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摘要：本文简介了某型机铝合金桨距操纵杆改进前、后结构，分析了改进原因，采用有限元法计算了改进部位的应力，并完成了改进件的疲劳试验及缺陷容限试验验证。结果表明：桨距操纵杆寿命由改进前的8264小时提升到29601小时，内部检查间隔周期由118小时提升到18121小时。该结构的改进验证方法可为其它零部件的结构设计及优化提供借鉴和参考。
关键词：铝合金；改进；桨距操纵杆；寿命；检查间隔周期
1引言
直升机传动系统尾桨桨距操纵杆安装在尾减内部，是通过尾伺服系统往复运动达到改变尾桨距的关键件，工作中主要承受轴向交变载荷，其主要作用是调整尾桨叶的倾斜角度，进而改变直升机的飞行方向。
某中型多用途民用直升机具有大功重比、长寿命、高维护性的特点，要求主要结构件具有20000h寿命，内部检查间隔周期达到5000h（即尾减1个TBO），以上设计指标均高于目前国内其它型机设计要求。为达到上述指标，该型机桨距操纵杆在设计上采用了铝合金材料，设计了独特的腰形孔结构以提高维护性，并运用了缺陷容限理论进行验证。
2桨距操纵杆的设计
常见的尾减速器结构中，桨距操纵杆是一根细长轴，工作时既往复运动，又随尾桨转动，将尾助力器的操纵载荷传递给尾桨叉形件，在工作中承受较大的轴向力和来自尾桨的旋转弯矩。强度分析结果表明，由于弯矩载荷的作用，桨距操纵杆的薄弱环节在操纵杆的小端安装尾桨叉形件的退刀槽处（见图1），为了保证其强度，桨距操纵杆往往选用不锈钢材料。
该型机尾桨桨距操纵杆上端通过螺栓、安装法兰盘与叉形件相连，轴段中部通过花键与尾桨轴配合实现带转，下端通过锁紧大螺母、双排球轴承与中心拉杆相连，见图2。由于该零件关键部位（轴段下部）只承受轴向力，不承受弯矩，通过强度校核，采用铝合金材料（2618A，硬度Hv120）可以满足强度要求。相对于不锈钢材料，重量降低了约2kg。但由于该材料相对于钢存在硬度低、抗磨损能力差、力学性能低的缺点，在桨矩操纵杆与滑套和方型圈（轴向运动的表面）配合区、与尾桨轴内花键（材料：15-5PH，硬度Hv320）配合区分别采用喷涂氧化铬、镀镍等新的表面处理工艺以提高表面硬度及耐磨能力。此外，为方便拆卸桨距操纵杆，尾部采用了腰形孔设计。
3桨距操纵杆改进原因分析
该型机桨距操纵杆在工作中承受往复轴向疲劳载荷。经强度分析可知，桨距操纵杆的最高应力区在腰形孔处，故该处为桨距操纵杆疲劳试验的主要考核部位。此外，桨距操纵杆的法兰端通过螺栓与叉形件连接，经分析在工作中连接处易产生较严重擦蚀且应力较高，易引起疲劳失效，故法兰端存在擦蚀的区域也是疲劳试验的主要考核部位。但改进前的桨距操纵杆多次在疲劳及缺陷容限试验过程中在图3所示腰形孔孔边及法兰端螺栓孔边失效，根据试验结果评估得出桨距操纵杆的安全疲劳寿命为8264飞行小时，腐蚀疲劳检查间隔仅118飞行小时，远低于设计指标[2]。
基于以上原因，需对桨距操纵杆薄弱环节进行改进设计，以提高腰形孔及法兰端螺栓处裂纹起始孔边的抗疲劳强度和腐蚀疲劳检查间隔。
4桨距操纵杆的改进
针对桨距操纵杆薄弱环节（腰形孔及法兰端处）进行了局部加强。经初步分析，桨距操纵杆通过改进，其疲劳强度可提高1.54倍。预计完成完成2件安全寿命可达33800飞行小时，完成1件缺陷容限试验，其腐蚀检查间隔可达5100飞行小时，可满足设计指标要求。故安排改进桨距操纵杆的疲劳试验（2件）和缺陷容限试验（1件，仅盐雾腐蚀）对其疲劳强度进行考核。
5设计改进验证
5.1疲劳试验验证
疲劳试验时，桨距操纵杆下端工装与实际有差别，但并不会改变轴向力传递路径，试验中在桨距操纵杆上端与叉形件相连的小拉杆处进行加载，下端通过大螺母固定。桨距操纵杆疲劳试验载荷及经历的循环数为1T（静载6000Fs，动载5000Fd）、1C（静载-6000Fs，动载5000Fd）、2T（静载7000Fs，动载6200Fd）、2C（静载-7000Fs，动载6200Fd）、3T（静载7200Fs，动载7000Fd）、3C（静载-7200Fs，动载7000Fd）各1M循环次，载荷已换算为桨距操纵杆轴向力。
疲劳试验过程中，第一、二件试验件分别在3T阶段约28644循环次、2T阶段20350循环次时均在螺栓孔附近出现裂纹，且裂纹位置相同。
5.2缺陷容限试验验证
按ISO 9227标准将试验件在盐雾箱中放置500小时[1][3]，完成了带腐蚀缺陷的桨距操纵杆试验件的制备。缺陷容限试验件安装及加载方向与疲劳试验一致，其载荷及经历的循环数为1T（静载3300Fs，动载2800Fd）、1C（静载-3300Fs，动载2800Fd）、2T（静载3700Fs，动载3200Fd）、2C（静载-3700Fs，动载3200Fd）、3T（静载4200Fs，动载3700Fd）、3C（静载-4200Fs，动载3700Fd）、4T（静载4700Fs，动载4200Fd）、4C（静载-4700Fs，动载4200Fd）、5T（静载5200Fs，动载4700Fd）、5C（静载-5200Fs，动载4700Fd）各1M循环次，载荷已换算為桨距操纵杆轴向力。
缺陷试验过程中，试验件在5T阶段约905268次循环时螺栓孔位置处出现裂纹，经荧光检查发现实际有2条裂纹，两条裂纹都起源于盐雾腐蚀坑，一处在腰形孔附近，深度为0.365mm；另一处在法兰螺栓孔附近，深度为0.231mm。
5.3试验结果分析
根据2件改进的桨距操纵杆疲劳试验结果，将改进的桨距操纵杆分为两部分进行分析，桨距操纵杆的上部区域的服役寿命为29601小时，下部区域的服役寿命为3.9万小时。综上所述，改进后的桨距操纵杆服役寿命可达到29601小时。
根据1件改进的桨距操纵杆缺陷容限试验结果，经分析，上部区域腐蚀检查间隔18120小时，下部腐蚀检查间隔20000小时。
6结束语
由上述试验验证及分析结果可知，改进后的桨距操纵杆寿命由8264小时提升到29601小时，内部腐蚀检查间隔周期由118小时提升到18121小时，可满足该型机主要结构件20000小时寿命及内部腐蚀检查间隔周期5000小时（即尾减1个TBO）的设计指标，从而提升了桨距操纵杆寿命，并提高了尾减的维护性。因此，设计改进工作是合理、有效的，其改进验证方法能为其他零部件的结构设计及优化提供参考。
参考文献：
[1]顾文标，喻溅鉴，邹静等.直升机金属结构缺陷容限验证技术研究，直升机技术，2013，1.
[2]鲁婷婷，吴志广，赵思波.某尾桨桨距操纵轴缺陷容限试验件失效分析，南华动力，2017年第3期
[3]罗敏.直升机尾传动系统零部件损伤容限设计验证研究，南华动力，2014年第4期
关键词：铝合金；改进；桨距操纵杆；寿命；检查间隔周期
1引言
直升机传动系统尾桨桨距操纵杆安装在尾减内部，是通过尾伺服系统往复运动达到改变尾桨距的关键件，工作中主要承受轴向交变载荷，其主要作用是调整尾桨叶的倾斜角度，进而改变直升机的飞行方向。
某中型多用途民用直升机具有大功重比、长寿命、高维护性的特点，要求主要结构件具有20000h寿命，内部检查间隔周期达到5000h（即尾减1个TBO），以上设计指标均高于目前国内其它型机设计要求。为达到上述指标，该型机桨距操纵杆在设计上采用了铝合金材料，设计了独特的腰形孔结构以提高维护性，并运用了缺陷容限理论进行验证。
2桨距操纵杆的设计
常见的尾减速器结构中，桨距操纵杆是一根细长轴，工作时既往复运动，又随尾桨转动，将尾助力器的操纵载荷传递给尾桨叉形件，在工作中承受较大的轴向力和来自尾桨的旋转弯矩。强度分析结果表明，由于弯矩载荷的作用，桨距操纵杆的薄弱环节在操纵杆的小端安装尾桨叉形件的退刀槽处（见图1），为了保证其强度，桨距操纵杆往往选用不锈钢材料。
该型机尾桨桨距操纵杆上端通过螺栓、安装法兰盘与叉形件相连，轴段中部通过花键与尾桨轴配合实现带转，下端通过锁紧大螺母、双排球轴承与中心拉杆相连，见图2。由于该零件关键部位（轴段下部）只承受轴向力，不承受弯矩，通过强度校核，采用铝合金材料（2618A，硬度Hv120）可以满足强度要求。相对于不锈钢材料，重量降低了约2kg。但由于该材料相对于钢存在硬度低、抗磨损能力差、力学性能低的缺点，在桨矩操纵杆与滑套和方型圈（轴向运动的表面）配合区、与尾桨轴内花键（材料：15-5PH，硬度Hv320）配合区分别采用喷涂氧化铬、镀镍等新的表面处理工艺以提高表面硬度及耐磨能力。此外，为方便拆卸桨距操纵杆，尾部采用了腰形孔设计。
3桨距操纵杆改进原因分析
该型机桨距操纵杆在工作中承受往复轴向疲劳载荷。经强度分析可知，桨距操纵杆的最高应力区在腰形孔处，故该处为桨距操纵杆疲劳试验的主要考核部位。此外，桨距操纵杆的法兰端通过螺栓与叉形件连接，经分析在工作中连接处易产生较严重擦蚀且应力较高，易引起疲劳失效，故法兰端存在擦蚀的区域也是疲劳试验的主要考核部位。但改进前的桨距操纵杆多次在疲劳及缺陷容限试验过程中在图3所示腰形孔孔边及法兰端螺栓孔边失效，根据试验结果评估得出桨距操纵杆的安全疲劳寿命为8264飞行小时，腐蚀疲劳检查间隔仅118飞行小时，远低于设计指标[2]。
基于以上原因，需对桨距操纵杆薄弱环节进行改进设计，以提高腰形孔及法兰端螺栓处裂纹起始孔边的抗疲劳强度和腐蚀疲劳检查间隔。
4桨距操纵杆的改进
针对桨距操纵杆薄弱环节（腰形孔及法兰端处）进行了局部加强。经初步分析，桨距操纵杆通过改进，其疲劳强度可提高1.54倍。预计完成完成2件安全寿命可达33800飞行小时，完成1件缺陷容限试验，其腐蚀检查间隔可达5100飞行小时，可满足设计指标要求。故安排改进桨距操纵杆的疲劳试验（2件）和缺陷容限试验（1件，仅盐雾腐蚀）对其疲劳强度进行考核。
5设计改进验证
5.1疲劳试验验证
疲劳试验时，桨距操纵杆下端工装与实际有差别，但并不会改变轴向力传递路径，试验中在桨距操纵杆上端与叉形件相连的小拉杆处进行加载，下端通过大螺母固定。桨距操纵杆疲劳试验载荷及经历的循环数为1T（静载6000Fs，动载5000Fd）、1C（静载-6000Fs，动载5000Fd）、2T（静载7000Fs，动载6200Fd）、2C（静载-7000Fs，动载6200Fd）、3T（静载7200Fs，动载7000Fd）、3C（静载-7200Fs，动载7000Fd）各1M循环次，载荷已换算为桨距操纵杆轴向力。
疲劳试验过程中，第一、二件试验件分别在3T阶段约28644循环次、2T阶段20350循环次时均在螺栓孔附近出现裂纹，且裂纹位置相同。
5.2缺陷容限试验验证
按ISO 9227标准将试验件在盐雾箱中放置500小时[1][3]，完成了带腐蚀缺陷的桨距操纵杆试验件的制备。缺陷容限试验件安装及加载方向与疲劳试验一致，其载荷及经历的循环数为1T（静载3300Fs，动载2800Fd）、1C（静载-3300Fs，动载2800Fd）、2T（静载3700Fs，动载3200Fd）、2C（静载-3700Fs，动载3200Fd）、3T（静载4200Fs，动载3700Fd）、3C（静载-4200Fs，动载3700Fd）、4T（静载4700Fs，动载4200Fd）、4C（静载-4700Fs，动载4200Fd）、5T（静载5200Fs，动载4700Fd）、5C（静载-5200Fs，动载4700Fd）各1M循环次，载荷已换算為桨距操纵杆轴向力。
缺陷试验过程中，试验件在5T阶段约905268次循环时螺栓孔位置处出现裂纹，经荧光检查发现实际有2条裂纹，两条裂纹都起源于盐雾腐蚀坑，一处在腰形孔附近，深度为0.365mm；另一处在法兰螺栓孔附近，深度为0.231mm。
5.3试验结果分析
根据2件改进的桨距操纵杆疲劳试验结果，将改进的桨距操纵杆分为两部分进行分析，桨距操纵杆的上部区域的服役寿命为29601小时，下部区域的服役寿命为3.9万小时。综上所述，改进后的桨距操纵杆服役寿命可达到29601小时。
根据1件改进的桨距操纵杆缺陷容限试验结果，经分析，上部区域腐蚀检查间隔18120小时，下部腐蚀检查间隔20000小时。
6结束语
由上述试验验证及分析结果可知，改进后的桨距操纵杆寿命由8264小时提升到29601小时，内部腐蚀检查间隔周期由118小时提升到18121小时，可满足该型机主要结构件20000小时寿命及内部腐蚀检查间隔周期5000小时（即尾减1个TBO）的设计指标，从而提升了桨距操纵杆寿命，并提高了尾减的维护性。因此，设计改进工作是合理、有效的，其改进验证方法能为其他零部件的结构设计及优化提供参考。
参考文献：
[1]顾文标，喻溅鉴，邹静等.直升机金属结构缺陷容限验证技术研究，直升机技术，2013，1.
[2]鲁婷婷，吴志广，赵思波.某尾桨桨距操纵轴缺陷容限试验件失效分析，南华动力，2017年第3期
[3]罗敏.直升机尾传动系统零部件损伤容限设计验证研究，南华动力，2014年第4期