曹小龍

（昌河飛機工業(yè)（集團）有限責(zé)任公司，景德鎮(zhèn) 333002）

在國防建設(shè)大力發(fā)展的牽引下，加之低空領(lǐng)域的進一步放開，近年來國內(nèi)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(xiàn)磨損嚴(yán)重的鎖釘無法有效鎖緊，導(dǎo)致飛行時整流罩彈開的現(xiàn)象。該問題引起用戶強烈不滿，亟需設(shè)計和制造企業(yè)開展問題研究和技術(shù)攻關(guān)。

1 尾斜梁整流罩快卸鎖結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)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(chǎn)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(jù)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(jù)靜強度分析結(jié)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(yuǎn)大于快卸鎖受載。因此，快卸鎖靜強度滿足設(shè)計使用要求，快卸鎖在使用中不會產(chǎn)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(qū)，振動環(huán)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(jié)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(jié)構(gòu)件常采用不銹鋼材料，具有較高強度及優(yōu)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(biāo)準(zhǔn)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(jīng)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(jié)構(gòu)件常用表面處理工藝方法，但對于活動連接小尺寸結(jié)構(gòu)部件，在熱處理狀態(tài)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(huán)境下易產(chǎn)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(jīng)統(tǒng)計，快卸鎖在故障時間內(nèi)（200 飛行小時左右）使用維護開啟鎖閉次數(shù)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(shù)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(jié)果表明，當(dāng)開啟鎖閉1000 次時，快卸鎖表面未出現(xiàn)磨損現(xiàn)象，當(dāng)開啟鎖閉5000 次時，快卸鎖表面才出現(xiàn)輕微磨損現(xiàn)象。故排除X6 底事件。

（7）X7：快卸鎖安裝偏心

經(jīng)分析，如果快卸鎖安裝偏心，會導(dǎo)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(qū)，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(jié)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(xiàn)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(yīng)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(qū)，振動環(huán)境較為惡劣，故連接松動會導(dǎo)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(dǎo)致在較短使用時間內(nèi)出現(xiàn)快卸鎖磨損嚴(yán)重的情況。當(dāng)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?shù)霓D(zhuǎn)動，鎖釘出現(xiàn)鎖閉后打轉(zhuǎn)，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(huán)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(jù)機理分析，結(jié)合快卸鎖安裝結(jié)構(gòu)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(nèi)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(jié)構(gòu)夾層厚度安裝彈性墊圈及調(diào)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(jié)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(jié)構(gòu)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(cè)粘貼膠布帶加載氣動載荷。振動試驗標(biāo)準(zhǔn)按GJB 150A《軍用裝備實驗室環(huán)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(nèi)，且快卸鎖鎖閉功能是否完好。

5.2 試驗結(jié)果

（1）快卸鎖地面試驗驗證的結(jié)果，如表1 所示。

（2）尾斜梁整流罩連接結(jié)構(gòu)安裝改進后快卸鎖的振動試驗考核結(jié)果：通過外觀目視檢查發(fā)現(xiàn)快卸鎖磨損處為鎖釘與鎖座理論接觸面，未出現(xiàn)快卸鎖鎖釘磨損后邊緣呈倒圓狀現(xiàn)象。經(jīng)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(nèi)。經(jīng)測試，快卸鎖鎖閉功能正常。

6 改進措施

根據(jù)上述試驗結(jié)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(rèn)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(tài)快卸鎖功能、性能完好，不出現(xiàn)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(xiàn)明顯磨損現(xiàn)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(tài)快卸鎖，并通過5 架機累計524 個飛行小時的驗證后，發(fā)現(xiàn)快卸鎖使用情況良好，表面幾乎無磨損，鎖緊功能正常。結(jié)果表明，改進措施有效，達到預(yù)期要求。

7 結(jié)論

通過理論分析及相關(guān)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。