某直升机主桨毂下垂限动器离心配重优化设计

陈少峰，李建伟，孙文芳

(1.中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001；2.总参陆航驻372厂军事代表室，江西 景德镇 333001)

某直升机主桨毂下垂限动器离心配重优化设计

陈少峰1，李建伟2，孙文芳1

(1.中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001；2.总参陆航驻372厂军事代表室，江西 景德镇 333001)

某型机两架机在开车过程中出现异常振动，停机后检查发现主桨毂部分支臂下垂限动器的离心配重限位凸台断裂。论文通过设计复查和下垂限动器工作原理分析，明确了下垂限动器的离心配重限位凸台断裂的故障原因，对离心配重进行了优化设计，经外场使用初步验证，优化措施有效。

主桨毂;离心配重

0 引言

某型机采用垂直铰、水平铰合一的金属全铰接式旋翼系统。该型机自交付以来，先后出现过几次直升机开车过程中异常振动，停机后检查发现主桨毂部分支臂下垂限动器的离心配重限位凸台断裂。原型机在使用中也出现过类似故障。经设计复查和下垂限动器工作原理分析，明确了下垂限动器的离心配重限位凸台断裂的故障原因，并完成了离心配重的优化设计，通过外场初步使用验证了优化措施有效。

1 故障原因分析

结合下垂限动器工作原理，通过故障现象和理论分析，明确故障的发生机理。

1.1 故障描述

某型机地面开车振动过大，遂停车，停车过程中振动较大。停车后检查发现黑色桨叶下垂，主桨毂下垂限动器不在正常位置。图1为黑色支臂下垂限动器离心配重的故障图。

图1 主桨毂离心配重限位凸台断裂典型形貌

由图1可见：离心配重的限位凸台错位，离心配重外侧倒圆有严重撞击变形甚至脱落。

1.2 下垂限动器工作原理分析

某型机主桨叶下垂限动器设置在主桨毂上，由离心式下垂限动器和固定式下垂限动器两部分组成。图2为下垂限动器工作状态图。

图2 离心式配重闭合状态

结合图2可知，离心式下垂限动器在旋翼停转或低转速时，离心配重在弹簧力作用下被拉回限动位置，处于闭合状态，限位凸台的左(内)限位平面靠上十字销支臂的限动平面，限制离心配重收回的位置，防止离心配重与下星板袖套干涉。桨叶下挥时带动轴向铰向下运动，轴颈限动块靠上离心配重限动面，对下挥运动进行限动。下挥限动角由轴颈限动块与离心配重限动面之间的间隙保证[1,2]。

1.3 不同旋翼转速下主桨叶下垂角分析

在直升机开车、停车过程中，旋翼总距处于低距，即总距0升力位置，此时桨叶受离心力、重力作用。图3为桨叶旋转状态受力分析图。[3]

图3 桨叶旋转状态受力分析图

由图3得到力的平衡方程如下

(1)

式中：FC为桨叶离心力，H2为桨叶离心力对水平铰的力臂，G为桨叶重力，H1为桨叶重力对水平铰的力臂。

根据式(1)计算得到的不同旋翼旋转速度下桨叶的下垂角如表1所示。

表1 部分旋翼旋转速度对应的主桨叶下垂角

由表1可见：随着转速升高，离心力加大，主桨叶下垂角度在减小。

1.4 离心配重打开位置与旋翼转速关系分析

离心配重作为下垂限动器的核心件，图4为离心配重结构参数及旋翼旋转时受力分析图[3]。

图4 离心配重结构参数及旋翼旋转时受力分析图

图4中，A、B为弹簧连接点，弹簧长度为L，O为离心配重转动中心，M为离心配重质心，AO、OB、OM、α、β为结构参数，θ为离心配重在旋翼旋转时与铅垂线的夹角，向离心配重打开方向为正，反之向闭合方向为负，H1为离心配重重力对转动中心力臂，H2为离心配重离心力对转动中心力臂，H3为弹簧力对转动中心力臂，O点距旋翼旋转中心距离为结构参数。

不考虑转动副的摩擦，可以求出离心配重在不同的打开位置对应的旋翼转速：

(2)

式中：m为离心配重质量，F为弹簧拉力。

由式(2)，结合结构各参数，可得离心配重位置与旋翼转速的对应关系。由于离心配重有限位凸台，从结构上限制离心配重处于完全闭合位置时θ为-42°，离心配重处于完全打开位置时θ为20°。图5为离心配重位置与旋翼转速对应关系图。

图5 离心配重闭合过程与旋翼转速关系示意图

由图5可以得出，直升机停车时，随着旋翼转速从212 rpm开始降低，离心配重会一直处于θ=20°打开极限位置，直至旋翼转速降至开始闭合转速137.2 rpm。旋翼转速继续降低，离心配重会迅速闭合至θ=-28°位置。然后随着转速降低，桨叶下垂角加大，桨叶带动轴颈限动块压住离心配重限动面向闭合方向旋转至θ=-42°闭合位置。由于离心配重限位凸台的作用，直至直升机停车，离心配重会一直处于θ=-42°闭合位置。

上述分析未考虑离心配重转动副摩擦的影响。如果考虑离心配重转动副摩擦的影响，直升机停车过程中，转动副的摩擦会降低开始闭合的转速和完全闭合转速。

1.5 离心配重外形尺寸分析

对离心配重设计图纸进行设计复核，发现离心配重在闭合过程中绕转动轴转动时存在“高点”。图6为离心配重高点显示图，图7为离心配重与下垂角度相关的尺寸链图。

由图6、图7结合理论分析，考虑离心配重与下垂限动角相关的结构尺寸公差的影响，在直升机停车离心配重闭合过程中，离心配重外形“高点”会减小主桨叶允许的下垂限动角度约0.07°到0.25°。

图6 名义尺寸下离心配重的高点

图7 下垂限动角相关的离心配重结构尺寸

1.6 离心配重实际闭合过程定性分析

考虑到离心配重零件尺寸对限动角的影响，根据零件尺寸对限动角的减小幅度的大小，直升机停车时离心配重的闭合过程中可能发生以下四种情况：

1) 离心配重在桨叶靠上之前完全收回。

由于离心配重零件尺寸公差对限动角的减小幅度很小，在直升机停车过程中，离心配重在桨叶下垂靠上之前已完全收回，下垂限动器工作完全正常。如图8所示。

2) 离心配重在收回过程中，在接近完全收回位置被桨叶靠上。

由于离心配重零件尺寸公差对限动角的减小幅度较小，在直升机停车过程中，离心配重在接近完全收回位置被桨叶靠上，然后在桨叶重力作用下，将离心配重强行压向完全收回位置，导致R2圆角有撞击变形痕迹，但下垂限动器可以正常工作。如图9所示。

图8 离心配重完全收回

图9 离心配重收回到接近正常位置

3) 离心配重在收回过程中在“临界位置”被桨叶靠上。

由于离心配重零件尺寸公差对限动角的减小幅度较大，在直升机停车过程中，离心配重在一个所谓的“临界位置”被桨叶靠上，如图10所示。当直升机再次开车时，在小突风、周期变距偏离中立位置等多种因素影响下，桨叶停靠在离心配重的“临界位置”的平衡被破坏。此时由于旋翼转速不高，桨叶会突然下垂，直升机由于桨叶离心力的不平衡出现晃动。随着旋翼转速升高，晃动频率逐渐上升，在直升机出现晃动的同时离心配重在桨叶突然下垂的作用下，被打开至限动位置，对离心配重限位凸台形成冲击。由于桨叶的挥舞运动，离心配重反复被打开至限动位置，对限位凸台反复冲击，导致离心配重限位凸台断裂。同时由于直升机晃动，其他桨叶也出现不同程度的较大的挥舞，最终导致所有桨毂支臂的离心配重限位凸台不同程度的损伤。

4) 离心配重在收回过程中未到达“临界位置”即被桨叶靠上。

由于离心配重零件尺寸公差对限动角的减小幅度很大，在直升机停车过程中，离心配重在未收回到所谓的“临界位置”即被桨叶靠上，如图11所示。随着旋翼转速降低，桨叶将离心配重不断压向打开位置，并在停车时出现所谓“塌腰子”故障。

图10 离心配重在“临界位置”被桨叶靠上

图11 离心配重未到“临界位置”被桨叶靠上

1.7 突风或驾驶杆偏离中立位置对直升机开车的影响分析

直升机正常开车时旋翼总距应处于低距，挥舞限动器完全打开的转速约为70 rpm，下垂限动器完全打开的转速约为145rpm，因此当转速处于70rpm至145rpm时，桨叶的上挥运动范围已不受限制，而下挥运动范围仍然受下垂限动器限制。

典型风速下旋翼在典型转速下的桨叶挥舞角度如表2所示。

表2 总距低距(6°)，驾驶杆中立，不同风速、

由表2可见：当旋翼转速介于70 rpm至145 rpm之间时，由于上挥限动器已完全打开，桨叶上挥运动不受限制，如果受到突风尤其是风速较大的突风的影响，桨叶的挥舞运动会对限动器离心配重造成拍击。如果此时离心配重还远没有打开至图8所示位置，桨叶的拍击会使离心配重向内突然弹开，导致离心配重限位凸台左侧(内)限位面撞击十字销支臂的限动面，致使离心配重左侧(内)限位面发生错移或断裂；如果此时离心配重打开至接近图9所示位置，桨叶拍击在离心配重R2圆角，导致离心配重圆角损伤；如果此时离心配重打开至图10所示位置，桨叶的拍击会使离心配重向外突然弹开，导致离心配重限位凸台右侧(外)限位面撞击十字销支臂的限动面，导致离心配重右侧(外)限位面发生错移或断裂。

根据故障发生时天气情况的调查，当时并无特殊天气情况，没有大风；飞行手册使用限制明确规定，禁止在风速超过15m/s时起动旋翼。因此基本上可以排除由于突风导致两架机下垂限动器离心配重限位凸台断裂。

总距低距(6°)，周期变距处于极限位置，不同旋翼转速下桨叶挥舞角如表3所示。

表3 总距低距(6°)周期变距极限下不同

由表3可见：驾驶杆(周期变距杆)的偏离不会引起桨叶过大的挥舞。

根据驾驶杆偏离中立位置对直升机开车的影响分析，在低转速下，驾驶杆即使偏离至操纵极限，也不会引起桨叶过大的挥舞，因此可以排除驾驶杆偏离中立位置导致离心配重限位凸台断裂故障的可能性。

2 离心配重设计优化

根据故障原因分析，导致直升机开车过程中异

常振动，主桨毂部分支臂下垂限动器的离心配重限位凸台断裂的主要原因是在离心配重闭合过程其外形“高点”对允许的桨叶下垂角度的减小导致离心配重在闭合过程中在“临界位置”被桨叶靠上。为此，对离心配重外形进行设计优化，图12为设计优化前后离心配重示意图。

图12 离心配重设计优化前(左)后(右)尺寸示意图

由图12可见：通过修改外形，加强尺寸公差控制，设计优化后的离心配重“高点”被降低了。可有效消除离心配重存在“高点”时对桨叶下垂角度的减小，保证直升机下垂限动器工作正常。

3 结论

设计优化后的离心配重在某直升机两架返修的桨毂上进行了装机使用，使用一年以来，未再发生该故障，表明优化措施切实有效。外场其他飞机贯彻改进后，有效提高了飞机出勤率，减少了维护费用。

[1] 王绪荣，申伯阁，主编．飞机设计手册第十二册[M]．北京：航空工业出版社，1997．

[2] 郑文伟，吴克坚，主编．机械原理[M]．北京：高等教育出版社，1997．

[3] 张呈林，张晓谷，等，主编．直升机部件设计[M]．南京：南京航空航天大学出版社，2008.

Main Hub Centrifugal Weight’s Optimal Design

CHEN Shaofeng1，LI Jianwei2，SUN Wenfang1

(1.China Helicopter Research & Development Institute, Jingdezhen 333001, China; 2.Aviation Military Representative Office in Jingdezhen, Jingdezhen 333001, China)

Two planes appeared abnormal vibration during driving. It's shown that the main hub part of arm droop limit actuator centrifugal weight limit convex platform to be fractured after the stop examination. According to the fault, through inspecting the decomposition of failure parts and analyzing the drooping stopper principle, determined the reason of the Centrifugal Weight’s break. And Optimal Designed the Centrifugal Weight, the optimal measure was effective through the preliminary validation of outdoor test.

main hub; Centrifugal Weight

2015-12-25 作者简介：陈少峰(1990-)，男，河南鲁山人，学士学位，工程师，主要从事直升机旋翼桨毂设计工作。

1673-1220(2016)02-040-05

V229

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