一起直升机尾梁腐蚀故障修理研究

张欢 门坤发 刘明亮

摘要：从使用环境以及维护方面分析某型直升机尾梁腐蚀产生的原因，结合强度评估、工艺性以及更换与修理的成本对比，得出可修的结论.并制定了尾梁修理方案，同时给出了后续飞行中检查与维護的建议，在保障直升机安全使用的同时避免了类似的故障再次发生。

关键词：直升机;尾梁;腐蚀;修理

0引言

直升机结构腐蚀，尤其是老龄直升机的结构腐蚀已成为影响和制约其安全飞行、使用维护与经济修理的共性问题。结构腐蚀破坏了结构的整体性，导致直升机结构静强度和疲劳寿命大幅度降低，缩短其服役周期，影响部队正常的战备训练与战力保持。因此，做好直升机结构的防腐控制和腐蚀修理工作，对于降低直升机服役期内的维护费用具有重要意义。

较早交付的一批某型直升机自交付用户使用至今已有十多年，该型机长期处于高温、高湿和高盐雾环境下，腐蚀问题已成为该型机的主要故障形式，基地维修中发现多处结构出现腐蚀，其中尾梁拉杆夹紧支座处腐蚀较为严重，已成为该型机的典型故障。

1故障描述

某型直升机尾梁结构为铝蒙皮纸蜂窝夹层结构，尾梁上有4处安装了拉杆夹紧支座，支座与蒙皮问安装了加强板。在直升机停场时，使用拉紧杆将旋翼固定在尾梁拉杆夹紧支座上，防止折叠后的旋翼随风晃动产生变形及碰撞事故。该型直升机在基地维修时发现尾梁4个拉杆夹紧支座处有不同程度的腐蚀现象。该型直升机尾梁主要组成部分的材料、厚度和材料标准见表1。

尾梁腐蚀的位置为4个拉杆夹紧支座处的尾梁外蒙皮，4个拉杆夹紧支座位置见图1的A、B，c、D位置，其A、B两个拉杆距离尾梁X6630框约1200mm，c、D两个拉杆距离X8840框位置较近。腐蚀区域表现为脱漆和鼓泡，且出现层状剥离。拆卸拉杆夹紧支座及加强件后，可见锈蚀后的外蒙皮的有效厚度已经很薄，较严重的已经看到内部的蜂窝格。4处腐蚀区域结构剖面图如图2所示，A、B、c、D区的腐蚀范围分别为320mmx240mm、250mm×180mm、140mm×130mm、120mm×120mm。其中，典型的尾梁腐蚀区域如图3所示，该位置为D区腐蚀情况。

2腐蚀原因分析

直升机的服役环境，特别是机场附近的气候条件，对直升机机体结构的腐蚀具有重要影响。该型机长期处于高温、高湿和高盐雾环境下，尾梁外蒙皮腐蚀部位与桨叶折叠拉杆夹紧支座的加强板有阶差，易积水。同时，海水、潮气易渗入拉杆夹紧支座安装孔。金属件的油漆保护层长时间附着水分后容易变软而脱落，其氧化膜保护层组织多孔，附着或吸收水分后，防腐能力大大降低，且在外场使用过程中维护清洗不及时会使拉杆夹紧支座漏水孔堵塞，盐水聚集在支座内部，形成电解液，导致尾梁外蒙皮出现腐蚀。腐蚀开始时并未及时采取有效的补救措施，导致腐蚀进一步扩展。

3故障可修性研究

修理容限是结构可修性的界限，应根据结构的强度和刚度要求研究损伤情况下的剩余性能，同时结合修理设计、工艺水平和修理经济性等因素，确定是修理还是更换。

当结构件缺陷和损伤的尺寸超过一定量值时，难以达到修理标准要求或在经济上已不合算的，只能报废更换新件。

上述工作的简单示意如图4所示，条件处于修理范围内的缺陷和损伤才是修理对象。

3.1强度评估

直升机尾梁是直升机结构中的重要部件，承受和传递尾桨载荷、涵道垂尾的气动载荷、平尾和侧端板的气动载荷、尾撬应急着陆时的载荷以及惯性载荷，同时尾梁还承受低周疲劳载荷，起到保持全机平衡的作用，且尾梁结构为单传力结构，其破坏将影响直升机的飞行安全。

考虑到修理实施过程中的工艺、环境、人为等外部因素，修理后结构强度较原结构会有一定损失，根据该型机尾部结构的静力/疲劳试验以及分析结果，同时参考文献，认为修复后能恢复到原结构强度的80%水平，结构能够满足强度要求。尾梁在严重载荷工况下的应力分布云图如图5、图6所示。

从应力云图可见，尾梁在腐蚀的A区和c区靠近8840框附近的最大米塞斯应力在212MPa左右，大部分在155MPa左右，修补前后该区域的安全裕度公式分别为：

据此可以得到，利用屈服强度进行安全裕度计算，修补前为0.5，修补后降为0.2，如果利用拉伸强度进行安全裕度计算，则修补前为0.75，修补后降为0.4。

修补后的外蒙皮安全裕度为0.20，满足强度要求。通过以上分析，假设修补后强度损失20%，仍然能够满足要求。

3.2工艺性、经济性评估

从工艺性考虑，拟参与修理工作的工艺人员以及操作工人都是从事尾梁成型工作五年以上的人员，对尾梁结构非常了解，对尾梁的成型、修理也非常有经验，同时修理的场地以及修理过程中的环境均可以达到要求，因此修理中可能遇到的困难经过评估是可以克服的。

从经济性考虑，通过估算修理的成本，对工时、材料、人力、能源等主要成本加以累计，得出更换尾梁的费用是维修费用的近20倍，同时该直升机服役时间已有十多年，维修比更换新尾梁更经济。

因此，结合强度、修理水平和经济性等因素，确定可以对该腐蚀区域进行维修，且维修后能够满足使用要求。

4修理设计

4.1修理方案及流程

对4处缺陷进行分块修理，在确保恢复修理后强度、刚度、疲劳性能的基础上，制定修理方案以及流程，如图7所示。

其中，补片和加强片采用与原外蒙皮相同的材料，为确保修理可靠耐久、减小剥离力，加强板和外蒙皮之间采用抽芯铆钉胶铆连接，且使铆钉双排交错，边距以及间距遵循铆接通用要求。修理简图如图8所示。

4.2修理技术难点

1）胶膜的选择

从可以用于板板、板蜂窝结构且满足强度要求的胶中，选择应用成熟的三种固化温度不同的胶J-99B、1113.06、EA9396，进行比较。

J-99B胶膜与尾梁成型使用胶膜一致，为高温固化胶膜，具有较高的力学性能，较好的耐介质性和耐环境性。但由于修补区域较大，使用热补仪很难保证固化温度均匀达标，且腐蚀后尾梁长期裸露，内部蜂窝已受潮，而尾梁的内蒙皮厚度仅为0.1mm，高温加热固化过程中蜂窝中的潮气蒸发，极易导致内蒙皮与蜂窝脱粘鼓包。

EA9396胶为常温胶，工艺简单、方.便实施、修理快捷且使用温度可以满足要求，但是常温胶湿热老化性能较差、流动性较强，固化后比较脆，修理实施现场无法满足此胶的工艺条件。

1113 06胶膜为中温固化胶膜，胶接强度高、耐湿热老化、耐介质、耐疲劳，但是使用温度仅为55℃～70～C。

经过对比发现，胶膜J-99B风险较大，若固化温度不达标，修理后很可能出现脱粘缺陷，且固化过程中导致内蒙皮与蜂窝脱粘会造成二次损伤，对结构的恢复非常不利;常温胶EA9396湿热老化性能差，流动性强，容易造成胶涂抹不均，修理实施现场无法满足此胶的工艺条件，不适用于永久修理;1113.06的使用温度最高为70℃，为验证此胶的温度是否满足使用要求，用一架正常使用的同型号的直升机测量其飞行状态下修理区域的温度。环境温度为30℃，经过严苛试飞验证后，4处修理区的温度分别为65℃、62℃、62℃、54℃，均未達到70℃。因此1113.06胶膜的各项参数均满足使用要求，最终选择1113.06胶膜。

2）三层胶膜固化顺序以及固化参数的选择

板蜂窝件粘接与板板粘接固化压力不同，分别为0.2±0.02MPa和0.3±0.02MPa。为了防止修理过程中胶膜受热不均，修理过程中先将补片与蜂窝按照120℃、2小时的参数进行胶接固化完成后，再进行加强片和加强板的粘接。为了防止二次胶接过程中温度过高造成补片与蜂窝胶接强度的下降，将二次胶接固化温度降低为100℃，固化时间加长至4小时。

3）保证加强片和补片与尾梁外表面的贴合

修理用的补片和加强板为圆弧曲面，修理过程中，如果补片、加强板与尾梁外蒙皮不能完全贴合，会造成修补面局部气泡夹杂脱粘。这就需要在修理过程中将补片与尾梁修补区域进行反复比对校形，直至完全贴合才可以进行胶接。

5修复后的检查和维护

1）尾梁承受低周疲劳载荷，同时考虑本次采取的结构修理方案，所以还需要对尾梁修理区域进行定期检查。检查周期为每100飞行小时或半年，以先到者为准。

2）定期对直升机表面进行清洗和通风晾晒。特别是执行过海上任务的直升机，应及时使用淡水进行清洗，保持漏水孔通畅，防止盐水积聚，并在其表面喷防腐剂或延蚀剂。

3）定期进行防腐检查。对于检查中发现的轻微腐蚀，必须进行处理，防止其进一步扩展。

6结论

直升机尾梁结构的腐蚀严重影响飞机结构的完整性，为飞行带来了极大的安全隐患，对于机龄较长，损伤较严重，修理难度大的直升机零部件，确定修理或更换是值得探讨的问题。本文结合直升机的服役年限，更换与修理的成本对比，以及修理后结构强度可恢复的程度给出了修理意见，并对修理后的检查和维护提出建议。为同类型故障的修理提供参考，同时给出的维护措施可以在一定程度上减少此类故障的发生。