某型直升機(jī)周期變距桿不能推至前極限位置原因分析

董寶君/國營錦江機(jī)器廠

1 故障基本情況

一架某型直升機(jī)進(jìn)行地面檢查，在裝上旋翼槳葉、接通應(yīng)急泵或地面液壓源后，操縱周期變距桿向后、向左、向右均能推至極限位置，且操縱力較小，但周期變距桿向前推至約70%行程時操縱力增大，無法推至前極限位置。因此，針對該問題展開研究與分析。

查閱直升機(jī)維護(hù)手冊，未發(fā)現(xiàn)有關(guān)周期變距桿的相關(guān)技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)及要求。

與兩架相近型號直升機(jī)、另一架同型直升機(jī)進(jìn)行對比檢查，發(fā)現(xiàn)相近型號直升機(jī)周期變距桿能運(yùn)動至前極限位置，但同型直升機(jī)的周期變距桿也無法推至前極限位置，但行程較長，操縱力較小。

根據(jù)上述情況判斷，該架機(jī)操縱系統(tǒng)存在故障。

2 原理分析

從該型直升機(jī)操縱、旋翼系統(tǒng)工作原理入手，就該現(xiàn)象產(chǎn)生的原因進(jìn)行具體分析。

該型直升機(jī)旋翼轂變距操縱機(jī)構(gòu)主要由變距搖臂（帶耐磨板）、夾板組件（含上下夾板）、球形止推軸承、星形件、頻率匹配器以及球關(guān)節(jié)軸承等組成，如圖1 所示。

當(dāng)旋翼槳葉安裝在旋翼轂上時，由于旋翼槳葉的自身重量導(dǎo)致旋翼轂下垂，帶動剛性夾板繞球形止推軸承中心向下轉(zhuǎn)動，轉(zhuǎn)動一定角度后與下垂限動器止動環(huán)接觸，緊壓在主旋翼軸組件的止動環(huán)上，從而阻止了剛性夾板組件繼續(xù)向下轉(zhuǎn)動，也就阻止了旋翼槳葉的進(jìn)一步下垂，如圖2 所示。

圖1 旋翼轂結(jié)構(gòu)示意圖

如圖3 所示，當(dāng)操縱周期變距桿時，自動傾斜器上的變距拉桿上下運(yùn)動，迫使旋翼轂上的變距搖臂對星形件支臂構(gòu)成扭轉(zhuǎn)力矩，這樣夾板組件帶動旋翼槳葉一起繞球形止推軸承的中心O 點(diǎn)與星形件支臂外端的球關(guān)節(jié)軸承中心O′的連線轉(zhuǎn)動，從而實(shí)現(xiàn)旋翼轂的周期變距運(yùn)動。此時，由于旋翼槳葉的自重，下垂限動器壓迫在主旋翼軸組件的止動環(huán)上，止動環(huán)對下垂限動器產(chǎn)生阻礙轉(zhuǎn)動的扭轉(zhuǎn)力矩。

圖2 旋翼轂下垂限動器結(jié)構(gòu)示意圖

分析該力矩的狀態(tài)，如圖4 所示。當(dāng)旋翼槳葉由于自重G 使旋翼轂處于下限動位置時，旋翼轂受到旋翼槳葉傳來的彎矩M槳葉的作用。這個彎矩由三個力矩來平衡，其中絕大部分由P1造成的分力矩M限動（由止動環(huán)提供）來平衡，其余很小部分由Q、N 支臂形成的分力矩M支臂（由星形件支臂提供）以及球形止推軸承所產(chǎn)生的分力矩M止推（由球形止推軸承提供）來平衡。

槳葉自重G=414.54N（槳葉設(shè)計(jì)重量一片為42.3kg，長度為5.275m），槳葉重心至槳葉根部襯套孔中心距離約為2.45m，槳葉根部襯套孔中心距止動點(diǎn)的垂直距離為0.35m，故槳葉重心處力臂長度L1=2.45+0.35=2.8m，彎矩 M槳葉=G×L=414.54×2.8 ≈1160N·m。

由于分力矩M支臂、分力矩M止推數(shù)值互相抵消，故根據(jù)靜力平衡原理，彎矩M槳葉≈彎矩P1，經(jīng)過測量，P1的力臂長度L2=0.1m，故止動環(huán)提供的限動力P1≈M槳葉/L2=1160/0.1 ≈11600N。

止動環(huán)上涂有干膜潤滑劑，摩擦系數(shù)為0.13，在此限動力的作用下，產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)力f=0.13×P1≈1500N。在正常狀態(tài)下，旋翼轂四個支臂同時周期變距時，整個止動環(huán)與變距搖臂耐磨板之間的扭轉(zhuǎn)力約為F=4×f=6000N，由于各機(jī)操縱和旋翼系統(tǒng)存在差異，干膜潤滑劑在使用過程中的磨損程度存在差異，故扭轉(zhuǎn)力數(shù)值存在一定范圍的浮動，扭轉(zhuǎn)力范圍約為5700 ～6300N。

該型直升機(jī)裝用的主伺服助力器輸出作用力收縮時均為3600N，伸出時均為6000N。該作用力通過自動傾斜器和主槳變距拉桿輸出至旋翼轂，多處力矩組合后輸出力得到一定程度的放大，經(jīng)測量計(jì)算，合力矩系數(shù)α=L自傾+（L變距搖臂向下～ L變距搖臂向上）≈1.25 ～1.35。

圖3 旋翼轂周期變距運(yùn)動示意圖

當(dāng)向左、向右操作周期變距桿時，右前和左后兩臺主伺服助力器同時輸出力（一臺伸出動作，另一臺收縮動作），經(jīng)過合力矩放大后，實(shí)際作用在旋翼轂組件上的總作用力F合=（F右前+ F左后）α ≈9000 ～12000N，能克服止動環(huán)與變距搖臂耐磨板之間的扭轉(zhuǎn)力，因此向左、向右操縱周期變距桿能運(yùn)動至極限位置。

當(dāng)向前、向后操作周期變距桿時，只有左前一臺主伺服助力器輸出力。向后操作周期變距桿，左前助力器伸出，輸出的作用力F伸出約為6000N，經(jīng)過合力矩放大后，實(shí)際作用在旋翼轂組件上的總作用力F合=F伸出=7500 ～8000N，能克服止動環(huán)與變距搖臂耐磨板之間的扭轉(zhuǎn)力f，因此向后操縱周期變距桿能運(yùn)動至極限位置；向前操作周期變距桿，左前助力器收縮，輸出的作用力F收縮約為3600N，經(jīng)過合力矩放大后，實(shí)際作用在旋翼轂組件上的總作用力約為F合= F收縮=4500 ～4800N，不能克服止動環(huán)與變距搖臂耐磨板之間的扭轉(zhuǎn)力f，因此向前操縱周期變距桿不能運(yùn)動至極限位置。

查閱另一型號直升機(jī)履歷文件，該型機(jī)裝用的其他型號的主伺服助力器輸出作用力F收縮均為4800N，伸出時均為7200N。當(dāng)向前操作周期變距桿時，左前助力器收縮，輸出的作用力經(jīng)過合力矩放大后，實(shí)際作用在旋翼轂組件上的總作用力約為F合=F收縮= 6000 ～6500N，能克服止動環(huán)與變距搖臂耐磨板之間的扭轉(zhuǎn)力f，因此向前操縱周期變距桿能運(yùn)動至極限位置。

圖4 旋翼槳葉自重作用下旋翼槳葉、夾板組件受力示意圖

直升機(jī)在地面開車、空中飛行時，旋翼轂轉(zhuǎn)動的離心力和升力將旋翼槳葉抬起，止動環(huán)與變距搖臂耐磨板之間不產(chǎn)生接觸，故不存在影響操縱的扭轉(zhuǎn)力，周期變距桿能運(yùn)動至極限位置。

3 問題驗(yàn)證

為驗(yàn)證以上分析的正確性，進(jìn)行了如下試驗(yàn)。

對在修的4架同型直升機(jī)進(jìn)行檢查，發(fā)現(xiàn)在安裝旋翼槳葉并地面通壓進(jìn)行周期變距桿操作時，向前操縱周期變距桿約70%行程后，均不能推至前極限位置。

拆卸旋翼槳葉檢查，操縱線系運(yùn)動靈活，向四個方向操縱周期變距桿均能推至極限位置。

將位于機(jī)頭前的兩片旋翼抬起，接通液壓源，向前操縱周期變距桿能推至前極限位置。

4 結(jié)論

在原理分析的基礎(chǔ)上，結(jié)合檢查試驗(yàn)驗(yàn)證，得出結(jié)論：該型直升機(jī)主槳轂變距搖臂耐磨板與主旋翼軸組件的止動環(huán)之間扭轉(zhuǎn)力過大，伺服助力器輸出操縱力不足以克服此扭轉(zhuǎn)力，造成周期變距桿前推至約70%行程左右時操縱力增大，無法推至前極限位置，但不影響直升機(jī)的使用。