曾龍飛 李露

摘要：某型直升機操縱系統(tǒng)鋁合金拉桿端套多次出現(xiàn)裂紋問題，導(dǎo)致拉桿與接頭松脫，操縱功能失效，影響了飛機的正常使用和飛行安全。對此從拉桿產(chǎn)品設(shè)計結(jié)構(gòu)、制造工藝、材料等方面系統(tǒng)分析故障原因，提出了設(shè)計結(jié)構(gòu)改進措施，并驗證了改進措施能夠徹底解決操縱拉桿端套問題，使操縱系統(tǒng)拉桿產(chǎn)品質(zhì)量與性能穩(wěn)定性得到顯著提升。

關(guān)鍵詞：直升機；操縱系統(tǒng)；收口拉桿；裂紋

Keywords：helicopter；control system；convergent rod；crack

0 引言

操縱拉桿作為直升機操縱系統(tǒng)的重要組成部分，是配合操縱系統(tǒng)提供駕駛員對飛機起飛、爬升、巡航、著陸等實施操作的主要系統(tǒng)。外場客戶反饋，某型直升機操作系統(tǒng)中多根鋁合金操縱拉桿的端套處出現(xiàn)裂紋，如圖1所示，存在拉桿結(jié)構(gòu)破壞、操作系統(tǒng)功能失效隱患，將嚴重影響飛機的正常使用，甚至影響飛行安全，亟待解決。

1 操縱拉桿結(jié)構(gòu)與工作原理

該型直升機鋁合金操縱拉桿的設(shè)計和選用部分結(jié)構(gòu)參考的是HB6471、HB6472，主要由螺紋接頭、鎖緊螺母、墊圈（墊片）、端套、收口管螺接裝配成形，如圖2所示。

操作拉桿裝配中，端套與收口管是通過冷脹形成形工藝進行連接的，其余零件均為螺接裝配，拉桿制造裝配流程如圖3所示。拉桿通過接頭、鉸鏈與其他傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)連接，通過操縱力傳遞實現(xiàn)硬式機械傳動操縱。

2 故障分析

為準確定位故障原因，制定根本解決措施，針對故障拉桿零件進行化學(xué)分析、結(jié)構(gòu)與工藝分析。

對送檢驗的拉桿端套（材料均為LY12CZ）進行化學(xué)分析。雖然鋁合金材料抗大氣腐蝕能力強，但是在大氣中存在氯離子的情況下，敏感度急劇上升，抗腐蝕能力下降，較容易導(dǎo)致應(yīng)力腐蝕。該直升機經(jīng)常在沿海地區(qū)飛行，空氣中氯離子較多且活躍，具備了應(yīng)力腐蝕的環(huán)境條件，而且發(fā)現(xiàn)端套及周邊的鋁管、墊片等零件均有不同程度的腐蝕現(xiàn)象，表明該部件所處的工作環(huán)境相對惡劣。

從結(jié)構(gòu)和工藝來看，裂紋位于拉桿的端套而非拉桿管體上，裂紋延拉桿軸向發(fā)生，呈直線狀，占端套長度的80%，已經(jīng)屬于嚴重質(zhì)量問題。結(jié)合拉桿的制造工藝流程分析，脹形前拉桿管體與端套由車削配制裝配間隙，屬于間隙配合，此過程不存在應(yīng)力。然后經(jīng)過脹形過程，用端頭直徑大于管子內(nèi)徑的芯棒將拉桿管體上的材料冷擠壓至端套凹槽部分，即端套內(nèi)徑上有凹槽，芯棒對管子進行擠壓，使管壁材料填充凹槽。工序示意見圖4。

從工藝角度分析，端頭與管子裝配屬于冷擠壓脹形，這個過程中芯棒傳遞給管子和端套的作用力一部分轉(zhuǎn)化為材料的流動，另一部分轉(zhuǎn)化為管子與端套的內(nèi)應(yīng)力，由于內(nèi)應(yīng)力無法轉(zhuǎn)移釋放，因此可以認為端套長期處于拉應(yīng)力狀態(tài)下工作，一旦端套的漆層被破壞，在長期的使用過程中就會產(chǎn)生應(yīng)力腐蝕。而且通過芯棒對管子的作用，管壁處的材料受擠壓產(chǎn)生形變，局部材料組織也會受到影響。

根據(jù)上述分析結(jié)果，可以判定裂紋產(chǎn)生的根本原因是脹形裝配時存在脹形應(yīng)力，在腐蝕較為嚴峻的情況下長期使用后出現(xiàn)了應(yīng)力釋放，導(dǎo)致局部產(chǎn)生缺陷，最終出現(xiàn)裂紋。

3 改進措施

在滿足該拉桿對直升機操縱系統(tǒng)功能要求的前提下，為避免或消除脹形應(yīng)力，考慮從拉桿端頭結(jié)構(gòu)與裝配工藝方面進行改進，提出了一種“一體式操縱拉桿”不帶端套結(jié)構(gòu)的方案。

3.1 結(jié)構(gòu)改進

根據(jù)強度計算和分析，端套沿管子軸向方向不受力，僅受接頭傳遞的扭力，因此端套對拉桿軸向的影響不大，因此將端套的機體接頭直接設(shè)計在管提收口處，如圖5所示。根據(jù)端套的結(jié)構(gòu)，分析端套每個機構(gòu)的作用：兩個對稱平面在裝配時用于擰緊螺母，扳手兩爪用于接觸施力然后折彎墊片起固定作用，中間矩形凹槽用于鎖緊墊片或墊圈以防止其轉(zhuǎn)動。結(jié)合零件尺寸分析，有足夠的加工余量，能夠加工出上述兩處機構(gòu)。

3.2 工藝改進

“一體式操縱拉桿”結(jié)構(gòu)的制造裝配工藝流程如圖6所示。

根據(jù)“一體式操縱拉桿”結(jié)構(gòu)的收口比條件要求，配套7A385/T-5005熱收口機規(guī)格，設(shè)計專用熱收口鐓粗功能模具（由模體和芯棒組成），材料均為W18Cr4V。

4 改進效果

改進后拉桿產(chǎn)品性能影響情況分析如表1所示。

“一體式操縱拉桿”通過試制和相關(guān)性能試驗和驗證，已替代原結(jié)構(gòu)在某型直升機上應(yīng)用，并已批產(chǎn)交付，使用情況良好。

5 結(jié)論

某型直升機操縱系統(tǒng)鋁合金收口拉桿端頭裂紋故障主要是由于拉桿端套脹形裝配時存在脹形應(yīng)力，在腐蝕較為嚴峻的情況下，長期使用后應(yīng)力腐蝕導(dǎo)致局部出現(xiàn)缺陷，最終出現(xiàn)開裂。

對某型直升機操縱系統(tǒng)鋁合金收口拉桿進行“一體式操縱拉桿”結(jié)構(gòu)改進，取消拉桿端頭的端套結(jié)構(gòu)和脹形裝配工藝，經(jīng)試制和安裝使用驗證表明，改進后的拉桿結(jié)構(gòu)有效解決了拉桿端頭裂紋問題，提高了飛機操縱系統(tǒng)的可靠性。

參考文獻

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作者簡介

曾龍飛，高級工程師，主要從事直升飛機鈑金零件制造技術(shù)管理工作。

李露，工程師，主要從事直升機鈑金零件制造工藝設(shè)計工作。