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[摘 要]近年来，随着航空技术的发展，对航空产品的可靠性要求越来越高。某型机用尾轴后段为新研产品，为保证其安全性和可靠性，本文从静强度、刚度、动态特性、疲劳强度四个方面对尾轴后段进行分析。结果表明尾轴后段各方面性能满足要求，对直升机传动轴可靠性分析具有指导意义。
[关键词]尾传动轴 强度 刚度 动态特性 疲劳强度
中图分类号：TU547 文献标识码：A 文章编号：1009-914X（2017）45-0346-01
1 引言
直升机尾传动轴作用是将发动机的功率按要求的转速比和转向传递给主旋翼和尾桨，同时驱动附件。尾传动轴是非常关键的零部件，失效直接影響直升机的飞行安全。
2 尾传动轴设计
民用AC311直升机是在直十一民机的基础上进行改进的，由于换装发动机，对尾轴后段重新进行了设计研究，尾轴后段主要是由铝合金管、法兰盘和花键接头组成，主体结构管子材料为冷拉管2024，σb为460MPa，σ0.2为350MPa。
3 尾轴后段可靠性分析
为论证尾轴后段是否满足使用要求，从静强度、刚度、动态特性和疲劳寿命多方面进行了可靠性分析。
3.1 强度分析
按尾传动轴工作要求需要满足最大传递功率为63.8kW，工作转速n=6000r/min。尾轴管子材料为冷拉管2024，管子外径D1=32mm，内径d1=28.6mm
3.1.1 理论计算
按如下公式计算尾轴强度：
a）管子的扭转截面系数：Wp=πD3[1-（d/D）4]/16；
b）最大剪切应力：τmax=Mmax/Wp；
c）折合正应力：σ=τmax；
d）安全系数：n=σ0.2/σ。
强度计算结果：尾轴后段安全系数为4.63，具有较高的安全预度。
3.1.2 强度试验
为确定尾轴后段弹性极限和强度极限，在试验室进行了扭转试验。试验时采取逐级加载卸载的方式观察尾轴的变形及恢复情况，试验件在加载到556N？m时断裂，并根据数据做出扭矩-扭转角试验曲线。
得出尾轴后段弹性极限和强度极限如下：
—弹性极限330N·m；
—强度极限540N·m。
尾轴传递最大扭矩为101.5N·m，则尾轴后段安全系数为3.25。
3.1.3 总结
综上所述，尾轴后段管子理论计算强度安全系数为4.63，试验得到安全系数为3.25，均满足传递功率及扭矩要求，且有较大安全裕度。
3.2 刚度分析
按如下公式计算尾轴刚度：
a）极惯性矩：Ip=πD4[1-（d/D）4]/32；
b）最大扭矩作用下扭角：θmax=；
c）单位长度上最大扭角：θ=θmax/L；
d）单位扭矩作用下扭角：α=；
e）刚度系数：C=1/α。
计算结果：尾轴后段在最大扭矩作用下扭转角为24.79°。
综上所述，尾轴后段在最大扭矩作用下扭转角为24.79°，根据试验数据，尾轴后段在220N·m作用下扭转角度为55°，卸载后仍能恢复到原状态，处于弹性变形范围内。因此尾轴后段能够承受在最大扭矩条件下不发生较大变形，且在卸载后能恢复到原状态，具备一定刚度。
3.3 动态特性分析
3.3.1 尾轴后部组件支撑及安装
尾轴后部组件前端通过法兰盘与尾轴前部组件连接，后端通过膜片与尾减连接，并由6组轴承支撑
3.3.2 假定条件
轴承为刚性支撑；
膜片联轴节为铰链式支撑；
尾轴后部组件单位长度重量为常数。
3.3.3 临界转速计算
根据假定条件，选用第一临界转速计算公式。
计算结果：尾轴后部组件第一临界转速为9679r/min。
3.3.4 总结
尾轴后部组件第一临界转速为9679r/min，实际工作转速6000r/min，瞬时最大许用转速7200r/min。则尾轴后部组件在亚临界状态下工作，具有34.4%的安全裕度。
3.4 疲劳寿命
为了确定尾轴后段疲劳寿命，对其进行疲劳试验获取疲劳特性，然后依据疲劳理论计算得到尾轴疲劳寿命。
3.4.1 疲劳试验
尾轴后段共完成3件疲劳试验。
3.4.2 疲劳极限
3.4.2.1 单件疲劳极限
单个试件的疲劳极限计算按公式（1）和公式（2）。
3.4.2.2平均疲劳极限
平均疲劳极限的计算按公式（3）。
3.4.2.3可靠疲劳极限
可靠疲劳极限的计算按公式（4）。
依据疲劳数据计算得尾轴疲劳极限结果（N·m）无微振腐蚀D为51.70，（N·m）有微振腐蚀D为41.22。
3.4.3 疲劳寿命计算
根据获取的尾轴后段疲劳特性计算在实际工作载荷下的疲劳寿命，按Miner法则，高于可靠疲劳极限的载荷才能造成损伤。
当 3.4.5疲劳寿命
根据试验数据计算尾轴后段具有140031小时的疲劳寿命。
4 结束语
本文对尾轴后段分别从静强度、刚度、动态特性及疲劳特性四个方面进行了可靠性分析，分析结果表明，该轴在额定的功率载荷和工作转速条件下，均能满足性能和使用要求，具有较高的安全预度和可靠性，同时为工程设计中轴类零件可靠性分析提供了有价值的参考。
参考文献
[1] 直升机零件疲劳鉴定技术，法国宇航.
[关键词]尾传动轴 强度 刚度 动态特性 疲劳强度
中图分类号：TU547 文献标识码：A 文章编号：1009-914X（2017）45-0346-01
1 引言
直升机尾传动轴作用是将发动机的功率按要求的转速比和转向传递给主旋翼和尾桨，同时驱动附件。尾传动轴是非常关键的零部件，失效直接影響直升机的飞行安全。
2 尾传动轴设计
民用AC311直升机是在直十一民机的基础上进行改进的，由于换装发动机，对尾轴后段重新进行了设计研究，尾轴后段主要是由铝合金管、法兰盘和花键接头组成，主体结构管子材料为冷拉管2024，σb为460MPa，σ0.2为350MPa。
3 尾轴后段可靠性分析
为论证尾轴后段是否满足使用要求，从静强度、刚度、动态特性和疲劳寿命多方面进行了可靠性分析。
3.1 强度分析
按尾传动轴工作要求需要满足最大传递功率为63.8kW，工作转速n=6000r/min。尾轴管子材料为冷拉管2024，管子外径D1=32mm，内径d1=28.6mm
3.1.1 理论计算
按如下公式计算尾轴强度：
a）管子的扭转截面系数：Wp=πD3[1-（d/D）4]/16；
b）最大剪切应力：τmax=Mmax/Wp；
c）折合正应力：σ=τmax；
d）安全系数：n=σ0.2/σ。
强度计算结果：尾轴后段安全系数为4.63，具有较高的安全预度。
3.1.2 强度试验
为确定尾轴后段弹性极限和强度极限，在试验室进行了扭转试验。试验时采取逐级加载卸载的方式观察尾轴的变形及恢复情况，试验件在加载到556N？m时断裂，并根据数据做出扭矩-扭转角试验曲线。
得出尾轴后段弹性极限和强度极限如下：
—弹性极限330N·m；
—强度极限540N·m。
尾轴传递最大扭矩为101.5N·m，则尾轴后段安全系数为3.25。
3.1.3 总结
综上所述，尾轴后段管子理论计算强度安全系数为4.63，试验得到安全系数为3.25，均满足传递功率及扭矩要求，且有较大安全裕度。
3.2 刚度分析
按如下公式计算尾轴刚度：
a）极惯性矩：Ip=πD4[1-（d/D）4]/32；
b）最大扭矩作用下扭角：θmax=；
c）单位长度上最大扭角：θ=θmax/L；
d）单位扭矩作用下扭角：α=；
e）刚度系数：C=1/α。
计算结果：尾轴后段在最大扭矩作用下扭转角为24.79°。
综上所述，尾轴后段在最大扭矩作用下扭转角为24.79°，根据试验数据，尾轴后段在220N·m作用下扭转角度为55°，卸载后仍能恢复到原状态，处于弹性变形范围内。因此尾轴后段能够承受在最大扭矩条件下不发生较大变形，且在卸载后能恢复到原状态，具备一定刚度。
3.3 动态特性分析
3.3.1 尾轴后部组件支撑及安装
尾轴后部组件前端通过法兰盘与尾轴前部组件连接，后端通过膜片与尾减连接，并由6组轴承支撑
3.3.2 假定条件
轴承为刚性支撑；
膜片联轴节为铰链式支撑；
尾轴后部组件单位长度重量为常数。
3.3.3 临界转速计算
根据假定条件，选用第一临界转速计算公式。
计算结果：尾轴后部组件第一临界转速为9679r/min。
3.3.4 总结
尾轴后部组件第一临界转速为9679r/min，实际工作转速6000r/min，瞬时最大许用转速7200r/min。则尾轴后部组件在亚临界状态下工作，具有34.4%的安全裕度。
3.4 疲劳寿命
为了确定尾轴后段疲劳寿命，对其进行疲劳试验获取疲劳特性，然后依据疲劳理论计算得到尾轴疲劳寿命。
3.4.1 疲劳试验
尾轴后段共完成3件疲劳试验。
3.4.2 疲劳极限
3.4.2.1 单件疲劳极限
单个试件的疲劳极限计算按公式（1）和公式（2）。
3.4.2.2平均疲劳极限
平均疲劳极限的计算按公式（3）。
3.4.2.3可靠疲劳极限
可靠疲劳极限的计算按公式（4）。
依据疲劳数据计算得尾轴疲劳极限结果（N·m）无微振腐蚀D为51.70，（N·m）有微振腐蚀D为41.22。
3.4.3 疲劳寿命计算
根据获取的尾轴后段疲劳特性计算在实际工作载荷下的疲劳寿命，按Miner法则，高于可靠疲劳极限的载荷才能造成损伤。
当
根据试验数据计算尾轴后段具有140031小时的疲劳寿命。
4 结束语
本文对尾轴后段分别从静强度、刚度、动态特性及疲劳特性四个方面进行了可靠性分析，分析结果表明，该轴在额定的功率载荷和工作转速条件下，均能满足性能和使用要求，具有较高的安全预度和可靠性，同时为工程设计中轴类零件可靠性分析提供了有价值的参考。
参考文献
[1] 直升机零件疲劳鉴定技术，法国宇航.