王裕林,唐海軍,李 飛,楊秀鋒

(1. 中國民航飛行學(xué)院，廣漢 618307； 2. 中國民航科學(xué)技術(shù)研究院，北京 100028)

某型直升機(jī)尾梁蒙皮開裂的失效分析

王裕林1,唐海軍2,李 飛1,楊秀鋒1

(1. 中國民航飛行學(xué)院，廣漢 618307； 2. 中國民航科學(xué)技術(shù)研究院，北京 100028)

某型號旋翼直升機(jī)飛行過程中發(fā)生異常震動，檢查發(fā)現(xiàn)尾梁站位BS 135.00附近的尾傳動軸整流罩固定支架鉚釘處有沿尾梁周向擴(kuò)展的裂紋。對裂紋斷口進(jìn)行了宏觀和微觀觀察、化學(xué)成分分析、金相組織檢查和硬度檢測，并利用有限元分析方法對尾梁結(jié)構(gòu)進(jìn)行模態(tài)分析，計算出尾梁結(jié)構(gòu)的固有頻率與振型。最后，結(jié)合模態(tài)分析結(jié)果和維護(hù)手冊上的要求，對蒙皮產(chǎn)生裂紋的原因進(jìn)行綜合分析。結(jié)果表明：蒙皮裂紋的失效模式為疲勞斷裂；尾槳振動超標(biāo)，使其與尾梁產(chǎn)生共振，是裂紋產(chǎn)生的主要原因。

直升機(jī)；尾梁；裂紋；失效分析

飛機(jī)的機(jī)體結(jié)構(gòu)通常由蒙皮和骨架等組成。蒙皮的功用是構(gòu)成機(jī)身的氣動外形，并保持表面光滑，承受局部空氣動力載荷，抵抗機(jī)身的歪曲變形和扭轉(zhuǎn)變形，對機(jī)身總體受載起到很重要的作用。常見的機(jī)身結(jié)構(gòu)分為桁梁式、桁條式、硬殼式。

尾梁是直升機(jī)的重要組成部分，其主要作用是傳遞尾槳和水平安定面產(chǎn)生的氣動力和力矩，并承受空氣動力和集中載荷，對直升機(jī)的平衡以及各種飛行動作的完成起到了決定性的作用，其振動水平會直接影響直升機(jī)尾傳動系統(tǒng)的穩(wěn)定性及直升機(jī)整機(jī)的振動水平[1-3]。尾梁損傷對直升機(jī)的空氣動力性能和強(qiáng)度及飛行安全有重要影響。

某型號旋翼直升機(jī)的尾梁屬于硬殼式結(jié)構(gòu)，由蒙皮與少數(shù)隔框組成，沒有縱向構(gòu)件。隔框用于維持截面形狀，支持蒙皮和承受擴(kuò)散框平面內(nèi)的集中力，蒙皮承受總體彎、剪、扭引起的全部軸力和剪力。該直升機(jī)尾梁結(jié)構(gòu)如圖1所示，尾梁通過隔板用螺栓與機(jī)身固定，其頂部安裝有尾旋翼驅(qū)動軸軸承支撐及尾傳動軸整流罩扣子固定支架，垂尾支撐件安裝在尾梁尾部，內(nèi)部有接線端子，在站位BS 84.57處安裝水平安定面。

該旋翼直升機(jī)在飛行過程中機(jī)組人員感覺有導(dǎo)常震動，滑回檢查發(fā)現(xiàn)在尾梁站位BS 135.00附近的尾傳動軸整流罩扣子固定支架鉚釘處有沿周向擴(kuò)展的裂紋，裂紋長度約15.5 cm，如圖2所示。本工作對尾梁蒙皮進(jìn)行了宏微觀觀察、化學(xué)成分分析、金相組織檢查和硬度檢測，確定蒙皮的斷裂性質(zhì)，并利用有限元分析方法對尾梁結(jié)構(gòu)進(jìn)行模態(tài)分析和模擬試驗，計算出尾梁結(jié)構(gòu)的固有頻率與振型；然后結(jié)合模態(tài)分析結(jié)果和維護(hù)手冊上的要求，對蒙皮產(chǎn)生疲勞裂紋的原因進(jìn)行綜合分析，確定裂紋產(chǎn)生的主要原因。

圖1 尾梁結(jié)構(gòu)圖Fig. 1 Structure diagram of tail boom

圖2 尾梁蒙皮裂紋所處位置Fig. 2 Crack location in tail boom skin

1 理化檢驗

1.1 宏觀觀察

由圖3可以看到，裂紋穿過鉚釘孔邊緣，斷口表面發(fā)黑，鉚釘孔附近斷口較為平坦，具有疲勞斷裂的特點，遠(yuǎn)離鉚釘?shù)臄嗫谥饾u粗糙，顯示出過載斷裂的特點。

(a) 表面

(b) 截面圖3 尾梁蒙皮裂紋的宏觀形貌Fig. 3 Macrographs of crack in tail boom skin: (a) surface; (b) cross-section

1.2 微觀觀察

采用電子顯微鏡觀察鉚釘孔右側(cè)裂紋的微觀形貌。由圖4可以看到，裂紋從鉚釘孔邊緣起始，并向右側(cè)擴(kuò)展，斷口較為平坦，斷裂源區(qū)被磨平，裂紋擴(kuò)展區(qū)的典型形貌顯示解理斷裂特征。

鉚釘左側(cè)裂紋斷口同樣是由鉚釘孔邊緣起始，向左側(cè)擴(kuò)展，斷裂起始區(qū)被磨損嚴(yán)重，擴(kuò)展區(qū)顯示為解理斷裂特征，局部可見較細(xì)的疲勞條帶。

尾梁蒙皮裂紋起始于尾槳傳動軸整流罩接耳與蒙皮連接的一個鉚釘孔，從鉚釘孔萌生裂紋后，以解理方式向兩側(cè)擴(kuò)展，并且在解理花樣上可見較細(xì)的疲勞條帶，表明裂紋性質(zhì)是疲勞裂紋。

(a) 斷口整體 (b) 裂紋源區(qū)(c) 裂紋擴(kuò)展區(qū)，低倍 (d) 裂紋擴(kuò)展區(qū)，高倍 圖4 鉚釘孔右側(cè)斷口形貌Fig. 4 Fractographs of the rivet hole on the right side: (a) overall fracture; (b) crack initiation area; (c) crack prologation area, low magnification; (d) crack prologation area,high magnification

1.3 化學(xué)成分分析

用能譜儀對蒙皮材料的化學(xué)成分進(jìn)行分析。結(jié)果表明，蒙皮材料中主要元素的質(zhì)量分?jǐn)?shù)為1.9% Mg，5.5% Cu，92.6% Al，與2024鋁合金的化學(xué)成分近似。

1.4 金相組織檢查

在斷口附近切取蒙皮橫向和縱向金相試樣，橫向試樣與裂紋走向一致，磨拋后用Keller's腐蝕劑腐蝕，然后用光學(xué)顯微鏡觀察其組織。由圖5可以看到，橫向組織較細(xì)，為α相晶粒組織，并彌散分布著黑色的S相；縱向組織形態(tài)與橫向組織十分相似，從組織形態(tài)上看該合金可能經(jīng)過固溶處理后又進(jìn)行了人工時效熱處理[4]。

(a) 橫向

(b) 縱向圖5 斷口附近蒙皮的顯微組織Fig. 5 Microstructure of skin near fracture：(a) transverse; (b) lengthways

1.5 硬度檢測

在橫向金相試樣上測試其維氏顯微硬度，載荷0.98 N。結(jié)果表明，蒙皮的平均硬度為138.820 HV。

2 失效原因分析

2.1 模態(tài)分析

根據(jù)尾梁的結(jié)構(gòu)圖，對隔板、加強(qiáng)筋、整流罩支架等簡化處理。采用了單元標(biāo)度為30 mm的四面體等參元對結(jié)構(gòu)進(jìn)行網(wǎng)格劃分。材料選擇為2024鋁合金[5]，彈性模量7.1×1010Pa，泊松比0.33。選取尾梁的前端面進(jìn)行固定約束，對尾梁的總變形進(jìn)行模態(tài)有限元求解[6-7]。

一階模態(tài)振型云圖如圖6所示，其固有頻率為33.867 Hz，振型為尾梁尾部沿Y軸上下擺動，最大幅度的振動發(fā)生于尾部。某型直升機(jī)尾槳的平均旋轉(zhuǎn)頻率約為42.5 Hz[8]，計算出的一階固有頻率與尾槳的轉(zhuǎn)速頻率十分接近。

圖6 一階模態(tài)振型云圖Fig. 6 First modal analysis results of vibration

2.2 綜合分析

結(jié)合維護(hù)手冊第53章53-9節(jié)中的注意事項：尾槳減速齒輪箱不平衡或安裝不正確可能導(dǎo)致鉚釘松動和尾梁站位BS 131.89至尾梁站位BS 171.89之間蒙皮出現(xiàn)裂紋。直升機(jī)尾槳在工作時會周期性地將載荷傳到尾梁，為避免尾梁產(chǎn)生過度振動，需使尾梁的固有頻率不同于尾槳工作時產(chǎn)生的激振力頻率。因此，在實際維護(hù)工作中，應(yīng)定期對尾槳進(jìn)行動平衡校驗，將振動值控制在5.08 mm/s內(nèi)。該機(jī)完成更換尾梁工作，在隨后進(jìn)行的動平衡校驗中，尾槳振動值為73.66 mm/s，飛機(jī)維護(hù)手冊規(guī)定振動值不大于5.08 mm/s(即0.2 IPS)，屬于嚴(yán)重超標(biāo)。更換尾槳槳轂和槳葉組件后，重新測量振動值為正常。

通過尾梁蒙皮斷口的特征可以判定裂紋為疲勞裂紋。利用有限元分析方法，對尾梁結(jié)構(gòu)進(jìn)行模態(tài)分析，計算出尾梁結(jié)構(gòu)的固有頻率與振型。如果尾槳不平衡，將會產(chǎn)生42.5 Hz頻率的激振力，其頻率若與尾梁的固有頻率接近，將與尾梁發(fā)生共振，使尾梁尾部產(chǎn)生較大的變形，導(dǎo)致尾梁站位BS 135.00附近的尾傳動軸整流罩扣子固定支架鉚釘處應(yīng)力比較集中，長期的共振作用會導(dǎo)致疲勞裂紋的產(chǎn)生。

將拆下的尾槳槳轂和槳葉組件送原廠檢查，確認(rèn)振動超標(biāo)的具體原因為尾槳軛頭組件磨損量超出標(biāo)準(zhǔn)值，磨損位置如圖7所示。由圖7可見,軛頭與尾槳槳葉聯(lián)接孔磨損超標(biāo)，導(dǎo)致尾槳組件不平衡，在2 550 r/min高速旋轉(zhuǎn)的情況下，尾槳組件的振動值超出標(biāo)準(zhǔn)。

圖7 尾槳軛頭磨損位置Fig. 7 Locations of wear in tail rotor yoke

3 結(jié)論及措施

尾梁蒙皮裂紋的主要原因是尾槳軛頭磨損超標(biāo)，從而引起尾槳振動超標(biāo)，與尾梁產(chǎn)生共振，最終導(dǎo)致蒙皮鉚釘孔周圍產(chǎn)生疲勞裂紋。為避免類似問題的再次發(fā)生，需采取以下預(yù)防性措施：定時檢查尾槳槳轂和槳葉組件的動平衡，并根據(jù)需要進(jìn)行調(diào)整；定時檢查槳葉上的變距軸承有無松動，軸承及安裝邊緣有無裂紋。

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《腐蝕與防護(hù)》征稿格式要求

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(11) 致謝 作者認(rèn)為必要時，可在正文結(jié)尾向有關(guān)人士或機(jī)構(gòu)表示謝意。

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① 期刊類：[序號]作者．題名[J]．刊名，年，卷(期)：起止頁碼．② 專著類：[序號]著者．書名[M]．幾版．出版地：出版社，出版年：引用頁碼．③ 譯著類：[序號]原著者．書名[M]．譯者，譯．出版地：出版社，出版年：引用頁碼．④ 論文集：[序號]作者．題名[C]//編者．論文集名．出版地：出版社，出版年：起止頁碼．⑤ 報紙類：[序號]作者．題名[N]．報紙名，年-月-日(版次)．⑥ 專利文獻(xiàn)：[序號]專利申請者．專利題名：專利國別，專利號[P]．年-月-日．⑦ 標(biāo)準(zhǔn)類：[序號]標(biāo)準(zhǔn)號 標(biāo)準(zhǔn)名稱[S]．⑧ 學(xué)位論文：[序號]作者．題名[D]．保存地：保存單位，年份．⑨ 電子文獻(xiàn)：[序號]作者．題名[EB/OL]．電子文獻(xiàn)的出版或獲得地址，發(fā)表更新日期/引用日期．

Failure Analysis of Cracking of a Helicopter Tail Boom Skin

WANG Yu-lin1, TANG Hai-jun2, LI Fei1, YANG Xiu-feng1

(1. Civil Aviation Flight University of China, Guanghan 618307, China;2. China Academy of Civil Aviation Science and Technology, Beijing 100028, China)

Abnormal vibration was found when a certain type of helicopter in the process of flight. It was found after inspection that there was a crack along circumferential propagation at the rivet of fixed bracket on the tail drive shaft fairing button near BS 135.00 stations of tail boom. Macroscopic and microscopic observation, chemical composition analysis, metallographic examination and hardness testing were carried out for the fracture of the crack, and modal analysis was used to calculate the natural frequency and vibration mode of the tail beam structure by finite element analysis method. Finally, the causes of cracking of the skin were analyzed by combining the results of modal analysis and the requirements of the maintenance manual. The results show that the failure mode of skin was fatigue. The main reason for the cracking was that the tail rotor whose vibration exceeded the standard resonated with the tail beam.

helicopter; tail boom; crack; failure analysis

2015-08-01

中國民用航空飛行學(xué)院青年基金項目(Q2013-126)

王裕林(1986-)，工程師，碩士，從事航空器適航管理，15882059334，ylwang@cafuc.edu.cn

10.11973/fsyfh-201612017

TG174.4

B

1005-748X(2016)12-1026-04