某型直升机尾梁蒙皮开裂的失效分析

王裕林,唐海军,李 飞,杨秀锋

(1. 中国民航飞行学院，广汉 618307； 2. 中国民航科学技术研究院，北京 100028)

某型直升机尾梁蒙皮开裂的失效分析

王裕林1,唐海军2,李 飞1,杨秀锋1

(1. 中国民航飞行学院，广汉 618307； 2. 中国民航科学技术研究院，北京 100028)

某型号旋翼直升机飞行过程中发生异常震动，检查发现尾梁站位BS 135.00附近的尾传动轴整流罩固定支架铆钉处有沿尾梁周向扩展的裂纹。对裂纹断口进行了宏观和微观观察、化学成分分析、金相组织检查和硬度检测，并利用有限元分析方法对尾梁结构进行模态分析，计算出尾梁结构的固有频率与振型。最后，结合模态分析结果和维护手册上的要求，对蒙皮产生裂纹的原因进行综合分析。结果表明：蒙皮裂纹的失效模式为疲劳断裂；尾桨振动超标，使其与尾梁产生共振，是裂纹产生的主要原因。

直升机；尾梁；裂纹；失效分析

飞机的机体结构通常由蒙皮和骨架等组成。蒙皮的功用是构成机身的气动外形，并保持表面光滑，承受局部空气动力载荷，抵抗机身的歪曲变形和扭转变形，对机身总体受载起到很重要的作用。常见的机身结构分为桁梁式、桁条式、硬壳式。

尾梁是直升机的重要组成部分，其主要作用是传递尾桨和水平安定面产生的气动力和力矩，并承受空气动力和集中载荷，对直升机的平衡以及各种飞行动作的完成起到了决定性的作用，其振动水平会直接影响直升机尾传动系统的稳定性及直升机整机的振动水平[1-3]。尾梁损伤对直升机的空气动力性能和强度及飞行安全有重要影响。

某型号旋翼直升机的尾梁属于硬壳式结构，由蒙皮与少数隔框组成，没有纵向构件。隔框用于维持截面形状，支持蒙皮和承受扩散框平面内的集中力，蒙皮承受总体弯、剪、扭引起的全部轴力和剪力。该直升机尾梁结构如图1所示，尾梁通过隔板用螺栓与机身固定，其顶部安装有尾旋翼驱动轴轴承支撑及尾传动轴整流罩扣子固定支架，垂尾支撑件安装在尾梁尾部，内部有接线端子，在站位BS 84.57处安装水平安定面。

该旋翼直升机在飞行过程中机组人员感觉有导常震动，滑回检查发现在尾梁站位BS 135.00附近的尾传动轴整流罩扣子固定支架铆钉处有沿周向扩展的裂纹，裂纹长度约15.5 cm，如图2所示。本工作对尾梁蒙皮进行了宏微观观察、化学成分分析、金相组织检查和硬度检测，确定蒙皮的断裂性质，并利用有限元分析方法对尾梁结构进行模态分析和模拟试验，计算出尾梁结构的固有频率与振型；然后结合模态分析结果和维护手册上的要求，对蒙皮产生疲劳裂纹的原因进行综合分析，确定裂纹产生的主要原因。

图1 尾梁结构图Fig. 1 Structure diagram of tail boom

图2 尾梁蒙皮裂纹所处位置Fig. 2 Crack location in tail boom skin

1 理化检验

1.1 宏观观察

由图3可以看到，裂纹穿过铆钉孔边缘，断口表面发黑，铆钉孔附近断口较为平坦，具有疲劳断裂的特点，远离铆钉的断口逐渐粗糙，显示出过载断裂的特点。

(a) 表面

(b) 截面图3 尾梁蒙皮裂纹的宏观形貌Fig. 3 Macrographs of crack in tail boom skin: (a) surface; (b) cross-section

1.2 微观观察

采用电子显微镜观察铆钉孔右侧裂纹的微观形貌。由图4可以看到，裂纹从铆钉孔边缘起始，并向右侧扩展，断口较为平坦，断裂源区被磨平，裂纹扩展区的典型形貌显示解理断裂特征。

铆钉左侧裂纹断口同样是由铆钉孔边缘起始，向左侧扩展，断裂起始区被磨损严重，扩展区显示为解理断裂特征，局部可见较细的疲劳条带。

尾梁蒙皮裂纹起始于尾桨传动轴整流罩接耳与蒙皮连接的一个铆钉孔，从铆钉孔萌生裂纹后，以解理方式向两侧扩展，并且在解理花样上可见较细的疲劳条带，表明裂纹性质是疲劳裂纹。

(a) 断口整体 (b) 裂纹源区(c) 裂纹扩展区，低倍 (d) 裂纹扩展区，高倍 图4 铆钉孔右侧断口形貌Fig. 4 Fractographs of the rivet hole on the right side: (a) overall fracture; (b) crack initiation area; (c) crack prologation area, low magnification; (d) crack prologation area,high magnification

1.3 化学成分分析

用能谱仪对蒙皮材料的化学成分进行分析。结果表明，蒙皮材料中主要元素的质量分数为1.9% Mg，5.5% Cu，92.6% Al，与2024铝合金的化学成分近似。

1.4 金相组织检查

在断口附近切取蒙皮横向和纵向金相试样，横向试样与裂纹走向一致，磨抛后用Keller's腐蚀剂腐蚀，然后用光学显微镜观察其组织。由图5可以看到，横向组织较细，为α相晶粒组织，并弥散分布着黑色的S相；纵向组织形态与横向组织十分相似，从组织形态上看该合金可能经过固溶处理后又进行了人工时效热处理[4]。

(a) 横向

(b) 纵向图5 断口附近蒙皮的显微组织Fig. 5 Microstructure of skin near fracture：(a) transverse; (b) lengthways

1.5 硬度检测

在横向金相试样上测试其维氏显微硬度，载荷0.98 N。结果表明，蒙皮的平均硬度为138.820 HV。

2 失效原因分析

2.1 模态分析

根据尾梁的结构图，对隔板、加强筋、整流罩支架等简化处理。采用了单元标度为30 mm的四面体等参元对结构进行网格划分。材料选择为2024铝合金[5]，弹性模量7.1×1010Pa，泊松比0.33。选取尾梁的前端面进行固定约束，对尾梁的总变形进行模态有限元求解[6-7]。

一阶模态振型云图如图6所示，其固有频率为33.867 Hz，振型为尾梁尾部沿Y轴上下摆动，最大幅度的振动发生于尾部。某型直升机尾桨的平均旋转频率约为42.5 Hz[8]，计算出的一阶固有频率与尾桨的转速频率十分接近。

图6 一阶模态振型云图Fig. 6 First modal analysis results of vibration

2.2 综合分析

结合维护手册第53章53-9节中的注意事项：尾桨减速齿轮箱不平衡或安装不正确可能导致铆钉松动和尾梁站位BS 131.89至尾梁站位BS 171.89之间蒙皮出现裂纹。直升机尾桨在工作时会周期性地将载荷传到尾梁，为避免尾梁产生过度振动，需使尾梁的固有频率不同于尾桨工作时产生的激振力频率。因此，在实际维护工作中，应定期对尾桨进行动平衡校验，将振动值控制在5.08 mm/s内。该机完成更换尾梁工作，在随后进行的动平衡校验中，尾桨振动值为73.66 mm/s，飞机维护手册规定振动值不大于5.08 mm/s(即0.2 IPS)，属于严重超标。更换尾桨桨毂和桨叶组件后，重新测量振动值为正常。

通过尾梁蒙皮断口的特征可以判定裂纹为疲劳裂纹。利用有限元分析方法，对尾梁结构进行模态分析，计算出尾梁结构的固有频率与振型。如果尾桨不平衡，将会产生42.5 Hz频率的激振力，其频率若与尾梁的固有频率接近，将与尾梁发生共振，使尾梁尾部产生较大的变形，导致尾梁站位BS 135.00附近的尾传动轴整流罩扣子固定支架铆钉处应力比较集中，长期的共振作用会导致疲劳裂纹的产生。

将拆下的尾桨桨毂和桨叶组件送原厂检查，确认振动超标的具体原因为尾桨轭头组件磨损量超出标准值，磨损位置如图7所示。由图7可见,轭头与尾桨桨叶联接孔磨损超标，导致尾桨组件不平衡，在2 550 r/min高速旋转的情况下，尾桨组件的振动值超出标准。

图7 尾桨轭头磨损位置Fig. 7 Locations of wear in tail rotor yoke

3 结论及措施

尾梁蒙皮裂纹的主要原因是尾桨轭头磨损超标，从而引起尾桨振动超标，与尾梁产生共振，最终导致蒙皮铆钉孔周围产生疲劳裂纹。为避免类似问题的再次发生，需采取以下预防性措施：定时检查尾桨桨毂和桨叶组件的动平衡，并根据需要进行调整；定时检查桨叶上的变距轴承有无松动，轴承及安装边缘有无裂纹。

[1] 刘德林,李春光,陶春虎,等. 铍青铜弹簧片应力腐蚀开裂分析[J]. 腐蚀与防护,2012,33(5):452-455.

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Failure Analysis of Cracking of a Helicopter Tail Boom Skin

WANG Yu-lin1, TANG Hai-jun2, LI Fei1, YANG Xiu-feng1

(1. Civil Aviation Flight University of China, Guanghan 618307, China;2. China Academy of Civil Aviation Science and Technology, Beijing 100028, China)

Abnormal vibration was found when a certain type of helicopter in the process of flight. It was found after inspection that there was a crack along circumferential propagation at the rivet of fixed bracket on the tail drive shaft fairing button near BS 135.00 stations of tail boom. Macroscopic and microscopic observation, chemical composition analysis, metallographic examination and hardness testing were carried out for the fracture of the crack, and modal analysis was used to calculate the natural frequency and vibration mode of the tail beam structure by finite element analysis method. Finally, the causes of cracking of the skin were analyzed by combining the results of modal analysis and the requirements of the maintenance manual. The results show that the failure mode of skin was fatigue. The main reason for the cracking was that the tail rotor whose vibration exceeded the standard resonated with the tail beam.

helicopter; tail boom; crack; failure analysis

2015-08-01

中国民用航空飞行学院青年基金项目(Q2013-126)

王裕林(1986-)，工程师，硕士，从事航空器适航管理，15882059334，ylwang@cafuc.edu.cn

10.11973/fsyfh-201612017

TG174.4

B

1005-748X(2016)12-1026-04