某型直升机尾上舱结构失稳故障研究

冯国岩，张国富，陈宣任，谢 安

（成都国营锦江机器厂，四川 成都 610043）

某型直升机在地面开大车时，发现机体的尾上舱结构蒙皮有鼓动现象。鼓动是在载荷作用下，蒙皮上的应力超过该材料的屈服极限，使蒙皮伸长，形成鼓起或下陷的现象，蒙皮回弹时会发出响声。这种故障与结构的变形、折皱等故障现象，在机体结构的修理中通常被称为“结构失稳”。

尾上舱结构失稳与直升机的复杂气动特性和特殊飞行状态是密切相关的。直升机与固定翼飞机相比，如果把固定翼飞机看成六个自由度的运动体[1]，那么对直升机而言，还必须考虑旋翼和尾桨相对于机体的转动、桨叶相对于铰链接头的转动。除此之外，直升机还有一系列特殊飞行状态，例如悬停、垂直起落、自旋等，这构成了直升机的飞行特点。由于直升机的特殊飞行状态与复杂的气动特性，机体受到的外载荷和气动载荷更加复杂，导致直升机设计困难，一些结构在设计中的刚度不足问题在使用中就会充分显现出来。

为解决尾上舱结构失稳这一在机体结构故障中的修理难题，我们首先需要了解直升机的基本构造。同时，在分析直升机机体使用中的受力、传力的基础上，探究故障产生的根源，制定相应的修理方案，排除故障，以便直升机在使用中更加安全、可靠。

1 尾上舱结构简介

某型直升机机体为变截面、全金属、半硬壳式结构[2]。它包括前机体、中机体、尾梁、尾斜梁和水平安定面等5 个部分（见图1）。尾上舱结构是中机体上部的一段机体，位于10 ～23 号隔框之间（见图2），分为前、后两段。尾上舱前段位于中机体10 ～13 号隔框之间，后段位于中机体14 ～23 号隔框之间。尾上舱结构失稳主要发生在后段18 ～22 号隔框之间。

图1 机体主要组成示意图

尾上舱后段与尾上舱前段铆接在一起，下部则与中机体后部位置的整流带、两侧蒙皮、隔框、纵向构件、下部蒙皮铆接在一起。尾上舱后段由蒙皮、桁条、隔框等组成薄壁锥形结构，桁条通过电阻焊或铆钉与蒙皮连接在一起，并通过耳片与隔框连接，隔框通过铆钉与蒙皮连接在一起。从19 号隔框开始，截面逐渐减小，在21 号隔框处过渡到完整的锥形结构。

图2 中机体及尾上舱结构示意图

2 尾上舱结构失稳原因分析

2.1 失稳故障在结构上的表现

在地面开大车时，发现尾上舱后部结构蒙皮有鼓动现象。停车后目视检查发现，尾上舱左右两侧、18 ～23 号隔框第45 ～37 桁条间的蒙皮有不同程度的折皱现象，按压检查该区域的蒙皮，蒙皮下陷后回弹时发出响声；检查内部连接耳片，发现该区域结构上的部分连接耳片有变形现象。

2.2 失稳原因

2.2.1 不对称载荷引起的失稳

直升机在飞行和着陆过程中，机体结构主要承受由旋翼、尾桨、尾斜梁、起落架等部件的固定接头传来的集中载荷，这是机体结构的主要外载荷；同时还要承受机体上各部件及装载质量等。作用在机体上的外载荷，通常可以分为对称载荷和不对称载荷两种。与机体对称面对称的外载荷，称为对称载荷，反之为不对称载荷。

当直升机在垂直平面内做机动飞行或直升机以两主轮接地时，机身承受的均为对称载荷，对中机体18 ～23 号隔框蒙皮影响不大。当机体承受水平安定面的不对称载荷、尾斜梁和尾桨的侧向水平载荷，以及一个主轮先接地时的撞击载荷时，机体不仅要受到剪切、弯曲作用，还要受到扭转作用。在此复杂的载荷作用下，中机体18~23 号隔框蒙皮就会发生变形、折皱等故障现象。特别是在直升机转弯、侧飞或遇到侧向突风作用时，机体具有侧向加速度而产生侧向惯性，在侧向突风和侧向惯性作用下，尾上舱结构受到水平平面内的剪切和弯曲作用增大，长期使用从而导致蒙皮变形。该处结构的失稳，体现了尾上舱结构设计刚度不足。

2.2.2 气动力载荷引起的失稳

直升机在飞行中，机身除承受由旋翼、尾桨、尾斜梁等传来的集中载荷和质量外，还要承受旋翼所产生的气动力和气动力矩、尾桨所产生的气动力和气动力矩、水平安定面和尾斜梁所产生的气动力和气动力矩，以及作用于机体的气动力和气动力矩。

飞行中，机身表面承受的大部分局部空气动力较小，并且局部空气动力沿横截面周缘大致是对称分布的，基本上能自相平衡而不再传给机体的其他部分。因此，可以认为局部空气动力不会影响到整个机体结构的受力，只对机体结构的局部受力有一定影响，特别是刚度设计不足的部分会受到很大影响。由于直升机一般在气流扰动很严重的低空飞行，流经旋翼的气流是不均匀的，从而在桨叶上引起交变的气动载荷，因此在桨毂上产生了振动力与力矩，从而引起机体振动，振动导致结构刚度设计不足的区域产生蒙皮变形、折皱等现象。因此，尾上舱蒙皮的变形、折皱现象是该区域结构刚度设计不足的体现。

2.2.3 隔框设计不对称引起的失稳

直升机飞行中，旋翼、尾桨、尾斜梁、起落架等部件传来的集中载荷，都直接作用在隔框上，隔框周缘是与蒙皮铆接在一起的。隔框沿铆接缝把载荷以剪流的形式传给蒙皮，蒙皮本身承受和传递全部剪力和扭矩，并将弯矩传递给桁条。隔框受到对称集中载荷作用时，把集中载荷以剪流的形式分散地传给蒙皮，此时两侧蒙皮承受的剪流最大。蒙皮产生反作用剪流，来平衡隔框上的外载荷，但是由于中机体20~21 号隔框间有一个附框，半框的设计使隔框不完整，改变了载荷的传递平衡，形成了不对称集中载荷，引起结构失稳。

2.2.4 桁条设计不连续引起的失稳

在薄壳式机体结构中，桁条用来承受弯矩引起的轴力，蒙皮除了承受全部剪力和扭矩外，还要不同程度地承受轴力。由于中机体18~23 号隔框左侧的桁条没有与23 号隔框形成连接，而是在中部就突然终止，蒙皮在受拉或受压状态下，应力在桁条间的分布不均匀引起了结构失稳。

综上所述，某型直升机尾上舱结构失稳是由于结构设计存在缺陷。在长期使用、交变载荷作用的情况下，结构稳定性降低，出现结构失稳。

3 故障排除

从尾上舱结构失稳原因分析可以看出，尾上舱结构失稳是因隔框、桁条及蒙皮等结构设计存在缺陷，那么就要从改进结构上着手。可通过对隔框、桁条及蒙皮等薄弱区域的加强，增加结构的局部区域强度、刚度和稳定性，使直升机达到正常使用状态。

3.1 排故准备

对直升机进行水平测量，记录水平测量的原始数据，用于排故后的对比验证。拆卸旋翼、尾桨叶、尾桨毂、尾梁等所有妨碍尾上舱结构失稳排故的部附件。

3.2 故障排除

3.2.1 附框改进为整框

尾上舱20~21 号隔框、左47 桁条至右47 桁条间的附框无连接，制作一件加隔框，如图3。

图3 尾上舱结构附框改进为整框示意图

用连接片、角片、加强型材、铆钉等使两者连接成一个整体，使载荷的传递分布得以改善。

3.2.2 延长桁条

中机体18~23 号隔框第45~37 桁条间未与23号隔框相连接的桁条，用加强件延长至23 号隔框，加强件与隔框用角片连接，使其与23 号隔框形成一个整体（如图4），使传力路线不会在非承力区域突然中断，改善应力集中的产生。

图4 尾上舱结构延长桁条局部示意图

3.2.3 蒙皮加强

（1）可以切割掉18~23 号隔框45~37 桁条间的失稳蒙皮，贴补新蒙皮，且用型材制作加强桁条对蒙皮进行加强，增加结构的局部区域强度、刚度和稳定性。在此过程中需要进行强度校验。

（2）现以切割掉的21~23 号隔框底部失稳蒙皮为例，校验21~23 号隔框底部加强后的强度。

21~23 号隔框底部左39~40 和右39 桁条间蒙皮缩减系数：

21~23 号隔框底部左36~38 和右36~38 桁条间蒙皮缩减系数：

21~23 号隔框底部左39~40 和右39 桁条间蒙皮截面积：

21~23 号隔框底部左36~38 和右36~38 桁条间蒙皮截面积：

下壁板的抗拉强度：

因此，对尾上舱后段21~23 号隔框底部加强后，下壁板承受的最大正应力降低了47.4%，提高了下壁板间蒙皮、桁条的稳定性。

3.3 修复后验证

恢复对旋翼、尾桨叶、尾桨毂、尾梁等所有部附件的安装。对直升机进行水平测量，且合格；与修理前的水平测量数据对比，差异在允许范围内。地面开大车检查，尾上舱后部结构蒙皮无鼓动现象，该结构失稳故障修复。

4 结论

此次尾上舱结构失稳区域的修复，采用的是对隔框增大，形成对称结构，对蒙皮切割、对桁条延伸、对蒙皮薄弱区域进行加强的综合修理方法，有别于以往的单一修补法。该方法是依据直升机结构力学特点制定的。在实施中仅对设计有缺陷的结构进行了必要的补救，仅对尾上舱结构的强度、刚度进行了恢复，不会使结构修复后因结构强度过强而导致结构失效。

此种排故方法能使直升机恢复良好的飞行状态，为直升机的飞行提供了更安全、可靠的平台。所做研究对其他直升机结构故障的修复有借鉴意义与参考价值，结构的综合修补法具有广泛的应用前景。