鄔文強 李建偉 丁陽

摘 要：某型機試飛過程中出現(xiàn)異常振動，降落后檢查發(fā)現(xiàn)主槳轂整流罩安裝支座底部焊接處撕裂，整流罩及整流罩安裝支座焊接處以上的零部件脫落。通過斷口分析、工藝分析及安裝支座工作原理分析，明確了整流罩安裝支座撕裂飛脫的故障原因，對安裝支座結(jié)構(gòu)及焊接工藝進行了優(yōu)化設(shè)計，經(jīng)外場使用驗證，優(yōu)化措施有效。

關(guān)鍵詞：主槳轂；整流罩安裝支座；優(yōu)化設(shè)計

中圖分類號：TB 文獻標識碼：Adoi：10.19311/j.cnki.1672-3198.2018.29.098

1 引言

某型機試飛過程中出現(xiàn)異常振動，降落后檢查發(fā)現(xiàn)主槳轂整流罩安裝支座底部焊接處撕裂，整流罩及整流罩安裝支座焊接處以上的零部件脫落。論文通過斷口分析、工藝分析及安裝支座工作原理分析，明確了整流罩安裝支座撕裂飛脫的故障原因，對安裝支座結(jié)構(gòu)及焊接工藝進行了優(yōu)化設(shè)計，經(jīng)外場使用驗證，優(yōu)化措施有效。

2 故障原因分析

結(jié)合下垂限動器工作原理，通過故障現(xiàn)象和理論分析，明確故障的發(fā)生機理。

2.1 故障描述

某型機試飛過程中出現(xiàn)異常振動，降落后檢查發(fā)現(xiàn)主槳轂整流罩安裝支座底部焊接處撕裂，整流罩及整流罩安裝支座焊接處以上的零部件脫落。圖1為整流罩安裝支座撕裂飛脫故障圖。

2.2 安裝支架結(jié)構(gòu)及工作原理分析

整流罩安裝支座通過底部安裝平面安裝在主軸大螺母上，上部通過螺栓與整流罩支撐件連接，整流罩安裝支座主要功能是抬高整流罩支撐件及整流罩的安裝位置，以實現(xiàn)整流罩的正確安裝，通過安裝支座的結(jié)構(gòu)及工作原理分析，整流罩安裝支座在直升機飛行過程中主要承受整流罩的氣動載荷和直升機振動引起的振動載荷。圖2為整流罩安裝支座裝配圖。

主槳轂整流罩安裝支座采用焊接工藝，選用焊接性能良好的2mm厚度防銹鋁合金5A06板材（易進行氬弧焊、氣焊及點焊），由三部分組成：上、下支撐件各為一圓環(huán)形板材，中間是焊接而成的圓筒，圓筒與上、下兩部分通過角接形式焊接連接。如圖3所示。

2.3 斷口分析

對整流罩安裝支座殘留的下支撐件進行目視檢查，可以發(fā)現(xiàn)該下支撐件存在很嚴重的變形，再通過對斷口理化分析結(jié)果顯示，安裝支座殘留部分瞬斷區(qū)長度為183mm，對應(yīng)圓心角為93度。使用有限元法分析在該載荷下，剩余焊縫長度為183mm區(qū)域的應(yīng)力情況。槳轂整流罩啟動載荷見表1。

建立有限元模型如圖4所示，在焊縫上下分別建立獨立的模型，在瞬斷區(qū)對應(yīng)183mm長度進行自由度耦合（圖中淺綠色圖標），以模擬未斷裂的區(qū)域。在腰形孔螺栓墊片處施加位移約束。

使用線性靜力分析，得到安裝支座應(yīng)力云圖（見圖5），繪制剩余長度93度范圍焊縫部位的應(yīng)力周向分布（見圖6）?？梢娫谑Ｓ嗪缚p區(qū)域所有單元應(yīng)力超過材料強度極限319MPa。因此，在氣動載荷和振動載荷下，剩余焊縫區(qū)將發(fā)生靜強度破壞。

故障定位：通過斷口分析結(jié)果，故障件在裂紋初始區(qū)域存在未焊透現(xiàn)象，焊縫未焊透處在交變載荷作用下產(chǎn)生疲勞裂紋，其后疲勞裂紋在交變載荷作用下快速擴展，與此同時，裂紋擴展導致安裝支座及其上部整流罩在高速旋轉(zhuǎn)過程中偏心，產(chǎn)生不平衡力，加速了安裝支座在此處的快速撕裂，最終導致整流罩安裝支座上部所有部件的飛脫。

2.4 焊接工藝分析

整流罩安裝支座焊縫等級為三級，飛脫部位焊縫結(jié)構(gòu)形式采用外角接接頭型式（見圖7）。外角接接頭型式相比對接接頭型式有如下特點：

（1）角接接頭相比對接接頭（如圖8）傳力線受干擾大，在角焊縫部位產(chǎn)生應(yīng)力集中系數(shù)大，并且角焊縫受復雜的應(yīng)力，有拉應(yīng)力、壓應(yīng)力、剪切應(yīng)力、彎曲應(yīng)力和復合應(yīng)力，很大程度降低了結(jié)構(gòu)的疲勞強度；

（2）外角接接頭不宜承受彎曲應(yīng)力，產(chǎn)生層狀撕裂傾向最大；

（3）外角接焊縫中產(chǎn)生的氣孔、夾渣、未焊透等缺陷都是潛在的疲勞源。這些缺陷在受力過程中都可能引起斷裂失效；

（4）外角接焊縫只能檢查焊縫表面，對未焊透等內(nèi)部缺陷無法判斷。

整流罩安裝支座失效部位為外角接焊縫接頭形式，角焊接形式存在焊接操作困難，焊接熱能傳遞不均勻，易產(chǎn)生未焊透等缺陷，且未焊透等內(nèi)部缺陷無法進行X射線檢查；安裝支座焊縫區(qū)域為應(yīng)力集中部位，易造成疲勞裂紋，且該焊縫存在未焊透缺陷，最終導致整流罩安裝支座從焊縫處撕裂飛脫。

3 安裝支座設(shè)計優(yōu)化

根據(jù)故障原因分析，導致主槳轂整流罩安裝支座撕裂飛脫的主要原因是焊縫存在未焊透初始缺陷，焊縫未焊透處在交變載荷作用下產(chǎn)生疲勞裂紋，其后疲勞裂紋在交變載荷作用下快速擴展，與此同時，裂紋擴展導致安裝支座及其上部整流罩在高速旋轉(zhuǎn)過程中偏心，產(chǎn)生不平衡力，加速了安裝支座在此處的快速撕裂，為此對整流罩安裝支座的結(jié)構(gòu)及制造工藝進行設(shè)計優(yōu)化。

3.1 結(jié)構(gòu)優(yōu)化

結(jié)合該安裝支座功能、安裝要求，提出改進方案如下：

（1）將安裝支座下支撐件進行更改，改進后的整流罩安裝支座的下支撐件接口與改進前相同，不影響裝配及其功能的實現(xiàn)，由于下支撐件焊接位置上移40mm（見圖11），對于由整流罩傳遞而來的氣動載荷來說，力臂減少約20%，可以改善焊接件的受力狀況。改進前、后下支撐件如圖9和圖10所示。

（2）將中部支撐件高度減小了55mm，使得整流罩安裝支座高度由原來的190mm減小為135mm（見圖11）。首先對于由整流罩傳遞而來的氣動載荷來說，力臂在減少約20%基礎(chǔ)上再減少約35%，力臂接近減小為原來的50%，改善焊接件的受力狀況。通過三維數(shù)模運動分析，整流罩高度降低不會和其他運動部件干涉，在極端狀態(tài)下仍有約30mm的間隙；最后整流罩安裝支座高度減少會增強整流罩對基本飛行性能的影響，根據(jù)理論估算，主旋翼槳轂整流罩高度下降55mm會減小全機總阻力約1%，從而增強部分飛行性能，若拆除整流罩將增大全機總阻力2%。各狀態(tài)性能估算結(jié)果見表2。

3.2 工藝優(yōu)化

根據(jù)焊接工藝分析，為了保證焊縫質(zhì)量，采取以下優(yōu)化措施：

（1）更嚴格控制焊接工藝過程，減少過程不受控導致缺陷的可能性。

（2）更改焊接形式，針對該故障角焊存在未焊透且不易開展目視檢查及X射線檢驗的缺點，將角焊更改為對焊；對焊操作相對簡單，焊接質(zhì)量較好，且可以進行目視檢查及X射線檢查。

（3）強化質(zhì)量檢驗，將原定默認三級焊縫接頭等級提升至二級，圖紙中明確對焊縫進行100% X射線檢驗，這樣確保裝機產(chǎn)品不存在初始缺陷。

3.3 改進方案焊縫強度計算

（1）靜強度。下支撐件外徑：D=228mm，內(nèi)徑：d=224mm，則：

焊縫與氣動載荷作用點距離為161.3mm。

焊縫以上部件重6.374kg，重心與焊縫的距離為120mm，則由過載導致的慣性載荷：水平方向為 Fn=man，垂直方向為Fz=maz。

選取7號工況（表1）為嚴重工況，側(cè)向力為F=F1+F2，垂向力為T=T1+T2。側(cè)向載荷導致的彎矩M=M1+M2+M3，則拉應(yīng)力：

由于Mz較小，僅僅考慮由側(cè)向力導致的剪切應(yīng)力，則τ=F/A。

按照第三強度理論計算復合應(yīng)力：

考慮載荷系數(shù)1.5，則應(yīng)力σ=1.5σk。

取焊縫的強度削弱系數(shù)K1=0.45。

靜強度裕度MS=Sbσ-1=4.77。

（2）疲勞強度。

在氣動載荷和慣性載荷的聯(lián)合作用下，僅XY面內(nèi)的載荷產(chǎn)生動應(yīng)力，Z方向載荷產(chǎn)生靜應(yīng)力。

對焊縫，考慮應(yīng)力集中系數(shù)Kt=3.5，則動應(yīng)力σa=Ktσk=27MPa。

靜應(yīng)力F=Fz+Tz，σ=FA=0.52MPa。

對焊縫，考慮應(yīng)力集中系數(shù)Kt=3.5，則靜應(yīng)力σs=Ktσ。

焊縫等效應(yīng)力σeq=27.3MPa。

材料疲勞極限為127 MPa；取焊縫的強度削弱系數(shù)K1=0.45，疲勞強度減縮系數(shù)取2.331，則材料安全疲勞極限為127*0.45/2.331=24.5 MPa。

則按照無擦拭模式，該應(yīng)力下對應(yīng)的次數(shù)N7=1.85E7。

其余工況均無損傷，因此焊縫壽命L=48527。

4 結(jié)論

本文通過整流罩安裝支座撕裂飛脫故障，從結(jié)構(gòu)設(shè)計、制造工藝及工作原理三方面進行了剖析，定位了故障產(chǎn)生的原因，并針對故障發(fā)生的原因從結(jié)構(gòu)和制造工藝兩方面進行優(yōu)化設(shè)計。設(shè)計優(yōu)化后的整流罩安裝支座在三架返修的直升機主槳轂上進行了裝機驗證，使用一年多以來，未再發(fā)生該故障，表明優(yōu)化措施切實有效。后續(xù)外場其他飛機貫徹改進后，消除了安裝支座的故障隱患的同時有效地提高了飛機出勤率，減少了維護費用。

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