旋翼航空器尾槳保護(hù)裝置適航條款分析研究

吳世豪，黃文斌，崔甲子

(中航工業(yè)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

民用航空器型號合格審定的過程就是表明航空器對審定基礎(chǔ)符合性的過程［1］。本文對美國聯(lián)邦航空條例FAR27部《正常類旋翼航空器適航規(guī)章》［2］和 FAR29部《運(yùn)輸類旋翼航空器適航規(guī)章》［3］中的27.411 和29.411 條款——地面間隙:尾槳保護(hù)裝置的符合性驗(yàn)證要求及符合性驗(yàn)證方法進(jìn)行分析研究，為工程技術(shù)人員提供該條款符合性驗(yàn)證的方法和思路。

1 條款發(fā)展歷史與內(nèi)容

FAR27.411和FAR29.411條款的起源最早可以追溯到1956年生效的美國聯(lián)邦航空規(guī)章第6部第223條款(簡稱CAR6.223)和第7部第223條款(簡稱CAR7.223)。1964年初，美國聯(lián)邦航空局將CAR6轉(zhuǎn)換為新的聯(lián)邦航空規(guī)章FAR27，將CAR7轉(zhuǎn)換為新的聯(lián)邦航空規(guī)章FAR29，并于1965年2月1日生效。相應(yīng)地，CAR6.223條款也直接轉(zhuǎn)變成為FAR27.411 條款，CAR7.223 條款轉(zhuǎn)變?yōu)镕AR29.411條款，條款的適航要求未作修改。

FAR27.411 和 FAR29.411 條款——地面間隙:尾槳保護(hù)裝置的內(nèi)容如下:

(a)在正常著陸時(shí)，尾槳不得接觸著陸表面

(b)當(dāng)采用尾槳保護(hù)裝置來滿足本條(a)時(shí)，則:

(1)對保護(hù)裝置必須制定適當(dāng)?shù)脑O(shè)計(jì)載荷;

(2)尾槳保護(hù)裝置及其支撐結(jié)構(gòu)必須設(shè)計(jì)成能夠承受該設(shè)計(jì)載荷。

中國民用航空局的CCAR27部和CCAR29部與美國聯(lián)邦航空局的FAR27部和FAR29部條款的適航要求是相同的［4］［5］。

2 符合性驗(yàn)證

為了防止旋翼航空器著陸時(shí)尾槳碰到地面，損壞航空器，造成飛行事故，在尾梁底部一般都會安裝尾槳保護(hù)裝置，以此來吸收觸地時(shí)的動(dòng)能，保護(hù)尾槳。根據(jù)有關(guān)的咨詢通告，結(jié)合型號取證經(jīng)驗(yàn)，對于27.411/29.411條款的符合性驗(yàn)證要求及建議的符合性驗(yàn)證方法介紹如下:

2.1 符合性驗(yàn)證要求

從條款的內(nèi)容表述可知，如果能表明在各種典型姿態(tài)著陸情況下，尾槳與地面之間有足夠的間隙，保證尾槳不會接觸著陸表面，則411條的符合性得到表明，不需再對(b)款進(jìn)行驗(yàn)證。

如果(a)款的符合性未得到充分驗(yàn)證，則需要按照(b)款的要求對尾槳保護(hù)裝置進(jìn)行驗(yàn)證，即尾槳保護(hù)裝置能承受設(shè)計(jì)載荷，且該設(shè)計(jì)載荷的確定是合理的，并進(jìn)行強(qiáng)度、剛度分析或試驗(yàn)等來表明其符合性。

2.2 符合性驗(yàn)證方法

(a)款的驗(yàn)證方法:一般用設(shè)計(jì)圖樣來表明正常著陸時(shí)尾槳同典型水平著陸表面可能出現(xiàn)的間隙，同時(shí)要考慮各種典型的著陸姿態(tài)，如尾部下沉姿態(tài)等。如果圖樣顯示尾槳離著陸表面足夠高，在任何姿態(tài)下都不可能接觸地面，可表明對411條款的符合性。如果圖樣能夠表明尾槳不大可能接觸著陸表面，但高度并非十分明顯時(shí)，則可在飛行試驗(yàn)時(shí)，采用如下方法做進(jìn)一步的驗(yàn)證:采用一個(gè)適當(dāng)長度的易折裝置(即木質(zhì)定位桿)來證實(shí)此間隙，若易折裝置未受損、折斷或未同著陸表面接觸，可表明符合411條款的規(guī)定。

如果以上方法都不能很好地證明在典型著陸姿態(tài)下，尾槳不可能觸及著陸表面，則需對(b)款進(jìn)行驗(yàn)證。

(b)款的驗(yàn)證方法:首先確定尾槳保護(hù)裝置的設(shè)計(jì)載荷，之后進(jìn)行強(qiáng)度剛度分析或強(qiáng)度剛度試驗(yàn)，表明尾槳保護(hù)裝置能承受相應(yīng)的設(shè)計(jì)載荷，且其強(qiáng)度和剛度滿足要求。在確定設(shè)計(jì)載荷時(shí)，應(yīng)考慮尾槳保護(hù)裝置在直升機(jī)尾部下沉著陸姿態(tài)中，最不利重心位置時(shí)的所應(yīng)吸收的動(dòng)能，按下述方法計(jì)算:

其中:Vs—垂直速度，英尺/秒;KY—從俯仰軸算起的回轉(zhuǎn)半徑，英尺;1B—自最臨界重心位置至保護(hù)裝置或緩沖器觸地點(diǎn)的距離，英尺;W—旋翼航空器總重減去旋翼升力，磅;g—重力加速度，g=32.2英尺/秒2。

3 型號取證應(yīng)用

實(shí)際型號取證過程中，對于尾槳保護(hù)裝置的驗(yàn)證工作，應(yīng)按照以上驗(yàn)證要求和相應(yīng)的驗(yàn)證方法來進(jìn)行。下面以直11型機(jī)、直8F-100型機(jī)及直15型機(jī)為例，分析27.411和29.411條款符合性驗(yàn)證的具體應(yīng)用。

3.1 直11型機(jī)

如圖1，直11型機(jī)在裝低橇?xí)r，尾槳葉離地高度大致是710mm，尾撐離地高度大致530mm，通過圖樣不足以表明在各種典型著陸姿態(tài)尤其是尾部下沉姿態(tài)時(shí)，尾撐不會接觸著陸表面，不能充分表明對(a)款的符合性，因此需進(jìn)一步對(b)款進(jìn)行驗(yàn)證。

圖1 直11型機(jī)側(cè)視圖

圖2 尾撐結(jié)構(gòu)圖

對(b)款的驗(yàn)證:

1)考慮尾部下沉著陸重量重心后限時(shí)，其應(yīng)吸收的動(dòng)能較大，依據(jù)Z11型機(jī)強(qiáng)度剛度規(guī)范要求，確定下沉速度VZ=1m/s，尾撐在以1m/s的速度觸地時(shí)應(yīng)吸收的功量為

根據(jù)直11型機(jī)質(zhì)量分布、重量、重心及轉(zhuǎn)動(dòng)慣量數(shù)據(jù)，可得:

由能量守恒定理，尾撐的變形彈性能W=Asy，

據(jù)此，可求得設(shè)計(jì)載荷Fz，根據(jù)《直升機(jī)載荷手冊》［6］，尾撐撞擊情況分對稱和不對稱兩種，并且對稱情況下危險(xiǎn)程度更高，所以對對稱情況進(jìn)行強(qiáng)度計(jì)算。

2)直11型機(jī)在驗(yàn)證(b)款時(shí)，除按驗(yàn)證要求，對設(shè)計(jì)載荷進(jìn)行了合理確定和強(qiáng)度計(jì)算外，還進(jìn)行了剛度計(jì)算，計(jì)算在設(shè)計(jì)載荷作用下，尾撐的變形量。

3)在直11型機(jī)全機(jī)靜力試驗(yàn)時(shí)，對尾撐進(jìn)行了強(qiáng)度和剛度試驗(yàn)驗(yàn)證，證明尾撐能承受設(shè)計(jì)載荷，并且在設(shè)計(jì)載荷的作用下，其剛度也滿足要求。

因此，直11型機(jī)對27.411條款的驗(yàn)證是充分的。

3.2 直8F-100型機(jī)

直8F-100型機(jī)的尾槳和尾撐的布局均沿用直XX型機(jī)，在直8F-100型機(jī)型號取證的過程中，對于411條的驗(yàn)證主要如下:

1)直8F-100型機(jī)飛行手冊要求“禁止在接近地面著陸拉平時(shí)直升機(jī)仰角超過15°”，直8F-100型機(jī)尾槳在直升機(jī)接近地面著陸拉平時(shí)直升機(jī)仰角的15°范圍以外，如圖3。所以在正常著陸情況下，尾槳是很難接觸著陸表面的。但考慮一些特殊的著陸狀態(tài)(如超出飛行手冊要求時(shí)的著陸狀態(tài))，無法保證尾槳不會觸地，所以直8F-100型機(jī)設(shè)置了尾撐減振器。

圖3 直8F-100型機(jī)側(cè)視圖

2)直8F-100型機(jī)的尾撐減振器通過3個(gè)接頭連接在尾梁上，其中2個(gè)前接頭在尾10框上并左右對稱布置，后接頭在尾12框上機(jī)身對稱中心線處。尾撐減振器由橡皮繩式尾撐緩沖器、尾撐框架構(gòu)成，尾撐緩沖器主要由叉耳、滑桿、滑筒、彈性帶組成，尾撐框架主要由承座、承座底、管子組成。當(dāng)直升機(jī)非正常姿態(tài)著陸(抬頭過大)時(shí)，尾撐觸地壓縮，拉伸彈性帶，通過彈性帶的彈性起到緩沖作用，防止尾槳觸地。

圖4 直8F-100型機(jī)尾撐結(jié)構(gòu)圖

(3)直8F-100型機(jī)尾撐減振器的設(shè)計(jì)載荷引用的是直XX型機(jī)的尾撐減振器最大變形下的載荷——9000N，而直 XX型機(jī)又是直接引用“超黃蜂”直升機(jī)使用手冊上的尾撐減振器載荷。尾撐減振器撞擊情況分為對稱和不對稱兩種，通過對兩種撞擊情況進(jìn)行強(qiáng)度計(jì)算，證明尾撐減振器能夠滿足強(qiáng)度要求。

以上為直8F-100型機(jī)對于29.411條款所進(jìn)行的符合性驗(yàn)證工作，如果要對直8F-100型機(jī)尾槳保護(hù)裝置進(jìn)行更充分驗(yàn)證的話，可按如下方式進(jìn)行:

1)考慮直8F-100型機(jī)尾部下沉著陸中，直升機(jī)在最不利重心位置時(shí)，尾撐應(yīng)吸收的動(dòng)能，合理地確定其設(shè)計(jì)載荷;

2)對尾撐進(jìn)行強(qiáng)度、剛度分析，表明強(qiáng)度剛度滿足要求;

3)通過尾撐本身的強(qiáng)度剛度試驗(yàn)，進(jìn)一步驗(yàn)證尾撐強(qiáng)度剛度滿足要求，或者通過別的部件試驗(yàn)，佐證強(qiáng)度剛度計(jì)算分析方法的正確及合理性。

3.3 直15型機(jī)

如圖5所示，直15型機(jī)的尾槳設(shè)計(jì)屬于高尾槳構(gòu)型，尾槳布置在平尾以上，尾槳在各種著陸姿態(tài)下著陸都不可能接觸地面，因此直15型機(jī)的三面圖和交點(diǎn)數(shù)據(jù)圖即可表明直15型機(jī)滿足29.411條款的要求。

圖5 直15型機(jī)側(cè)視圖和正視圖

4 結(jié)語

通過對旋翼航空器尾槳保護(hù)裝置的驗(yàn)證要求及驗(yàn)證方法的分析研究和相關(guān)的型號驗(yàn)證實(shí)例，可以知道要么有充分的證據(jù)表明旋翼航空器在各種典型著陸狀態(tài)下，尾槳都不會觸地，否則就必須對尾槳保護(hù)裝置進(jìn)行驗(yàn)證，通過計(jì)算旋翼航空器尾部下沉著陸最不利重心位置時(shí)尾撐所吸收的動(dòng)能，計(jì)算出設(shè)計(jì)載荷，并通過強(qiáng)度和剛度計(jì)算或試驗(yàn)來表明尾撐能夠滿足該設(shè)計(jì)載荷。

本文較深入地分析了27.411條款和29.411條款的技術(shù)內(nèi)涵，對完善我國旋翼航空器相關(guān)適航條款的研究有一定意義，為從事相關(guān)工作的設(shè)計(jì)人員和適航技術(shù)人員提供了技術(shù)參考。

［1］中國民用航空局航空器適航司.中國民用航空器適航管理［M］.北京:中國民航出版社，1994.

［2］FAR27，Part 27—AIRWORTHINESS STANDARDS:NORMAL CATEGORY ROTORCRAFT［S］.Washington，DC:Federal Aviation Administration，1998.

［3］FAR29，Part 29—AIRWORTHINESS STANDARDS:TRANSPORT CATEGORY ROTORCRAFT［S］.Washington，DC:Federal Aviation Administration，1998.9

［4］CCAR-27R1，中國民用航空規(guī)章第27部正常類旋翼航空器適航規(guī)定［S］.2002.

［5］CCAR-29R1，中國民用航空規(guī)章第29部運(yùn)輸類旋翼航空器適航規(guī)定［S］.2002.

［6］航空航天工業(yè)部科學(xué)技術(shù)研究院.直升機(jī)載荷手冊［M］.北京:航空工業(yè)出版社，1991.3