關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聯。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計，以供參考。

關鍵詞：直升機尾槳;機械性失效;試飛技術

引言：直升機依靠尾槳所提供的側向力產生抗偏力矩，確保旋翼反扭矩得到平衡，同時通過調節側向力操縱直升機的航向，保障直升機航行的穩定性。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

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

直升機傳動系為尾槳運轉提供動力，一旦傳動系中斷將直接導致尾槳停轉，當其他操縱位置保持固持狀態時，直升機機頭將受旋翼扭矩的影響而向左偏轉，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生高度損失，進而在風標作用下產生低頭問題。倘若在功率較大、速度較小的條件下，還會產生橫滾響應問題。

尾槳撞擊與傳動系中斷還會導致直升機尾部側力產生瞬間變化，誘發耦合響應與偏航問題，倘若飛行員處理不當將會誘發飛行事故，嚴重威脅到飛行安全。

1.2操縱系中斷

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

1.3腳蹬卡滯

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

2直升機尾槳機械性失效試飛的具體試驗設計

2.1尾槳撞擊或傳統系中斷失效試飛

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下尾槳失效的嚴重性，并檢驗相應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，以此精準還原航向失衡擾動情景。通過觀察試飛結果可以發現，當飛行速度低于經濟速度、傳動系發生中斷時，直升機的機頭立即產生明顯向左偏轉的情況，同時伴有低頭耦合響應，呈現出滾轉的現象。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問題，與此同時在直升機下滑時進行增速、引入右側滑的操作，即可保障飛行航向的穩定性。

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，應當注意規避最小尾槳推力狀態。為模擬尾槳機械性失效狀態下的著陸飛行，擬采用左腳蹬于中立位置的方式進行試驗，依據飛行速度和旋翼所需功率進行側滑角的控制與側滑方向的選擇。在試驗中，飛行員在無線電高度 、表速 的狀態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，于右側滑起縮減側滑角，從而獲取到飛行速度與二者之間的內在關聯。

具體來說，飛行員需在 的初始配平狀態下進行腳蹬位置的固定，隨即從左側迎風進入到跑道中，在帶右側滑下降的過程中逐漸降低飛行速度、高度與功率，待到達近地面高度后適當提高飛行速度，以此解決側滑問題，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。通過觀察試飛結果可以發現，當直升機在接近經濟速度平飛時的配平位置出現尾槳距卡滯問題時，可以借助右側滑的方式實現動力下滑，保證直升機航向的穩定;同時要想減小下降率、消除側滑角，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。通過觀察試飛結果可以發現，當飛行速度在 這一區間內時，應在減速時采用右側滑方式，側滑角設為 ，達到穩定航向的作用;在增速時則使用左側滑方法，側滑角為 。當飛行速度在 這一區間內時，倘若在初始狀態下發生尾槳距卡滯的問題，則應采用左側滑減速法，側滑角 ;還可在增速時采用右側滑方法，側滑角 [2]。需要注意的是，在重建配平時直升機航向均會發生一定的變化，其變化時長通常在 內。試飛結果顯示，倘若在 重建配平時進行功率調控，即可有效保障在短時間內重建穩定航向;倘若在 重建配平，則總距的使用方法與之恰好相反。

結論：總而言之，調整功率、飛行速度與側滑角等手段都能夠有效應對尾槳偏航力矩遭到破壞的局面，實現航向平衡的重構，飛行員應當牢固把握保障直升機航向平衡的技巧與方法，確保在出現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，成熟應對尾槳機械性失效問題，保障飛行安全。

參考文獻：

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

[2]嚴旭飛，陳仁良.直升機尾槳完全失效后自傳著陸軌跡優化[J].北京航空航天大學學報，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。