某型直升机尾斜梁整流罩快卸锁磨损问题研究

曹小龙

（昌河飞机工业（集团）有限责任公司，景德镇 333002）

在国防建设大力发展的牵引下，加之低空领域的进一步放开，近年来国内交付使用的直升机量递增迅猛。[1]但在某型直升机的使用过程中，普遍暴露出尾斜梁整流罩快卸锁磨损的问题，甚至出现磨损严重的锁钉无法有效锁紧，导致飞行时整流罩弹开的现象。该问题引起用户强烈不满，亟需设计和制造企业开展问题研究和技术攻关。

1 尾斜梁整流罩快卸锁结构介绍

尾斜梁整流罩快卸锁（以下简称快卸锁）包括锁钉、锁座和止动垫圈三部分。其中，锁钉由钉体、顶杆、衬套组成，锁座由锁盘、滑块、压缩弹簧、卡簧、密封帽组成。锁钉通过止动垫圈装在弹簧片上，锁座通过抽芯铆钉铆接固定在机体结构上。

2 问题分析与定位

2.1 建立故障树

针对快卸锁锁钉与锁座之间产生磨损的情况，建立故障树（见图1），并展开分析。

图1 快卸锁磨损故障树

2.2 故障排查

根据故障树，对故障原因进行逐项分析。

（1）X1：快卸锁静强度不足变形磨损

根据静强度分析结果，整流罩单个连接点快卸锁所受载荷较小，仅几百牛顿。而快卸锁抗拉强度试验表明，快卸锁抗拉强度达8000 N，远大于快卸锁受载。因此，快卸锁静强度满足设计使用要求，快卸锁在使用中不会产生变形。故排除X1 底事件。

（2）X2：快卸锁不能有效补偿装配间隙

由于尾斜梁整流罩位于尾桨影响区，振动环境较为恶劣，若存在装配间隙，则会加剧快卸锁磨损。而快卸锁安装后理论上存在不大于0.5 mm 的间隙。为验证这种可能性，随机测量20 架直升机的尾斜梁整流罩快卸锁安装后间隙，测量结果表明安装后部分快卸锁确实存在不大于0.5 mm的间隙。故不能排除X2 底事件。

（3）X3：材料及热处理选择不合理

快卸锁锁座选用0Cr18Ni9 不锈钢、锁钉选用1Cr17Ni2 不锈钢，这两种材料为结构件常采用不锈钢材料，具有较高强度及优良耐腐蚀性能。锁钉热处理至980 Mpa，符合HB/Z 80—2011《航空用不锈钢热处理》要求。因此，材料及热处理选择符合标准要求。故排除X3 底事件。

（4）X4：表面粗糙度选择不合理

快卸锁锁座、锁钉均为机加件，锁座、锁钉相互连接端面均为平面。经检查，机加性能良好且机加后进行了抛光处理，连接面光洁度较好，能较好满足使用要求。故排除X4 底事件。

（5）X5：表面处理选择不合理

快卸锁锁座、锁钉材料为不锈钢，表面处理方法为钝化。钝化是不锈钢结构件常用表面处理工艺方法，但对于活动连接小尺寸结构部件，在热处理状态下进行表面钝化处理后，若不做硬化处理，则耐磨性能相对不足，振动环境下易产生较快磨损。故不能排除X5 底事件。

（6）X6：快卸锁开启锁闭磨损

经统计，快卸锁在故障时间内（200 飞行小时左右）使用维护开启锁闭次数相对较少（为1000次左右）。为验证快卸锁使用维护开启锁闭次数的影响，随机选取1 架直升机进行地面开启锁闭试验。试验结果表明，当开启锁闭1000 次时，快卸锁表面未出现磨损现象，当开启锁闭5000 次时，快卸锁表面才出现轻微磨损现象。故排除X6 底事件。

（7）X7：快卸锁安装偏心

经分析，如果快卸锁安装偏心，会导致快卸锁安装后锁座、锁钉连接端面非正常接触，进而造成连接端面受力不均。由于前缘整流罩、尾减整流罩位于尾桨影响区，振动强度大，若快卸锁受力不均，会加剧快卸锁磨损。为验证快卸锁安装是否存在偏心情况，随机选取20 架直升机，每架机随机选择5 个快卸锁进行检查。检查结果表明，仅个别快卸锁存在安装偏心，同时安装完好的快卸锁也存在磨损现象。因此，快卸锁安装偏心未非主要影响因素。故排除X7 底事件。

2.3 故障定位

通过故障树分析，初步确定相应故障树底事件为快卸锁不能有效补偿装配间隙（X2）和快卸锁表面处理选择不合理（X5）。

3 机理分析

快卸锁在整流罩上安装后理论上存在间隙，考虑到快卸锁自身制造公差和整流罩装配间隙等因素，快卸锁锁闭后存在连接松动的可能。因尾斜梁整流罩位于尾桨影响区，振动环境较为恶劣，故连接松动会导致快卸锁受力不均，加剧快卸锁锁钉与锁座连接端面磨损。同时，快卸锁自身耐磨性能不足，导致在较短使用时间内出现快卸锁磨损严重的情况。当锁座、锁钉磨损总深度大于限位滑块卡槽深度时，锁闭后限位滑块卡槽无法再卡住锁钉，从而无法限制锁钉的转动，锁钉出现锁闭后打转，锁闭失效。

通过上述分析表明，快卸锁磨损故障的主要原因是快卸锁在振动环境下使用时耐磨性不足，且装配间隙不能得到有效补偿。

4 改进思路

根据机理分析，结合快卸锁安装结构特点，制定改进思路如下：

（1）针对快卸锁耐磨性能不足的问题：改进表面处理工艺。将快卸锁的表面处理工艺由钝化更改为镀镍磷，提高快卸锁的硬度、耐磨性和抗磨损能力。同时，在锁座内增加润滑脂防护，延长快卸锁的使用寿命。

（2）针对快卸锁安装后不能有效补偿装配间隙的问题：增加弹性垫圈。单件弹性垫圈厚度为0.5 mm，初始高度为0.9 mm，具有0.4 mm 的可压缩量。弹性垫圈安装在弹簧片与锁钉头之间，每件快卸锁可视实际结构夹层厚度安装弹性垫圈及调整垫圈（选装），通过弹性垫圈的弹性压缩量来补偿装配间隙。

5 试验验证

5.1 试验方法

（1）对快卸锁进行表面硬度测试、地面开启/锁闭10000 次可靠性试验、振动试验和功能测试试验，对比改进前与改进后的试验结果，验证快卸锁是否有明显磨损，锁闭功能是否完好。

（2）对尾斜梁整流罩连接结构安装改进后快卸锁进行振动试验考核，尾斜梁、尾斜梁整流罩、铰链等试验件采用装机件，通过在尾斜梁整流罩两侧粘贴胶布带加载气动载荷。振动试验标准按GJB 150A《军用装备实验室环境试验方法》，试验时间为3 个轴向各23.2 小时，其中振动功能试验各轴向4 小时，振动耐久试验各轴向19.2 小时。试验后，对快卸锁进行外观目视检查和锁闭功能检查，验证快卸锁磨损深度是否在弹性垫圈变形范围内，且快卸锁锁闭功能是否完好。

5.2 试验结果

（1）快卸锁地面试验验证的结果，如表1 所示。

（2）尾斜梁整流罩连接结构安装改进后快卸锁的振动试验考核结果：通过外观目视检查发现快卸锁磨损处为锁钉与锁座理论接触面，未出现快卸锁锁钉磨损后边缘呈倒圆状现象。经测量，最大磨损深度0.4 mm，磨损深度在弹性垫圈变形范围内。经测试，快卸锁锁闭功能正常。

6 改进措施

根据上述试验结果，制定改进措施：一是将快卸锁表面处理工艺由钝化更改为镀镍磷；二是增加弹性垫圈。

为确认改进措施是否有效，在直升机上进行飞行验证，要求改进状态快卸锁功能、性能完好，不出现正常锁闭后使用中打开、脱落等故障，同时快卸锁锁座、锁钉不出现明显磨损现象（磨损深度不超过0.1 mm）。将验证机尾斜梁整流罩连接处所使用的快卸锁全部更换成改进状态快卸锁，并通过5 架机累计524 个飞行小时的验证后，发现快卸锁使用情况良好，表面几乎无磨损，锁紧功能正常。结果表明，改进措施有效，达到预期要求。

7 结论

通过理论分析及相关地面、装机随机飞行考核试验表明：采取改进快卸锁表面处理工艺以提高耐磨性，增加弹性垫圈以有效补偿安装间隙，可有效解决尾斜梁整流罩快卸锁磨损失效问题，值得推广使用。