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引言
直升机整流罩打开时，可作为系统维护通道；关闭时，保护内部系统和设备，并减少飞行过程中的气动阻力，整流罩通常采用合页或锁闭机构与机体结构连接，因此整流罩是活动部件。图1为某型直升机整流罩结构及锁闭机构插销局部放大示意图，飞行时，整流罩处于关闭状态，插销与装配在机体结构上的锁座配合，插销进入到锁座里面。
图1 整流罩结构及锁闭机构插销局部放大示意图 图2 插销连接螺栓断裂部位示意图
1、故障现象
某型直升机进行科研试飞后，地面检查发现整流罩锁闭机构插销连接螺栓断裂，图2为插销连接螺栓断裂部位示意图，更换了新件，再次进行科研试飞，插销连接螺栓再次断裂，断裂部位相同，并且导致整流罩锁闭机构失效，整流罩空中打开。
2、插销连接螺栓断口分析
对连接螺栓失效件断口进行显微镜观察，图3为插销连接螺栓断口宏观形貌图，断口平齐，裂纹起源于断口两侧，均呈多源特征，断口可见明显扩展棱线，裂纹由断口两侧向中间扩展，瞬断区较为粗糙。图4为插销连接螺栓断口微观形貌图，断口扩展区疲劳条带明显，瞬断区呈现韧窝特征。
图3 插销连接螺栓断口宏观形貌图
断口扩展区 断口瞬断区
图4 插销连接螺栓断口微观形貌图
对该批次所有插销连接螺栓外观及尺寸进行了检查，连接螺栓材料为1Cr17Ni2，表面无缺陷，相关尺寸满足图纸要求。基于连接螺栓宏观和微观形貌金相分析，插销连接螺栓断口呈现疲劳特征，为疲劳断裂，疲劳断裂裂纹源位于连接螺栓的对应两侧。
3、强度计算
3.1插销载荷计算
图5为直升机不同飞行状态下整流罩表面压力系数，表面压力为P=CPρV2/2，其中Cp为压力系数，ρ=1.225kg为密度，ν为飞行速度。
水平前飞（280km/h）压力系数 15°左侧滑（280km/h）压力系数 水平前飞（315km/h）压力系数
图5 直升机不同飞行状态下整流罩表面压力系数
依据图5中直升机不同飞行状态下整流罩表面压力系数，计算出插销剪切载荷，详见表1。
表1 不同飞行状态下插销剪切载荷
图6 插销连接螺栓装配关系及受力示意图
图6为插销连接螺栓装配关系及受力示意图，连接螺栓直径为6mm，螺纹根部处的横截面为危险截面，直径为4.9mm。鉴于插销与固定支座之间为间隙配合，固定支座前点和后点形成喇叭口结构，前点间隙为0.73mm，后点间隙为0.1mm，按铰支梁结构计算，并考虑1.5的安全系数。
插销与固定支座前点接触时：F3×（47.5+10）=F2×46.76×1.5 （1）
插销与固定支座后点接触时：F3×47.5=F2×（46.76+10）×1.5 （2）
依据表1中不同飞行状态下插销剪切载荷F2，可算出不同飞行状态下连接螺栓断裂处弯曲应力，见表2。
表2 不同飞行状态下连接螺栓断裂处弯曲应力
连接螺栓的弯曲应力与直升机飞行状态有关，在1.5安全系数下，15°左侧滑（280km/h）时，断裂处弯曲应力达到1517MPa（剪切应力相比弯曲应力不超过2.5%，忽略不计），1Cr17Ni2疲劳极限σ-1=481MPa，σb=835MPa，且插销与插销支座之间的间隙会产生冲击载荷，更易导致破坏。
4、锁闭机构插销连接方式改进方案
图7为改进后插销连接方式及受力示意图，插销与连接件之间为单耳与双耳连接方式，插销穿过固定支座上的两个单耳，因此整流罩在空中关闭状态下，插销主要存在弯曲应力和剪切应力，剪切应力相比弯曲应力不超过3.5%，忽略不计；固定支座主要存在挤压应力。
图7 改进后插销连接方式及受力示意图
插销圆棒外径D为φ12mm，材料为1Cr17Ni2，固定支座材料为7075，支座单耳厚度为7mm。依据表1中不同飞行状态下插销剪切载荷F2，可算出15°左侧滑（280km/h）严重工况下插销和支座的应力，详见表3。
表3 15°左侧滑（280km/h）工况下插销和支座的应力
1Cr17Ni2材料疲劳极限σ-1=481MPa，7075材料疲劳极限σ-1=223MPa，插销弯曲应力和固定支座挤压应力均远小于相应材料疲劳强度，满足强度设计要求。
改进后的插销结构连接方案进行了多架次和更大速度的空中飞行验证，未出现整流罩锁闭结构插销失效，空中飞行验证结果表明改进后的插销结构连接方案满足锁闭机构连接的强度要求。
5、结论
改进前锁闭机构插销连接螺栓的断裂为疲劳断裂，计算结果表明插销连接螺栓在严重工况下会发生破坏；改进后锁闭机构插销连接方案减少了插销与连接件的应力载荷，计算结果表明改进后锁闭机构插销连接方案满足强度要求；空中飞行验证结果表明改进后的插销连接方式满足锁闭机构连接的强度要求。
（作者单位：中航工业昌河飞机工业（集团）有限责任公司）
直升机整流罩打开时，可作为系统维护通道；关闭时，保护内部系统和设备，并减少飞行过程中的气动阻力，整流罩通常采用合页或锁闭机构与机体结构连接，因此整流罩是活动部件。图1为某型直升机整流罩结构及锁闭机构插销局部放大示意图，飞行时，整流罩处于关闭状态，插销与装配在机体结构上的锁座配合，插销进入到锁座里面。
图1 整流罩结构及锁闭机构插销局部放大示意图 图2 插销连接螺栓断裂部位示意图
1、故障现象
某型直升机进行科研试飞后，地面检查发现整流罩锁闭机构插销连接螺栓断裂，图2为插销连接螺栓断裂部位示意图，更换了新件，再次进行科研试飞，插销连接螺栓再次断裂，断裂部位相同，并且导致整流罩锁闭机构失效，整流罩空中打开。
2、插销连接螺栓断口分析
对连接螺栓失效件断口进行显微镜观察，图3为插销连接螺栓断口宏观形貌图，断口平齐，裂纹起源于断口两侧，均呈多源特征，断口可见明显扩展棱线，裂纹由断口两侧向中间扩展，瞬断区较为粗糙。图4为插销连接螺栓断口微观形貌图，断口扩展区疲劳条带明显，瞬断区呈现韧窝特征。
图3 插销连接螺栓断口宏观形貌图
断口扩展区 断口瞬断区
图4 插销连接螺栓断口微观形貌图
对该批次所有插销连接螺栓外观及尺寸进行了检查，连接螺栓材料为1Cr17Ni2，表面无缺陷，相关尺寸满足图纸要求。基于连接螺栓宏观和微观形貌金相分析，插销连接螺栓断口呈现疲劳特征，为疲劳断裂，疲劳断裂裂纹源位于连接螺栓的对应两侧。
3、强度计算
3.1插销载荷计算
图5为直升机不同飞行状态下整流罩表面压力系数，表面压力为P=CPρV2/2，其中Cp为压力系数，ρ=1.225kg为密度，ν为飞行速度。
水平前飞（280km/h）压力系数 15°左侧滑（280km/h）压力系数 水平前飞（315km/h）压力系数
图5 直升机不同飞行状态下整流罩表面压力系数
依据图5中直升机不同飞行状态下整流罩表面压力系数，计算出插销剪切载荷，详见表1。
表1 不同飞行状态下插销剪切载荷
图6 插销连接螺栓装配关系及受力示意图
图6为插销连接螺栓装配关系及受力示意图，连接螺栓直径为6mm，螺纹根部处的横截面为危险截面，直径为4.9mm。鉴于插销与固定支座之间为间隙配合，固定支座前点和后点形成喇叭口结构，前点间隙为0.73mm，后点间隙为0.1mm，按铰支梁结构计算，并考虑1.5的安全系数。
插销与固定支座前点接触时：F3×（47.5+10）=F2×46.76×1.5 （1）
插销与固定支座后点接触时：F3×47.5=F2×（46.76+10）×1.5 （2）
依据表1中不同飞行状态下插销剪切载荷F2，可算出不同飞行状态下连接螺栓断裂处弯曲应力，见表2。
表2 不同飞行状态下连接螺栓断裂处弯曲应力
连接螺栓的弯曲应力与直升机飞行状态有关，在1.5安全系数下，15°左侧滑（280km/h）时，断裂处弯曲应力达到1517MPa（剪切应力相比弯曲应力不超过2.5%，忽略不计），1Cr17Ni2疲劳极限σ-1=481MPa，σb=835MPa，且插销与插销支座之间的间隙会产生冲击载荷，更易导致破坏。
4、锁闭机构插销连接方式改进方案
图7为改进后插销连接方式及受力示意图，插销与连接件之间为单耳与双耳连接方式，插销穿过固定支座上的两个单耳，因此整流罩在空中关闭状态下，插销主要存在弯曲应力和剪切应力，剪切应力相比弯曲应力不超过3.5%，忽略不计；固定支座主要存在挤压应力。
图7 改进后插销连接方式及受力示意图
插销圆棒外径D为φ12mm，材料为1Cr17Ni2，固定支座材料为7075，支座单耳厚度为7mm。依据表1中不同飞行状态下插销剪切载荷F2，可算出15°左侧滑（280km/h）严重工况下插销和支座的应力，详见表3。
表3 15°左侧滑（280km/h）工况下插销和支座的应力
1Cr17Ni2材料疲劳极限σ-1=481MPa，7075材料疲劳极限σ-1=223MPa，插销弯曲应力和固定支座挤压应力均远小于相应材料疲劳强度，满足强度设计要求。
改进后的插销结构连接方案进行了多架次和更大速度的空中飞行验证，未出现整流罩锁闭结构插销失效，空中飞行验证结果表明改进后的插销结构连接方案满足锁闭机构连接的强度要求。
5、结论
改进前锁闭机构插销连接螺栓的断裂为疲劳断裂，计算结果表明插销连接螺栓在严重工况下会发生破坏；改进后锁闭机构插销连接方案减少了插销与连接件的应力载荷，计算结果表明改进后锁闭机构插销连接方案满足强度要求；空中飞行验证结果表明改进后的插销连接方式满足锁闭机构连接的强度要求。
（作者单位：中航工业昌河飞机工业（集团）有限责任公司）