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某型直升机减速器台架试验与分析研究
上海交通大学 硕士学位论文 某型直升机减速器台架试验与分析研究 姓名：佘定君 申请学位级别：硕士 专业：机械工程 指导教师：周海亭;丁文强
上海交通大学工程硕士学位论文摘要某型直升机减速器台架试验与分析研究 摘　要直升机传动系统与发动机 旋翼系统被视为直升机的三大关键动部 件 其作用是将发动机输出的功率和转速根据需要传递给旋翼 尾桨及 直升机的附件系统 传动系统直接影响直升机性能和品质的优劣 其寿 命和可靠性直接关系到直升机的安危,因此 国外各直升机公司极为重 视传动系统的试验研究 对中 尾减速器而言 整机台架试验是研制工 作中一个非常关键的部分 只有通过整机台架试验 才能将其存在的问 题充分地暴露出来从而得到及时有效的解决 本论文主要工作和成果包括以下几个方面 1. 本文回顾了直升机传动系统的发展史 详细介绍了某型直升机中 尾减速器的组成 结构 工作原理 主要设计参数以及为了满足润 滑及干运转能力的设计要求而采取的设计措施等 论述了中 尾减 速器润滑试验 温度场试验及断油试验的试验目的 试验方法及试 验程序 2. 详细介绍了某型直升机中 尾减试验器的试验原理 传动形式 功 能以及试验器的设计情况 对开放功率流和封闭功率流两种基本形 式及封闭功率流中的电封闭 液压封闭与机械封闭三种形式进行了 比较 采用机械封闭形式试验器用于直升机中 尾减的试验 获得 了满意的结果 3. 通过对润滑试验 温度场及断油试验研究 得出了以下几点结论 1 中 尾减润滑试验验证了中 尾减的润滑特性 确定了中 尾 减工作时的最大滑油量及最小滑油量 对尾减润滑不充分的地方进 行了改进设计 使尾减的润滑功能满足了设计要求 2 中 尾减 温度场试验验证了各轴承的温度均在允许范围内 机匣上也不存在 温度过高的区域 验证了中 尾减润滑的适应能力强 3 中 尾 减断油试验后的齿轮装配齿隙均比试验前的装配齿隙大 齿轮齿隙 增大的原因主要是轴承及齿轮的磨损造成的 4 中 尾减断油试 验验证了中 尾减具有 30 分钟的干运转能力 满足了型号规范的 设计要求I上海交通大学工程硕士学位论文摘要4.5.本文在研究尾桨桨距操纵轴轴承的排故过程中 结合理论分析 用 Ａｎｄｅｒｓｏｎ－Ｌｏｅｗｅｎｔｈａｌ　公式对齿轮和轴承的功率损失及热平衡进行 了计算 将计算结果与试验结果进行了比较分析 并对中 尾减性 能与可靠性做出评价 指出了存在的缺陷 为改进设计提供了试验 依据 通过对某型直升机中 尾减速器的试验方法与国内外同类试验的试 验方法进行分析 比较 得出了更为合理的试验方法 同时对试验 经验进行归纳总结 提出对今后工作的建议 为我国后续型号的直 升机减速器台架试验提供参考依据 关键词 直升机 减速器 润滑试验 温度场试验 断油试验II上海交通大学工程硕士学位论文摘要STUDY ON GEARBOX BENCH TEST AND ANALYSIS FOR TYPE X HELICOPTERABSTRACTAs one of the three helicopter critical compants (the other two are engines and rotor systems), the transmission system transmits engine power and speed to main rotor, tail rotor and necessary accessory system. Every helicopter company pays great attention to helicopter transmission system development since the behavior of transmission system will directly influence the quality and performances of helicopter, and its service life and reliabilities directly determine helicopter safety. One critical and indispensable work in transmission system developing is the bench test, through which the weak points in system design could be exposed and resolved in time. The main contents and achievements involved in this paper are following: 1. The paper reviews the development history of helicopter transmission system, gives a detailed description of the composition, structure, principles and main design parameters of Type X helicopter IGB and TGB, as well as the steps adopted to satisfy requirements, test methods and test procedures of IGB and TGB lubrication test, thermal mapping test and dry-run test are also described. 2. A special test rig has been built for Type X helicopter IGB and TGB bench test, and the working theory, composition, function and transmission form of the test rig are introduced in detail. By contrasts between the two basic working patterns that could be selected for the test rig power open loop pattern and power close loop pattern, and by further comparisons among three types of power close loop pattern (electric power close loop, hydraulic power close loop and mechanical power close loop), it was determined to adopt mechanical power close loop pattern for the test rig for helicopter IGB and TGB tests, which achieved satisfaction in work at last. 3. Through study on lubrication test, thermal map test and dry-run test, we came to the following conclusions: a) the lubrication test demonstrated the lubrication characteristics of IGB and TGB; both maximum and minimum oil flow for IGB and TGB under operation conditions have beenIII上海交通大学工程硕士学位论文摘要 design improvements have been made to TGB for points which were not sufficiently lubricated, till in the end the lubrication on TGB satisfied design requirements. b) the thermal map test demonstrated that all the bearing temperatures were acceptable, and no over temperature area on casing. c) the assembly backlash of all the gears increased after IGB/TGB dry-run test as compared to the backlash before test, which was mainly caused by wearness of bearings and gears. d) the dry-run test demonstrated the 30 minutes’ dry-run performance of IGB and TGB satisfying the design requirements. 4. During the trouble shooting for tail rotor pitch control rod bearing, the power loss and thermal balance of gears and bearings were calculated using Anderson-Loewenthal equation and in the light of theoretical analysis. Calculated results were compared with test results and evaluation on IGB/TGB performances and reliabilities was given. Defects are pointed out and recommendations for design improvements are given based on tests. 5. The test method used for Type X helicopter IGB/TGB bench test have been analyzed according to the past and current conditions in helicopter IGB/TGB test study at home and abroad, and experiences are summarized. The whole study arrived at last at some more reasonable test methods as well as some recommendations for bench test of subsequent helicopter gear boxes. KEY WORDS Helicopter, Gearbox, Lubrication test, Thermal mapping test, Dry-run testIV上海交通大学工程硕士学位论文符号说明符号说明ＭＧＢ ＩＧＢ ＴＧＢ ＴＢＯ Ｔ／Ｒ　ＰＣＲ Ｎ１ Ｐ１ Ｔ Ｚ Ｌ ｒ b 主减速器 中间减速器 尾减速器 翻修间隔时间 尾桨桨距操纵轴 中减输入端额定转速 中 尾减起飞状态功率 扭矩 齿轮齿数 滑油量 半径 齿宽 压力角 螺旋角 节锥角 摩擦系数 重合度 散热量 温度 散热系数 壳体表面积 材料的导热系数 平均对流传热系数 摩擦力矩ｈ ｒ／ｍｉｎ ｋＷ Ｎ．ｍ ｍｌ ｍｍ ｍｍf Q t atot Askin h MkW W/(m2 °C) m2 W/(m2 q°C) W/(m2 q°C) Ｎ．ｍI上海交通大学工程硕士学位论文目录插图和附表清单图 １－１ 典型的单旋翼直升机 图 １－２　 典型的单旋翼直升机传动系统 图 １－２　 某型直升机传动系统的组成 图 ２－１　 某型直升机中减 图 ２－２ 某型直升机尾减 图 ２－３　 某型直升机中减结构图 图 ２－４　 某型直升机尾减结构图 图 ３－１　 滑油稳定温度与滑油量的关系图 图 ４－１　 开式功率流中 尾减试验器传动简图 图 ４－２　 电封闭功率试验器原理图 图 ４－３　 电封闭功率中 尾减试验器传动简图 图 ４－４　 液压封闭功率试验器原理图 图 ４－５　 液压封闭功率中 尾减试验器传动简图 图 ４－６　 机械封闭功率试验器原理图 图 ４－７　 尾减综合加载器原理简图 图 ４－８　 最简单的机械封闭功率流方向的示意图 图 ４－９　 某型直升机中 尾减试验器功率流方向图 图 ４－１０ 　某型直升机中 尾减试验器主体传动原理图 图 ４－１１ 　某型直升机中 尾减试验器全貌照片 图 ４－１２ 　中减安装情况照片 图 ４－１３ 　尾减安装情况照片 图 ４－１４ 　电动同步加载器原理简图 图 ５－１ 尾减机匣打孔位置图 图 ５－２ 断油试验时中 尾减安装情况 图 ５－３ 断油试验中载荷随时间的关系图 图 ５－４　 中 尾减滑油稳定温度与滑油量的关系图 图 ５－５　 尾桨桨距操纵轴双列球轴承烧蚀损坏情况照片 图 ５－６　 滑油收集试验时的集油杯 图 ５－７　 集油杯最终改进设计后的照片 图 ６－１ 中减润滑温度随试验时间的上升曲线 图 ６－２　 尾减润滑温度随试验时间的上升曲线 图 ６－３　 滑油温度与时间的曲线 最低油位 图 ６－４　 滑油温度与时间的曲线 最高油位 图 ６－５　 中减最大油量温度场试验结果 １ ２ ８ １０ １０ １１ １１ ２４ ３０ ３０ ３１ ３１ ３２ ３３ ３５ ３５ ３６ ３７ ３７ ３８ ３８ ３８ ４２ ４３ ４４ ４６ ４７ ４８ ４９ ５３ ５４ ５４ ５５ ５５IV上海交通大学工程硕士学位论文目录图 ６－６　 中减温度场试验后示温片显示温度 图 ６－７　 尾减温度场试验后示温片显示温度 图 ６－８　 尾减断油试验结果 图 ６－９　 中减断油试验后齿轮情况 图 ６－１０　尾减断油试验后齿轮情况 图 ６－１１　直 ＸＸ 型主减断油试验后输入锥齿轮情况 表 ２－１ 某型直升机中 尾减主要设计参数表 表 2-2 当量静负荷 XS 和 YS 值 表 2-3 中 尾减的齿轮参数表 表 2-4 中 尾减的轴承参数表 表 2-5 中 尾减传动功率损失计算结果 表 ５－１ 滑油量初步确定试验程序 表 ５－２ 不同油量下的润滑试验程序 表 ５－３ 最低及最高油位润滑试验程序 表 ５－４ 中 尾减温度场试验程序 表 5-5 初始滑油量检查试验程序表 表 5-6 不同油量下的润滑试验程序表 表 ５－７ 不同油量下的润滑试验结果 表 5-8 最低及最高油位润滑试验程序表 表 ５－９ 　桨距操纵轴轴承滑油收集试验结果 表 ５－１０　　桨距操纵轴轴承排故试验结果 表 ５－１１ 　预备运行阶段试验程序 表 ５－１２ 　断油试验前试验程序 表 ５－１３ 　断油试试验程序 表 ５－１４　自旋降落试验程序 表 ５－１５　拉起着陆试验程序５６ ５６ ５７ ５８ ５８ ６０ １２ 16 17 17 18 ４０ ４１ ４１ ４２ 44 45 ４５ ４６ ４８ 49 ５０ ５１ ５１ ５１ ５１V上海交通大学 学位论文原创性声明本人郑重声明 所呈交的学位论文 是本人在导师的指导下 独立进行研究工作所取得的成果 除文中已经注明引用的内容外 体已经发表或撰写过的作品成果 在文中以明确方式标明本论文不包含任何其他个人或集 均已对本文的研究做出重要贡献的个人和集体本人完全意识到本声明的法律结果由本人承担学位论文作者签名 佘定君日期 2005 年 03 月 26 日上海交通大学 学位论文版权使用授权书本学位论文作者完全了解学校有关保留使用学位论文的规定同意学校保留 本并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子版允许论文被查阅和借阅人授权上海交通大学可以将本学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检 索 可以采用影印 缩印或扫描等复制手段保存和汇编本学位论文保密 本学位论文属于 　　　　　　　　　　　　　　 不保密 请在以上方框内打在　　　年解密后适用本授权书学位论文作者签名佘定君　　　　指导教师签名 周海亭日期 ２００５ 年 ０３ 月 ２６ 日　　　　　　　　　　　　日期 ２００５ 年 ０３ 月 ２６ 日上海交通大学工程硕士学位论文第一章 绪 论第一章１．１　引言１．１．１　直升机的特点及组成绪 论直升机是旋翼飞行器的一种 它飞行时所需的升力和前进的拉力是靠发动机通 过传动系统带动旋翼旋转来产生的 因此 直升机能够垂直升降起落 而不像飞机 那样需要滑跑用的机场跑道 它能够在空中向前 后 左 右 升 降各个方向任 意运动 并且在一定高度下还能悬停于空中[1] 典型的单旋翼直升机如图 1-1 所示图 １－１　典型的单旋翼直升机 Fig.1-1 Typical Single-rotor Helicopter直升机由于能垂直升降起落 所需起落场地很小 对地面质量要求也不高 因 此它能承担其它交通运输工具无法完成的某些任务 例如 可以在山顶 峡谷 小 型舰船 海洋油井平台等处起落 还可以在靠近悬崖绝壁 接近地面或水面处悬停 以执行救援人员或装卸物资等任务 直升机的这些特点 使它日益广泛地应用于军 事和民用的各个方面 直升机不仅在国民经济各个部门 如农牧渔业 地质 石油 交通 电力和公安等 用作交通运输 水力开发 施肥灭虫 地质勘探 海洋石油 勘探 护林防火 医疗救护 吊装巡线 城市治安 海关缉私缉毒等任务 而且在 军事领域里直升机也是一种十分重要的战术武器装备 它除了执行常规任务可用作 通信联络 边境巡逻 炮兵观测 后勤支援 战地救护 袭击登陆等任务外 武装 直升机还可执行对地火力支援 攻击地面目标 反坦克 反潜艇 布雷和扫雷 以 及与敌方武装直升机进行空中格斗等多种战斗任务 在现代战争中 直升机是争夺 超低空权的最有效武器装备 在民用上 除了直接参与短航程的航班运输外 在通 用航空方面同样起到其他机种不可替代的作用1上海交通大学工程硕士学位论文第一章 绪 论就目前应用最广泛的单旋翼直升机来看 它主要由发动机 传动系统 旋翼 尾桨 操纵系统 机身 起落装置 仪表和特种设备等部分组成 其中直升机传动 系统 发动机 旋翼系统被视为直升机的三大关键动部件 典型的单旋翼直升机传 动系统如图 1-2 所示Fig.1-2图 １－２ 典型的单旋翼直升机传动系统 Transmission System of Typical Single-rotor Helicopter直升机传动系统通常由减速器和传动轴系组成 其作用是将发动机输出的功率 和转速根据需要传递给旋翼 尾桨以及直升机的附件系统 传动系统直接影响直升 机性能和品质的优劣 其寿命 可靠性命系直升机的安危 据统计[2] [3] 传动系统 某些特征参数占全机的比例大致如下 1 重量占 10 15% 2 采购成本占 12 20% 3 维修费用占 30% 4 故障数占机械件故障的 16% １．１．２　直升机的发展史 在航空发展过程中 直升机概念的形成是很早的 我国明代 公元 1400 年前后 民间的 飞螺旋 又叫 竹晴蜓 是直升机旋翼的雏型 国外也早在十五世纪文 艺复兴时期 达 芬奇在其著作中用文字记载了通过动力螺旋桨进行垂直飞行的概 念 直升机真正的发展是从二十世纪三十年代末期开始的 1937 年法国人福克设计 的 FW-61 1939 年美籍俄人西科斯基设计的 VS-300 和 1940 年苏联人布拉图欣设计 的 欧米加 式直升机标志了直升机的诞生[1] 但由于各种技术原因 直到上世纪 四十年代 直升机才真正能付诸实际应用而投入批量生产 迄今六十多年的历史进程中 直升机的发展大致经历以下五代2上海交通大学工程硕士学位论文第一章 绪 论1 从 30 年代末到 50 年代中期的第一代 以木质混合式旋翼 金属铰接式桨 毂和活塞式发动机为主要特点 最大飞行速度小于 200 公里/小时 旋翼和传动系统 的总寿命低于 600 小时 2 从 50 年代中期至 60 年代中期的第二代 具有金属桨叶和铰接式桨毂 装 涡轮轴发动机 飞行速度近 250 公里/小时 旋翼和传动系统总寿命达 1200 小时 3 从 60 年代中期至 70 年代中期的第三代 发展了玻璃钢桨叶 无铰式桨毂 和新的涡轮轴发动机 飞行速度近 300 公里/小时 旋翼寿命达 3600 小时 传动系 统总寿命达
小时 4 从 70 年代中期至 80 年代初的第四代 发展了复合材料桨叶和桨毂以及新 的涡轴发动机 飞行速度已超过 300 公里/小时 旋翼视情维修 传动系统总寿命达
小时 5 从 80 年代中期至现在 正在发展无轴承 球柔性或无铰旋翼流 最大飞 行速度超过 370 公里/小时 在海平面 定翼机状态最大可达 510 公里/小时 直升 机的其他性能 如振动 噪声水平 减轻重量 增加安全性 可靠性 主减的输入 转速等 均有了新的提高 特别是传动系统总寿命已达
小时[4] 九十年代中后期的海湾战争(1991 年) 巴尔干战争(1999 年)和二十世纪初的阿 富汗及伊拉克战争中 以阿帕奇为代表的先进武装直升机在夺取并控制近地面空间 方面的显著作用 以及直升机日益广泛的民用需求 使得直升机的研制受到世界各 国政府的高度重视 可以说直升机的拥有量是一个国家和地区经济实力和国防实力 的重要标志之一 我国于 1958 年开始仿制前苏联的米-4 直升机 国内称之为直-5 从此拉开了中 国直升机工业发展的序幕 与此同时开始了直升机传动系统的研制和生产 改革开 放 20 多年来 中国的经济得到了飞速发展 使国内各企事业单位个人资产增长迅 猛 为直升机市场的发展提供了雄厚的物质基础和强大的购买力 此外 中国虽然 幅员辽阔 但城市拥挤 人口密度大 繁忙的经济活动 频繁的人员交往需要快捷 方便的交通工具 因而对直升机的使用有着客观需要 在军用方面 随着我国国防 建设现代化进程的加速 我国对直升机的需求也越来越迫切 近十年来 我国对直 升机的研制也给予了充分的重视 先后已研制出或正在研制的有直八 直九 直十 一 直十等大型 中型 中小型和小型等一系列直升机 １．１．３　国外直升机传动系统研究现状 直升机传动系统作为直升机关键动部件 研制周期长 技术难度大 其性能的 优劣直接影响系统的性能和可靠性 甚至影响直升机研制的成败 国外直升机公司 很早就认识到 直升机性能在很大程度上取决于传动系统的性能 相继开展了一 系列应用研究工作 例如美国 NASA 刘易斯研究中心与美国陆军研究实验室于 20 世纪 70 年代就开 始了直升机传动系统一系列合作研究计划 其研究目标为 在减少传动系统重量和 噪音的同时延长寿命 提高可靠性和安全性 20 世纪 80 年代末开展了 ART 计划(先 进旋翼传动系统研究计划) 二十世纪末开展了先进旋翼机传动系统计划 ART-3上海交通大学工程硕士学位论文第一章 绪 论目前又开展了二十一世纪旋翼机传动系统计划 RDS-21 各计划目标对减重 降噪 提高寿命 降低全寿命周期成本提出了明确的和愈来愈高的要求 这些研究 取得一系列重大技术成果 促进了第三代和第四代直升机及其传动系统的发展 如 目前世界上最先进的 第四代 科曼奇武装直升机传动系统 采用了先进的分扭传 动 动静轴和高速弹簧离合器技术 这些技术从概念提出到工程应用历经 30 多年 通过理论分析计算 原理性实验研究 小尺寸实物到实物试验验证等 解决了均载 性 可靠性等许多关键技术问题 为传动系统和直升机换代做出了实质性的贡献[5] V-22 CH47 等均经过应用新技术 对传动系统进行重大改进改型 使直升机的性 能得到大幅度的提高 从而赢得了更大市场的过程 由此可知 外国政府及直升机公司对传动系统的研究与发展投入了巨大的财力 物力 新技术的开发与应用的艰巨性和难度是相当大的 需要经过十年或更长时间 的基础研究-型号预先研究-型号应用研究过程 国外研究成果表明 可旋转旋翼机是未来主战攻击机 战术通用运输直升机的 主要形式之一 共轴式双旋翼机具有体积小 结构紧凑 良好的操纵性 机动性 将成为舰载直升机 武装直升机 无人机的主要形式之一 高速弹簧离合器 自由 行星传动 面齿轮传动 分扭传动机构 动静轴等新型传动形式和部件是未来传动 系统的结构特征 耐高温齿轮 轴承 复合材料轴与机匣等是未来先进传动系统的 标志 传动系统的研究目标是 在减小传动系统重量与噪声的同时增加其寿命 可 靠性与安全性 １．１．４　我国直升机传动系统研究现状 我国直升机传动系统的发展经历了艰难曲折的发展道路 我国直升机传动系统 的发展史就是一部自力更生与引进技术 开展国际技术合作相印证的历史 五十年 代后期我国开始建立直升机工业 引进原苏联米-4 直五 直升机全套制造技术和 相应生产工艺装备 开始仿制直五型直升机 至 60 年代中期 在对引进的技术进 行学习 消化 吸收 培养自己的技术队伍 建立自己的物质技术基础上 试图通 过国产化 改进 改型 进而直向自行设计研制的轨道 当时 由于西言对中国实 行经济 技术封锁政策 国内又逢 文化大革命 的大动乱 把以往引进技术和开 展国际技术合作通通错误地与洋奴哲学 卖国主义划上等号 片面强调自力更生 以致再一次发展到闭关锁国 几乎与世隔绝的状态 在有限国力和技术基础薄弱的 条件下 自己设计研制的几个型号直升机也相继夭折 党的十一届三中全会后 随 着党的工作重点的转移和实行对外开放的政策 打破了 闭关锁国 的状态 直升 机的发展获得了历史性的转机 再次引进具有八十年代先进水平的 海豚 直升机 生产专利权 与此同时我国采取反设计的办法 积极组织学习 摸透 消化和吸收 工作 在此基础上再自我创新 先后自行设计研制了陆 海 空军需要的多种型号 的直升机 四十多年来我们走了一条 仿制 初步自行设计研制 高起点再仿 制 新一轮高起点自行设计研制 的曲折发展道路 经过不断的建设发展 我国直升机传动系统科研队伍逐渐壮大 一批技术人才 正快速成长 特别是近几年来 通过承担几种型号直升机传动系统的研制任务 通4上海交通大学工程硕士学位论文第一章 绪 论过高性能直升机传动系统关键技术及支撑技术预先研究 通过开展国内外合作 我 们逐步掌握了相关先进设计 试验技术和方法 在传动系统的设计 研制 试验等 各方面的能力均有较大的提高 但是 无论是综合科研能力还是型号技术水平 与 发达国家相比仍有很大差距 主要体现在 设计经验和试验数据均不足 材料及制 造工艺水平相对较低 基础薄弱 缺乏创新活力等方面 造成这种现状的原因 除 直升机传动系统自身复杂性和技术要求高外 也与早期国家投入少 特别是基础研 究几乎为零 自行设计的机种型号少 研制所需的试验设备不足 基础研究严重匮 乏等因素有关 由于我国直升机传动系统的发展起步较晚 直升机传动系统技术与先进国家相 比仍然有 20 年左右的差距 历史事实证明 要使我国直升机传动系统技术的发展 赶上或接近世界先进水平 必须坚持自力更生为主 在坚定不移地依靠自己力量的 基础上 积极引进国际先进技术和开展国际技术合作 使直升机传动系统型号设计 研制在高起点上创新 并不断地增强自主开发能力１．２　直升机减速器的作用组成及现状对大多数直升机而言 直升机减速器主要有主减速器 中间减速器和尾减速器 减速器对直升机而言十分重要 一旦减速器出现故障 直升机容易出现灾难性事故 设计先进的直升机减速器 不但可以大幅度提高直升机的性能 而且可以提高直升 机完成各种任务的能力 将直升机的应用推上一个新的台阶 直升机减速器的主要功能是将直升机上发动机的旋转运动传递给旋翼 尾桨和 其它需传动的部件 实现传力 变向和变速的目的 其中主减速器的作用是将发动 机输入的功率传递给旋翼及其附件系统 中 尾减速器的作用是把发动机输出的一 部分功率传递给尾桨 直升机减速器的基本组成部件有机匣 齿轮副 轴 轴承 润滑系统及工作状 态监测设备等 国外各直升机公司极为重视传动系统的技术发展和试验研究 美国等西方国家 已经提出 直升机性能在很大程度上取决于传动系统的性能 实践表明 传动系 统研制周期长 技术难度大 其性能的优劣直接影响直升机研制的成败和性能水平 为此美国国家航空航天管理局 NASA 路易斯研究中心 目前该中心已更名为约 翰 格伦 John H.Glenn 研究中心 与美国陆军研究实验室于 1970 年就开始了直 升机传动系统的一系列合作研究 其研究目标为 在减少传动系统重量和噪音的同 时延长寿命 提高可靠性和安全性 研究已经取得一系列重大技术成果 如 主减 高速输入锥轴承干运转 30 分钟的能力 高重合度 2 齿轮设计 螺旋伞齿轮与 计算机数控磨削加工 行星齿轮高效率研究以及高速斜撑离合器等[6] 又如美国陆军航空研究发展部 AVRADCOM 与美国国家航空航天管理局 NASA 提出在先进的黑鹰直升机传动系统基础上实现高温工作的研究计划 预 计在最近十年内进入工程发展阶段 其主要内容是 1 以减轻 20%的重量为目的的不锈钢主减机匣的研制 试验5上海交通大学工程硕士学位论文第一章 绪 论2 先进的推力圆柱滚子轴承研究 3 在非工作面齿侧增大压力角的非对称加强齿形齿轮研究[7] 总之 近年来 国外在直升机传动系统的传动形式 部件结构 齿轮齿型 分 扭传动 行星均载 传动效率 可靠性 减重降噪 干运转等方面都开展了大量的 试验研究 并取得了长足的进展 而干运转 可靠性设计等方面我国尚处于起步阶 段 我国近几年来在这方面也开展了许多工作 但是由于投入有限等历史的原因 与国外相比工作进展缓慢 收效不大 特别是在设计分析 试验研究等方面的方法 和条件 一直处于落后的状态 使我国直升机传动系统的水平与国外存在很大的差 距 与国外先进国家相比 我国的直升机发展比较缓慢 尤其是传动系统等关键部 件更是如此 为了更好地推动我国直升机事业的发展 传动系统的性能是从事直升 机研制 生产和使用部门共同关心的一个焦点１．３　直升机减速器台架试验１．３．１　试验的必要性 直升机减速器直接影响直升机性能和品质的优劣 其寿命 可靠性关系到直升 机的安危 直升机减速器从方案论证 部件生产 交付试飞等每个阶段都需要进行 大量的试验 试验工作是一项耗资较大 周期较长 综合性的系统工程 国外各直 升机公司极为重视直升机减速器的试验研究 如 虎 式直升机是法 德两国在上 世纪 90 年代联合研制的新型武装直升机 该型直升机在设计中不仅采用了已经成 熟的技术和经验 而且也采用了一些新的设计思想 虎 式直升机在研制的过程 中进行了大量的地面台架试验和飞行试验 建造和使用了多台传动系统专用型试验 设备 虎 式直升机在方案论证和设计过程中就预先考虑到用强度计算 计算 机模拟仿真等来保证减少试验项目的数量的问题 即便如此 试验工作也持续了八 年之久 这还不包括样样交付后的研究性和改进性试验的周期 由此我们可以看出 虎 式直升机传动系统在研制的每个阶段都充分地进行了多项细致的试验[8] 作为直升机的关键部件 直升机减速器在研制阶段需要完成三大项试验 1 整 机台架试验 2 地面联合试车台试验 铁鸟试验 3 飞行试验 其中直升机整 机台架性能试验和疲劳试验是直升机减速器研制工作中一个非常关键且不可缺省的 部分 只有通过整机台架试验 才能将减速器在设计与加工中存在的问题 通过试 验充分地予以暴露出来从而在研制阶段就得到有效的解决 目前而言 直升机减速器研究的三个主要问题是 重量 噪声及寿命 国外各 直升机公司花费了大量的人力 财力进行齿轮和轴承干运转能力的试验研究 减少 齿轮啮合产生的振动和噪声的研究 螺旋锥齿轮齿形 承载能力及齿轮传动效率等 试验研究 并在许多方面取得了突破性的进展 但从国防方面考虑 国外各大直升 机公司对直升机减速器方面的研究成果严加保密[6] 我国在这方面开展的研究工作 还远远不够 我们应在减小直升机减速器的重量与噪声的同时增加其寿命 可靠性 与安全性方面加大研究力度 力争早日赶上并超过直升机技术方面发达国家的水6上海交通大学工程硕士学位论文第一章 绪 论平 １．３．２　试验项目 直升机减速器在进行铁鸟试验及交付试飞前必需进行台架试验来验证其功能特 性是否符合设计要求 并为其改进设计提供试验依据 为了全面验证直升机减速器的性能及寿命 对于新研制的直升机减速器 应在 台架上完成的主要试验项目有 1)调整试验 2)润滑试验 3)验收试验 4)齿轮接触 印痕试验 5)飞行前台架试验 6)超功率试验 7)温度场试验 8)断油试验 9)TBO 验证试验[9] [10] 以往我国所研制的几种型号的直升机减速器只进行过接触印痕调整试验 验收 试验 飞行前台架试验 超功率试验 持久试验及断油试验 某型直升机减速器在 研制阶段已全部完成上述台架试验项目 １．３．３　与国外同类试验的比较 按照美国军用规范 MIL-T-5955C 垂直/短矩起落飞机传动系统一般要求 直 升机减速器在研制阶段也需要进行不加载条件下的润滑试验 规定 在进行加载试 验之前 为了评定润滑特性 评定功率的风阻损失和评价正常飞行条件下直升机在 不同状态下润滑是否符合要求 要求进行润滑试验 且指出 因为不加载时 滑油 温度和风阻损失直接有关 所记录的滑油温度升高 对于滑油液体力学现象的理解 具有重大意义 同时也要进行 温度分布试验 规定 民用和军用直升机的减速器 要求借 助专用测试器如热电偶 热涂层和热显示系统 可以绘制减速器的关键部位 该处 的发热会发生危险的地方 的温度分布图 以对故障 安全特性作试验验证 同 时研究了温度分布图后 就可以针对断油试验的要求作改进 1993 后卡门航空公司 Kamam Aerospace Corporation 发表了海妖直升机减速 器干运转能力的试验结果 研究表明增加齿轮侧向间隙 选用热强度高的齿轮和轴 承材料 采用应急润滑措施保持旋转零件有正常润滑时 40%的供油量 可以达到 30 分钟的干运转能力[11] 出于国际 经济和技术的考虑 国外对提高直升机减速器干运转能力的措施无 一不是严加保密 故直升机减速器干运转能力的研究只能靠我们自己今后不断的分 析探讨和试验探索１．４　本课题的研究内容及意义１．４．１　本课题研究内容 某型直升机是一种多用途攻击直升机 它能携带反坦克导弹 航炮 机枪 火 箭及空对空导弹等多种武器 可昼夜长时间贴地飞行 能利用复杂的地形 地物隐7上海交通大学工程硕士学位论文第一章 绪 论蔽接近目标 突然实施对敌攻击 在现代高科技条件下的战争中 它将作为陆军航 空兵的主战机种 密切配合地面部队作战 某型直升机主要用于攻击敌方坦克和地 面各种软硬目标 进行直接火力支援 同时也可对敌方低空活动的武装直升机及其 它飞行物进行攻击 夺取超低空制空权 保护地面部队 并为我军各类直升机护航 某型直升机传动系统的组成如图 1-3 所示 本文所论述的研究内容即为该型直 升机传动系统的中 尾减速器台架试验所作的工作图 １－３　某型直升机传动系统的组成 Fig.1-3 Composition of type X Helicopter Transmission System某型直升机由两台涡轴发动机提供动力 主减速器 简称主减 为双发输入 输出部分有主旋翼输出及尾传动输出 尾传动输出功率约占主减输入功率的 10% 尾传动输出通过两根水平传动轴将功率传递给中间减速器 简称中减 中减实现 减速传动并进行 45 换向 再通过尾斜轴将功率传递给尾减速器 简称尾减 尾 减实现减速传动并进行 90 换向 带动尾桨旋转 同时可操纵尾桨 通过变换桨距 来调节尾桨推力的大小[12] [13] 由于主减速器与中 尾减速器的试验项目 试验目的 试验原理 试验方法 试验程序及试验结论分析等基本相同 且中间减速器和尾减速器通常同时在同一试 验器进行试验 为避免赘述 本论文只对中 尾减速器台架试验进行论述 另外 从本文 1.3.2 节可知 中 尾减在台架上的试验项目很多 故本文主要以中 尾减 润滑试验 温度场试验和断油试验进行试验情况介绍与研究分析 具体内容如下 1 对某型直升机中 尾减速器的组成 结构 工作原理 主要设计参数及为 了达到设计要求而采取的措施等进行详细的介绍与说明 2 论述中 尾减润滑试验 温度场试验和断油试验的必要性 试验目的 试 验要求 试验方法与试验程序等 3 对试验原理 试验方案设计及试验设备的组成 功能等进行详细的介绍与 说明 4 对试验大纲 试验过程 试验结果等进行介绍 并重点介绍试验过程中的8上海交通大学工程硕士学位论文第一章 绪 论故障排除情况 5 对中 尾减的齿轮和轴承进行功率损失及热平衡计算 并将计算结果与试 验结果进行比较分析 6 在上述工作的基础上 得出试验结论 同时对试验经验进行归纳总结 提 出对今后工作的建议 １．４．２　本课题研究意义 由于直升机具有它的独特优点 直升机在国内外军 民用领域中的使用日益广 泛 数量逐年增加 因此它对传动系统的翻修间隔期 TBO 和总寿命 可靠性 可维修性 生存力 军用 等要求也日益提高 近几年来 直升机传动系统发展的 主要特点是 1 采用一体化设计 优化和简化结构 减轻重量和降低成本 同时提高可靠 性 2 采用单元体设计 维护方便 降低成本 提高可靠性和维修性 3 采用镀层或阻尼系统设计以降低噪声 4 提高干运转能力 试验已达 1 小时 即提高了生存力 5 提高翻修间隔期和总寿命 6 提高整个传动系统的安全性 如抗弹击设计和隐身设计 7 传动系统采用复合材料 如尾传动轴 减速器机匣等 目前 我国直升机传动系统的研制与世界先进水平相比还差距甚远 我国直升 机传动系统的研究还需要做很多的工作 尤其是直升机减速器的台架试验工作 还 需要进行大量的系统的研究 为了赶超世界先进直升机的技术水平 为了我国直升机性能的全面提高 我们 必须加速发展直升机减速器的试验研究工作 攻克直升机减速器的关键技术9上海交通大学工程硕士学位论文第二章 试验件及其散热能力计算第二章 试验件及其散热能力计算２．１　试验件某型直升机中 尾减速器台架试验的试验件包括被试中减和被试尾减 被试中 减见图 2-1 被试尾减见图 2-2 所示 用于进行润滑试验 温度场试验及断油试验的 中 尾减只有一套 但由于中 尾减断油试验是破坏性试验 通常而言 断油试验 完成后的中 尾减将会有所损坏 不能再进行别的试验项目 故首先必须完成润滑 试验 然后进行温度场试验 最后进行断油试验图 ２－１　某型直升机中减 Fig.2-1 IGB of Type X Helicopter图 ２－２　　某型直升机尾减 Fig.2-2 TGB of Type X Helicopter２．１．１　中间减速器结构及工作原理 中减主要由一对轴夹角为 45 的螺旋锥齿轮及机匣组成 它将尾传水平轴的功 率传递给尾传斜轴和尾减速器 同时进行减速和换向 中减采用飞溅式润滑 中减 机匣下部设计有磁性屑末报警器 温度传感器及油面观察窗 用于目视检查中减机 匣内的滑油量 机匣上部设计有带滤网的加油口 中减输出法兰盘设计为花键轴 向浮动形式 以调节尾传斜轴与尾减之间的轴向安装偏差 中减结构见图 2-3 所示 中减机匣由输入机匣 输出机匣与中部主机匣组成 输入法兰盘通过花键与主 动锥齿轮轴连接 主动锥齿轮轴位于输入机匣内 由两个锥轴承支承 输出法兰盘 通过花键与从动锥齿轮轴相连 从动锥齿轮轴位于输出机匣内 由两个锥轴承支承 输入机匣和输出机匣分别用螺桩与主机匣相连 连接端口均由 O 型密封圈封严 机 匣连接端面设有可剥离式调整垫 用于调整锥齿轮副的侧隙和接触印痕 主 从动 锥齿轮轴上的两个锥轴承分别由调整垫片调整其轴向间隙 中减输入端和输出端均10上海交通大学工程硕士学位论文第二章 试验件及其散热能力计算用皮碗封严 皮碗用弹簧挡圈固定 输入和输出法兰盘分别用两个圆螺母紧固在主 从动锥齿轮轴上 并用杯形锁圈锁紧 输出机匣体外有加强筋 同时也起散热作用 中间机匣的下部有安装座 用 4 个螺栓与飞机尾梁相连 中减采用飞溅式润滑 对齿轮 轴承进行润滑和冷却 从动锥齿轮轮齿有部分 浸在油中 通过锥齿轮的高速旋转 将油甩至中减机匣内腔上方的一个油兜中 在 油兜中将滑油分成两路 一路流入输入机匣的内部油路 然后分别流至两个锥轴承 处 并由输入机匣下方的内部油路流回中部主机匣油池中 另一路流入输出机匣的 内部油路 进入一个油腔中 一部分滑油直接润滑内轴承 另一部分滑油受两个锥 轴承之间的螺纹管的旋力的作用向上流动 去润滑外锥轴承 并从另一端内部油路 流回油池[12] [13]图 ２－３ 某型直升机中减结构图 fig.2-3 Structure of IGB of Type X Helicopter图 2-4 某型直升机尾减结构图 fig.2-4 Structure of TGB of Type X Helicopter２．１．２　尾减速器结构及工作原理 尾减主要由一对轴夹角为 90 的螺旋锥齿轮 机匣 尾桨轴 与从动锥齿轮一 体 及尾桨桨距操纵轴组件组成 它将尾传功率传递给尾桨 同时进行减速和换向 尾减输出法兰盘提供了尾桨毂连接安装面 尾减内设置有尾桨桨距操纵轴组件 尾 减机匣上提供了尾桨桨距操纵轴操纵摇臂安装座 尾减齿轮采用飞溅式润滑 尾减 机匣下部设计有磁性屑末报警器 温度传感器 温度开关及油面观察窗 机匣上部 设计有带滤网的加油口 尾减结构见图 2-4 所示 输入法兰盘与主动锥齿轮轴通过渐开线花键连接 花键齿侧定心并传扭 主动 锥齿轮轴由 2 个锥轴承支承 位于输入机匣内 尾桨轴与从动锥齿轮做成一体 尾 桨轴与尾桨轴法兰盘由渐开线花键连接 并靠花键左右两端的锥面配合轴向楔紧 尾桨扭矩由花键传递 锥面定心并传递轴向力 横向力及弯矩 这一传力结构可保11上海交通大学工程硕士学位论文第二章 试验件及其散热能力计算证安装可靠 定心面贴合紧密 避免了接合面间的振动磨损 承载能力高 同样 从动锥齿轮轴也由 2 个锥轴承支承 位于输出机匣内 输入机匣和输出机匣分别用 螺栓与尾减主机匣相连 通过圆柱面配合定位 定位面之间有 O 型密封圈封严 定 位端面有调整垫片 用于调整锥齿轮副的侧隙和接触印痕 主动锥齿轮轴上的 2 个 锥轴承和从动锥齿轮轴上的 2 个锥轴承分别由调整垫片调整其轴向间隙 尾减机匣 的下部有安装座 用 4 个螺栓与直升机尾斜梁上部端肋相连 尾减机匣的侧面设有 操纵系统助力器的安装面 用于安装助力器 从动锥齿轮轴的内孔装有尾桨桨矩操 纵机构 尾减齿轮和轴承均采用飞溅式润滑 主动锥齿轮轴和轴承大部分都浸在滑油 中 从动锥齿轮轴的轴承靠从动锥齿轮甩油 将滑油甩至位于输出机匣上方的油兜 然后顺着输出机匣内部油路流至后轴承 输出机匣的下部设有供回油的内部油路 输出机匣中的油兜及内部油路的设计必须保证能最大限度地收集到齿轮旋转时甩出 的滑油 并将收集的滑油有效地输送至轴承处 输入轴中间有橡胶堵塞 输入法兰 与输入机匣间及尾桨轴法兰与输出机匣间靠皮碗封严[12] [13] ２．１．３　主要设计参数 尾减速器主要设计参数见表 2-1 表 2-１ 中 尾减速器主要设计参数表 参数项目 中间减速器 尾减速器 P1 起飞功率 kW n1 n2 输入额定转速 r/min 从输入轴向中减看 从输入轴向尾减看 输入转向 为顺时针方向 为逆时针方向 z1 /z2 z3 /z4 齿数 1.030 2.826 传动比 45 90 轴交角 L1 L2 滑油量 mL Aeroshell Turbo Oil 555 润滑油 H1 翻修间隔期(TBO) h 滑油漏光后 中 尾减必须能在最佳航程速度对应的 生存力 功率 约为 60%起飞功率 状态至少工作 30 分钟 某型直升机中２．２　中 尾减功率损失计算２．２．１　中减和尾减润滑系统说明 飞溅润滑方式可靠 简单 成本低而且重量轻12广泛用于直升机传动系统中上海交通大学工程硕士学位论文第二章 试验件及其散热能力计算尾减设计中[14] 某型直升机中 尾减因为尺寸小 功率低 因此采用滑油飞溅润滑 滑油由油 兜收集并通过齿轮的搅拌来对齿轮和轴承实现循环润滑和冷却 为了保证内部各传动元件的充分润滑 中 尾减在整体设计时已采取下列措施 1 油兜和油路的设计需要保证各个轴承处均能得到有效的润滑 2 油面的高度应在保证足够飞溅油量的条件下尽量减小阻力 3 润滑油的选择和使用要求符合直升机传动系统型号规范的规定 4 尾桨操纵设置在尾减速器内部 增设导油的装置 保证内部轴承的润滑 5 中 尾减机匣设计时考虑可容纳合适的滑油量 ２．２．２　中 尾减功率损失计算对于中 尾减速器 其热量主要来自于齿轮和轴承摩擦副生成的热 故下面对 中 尾减的齿轮和轴承生成的热进行计算 齿轮和轴承的功率损失计算按照参考文 献[15] 航空发动机设计手册 第 13 册 提供的方法 计算过程如下 2.2.2.1 齿轮生成热的计算 齿轮的生成热来源于齿轮传动中的功率损失 功率损失分为三部分 滑动摩擦 损失 滚动磨擦损失和风阻损失[16] 中 尾减速器中的齿轮传动形式均是螺旋锥齿 轮 故运用以 Anderson─Loewenthal 公式 用于直齿轮的功率损耗计算 为基础而 导出的公式[17] Anderson─Loewenthal 直齿轮效率计算方法是比较完善的 它对齿轮的三种损 失均进行了计算 滑动磨擦损失和滚动磨擦损失是沿啮合线上瞬时损失的数值积分 进行计算的 后来加以简化 取 1/4 啮合线长度上的啮合点处的滑动和滚动速度作 为平均滑动和滚动速度 用来计算滑动磨擦损失和滚动磨擦损失 它与数值积分法 的差值在 0.1%范围内 齿轮滚动磨擦损失根据 Crook 方法进行 Crook 方法中认为 滚动磨擦损失与中点的 EHD 弹性流体动力润滑模型 膜厚成正比 EHD 膜厚由 Hamrock 方法计算 齿轮的风阻损失根据涡轮盘风阻实验数据得出 考虑到中 尾 减速器中的油气 将中 尾减内的大气密度和粘度加以修正 按空气与滑油之比 体 积比 为 34.25 1 锥齿轮的计算是将它简化为具有中点齿型的当量圆柱齿轮来进行的 保持中点 线速 并以中点背锥距作为当量节圆半径 求出当量转速 当量齿数 当量传动比 计算公式如下 (1) 啮合线长度 gs = rma12 - r mb12 0.5 + r ma22 - rmb22 0.5 - rm1 +r m2 sin t (2.1) 式中 gs 啮合线长度, m 端面压力角, t r ma 中点顶圆半径, m r mb 中点基圆半径, m rm 当量节圆半径 m 注脚 1 主动齿轮13上海交通大学工程硕士学位论文第二章 试验件及其散热能力计算2 从动齿轮 (2) 平均滑动速度 Vs =0.02618nv1 gs [(zv1 +zv2 )/zv2 ] nv1 =z1 n1 /zv1 zv1 =z1 /cos 1 zv2 =z2 /cos 2 式中 Vs 平均滑动速度, m/s z 齿数 n 转速, r/min nv 锥齿轮当量转速, r/min zv 当量齿数 节锥角, (3) 平均滚动速度 VT =0.2094nV1 [(rm1 sin t )/cos 1 -0.125gs (zV2 -zV1 )/zV2 ] 式中 VT 平均滚动速度, m/s (4 扭矩 T1 =9549P/n1 式中 T1 扭矩, N m P 传动功率, kW n1 转速 r/min (5) 平均法向载荷 Fn =T1 / r m1 cos t cos m 式中 (6 式中 平均法向载荷, N 基圆螺旋角, m 摩擦系数 f=0.0127{lg[29.66 Fn cos m/(b 0 Vs VT 2 )]} f 摩擦系数 b 齿宽 m 对于齿轮副 取齿宽较小的 滑油动力粘度, MPaqs o 平均滑动损失 Ps =f Fn Vs /1000 Ps 平均滑动损失, kW 当量曲率半径 r =(r m1 sin t /cos 1 +0.25gs )(r m2 sin t /cos 2 -0.25gs )/ [(r m1 /cos 1 +r m2 /cos 2 )sin t cos m] 当量曲率半径 m r 油膜厚度 h =2.051 10-7 ( VT 0 )0.67 Fn -0.067 r0.464 Fn(2.2)(2.3)(2.4)(2.5)(2.6)(7) 式中 (8)(2.7)(2.8)式中 (9(2.9)14上海交通大学工程硕士学位论文第二章 试验件及其散热能力计算式中 h EHD 油膜厚度 (10 重合度 式中m =1000gs / mms cost(2.10)端面重合度 mms 中点端面模数 mm (11) 平均滚动损失 PR=90000 VT h b /cos m (2.11) 式中 PR 平均滚动损失 kW (12 风阻损失 PW1 =2.82 10-7 [1+4600b/(mms z1 )]n1 2.8 (mms z1 / (0.028 0 +0.019)0.2 PW2 =2.82 10-7 [1+4600b/(mms z2 )](n1 z1 /z2 )2.8 (mms z2 / (0.028 0 +0.019)0.2 (2.12) 式中 PW 风阻损失 kW (13) 齿轮总损失 P =PS+PR+PW1 +PW2 (2.13) 式中 P 齿轮总损失 kW 2.2.2.2 轴 承 生 成 热 的 计 算 轴承的生成热是由于轴承中的摩擦引起的 其功率损失计算按 Palmgren 方法进 行 Palmgren 将摩擦力矩分为外载引起的摩擦力矩和粘性摩擦力矩两部分 计算公 式如下 (1) 外载引起的摩擦力矩 Ml =f1 F d m (2.14) 式中 M1 ─ 外载引起的摩擦力矩, N m f1 ─ 与轴承结构及相对负荷有关的因子 F ─ 当量载荷, N dm ─ 轴承节圆直径, m f1 值的确定 对于圆柱滚子轴承 f1 取为 0.3 对于角接触球轴承 f1 =z'(F S/CS)Y 式中 z' 系数 取为 0.001 Fs 当量静载荷, N Cs 额定基本静负荷容量 N Y 系数 取为 0.33 FS 数值取以下两式中较大者 FS=XSFr+YSFa FS=Fr 式中 Fa 轴向力, N Fr 径向力, N Xs 当量静负荷折算系数15上海交通大学工程硕士学位论文第二章 试验件及其散热能力计算XSYs 当量静负荷折算系数 YS 可由表 2-2 查得 表 2-2 当量静负荷 XS 和 YS 值 单 列 双 XS YS XS 0.5 0.38 1 0.5 0.33 1列 YS 0.76 0.66接触角 r=25 r=30CS=2.758izs D2 cos r[2f2 (1- )/(2f2 -1)]0.5 (2.15) 式中 f2 =rs /D =Dcos r/d m rs 沟道曲率半径 mm dm 轴承节圆直径 mm D 钢球直径 mm i 滚动体列数 zs 每列滚动体数目 F 值的确定 对于球轴承 F 数值取以下两式中较大者 F =0.9Facot r-0.1Fr F =Fr 对于滚子轴承 F 数值取为 F =Fr (2) 粘性摩擦力矩 MV=9.79 10-11f0 ( 0 n)2/3 d m3 (2.16) -11 3 MV=3.732 10 f0 dm ( 当 0 n 2000 ) 式中 Mv 粘性摩擦力矩, N.m f0 与轴承类型和润滑方式有关的因子 对于单列角接触球轴承 f0 取为 4 对于双列球轴承 f0 取为 8 对于圆柱滚子轴承 f0 取为 5 滑油运动粘度, mm2 /s o dm 轴承节圆直径 mm n 轴承转速 r/min (3) 总功率损失 N=1.047 10-4 (Ml +MV)n (2.17) 式中 N 总功率损失,kW 2.2.2.3 计算结果 查资料[12]可得出中 尾减的齿轮参数如表 2-316上海交通大学工程硕士学位论文第二章 试验件及其散热能力计算表 2-3 中 名称 齿数 大端端面模数 齿宽中点端面模数 端面齿宽 端面压力角 齿宽中点螺旋角 节锥角 齿宽中点顶圆半径 齿宽中点基圆半径 当量节圆半径 当量齿数 端面重合度 查资料[12]可得出中 r ma r mb rm Zv 代号 Z me Mm bt m尾减的齿轮参数表 中减 小齿轮 Z1 大齿轮 Z2 me1 Mm B1 20°m1 1 2 3单位尾减 小齿轮 Z3 me2 Mm B2 20°m2 4大齿轮 Z4[mm] [mm] [mm] [°] [°] [°] mm mm mmr ma1 r mb1 r m1 Zv11r ma2 r mb2 r m2 Zv2r ma3 r mb3 r m3 Zv32r ma4 r mb4 r m4 Zv4尾减的轴承参数如表 2-4 表 2-4 中 尾减轴承参数表 轴承 接触角 0 2 25 0 26 26 2 2 0 30 26 轴承负荷(N) 径向负荷 轴向负荷 Fr Fa Fa1 Fa2 Fa3 Fa4 Fa5 Fa6 Fa7 Fa8 N1 N1 N2 N2 N2 N2 N3 N3 轴承 转速安装 部位轴承类型节圆 滚动体 滚动体 直径 D1 D2 D3 D4 D5 D6 D7 D8 尺寸 10 12 数量 14 12 14 17 12 17 14 25中减 无内圈圆柱滚子 输入 双列角接触球 中减 无内圈圆柱滚子 输出 角接触球 尾减 无内圈圆柱滚子 输入 双列角接触球 尾减 无内圈圆柱滚子 输出 双列角接触球 注 外形尺寸为 dFr1 Fr2 Fr3 Fr4 Fr5 Fr6 Fr7 Fr813.494 10 9 12 1110.31910.319 10 12 11.112D B 滚动体尺寸为L 圆柱滚子轴承或 SR 角接17上海交通大学工程硕士学位论文第二章 试验件及其散热能力计算触球轴承 将中 尾减在起飞功率状态时传递的载荷作为计算载荷进行计算 则计算出中 尾减在起飞功率状态时的功率损失计算结果见表 2-5 表 2-5 中 尾减传动功率损失计算结果 名称 内容 功率损失 kW 0.055 小轮风阻 0.057 中减齿轮 大轮风阻 0.729 啮合损失 0.069 角接触球轴承 中减 小轮轴承 0.081 圆柱滚子轴承 0.049 角接触球轴承 大轮轴承 0.079 圆柱滚子轴承 总功率损失为 1.119 kW 效率为 99.31% 0.01 小轮风阻 0.022 尾减齿轮 大轮风阻 0.52 啮合损失 0.095 角接触球轴承 尾减 小轮轴承 0.04 圆柱滚子轴承 0.163 角接触球轴承 大轮轴承 0.033 圆柱滚子轴承 总功率损失为 0.883 kW 效率为 99.45%２．３　中 尾减在实际工作时的热平衡计算中减和尾减为滑油飞溅润滑 其功率损失主要是齿轮和轴承的功率损失 而中 尾减在实际工作时的散热则主要是通过表面的对流 传导及辐射来冷却[18] 即 Ploss = P +N (2.18) 式中 Ploss 中 尾减功率损失 kW P 齿轮总功率损失 kW N 轴承总功率损失 kW 要想中 尾减满足散热要求 中 尾减散失的功率和其工作时的功率损失必须 满足下列条件 Pdiss = atot × ( tskin-tair ) × Askin ≥Ploss (2.19) 式中 Pdiss 散失的功率 瓦 atot 散热系数 W/m2 °C tskin 壳体表面温度 °C tair 空气温度 °C Askin 壳体表面积 m2 Ploss 功率损失 W18上海交通大学工程硕士学位论文第二章 试验件及其散热能力计算根据以往使用的经验值 atot =0.00131BTu/min/in2 /°F 在直升机上工作时 通风较好的情况下 换算成米制 atot = atot×17.58 (
)2 ×9/5=64.3W/(m2 °C) tskin =100°C tair =30°C Askin 从 CATIA 3D模型可得到 Askin-IGB= =0.3127m2 Askin-TGB= =0.6038m2 Ploss 从表 5 可得 对 IGB Ploss-IGB=1.119 kW = 1119 W 对 TGB Ploss-TGB =0.883 kW = 883 W 由此 Pdiss -IGB=64.3×(100-30)×0. ≥ 1119 W Pdiss -TGB=64.3×(100-30)×0. ≥ 883 W即２．４　中 尾减试验时的散热能力计算２．４．１　传导散热估算 被试中 进行计算 式中 ) 尾减的传导散热近似为一维稳定导热 故采用傅里叶传导换热公式 Q导 = λA dt dx 材料的导热系数 铝合金在 90 (2.20) 时的导热系数为 180W/(m2 qA 垂直于热流方向的截面积 单位为 m2 dT/dx 温度梯度 此处用 (TW ? T座 ) l 估算l为支座的高度[19]则 Q导 = λA ( tW ? t 座 ) l = 180 × 0.005 × (90 ? 50) 0.1 =360W=0.36kW ２．４．２　对流散热功率 被试中 式中 尾减速器对流散热功率是利用牛顿对流散热公式 QC = hA(t W ? t f ) 即 (2.21)QC 对流散热功率 单位为 kW A 散热表面的表面积 其单位为 m2 tw 与 t f 中 尾减表面的温度及空气的温度 其单位为 H 平均对流传热系数 对于空气的受迫对流 h 常为 20100 W/(m2 q) 1 传热系数 h 查资料可得努塞尔数 Nud.m19上海交通大学工程硕士学位论文第二章 试验件及其散热能力计算Nu d ?m = h ? d λ(2.22)式中 空气对流传热系数 h 平均对流传热系数 定型尺寸 d 试验件 近似为圆柱体 外径 空气的导热系数[19] 为了求出空气对流传热系数 h 必须知道努塞尔数 Nu 根据流体横向绕流圆柱 换热的准则方程 n 努塞尔数 Nu d ? m = CT Re d ?m (2.23) 雷诺数 Re d ? m = ρm ? u ∞ ? d ? (2.24) m 定 性 温 度 Tm 为 流 体 与 壁 面 温 度 的 算 术 平 均 值 空 气 的 定 性 温 度 1 1 Tm = (TW + T f ) = (90 + 35) = 62.5 2 2 根据定性温度 可查得空气的热物理参数为 密度为 m=1.05kg/m3 动力粘度 m=2.009 10-5 PaqS 导热系数 m=2.893 10-2 W/mqK 特征速度为远前方来流速度 即空气流速 u 中 尾减选用的通风机均为轴流 3 风机 中 尾减风机的流量为 6628m /h 中减通风机出风口面积 A 中为 0.064m2 尾减通风机出风口面积 A 中为 0.116m2 则中减冷却空气的流速为 u 中=L 中/A 中 =
3600 = 28.8 m/s 尾减冷却空气的流速为 u 尾=L 尾 /A 尾 =
m/s 中减定型尺寸 d 为 0.18m 尾减定型尺寸 d 为 0.24m 将上述参数 m u d 及 m 代入公式 2.24 可计算出中减雷诺数 Re 中 d q m 为 5 2.71 10 , 尾减雷诺数 Re 尾 d q m 为 1.98 105 而当 Re=4 104 4 105 时 C =0.0239 n=0.805 则将 C =0.0239 n=0.805 Re 中 d q m=2.71 105 , Re 尾 d q m=1.98 105 代入公式 2.23 可得 n 中减努塞尔数 Nu中d ?m = CT Re 中 d ? m = 0.0239 × ( 2.71 ×10 5 ) 0 .805 = 5.65 ×10 2 尾减努塞尔数 Nu 尾d ?m = CT Re 尾 d ? m = 0.0239 × (1.98 × 10 5 ) 0 .805 = 4.39 × 10 2 将中 尾减努塞尔数 Nu 代入公式 2.22 可得中 尾减平均对流传热系数为 h 中=90.8 W/(m2 qK) h 尾=52.9W/(m2 qK) 2 散热表面积 Askin Askin 从 CATIA 3D模型可得到 Askin-IGB = =0.3127m2 Askin-TGB = =0. 试验件壳体温度 某型直升机中 尾减试验时要求滑油温度不超过 110 根据中 尾减试验时 的经验 油池温度在 110 时 壳体温度约为 90 4 冷却空气温度n20上海交通大学工程硕士学位论文第二章 试验件及其散热能力计算试验地点的环境温度一般为 10 40 取其折中温度 T 为 25 而试验时由 于试验厂房内的散热设备多 试验件周围的环境温度相对要高一些 故取 Tf 为 35 来进行计算 5 对流散热计算结果 中减 QC 中 = hA(t W ? t f ) = 90.8 × 0.3127 × (90 ? 35) ≈ 1560W = 1.56kW 尾减 QC 尾 = hA(t W ? t f ) = 52.9 × 0.6038 × (90 ? 35) ≈ 1760W = 1.76kW２．４．３　辐射换热估算 被试中 尾减速器的壳体为铝合金材料 试验时其表面温度约为 90 可知其黑度约为 0.2 即 =0.2 利用斯忒藩-玻耳兹黑体辐射定律 Eb = σT 4 而灰体辐射力 E = εEb 单位时间的辐射能 =AqE 则 Qr中 = 0.3127 × 0.2 × 5.669 × 10 ?8 × (90 + 273) 4 ≈ 60W = 0.06kW Qr尾 = 0.6038 × 0.2 × 5.669 ×10 ?8 × (90 + 273) 4 ≈ 120W = 0.12kW ２．４．４　总的散热功率 被试中 尾减的总散热功率为 对中减 Q 总=Q 导中+QC 中+Qr 中=0.36+1.56+0.06=1.98kW 对尾减 Q 总=Q 导尾+QC 尾+Qr 尾=0.36+1.76+0.12=2.34kW 查表２．５　计算结果由于中 尾减在设计时已考虑到尽量减小齿轮和轴承的摩擦损失 并采取了提 高齿轮齿面加工精度 轴承选用球轴承等措施 故中 尾减传递效率高 工作时功 率损失较小 由于中 尾减在起飞功率状态工作时的载荷基本是较大的载荷 其它状态 如 阵风偏转等状态 虽然承受的载荷会超过起飞功率状态的载荷 但中 尾减在这些 状态工作的机会很少 即使遇到这些状态 其工作的时间也很短 故用起飞功率状 态来计算中 尾减的热平衡计算及散热能力计算是偏于保守的 通过计算可知 中 尾减在实际工作时及在台架试验时 其自身散热能力足够满足散热要求21上海交通大学工程硕士学位论文第三章 试验目的试验方法及试验要求第三章试验目的 试验方法与试验要求3.1 试验目的直升机中 尾减速器台架试验的目的是验证直升机中 尾减的设计符合性 为 其在联合试车台试验 地面试验和飞行试验提供必要的试验数据 同时通过对直升 机中 尾减速器的整机台架试验 暴露并分析故障和存在的问题 用试验方法来排 除故障 故障分析包括研究故障的统计规律 故障现象及与其它因素的关系 排除 故障的措施主要是排除产生故障的原因 如改变使用条件 改进加工工艺 采用更 好的材料 设计更合理的结构等 直升机中 尾减速器台架试验的试验项目很多 不同的试验项目有不同的试验 目的 具体而言润滑试验 温度场试验及断油试验的试验目的分别如下 ３．１．１　润滑试验 对于直升机中 尾减速器而言 其内部的齿轮和轴承等零件必须进行供油润滑 以便减少这些零件的磨擦系数以及对这些零件进行有效的冷却 对齿轮而言 有效 的润滑可以防止齿轮早期失效 延长工作寿命 减少磨损 保持运动精度 减小磨 擦 提高传动效率 相反 若不能对齿轮进行有效的润滑和散热 使齿轮上啮合区 局部温度超过了回火温度 则会出现渗碳层硬度局部降低和轮齿接触强度急剧下降 的现象 且由于过热 轮齿上油膜厚度降低以及出现干磨擦 又不能充分散热 会 助长胶合故障的出现 所以新研制的中 尾减速器必须用润滑试验来验证其内部的 齿轮和轴承等零件是否得到有效的润滑 在相对简单的中 尾减速器中 由于齿轮的圆周速度一般不超过 20m/s 常采 用飞溅润滑 此时中 尾减中的油面应使一个齿轮浸入油面下一定的距离 当齿轮 旋转时 溅起的滑油落到齿轮上 同时溅入专用的油槽内 滑油从油槽流向轴承 由于滑油和壳体壁面的热交换使滑油冷却 而壁面上的热量由螺旋桨的气流及直升 机飞行时的气流带走[14] 某型直升机中 尾减速器采用的也是飞溅式润滑 众所周 知 对于无外部循环润滑冷却的齿轮箱 务必确定其工作时机匣内的最佳油量 若 润滑油量太少 则各润滑点没有足够的滑油来进行充分润滑从而使磨擦副的摩擦热 增加 若润滑油量过多 则会由于搅油加剧而造成功率损失增大 又使滑油温度升 高 此外 机匣内添加过多的滑油 也会增加中 尾减工作时的总重量 因而对新 研制的中 尾减速器而言 通过润滑试验来确定其最佳润滑油量并检查其内部各润 滑点的润滑情况是十分必要的 具体而言 直升机中 尾减速器润滑试验的主要目的有以下三点 1 检查中 尾减机匣内部的滑油是否可达到所有要求供油的位置 特别是 检查尾桨桨距操纵轴轴承的润滑状况22上海交通大学工程硕士学位论文第三章 试验目的试验方法及试验要求2 3确定中 尾减最合适的静态油位 即最合适的添加油量 为描绘中 尾减速器载荷-滑油温度图提供试验数据３．１．２　温度场试验及断油试验 在战争中 武装直升机执行着对地攻击 火力支援 空中格斗 侦察护航等重 要军事任务 因此难免要遭到敌方火力的攻击 直升机中 尾减速器常设计为飞溅 式润滑 锥齿轮轮齿有部分浸在油中 通过锥齿轮的高速旋转 将滑油甩至机匣内 腔的齿轮和轴承 对齿轮和轴承进行润滑和冷却 一旦中 尾减速器中弹漏油便立 即进入无润滑的工作状态 传动元件摩擦副产生的大量摩擦热使中 尾减速器内零 部件的温度随时间延长而急剧上升 从而导致以下可能的失效模式 1 齿轮齿面因过热而发生胶合 剥落 2 齿轮轮齿回火 硬度下降 齿面被金属屑擦伤 3 齿轮轮齿发生塑性变形 引起偏载 进一步加剧齿面摩擦发热和磨损 4 齿轮间隙因热膨胀而消除 出现齿轮卡死现象 5 滚动轴承滚道烧伤 剥落 滚子回火 6 滚动轴承保持架因高温而烧伤甚至变形而损环 7 滚动轴承游隙因热膨胀而丧失 出现轴承抱轴现象 其中 齿轮卡死或轴承抱轴的失效模式最为严重 它将在短时间内使尾桨的传 动能力完全丧失 从而产生灾难性的后果[4] 因此 在研制阶段对中 尾减速器进 行 30 分钟断油试验来验证其是否具有设计要求的干运转能力是十分必要的 此外 在断油试验前进行中 尾减温度场试验也是十分必要的 温度场试验是在各种载荷 状态下进行中 尾减内部轴承温度及壳体表面温度的温度场测试 根据试验结果找 出薄弱环节 确定改进措施 以保证中 尾减速器的干运转能力 温度场试验是通过测取中 尾减各个轴承在各种工作条件下 不同转速及载荷 等 的温度分布情况 以验证轴承的温度是否在允许范围内 另外 通过试验还可 发现各点温度可能存在的不规则或不合理状态 为中 尾减的改进设计或进行调整 提供试验依据 战场生存力是武装直升机的基本要求之一 是完成作战任务使命的主要因素 传动系统是最易受损的部件之一 越南战争以来的国外的作战经验表明 传动系统 中弹损坏引起的直升机迫降占飞行任务中止的百分比很大 传动装置受损可分为两 种情况 一种是传动构件中弹损坏 一种是润滑系统中弹损坏使滑油漏光 两者比 较起来 后者的影响更严重 滑油漏光后 中 尾减便迅速进入干运转状态 由于 急剧升温 可能使轴承卡死 齿轮失去工作间隙 引起接触表面的塑性变形 胶合 和过度磨损 使中 尾减在短时间内破坏 完全失去传动旋翼的功能 造成灾难性 事故[11] 目前国外武装直升机均在不同程度上采用了高生存力设计 一般认为 为 保证减速器损伤后 直升机能迅速脱离战场环境飞到安全区 减速器必须能干运转 30 分钟以上23上海交通大学工程硕士学位论文第三章 试验目的试验方法及试验要求３．２　试验方法３．２．１　润滑试验 3.2.1.1 滑 油 量 的 初 步 确 定 由于不知道中 尾减的最佳合适油量 故首先以观察窗的刻线 型号室根据以 往机种的经验及通过计算确定的合适油位 定为 100%油量 分别向被试中 尾减 添加 80% 90% 100% 110%和 120%的滑油量 由于不知道润滑情况如何 为避 免损坏试验件 在额定转速但不加扭矩或功率的状态下进行试验 试验过程中不允 许对被试中 尾减进行通风冷却 试验持续到滑油温度稳定 试验过程中记录中 尾减滑油温度随试验时间的上升情况 由于起初不知道中 尾减的初始润滑情况 故首先进行 100%油量试验 要求试验后对中 尾减进行分解检查 根据 80% 90% 100% 110%和 120%滑油量试验的滑油最终稳定温度 用 Excel 软件绘制出被试中 尾减滑油温度与试验时间的曲线图 选择滑油稳定温度较低的 油量作为最佳油量 并确定中 尾减工作时的最大 最小滑油量 如图 3-1 所示图 ３－１　滑油稳定温度与滑油量的关系图 fig.3-1 Relation Curve of Stabilized Oil Temperature to Oil Quantity3.2.1.2 滑 油 量 的 进 一 步 确 认 由于滑油量的初步确定试验中未对中 尾减施加载荷 这与实际工作状态不符 故应在额定转速 额定扭矩状态下进行滑油量的进一步确认试验 试验时分别向被 试中 尾减添加最大 最小滑油量 试验过程中允许对被试中 尾减进行通风冷却 试验完成后将中 尾减进行彻底分解 检查各润滑点是否有过热或烧蚀现象 然后24上海交通大学工程硕士学位论文第三章 试验目的试验方法及试验要求根据滑油稳定温度及分解检查情况来确定最大油量及最小油量是否合适 ３．２．２　温度场试验 中 尾减温度场试验前对中 尾减机匣进行局部改造 包括在机匣上打孔以便 从机匣内引出温度信号线 轴承座补加工以安装温度传感器等 用接触式热电偶 测量中 尾减各轴承的外环温度 各轴承在径向的测温部位为其径向受载最大处 另外 将示温片粘贴到机匣的重要部位 如轴承座处 以测量试验过程中的机匣表 面的最高温度 在不同的试验载荷 包括转速 扭矩 尾桨轴轴向力和尾桨桨距操纵轴载荷 下试验 试验应一直进行到滑油温度稳定 若滑油温度超过温度高限值还未稳定 则可进行通风冷却 试验过程中要记录滑油温度和各轴承外环温度 温度场试验完成后通常不需将被试中 尾减下台分解检查 但试验过程中若测 量出轴承外环温度超过最高限值则应进行分解检查 ３．２．３　断油试验 为了准确地得到中 尾减断油后的干运转能力 在进行中 尾减断油试验时 各程序状态应与实际工作过程中断油情况尽量一致 中 尾减在直升机上断油情况 是 开始直升机是处于正常飞行状态 中 尾减机匣遭到敌方机枪子弹或其它情况 破坏后 机匣内部的滑油便开始流出 机匣内由于滑油量减少 残余滑油温度会急 剧上升 待飞行员发现滑油温度不正常后 立即返航并寻找着陆地点 为了减缓对 中 尾减的损害 飞行员会降低发动机的功率 一般在 30 分钟内便可返回到己方 降落 降落时直升机先进入自旋下滑状态 待直升机快着陆时飞行员会变旋翼及尾 桨的桨距 进入拉起着陆状态 此时中 尾减的功率会大一些 但运转时间较短 根据上述中 尾减断油时的实际工作状态 在进行中 尾减断油试验时 应按 照以下各步骤进行试验 1 试验过程中先在额定转速和额定载荷下初始运行 初始运行时间为直至 滑油温度达到稳定状态 目的是使滑油温度达到飞行中的油温 为下阶段滑油损失 放油阶段 和干运转创造模拟的环境 油温 内腔温度和机匣温度等 试验过 程中须检查设备及被试中 尾减是否正常 2 打开电磁阀放油 有效的断油试验时间是在中 尾减基本无滑油流出时 开始计时 试验持续运行到断油试验所规定的时间 30 分钟 3 然后降低试验载荷 进入规定时间的自旋下滑状态 此状态试验时间一 般为 25 秒 4 在自旋下滑状态结束后立即加大试验功率 以模拟直升机着陆时拉起状 态 此状态试验时间一般为 10 秒 5 若试验件的状态未出现任何恶化的迹象 可继续进行断油试验 以考核 最终的干运转能力 试验持续到试验件出现恶化状况 试验件出现恶化时表现为轴 承温度急剧上升 振动值明显增大 出现异常声音或冒烟等 为了人为实现中 尾减内的滑油损失 可在中 尾减合适部位连接上带电磁阀25上海交通大学工程硕士学位论文第三章 试验目的试验方法及试验要求的放油管路 该电磁阀应可远程控制 另外 该放油管路需可控制滑油的流量大小 以便放油时可按需要的放油时间排放出中 尾减内的滑油 断油试验过程中也需对中 尾减内轴承温度进行测量 其测温要求与温度场试 验中对轴承的测温要求相同 中 尾减断油试验是一项十分重要的试验 涉及到中 尾减的寿命和可靠性 故试验结束后应对各重要零件进行彻底的分解检查３．３　试验要求３．３．１　试验件要求 提供台架试验用的中 尾减速器 应与直升机上所安装的中 尾减速器相一致 除了工程图纸上所标注的测量值和检查值外 试验前还需对被试中 尾减中的以下 关键部件的重要尺寸进行测量和记录 1 齿轮 轴承滚道的直径 圆柱度和粗糙度 轴承轴颈的直径 径向跳动和粗糙度 安装及不安装量棒的花键测量 格里森齿隙 接触印痕及 ZEISS 蔡斯 格栅 2 轴承 外环直径 内环直径 轴承宽度 3 法兰盘 螺栓孔分布圆直径及位置度 中心孔直径 安装及不安装量棒的花键测量 4 机匣 中心孔的直径及同轴度 格里森两轴间的夹角及其相交偏角 在公共基准轴上的轴承座的同轴度 格里森齿轮的安装尺寸[9] [20] ３．３．２　试验载荷 直升机中间减速器在实际工作过程中只承受扭矩载荷 尾减速器除了承受扭矩 载荷外 还承受尾桨的气动载荷施加到尾桨轴上的尾桨轴拉力 尾桨轴弯矩 尾桨 轴剪力以及操纵尾桨的尾桨桨距操纵轴载荷 在试验过程中应尽量模拟被试中 尾 减的真实载荷 即试验时各试验载荷 包括试验转速 试验扭矩 尾桨轴拉力 尾26上海交通大学工程硕士学位论文第三章 试验目的试验方法及试验要求桨轴弯矩 尾桨轴剪力及尾桨桨距操纵轴载荷 中对中 尾减提出的规定载荷相一致 ３．３．３ 滑油监控要求的大小方向应与直升机设计规范尾减在运转过程中 滑油监控要求如下 1 在直升机中 尾减工作时 一般要求控制滑油的最高温度 因为在一定 范围内降低滑油的工作温度对中 尾减的工作是有利的 例如 降低滑油温度可以 使破坏配合 改变轴承游隙以及破坏啮合精度的热变形减小 另外 过高的滑油温 度会影响滑油的粘度 从而影响润滑性能 故试验时应给出中 尾减滑油温度最高 限制值 通常要求滑油温度不超过 110 滑油温度控制精度通常为 2 中 尾减机匣上均安装有滑油温度开关 用于监控滑油温度 当滑油温度超过 规定值时应能报警 2 中 尾减磁性屑末检测信号器 用于监控中 尾减内部的磨损情况 当 其吸附一定的磁性屑末时应能报警 3 经常检查磁性屑末检测信号器是否吸附有碎屑 并定期对滑油品质进行 检验 必要时更换滑油 ３．３．４　检测要求 3.3.4.1 测试参数要求 试验过程中测试参数及要求如下 1 转速 测量位置 中减输入轴转速 测试范围 0 1.2 倍额定转速 测试精度 0.5% 2 扭矩 测量位置 中减输入轴扭矩 测试范围 0 1.4 倍起飞状态对应的扭矩 测试精度 1% 3 尾桨轴载荷 包括拉力 弯矩 剪力 测量位置 尾桨轴 测试范围 0 1.4 倍起飞状态对应的载荷 测试精度 2% 4 尾桨桨距操纵轴载荷 测量位置 尾桨轴 测试范围 0 1.4 倍起飞状态对应的载荷 测试精度 2% 5 温度 测量位置 滑油温度 轴承外环温度及试验时的环境温度中27上海交通大学工程硕士学位论文第三章 试验目的试验方法及试验要求678测试范围 0 200 测试精度 2 振动 测量的位置 机匣上的输入 输出端的振动加速度值 测量范围 0 50m/s2 测量精度 5% 滑油消耗量 每次开车前应检验油位 如油位降低 应补充加油至刻度线范围内并记 录滑油消耗量 噪声 在中 尾减前后左右共 4 处约离机匣 1m 的固定位置处测量减速器噪声 A 声压级水平[9] [20]3.3.4.2 分解检查要求 中 尾减分解前应进行外观检查 以检查被试中 尾减是否有泄漏 滑油积碳 及其它异常情况 中 尾减分解后检查要求如下 1 分解检查项目应完整列出 需要进行尺寸测量时设计部门应提供相应图样 或图号 2 检查齿轮的接触印痕和轴承滚道的接触状况 3 零件清洗后检测项目一般有 a 一般性的目视检查 包括零部件的变形 裂纹以及齿轮啮合表面 轴承 滚动体及内 外跑道 花键配合面等是否出现有磨损 腐蚀 凹坑 擦伤 烧蚀等 b 指定部位的尺寸精密测量 如对轮齿的微分测量 配合处的过盈量 或 间隙 测量 c 齿轮 轴的花键部位及机匣等的 X 光 荧光或超声等无损检测 4 检测时间为试验前 试验后以及试验中间停车分解时检测[9] [20]28上海交通大学工程硕士学位论文第四章 试验设备第四章４．１ 试验设备要求４．１．１　对设备的基本要求试验设备对直升机中 尾减速器台架试验器而言 通常应能满足下列要求 1 功率 应能满足超功率试验的功率要求 通常为起飞功率的 1.4 倍 2 转速 应满足最高试验转速的要求 通常为额定转速的 120% 3 应能施加尾桨轴轴向力 弯矩和剪力载荷 同时应可施加尾桨桨距操纵轴 T/R PCR 载荷 4 具有超转 超扭 超温 振动超高限等报警功能 5 应配有金属屑末报警装置 6 主拖动系统与设备滑油系统连锁[16] ４．１．２　对设备的其它要求 中 尾减试验器应能保证被试中 尾减的试验状况尽可能接近于使用的实际条 件 在任何情况下 试验器都不应该使被试中 尾减的工作受到损害 在试验设备 旋转平面内 应安装安全保护装置４．２　试验器方案设计将直升机中 尾减速器置于一台具有功率流封闭回路的试验器中 该封闭回路 通常由电动机拖动 置于同一封闭回路中的扭矩加载器对中 尾减进行扭矩加载 同时通过加载控制装置对扭矩载荷进行精确控制 在封闭回路的尾桨轴输出端设置 的综合加载器 可对尾桨轴施加可控的轴向力 弯矩及剪力载荷 并对尾桨桨距操 纵轴施加可控的尾桨桨距操纵轴载荷 将转矩转速传感器串接于封闭回路的中减输 入轴位置 以测量中减输入轴的转速和扭矩[16] ４．２．１　中 尾减试验器的基本形式中 尾减试验器有开式功率流和封闭式功率流两种基本形式 开式功率流试验 器由动力装置 被试减速器和功率吸收装置三部分组成 功率流由动力流经被试减 速器 最后流向功率吸收装置 封闭式功率流试验器由动力装置 被试减速器及封 闭传动装置三部分组成 功率形成循环封闭流 试验器动力装置只供给补偿封闭系 统中摩擦 风阻 搅油等损失的功率 封闭式功率流试验器又分为电封闭 液压封 闭和机械封闭三种封闭传动方式 通常电封闭和液压封闭又统称为软封闭[21] [22] [23]29上海交通大学工程硕士学位论文第四章 试验设备4.2.1.1 开式功率流中尾减试验器开式功率流中 尾减试验器原理如图 4-1 所示 其优点是结构简单 制造 安 装方便 试验器通用性大 但由于开式功率流中 尾减试验器存在能量消耗大 且 原动机的容量要求很大的缺点 故国内外的中 尾减试验器越来越不采用开式功率 流传动形式图 ４－１　开式功率流中 尾减试验器传动简图 fig.4-1 Transmission Sketch of Power Open Loop IGB/TGB Test Rig4.2.1.2 封 闭 式 功 率 流 中尾减试验器封闭式功率流中 尾减试验器通常有电封闭 液压封闭及机械封闭三种方式 下面对这三种封闭形式的原理进行简单地说明 1 电封闭功率流中 尾减试验器 电封闭功率流试验器试验时由电动机向被试件输入功率 被试件输出功率经发 电机转换为电能 再输送到电动机或反馈回电网 形成功率封闭系统 功率经电网 形成封闭流 一般电动机功率为试验功率的 105% 发电机功率为试验功率的 75% 试验功率消耗为试验功率的 30% 电封闭原理见图 4-2 所示图 4-２　　电封闭功率试验器原理图 fig.4-2 Principal Scheme of Electrical Power Close Loop Test Rig30上海交通大学工程硕士学位论文第四章 试验设备电封闭功率流中 尾减试验器是用电的方式 使被试中 尾减的输入和输出功 率形成封闭功率流 电封闭功率流中 尾减试验器结构传动简图如图 4-3 所示 在 这种形式的中 尾减试验器中 功率流路线为 电网 电动机 增速齿轮箱 被试中 尾减速器 尾减综合加载器 减速齿轮 箱 发电机 电网fig.4-3图 4-３　　电封闭功率流中 尾减试验器传动简图 Transmission Sketch of Electrical Power Close Loop IGB/TGB Test Rig2 液压封闭功率流中 尾减试验器 液压封闭传动是用液压的方式 使被试件的输入和输出功率形成封闭功率流 功率经液压系统形成封闭流 系统中的功率消耗由辅助液压泵 由电动机带动 补 充 按试验功率为 100%计 主液压泵功率为试验功率的 70% 辅助液压泵功率为 35% 试验功率消耗为试验功率的 40% 液压封闭原理见图 4-4 所示fig.4-4图 4-４　　液压封闭功率试验器原理图 Principal Scheme of Hydraulic Power Close Loop Test Rig31上海交通大学工程硕士学位论文第四章 试验设备液压封闭功率流中 尾减试验器是用液压的方式 由液压马达向被试中 尾减 输入功率 被试中 尾减输出功率经液压泵转换为液体内能 再输送到电动机或液 压马达 形成功率封闭系统 被试中 尾减的输入和输出功率形成封闭功率流 液 压封闭功率流中 尾减试验器结构传动简图如图 4-5 所示 在这种形式的中 尾减 试验器中 功率流路线为 液压马达 增速齿轮箱 被试中 尾减速器 尾减综合加载器 减速齿轮箱 主液压泵 液压马达图 4-５　　液压封闭功率中 尾减试验器传动简图 fig.4-5 Transmission Sketch of Hydraulic Power Close Loop Test Rig由于在软封闭传动试验器中 能量转换装置的容量与被试中 尾减试验功率相 当 由于能量转换装置的容量受到限制而很少应用 另外 试验功率消耗相对于机 械封闭而言要大大增加 故从能源节省上考虑也不是最佳的 3 机械封闭功率流中 尾减试验器 机械封闭传动是用机械元件 齿轮 轴等 使被试中 尾减的输入和输出功率 形成封闭功率流 机械封闭原理见图 4-6 所示 被试中 尾减的输出功率通过封闭传动链 传动轴 设备齿轮箱和加载装置等 用机械能的方式传递到输入轴 再输入到被试中 尾减 动力装置只补充试验器传 动链中的功率损耗 根据以前的设计和使用经验 一般为试验功率的 10%[23] 功率流电封闭试验形式的在技术上有一定的难度 且电机过于庞大 与试验件 的几何尺寸相比不协调 建台费用也相对较高 功率流液压封闭试验形式承担风险 较大 另外 由于中 尾减速器试验时的试验功率较大 试验项目多且试验时间较32上海交通大学工程硕士学位论文第四章 试验设备长 而机械封闭拥用功率消耗低等优点 故中 尾减试验器大多建设成机械功率流 封闭形式 下面重点介绍功率流机械封闭中 尾减试验器的设计要点图 ４－６　　机械封闭功率试验器原理图 fig.4-6 Principal Scheme of Mechanical Power Close Loop Test Rig４．２．２　功率流机械封闭中尾减试验器 尾减试验器 主要应注意以下几个方基于功率流机械封闭传动原理设计的中 面 1 状态扭矩加载装置 对于机械封闭功率流传动中 尾减试验器 扭矩加载是中 尾减试验器必须具备的条件为了模拟被试中尾减的受力扭矩加载的方式对试验器的传动链结构 加载精度和试验器的性能有重大影 响 可以说扭矩加载在很大程度上标志着试验器的水平 故首先应选择好扭矩加载 装置 一个比较理想的加载装置 应该满足如下要求 a 加载可靠 容许加载的扭转行程角大 使加载范围大 能在长期运转中保持 加载扭矩稳定 b 能实现空载启动 并能在运转中改变加载力矩的大小和方向 以便于进行模 拟试验 c 结构简单 便于制造 装配 调整和操作 d 在运转中 产生的振动和噪声小 扭矩加载原理是利用外力 机械 液压 电磁等方法 作用于封闭传动链的某 一传动副 使整个封闭传动链产生弹性变形 从而产生相互作用力 以模拟减速器 的工作载荷 其加载类型分为定传动比加载 如螺旋齿轮加载器 电动同步加载器 液压叶片加载器等 和差动加载 如液压差动加载马达 游星差动加载 电磁差动 加载等 2 传动比匹配33上海交通大学工程硕士学位论文第四章 试验设备进行传动比匹配 即进行设备齿轮箱的齿数匹配 此时应注意以下几个方面 a 被试减速器的转向必须与工作转向一致 b 加载器的使用参数 扭矩 转速 转差等 必须在允许范围内 c 封闭传动链应尽可能短 以减小功率损耗 d 传动链中总传动比必须严格等于 1 当采用定传动比加载时 或接近于 1 差 动加载时 e 其它应注意互相啮合的齿轮齿数尽量互质 最低齿数不低于 18 齿等 3 拖动系统 拖动系统也是中 尾减速器试验器设计中一个非常重要的地方 一般拖动动力 选用可控硅调速的直流电动机或变频调速的交流电动机 动力的大小可根据经验值 及封闭链的长短来估算出试验器所需的拖动功率 在封闭传动链中的任一旋转轴均 可输入拖动动力 但拖动功率沿功率流方向流动并逐步消耗 故动力输入件应尽量 靠近被试减速器输入端 以提高试验器传动件的承载能力 4 电气测试和控制系统既是整台试验器可靠性的保障 也是试验器先进性 的体现 电气部分宜采用分布式数据采集控制系统和工业计算机组成的两级结构 这样既能利用分布式数据采集控制系统的高可靠性 高抗干扰能力和可扩充性来采 集试验数据并控制各种现场设备 又可利用工业计算机强大的计算能力完成对扭 矩 转速和多种力的闭环协调控制 并可设计出良好的测控界面在大屏幕终端上显 示试验数据 指示故障信息等 试验器电气系统从功能上可分为测试 控制和故障处理三大部分 而从硬件结 构上又可分为主拖动控制子系统 辅助拖动控制子系统 扭矩加载控制子系统 液 压综合加载控制子系统 测试子系统 计算机子系统 动力电源开关柜和工业电视 监视系统 试验器电气系统应具有自动 手动两种控制方式 自动控制可以根据试验要求 通过工业计算机与分布式数据采集控制系统的协同工作实现对试验器的运行 加 载 调速 数据采集处理 故障报警 试验数据保存和试验记录打印输出等试验全 过程的自动控制 手动控制主要为设备调试和简单试验而设置的 此时 分布式数 据采集控制系统与控制计算机仍需参与试验 完成联锁控制和报警功能 5 尾减综合加载器 直升机尾减速器在实际工作时 其尾桨轴上受有剪力 弯矩和轴向力三种载荷 另外还受有尾桨桨距操纵载荷 在试验器设计时 对尾减速器还应考虑模拟尾桨对 尾桨轴的载荷及桨距操纵轴载荷 这些载荷可简化为桨毂中心的四个载荷 即尾桨 轴轴向力 弯矩 剪力及尾桨桨距操纵轴载荷 一般采用四个加载油缸便可以实现 上述四种载荷[20] 尾减综合加载器的原理简图见图 4-7 其中轴向力 弯矩和剪力由三个伺服油缸 施加的力复合作用等效而成 尾桨桨距操纵轴载荷由一个单独的伺服油缸实现模拟 加载 另外 应将力传感器设置在各种力的传递路线上 便于实现力的闭环控制 并可直接显示力的大小 6 功率流方向的一致性 在减速器试验时 控制功率流方向的目的是要保证减速器的齿轮的转向和齿轮34上海交通大学工程硕士学位论文第四章 试验设备的受力方向与实际工作情况一致 在功率流机械封闭系统中 封闭功率的流动方向取决于扭矩加载器的加载方向 和电动机的旋转方向 由于被试减速器的工作方向是一定的 故电动机的旋转方向 也是相应固定的 所以封闭功率的流动方向只取决于扭矩加载器的加载方向 扭矩 加载器的加载方向应使减速器各个齿轮主/从动工作情况 亦即各个齿轮的受力方向 与实际工作情况一致 最简单的机械封闭功率流方向的示意图见图 4-8 所示fig.4-7图 ４－７　　尾减综合加载器原理简图 Principal Scheme of General Loading Device for TGB图 4-８　　最简单的机械封闭功率流方向的示意图35上海交通大学工程硕士学位论文第四章 试验设备fig.4-8 Simple Scheme of Mechanical Power Direction in Close Loop在用功率流机械封闭传动的中 尾减试验器设计中 首先是要保证被试中 尾 减的实际转速方向与要求的工作转速方向一致 再看扭矩加载器加载后分析各齿轮 的圆周力方向 圆周力方向和旋转方向相反 则为主动轮 相互啮合的另一个齿轮 便是从动轮 功率流是从主动轮流向从动轮 这样便可辨别功率流方向 如某型直 升机中 尾减试验器的功率流方向与转速及扭矩方向见图 4-9 所示图 4-９　　某型直升机中 尾减试验器的功率流方向图 fig.4-9 Power Direction in IGB/TGB Test Rig for Type X Helicopter在实际应用中 可以在加载时直接判断中 尾减的啮合面 在停车状态预加载 观察中减输入轴 看其朝那个方向转动一个小角度 其方向与中减输入转速一致 即功率流方向是正确的 反之就是不正确的４．３　某型直升机中４．３．１ 中尾减试验器尾减试验器原理由于不同型号的中 尾减传递功率 传动比 输入轴转速 输入输出轴夹角的 不同以及其结构形式复杂多样 故国内的中 尾减试验器大多建设成专用型中 尾 减试验器 为了保障某型直升机中 尾减台架试验的顺利进行 特研制了一台可用于某型36上海交通大学工程硕士学位论文第四章 试验设备直升机中减和尾减台架各项试验的某型直升机中 原理见图 4-10 所示尾减试验器该试验器主体传动图 4-１０　　某型直升机中 尾减试验器主体传动原理图 fig.4-10 Main Transmission Sketch of IGB/TGB Test Rig for Type X Helicopter４．３．２　试验器系统组成 某型直升机中 尾减试验器采用机械封闭形式 使功率流形成封闭回路 试验 器全貌见图 4-11 被试件 包括中减和尾减 在该试验器上的安装情况见图 4-12 和 图 4-13 所示37上海交通大学工程硕士学位论文第四章 试验设备TGBIGB图 ４－１１　　某型直升机中 尾减试验器全貌照片 fig.4-11 Photo of IGB/TGB Test Rig图 ４－１２ 中减安装情况照片 Fig.4-12 Installation of IGB图 4-１３　　尾减安装情况照片 Fig.4-13 Installation of TGB试验器由试验器主体 润滑系统 风冷系统 液压加载和控制系统 扭矩加载 器及其控制系统 电力拖动及其控制系统 测试及数据采集系统 监控与报警保护 系统 控制程序软件等组成 其中试验器主体部分主要由拖动电机 封闭齿轮箱 换向齿轮箱 扭矩加载装置 尾减综合加载器 转矩转速传感器 陪试尾斜轴组件 弹性连接轴 万向联轴节 被试尾减速器及被试中间减速器组成[20] 该试验器设计时 中 尾减之间的位置关系和连接形式与直升机上相同 其回 路轴系为一空间的封闭轴系 试验时转速通过调节直流电机的转速实现 直流电机由全数字式直流调速系统 调速 试验扭矩载荷通过调节扭矩加载器的加载值保证 而四种尾减输出轴载荷的 大小是通过分别调节相应的电液伺服作动器输出载荷值实现的 为了模拟中 尾减38上海交通大学工程硕士学位论文第四章 试验设备的实际工作状况 采用轴流风机对中 尾减进行冷却 冷却风量大小通过变频调速 器调节风机转速实现 以保证中 尾减工作温度可调 可控 在试验器设计时 我们选择电动同步加载器作为试验器的扭矩加载器 其工作 方式是利用少齿差行星减速级力的放大原理 采用小功率的三相异步电机驱动 通 过少齿差力的放大作用 可以放大输出一对大小相等 方向相反的转矩 适宜用于 机械功率流封闭型的试验器中 其原理简图如图 4-14 所示图 ４－１４　　电动同步加载器原理简图 fig.4-14 Principal Scheme of Torque Loading Device加载工作时 驱动电机的输出力首先经过一级 N 型减速级放大 之后再经过一 级 NN 型减速级放大后输出 当加载扭矩值达到要求的值时 驱动电机停止工作 同时加载器的锁紧保载机构的作用下 使封闭回路内的扭矩载荷保持不变 在保载 机构可靠的前提下 不存在因加载器原因引起的扭矩波动的问题 卸载时 只需 使锁紧保载机构脱开 同时反向启动驱动电机工作即可 为保证试验件的安全 对 加载器的驱动电机采用无触点闭环控制 这种加载器的优点是 1 采用小功率的三相异步电机驱动 便于使用计算机实现按载荷谱控制 2 采用少齿差行星减速器加载 传力零件少 保载工作时 零件处于静强 度抗力状态 使用寿命长而可靠 3 可双向 无级 平稳地运行和控制 4 可静态加 减载 也可在运行状态下加载或减载 5 无液压类加载器因油源脉动等引起的扭矩波动问题 6 无加载行程角限制 无液压油泄露问题 环境清洁[16] ４．３．３　试验器特点 经过实际使用证明 试验器的总体设计是成功的 试验器主要具有如下特点 1 试验器主体传动效率高 能耗低 试验时封闭回路功率损耗约为试验功 率的 8% 2 试验器功能多 可以满足某型直升机中 尾减所需进行的各项运转试验 3 试验器可施加多种载荷 可施加扭矩载荷 尾桨轴轴向力 尾桨轴剪力 尾桨轴弯矩和尾桨桨距操纵力共 5 种载荷 对尾减速器试验模拟加载齐 全 目前国}