一架某型外貿機偏離跑道事故征候檢查分析及防范措施

朱亮江，劉 通 ，馮 亮

（航空工業洪都江西南昌330024）

1 故障現象

一架某型外貿機在執行當天飛行日計劃安排的第3架次飛行時，滑行到跑道準備起飛，飛行員推油門松剎車后，飛機右偏滑行，滑行大約100米左右時，機輪撞到跑道燈后繼續向前滑行，右機翼翼尖L8-2800-0-1撞上跑道頭的著陸雷達車，飛機繼續右偏滑行橫過一條跑道，滑進沙地20米左右，左機輪胎撞上一塊水泥塊而出現左輪胎爆破，飛機繼續滑行約200米左右停下。

2 飛參研判

對該架飛機故障架次飛參進行地面數據還原，選取相關的11個參數，詳見表1。

表1 飛參數據

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

1）飛機從停機位滑出后的第一個右轉彎通過前輪轉向系統實現，后續滑行中采用左差動剎車實現左轉和右差動剎車實現右轉。18′31"～18′44"時間段內，采用左差動剎車完成最后一個左轉彎，18′47"～18′50"時間段，操縱右剎車調整飛機航向滑行，18′51"～19′09"時間段，采用雙剎車直線滑行，將飛機停在起飛線上。

2）19′09 "時，右機輪開始松剎，左機輪剎車壓力為 782.5psi，19′10"時，右機輪為松剎狀態，左機輪剎車壓力為756.9psi，方向舵為-8.34，左右機輪輪速信號增大，判斷飛機開始滑出，航向角由219.7°變為221.4°，飛機右偏。

3）19′12 "～19′14"時間段，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，但飛機仍然保持221.4°滑行，飛機未能在左剎車作用下向左糾偏。

4）19′15 "～19′21"時間段，左剎車壓力為（885～1013.1）psi，右剎車壓力（731～1089.9）psi，飛機航向角從 226°逐漸增加至 250.6°，發動機 N2轉速為99.03%～99.13%，判斷飛行員進行了雙剎車，飛機在發動機大推力作用下加速右轉滑行。

從飛參數據分析認為該架飛機故障現象是：飛機在滑行至起飛線前工作正常；飛機在起飛線上松開剎車后，飛機滑出右偏；隨后采用左剎車方式阻止了飛機繼續右偏，但未能使飛機向左糾偏；最后采用雙剎車，飛機繼續右轉滑行進入沙地。

3 前輪轉向系統組成及工作原理

3.1 前輪轉向系統組成

前輪轉向系統液壓控制部分由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 前輪轉向系統工作原理

前輪轉向系統具有前輪轉向和前起落架減擺兩種功能，以實現飛機的地面方向控制。前輪轉向功能用于飛機滑行速度小于30km/h時的轉向；減擺功能是指系統可提供足夠的液壓阻尼，以消耗擺振能量，保證飛機滑行的穩定，防止前輪因外力干擾出現擺振。前輪轉向原理見圖1，助力器結構見圖2。

前輪轉向工作原理：接通前輪轉向按鈕后，電磁閥YDF-30和電磁閥YDF-21E通電，高壓油通過電磁閥YDF-30進入助力器的進油管嘴，此時如蹬左腳蹬，助力器的分油活門3向左移動，YZL-16進油管嘴處的高壓油液經單向阻尼閥6進入助力器殼體左腔內，殼體右腔內的油液經過單向阻尼閥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，帶動前輪左轉；反之，如蹬右腳蹬，助力器殼體在液壓力作用下向右移動，帶動前輪右轉。操縱前輪轉向系統使前輪偏轉一定角度后，如果松開前輪轉向按鈕，前輪不會自動回中，需接通前輪轉向按鈕，并反向蹬舵使前輪回中。

圖1 前輪轉向系統原理

圖2 助力器原理

減擺工作原理：系統常態為減擺狀態，不進行前輪轉向操縱情況下（即不操作駕駛桿上前輪轉向按鈕），電磁閥YDF-30及YDF-21E斷電，如果前輪受到一外部側向力干擾使前輪向左偏轉，即帶動助力器殼體向左發生位移，右腔油液在這一瞬時被壓縮，壓力增大，左腔油液壓力降低，右腔油液通過單向阻尼閥和阻尼環通活門的阻尼孔流入左腔，油液經二級阻尼產生一個阻尼力抵制助力器殼體向左移動，即抵制前輪向左偏轉；反之，亦然，這樣助力器通過阻尼作用實現前輪減擺功能。為防止助力器內油液溫度上升導致壓力過高，回油路上設置了排油活門L8-5510-500進行排油泄壓，當助力器內油液因溫度上升而壓力升高至（21～24）MPa時，排油活門打開，助力器內高壓油液經排油活門、電磁閥YDF-21E內部漏油流回油箱泄壓，壓力降至21MPa時，排油活門關閉，保證前輪轉向系統的助力器、單向活門及導管等成附件不會超壓損壞。

4 檢查情況

4.1 飛機現場檢查

1）對飛機液壓系統進行污染度檢查，符合飛機液壓系統使用過程中污染度控制要求；2）對飛機剎車系統及防滑剎車功能進行了檢查，機輪剎車壓力、防滑剎車功能正常；4）對右機輪剎車裝置進行了檢查，未發現異常；5）飛機頂起狀態，對前輪進行回中檢查，前輪能回中；6）對排油活門L8-5510-500在試驗臺上進行檢查，排油活門在（0～21）MPa不能打開，共進行了3次測試。排油活門打開壓力規定值為（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

對助力器YZL-16返回承制廠進行離位檢查，檢查結果符合產品技術要求，檢查結果見表2。

3）對前起落架安裝間隙進行了檢查，符合要求；

表2 助力器YZL-16檢查結果

4.2.2 排油活門返廠檢查

將該架飛機上的排油活門（L8-5510-500）進行返回廠內進行以下離位檢查，排油活門內部機構如圖3所示。

圖3 排油活門結構圖

1）強度試驗

堵住A管嘴，從B管嘴加壓30MPa，保壓2min，外部沒有滲漏。符合要求。

2）性能試驗

從B管嘴加壓，壓力從0MPa開始逐漸增加至5MPa過程中，活門為關閉狀態，A管嘴無油液流出；當壓力從5MPa增加至10MPa過程中，A管嘴開始緩慢滴油；當壓力繼續增加至24.5MPa的過程中，A管嘴連續滴油，活門第一次完全打開時的壓力為24.5MPa。重復進行了10次試驗，后9次活門完全打開壓力為（21～24）MPa，但每次試驗中，A管嘴在5MPa增加至10MPa過程中均出現了緩慢滴油，在10MPa增加至21MPa過程中均出現連續滴油現象。產品性能試驗不符合要求。該排油活門在外方試驗臺上檢查，活門在（0～21）MPa不會滴漏，與返廠檢查不一致。

3）氣密試驗

從A管嘴加壓，壓力從0開始增至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。氣密試驗不符合要求。

5 故障原因分析

根據飛機性能分析，飛機在左剎車作用下未能向左轉，且在雙剎車作用下右轉是由于前輪右偏轉了一定角度后不能向左轉動回中，而造成前輪不能向左回中的可能原因有：

1）剎車系統故障造成左差動剎車無效；

2）前起緩沖支柱結構卡滯故障；

3）前輪轉向系統故障。

根據表 1 中飛參數據，在 19′12"～19′14"時間段，左剎車壓力為（603.2～295.8）psi，左輪速信號比右輪速信號小，表明左機輪剎車裝置內有剎車壓力，左剎車工作正常；在 19′10"～19′14"時間段，右機輪剎車壓力為14psi，右機輪輪速逐漸增加且比左輪速信號大，表明飛行員松開剎車踏板后，右機輪剎車裝置內無剎車壓力，右機輪剎車裝置無卡滯故障；在19′12"～19′21"時間段，防滑控制盒左、右通道均輸出了防滑信號，表明防滑剎車系統工作正常。從飛參數據分析并結合剎車系統及防滑剎車功能檢查情況，可以排除飛機剎車系統故障和防滑剎車功能故障造成左差動剎車無效而使飛機不能左糾偏。

根據現場對前起落架安裝間隙檢查結果，可排除前起落架安裝間隙造成飛機偏出跑道。

在飛機頂起狀態下，連通地面液壓源，向左、向右操縱前輪轉向到極限位置各2次后，在前輪按鈕接通的狀態下將腳蹬置于中立位置，然后松開前輪轉向按鈕，此時測量前輪偏轉公差，符合圖4要求，前起緩沖支柱及前輪轉向機構未見異常，可排除前起緩沖支柱及前輪轉向機構卡滯故障造成飛機偏出跑道的可能。

圖4 前輪偏轉公差要求

根據排油活門L8-5510-500返廠檢查情況，活門在5MPa開始微小打開。根據前輪轉向系統工作原理，前輪轉向系統為轉向功能時，助力器YZL-16回油管嘴處的油液通過電磁閥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，排油活門開啟壓力超差故障不會影響前輪轉向功能。前輪轉向為減擺功能時，排油活門是起防止前輪轉向系統超壓的作用，排油活門的開啟壓力略大不會影響減擺功能，但如果排油活門打開壓力較低，助力器殼體左、右腔油液壓通過阻尼孔溝通，殼體內油液壓力將排油活門打開后流回油箱，左右腔油液壓力下降，助力器產生的阻尼力減小，前輪可能出現左右擺振，因此，排油活門打開壓力低會降低前輪轉向系統減擺功能，但不影響采用差動剎車轉向。飛機在蹬左舵情況下右偏約2°滑出（航向角由219.7°變為221.4°），分析認為原因是飛機停在起飛線時前輪已處于右偏狀態，或滑出時前輪受到方向向右的外部側向力干擾，排油活門L8-5510-500打開壓力過低，助力器殼體左腔壓力通過阻尼孔流向右腔，右腔油液壓力將排油活門打開泄壓，助力器產生的阻尼力減小，前輪在外部側向力作用下滑出右偏。

根據助力器結構及工作原理（見圖2），在飛機前輪右偏一定角度情況下操縱左差動剎車，飛機左轉，驅動前輪向左偏轉回中，助力器殼體隨前輪向左移動，助力器殼體右腔油液被壓縮，壓力上升，右腔油液經單向阻尼閥和阻尼環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回中，如果助力器內阻尼孔被堵塞，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，造成前輪不能向左轉動回中，因此，助力器阻尼孔堵塞會造成飛機在左差動剎車作用下不能左轉。

綜上所述，排油活門開啟壓力低會降低前輪轉向系統的減擺功能，在外部側向力干擾下，可能造成飛機滑行右偏，但不會造成飛機在左差動剎車作用下無法向左糾偏；助力器阻尼孔堵塞，殼體左右腔油液無法溝通，油液作用力使助力器殼體不能移動而阻止前輪向左糾偏。外場前輪回中檢查結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現，因此分析認為，該架飛機偏離跑道的可能原因是助力器阻尼孔偶發堵塞造成前輪不能向左回中。

6 防范措施

1）針對排油活門L8-5510-500開啟壓力偏低會影響前輪轉向系統減擺功能，建議外方根據外場排油活門故障率情況，可在每125飛行小時或250飛行小時的周期性工作中離位檢查排油活門的性能。

2）在滑行過程時，飛機如出現右偏或左偏現象，在操縱差動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（正常剎車或應急剎車），盡快將飛機剎停。

[1]某型教練機維修技術手冊，洪都航空工業集團有限責任公司.

[2]梁波.飛機防滑剎車系統.北京：國防工業出版社，2008，3.

[3]高澤迥.飛機地面操縱減擺系統及地面運動力學.北京：機械工業出版社，2003.8.