某型直升機尾斜梁整流罩快卸鎖磨損問題研究

曹小龍

（昌河飛機工業（集團）有限責任公司，景德鎮 333002）

在國防建設大力發展的牽引下，加之低空領域的進一步放開，近年來國內交付使用的直升機量遞增迅猛。[1]但在某型直升機的使用過程中，普遍暴露出尾斜梁整流罩快卸鎖磨損的問題，甚至出現磨損嚴重的鎖釘無法有效鎖緊，導致飛行時整流罩彈開的現象。該問題引起用戶強烈不滿，亟需設計和制造企業開展問題研究和技術攻關。

1 尾斜梁整流罩快卸鎖結構介紹

尾斜梁整流罩快卸鎖（以下簡稱快卸鎖）包括鎖釘、鎖座和止動墊圈三部分。其中，鎖釘由釘體、頂桿、襯套組成，鎖座由鎖盤、滑塊、壓縮彈簧、卡簧、密封帽組成。鎖釘通過止動墊圈裝在彈簧片上，鎖座通過抽芯鉚釘鉚接固定在機體結構上。

2 問題分析與定位

2.1 建立故障樹

針對快卸鎖鎖釘與鎖座之間產生磨損的情況，建立故障樹（見圖1），并展開分析。

圖1 快卸鎖磨損故障樹

2.2 故障排查

根據故障樹，對故障原因進行逐項分析。

（1）X1：快卸鎖靜強度不足變形磨損

根據靜強度分析結果，整流罩單個連接點快卸鎖所受載荷較小，僅幾百牛頓。而快卸鎖抗拉強度試驗表明，快卸鎖抗拉強度達8000 N，遠大于快卸鎖受載。因此，快卸鎖靜強度滿足設計使用要求，快卸鎖在使用中不會產生變形。故排除X1 底事件。

（2）X2：快卸鎖不能有效補償裝配間隙

由于尾斜梁整流罩位于尾槳影響區，振動環境較為惡劣，若存在裝配間隙，則會加劇快卸鎖磨損。而快卸鎖安裝后理論上存在不大于0.5 mm 的間隙。為驗證這種可能性，隨機測量20 架直升機的尾斜梁整流罩快卸鎖安裝后間隙，測量結果表明安裝后部分快卸鎖確實存在不大于0.5 mm的間隙。故不能排除X2 底事件。

（3）X3：材料及熱處理選擇不合理

快卸鎖鎖座選用0Cr18Ni9 不銹鋼、鎖釘選用1Cr17Ni2 不銹鋼，這兩種材料為結構件常采用不銹鋼材料，具有較高強度及優良耐腐蝕性能。鎖釘熱處理至980 Mpa，符合HB/Z 80—2011《航空用不銹鋼熱處理》要求。因此，材料及熱處理選擇符合標準要求。故排除X3 底事件。

（4）X4：表面粗糙度選擇不合理

快卸鎖鎖座、鎖釘均為機加件，鎖座、鎖釘相互連接端面均為平面。經檢查，機加性能良好且機加后進行了拋光處理，連接面光潔度較好，能較好滿足使用要求。故排除X4 底事件。

（5）X5：表面處理選擇不合理

快卸鎖鎖座、鎖釘材料為不銹鋼，表面處理方法為鈍化。鈍化是不銹鋼結構件常用表面處理工藝方法，但對于活動連接小尺寸結構部件，在熱處理狀態下進行表面鈍化處理后，若不做硬化處理，則耐磨性能相對不足，振動環境下易產生較快磨損。故不能排除X5 底事件。

（6）X6：快卸鎖開啟鎖閉磨損

經統計，快卸鎖在故障時間內（200 飛行小時左右）使用維護開啟鎖閉次數相對較少（為1000次左右）。為驗證快卸鎖使用維護開啟鎖閉次數的影響，隨機選取1 架直升機進行地面開啟鎖閉試驗。試驗結果表明，當開啟鎖閉1000 次時，快卸鎖表面未出現磨損現象，當開啟鎖閉5000 次時，快卸鎖表面才出現輕微磨損現象。故排除X6 底事件。

（7）X7：快卸鎖安裝偏心

經分析，如果快卸鎖安裝偏心，會導致快卸鎖安裝后鎖座、鎖釘連接端面非正常接觸，進而造成連接端面受力不均。由于前緣整流罩、尾減整流罩位于尾槳影響區，振動強度大，若快卸鎖受力不均，會加劇快卸鎖磨損。為驗證快卸鎖安裝是否存在偏心情況，隨機選取20 架直升機，每架機隨機選擇5 個快卸鎖進行檢查。檢查結果表明，僅個別快卸鎖存在安裝偏心，同時安裝完好的快卸鎖也存在磨損現象。因此，快卸鎖安裝偏心未非主要影響因素。故排除X7 底事件。

2.3 故障定位

通過故障樹分析，初步確定相應故障樹底事件為快卸鎖不能有效補償裝配間隙（X2）和快卸鎖表面處理選擇不合理（X5）。

3 機理分析

快卸鎖在整流罩上安裝后理論上存在間隙，考慮到快卸鎖自身制造公差和整流罩裝配間隙等因素，快卸鎖鎖閉后存在連接松動的可能。因尾斜梁整流罩位于尾槳影響區，振動環境較為惡劣，故連接松動會導致快卸鎖受力不均，加劇快卸鎖鎖釘與鎖座連接端面磨損。同時，快卸鎖自身耐磨性能不足，導致在較短使用時間內出現快卸鎖磨損嚴重的情況。當鎖座、鎖釘磨損總深度大于限位滑塊卡槽深度時，鎖閉后限位滑塊卡槽無法再卡住鎖釘，從而無法限制鎖釘的轉動，鎖釘出現鎖閉后打轉，鎖閉失效。

通過上述分析表明，快卸鎖磨損故障的主要原因是快卸鎖在振動環境下使用時耐磨性不足，且裝配間隙不能得到有效補償。

4 改進思路

根據機理分析，結合快卸鎖安裝結構特點，制定改進思路如下：

（1）針對快卸鎖耐磨性能不足的問題：改進表面處理工藝。將快卸鎖的表面處理工藝由鈍化更改為鍍鎳磷，提高快卸鎖的硬度、耐磨性和抗磨損能力。同時，在鎖座內增加潤滑脂防護，延長快卸鎖的使用壽命。

（2）針對快卸鎖安裝后不能有效補償裝配間隙的問題：增加彈性墊圈。單件彈性墊圈厚度為0.5 mm，初始高度為0.9 mm，具有0.4 mm 的可壓縮量。彈性墊圈安裝在彈簧片與鎖釘頭之間，每件快卸鎖可視實際結構夾層厚度安裝彈性墊圈及調整墊圈（選裝），通過彈性墊圈的彈性壓縮量來補償裝配間隙。

5 試驗驗證

5.1 試驗方法

（1）對快卸鎖進行表面硬度測試、地面開啟/鎖閉10000 次可靠性試驗、振動試驗和功能測試試驗，對比改進前與改進后的試驗結果，驗證快卸鎖是否有明顯磨損，鎖閉功能是否完好。

（2）對尾斜梁整流罩連接結構安裝改進后快卸鎖進行振動試驗考核，尾斜梁、尾斜梁整流罩、鉸鏈等試驗件采用裝機件，通過在尾斜梁整流罩兩側粘貼膠布帶加載氣動載荷。振動試驗標準按GJB 150A《軍用裝備實驗室環境試驗方法》，試驗時間為3 個軸向各23.2 小時，其中振動功能試驗各軸向4 小時，振動耐久試驗各軸向19.2 小時。試驗后，對快卸鎖進行外觀目視檢查和鎖閉功能檢查，驗證快卸鎖磨損深度是否在彈性墊圈變形范圍內，且快卸鎖鎖閉功能是否完好。

5.2 試驗結果

（1）快卸鎖地面試驗驗證的結果，如表1 所示。

（2）尾斜梁整流罩連接結構安裝改進后快卸鎖的振動試驗考核結果：通過外觀目視檢查發現快卸鎖磨損處為鎖釘與鎖座理論接觸面，未出現快卸鎖鎖釘磨損后邊緣呈倒圓狀現象。經測量，最大磨損深度0.4 mm，磨損深度在彈性墊圈變形范圍內。經測試，快卸鎖鎖閉功能正常。

6 改進措施

根據上述試驗結果，制定改進措施：一是將快卸鎖表面處理工藝由鈍化更改為鍍鎳磷；二是增加彈性墊圈。

為確認改進措施是否有效，在直升機上進行飛行驗證，要求改進狀態快卸鎖功能、性能完好，不出現正常鎖閉后使用中打開、脫落等故障，同時快卸鎖鎖座、鎖釘不出現明顯磨損現象（磨損深度不超過0.1 mm）。將驗證機尾斜梁整流罩連接處所使用的快卸鎖全部更換成改進狀態快卸鎖，并通過5 架機累計524 個飛行小時的驗證后，發現快卸鎖使用情況良好，表面幾乎無磨損，鎖緊功能正常。結果表明，改進措施有效，達到預期要求。

7 結論

通過理論分析及相關地面、裝機隨機飛行考核試驗表明：采取改進快卸鎖表面處理工藝以提高耐磨性，增加彈性墊圈以有效補償安裝間隙，可有效解決尾斜梁整流罩快卸鎖磨損失效問題，值得推廣使用。