馮國(guó)巖，張國(guó)富，陳宣任，謝 安

（成都國(guó)營(yíng)錦江機(jī)器廠，四川 成都 610043）

某型直升機(jī)在地面開(kāi)大車(chē)時(shí)，發(fā)現(xiàn)機(jī)體的尾上艙結(jié)構(gòu)蒙皮有鼓動(dòng)現(xiàn)象。鼓動(dòng)是在載荷作用下，蒙皮上的應(yīng)力超過(guò)該材料的屈服極限，使蒙皮伸長(zhǎng)，形成鼓起或下陷的現(xiàn)象，蒙皮回彈時(shí)會(huì)發(fā)出響聲。這種故障與結(jié)構(gòu)的變形、折皺等故障現(xiàn)象，在機(jī)體結(jié)構(gòu)的修理中通常被稱(chēng)為“結(jié)構(gòu)失穩(wěn)”。

尾上艙結(jié)構(gòu)失穩(wěn)與直升機(jī)的復(fù)雜氣動(dòng)特性和特殊飛行狀態(tài)是密切相關(guān)的。直升機(jī)與固定翼飛機(jī)相比，如果把固定翼飛機(jī)看成六個(gè)自由度的運(yùn)動(dòng)體[1]，那么對(duì)直升機(jī)而言，還必須考慮旋翼和尾槳相對(duì)于機(jī)體的轉(zhuǎn)動(dòng)、槳葉相對(duì)于鉸鏈接頭的轉(zhuǎn)動(dòng)。除此之外，直升機(jī)還有一系列特殊飛行狀態(tài)，例如懸停、垂直起落、自旋等，這構(gòu)成了直升機(jī)的飛行特點(diǎn)。由于直升機(jī)的特殊飛行狀態(tài)與復(fù)雜的氣動(dòng)特性，機(jī)體受到的外載荷和氣動(dòng)載荷更加復(fù)雜，導(dǎo)致直升機(jī)設(shè)計(jì)困難，一些結(jié)構(gòu)在設(shè)計(jì)中的剛度不足問(wèn)題在使用中就會(huì)充分顯現(xiàn)出來(lái)。

為解決尾上艙結(jié)構(gòu)失穩(wěn)這一在機(jī)體結(jié)構(gòu)故障中的修理難題，我們首先需要了解直升機(jī)的基本構(gòu)造。同時(shí)，在分析直升機(jī)機(jī)體使用中的受力、傳力的基礎(chǔ)上，探究故障產(chǎn)生的根源，制定相應(yīng)的修理方案，排除故障，以便直升機(jī)在使用中更加安全、可靠。

1 尾上艙結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)介

某型直升機(jī)機(jī)體為變截面、全金屬、半硬殼式結(jié)構(gòu)[2]。它包括前機(jī)體、中機(jī)體、尾梁、尾斜梁和水平安定面等5 個(gè)部分（見(jiàn)圖1）。尾上艙結(jié)構(gòu)是中機(jī)體上部的一段機(jī)體，位于10 ～23 號(hào)隔框之間（見(jiàn)圖2），分為前、后兩段。尾上艙前段位于中機(jī)體10 ～13 號(hào)隔框之間，后段位于中機(jī)體14 ～23 號(hào)隔框之間。尾上艙結(jié)構(gòu)失穩(wěn)主要發(fā)生在后段18 ～22 號(hào)隔框之間。

圖1 機(jī)體主要組成示意圖

尾上艙后段與尾上艙前段鉚接在一起，下部則與中機(jī)體后部位置的整流帶、兩側(cè)蒙皮、隔框、縱向構(gòu)件、下部蒙皮鉚接在一起。尾上艙后段由蒙皮、桁條、隔框等組成薄壁錐形結(jié)構(gòu)，桁條通過(guò)電阻焊或鉚釘與蒙皮連接在一起，并通過(guò)耳片與隔框連接，隔框通過(guò)鉚釘與蒙皮連接在一起。從19 號(hào)隔框開(kāi)始，截面逐漸減小，在21 號(hào)隔框處過(guò)渡到完整的錐形結(jié)構(gòu)。

圖2 中機(jī)體及尾上艙結(jié)構(gòu)示意圖

2 尾上艙結(jié)構(gòu)失穩(wěn)原因分析

2.1 失穩(wěn)故障在結(jié)構(gòu)上的表現(xiàn)

在地面開(kāi)大車(chē)時(shí)，發(fā)現(xiàn)尾上艙后部結(jié)構(gòu)蒙皮有鼓動(dòng)現(xiàn)象。停車(chē)后目視檢查發(fā)現(xiàn)，尾上艙左右兩側(cè)、18 ～23 號(hào)隔框第45 ～37 桁條間的蒙皮有不同程度的折皺現(xiàn)象，按壓檢查該區(qū)域的蒙皮，蒙皮下陷后回彈時(shí)發(fā)出響聲；檢查內(nèi)部連接耳片，發(fā)現(xiàn)該區(qū)域結(jié)構(gòu)上的部分連接耳片有變形現(xiàn)象。

2.2 失穩(wěn)原因

2.2.1 不對(duì)稱(chēng)載荷引起的失穩(wěn)

直升機(jī)在飛行和著陸過(guò)程中，機(jī)體結(jié)構(gòu)主要承受由旋翼、尾槳、尾斜梁、起落架等部件的固定接頭傳來(lái)的集中載荷，這是機(jī)體結(jié)構(gòu)的主要外載荷；同時(shí)還要承受機(jī)體上各部件及裝載質(zhì)量等。作用在機(jī)體上的外載荷，通常可以分為對(duì)稱(chēng)載荷和不對(duì)稱(chēng)載荷兩種。與機(jī)體對(duì)稱(chēng)面對(duì)稱(chēng)的外載荷，稱(chēng)為對(duì)稱(chēng)載荷，反之為不對(duì)稱(chēng)載荷。

當(dāng)直升機(jī)在垂直平面內(nèi)做機(jī)動(dòng)飛行或直升機(jī)以?xún)芍鬏喗拥貢r(shí)，機(jī)身承受的均為對(duì)稱(chēng)載荷，對(duì)中機(jī)體18 ～23 號(hào)隔框蒙皮影響不大。當(dāng)機(jī)體承受水平安定面的不對(duì)稱(chēng)載荷、尾斜梁和尾槳的側(cè)向水平載荷，以及一個(gè)主輪先接地時(shí)的撞擊載荷時(shí)，機(jī)體不僅要受到剪切、彎曲作用，還要受到扭轉(zhuǎn)作用。在此復(fù)雜的載荷作用下，中機(jī)體18~23 號(hào)隔框蒙皮就會(huì)發(fā)生變形、折皺等故障現(xiàn)象。特別是在直升機(jī)轉(zhuǎn)彎、側(cè)飛或遇到側(cè)向突風(fēng)作用時(shí)，機(jī)體具有側(cè)向加速度而產(chǎn)生側(cè)向慣性，在側(cè)向突風(fēng)和側(cè)向慣性作用下，尾上艙結(jié)構(gòu)受到水平平面內(nèi)的剪切和彎曲作用增大，長(zhǎng)期使用從而導(dǎo)致蒙皮變形。該處結(jié)構(gòu)的失穩(wěn)，體現(xiàn)了尾上艙結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)剛度不足。

2.2.2 氣動(dòng)力載荷引起的失穩(wěn)

直升機(jī)在飛行中，機(jī)身除承受由旋翼、尾槳、尾斜梁等傳來(lái)的集中載荷和質(zhì)量外，還要承受旋翼所產(chǎn)生的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩、尾槳所產(chǎn)生的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩、水平安定面和尾斜梁所產(chǎn)生的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩，以及作用于機(jī)體的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩。

飛行中，機(jī)身表面承受的大部分局部空氣動(dòng)力較小，并且局部空氣動(dòng)力沿橫截面周緣大致是對(duì)稱(chēng)分布的，基本上能自相平衡而不再傳給機(jī)體的其他部分。因此，可以認(rèn)為局部空氣動(dòng)力不會(huì)影響到整個(gè)機(jī)體結(jié)構(gòu)的受力，只對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)的局部受力有一定影響，特別是剛度設(shè)計(jì)不足的部分會(huì)受到很大影響。由于直升機(jī)一般在氣流擾動(dòng)很?chē)?yán)重的低空飛行，流經(jīng)旋翼的氣流是不均勻的，從而在槳葉上引起交變的氣動(dòng)載荷，因此在槳轂上產(chǎn)生了振動(dòng)力與力矩，從而引起機(jī)體振動(dòng)，振動(dòng)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)剛度設(shè)計(jì)不足的區(qū)域產(chǎn)生蒙皮變形、折皺等現(xiàn)象。因此，尾上艙蒙皮的變形、折皺現(xiàn)象是該區(qū)域結(jié)構(gòu)剛度設(shè)計(jì)不足的體現(xiàn)。

2.2.3 隔框設(shè)計(jì)不對(duì)稱(chēng)引起的失穩(wěn)

直升機(jī)飛行中，旋翼、尾槳、尾斜梁、起落架等部件傳來(lái)的集中載荷，都直接作用在隔框上，隔框周緣是與蒙皮鉚接在一起的。隔框沿鉚接縫把載荷以剪流的形式傳給蒙皮，蒙皮本身承受和傳遞全部剪力和扭矩，并將彎矩傳遞給桁條。隔框受到對(duì)稱(chēng)集中載荷作用時(shí)，把集中載荷以剪流的形式分散地傳給蒙皮，此時(shí)兩側(cè)蒙皮承受的剪流最大。蒙皮產(chǎn)生反作用剪流，來(lái)平衡隔框上的外載荷，但是由于中機(jī)體20~21 號(hào)隔框間有一個(gè)附框，半框的設(shè)計(jì)使隔框不完整，改變了載荷的傳遞平衡，形成了不對(duì)稱(chēng)集中載荷，引起結(jié)構(gòu)失穩(wěn)。

2.2.4 桁條設(shè)計(jì)不連續(xù)引起的失穩(wěn)

在薄殼式機(jī)體結(jié)構(gòu)中，桁條用來(lái)承受彎矩引起的軸力，蒙皮除了承受全部剪力和扭矩外，還要不同程度地承受軸力。由于中機(jī)體18~23 號(hào)隔框左側(cè)的桁條沒(méi)有與23 號(hào)隔框形成連接，而是在中部就突然終止，蒙皮在受拉或受壓狀態(tài)下，應(yīng)力在桁條間的分布不均勻引起了結(jié)構(gòu)失穩(wěn)。

綜上所述，某型直升機(jī)尾上艙結(jié)構(gòu)失穩(wěn)是由于結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)存在缺陷。在長(zhǎng)期使用、交變載荷作用的情況下，結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性降低，出現(xiàn)結(jié)構(gòu)失穩(wěn)。

3 故障排除

從尾上艙結(jié)構(gòu)失穩(wěn)原因分析可以看出，尾上艙結(jié)構(gòu)失穩(wěn)是因隔框、桁條及蒙皮等結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)存在缺陷，那么就要從改進(jìn)結(jié)構(gòu)上著手。可通過(guò)對(duì)隔框、桁條及蒙皮等薄弱區(qū)域的加強(qiáng)，增加結(jié)構(gòu)的局部區(qū)域強(qiáng)度、剛度和穩(wěn)定性，使直升機(jī)達(dá)到正常使用狀態(tài)。

3.1 排故準(zhǔn)備

對(duì)直升機(jī)進(jìn)行水平測(cè)量，記錄水平測(cè)量的原始數(shù)據(jù)，用于排故后的對(duì)比驗(yàn)證。拆卸旋翼、尾槳葉、尾槳轂、尾梁等所有妨礙尾上艙結(jié)構(gòu)失穩(wěn)排故的部附件。

3.2 故障排除

3.2.1 附框改進(jìn)為整框

尾上艙20~21 號(hào)隔框、左47 桁條至右47 桁條間的附框無(wú)連接，制作一件加隔框，如圖3。

圖3 尾上艙結(jié)構(gòu)附框改進(jìn)為整框示意圖

用連接片、角片、加強(qiáng)型材、鉚釘?shù)仁箖烧哌B接成一個(gè)整體，使載荷的傳遞分布得以改善。

3.2.2 延長(zhǎng)桁條

中機(jī)體18~23 號(hào)隔框第45~37 桁條間未與23號(hào)隔框相連接的桁條，用加強(qiáng)件延長(zhǎng)至23 號(hào)隔框，加強(qiáng)件與隔框用角片連接，使其與23 號(hào)隔框形成一個(gè)整體（如圖4），使傳力路線不會(huì)在非承力區(qū)域突然中斷，改善應(yīng)力集中的產(chǎn)生。

圖4 尾上艙結(jié)構(gòu)延長(zhǎng)桁條局部示意圖

3.2.3 蒙皮加強(qiáng)

（1）可以切割掉18~23 號(hào)隔框45~37 桁條間的失穩(wěn)蒙皮，貼補(bǔ)新蒙皮，且用型材制作加強(qiáng)桁條對(duì)蒙皮進(jìn)行加強(qiáng)，增加結(jié)構(gòu)的局部區(qū)域強(qiáng)度、剛度和穩(wěn)定性。在此過(guò)程中需要進(jìn)行強(qiáng)度校驗(yàn)。

（2）現(xiàn)以切割掉的21~23 號(hào)隔框底部失穩(wěn)蒙皮為例，校驗(yàn)21~23 號(hào)隔框底部加強(qiáng)后的強(qiáng)度。

21~23 號(hào)隔框底部左39~40 和右39 桁條間蒙皮縮減系數(shù)：

21~23 號(hào)隔框底部左36~38 和右36~38 桁條間蒙皮縮減系數(shù)：

21~23 號(hào)隔框底部左39~40 和右39 桁條間蒙皮截面積：

21~23 號(hào)隔框底部左36~38 和右36~38 桁條間蒙皮截面積：

下壁板的抗拉強(qiáng)度：

因此，對(duì)尾上艙后段21~23 號(hào)隔框底部加強(qiáng)后，下壁板承受的最大正應(yīng)力降低了47.4%，提高了下壁板間蒙皮、桁條的穩(wěn)定性。

3.3 修復(fù)后驗(yàn)證

恢復(fù)對(duì)旋翼、尾槳葉、尾槳轂、尾梁等所有部附件的安裝。對(duì)直升機(jī)進(jìn)行水平測(cè)量，且合格；與修理前的水平測(cè)量數(shù)據(jù)對(duì)比，差異在允許范圍內(nèi)。地面開(kāi)大車(chē)檢查，尾上艙后部結(jié)構(gòu)蒙皮無(wú)鼓動(dòng)現(xiàn)象，該結(jié)構(gòu)失穩(wěn)故障修復(fù)。

4 結(jié)論

此次尾上艙結(jié)構(gòu)失穩(wěn)區(qū)域的修復(fù)，采用的是對(duì)隔框增大，形成對(duì)稱(chēng)結(jié)構(gòu)，對(duì)蒙皮切割、對(duì)桁條延伸、對(duì)蒙皮薄弱區(qū)域進(jìn)行加強(qiáng)的綜合修理方法，有別于以往的單一修補(bǔ)法。該方法是依據(jù)直升機(jī)結(jié)構(gòu)力學(xué)特點(diǎn)制定的。在實(shí)施中僅對(duì)設(shè)計(jì)有缺陷的結(jié)構(gòu)進(jìn)行了必要的補(bǔ)救，僅對(duì)尾上艙結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度、剛度進(jìn)行了恢復(fù)，不會(huì)使結(jié)構(gòu)修復(fù)后因結(jié)構(gòu)強(qiáng)度過(guò)強(qiáng)而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)失效。

此種排故方法能使直升機(jī)恢復(fù)良好的飛行狀態(tài)，為直升機(jī)的飛行提供了更安全、可靠的平臺(tái)。所做研究對(duì)其他直升機(jī)結(jié)構(gòu)故障的修復(fù)有借鑒意義與參考價(jià)值，結(jié)構(gòu)的綜合修補(bǔ)法具有廣泛的應(yīng)用前景。