某型機球柔性槳轂限動裝置碰撞機理分析

潘春蛟，顧文標，王 建，虞漢文，覃海鷹

(中國直升機設計研究所，江西景德鎮 333001)

0 引言

直升機旋翼系統的主槳轂部分均設計有槳葉限動裝置，以防止槳葉在使用或停放的過程中因超出使用限制或外力的干擾出現過度的位移，導致意外損傷的產生。如下限動裝置，包括下限動環和支臂上的限動塊，在直升機停機狀態時為槳葉和支臂提供支撐，避免槳葉下垂觸碰機身或其它結構;而某型直升機的中央件和支臂上的擺振限動裝置則在旋翼系統的啟動、關車的加減速時，保證槳葉和支臂與主槳轂的運動跟隨，同時避免支臂與槳轂的直接碰撞。

在直升機的正常使用過程中，限動裝置的兩部分一般處于分離狀態，但是某些特殊情況下可能被迫產生接觸，如在超出直升機使用限制的極限飛行時，槳葉支臂的運動幅度有可能超出限動裝置預設的限制距離。某型直升機在執行100%VNE(不可逾越速度)1.4g過載螺旋轉彎時，就出現過因槳葉擺振幅度過大導致槳轂中央件上擺振限動塊碰碎飛出的情況［1］。

我國第三代直升機主要采用球柔性槳轂構型，其中使用單一構件——彈性軸承替代了傳統構型中的揮舞鉸、擺振鉸和變距鉸，結構相對簡潔緊湊，重量輕。但是這種構型中各部件可布局的空間較狹窄，加上槳葉揮舞、擺振剛度小，容易產生大位移，因此限動裝置的設計、使用需要考慮各種意外情況產生的碰撞損害。

某型直升機在試飛行過程中出現了主槳轂下限動環斷裂的故障，通過對故障現象、測量數據、碰撞強度模擬等多個方面的分析，確定故障是地面低總距時槳盤傾轉幅度過大引起的。作為限動裝置一種全新的故障模式，分析結果為完善限動裝置的設計、確定直升機低總距時的使用限制提供了依據。

1 現象描述

某型直升機進行小重量發動機喘振試驗試飛，地面開車時發動機起動正常，開車穩定后，飛行員感覺全機振動水平偏大，于是對駕駛桿進行了前后的操縱，飛行員反映駕駛桿向前操縱時，機內振動水平明顯增大，向后操縱時振動水平下降，現場初步檢查未發現直升機存在異常。

直升機執行完飛行任務著陸后，在旋翼的減速過程中，出現槳葉轉動到機身前方時低于正常的水平位置，轉動到機身后時則又恢復正常的現象，在槳葉完全停止轉動后，一片槳葉明顯下沉。

經機上檢查，發現主槳轂下限動環出現變形，減重孔間的腹板局部破壞，見圖1。

2 機理分析

2.1 限動機構工作模式

該型直升機采用球柔性槳轂形式，槳轂中心為中央件，各片槳葉通過連接在支臂上的彈性軸安裝在中央件對應的開孔位置，彈性軸承起鉸支的作用，槳葉可以繞彈性軸承實現揮舞、擺振和扭轉運動。圖2為揮舞限動裝置在機上的安裝示意圖，包括下限動環和下限動塊，下限動環固定在中央件的最下端，限動塊安裝在每個槳轂支臂的后端。

圖1 主槳轂下限動環損壞情況

圖2 揮舞限動裝置示意圖

直升機發動機關車、旋翼減速過程中，槳葉受到重力的影響逐漸下垂，其支臂后端的限動塊與下限動環接近，當完全停車時，兩者處于接觸狀態。下限動環提供的支撐力與彈性軸承提供的約束力共同平衡槳葉的重力。為了避免槳葉下垂過度而觸碰機身和防止彈性軸承出現大變形，槳葉支臂的軸線與水平面的夾角不大，如某型直升機停機狀態時的夾角不大于10°。

直升機開車啟動時，在槳葉離心力的作用下，支臂后端的限動塊與下限動環逐漸脫離，飛行過程中由于槳葉升力的介入，槳葉繞彈性軸承向上揮舞，兩者之間的距離逐漸增大，直到飛行中升力與離心力、重力處于瞬態平衡為止。在使用包線內，槳葉的揮舞運動幅度保持在相對穩定的范圍內，即使直升機受到一些突風或操縱等的擾動，擾動力的量級相對離心力、升力的比例也較小，不足以使槳葉大幅偏離其原有的平衡位置，而且由于槳盤已經向上形成了一定的錐度角，揮舞限動裝置間的距離也較遠，因此，理論上除了某些特定飛行狀態外，限動裝置之間不存在接觸的可能。

而當直升機處于低總距地面運轉狀態時，槳葉基本無升力，旋轉面水平，其離心力近似沿槳葉的展向作用(僅需平衡槳葉重力)，到揮舞鉸支點的力臂很短，如果槳葉揮舞面遇到比較大的擾動，槳盤會以相應的角加速度傾轉，在離心力的反向附加彎矩大到足以平衡慣性力矩時，槳葉的俯仰運動可能已經超出限制。如某型直升機在地面開車時，就出現過因駕駛桿的誤操縱導致彈性軸承變形過大而失效的情況［2］，而且低總距時的槳盤無向上的預錐角，揮舞限動裝置之間的間隙較飛行中的小，駕駛桿操縱量較大也會導致接觸或碰撞。

2.2 破壞區域的斷口分析

圖3為主槳轂下限動環損壞區域的斷口金相圖，從斷口金相圖及相關檢查結果可以看出:整個斷口除了擦傷和磨損的痕跡外，其余形貌都呈瞬斷的特征，沒有發現疲勞斷裂應有的裂紋擴展紋路，且斷裂區無雜質和初始缺陷，故主槳轂下限動環的斷裂屬于使用過程中的靜強度破壞。

圖3 下限動環損壞區斷口金相圖

2.3 測量數據分析

為了確定主槳轂下限動環斷裂故障的起因，調取了故障當日飛行測量的相關數據，見圖4和圖5，包括總距Wf、駕駛桿橫向Wx、縱向Wy和腳蹬Wz的操縱，槳葉根部200 mm剖面揮舞和擺振彎矩、主槳變距拉桿的軸力。

從圖4、圖5中可以看出，故障日地面開車時，在測量數據的第72秒至第290秒之間，旋翼系統的載荷較正常狀態時有明顯增大。從圖6中的載荷頻域曲線可以看出該階段數據的頻率成分符合旋翼工作特征，以3.5Hz為主，與旋翼轉速207轉/分基本一致，數據也不存在干擾和失效的情況，數據較真實地反映了當時旋翼系統的工作情況?？紤]停機載荷后，槳葉200mm剖面揮舞彎矩最大達到約5300Nm，而其正常飛行日地面開車的彎矩約為750Nm，即故障日為平時的7倍左右。

圖4 操縱-時間歷程

圖5 旋翼載荷-時間歷程

檢查對應時間段內的飛行員操縱，則可以看到總距Wf處于5% ～16%操縱范圍之間，此時旋翼系統的升力很小，駕駛桿橫向和腳蹬的操縱較小，而駕駛桿的縱向則有從60%—＞95%—＞60%操縱范圍的明顯操縱過程。當駕駛桿的縱向操縱達到82%左右時，旋翼載荷幅值顯著增加，初步推斷是由于限動裝置之間出現輕微接觸造成的。隨著縱向操縱量的繼續增大，槳轂支臂因運動限制無法繞彈性軸承繼續向下轉動，撞擊力也隨之加大，而在變距拉桿的牽引下槳轂支臂轉為沿其軸線的扭轉，因此撞擊力的很大比例反饋在了變距拉桿上，對照圖5的變距拉桿載荷可以看出這一過程:200秒至266秒之間，縱向操縱變化幅度范圍為87%—＞95%—＞85%，變距拉桿的載荷幅值快速增加后又恢復正常。此后，雖然縱向操縱瞬間又達到94%，但槳葉的揮舞彎矩和變距拉桿的軸力并沒有再次相應增加，可能因下限動環已屈服變形，限動裝置間不再有接觸現象。

圖7中顯示在地面開車80秒以前，座艙正駕駛地板處的Z向振動水平最大達到0.1g，執行縱向操縱后，振動下降到0.06g，這與飛行員對振動現象的描述也是一致的。

通過對測試數據的分析可以看出在地面開車時飛行員感覺直升機的振動偏大，對駕駛桿進行了縱向往復操縱，而此時由于總距很小，槳葉近零升力而無向上的揮舞錐度角，當縱向操縱產生的槳盤傾斜角度大于停機夾角時，槳轂支臂下限動塊將與限動環之間產生碰撞，旋翼每旋轉一圈，限動裝置接觸、分離一次，頻率為每秒種3.5次，相當于兩者之間出現高頻撞擊，對應槳葉根部的揮舞彎矩和變距拉桿載荷幅值急劇地增大。而由于撞擊發生在揮舞面內，故槳葉擺振面內的載荷并無明顯變化。

圖6 主槳葉揮舞200mm剖面工作頻率

圖7 正駕駛地板Z向振動7.25Hz頻率幅值—時間歷程

2.4 模擬撞擊下的應力分析

圖8為下限動環應力分析有限元模型，通過分析下限動環在沖擊載荷作用下的靜強度，確認駕駛桿的縱向操縱與下限動環斷裂之間的因果關系。

圖8 應力分析模型

約束住下限動環的內環，在下限動環與槳轂支臂限動塊的接觸面處施加10000N的單位載荷，計算結果顯示最大應力出現在下限動環的減輕孔邊緣處，數值為172MPa。

駕駛桿進行縱向操縱時，槳葉200mm剖面揮舞彎矩測量的最大值為5300Nm，根據傳力分析，對應下限動環上的接觸載荷大約為40000N，因此，下限動環減輕孔邊緣處的應力水平約為172MPa的4倍，即688MPa，最大應力所處的位置與下限動環出現裂紋的位置基本一致。

下限動環的材料為18C2Ni4WA，表面滲氮屈服極限σs=785MPa。

表面滲氮效應對結構強度有所削弱，加上在百秒內下限動環總計承受數百次(約300次)大載荷的沖擊，導致結構最終屈服并出現斷裂破壞。下限動環減輕孔處的斷裂面呈靜力破壞特征以及略有彎曲等現象證明了這一點。

由于在旋轉的工作狀態下，5個槳轂支臂限動塊與下限動環之間磕碰的位置、角度和力度并不完全一致，因此，也導致整個下限動環的各減輕孔的損傷有所差異。

2.5 其他現象的解釋

從現場收集的下限動環碎片來看，絕大多數碎片出現在停機位置;而在采集系統停止工作前，未發現測試數據有信號丟失的現象，僅在事后機上檢查時發現了測試系統中的一根信號線斷開。從斷口及導線所處的狀態看，該信號線明顯受到了異物的沖擊、切割，因此可以推測，地面運轉時下限動環減輕孔處已經出現了裂紋，當直升機完成任務降落停機后，由于槳葉下垂，破裂的下限動環無法支撐槳葉的重量，引起破壞結構的大面積脫落。

2.6 故障產生和演變過程

某型直升機在地面低總距運轉時，由于槳葉近似無升力，槳葉在水平面內旋轉，支臂限動塊和槳轂下限動環之間的距離相距不遠，此時槳葉揮舞慣性受到的約束很小。當進行65%操縱范圍以上幅度的縱向操縱時，槳葉揮舞的跟隨超出使用限制，導致限動塊與下限動環之間產生接觸，旋翼每旋轉一圈，接觸、分離一次，隨著操縱幅度的增加，接觸轉變為有力度的碰撞，碰撞載荷最終接近下限動環的承載能力，在經歷數百次的碰撞后，結構出現屈服變形和裂紋。

直升機著陸后，隨著旋翼轉速降低到歸零，各槳葉開始逐漸下垂，直至揮舞支臂限動塊再次與下限動環接觸，而此時的下限動環已經無法承受整個旋翼系統的重力，于是減輕孔間的腹板出現大面積的脫落。

3 處理措施及驗證情況

3.1 處理措施

根據故障原因分析，可采取兩種處理措施:一種是通過對限動裝置進行結構加強，提高其抗碰撞的能力;另一種是提出使用限制，給出在低總距時駕駛桿所允許的操縱幅度。

采用第一種方法，雖然可以避免結構出現破壞，但同時會帶來重量、尺寸等方面的代價，而且產生碰撞時結構間的相對位移和各部件的載荷均很大，會對旋翼系統中彈性軸承、槳葉、中央件等關鍵部件的使用安全造成不可忽略的影響。因此，如果提出的使用限制合理可行，第二種方法可操作性更強。

通過分析，該型號的旋翼系統在低總距運轉時，如果駕駛桿的操縱量在50mm以內，且不出現快速操縱(如0.5秒完成操作)，支臂限動塊不會出現與下限動環接觸的現象。因此提出在該型機的飛行手冊中增加對應的限制條款，即“在地面低距(總距小于5°)時，駕駛桿操縱量(前后左右)不得大于50mm”。

3.2 驗證情況

該型機在落實使用限制后，在后續的飛行試驗過程中再未出現這種故障。

4 結論

1)球柔性槳轂的彈性軸承揮舞剛度小，在低總距槳葉無升力狀態時，槳盤的預錐角近似為零，揮舞限動裝置之間的間隙較小，此時若駕駛桿操縱量過大，槳盤的傾轉角可能超過停機夾角;若駕駛桿操縱的量不大但過猛，槳盤會因傾轉慣性缺少力的約束而產生過度的傾轉運動，導致限動裝置之間的接觸，上述兩種情況均可能危害結構的使用安全。

2)在飛行手冊中規定禁止在地面低總距時進行超過某一幅值的駕駛桿快速操縱，并在實際飛行過程中落實，可以避免限動裝置之間碰撞情況的發生。

［1］方永紅，等.阻尼器葉間布置的旋翼動態擺振角分析［J］.直升機技術，2005(4).

［2］王 建.PT02架機飛行試驗中安全監測與載荷測量［R］.技術報告，2005.