關(guān)于直升機尾槳機械性失效及試飛研究

黃碩 許國杰 張洋

摘 要：作為單旋翼直升機中的關(guān)鍵部件，尾槳具有平衡旋翼扭矩、靈活控制航向的功能，與直升機的飛行安全之間存在著密切關(guān)聯(lián)。本文簡要介紹了撞擊損失、傳動系中斷、操縱系中斷、腳蹬卡滯等四種尾槳機械性失效問題，并結(jié)合飛行試驗針對直升機尾槳機械性失效問題進行了具體設(shè)計，以供參考。

關(guān)鍵詞：直升機尾槳;機械性失效;試飛技術(shù)

引言：直升機依靠尾槳所提供的側(cè)向力產(chǎn)生抗偏力矩，確保旋翼反扭矩得到平衡，同時通過調(diào)節(jié)側(cè)向力操縱直升機的航向，保障直升機航行的穩(wěn)定性。然而由于直升機尾槳的傳動系與操縱系超出飛行員視野，極易引發(fā)尾槳撞擊損失、腳蹬卡滯、傳動系與操縱系中斷等問題，造成不可逆的后果。

1直升機尾槳機械性失效的基本類型

1.1撞擊損失與傳動系中斷

當(dāng)直升機尾槳遭到撞擊而產(chǎn)生損失時，尾槳推力將會在短時間內(nèi)迅速減小并產(chǎn)生高頻振動，致使直升機向左偏轉(zhuǎn)。由于尾槳在撞擊下受損，尾部重量改變導(dǎo)致直升機重心前移，進而引發(fā)低頭與橫滾等嚴(yán)重問題。

直升機傳動系為尾槳運轉(zhuǎn)提供動力，一旦傳動系中斷將直接導(dǎo)致尾槳停轉(zhuǎn)，當(dāng)其他操縱位置保持固持狀態(tài)時，直升機機頭將受旋翼扭矩的影響而向左偏轉(zhuǎn)，此時旋翼軸向的相對氣流速度有所下降，因旋翼升力減小而產(chǎn)生高度損失，進而在風(fēng)標(biāo)作用下產(chǎn)生低頭問題。倘若在功率較大、速度較小的條件下，還會產(chǎn)生橫滾響應(yīng)問題。

尾槳撞擊與傳動系中斷還會導(dǎo)致直升機尾部側(cè)力產(chǎn)生瞬間變化，誘發(fā)耦合響應(yīng)與偏航問題，倘若飛行員處理不當(dāng)將會誘發(fā)飛行事故，嚴(yán)重威脅到飛行安全。

1.2操縱系中斷

尾槳操縱系中斷將造成腳蹬空掛的問題，飛行員無法依據(jù)腳蹬位置精準(zhǔn)判斷尾槳距位置，提高了尾槳槳距的不可控性。此外，速度、功率、側(cè)滑角等變量也有可能導(dǎo)致航向失衡。

1.3腳蹬卡滯

當(dāng)腳蹬在中立位置卡滯時，增大發(fā)動機功率將導(dǎo)致直升機向左偏轉(zhuǎn)，減小發(fā)動機功率將會導(dǎo)致直升機向右偏轉(zhuǎn);當(dāng)左腳蹬在中立位置卡滯時，尾槳距與直升機下滑、接近經(jīng)濟速度的平飛等小功率飛行配平位置相對應(yīng)，倘若旋翼需用功率加大，則直升機機身重心將向左偏轉(zhuǎn)，同時產(chǎn)生低頭、耦合響應(yīng)等問題;當(dāng)右腳蹬在中立位置卡滯時，尾槳距與爬升、懸停、低速等大功率飛行配平位置相對應(yīng)，當(dāng)需用功率減小時，直升機重心將向右偏轉(zhuǎn)，此時旋翼軸向的相對流速加大，旋翼升力提高，進而引發(fā)直升機抬頭、橫滾、耦合響應(yīng)等問題[1]。

2直升機尾槳機械性失效試飛的具體試驗設(shè)計

2.1尾槳撞擊或傳統(tǒng)系中斷失效試飛

針對因撞擊或傳動系中斷造成的尾槳機械性失效問題，主要采用左腳蹬階躍操縱進行模擬試驗，判斷直升機在不同飛行狀態(tài)下尾槳失效的嚴(yán)重性，并檢驗相應(yīng)處置動作的具體效果。在試驗過程中需逐漸減緩飛行速度，同時逐漸加大操縱系固持時長與階躍幅值，以此精準(zhǔn)還原航向失衡擾動情景。通過觀察試飛結(jié)果可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng)飛行速度低于經(jīng)濟速度、傳動系發(fā)生中斷時，直升機的機頭立即產(chǎn)生明顯向左偏轉(zhuǎn)的情況，同時伴有低頭耦合響應(yīng)，呈現(xiàn)出滾轉(zhuǎn)的現(xiàn)象。此時選擇迅速減小功率這一處理方式，可以有效削弱失衡響應(yīng)問題，與此同時在直升機下滑時進行增速、引入右側(cè)滑的操作，即可保障飛行航向的穩(wěn)定性。

2.2直升機著陸試飛

在著陸能力試飛中，由于直升機在著陸時的速度、下降率與旋翼所需功率、尾槳推力之間成反比，因此要想提高著陸的可靠性，應(yīng)當(dāng)注意規(guī)避最小尾槳推力狀態(tài)。為模擬尾槳機械性失效狀態(tài)下的著陸飛行，擬采用左腳蹬于中立位置的方式進行試驗，依據(jù)飛行速度和旋翼所需功率進行側(cè)滑角的控制與側(cè)滑方向的選擇。在試驗中，飛行員在無線電高度 、表速 的狀態(tài)下完成腳蹬位置的選擇與固定，隨即將飛行速度逐漸減小，待接近地速 時進行下降率的逐漸加大，于右側(cè)滑起縮減側(cè)滑角，從而獲取到飛行速度與二者之間的內(nèi)在關(guān)聯(lián)。

具體來說，飛行員需在 的初始配平狀態(tài)下進行腳蹬位置的固定，隨即從左側(cè)迎風(fēng)進入到跑道中，在帶右側(cè)滑下降的過程中逐漸降低飛行速度、高度與功率，待到達(dá)近地面高度后適當(dāng)提高飛行速度，以此解決側(cè)滑問題，在接地瞬間通過柔和提距緩解沖擊載荷，在主起落架接地后立即放總距到底并減速。通過觀察試飛結(jié)果可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng)直升機在接近經(jīng)濟速度平飛時的配平位置出現(xiàn)尾槳距卡滯問題時，可以借助右側(cè)滑的方式實現(xiàn)動力下滑，保證直升機航向的穩(wěn)定;同時要想減小下降率、消除側(cè)滑角，則需將滑跑速度提升至 。

2.3直升機返場飛行試飛

在返場飛行試飛中，選取 、 作為試驗段，平飛腳蹬配平位置為 。在試驗中，需在固定腳蹬后借助橫向操縱的方法引入側(cè)滑，針對尾槳距在不同卡滯條件下的配平能力進行檢驗。通過觀察試飛結(jié)果可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng)飛行速度在 這一區(qū)間內(nèi)時，應(yīng)在減速時采用右側(cè)滑方式，側(cè)滑角設(shè)為 ，達(dá)到穩(wěn)定航向的作用;在增速時則使用左側(cè)滑方法，側(cè)滑角為 。當(dāng)飛行速度在 這一區(qū)間內(nèi)時，倘若在初始狀態(tài)下發(fā)生尾槳距卡滯的問題，則應(yīng)采用左側(cè)滑減速法，側(cè)滑角 ;還可在增速時采用右側(cè)滑方法，側(cè)滑角 [2]。需要注意的是，在重建配平時直升機航向均會發(fā)生一定的變化，其變化時長通常在 內(nèi)。試飛結(jié)果顯示，倘若在 重建配平時進行功率調(diào)控，即可有效保障在短時間內(nèi)重建穩(wěn)定航向;倘若在 重建配平，則總距的使用方法與之恰好相反。

結(jié)論：總而言之，調(diào)整功率、飛行速度與側(cè)滑角等手段都能夠有效應(yīng)對尾槳偏航力矩遭到破壞的局面，實現(xiàn)航向平衡的重構(gòu)，飛行員應(yīng)當(dāng)牢固把握保障直升機航向平衡的技巧與方法，確保在出現(xiàn)意外情況時能夠迅速、精確地判斷具體問題并采取有效措施進行修正，成熟應(yīng)對尾槳機械性失效問題，保障飛行安全。

參考文獻(xiàn)：

[1]李春光，舒平，馬曉明，等.直升機尾槳連桿組件失效分析[J].失效分析與預(yù)防，2013，8，（6）：346-349.

[2]嚴(yán)旭飛，陳仁良.直升機尾槳完全失效后自傳著陸軌跡優(yōu)化[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報，2018，44，（6）：1203-1212.

作者簡介：

張洋，出生年月：1984年3月，男，漢，籍貫：遼寧沈陽。

黃碩，出生年月：1990.04，性別：男，民族：回，籍貫：河南南陽。

許國杰，出生年月：1977.09，性別：男，民族：漢，籍貫：河南新鄉(xiāng)。