夏彥朋，張 華，王建華，張玉華，黃 鑫

（航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024）

0 引言

某型飛機(jī)全動(dòng)平尾為直、動(dòng)軸式全動(dòng)平尾，通過兩個(gè)關(guān)節(jié)軸承安裝到后機(jī)身上。平尾安裝結(jié)構(gòu)的作用在于支撐平尾靈活轉(zhuǎn)動(dòng)，軸向定位和徑向鎖緊，且操縱間隙大小滿足要求，保證平尾安裝狀態(tài)一致性，同時(shí)，平尾的轉(zhuǎn)動(dòng)摩擦力矩要低，以使軸承磨損低、平尾易于操縱。

本文從某型機(jī)全動(dòng)平尾的安裝結(jié)構(gòu)及使用過程中暴露的問題開始分析，找出平尾安裝結(jié)構(gòu)中使軸向、徑向定位過約束的地方。通過對(duì)其結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化改進(jìn)設(shè)計(jì)，使平尾軸向、徑向定位合理，平尾轉(zhuǎn)軸支撐軸承在理想狀態(tài)下使用，較大程度提高了平尾安裝狀態(tài)的一致性、減小了平尾操縱間隙的波動(dòng)及轉(zhuǎn)動(dòng)摩擦力矩。

1 某型飛機(jī)全動(dòng)平尾安裝結(jié)構(gòu)和問題分析

1.1 某型飛機(jī)全動(dòng)平尾的安裝結(jié)構(gòu)

某型飛機(jī)全動(dòng)平尾的安裝結(jié)構(gòu)如圖1所示。

平尾轉(zhuǎn)軸支撐：平尾轉(zhuǎn)軸通過安裝在機(jī)身后邊條的大、小兩個(gè)自潤滑關(guān)節(jié)軸承進(jìn)行支撐。

平尾軸向定位：通過大、小軸承內(nèi)圈反向受載，平尾雙向軸向限位。

平尾徑向鎖緊：小軸處軸與軸承內(nèi)圈間為過渡配合（-0.012mm,0mm），大軸處軸與軸承間用開縫錐形襯套鎖緊。

安裝方法及步驟：

①平尾預(yù)安裝。將平尾轉(zhuǎn)軸套上擋圈、錐形襯套、螺母及搖臂拉進(jìn)后邊條；

②平尾軸向定位安裝。擰緊小軸承處螺栓，使小軸承處螺栓端面壓緊小軸承內(nèi)圈端面，大軸承處擋圈端面壓緊大軸承內(nèi)圈端面；

③安裝搖臂；

④平尾徑向定位安裝。螺母抵住搖臂一側(cè)端面，推動(dòng)錐形襯套，消除大軸承內(nèi)圈、錐形襯套與轉(zhuǎn)軸之間的間隙；

⑤安裝限位塊等保險(xiǎn)。

1.2 平尾使用過程中暴露的問題

①平尾旋轉(zhuǎn)摩擦力矩較大，經(jīng)測(cè)量，其位于200～400N·m區(qū)間，比軸承自身的旋轉(zhuǎn)力矩0.5～39N·m大很多；

②軸承偏心磨損；

③安裝工藝一致性較差。

1.3 問題原因分析

根據(jù)該型機(jī)全動(dòng)平尾的安裝結(jié)構(gòu)，對(duì)后邊條內(nèi)大小軸承進(jìn)行受力分析，平衡圖如圖2所示。

圖1 某型飛機(jī)全動(dòng)平尾的安裝結(jié)構(gòu)

圖2 后邊條內(nèi)大小軸承受載平衡圖

根據(jù)軸承軸向的受載使用情況可知，此種安裝定位方式將導(dǎo)致軸承內(nèi)圈偏心，軸承內(nèi)圈處在非理想工作位置，軸承內(nèi)外圈偏心擠壓，軸承旋轉(zhuǎn)摩擦力增大，偏心磨損，另外，由于大小軸承、轉(zhuǎn)軸、搖臂及錐形襯套相互關(guān)聯(lián)，安裝工藝一致性較差。

2 某型飛機(jī)全動(dòng)平尾安裝結(jié)構(gòu)改進(jìn)

2.1 改進(jìn)原理

為避免大小軸承內(nèi)圈產(chǎn)生偏心，需使大小軸承內(nèi)圈在安裝使用過程中受載各自平衡，不相互關(guān)聯(lián)，即：

①P1′=P2′；

②P3′=P4′；

③P1′、P2′大小與 P3′、P4′大小無關(guān)；

其受力形式如圖3所示。

圖3 大小軸承受力平衡圖

2.2 結(jié)構(gòu)改進(jìn)

為實(shí)現(xiàn)改進(jìn)原理，對(duì)平尾安裝結(jié)構(gòu)進(jìn)行調(diào)整，如下：

①取消平尾轉(zhuǎn)軸根部的擋圈；

②錐形襯套由“內(nèi)推式”改為“外拉式”，即安裝順序改為由外向內(nèi)安裝；

③小軸承端新增擋圈；

④其他結(jié)構(gòu)作適應(yīng)性調(diào)整。

改進(jìn)后，全動(dòng)平尾的軸向定位及徑向鎖緊方式發(fā)生改變，具體如下：

平尾軸向定位：通過小軸承內(nèi)圈兩端受載，平尾雙向軸向限位。

平尾徑向鎖緊：小軸處軸與軸承內(nèi)圈間為過渡配合（-0.012mm,0mm），大軸處軸與軸承間用開縫錐形襯套鎖緊。

通過此更改，平尾軸向定位方式由大、小軸承內(nèi)圈反向受載變?yōu)樾≥S承內(nèi)圈兩端受載，大軸承只負(fù)責(zé)徑向鎖緊，此更改斷開了大小軸承、轉(zhuǎn)軸、搖臂及錐形襯套在軸向定位及徑向鎖緊時(shí)的關(guān)聯(lián)關(guān)系，使各零件分工明確，安裝簡(jiǎn)單，提高安裝工藝的一致性；使大、小軸承從原結(jié)構(gòu)形式下的偏心受力變?yōu)樽云胶馐芰?，軸承內(nèi)圈不發(fā)生偏磨，軸承處于理想的工作位置。

改進(jìn)后平尾的安裝結(jié)構(gòu)及后邊條內(nèi)大小軸承受力分析見圖4。

圖4 平尾的安裝結(jié)構(gòu)及后邊條內(nèi)大小軸承受力分析

安裝方法及步驟：

①平尾預(yù)安裝。將平尾轉(zhuǎn)軸套上擋圈、錐形襯套、螺母及搖臂拉進(jìn)后邊條；

②平尾軸向定位安裝。擰緊小軸承處螺栓，使小軸承處螺栓端面壓緊小軸承內(nèi)圈端面，小軸承處擋圈端面壓緊小軸承內(nèi)圈端面，不松動(dòng)；

③平尾徑向定位安裝。螺母抵住大軸承的內(nèi)側(cè)端面，拉動(dòng)錐形襯套，消除大軸承內(nèi)圈、錐形襯套與轉(zhuǎn)軸之間的間隙；

④安裝搖臂；

⑤安裝限位塊等保險(xiǎn)。

3 某型飛機(jī)全動(dòng)平尾結(jié)構(gòu)改進(jìn)驗(yàn)證

3.1 理論計(jì)算驗(yàn)證

3.1.1 平尾安裝結(jié)構(gòu)改進(jìn)前的旋轉(zhuǎn)摩擦力矩計(jì)算

為方便計(jì)算，設(shè)：

M0：大小軸承自身的旋轉(zhuǎn)力矩之和（0.5～39N·m，均值約為 25N·m）；

M1：小軸承端螺栓擰緊力矩（35±3N·m）；

M2：螺母推錐形襯套的擰緊力矩（150±10N·m）；

Mf：平尾旋轉(zhuǎn)摩擦力矩；

P1：小軸承端螺栓擰緊力矩產(chǎn)生的軸向力；

P2：螺母推錐形襯套的擰緊力矩產(chǎn)生的軸向力；

P3：大軸承端擋圈支反力；

d1：小軸承端螺栓螺紋公稱直徑（0.022m）；

d2：大軸承端螺母螺紋公稱直徑（0.115m）；

df1：小軸承內(nèi)圈直徑（0.064m）；

df2：大軸承內(nèi)圈直徑（0.124m）；

μ：軸承內(nèi)外圈摩擦系數(shù)（約0.06）；

平尾安裝結(jié)構(gòu)未改進(jìn)前，根據(jù)后邊條內(nèi)大小軸承受載平衡圖（圖2）：

P1=M1/kd1=35/0.2/0.022=7955N

P2=M2/kd2=150/0.2/0.115=6522N

P3=P1+P2=7955+6522=14477N

Mf=M0+μ*P1*df1+μ*P3*df2=163N·m

注：P1、P2的計(jì)算根據(jù)《航空制造工程手冊(cè)（第2版）飛機(jī)裝配》，擰緊力矩M（N·m）、螺栓承受的軸向力 Q（N）、螺栓直徑 d（m）的關(guān)系：M=kQd，k 取 0.2。

上述計(jì)算忽略大小軸承同軸度偏差、轉(zhuǎn)軸大小軸段的同軸度偏差引起的附加摩擦力矩，因大軸承端開縫錐形襯套有一定徑向偏差補(bǔ)償能力，故此附加力矩較小。另外，在平尾軸向定位安裝時(shí)，若小軸處轉(zhuǎn)軸與軸承內(nèi)圈間為有一定過盈量時(shí)，為保證平尾軸向定位安裝，小軸承端螺栓擰緊力矩會(huì)增大，此時(shí)平尾旋轉(zhuǎn)摩擦力矩也將線性增加。

綜上，平尾安裝結(jié)構(gòu)未改進(jìn)前其旋轉(zhuǎn)摩擦力矩＞163N·m。

3.1.2 平尾安裝結(jié)構(gòu)改進(jìn)后的旋轉(zhuǎn)摩擦力矩計(jì)算

平尾安裝結(jié)構(gòu)改進(jìn)后，兩軸承不偏心，根據(jù)圖4，平尾的安裝結(jié)構(gòu)及后邊條內(nèi)大小軸承受力分析，平尾旋轉(zhuǎn)摩擦力矩Mf′為：

Mf′=M0=25N·m；

上述計(jì)算忽略了大小軸承同軸度偏差、轉(zhuǎn)軸大小軸段的同軸度偏差引起的附加摩擦力矩，因大軸承端開縫錐形襯套有一定徑向偏差補(bǔ)償能力，故此力矩較小。

綜上，平尾安裝結(jié)構(gòu)改進(jìn)后其旋轉(zhuǎn)摩擦力矩與大小軸承自身的旋轉(zhuǎn)力矩之和相當(dāng)，約為25N·m。

3.2 平尾安裝結(jié)構(gòu)改進(jìn)后裝機(jī)驗(yàn)證

根據(jù)上述改進(jìn)方案，生產(chǎn)該型機(jī)全動(dòng)平尾試驗(yàn)件。經(jīng)裝機(jī)驗(yàn)證，對(duì)比結(jié)構(gòu)改進(jìn)前后，平尾的旋轉(zhuǎn)摩擦力矩較大幅度降低。另外，平尾操縱間隙測(cè)量數(shù)據(jù)顯示，平尾旋轉(zhuǎn)時(shí)的間隙波動(dòng)現(xiàn)象也得到很大改善。平尾安裝結(jié)構(gòu)改進(jìn)前后摩擦力數(shù)據(jù)見表1、圖5，間隙測(cè)量曲線見圖6。

表1 平尾摩擦力情況

圖5 平尾安裝結(jié)構(gòu)改進(jìn)前后旋轉(zhuǎn)摩擦力矩對(duì)比

圖6 平尾安裝結(jié)構(gòu)改進(jìn)前后平尾操縱間隙測(cè)量數(shù)據(jù)對(duì)比

4 結(jié)論

本文經(jīng)分析論證，對(duì)某型飛機(jī)全動(dòng)平尾安裝結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化改進(jìn)，使平尾軸向定位方式由大、小軸承內(nèi)圈反向受載變?yōu)樾≥S承內(nèi)圈兩端受載，大軸承只負(fù)責(zé)徑向鎖緊，上述改進(jìn)斷開了大小軸承、轉(zhuǎn)軸、搖臂及錐形襯套在軸向定位及徑向鎖緊時(shí)的關(guān)聯(lián)關(guān)系，使各零件分工明確，安裝簡(jiǎn)單，提高了平尾安裝工藝的一致性；使大、小軸承從原結(jié)構(gòu)形式下的偏心受載變?yōu)樽云胶馐茌d，軸承內(nèi)圈不發(fā)生偏磨，軸承處于理想的工作位置，較大幅度降低了平尾轉(zhuǎn)動(dòng)摩擦力矩。