潘春蛟，顧文標(biāo)，王 建，虞漢文，覃海鷹

(中國直升機(jī)設(shè)計研究所，江西景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

直升機(jī)旋翼系統(tǒng)的主槳轂部分均設(shè)計有槳葉限動裝置，以防止槳葉在使用或停放的過程中因超出使用限制或外力的干擾出現(xiàn)過度的位移，導(dǎo)致意外損傷的產(chǎn)生。如下限動裝置，包括下限動環(huán)和支臂上的限動塊，在直升機(jī)停機(jī)狀態(tài)時為槳葉和支臂提供支撐，避免槳葉下垂觸碰機(jī)身或其它結(jié)構(gòu);而某型直升機(jī)的中央件和支臂上的擺振限動裝置則在旋翼系統(tǒng)的啟動、關(guān)車的加減速時，保證槳葉和支臂與主槳轂的運動跟隨，同時避免支臂與槳轂的直接碰撞。

在直升機(jī)的正常使用過程中，限動裝置的兩部分一般處于分離狀態(tài)，但是某些特殊情況下可能被迫產(chǎn)生接觸，如在超出直升機(jī)使用限制的極限飛行時，槳葉支臂的運動幅度有可能超出限動裝置預(yù)設(shè)的限制距離。某型直升機(jī)在執(zhí)行100%VNE(不可逾越速度)1.4g過載螺旋轉(zhuǎn)彎時，就出現(xiàn)過因槳葉擺振幅度過大導(dǎo)致槳轂中央件上擺振限動塊碰碎飛出的情況［1］。

我國第三代直升機(jī)主要采用球柔性槳轂構(gòu)型，其中使用單一構(gòu)件——彈性軸承替代了傳統(tǒng)構(gòu)型中的揮舞鉸、擺振鉸和變距鉸，結(jié)構(gòu)相對簡潔緊湊，重量輕。但是這種構(gòu)型中各部件可布局的空間較狹窄，加上槳葉揮舞、擺振剛度小，容易產(chǎn)生大位移，因此限動裝置的設(shè)計、使用需要考慮各種意外情況產(chǎn)生的碰撞損害。

某型直升機(jī)在試飛行過程中出現(xiàn)了主槳轂下限動環(huán)斷裂的故障，通過對故障現(xiàn)象、測量數(shù)據(jù)、碰撞強(qiáng)度模擬等多個方面的分析，確定故障是地面低總距時槳盤傾轉(zhuǎn)幅度過大引起的。作為限動裝置一種全新的故障模式，分析結(jié)果為完善限動裝置的設(shè)計、確定直升機(jī)低總距時的使用限制提供了依據(jù)。

1 現(xiàn)象描述

某型直升機(jī)進(jìn)行小重量發(fā)動機(jī)喘振試驗試飛，地面開車時發(fā)動機(jī)起動正常，開車穩(wěn)定后，飛行員感覺全機(jī)振動水平偏大，于是對駕駛桿進(jìn)行了前后的操縱，飛行員反映駕駛桿向前操縱時，機(jī)內(nèi)振動水平明顯增大，向后操縱時振動水平下降，現(xiàn)場初步檢查未發(fā)現(xiàn)直升機(jī)存在異常。

直升機(jī)執(zhí)行完飛行任務(wù)著陸后，在旋翼的減速過程中，出現(xiàn)槳葉轉(zhuǎn)動到機(jī)身前方時低于正常的水平位置，轉(zhuǎn)動到機(jī)身后時則又恢復(fù)正常的現(xiàn)象，在槳葉完全停止轉(zhuǎn)動后，一片槳葉明顯下沉。

經(jīng)機(jī)上檢查，發(fā)現(xiàn)主槳轂下限動環(huán)出現(xiàn)變形，減重孔間的腹板局部破壞，見圖1。

2 機(jī)理分析

2.1 限動機(jī)構(gòu)工作模式

該型直升機(jī)采用球柔性槳轂形式，槳轂中心為中央件，各片槳葉通過連接在支臂上的彈性軸安裝在中央件對應(yīng)的開孔位置，彈性軸承起鉸支的作用，槳葉可以繞彈性軸承實現(xiàn)揮舞、擺振和扭轉(zhuǎn)運動。圖2為揮舞限動裝置在機(jī)上的安裝示意圖，包括下限動環(huán)和下限動塊，下限動環(huán)固定在中央件的最下端，限動塊安裝在每個槳轂支臂的后端。

圖1 主槳轂下限動環(huán)損壞情況

圖2 揮舞限動裝置示意圖

直升機(jī)發(fā)動機(jī)關(guān)車、旋翼減速過程中，槳葉受到重力的影響逐漸下垂，其支臂后端的限動塊與下限動環(huán)接近，當(dāng)完全停車時，兩者處于接觸狀態(tài)。下限動環(huán)提供的支撐力與彈性軸承提供的約束力共同平衡槳葉的重力。為了避免槳葉下垂過度而觸碰機(jī)身和防止彈性軸承出現(xiàn)大變形，槳葉支臂的軸線與水平面的夾角不大，如某型直升機(jī)停機(jī)狀態(tài)時的夾角不大于10°。

直升機(jī)開車啟動時，在槳葉離心力的作用下，支臂后端的限動塊與下限動環(huán)逐漸脫離，飛行過程中由于槳葉升力的介入，槳葉繞彈性軸承向上揮舞，兩者之間的距離逐漸增大，直到飛行中升力與離心力、重力處于瞬態(tài)平衡為止。在使用包線內(nèi)，槳葉的揮舞運動幅度保持在相對穩(wěn)定的范圍內(nèi)，即使直升機(jī)受到一些突風(fēng)或操縱等的擾動，擾動力的量級相對離心力、升力的比例也較小，不足以使槳葉大幅偏離其原有的平衡位置，而且由于槳盤已經(jīng)向上形成了一定的錐度角，揮舞限動裝置間的距離也較遠(yuǎn)，因此，理論上除了某些特定飛行狀態(tài)外，限動裝置之間不存在接觸的可能。

而當(dāng)直升機(jī)處于低總距地面運轉(zhuǎn)狀態(tài)時，槳葉基本無升力，旋轉(zhuǎn)面水平，其離心力近似沿槳葉的展向作用(僅需平衡槳葉重力)，到揮舞鉸支點的力臂很短，如果槳葉揮舞面遇到比較大的擾動，槳盤會以相應(yīng)的角加速度傾轉(zhuǎn)，在離心力的反向附加彎矩大到足以平衡慣性力矩時，槳葉的俯仰運動可能已經(jīng)超出限制。如某型直升機(jī)在地面開車時，就出現(xiàn)過因駕駛桿的誤操縱導(dǎo)致彈性軸承變形過大而失效的情況［2］，而且低總距時的槳盤無向上的預(yù)錐角，揮舞限動裝置之間的間隙較飛行中的小，駕駛桿操縱量較大也會導(dǎo)致接觸或碰撞。

2.2 破壞區(qū)域的斷口分析

圖3為主槳轂下限動環(huán)損壞區(qū)域的斷口金相圖，從斷口金相圖及相關(guān)檢查結(jié)果可以看出:整個斷口除了擦傷和磨損的痕跡外，其余形貌都呈瞬斷的特征，沒有發(fā)現(xiàn)疲勞斷裂應(yīng)有的裂紋擴(kuò)展紋路，且斷裂區(qū)無雜質(zhì)和初始缺陷，故主槳轂下限動環(huán)的斷裂屬于使用過程中的靜強(qiáng)度破壞。

圖3 下限動環(huán)損壞區(qū)斷口金相圖

2.3 測量數(shù)據(jù)分析

為了確定主槳轂下限動環(huán)斷裂故障的起因，調(diào)取了故障當(dāng)日飛行測量的相關(guān)數(shù)據(jù)，見圖4和圖5，包括總距Wf、駕駛桿橫向Wx、縱向Wy和腳蹬Wz的操縱，槳葉根部200 mm剖面揮舞和擺振彎矩、主槳變距拉桿的軸力。

從圖4、圖5中可以看出，故障日地面開車時，在測量數(shù)據(jù)的第72秒至第290秒之間，旋翼系統(tǒng)的載荷較正常狀態(tài)時有明顯增大。從圖6中的載荷頻域曲線可以看出該階段數(shù)據(jù)的頻率成分符合旋翼工作特征，以3.5Hz為主，與旋翼轉(zhuǎn)速207轉(zhuǎn)/分基本一致，數(shù)據(jù)也不存在干擾和失效的情況，數(shù)據(jù)較真實地反映了當(dāng)時旋翼系統(tǒng)的工作情況?？紤]停機(jī)載荷后，槳葉200mm剖面揮舞彎矩最大達(dá)到約5300Nm，而其正常飛行日地面開車的彎矩約為750Nm，即故障日為平時的7倍左右。

圖4 操縱-時間歷程

圖5 旋翼載荷-時間歷程

檢查對應(yīng)時間段內(nèi)的飛行員操縱，則可以看到總距Wf處于5% ～16%操縱范圍之間，此時旋翼系統(tǒng)的升力很小，駕駛桿橫向和腳蹬的操縱較小，而駕駛桿的縱向則有從60%—＞95%—＞60%操縱范圍的明顯操縱過程。當(dāng)駕駛桿的縱向操縱達(dá)到82%左右時，旋翼載荷幅值顯著增加，初步推斷是由于限動裝置之間出現(xiàn)輕微接觸造成的。隨著縱向操縱量的繼續(xù)增大，槳轂支臂因運動限制無法繞彈性軸承繼續(xù)向下轉(zhuǎn)動，撞擊力也隨之加大，而在變距拉桿的牽引下槳轂支臂轉(zhuǎn)為沿其軸線的扭轉(zhuǎn)，因此撞擊力的很大比例反饋在了變距拉桿上，對照圖5的變距拉桿載荷可以看出這一過程:200秒至266秒之間，縱向操縱變化幅度范圍為87%—＞95%—＞85%，變距拉桿的載荷幅值快速增加后又恢復(fù)正常。此后，雖然縱向操縱瞬間又達(dá)到94%，但槳葉的揮舞彎矩和變距拉桿的軸力并沒有再次相應(yīng)增加，可能因下限動環(huán)已屈服變形，限動裝置間不再有接觸現(xiàn)象。

圖7中顯示在地面開車80秒以前，座艙正駕駛地板處的Z向振動水平最大達(dá)到0.1g，執(zhí)行縱向操縱后，振動下降到0.06g，這與飛行員對振動現(xiàn)象的描述也是一致的。

通過對測試數(shù)據(jù)的分析可以看出在地面開車時飛行員感覺直升機(jī)的振動偏大，對駕駛桿進(jìn)行了縱向往復(fù)操縱，而此時由于總距很小，槳葉近零升力而無向上的揮舞錐度角，當(dāng)縱向操縱產(chǎn)生的槳盤傾斜角度大于停機(jī)夾角時，槳轂支臂下限動塊將與限動環(huán)之間產(chǎn)生碰撞，旋翼每旋轉(zhuǎn)一圈，限動裝置接觸、分離一次，頻率為每秒種3.5次，相當(dāng)于兩者之間出現(xiàn)高頻撞擊，對應(yīng)槳葉根部的揮舞彎矩和變距拉桿載荷幅值急劇地增大。而由于撞擊發(fā)生在揮舞面內(nèi)，故槳葉擺振面內(nèi)的載荷并無明顯變化。

圖6 主槳葉揮舞200mm剖面工作頻率

圖7 正駕駛地板Z向振動7.25Hz頻率幅值—時間歷程

2.4 模擬撞擊下的應(yīng)力分析

圖8為下限動環(huán)應(yīng)力分析有限元模型，通過分析下限動環(huán)在沖擊載荷作用下的靜強(qiáng)度，確認(rèn)駕駛桿的縱向操縱與下限動環(huán)斷裂之間的因果關(guān)系。

圖8 應(yīng)力分析模型

約束住下限動環(huán)的內(nèi)環(huán)，在下限動環(huán)與槳轂支臂限動塊的接觸面處施加10000N的單位載荷，計算結(jié)果顯示最大應(yīng)力出現(xiàn)在下限動環(huán)的減輕孔邊緣處，數(shù)值為172MPa。

駕駛桿進(jìn)行縱向操縱時，槳葉200mm剖面揮舞彎矩測量的最大值為5300Nm，根據(jù)傳力分析，對應(yīng)下限動環(huán)上的接觸載荷大約為40000N，因此，下限動環(huán)減輕孔邊緣處的應(yīng)力水平約為172MPa的4倍，即688MPa，最大應(yīng)力所處的位置與下限動環(huán)出現(xiàn)裂紋的位置基本一致。

下限動環(huán)的材料為18C2Ni4WA，表面滲氮屈服極限σs=785MPa。

表面滲氮效應(yīng)對結(jié)構(gòu)強(qiáng)度有所削弱，加上在百秒內(nèi)下限動環(huán)總計承受數(shù)百次(約300次)大載荷的沖擊，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)最終屈服并出現(xiàn)斷裂破壞。下限動環(huán)減輕孔處的斷裂面呈靜力破壞特征以及略有彎曲等現(xiàn)象證明了這一點。

由于在旋轉(zhuǎn)的工作狀態(tài)下，5個槳轂支臂限動塊與下限動環(huán)之間磕碰的位置、角度和力度并不完全一致，因此，也導(dǎo)致整個下限動環(huán)的各減輕孔的損傷有所差異。

2.5 其他現(xiàn)象的解釋

從現(xiàn)場收集的下限動環(huán)碎片來看，絕大多數(shù)碎片出現(xiàn)在停機(jī)位置;而在采集系統(tǒng)停止工作前，未發(fā)現(xiàn)測試數(shù)據(jù)有信號丟失的現(xiàn)象，僅在事后機(jī)上檢查時發(fā)現(xiàn)了測試系統(tǒng)中的一根信號線斷開。從斷口及導(dǎo)線所處的狀態(tài)看，該信號線明顯受到了異物的沖擊、切割，因此可以推測，地面運轉(zhuǎn)時下限動環(huán)減輕孔處已經(jīng)出現(xiàn)了裂紋，當(dāng)直升機(jī)完成任務(wù)降落停機(jī)后，由于槳葉下垂，破裂的下限動環(huán)無法支撐槳葉的重量，引起破壞結(jié)構(gòu)的大面積脫落。

2.6 故障產(chǎn)生和演變過程

某型直升機(jī)在地面低總距運轉(zhuǎn)時，由于槳葉近似無升力，槳葉在水平面內(nèi)旋轉(zhuǎn)，支臂限動塊和槳轂下限動環(huán)之間的距離相距不遠(yuǎn)，此時槳葉揮舞慣性受到的約束很小。當(dāng)進(jìn)行65%操縱范圍以上幅度的縱向操縱時，槳葉揮舞的跟隨超出使用限制，導(dǎo)致限動塊與下限動環(huán)之間產(chǎn)生接觸，旋翼每旋轉(zhuǎn)一圈，接觸、分離一次，隨著操縱幅度的增加，接觸轉(zhuǎn)變?yōu)橛辛Χ鹊呐鲎?，碰撞載荷最終接近下限動環(huán)的承載能力，在經(jīng)歷數(shù)百次的碰撞后，結(jié)構(gòu)出現(xiàn)屈服變形和裂紋。

直升機(jī)著陸后，隨著旋翼轉(zhuǎn)速降低到歸零，各槳葉開始逐漸下垂，直至揮舞支臂限動塊再次與下限動環(huán)接觸，而此時的下限動環(huán)已經(jīng)無法承受整個旋翼系統(tǒng)的重力，于是減輕孔間的腹板出現(xiàn)大面積的脫落。

3 處理措施及驗證情況

3.1 處理措施

根據(jù)故障原因分析，可采取兩種處理措施:一種是通過對限動裝置進(jìn)行結(jié)構(gòu)加強(qiáng)，提高其抗碰撞的能力;另一種是提出使用限制，給出在低總距時駕駛桿所允許的操縱幅度。

采用第一種方法，雖然可以避免結(jié)構(gòu)出現(xiàn)破壞，但同時會帶來重量、尺寸等方面的代價，而且產(chǎn)生碰撞時結(jié)構(gòu)間的相對位移和各部件的載荷均很大，會對旋翼系統(tǒng)中彈性軸承、槳葉、中央件等關(guān)鍵部件的使用安全造成不可忽略的影響。因此，如果提出的使用限制合理可行，第二種方法可操作性更強(qiáng)。

通過分析，該型號的旋翼系統(tǒng)在低總距運轉(zhuǎn)時，如果駕駛桿的操縱量在50mm以內(nèi)，且不出現(xiàn)快速操縱(如0.5秒完成操作)，支臂限動塊不會出現(xiàn)與下限動環(huán)接觸的現(xiàn)象。因此提出在該型機(jī)的飛行手冊中增加對應(yīng)的限制條款，即“在地面低距(總距小于5°)時，駕駛桿操縱量(前后左右)不得大于50mm”。

3.2 驗證情況

該型機(jī)在落實使用限制后，在后續(xù)的飛行試驗過程中再未出現(xiàn)這種故障。

4 結(jié)論

1)球柔性槳轂的彈性軸承揮舞剛度小，在低總距槳葉無升力狀態(tài)時，槳盤的預(yù)錐角近似為零，揮舞限動裝置之間的間隙較小，此時若駕駛桿操縱量過大，槳盤的傾轉(zhuǎn)角可能超過停機(jī)夾角;若駕駛桿操縱的量不大但過猛，槳盤會因傾轉(zhuǎn)慣性缺少力的約束而產(chǎn)生過度的傾轉(zhuǎn)運動，導(dǎo)致限動裝置之間的接觸，上述兩種情況均可能危害結(jié)構(gòu)的使用安全。

2)在飛行手冊中規(guī)定禁止在地面低總距時進(jìn)行超過某一幅值的駕駛桿快速操縱，并在實際飛行過程中落實，可以避免限動裝置之間碰撞情況的發(fā)生。

［1］方永紅，等.阻尼器葉間布置的旋翼動態(tài)擺振角分析［J］.直升機(jī)技術(shù)，2005(4).

［2］王 建.PT02架機(jī)飛行試驗中安全監(jiān)測與載荷測量［R］.技術(shù)報告，2005.