直11型机尾桨变距拉杆故障分析与处理

2009年第3期HELICOPTERTECHNIQUENo.32009

　　文章编号:167321220(2009)032068204

直11型机尾桨变距拉杆故障分析与处理

艾剑波,黄文俊,李满福,王　健

(中国直升机设计研究所,景德镇,333001)

摘　要　直11型直升机交付用户在外场使用时,出现两类尾桨变距拉杆上端关节轴承从拉杆本体中脱出的故障。鉴于该故障将严重影响直升机的使用安全,为此,设计和制造部门通过对故障出现的原因进行分析和充分的试验,采取了相应的措施。这些措施经装机试飞验证取得了很好的实施效果。关键词　直升机;尾桨;变距拉杆;故障中图分类号:　V229.3　　　文献标识码:　A

TheAnalyseandTreatmentonTailRotorPith2link

FailureofZ11Helicopter

AIJianbo,HUANGWenjun,LIManfu,WANGJian

(ChinaHelicopterResearchandDevelopmentInstitute,Jingdezhen,333001)

Abstract　SinceZ11helicopterdeliveredtouser,thefailureoftailrotorpith2linkfailure,whichthekeybearingprolapsedfromthepith2link,hadoccurredtwice.Thefailurewillendangerthehelicop2

ter.Therefore,somemeasureshavebeenadoptedbydesignandmanufacturedepartmentbasedonanalysesoffailuremodeandaseriesofexperiments.Thesemeasureshavebeenprovedveryeffectivebyflight2test.

Keywords　Z11helicopter;tailrotor;pith2link;failure

1　概述

尾桨作为直升机的关键动部件之一,提供旋翼反扭矩,实现直升机航向操纵,因此,尾桨出现故障无法实现其功能时,将给直升机带来灾难性事故。2007年5月15日,直11型直升机在某国进行培训试飞,某国陆航飞行员操纵直升机进行起落航线飞行,速度200km/h时,直升机突然发出一声巨响,机身随即发生剧烈抖动,方向突然左偏,在中方飞行员的努力调整下直升机安全着陆。事后检查发现,尾桨变距拉杆上端关节轴承脱出(图1),尾桨完全失去控制

[1]

尾桨变距拉杆也出现变距拉杆上端关节轴承脱出故障,由于脱出量为018mm,尚未影响直升机的飞行安全[2]。

本文回顾了直11型机尾桨变距拉杆故障的检查、分析和处理的全过程,对该故障的处理进行全方位技术总结。

2　结构特点

直11型机尾桨为二叶跷跷板式结构,由钛合金跷跷板式尾桨毂、操纵组件和全复合材料尾桨叶等组成,其结构型式、主要节点等技术参数参考“BO-105”尾桨设计。其中,尾桨变距拉杆(Z11-3010-

。2007年6月4日,陆航学院直11型机

　　收稿日期:2009207231

　2009年第3期　　　　艾剑波,黄文俊,李满福,等:直11型机尾桨变距拉杆故障分析与处理69

0)是由拉杆(Z11-3010-1)、橡胶衬套(Z11-3010

-10)和关节轴承(11-12152P)组成。尾桨变距拉杆与尾桨毂的装配关系参见图2,其装配顺序见表1(从内到外的装配顺序。

图1　直11型机尾桨变距拉杆故障情况表1　尾桨变距拉杆与尾桨毂的装配顺序

序号

名称

图号/标准件号

备注

1调整垫圈Z11-3500-6隶属尾桨毂,厚度1152变距拉杆Z11-3010-0关节轴承宽213垫圈HB1-521GD10×18×1孔径Φ10,厚度14垫圈HB1-521GD8×16×2孔径Φ8,厚度2

5螺母HB1-402M86

开口销

GB91-862×16

图2　尾桨变距拉杆与尾桨毂的装配关系

按照尾桨变距拉杆(Z11-3010-0)设计图纸

和尾桨毂装配工艺(G21C63-027)的要求,在生产制造时,需要进行如下工作:

1)检查轴承表面有无锈蚀、划伤;

2)测量尺寸:橡胶衬套外径为<16+01041

+01023mm,拉杆两个内孔分别为<25

+01024

+01027

+01011

mm、<16

0

mm,11-

12152P关节轴承尺寸<2500

-01012

mm、<10

-01012

mm;

3)在橡胶衬套、关节轴承表面涂Y150胶;4)将关节轴承、橡胶衬套组件装入拉杆中,用压力机调制轴承与拉杆两端面平齐;

5)关节轴承应在专用收口器中收口,关节轴承翻边与拉杆孔倒角间无间隙,翻边应光滑无裂纹和毛刺,收口后关节轴承的摩擦回转力矩应小于015Nm,在关节轴承外圈上加600N轴向力,关节轴承与拉杆间应无松动(关节轴承油隙除外);

6)在尾桨变距拉杆上打标记。

3　故障原因分析

3.1　检查工作

在某国飞行表演的直11型直升机的尾桨变距拉杆出现故障后,通过努力实现直升机的安全着陆。其后,地面保障人员对直升机进行一些检查,检查情

况如下:

1)黄色尾桨叶(编号:S6-20)的尾桨变距拉杆(Z11-3010-0)上端关节轴承从拉杆本体中脱开,拉杆安装关节轴承的内孔有严重划伤;

2)尾桨毂叉耳外表面有2处轻微擦伤,叉耳两端的自润滑关节轴承外观良好,运动正常,间隙正常;

3)尾桨操纵滑筒组件无零部件损伤,操纵运动正常,无卡滞现象;

4)机体、尾梁、平尾、垂尾部件和尾桨叶无损伤,尾桨叶偏离中立位;

5)经检查航向操纵线系连接正常,无零部件丢失和损伤,左右脚蹬偏离中立位;

6)对滑橇、尾撑、阻尼器进行外观检查,情况良好。

3.2　质量复查

针对变距拉杆上端关节轴承从拉杆本体中脱开问题,进行设计与制造质量复查,主要从以下几个方

面进行。

1)关节轴承拉脱力计算尾桨叶变距范围-616°～21°,其中当尾桨叶变距角为51625°时,变距拉杆上端节点在旋转平面上,计算时,尾桨变距拉杆载荷取飞行载荷实测最大载荷1500N。通过CATIA运动分析,可以得出变距拉杆上端节点变距角和变距拉杆相对安装螺栓倾斜角。计算变距拉杆上端关节轴承拉脱力时,拉脱力为变距拉杆载荷与变距拉杆相对安装螺栓倾斜角余弦的乘积,详细见表2。

在变距拉杆飞行实测最大载荷、拉杆最大斜角

70直升机技术　　　　　　　　　　　　　　　　　总第159期　

情况下计算的拉杆轴承拉脱力<300N(296N),设计图样中规定的600N检查值安全系数,满足直11强度规范要求的>115,可以保证轴承装配面的工作安全,因此,关节轴承600N轴向力检验合格后能够

满足直升机的使用要求。

表2　关节轴承拉脱力计算

低距

水平

高距

尾桨叶变距角

-616°51625°21°变距拉杆上端节点变距角-121225°0°151375°变距拉杆相对安装螺栓倾斜角97194°90°78163°变距拉杆上端关节轴承拉脱力

207N

0N

296N

2)翻边后关节轴承抗拉脱力计算

轴承四周均匀收口到位,计算可承受4280N的拉脱力,比要求的600N大很多,是关节轴承抗拉脱的主要手段,而关节轴承表面Y150胶仅仅是辅

助手段。

3)故障件的使用寿命复查

在某国发生故障的尾桨变距拉杆使用了5飞行小时,在临汾出现故障的尾桨变距拉杆使用了15h22min。

4)故障件零件出厂前的检测情况

拉杆内径尺寸<251024mm、关节轴承外径尺寸<25mm满足间隙配合的要求,关节轴承表面和拉杆内孔涂制了Y150胶,关节轴承的轴向力检查700N无松动、摩擦回转力矩015N

m,满足要求。

5)翻边收口工装复查情况

检查专用收口器的收口刀口直径后,发现其直径为<23135mm,超出图纸尺寸要求<2214+01015

mm,无法保证图纸“翻边无间隙”的要求,无法完全实现翻边收口,也就是说,在关节轴承与拉杆间隙配合的前提下,关节轴承的抗拉脱力大部分来自关节轴承表面Y150胶的粘结力。因此,除有限的几个故障件外,其余的拉杆飞行900h都没有出现关节轴承脱开现象的主要原因在于Y150胶在起作用,而故障件的Y150胶由于老化等原因不起作用了。为了验证得出的结论,采用液压式万能试验机,对库存的六件变距拉杆组件进行轴向力试验,结果见表3。3.3　综合分析

经分析,尾桨变距拉杆上端关节轴承从拉杆中脱出,其主要原因是专用收口器不能完全实现翻边

收口,关节轴承抗拉脱的主要手段真正没有起作用,而关节轴承表面的Y150胶这一辅助手段在产品出厂检验时掩盖了部分事实。因此,关节轴承从拉杆本体中脱开是必然现象,需要进行设计和制造方面

加以改进。

表3　库存变距拉杆的轴向力试验

[4]

序变距施加在轴承施加在轴承下移量

号

拉杆号

正面压力/N

反面压力/N

/mm符合性163BS045700700015不符合263BS0467007000符合363BS050700700

019不符合4

63BS049200无014不符合563BS048700无317不符合6

63BS047

650

无

1

不符合

4　改进措施

4.1　工艺改进措施

针对查找出来的专用收口器的问题,制造部门进行了技术改进,使得专用收口器符合图纸要求,并进行了新、旧专用收口器的翻边收口对比试验,试验表明新专用收口器改进效果明显。

1)拉杆一采用原专用收口器,在收口压力为6000～10000N时进行收口,收口完成后对关节轴承进行轴向力加载试验,结果表明,轴向力加载到820N时,关节轴承出现移动;

2)拉杆二采用新专用收口器,在收口压力20000N时收口,收口完成后对关节轴承进行轴向力加载试验,结果表明,轴向力加载到1067N时,关节轴承才出现移动。应用新专用收口器对单独的关节轴承进行收口的模拟试验,测量关节轴承收口前、后的尺寸变化,以得到合理的收口压力为4000N这一关键工艺参数。

1)关节轴承的初始尺寸为<25mm,收口压力为20000N时,翻边尺寸:上边<251015mm,中间<251009mm,下边<251013mm。

2)关节轴承的初始尺寸为<25mm,收口压力为40000N时,翻边尺寸:上边<25127mm,中间<25104mm,下边<25124mm;

3)将拉杆二脱出的关节轴承压回原位,采用新专用收口器进行二次翻边收口,在收口压力40000N时收口,关节轴承摩擦回转力矩为1Nm,这是

　2009年第3期　　　　艾剑波,黄文俊,李满福,等:直11型机尾桨变距拉杆故障分析与处理71

由于关节轴承中间尺寸变大,产生过盈的结果。4.2　设计改进措施

由于关节轴承与拉杆的间隙配合关系会影响关

节轴承的摩擦回转力矩,而摩擦回转力矩直接影响关节轴承的使用寿命和功能的实现,因此,在早期的关节轴承内衬垫采用第一、二代国产材料,其耐磨性能不好,容易挤出来的前提下,要求关节轴承的摩擦回转力矩比较小。通过试制后的设计和工艺共同摸索,确定关节轴承摩擦回转力矩为015N

+01024

试验的结果,将关节轴承的摩擦回转力矩值从015N

m放宽到2Nm。

当关节轴承的摩擦回转力矩值放宽后,将关节轴承与拉杆间隙配合改为过盈配合,过盈量通过工艺摸索,确定为3～8μm,并根据关节轴承的尺寸确定拉杆内孔尺寸。改为过盈配合后,关节轴承的抗拉脱力也有了一定的增加。

考虑到关节轴承表面的Y150胶是抗拉脱的辅助手段,在产品出厂检验时还将掩盖部分事实,同时关节轴承的抗拉脱力有了较大程度的增长,决定取消该辅助手段。参考其它机型,如A-129和UH-IH等直升机尾桨变距拉杆外侧安装一个锥型大垫片,即使关节轴承有从变距拉杆中脱出的趋势,由于有了这一垫片挡住,关节轴承也不可能从变距拉杆中完全脱出,造成尾桨叶失控,直11型机也同样在尾桨变距拉杆外侧设计一个大锥垫片,详细见图3。

m,拉杆

内孔<25+01011mm和11-12152P关节轴承尺寸<25-001012mm间隙配合关系。目前,随着关节轴承内衬垫技术发展,已进入第三、四代,衬垫耐磨性好,粘着力明显增强,衬垫不易挤出,故摩擦回转力矩值可以相应地提高。同时考虑到关节轴承收口后,会影响到关节轴承摩擦回转力矩值,工艺控制有难度,工艺稳定性不易保证等。因此,设计方面根据工艺

图3　直11型机尾桨变距拉杆防脱出的辅助手段

况技术通报.现场传真

[2]　陈　洁,刘胜美,鲁金华.关于临汾Z11尾桨毂变距拉

5　改进效果

经设计和工艺大量的工作,查找出直11型机尾桨变距拉杆故障原因分析,给出了相应的故障处理意见,已完全消除了变距拉杆上端关节轴承从拉杆中脱出的故障隐患。设计和工艺更改已在装机件和

后续产品中得到贯彻实施,并在试飞过程中得到了验证。参考文献:

[1]　徐逸俊,章文浩.CZ11型直升机尾桨变距拉杆故障情

杆的修理.现场传真

[3]　李满福,王　健,等.直11型机尾桨毂设计图纸.602

所设计图纸

[4]　陈　洁,刘胜美,鲁金华.关于JW-2尾桨毂变距拉杆

组件轴承脱落检查报告.550厂技术文件

[5]　王健,金坤健,章　华.CZ11直升机尾桨故障分析和处

理报告.602所技术文件