某型直升機周期變距桿不能推至前極限位置原因分析

董寶君/國營錦江機器廠

1 故障基本情況

一架某型直升機進行地面檢查，在裝上旋翼槳葉、接通應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。

查閱直升機維護手冊，未發現有關周期變距桿的相關技術標準及要求。

與兩架相近型號直升機、另一架同型直升機進行對比檢查，發現相近型號直升機周期變距桿能運動至前極限位置，但同型直升機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。

根據上述情況判斷，該架機操縱系統存在故障。

2 原理分析

從該型直升機操縱、旋翼系統工作原理入手，就該現象產生的原因進行具體分析。

該型直升機旋翼轂變距操縱機構主要由變距搖臂（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節軸承等組成，如圖1 所示。

當旋翼槳葉安裝在旋翼轂上時，由于旋翼槳葉的自身重量導致旋翼轂下垂，帶動剛性夾板繞球形止推軸承中心向下轉動，轉動一定角度后與下垂限動器止動環接觸，緊壓在主旋翼軸組件的止動環上，從而阻止了剛性夾板組件繼續向下轉動，也就阻止了旋翼槳葉的進一步下垂，如圖2 所示。

圖1 旋翼轂結構示意圖

如圖3 所示，當操縱周期變距桿時，自動傾斜器上的變距拉桿上下運動，迫使旋翼轂上的變距搖臂對星形件支臂構成扭轉力矩，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 點與星形件支臂外端的球關節軸承中心O′的連線轉動，從而實現旋翼轂的周期變距運動。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上，止動環對下垂限動器產生阻礙轉動的扭轉力矩。

圖2 旋翼轂下垂限動器結構示意圖

分析該力矩的狀態，如圖4 所示。當旋翼槳葉由于自重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（槳葉設計重量一片為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止推數值互相抵消，故根據靜力平衡原理，彎矩M槳葉≈彎矩P1，經過測量，P1的力臂長度L2=0.1m，故止動環提供的限動力P1≈M槳葉/L2=1160/0.1 ≈11600N。

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

該型直升機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，經測量計算，合力矩系數α=L自傾+（L變距搖臂向下～ L變距搖臂向上）≈1.25 ～1.35。

圖3 旋翼轂周期變距運動示意圖

當向左、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），經過合力矩放大后，實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，能克服止動環與變距搖臂耐磨板之間的扭轉力，因此向左、向右操縱周期變距桿能運動至極限位置。

當向前、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，經過合力矩放大后，實際作用在旋翼轂組件上的總作用力F合=F伸出=7500 ～8000N，能克服止動環與變距搖臂耐磨板之間的扭轉力f，因此向后操縱周期變距桿能運動至極限位置；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，經過合力矩放大后，實際作用在旋翼轂組件上的總作用力約為F合= F收縮=4500 ～4800N，不能克服止動環與變距搖臂耐磨板之間的扭轉力f，因此向前操縱周期變距桿不能運動至極限位置。

查閱另一型號直升機履歷文件，該型機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。當向前操作周期變距桿時，左前助力器收縮，輸出的作用力經過合力矩放大后，實際作用在旋翼轂組件上的總作用力約為F合=F收縮= 6000 ～6500N，能克服止動環與變距搖臂耐磨板之間的扭轉力f，因此向前操縱周期變距桿能運動至極限位置。

圖4 旋翼槳葉自重作用下旋翼槳葉、夾板組件受力示意圖

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

3 問題驗證

為驗證以上分析的正確性，進行了如下試驗。

對在修的4架同型直升機進行檢查，發現在安裝旋翼槳葉并地面通壓進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 結論

在原理分析的基礎上，結合檢查試驗驗證，得出結論：該型直升機主槳轂變距搖臂耐磨板與主旋翼軸組件的止動環之間扭轉力過大，伺服助力器輸出操縱力不足以克服此扭轉力，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，但不影響直升機的使用。