一架某型外貿(mào)機(jī)偏離跑道事故征候檢查分析及防范措施

朱亮江，劉 通 ，馮 亮

（航空工業(yè)洪都江西南昌330024）

1 故障現(xiàn)象

一架某型外貿(mào)機(jī)在執(zhí)行當(dāng)天飛行日計(jì)劃安排的第3架次飛行時(shí)，滑行到跑道準(zhǔn)備起飛，飛行員推油門松剎車后，飛機(jī)右偏滑行，滑行大約100米左右時(shí)，機(jī)輪撞到跑道燈后繼續(xù)向前滑行，右機(jī)翼翼尖L8-2800-0-1撞上跑道頭的著陸雷達(dá)車，飛機(jī)繼續(xù)右偏滑行橫過(guò)一條跑道，滑進(jìn)沙地20米左右，左機(jī)輪胎撞上一塊水泥塊而出現(xiàn)左輪胎爆破，飛機(jī)繼續(xù)滑行約200米左右停下。

2 飛參研判

對(duì)該架飛機(jī)故障架次飛參進(jìn)行地面數(shù)據(jù)還原，選取相關(guān)的11個(gè)參數(shù)，詳見(jiàn)表1。

表1 飛參數(shù)據(jù)

注：蹬右舵時(shí)，方向舵角度值為正，蹬左舵時(shí)，方向舵角度值為負(fù)；雙針液壓左、右剎車壓力單位為psi（1psi=0.006895MPa），空速單位為節(jié)(kn)。

1）飛機(jī)從停機(jī)位滑出后的第一個(gè)右轉(zhuǎn)彎通過(guò)前輪轉(zhuǎn)向系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)，后續(xù)滑行中采用左差動(dòng)剎車實(shí)現(xiàn)左轉(zhuǎn)和右差動(dòng)剎車實(shí)現(xiàn)右轉(zhuǎn)。18′31"～18′44"時(shí)間段內(nèi)，采用左差動(dòng)剎車完成最后一個(gè)左轉(zhuǎn)彎，18′47"～18′50"時(shí)間段，操縱右剎車調(diào)整飛機(jī)航向滑行，18′51"～19′09"時(shí)間段，采用雙剎車直線滑行，將飛機(jī)停在起飛線上。

2）19′09 "時(shí)，右機(jī)輪開(kāi)始松剎，左機(jī)輪剎車壓力為 782.5psi，19′10"時(shí)，右機(jī)輪為松剎狀態(tài)，左機(jī)輪剎車壓力為756.9psi，方向舵為-8.34，左右機(jī)輪輪速信號(hào)增大，判斷飛機(jī)開(kāi)始滑出，航向角由219.7°變?yōu)?21.4°，飛機(jī)右偏。

3）19′12 "～19′14"時(shí)間段，左剎車壓力為（603.2～295.8）psi，右剎車壓力為 14psi，航向角為 221.4°，判斷飛行員操縱了左剎車，但飛機(jī)仍然保持221.4°滑行，飛機(jī)未能在左剎車作用下向左糾偏。

4）19′15 "～19′21"時(shí)間段，左剎車壓力為（885～1013.1）psi，右剎車壓力（731～1089.9）psi，飛機(jī)航向角從 226°逐漸增加至 250.6°，發(fā)動(dòng)機(jī) N2轉(zhuǎn)速為99.03%～99.13%，判斷飛行員進(jìn)行了雙剎車，飛機(jī)在發(fā)動(dòng)機(jī)大推力作用下加速右轉(zhuǎn)滑行。

從飛參數(shù)據(jù)分析認(rèn)為該架飛機(jī)故障現(xiàn)象是：飛機(jī)在滑行至起飛線前工作正常；飛機(jī)在起飛線上松開(kāi)剎車后，飛機(jī)滑出右偏；隨后采用左剎車方式阻止了飛機(jī)繼續(xù)右偏，但未能使飛機(jī)向左糾偏；最后采用雙剎車，飛機(jī)繼續(xù)右轉(zhuǎn)滑行進(jìn)入沙地。

3 前輪轉(zhuǎn)向系統(tǒng)組成及工作原理

3.1 前輪轉(zhuǎn)向系統(tǒng)組成

前輪轉(zhuǎn)向系統(tǒng)液壓控制部分由3件單向活門（2件 YXF-11，1件 YXF-10）、3件電磁閥（2件 YDF-30，1件YDF-21E）、1件L8-5510-500排油活門和 1件助力器YZL-16組成，如圖1所示。

3.2 前輪轉(zhuǎn)向系統(tǒng)工作原理

前輪轉(zhuǎn)向系統(tǒng)具有前輪轉(zhuǎn)向和前起落架減擺兩種功能，以實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的地面方向控制。前輪轉(zhuǎn)向功能用于飛機(jī)滑行速度小于30km/h時(shí)的轉(zhuǎn)向；減擺功能是指系統(tǒng)可提供足夠的液壓阻尼，以消耗擺振能量，保證飛機(jī)滑行的穩(wěn)定，防止前輪因外力干擾出現(xiàn)擺振。前輪轉(zhuǎn)向原理見(jiàn)圖1，助力器結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖2。

前輪轉(zhuǎn)向工作原理：接通前輪轉(zhuǎn)向按鈕后，電磁閥YDF-30和電磁閥YDF-21E通電，高壓油通過(guò)電磁閥YDF-30進(jìn)入助力器的進(jìn)油管嘴，此時(shí)如蹬左腳蹬，助力器的分油活門3向左移動(dòng)，YZL-16進(jìn)油管嘴處的高壓油液經(jīng)單向阻尼閥6進(jìn)入助力器殼體左腔內(nèi)，殼體右腔內(nèi)的油液經(jīng)過(guò)單向阻尼閥6、助力器回油管嘴、YDF-30和YDF-21E與回油連通，助力器殼體在液壓力作用下向左移動(dòng)，帶動(dòng)前輪左轉(zhuǎn)；反之，如蹬右腳蹬，助力器殼體在液壓力作用下向右移動(dòng)，帶動(dòng)前輪右轉(zhuǎn)。操縱前輪轉(zhuǎn)向系統(tǒng)使前輪偏轉(zhuǎn)一定角度后，如果松開(kāi)前輪轉(zhuǎn)向按鈕，前輪不會(huì)自動(dòng)回中，需接通前輪轉(zhuǎn)向按鈕，并反向蹬舵使前輪回中。

圖1 前輪轉(zhuǎn)向系統(tǒng)原理

圖2 助力器原理

減擺工作原理：系統(tǒng)常態(tài)為減擺狀態(tài)，不進(jìn)行前輪轉(zhuǎn)向操縱情況下（即不操作駕駛桿上前輪轉(zhuǎn)向按鈕），電磁閥YDF-30及YDF-21E斷電，如果前輪受到一外部側(cè)向力干擾使前輪向左偏轉(zhuǎn)，即帶動(dòng)助力器殼體向左發(fā)生位移，右腔油液在這一瞬時(shí)被壓縮，壓力增大，左腔油液壓力降低，右腔油液通過(guò)單向阻尼閥和阻尼環(huán)通活門的阻尼孔流入左腔，油液經(jīng)二級(jí)阻尼產(chǎn)生一個(gè)阻尼力抵制助力器殼體向左移動(dòng)，即抵制前輪向左偏轉(zhuǎn)；反之，亦然，這樣助力器通過(guò)阻尼作用實(shí)現(xiàn)前輪減擺功能。為防止助力器內(nèi)油液溫度上升導(dǎo)致壓力過(guò)高，回油路上設(shè)置了排油活門L8-5510-500進(jìn)行排油泄壓，當(dāng)助力器內(nèi)油液因溫度上升而壓力升高至（21～24）MPa時(shí)，排油活門打開(kāi)，助力器內(nèi)高壓油液經(jīng)排油活門、電磁閥YDF-21E內(nèi)部漏油流回油箱泄壓，壓力降至21MPa時(shí)，排油活門關(guān)閉，保證前輪轉(zhuǎn)向系統(tǒng)的助力器、單向活門及導(dǎo)管等成附件不會(huì)超壓損壞。

4 檢查情況

4.1 飛機(jī)現(xiàn)場(chǎng)檢查

1）對(duì)飛機(jī)液壓系統(tǒng)進(jìn)行污染度檢查，符合飛機(jī)液壓系統(tǒng)使用過(guò)程中污染度控制要求；2）對(duì)飛機(jī)剎車系統(tǒng)及防滑剎車功能進(jìn)行了檢查，機(jī)輪剎車壓力、防滑剎車功能正常；4）對(duì)右機(jī)輪剎車裝置進(jìn)行了檢查，未發(fā)現(xiàn)異常；5）飛機(jī)頂起狀態(tài)，對(duì)前輪進(jìn)行回中檢查，前輪能回中；6）對(duì)排油活門L8-5510-500在試驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行檢查，排油活門在（0～21）MPa不能打開(kāi)，共進(jìn)行了3次測(cè)試。排油活門打開(kāi)壓力規(guī)定值為（21～24）MPa。

4.2 助力器及排油活門返廠檢查情況

4.2.1 助力器返廠檢查

對(duì)助力器YZL-16返回承制廠進(jìn)行離位檢查，檢查結(jié)果符合產(chǎn)品技術(shù)要求，檢查結(jié)果見(jiàn)表2。

3）對(duì)前起落架安裝間隙進(jìn)行了檢查，符合要求；

表2 助力器YZL-16檢查結(jié)果

4.2.2 排油活門返廠檢查

將該架飛機(jī)上的排油活門（L8-5510-500）進(jìn)行返回廠內(nèi)進(jìn)行以下離位檢查，排油活門內(nèi)部機(jī)構(gòu)如圖3所示。

圖3 排油活門結(jié)構(gòu)圖

1）強(qiáng)度試驗(yàn)

堵住A管嘴，從B管嘴加壓30MPa，保壓2min，外部沒(méi)有滲漏。符合要求。

2）性能試驗(yàn)

從B管嘴加壓，壓力從0MPa開(kāi)始逐漸增加至5MPa過(guò)程中，活門為關(guān)閉狀態(tài)，A管嘴無(wú)油液流出；當(dāng)壓力從5MPa增加至10MPa過(guò)程中，A管嘴開(kāi)始緩慢滴油；當(dāng)壓力繼續(xù)增加至24.5MPa的過(guò)程中，A管嘴連續(xù)滴油，活門第一次完全打開(kāi)時(shí)的壓力為24.5MPa。重復(fù)進(jìn)行了10次試驗(yàn)，后9次活門完全打開(kāi)壓力為（21～24）MPa，但每次試驗(yàn)中，A管嘴在5MPa增加至10MPa過(guò)程中均出現(xiàn)了緩慢滴油，在10MPa增加至21MPa過(guò)程中均出現(xiàn)連續(xù)滴油現(xiàn)象。產(chǎn)品性能試驗(yàn)不符合要求。該排油活門在外方試驗(yàn)臺(tái)上檢查，活門在（0～21）MPa不會(huì)滴漏，與返廠檢查不一致。

3）氣密試驗(yàn)

從A管嘴加壓，壓力從0開(kāi)始增至14MPa，B管嘴滴油，不符合要求。從B管嘴加壓，壓力從0開(kāi)始增至17MPa，A管嘴滴油，卸壓后，再加壓5MPa后再加壓至17MPa，在1.5min后不能停止漏油。氣密試驗(yàn)不符合要求。

5 故障原因分析

根據(jù)飛機(jī)性能分析，飛機(jī)在左剎車作用下未能向左轉(zhuǎn)，且在雙剎車作用下右轉(zhuǎn)是由于前輪右偏轉(zhuǎn)了一定角度后不能向左轉(zhuǎn)動(dòng)回中，而造成前輪不能向左回中的可能原因有：

1）剎車系統(tǒng)故障造成左差動(dòng)剎車無(wú)效；

2）前起緩沖支柱結(jié)構(gòu)卡滯故障；

3）前輪轉(zhuǎn)向系統(tǒng)故障。

根據(jù)表 1 中飛參數(shù)據(jù)，在 19′12"～19′14"時(shí)間段，左剎車壓力為（603.2～295.8）psi，左輪速信號(hào)比右輪速信號(hào)小，表明左機(jī)輪剎車裝置內(nèi)有剎車壓力，左剎車工作正常；在 19′10"～19′14"時(shí)間段，右機(jī)輪剎車壓力為14psi，右機(jī)輪輪速逐漸增加且比左輪速信號(hào)大，表明飛行員松開(kāi)剎車踏板后，右機(jī)輪剎車裝置內(nèi)無(wú)剎車壓力，右機(jī)輪剎車裝置無(wú)卡滯故障；在19′12"～19′21"時(shí)間段，防滑控制盒左、右通道均輸出了防滑信號(hào)，表明防滑剎車系統(tǒng)工作正常。從飛參數(shù)據(jù)分析并結(jié)合剎車系統(tǒng)及防滑剎車功能檢查情況，可以排除飛機(jī)剎車系統(tǒng)故障和防滑剎車功能故障造成左差動(dòng)剎車無(wú)效而使飛機(jī)不能左糾偏。

根據(jù)現(xiàn)場(chǎng)對(duì)前起落架安裝間隙檢查結(jié)果，可排除前起落架安裝間隙造成飛機(jī)偏出跑道。

在飛機(jī)頂起狀態(tài)下，連通地面液壓源，向左、向右操縱前輪轉(zhuǎn)向到極限位置各2次后，在前輪按鈕接通的狀態(tài)下將腳蹬置于中立位置，然后松開(kāi)前輪轉(zhuǎn)向按鈕，此時(shí)測(cè)量前輪偏轉(zhuǎn)公差，符合圖4要求，前起緩沖支柱及前輪轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)未見(jiàn)異常，可排除前起緩沖支柱及前輪轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)卡滯故障造成飛機(jī)偏出跑道的可能。

圖4 前輪偏轉(zhuǎn)公差要求

根據(jù)排油活門L8-5510-500返廠檢查情況，活門在5MPa開(kāi)始微小打開(kāi)。根據(jù)前輪轉(zhuǎn)向系統(tǒng)工作原理，前輪轉(zhuǎn)向系統(tǒng)為轉(zhuǎn)向功能時(shí)，助力器YZL-16回油管嘴處的油液通過(guò)電磁閥YDF-30、電磁閥YDF-21E流回油箱，回油管路上的排油活門L8-5510-500不工作，排油活門開(kāi)啟壓力超差故障不會(huì)影響前輪轉(zhuǎn)向功能。前輪轉(zhuǎn)向?yàn)闇p擺功能時(shí)，排油活門是起防止前輪轉(zhuǎn)向系統(tǒng)超壓的作用，排油活門的開(kāi)啟壓力略大不會(huì)影響減擺功能，但如果排油活門打開(kāi)壓力較低，助力器殼體左、右腔油液壓通過(guò)阻尼孔溝通，殼體內(nèi)油液壓力將排油活門打開(kāi)后流回油箱，左右腔油液壓力下降，助力器產(chǎn)生的阻尼力減小，前輪可能出現(xiàn)左右擺振，因此，排油活門打開(kāi)壓力低會(huì)降低前輪轉(zhuǎn)向系統(tǒng)減擺功能，但不影響采用差動(dòng)剎車轉(zhuǎn)向。飛機(jī)在蹬左舵情況下右偏約2°滑出（航向角由219.7°變?yōu)?21.4°），分析認(rèn)為原因是飛機(jī)停在起飛線時(shí)前輪已處于右偏狀態(tài)，或滑出時(shí)前輪受到方向向右的外部側(cè)向力干擾，排油活門L8-5510-500打開(kāi)壓力過(guò)低，助力器殼體左腔壓力通過(guò)阻尼孔流向右腔，右腔油液壓力將排油活門打開(kāi)泄壓，助力器產(chǎn)生的阻尼力減小，前輪在外部側(cè)向力作用下滑出右偏。

根據(jù)助力器結(jié)構(gòu)及工作原理（見(jiàn)圖2），在飛機(jī)前輪右偏一定角度情況下操縱左差動(dòng)剎車，飛機(jī)左轉(zhuǎn)，驅(qū)動(dòng)前輪向左偏轉(zhuǎn)回中，助力器殼體隨前輪向左移動(dòng)，助力器殼體右腔油液被壓縮，壓力上升，右腔油液經(jīng)單向阻尼閥和阻尼環(huán)通活門的阻尼孔流入左腔，前輪不斷克服助力器的阻尼力向左偏轉(zhuǎn)回中，如果助力器內(nèi)阻尼孔被堵塞，左腔油液不能流向右腔，左腔壓力不斷上升，助力器殼體在左腔高壓油液作用下不能向左移動(dòng)，造成前輪不能向左轉(zhuǎn)動(dòng)回中，因此，助力器阻尼孔堵塞會(huì)造成飛機(jī)在左差動(dòng)剎車作用下不能左轉(zhuǎn)。

綜上所述，排油活門開(kāi)啟壓力低會(huì)降低前輪轉(zhuǎn)向系統(tǒng)的減擺功能，在外部側(cè)向力干擾下，可能造成飛機(jī)滑行右偏，但不會(huì)造成飛機(jī)在左差動(dòng)剎車作用下無(wú)法向左糾偏；助力器阻尼孔堵塞，殼體左右腔油液無(wú)法溝通，油液作用力使助力器殼體不能移動(dòng)而阻止前輪向左糾偏。外場(chǎng)前輪回中檢查結(jié)果和助力器返廠檢查性能符合要求，表明前輪不能向左回中故障不能復(fù)現(xiàn)，因此分析認(rèn)為，該架飛機(jī)偏離跑道的可能原因是助力器阻尼孔偶發(fā)堵塞造成前輪不能向左回中。

6 防范措施

1）針對(duì)排油活門L8-5510-500開(kāi)啟壓力偏低會(huì)影響前輪轉(zhuǎn)向系統(tǒng)減擺功能，建議外方根據(jù)外場(chǎng)排油活門故障率情況，可在每125飛行小時(shí)或250飛行小時(shí)的周期性工作中離位檢查排油活門的性能。

2）在滑行過(guò)程時(shí)，飛機(jī)如出現(xiàn)右偏或左偏現(xiàn)象，在操縱差動(dòng)剎車不能糾偏情況下，建議立即將油門收至慢車位置，操縱剎車（正常剎車或應(yīng)急剎車），盡快將飛機(jī)剎停。

[1]某型教練機(jī)維修技術(shù)手冊(cè)，洪都航空工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司.

[2]梁波.飛機(jī)防滑剎車系統(tǒng).北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2008，3.

[3]高澤迥.飛機(jī)地面操縱減擺系統(tǒng)及地面運(yùn)動(dòng)力學(xué).北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2003.8.