某型直升机侧垂尾螺栓结构改进设计

姜大成， 吕长生， 张新军

（陆军航空兵驻哈尔滨地区军代表室，哈尔滨150066）

某型直升机侧垂尾螺栓结构改进设计

姜大成， 吕长生， 张新军

（陆军航空兵驻哈尔滨地区军代表室，哈尔滨150066）

某型直升机在使用过程中，发生过水平安定面侧垂尾个别连接螺栓断裂的故障现象，该故障若不及时发现将直接影响直升机的飞行安全。通过对螺栓断裂原因分析，提出了在保证连接形式不变条件下，改进螺栓结构，经设计软件强度校核和空中试验验证，证明改进后的螺栓结构能够满足使用要求。

直升机；侧垂尾；螺栓；方案设计

1 故障现象

侧垂尾作为直升机关键部件之一，是用碳纤维复合材料制成，通过连接螺栓固定在水平安定面两侧。在直升机飞行过程中，主要作用是增加阻尼减小横向摆动使涵道保持平稳［1-2］。因此，连接螺栓松动或断裂导致侧垂尾无法实现其功能时，将给直升机带来灾难性事故。在航后检查时，该型直升机曾发现过连接螺栓出现裂纹现象，由于发现及时，尚未影响直升机的飞行安全。

本文详细叙述了某型直升机侧垂尾连接螺栓故障的检查、分析和处理的全过程，并提出了合理的结构改进方案。图1所示为水平安定面断裂螺栓故障图。

图1 侧垂尾螺断裂故障图

2 故障原因分析

直升机侧垂尾连接螺栓断裂原因分析，主要从螺栓生产过程、材料理化性能和机型改进等几方面进行分析。

2.1 螺栓的生产过程检查

螺栓制造过程的检查。对同批次螺栓生产过程的制造指令、质量原始文件、检验记录等进行检查，原材料入厂复验检查、热处理、机械加工、均质检查、钝化等生产过程均符合质控文件及图纸技术条件要求，没有出现任何偏离。

生产现场螺栓的安装检查。对尚未装机的螺栓尺寸对照图纸进行符合性检查，没有出现超差现象。并对螺栓热处理、表面处理及材质情况进行了检查，均符合图纸要求。

2.2 螺栓断口及理化分析

断裂螺栓的断口位置均在φ5.70处，即螺栓根部在加工过程中留有的退刀槽处。如图2所示为故障螺栓结构图。

图2 故障连接螺栓结构图

对螺栓进行了机械性能测试、化学光谱分析、金相分析。经检查硬度、强度符合图纸要求；材料符合1Cr17Ni3；断口上可见疲劳扩展条纹。螺栓断面平坦，瞬时断裂区所占面积很小，表明螺栓在使用过程中所承受的应力不是很大；断源处未见冶金缺陷，不存在因原材料冶金缺陷引起的疲劳断裂；材料化学成分、性能检测符合技术要求；螺栓表面无腐蚀，不存在因腐蚀引起的疲劳；断口磨损较多，说明部分螺栓已断裂很长时间。

2.3 机型改进的影响

该型直升机是在某原型机的基础上改型研制，改进主要是集中在发动机和武器系统方面，而侧垂尾固定螺栓还是采用原型机设计，未进行充分的验证。通过对现役该型直升机侧垂尾固定螺栓进行检查，发现多架机螺栓存在裂纹和断裂现象，而发现问题的直升机均具有较长的飞行时间和多次发射炮弹的共同特点。进一步对原型机检查，未发现连接螺栓异常。

综合分析后得出结论：螺栓为低应力作用下的弯曲疲劳断裂。

3 结构设计改进

经过对检查的情况进行讨论、分析，认为连接螺栓生产过程符合图纸及工艺文件的要求。结合使用过程中曾出现过同类故障，认为对于螺栓的结构应重新设计改进。主要是对螺栓退刀槽的位置进行改进设计。因为如将螺栓材料由1Cr17Ni3换成30CrMnSi，从理论上来说材料的抗拉强度σs值没有明显提高，其中1Cr17Ni3的σs= 880 MPa，30CrMnSi的σs=1 080 MPa；如加大螺栓直径尺寸，从装配来说已经没有空间，而且如果加大螺栓直径尺寸现役直升机的螺栓将无法实施更换。所以，在加工工艺、材料等不变的情况下对螺栓退刀槽进行结构改进，由原来内凹R0.6改为凸出R1。如图3所示为改进后固定螺栓结构图。

图3 改进后固定螺栓结构图

根据现役原型机使用情况可以进行正常飞行。为保证飞行安全，建议对执行飞行训练任务的直升机在每飞行一定小时后，对侧垂尾连接螺栓进行检查。该型机统一更换改进后的连接螺栓。

4 强度校核

在计算机辅助设计软件Pro/E环境下，绘制连接螺栓的三维实体零件图，并生成螺栓的输入文件，可以直接导入MSC.Patran有限元分析软件中进行强度校核［3-4］。在MSC.Patran软件中进行三维模型划分有限元网格、施加边界条件、设置材料特性、定义单元属性、提交MSC. Nastran运算分析、处理运算结果等。

设连接螺栓的作用力F＝1 000 N。进行外力施加载荷，固定螺栓材料选择1Cr17Ni3材料，其材料特性如表1所示。

表1 材料特性

MSC.Patran中有限元强度校核。连接螺栓改进前的计算结果如图4所示，加载后连接螺栓在φ5.70处的最大变形为9.17×10-7m，其最大应力σ=88.9 MPa；同样计算出改进后螺栓相同位置的计算结果如图5所示，最大变形为6.99×10-7m，其最大应力σ=58.1 MPa。从计算结果中可以得出，在同等外力作用下，改进后螺栓结构的变形量比改进前减小23.4%，强度增加34.6%。同时，最大应力小于材料的屈服应力880 MPa，从而满足强度要求。

图4 改进前强度分析图

图5 改进后强度分析图

5 结论

本文通过理论分析和试验验证，找出了侧垂尾连接螺栓故障原因，提出了改变螺栓结构的解决方案。设计更改已在装机件和后续产品中得到贯彻实施，并在试飞、使用过程中得到了验证。

［1］ 孔卫红，陈仁良.旋翼/涵道/风扇升力系统的前飞气动特性［J］.南京航空航天大学学报，2008（5）：571-576.

［2］ 祝凌云，李斌.运动仿真和有限元分析［M］.北京:北京人民邮电出版社，2004.

［3］ 黄国宁，陈海，霍应元.MSC Nastran优化功能在结构强度设计中的应用［J］.计算机辅助工程，2006（12）：50-52.

（编辑：启 迪）

TP 391.7

A

1002－2333（2014）04－0119－02

姜大成（1975—），男，高级工程师，硕士研究生，研究方向为航空机械。

2014-01-19