某型飞机全动平尾安装结构优化设计

夏彦朋，张 华，王建华，张玉华，黄 鑫

（航空工业洪都，江西 南昌，330024）

0 引言

某型飞机全动平尾为直、动轴式全动平尾，通过两个关节轴承安装到后机身上。平尾安装结构的作用在于支撑平尾灵活转动，轴向定位和径向锁紧，且操纵间隙大小满足要求，保证平尾安装状态一致性，同时，平尾的转动摩擦力矩要低，以使轴承磨损低、平尾易于操纵。

本文从某型机全动平尾的安装结构及使用过程中暴露的问题开始分析，找出平尾安装结构中使轴向、径向定位过约束的地方。通过对其结构进行优化改进设计，使平尾轴向、径向定位合理，平尾转轴支撑轴承在理想状态下使用，较大程度提高了平尾安装状态的一致性、减小了平尾操纵间隙的波动及转动摩擦力矩。

1 某型飞机全动平尾安装结构和问题分析

1.1 某型飞机全动平尾的安装结构

某型飞机全动平尾的安装结构如图1所示。

平尾转轴支撑：平尾转轴通过安装在机身后边条的大、小两个自润滑关节轴承进行支撑。

平尾轴向定位：通过大、小轴承内圈反向受载，平尾双向轴向限位。

平尾径向锁紧：小轴处轴与轴承内圈间为过渡配合（-0.012mm,0mm），大轴处轴与轴承间用开缝锥形衬套锁紧。

安装方法及步骤：

①平尾预安装。将平尾转轴套上挡圈、锥形衬套、螺母及摇臂拉进后边条；

②平尾轴向定位安装。拧紧小轴承处螺栓，使小轴承处螺栓端面压紧小轴承内圈端面，大轴承处挡圈端面压紧大轴承内圈端面；

③安装摇臂；

④平尾径向定位安装。螺母抵住摇臂一侧端面，推动锥形衬套，消除大轴承内圈、锥形衬套与转轴之间的间隙；

⑤安装限位块等保险。

1.2 平尾使用过程中暴露的问题

①平尾旋转摩擦力矩较大，经测量，其位于200～400N·m区间，比轴承自身的旋转力矩0.5～39N·m大很多；

②轴承偏心磨损；

③安装工艺一致性较差。

1.3 问题原因分析

根据该型机全动平尾的安装结构，对后边条内大小轴承进行受力分析，平衡图如图2所示。

图1 某型飞机全动平尾的安装结构

图2 后边条内大小轴承受载平衡图

根据轴承轴向的受载使用情况可知，此种安装定位方式将导致轴承内圈偏心，轴承内圈处在非理想工作位置，轴承内外圈偏心挤压，轴承旋转摩擦力增大，偏心磨损，另外，由于大小轴承、转轴、摇臂及锥形衬套相互关联，安装工艺一致性较差。

2 某型飞机全动平尾安装结构改进

2.1 改进原理

为避免大小轴承内圈产生偏心，需使大小轴承内圈在安装使用过程中受载各自平衡，不相互关联，即：

①P1′=P2′；

②P3′=P4′；

③P1′、P2′大小与 P3′、P4′大小无关；

其受力形式如图3所示。

图3 大小轴承受力平衡图

2.2 结构改进

为实现改进原理，对平尾安装结构进行调整，如下：

①取消平尾转轴根部的挡圈；

②锥形衬套由“内推式”改为“外拉式”，即安装顺序改为由外向内安装；

③小轴承端新增挡圈；

④其他结构作适应性调整。

改进后，全动平尾的轴向定位及径向锁紧方式发生改变，具体如下：

平尾轴向定位：通过小轴承内圈两端受载，平尾双向轴向限位。

平尾径向锁紧：小轴处轴与轴承内圈间为过渡配合（-0.012mm,0mm），大轴处轴与轴承间用开缝锥形衬套锁紧。

通过此更改，平尾轴向定位方式由大、小轴承内圈反向受载变为小轴承内圈两端受载，大轴承只负责径向锁紧，此更改断开了大小轴承、转轴、摇臂及锥形衬套在轴向定位及径向锁紧时的关联关系，使各零件分工明确，安装简单，提高安装工艺的一致性；使大、小轴承从原结构形式下的偏心受力变为自平衡受力，轴承内圈不发生偏磨，轴承处于理想的工作位置。

改进后平尾的安装结构及后边条内大小轴承受力分析见图4。

图4 平尾的安装结构及后边条内大小轴承受力分析

安装方法及步骤：

①平尾预安装。将平尾转轴套上挡圈、锥形衬套、螺母及摇臂拉进后边条；

②平尾轴向定位安装。拧紧小轴承处螺栓，使小轴承处螺栓端面压紧小轴承内圈端面，小轴承处挡圈端面压紧小轴承内圈端面，不松动；

③平尾径向定位安装。螺母抵住大轴承的内侧端面，拉动锥形衬套，消除大轴承内圈、锥形衬套与转轴之间的间隙；

④安装摇臂；

⑤安装限位块等保险。

3 某型飞机全动平尾结构改进验证

3.1 理论计算验证

3.1.1 平尾安装结构改进前的旋转摩擦力矩计算

为方便计算，设：

M0：大小轴承自身的旋转力矩之和（0.5～39N·m，均值约为 25N·m）；

M1：小轴承端螺栓拧紧力矩（35±3N·m）；

M2：螺母推锥形衬套的拧紧力矩（150±10N·m）；

Mf：平尾旋转摩擦力矩；

P1：小轴承端螺栓拧紧力矩产生的轴向力；

P2：螺母推锥形衬套的拧紧力矩产生的轴向力；

P3：大轴承端挡圈支反力；

d1：小轴承端螺栓螺纹公称直径（0.022m）；

d2：大轴承端螺母螺纹公称直径（0.115m）；

df1：小轴承内圈直径（0.064m）；

df2：大轴承内圈直径（0.124m）；

μ：轴承内外圈摩擦系数（约0.06）；

平尾安装结构未改进前，根据后边条内大小轴承受载平衡图（图2）：

P1=M1/kd1=35/0.2/0.022=7955N

P2=M2/kd2=150/0.2/0.115=6522N

P3=P1+P2=7955+6522=14477N

Mf=M0+μ*P1*df1+μ*P3*df2=163N·m

注：P1、P2的计算根据《航空制造工程手册（第2版）飞机装配》，拧紧力矩M（N·m）、螺栓承受的轴向力 Q（N）、螺栓直径 d（m）的关系：M=kQd，k 取 0.2。

上述计算忽略大小轴承同轴度偏差、转轴大小轴段的同轴度偏差引起的附加摩擦力矩，因大轴承端开缝锥形衬套有一定径向偏差补偿能力，故此附加力矩较小。另外，在平尾轴向定位安装时，若小轴处转轴与轴承内圈间为有一定过盈量时，为保证平尾轴向定位安装，小轴承端螺栓拧紧力矩会增大，此时平尾旋转摩擦力矩也将线性增加。

综上，平尾安装结构未改进前其旋转摩擦力矩＞163N·m。

3.1.2 平尾安装结构改进后的旋转摩擦力矩计算

平尾安装结构改进后，两轴承不偏心，根据图4，平尾的安装结构及后边条内大小轴承受力分析，平尾旋转摩擦力矩Mf′为：

Mf′=M0=25N·m；

上述计算忽略了大小轴承同轴度偏差、转轴大小轴段的同轴度偏差引起的附加摩擦力矩，因大轴承端开缝锥形衬套有一定径向偏差补偿能力，故此力矩较小。

综上，平尾安装结构改进后其旋转摩擦力矩与大小轴承自身的旋转力矩之和相当，约为25N·m。

3.2 平尾安装结构改进后装机验证

根据上述改进方案，生产该型机全动平尾试验件。经装机验证，对比结构改进前后，平尾的旋转摩擦力矩较大幅度降低。另外，平尾操纵间隙测量数据显示，平尾旋转时的间隙波动现象也得到很大改善。平尾安装结构改进前后摩擦力数据见表1、图5，间隙测量曲线见图6。

表1 平尾摩擦力情况

图5 平尾安装结构改进前后旋转摩擦力矩对比

图6 平尾安装结构改进前后平尾操纵间隙测量数据对比

4 结论

本文经分析论证，对某型飞机全动平尾安装结构进行优化改进，使平尾轴向定位方式由大、小轴承内圈反向受载变为小轴承内圈两端受载，大轴承只负责径向锁紧，上述改进断开了大小轴承、转轴、摇臂及锥形衬套在轴向定位及径向锁紧时的关联关系，使各零件分工明确，安装简单，提高了平尾安装工艺的一致性；使大、小轴承从原结构形式下的偏心受载变为自平衡受载，轴承内圈不发生偏磨，轴承处于理想的工作位置，较大幅度降低了平尾转动摩擦力矩。