覃海鹰，吴艳霞，丁 阳

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

0 引言

某直升机旋翼折叠系统桨叶变距锁定机构由上变距锁定机构和下变距锁定机构组成。旋翼折叠时，在旋翼定位、桨叶摆振定位后，上变距锁定机构的锁销和下变距锁定机构的锁销分别伸出，插入对应的锁孔，共同实现桨叶变距自由度的锁定，使桨毂支臂在桨叶折叠过程中始终保持一定的变距角度，防止各片桨叶在折叠过程中及折叠后相互干涉或与相应的桨毂支臂发生干涉。

某直升机旋翼折叠系统使用中多次出现上变距锁定机构锁销断裂故障。通过结构传力路径分析发现，锁定机构设计不合理，部分锁销承受了部分其它桨叶的折叠载荷，导致锁销强度不足，从而导致上变距锁销断裂。为此，提出了上变距锁定机构改进措施。经设计分析，提出的上变距锁定机构改进措施可有效降低上变距锁定机构锁销的载荷，可解决变距锁定机构锁销断裂故障问题。

1 上变距锁定机构结构及工作原理

上变距锁定机构由安装在上限动支撑件支臂上的上变距锁和安装在上限动块上的锁孔衬套组成(见图1)。旋翼折叠时，在旋翼定位、桨叶摆振定位后，安装在上限动支撑件上的上变距锁定机构的锁销伸出，插入安装在上限动块上的锁孔衬套，与下变距锁定机构一起共同实现桨叶变距自由度的锁定。

图1 上变距锁定机构示意图

2 上变距锁定机构锁销载荷传递分析

为限制旋翼主桨叶下挥运动范围，主桨毂设有下挥限动装置，由安装在中央件上可平动的下限动环和安装在主桨毂支臂上的下限动块组成。下限动环可在中央件的上下夹板间作平面滑动。直升机停机时各片桨叶在挥舞运动方向的位置不是固定的，取决于各片桨叶停靠在下限动环上力的平衡，如图2所示。

图2 下挥限动装置

鉴于主桨叶下挥限动装置的工作原理，直升机停车后，各片桨叶在挥舞方向的位置不是完全固定，在一定范围内具有随机性。为满足在桨叶在挥舞方向位置不确定情况下上变距锁销顺利插入的要求，上变距锁孔在挥舞方向为腰形孔，且锁孔尺寸比锁销直径大，以补偿桨叶挥舞方向的位置偏差，保证在锁销位置与锁孔位置最大偏差近5mm的情况下上变距锁可以顺利上锁，如图3所示。

图3 上变距锁孔挥舞方向腰形孔示意图

根据上变距锁定机构的结构特点和下限动环的工作原理，在6片桨叶全部折叠到位后，1#、6#桨叶向下的挥舞载荷会通过下限动环传递给3#、4#桨叶对应的下限动块，对3#、4#桨叶形成向上的挥舞载荷，使得上变距锁孔衬套外边沿压向锁销。3#、4#桨叶在折叠超过一定角度后，桨叶重心越过水平铰轴线时桨毂支臂出现“抬起”现象，也会使上变距锁孔衬套外边沿压向锁销。因此旋翼折叠后，1#、6#桨叶的折叠后挥舞方向载荷通过下限动环传递到3#、4#桨叶对应的上变距锁销，导致3#、4#桨叶对应的上变距锁销载荷的额外增加。锁销实际工作载荷超出锁销设计强度，是导致锁销断裂故障的主要原因之一。

3 上变距锁定机构改进方案

根据上变距锁定机构锁销载荷传递分析结论，改变上变距锁定机构的锁定方式，让每个上变距锁销只承担其对应的桨叶折叠挥舞载荷，是上变距锁定机构改进的主要方向。为此提出了图4所示的设计优化措施：将上变距锁销插入锁孔部分由圆柱销改为两段锥形销，一段用于导向，一段用于承载，相应的锁孔衬套改为锥形孔。该设计改进措施消除了变距锁销与锁孔衬套之间的间隙。在6片桨叶全部折叠到位后，每个上变距锁销只承受其对应的桨叶的折叠挥舞载荷，不会再出现 1#、6#桨叶向下的挥舞载荷通过下限动环传递给3#、4#桨叶对应的下限动块，导致3#、4#桨叶对应的上变距锁销承受1#、6#桨叶的折叠挥舞载荷的情况。同时，上变距锁销插入锁孔部分由圆柱销改为两段锥形销，使得上变距锁销力作用点相对于改进前上移，增大了平衡弯矩的力臂，从而进一步降低了变距锁销载荷。

图4 上变距锁定机构改进前后锁销锁孔

4 改进前后上变距锁销载荷对比

桨叶折叠载荷包括风载和桨叶的惯性载荷，二者分别使桨叶产生挥舞方向与摆振方向的力矩，并叠加作用在支臂上，在球铰处产生合成弯矩，最终由上变距锁定机构与下变距锁定机构、下限动环予以平衡。

根据旋翼折叠后各片桨叶的安装角变化情况，3#、4#桨叶折叠到位后对应的上变距锁销所受风载较为严重， 4#桨叶对应的上变距锁销所受风载最严重。为此采用4#桨叶计算了128种水平面内风向、竖直面风向和风速的组合。结果表明，水平面内360°风向、竖直面±35°风向，15 m/s风速桨叶载荷可以覆盖该直升机维护手册[1]中的旋翼折叠风速、风向限制要求的各个状态。因此，上变距锁定机构改进前后上变距锁销风载按15m/s合成风速、垂直面±35°风向、水平面任意风向考虑。表1为4#桨叶折叠到位后风载计算结果，法向力向上为正。

表1 4#桨叶折叠到位后风载计算结果

桨叶惯性载荷采用舰船坐标系，X向为舰船航向方向，Z向垂直向上，采用右手坐标系。根据《直升机载荷手册》[2]，考虑自重，中等气候，60节风速，惯性载荷垂向过载取最大1.3g。以上述风载和惯性载荷计算前提，对上变距锁定机构改进前后6片桨叶对应的上变距锁销载荷进行了计算[3]：合成载荷最大的为4#桨叶对应的上变距锁销与改进前相比，载荷下降21.8%；载荷次大的为3#桨叶对应的上变距锁销，与改进前相比，载荷下降26.2%。改进前后上变距锁销载荷对比见表2。

表2 改进前后上变距锁销载荷对比

5 总结

导致上变距锁定机构锁销断裂的原因还有锁销材料偏脆等其他因素。但由于限动环工作原理及锁销与锁孔衬套存在较大间隙，导致不合理的变距锁销传力路径，桨叶折叠到位后，1#、6#桨叶折叠后挥舞方向的载荷通过下限动环传递给3#、4#桨叶对应的变距锁销，加大了3#、4#桨叶对应的变距锁销的载荷，无疑是上变距锁定机构锁销断裂故障的主要原因之一。本文提出的变距锁定机构设计优化措施有效降低了上变距锁销载荷。结合解决材料偏脆问题的材料更改等其他设计改进措施，将有效解决该直升机的上变距锁定机构锁销断裂问题。