào)點(diǎn)到尾梁第20號(hào)點(diǎn)高度差超出規(guī)定值的主要原因。尾上艙結(jié)構(gòu)承載尾部結(jié)構(gòu)（含部件）的重力以及尾梁傳遞的尾槳?dú)鈩?dòng)力、彎矩、扭矩等交變載荷，如果不對(duì)結(jié)構(gòu)失穩(wěn)故障進(jìn)行排除，讓其繼續(xù)發(fā)展可能危及直升機(jī)的使用安全，因此有必要對(duì)該故障開展修復(fù)研究。

1 故障描述

1.1 尾上艙結(jié)構(gòu)檢查情況

蒙皮變形主要在中機(jī)身后段第21～23隔框右側(cè)的第12～13號(hào)長(zhǎng)桁之間，蒙皮向內(nèi)凹曲約為0.5mm，變形面積約為（100×100）mm。桁條變形主要集中在尾上艙左側(cè)第10～14號(hào)桁條和右側(cè)10號(hào)桁條上，偏離長(zhǎng)桁軸線 2mm。具體部位及變形情況見表1。

中機(jī)身后段尾上艙第19～23號(hào)隔框間桁條與蒙皮相連的點(diǎn)焊釘，部分有脫焊現(xiàn)象。分解桁條后檢查發(fā)現(xiàn)，蒙皮存在腐蝕現(xiàn)象（見圖1），左右13號(hào)桁條腐蝕較為嚴(yán)重（見圖2）。

1.2 尾梁、尾斜梁結(jié)構(gòu)檢查情況

檢查尾梁外蒙皮、內(nèi)部隔框、長(zhǎng)桁及連接鉚釘，未發(fā)現(xiàn)異常情況。檢查尾斜梁，尾斜梁外部蒙皮、加強(qiáng)筋、蒙皮，未發(fā)現(xiàn)異常情況。檢查水平安定面，其表面未發(fā)現(xiàn)變形、裂紋。

2 原因分析

2.1 尾上艙結(jié)構(gòu)特點(diǎn)

直升機(jī)尾上艙位于中機(jī)身上部，分為前后兩段。尾上艙前段第10～13號(hào)框之間為消耗油箱艙，第16～22號(hào)框之間為特設(shè)艙，第16～18號(hào)框之間為通往尾梁的艙口。尾上艙后段19號(hào)框處與尾上艙前段鉚接在一起，下部則與中機(jī)身后部位置的整流帶、兩側(cè)蒙皮、隔框、縱向構(gòu)件、下部蒙皮鉚接在一起。

尾上艙后段為蒙皮、桁條、隔框等零件組成的薄壁錐形結(jié)構(gòu)，桁條通過電阻焊或鉚釘鉚接的方式與蒙皮連接，通過耳片與隔框連接，隔框通過鉚釘與蒙皮鉚接在一起，從第19～21號(hào)框開始截面逐漸減小，在21號(hào)框處過渡到完整的錐形結(jié)構(gòu)，在23號(hào)框處通過螺栓與尾梁1號(hào)框?qū)印?/p>

2.2 尾上艙后段薄壁結(jié)構(gòu)承載特點(diǎn)分析

由于尾槳軸線高于直升機(jī)重心，尾上艙結(jié)構(gòu)需承載尾部結(jié)構(gòu)（含部件）的重力以及尾梁傳遞的尾槳?dú)鈩?dòng)力、彎矩、扭矩等交變載荷。尾上艙蒙皮結(jié)構(gòu)（含桁條）在平衡旋翼的反作用力時(shí)，其左右方向的蒙皮結(jié)構(gòu)需承受交變載荷；尾部結(jié)構(gòu)（含部件）的重力形成的彎矩則由尾上艙結(jié)構(gòu)的上下蒙皮結(jié)構(gòu)承受，上部蒙皮結(jié)構(gòu)受拉，下部蒙皮結(jié)構(gòu)受壓；同時(shí)尾上艙位置距尾槳中心距離較長(zhǎng)，尾部重力及尾槳拉力引起的彎矩較大，左下側(cè)及右上側(cè)位置承受的復(fù)合彎矩較大，易造成尾上艙后段第21～23號(hào)框下部結(jié)構(gòu)出現(xiàn)變形。

該機(jī)的改進(jìn)型直升機(jī)，其尾上艙結(jié)構(gòu)與該直升機(jī)基本一致，僅在第21～23號(hào)框下部左右13桁條間增加補(bǔ)強(qiáng)板進(jìn)行加強(qiáng)，但改進(jìn)型直升機(jī)在首翻期內(nèi)使用中，更換了更大功率的發(fā)動(dòng)機(jī)，增加了尾槳葉弦長(zhǎng)，改變了槳尖氣動(dòng)外形，尾上艙結(jié)構(gòu)在承載交變載荷時(shí)，左右側(cè)蒙皮點(diǎn)鉚在桁條處的薄壁結(jié)構(gòu)產(chǎn)生變形失穩(wěn)現(xiàn)象，說明該區(qū)域結(jié)構(gòu)強(qiáng)度裕度不足。改進(jìn)型直升機(jī)對(duì)尾上艙薄壁結(jié)構(gòu)變形失穩(wěn)區(qū)域采取加鉚桁條的方法進(jìn)行加強(qiáng)，提高了變形失穩(wěn)區(qū)域的強(qiáng)度、剛度和穩(wěn)定性，使失穩(wěn)現(xiàn)象得以消除。本次檢查發(fā)現(xiàn)的該直升機(jī)尾上艙局部失穩(wěn)變形現(xiàn)象與改進(jìn)型直升機(jī)尾上艙薄壁結(jié)構(gòu)變形相似。

2.3 直升機(jī)特殊情況分析

該型直升機(jī)為20世紀(jì)80年代中期制造，雖然飛行時(shí)間不長(zhǎng)，但直升機(jī)日歷期已達(dá)到33年。該機(jī)在使用至日歷期25年后長(zhǎng)期處于野外停放狀態(tài)，缺乏必要的維護(hù)，易造成蒙皮點(diǎn)焊處產(chǎn)生腐蝕，在交變載荷的長(zhǎng)期作用下易產(chǎn)生脫焊。

根據(jù)《直升機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度》資料，對(duì)變形失穩(wěn)區(qū)域的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和蒙皮穩(wěn)定性進(jìn)行計(jì)算，當(dāng)點(diǎn)焊脫鉚時(shí)，桁條與蒙皮分離，約束蒙皮寬度增大，導(dǎo)致失穩(wěn)蒙皮的穩(wěn)定性降低。

該型直升機(jī)未安裝擺錘式減擺器，直升機(jī)在過渡飛行過程中振動(dòng)較大，加劇了尾上艙薄壁結(jié)構(gòu)點(diǎn)焊處的脫焊，減少了桁條與蒙皮間的約束，使得該處蒙皮壁板結(jié)構(gòu)易失穩(wěn)而變形。

該機(jī)的飛行科目主要以懸停和起落飛行為主，著陸次數(shù)相對(duì)較多，易造成中機(jī)身尾上艙結(jié)構(gòu)承載過大，產(chǎn)生蒙皮結(jié)構(gòu)變形、失穩(wěn)。

經(jīng)過以上分析，得出結(jié)論：該機(jī)日歷期較長(zhǎng)，長(zhǎng)期野外停放，點(diǎn)焊位置易腐蝕；受尾槳長(zhǎng)期交變載荷作用及過渡飛行過程中的較大振動(dòng)影響，點(diǎn)焊位置易脫焊，同時(shí)由于金屬材料的屈服強(qiáng)度隨使用時(shí)間增加而逐漸降低，導(dǎo)致尾上艙下部結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、剛度和穩(wěn)定性降低，造成結(jié)構(gòu)疲軟變形、失穩(wěn)。

3 修理

3.1 修理目標(biāo)及原則

通過對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)局部變形進(jìn)行修理，恢復(fù)安裝、調(diào)試后，使直升機(jī)恢復(fù)至原設(shè)計(jì)狀態(tài)，能夠正常使用。

1）按大修手冊(cè)及工藝規(guī)程要求，對(duì)失穩(wěn)部位進(jìn)行切割、整形、局部補(bǔ)強(qiáng)，使直升機(jī)失穩(wěn)部位強(qiáng)度和剛度恢復(fù)至原設(shè)計(jì)狀態(tài)。

2）修理中不改變各構(gòu)件間的連接方式和傳力路線。

3）依據(jù)原機(jī)材料化驗(yàn)結(jié)果，使用與原機(jī)材料、規(guī)格及熱處理狀態(tài)相同的材料，按該型直升機(jī)修理工藝要求對(duì)變形桁條進(jìn)行更換，對(duì)失穩(wěn)變形的蒙皮進(jìn)行加強(qiáng)。

4）修理后對(duì)直升機(jī)進(jìn)行水平測(cè)量，測(cè)量數(shù)據(jù)須在該直升機(jī)原始出廠規(guī)定的范圍內(nèi)。

3.2 修理過程

為提高尾上艙區(qū)域蒙皮的穩(wěn)定性，采取加鉚桁條進(jìn)行加強(qiáng)、對(duì)下部蒙皮進(jìn)行割修、增加上下加強(qiáng)板的方法進(jìn)行修復(fù)。具體過程如下：

1）脫鉚尾上艙19～23框間下部左10號(hào)～14號(hào)～右10號(hào)桁條與蒙皮連接的點(diǎn)焊釘，對(duì)19～23框下部左10號(hào)～右10號(hào)桁條間的下部蒙皮進(jìn)行切割修理（見圖3）。

為便于內(nèi)部桁條的鉚接，拆卸了貨艙頂部18～19框間的弧形蒙皮板，并對(duì)內(nèi)部變形的支架進(jìn)行了加強(qiáng)（見圖4）。

對(duì)變形的桁條、耳片進(jìn)行了更換。為保證修理質(zhì)量，確保結(jié)構(gòu)使用安全，對(duì)更換的桁條下陷過渡區(qū)域進(jìn)行了著色檢測(cè)。

為防止蒙皮切割修理后，雨水浸入蒙皮搭接縫造成蒙皮腐蝕，在蒙皮搭接縫內(nèi)涂刷了XM-28密封膠。

在19～23號(hào)框間左第10～13號(hào)和右第10～13號(hào)桁條間增鉚LY12CZXC111-7新桁條對(duì)蒙皮進(jìn)行加強(qiáng)，新桁條分段安裝，使用LY12CZ t2 mm鋁板制作的連接片，與桁條、隔框腹板鉚接在一起（見圖5）。

在第21～23框左第13和右第13桁條間下部蒙皮外表面安裝補(bǔ)強(qiáng)板進(jìn)行加強(qiáng)，補(bǔ)強(qiáng)板為L(zhǎng)Y12CZt1.2mm（見圖6）。

為防止雨水浸入加強(qiáng)板與蒙皮間，在加強(qiáng)板與蒙皮間涂刷了XM-28密封膠（見圖7）進(jìn)行密封。

為防止桁條與蒙皮間點(diǎn)焊釘位置發(fā)生脫焊裂紋，將19～23框間的桁條與蒙皮間的焊點(diǎn)更換為鉚釘鉚接。

修理中為保證尾梁的左右偏移及斜梁第20點(diǎn)與直升機(jī)水平基準(zhǔn)面數(shù)據(jù)在規(guī)定范圍內(nèi)，制作了23框定位、調(diào)整工裝（圖8），使用托架支撐尾梁的方法進(jìn)行調(diào)整。

4 修復(fù)驗(yàn)證

4.1 修理前后的三維測(cè)量對(duì)比及結(jié)論

修理前后對(duì)尾上艙蒙皮更換區(qū)域進(jìn)行了三維掃描、比對(duì)，證明修理前后尾上艙蒙皮更換區(qū)域的外形尺寸基本一致。

4.2 試飛驗(yàn)證

按照額定重量對(duì)直升機(jī)進(jìn)行試飛驗(yàn)證，飛行方法按滑行、懸停和起落航線科目進(jìn)行，單場(chǎng)次飛行時(shí)間2h，每次飛行后對(duì)修復(fù)部位進(jìn)行目視檢查，沒有變形、脫鉚現(xiàn)象。

總飛行20h后，對(duì)直升機(jī)再次進(jìn)行了水平測(cè)量和尾軸同軸度、偏擺量檢查，均符合工藝要求。

5 使用、維護(hù)建議

直升機(jī)修復(fù)交付用戶后，飛行使用至50h和100h，應(yīng)對(duì)機(jī)身后段尾上艙、尾梁及尾斜梁等結(jié)構(gòu)部位進(jìn)行重點(diǎn)檢查，對(duì)直升機(jī)尾傳動(dòng)軸的同軸度、偏擺量進(jìn)行測(cè)量；飛行至100h，應(yīng)對(duì)直升機(jī)進(jìn)行水平測(cè)量檢查；檢查無異常后，直升機(jī)可正常使用。

針對(duì)該直升機(jī)，建議機(jī)務(wù)人員在每次飛行后，加強(qiáng)機(jī)身結(jié)構(gòu)可視部位的檢查，如發(fā)現(xiàn)蒙皮失穩(wěn)、變形以及裂紋等異常現(xiàn)象，應(yīng)及時(shí)向修理廠反饋。