直升機旋翼槳葉打尾梁的成因及預防

（海軍航空工程學院 青島分院，山東 青島 266041）

海航某部曾發(fā)生過一起直升機旋翼槳葉撞擊尾梁的事故，致使直升機尾減速器被打掉，尾槳傳動軸被打斷，旋翼槳葉多片嚴重損傷。該機當時在返場著陸時，因操縱不當，使直升機下降速度過大，導致機輪接地時產(chǎn)生嚴重的撞擊，從而使旋翼槳葉在慣性力作用下向下?lián)]舞，造成旋翼槳葉與尾梁的危險接近；著陸后，飛行員后拉駕駛桿采用了旋翼剎車，使旋翼錐體后傾。上述兩種原因的共同作用，導致了直升機旋翼槳葉撞擊尾梁事故的發(fā)生。[1]

本文就直升機使用過程中，旋翼槳葉與尾梁危險接近的成因及預防進行了分析，以期能為直升機飛行安全提供參考。

1 槳葉尖部與尾梁之間的距離

直升機旋翼槳葉的結構特點是在拉力平面內(nèi)具有較大的柔性，因此，當槳葉不轉動或轉動較慢時，在受到強突風作用后，會引起槳葉尖部碰撞直升機尾梁的危險。所以，在設計直升機時，規(guī)定了旋翼槳轂（旋轉平面）與尾梁之間的最小距離，同時也有由槳葉本身重量而產(chǎn)生的最大允許靜繞度的限制。當旋翼加速轉動過程中，由于慣性離心力的作用使槳葉很快甩平，使柔性槳葉的剛度增加，從而繞水平鉸和垂直鉸完成擺動運動。[2]

在正常使用的飛行條件中，槳葉由于受到較強的慣性離心力和空氣阻尼的作用，其揮舞運動僅在一個較小的角度范圍（βNmax?βNmin=10° ～15°）內(nèi)。這小于揮舞運動允許的范圍（?βN=30° ～35°），該范圍是由水平鉸機械限動器的結構限制的。所以，直升機在飛行中，通常不會發(fā)生槳葉根部同水平鉸限動器相接觸的情況。然而，在某些極端條件下，槳葉的揮舞運動可能不符合這個規(guī)律，比如，在較強的外界作用（強突風、駕駛員粗猛的操縱動作、直升機急劇傾斜等）下，槳葉根部開始與水平鉸限動器接觸。假若槳葉是絕對剛體，限動器將阻止槳葉的揮舞運動。然而，實際上槳葉具有較大的柔性，因此，槳葉有彈性地繞過限動器，并最終達到一定的角度位置，就像限動器并不存在一樣。所以，在對旋翼槳葉錐體動力學作近似分析時，可以不考慮水平鉸限動器，在槳葉接觸限動器以前，認為是絕對剛硬的，接觸以后是絕對柔軟的，這種簡化處理不會引起槳葉尖部運動軌跡的顯著變化。由此可見，在上述極端飛行條件下，單旋翼直升機槳葉尖部可能會發(fā)生與尾梁的危險接近、甚至碰撞。

圖1 槳葉與尾梁的距離

由圖1，直升機槳葉尖部與尾梁之間的距離δ，主要取決于兩個因素：一是旋翼結構轉動平面與尾梁上部之間的距離A，二是方位角ψN=0處的槳葉揮舞角 β0，即 δ=A+Rβ0，其中，R為槳葉半徑。

槳葉揮舞角βN=a0?a1cosψN?b1sinψN，因此，在ψN=0時的槳葉揮舞角 β0=a0?a1。其中，錐體平均角 a0和縱向平面內(nèi)旋翼錐體向后的偏轉角 a1決定于公式：

式中：γN為槳葉質(zhì)量特性；μ為旋翼工作狀態(tài)特性；為揮舞補償系數(shù)；ω為轉動頻率；ωx、ωz為相對機體縱軸、橫軸的轉動頻率；?э為當量旋翼的總距；λ為流過旋翼的入流系數(shù)；?為自動傾斜器縱向偏角。

式中：1D為旋翼錐體軸線偏轉角同自動傾斜器偏轉角間的傳動比；

2 旋翼槳葉與尾梁的危險接近

對于給定旋翼結構參數(shù)和起始飛行狀態(tài)運動學參數(shù)的具體直升機，使旋翼槳葉同尾梁危險接近的主要影響因素有3個：一是自動傾斜器向后偏轉；二是法向過載減小（旋翼總距或攻角減小）；三是操縱直升機旋轉。而旋翼轉速的減小和直升機飛行速度的增加，則是這種情況的促進因素。故飛行中存在2種主要的使槳葉接近尾梁的危險飛行狀態(tài)：[3]

1）滑行狀態(tài)——按飛機方式降落的結束階段，此時“槳距—油門”桿在低距位置，當直升機前輪接地以后，認為ωz≈0，因此，在最小旋翼錐體角時自動傾斜器向后偏轉，是確定槳葉同尾梁接近的決定性因素。[4]

在滑行開始階段后拉駕駛桿到限動器時，直升機運動速度只有20～30 km/h，旋轉槳葉尖部通過靠近尾梁上部的危險區(qū)（見圖2），如果在這些條件下，直升機受到某個外界擾動附加的作用，例如下降突風（圖2中的虛線，相應風速Wy=?5 m/s，滑行速度V=25 km/h）或不平的降落地帶，就可能發(fā)生旋翼槳葉撞擊尾梁。所以，為防止損壞直升機，在以上幾種狀態(tài)下應該采用機輪剎車。

圖2 米8 旋翼槳葉尖部和尾梁間距離與自動傾斜器向后偏轉角的關系

2）垂直機動飛行狀態(tài)——進入急躍升、由俯沖中改出，同樣需要自動傾斜器向后偏轉，并使旋翼槳葉同尾梁靠近，這種情況的分析比較復雜，因為由于直升機俯仰轉動、攻角變化，且同時旋翼總距和轉速也在改變。

如果像飛行使用手冊要求的那樣，由平飛進入急躍升并保持“槳距一油門”桿不變，在任何飛行速度和高度下拉桿時，槳葉同尾梁不會發(fā)生危險的接觸。這主要是旋翼阻尼特性的影響，直升機轉動抬頭時，槳尖旋轉平面相對于旋翼軸向相反方向偏轉——低頭。換句話說，旋翼錐體和尾梁分開，像剪刀一樣，向相反的方向分開一定的距離，從而減小了自動傾斜器向后偏轉時槳葉同尾梁的接近程度。由此可見，迅速拉桿在飛行中比地面滑行時要安全，這是由于地面滑行時沒有良好的旋翼阻尼作用。

在相同操縱作用下，對于直升機由俯沖改出時，槳葉與尾梁的靠近明顯地增加。這是因為俯沖中旋翼的攻角和直升機的法向過載都要小于平飛狀態(tài)，相應的旋翼平均錐體角也小，然而，如果在改出俯沖的瞬間，直升機處于俯仰平衡(ωz≈0)狀態(tài)，槳葉撞擊尾梁的實際危險同樣不會發(fā)生。

機動飛行的最大危險發(fā)生在下述情況：如果俯沖中直升機同時又在轉動(ωz＜0)，此時，駕駛員用力操縱駕駛桿以便改出俯沖。例如：駕駛員推桿進入俯沖或改出急躍升，隨后，不等直升機下滑角穩(wěn)定下來便急劇拉桿。這種情況可能出現(xiàn)在意外復雜的空中環(huán)境，例如，航線上發(fā)生了礙障（鳥群、低空機動飛行時的電線和其他）。[5]

在機動飛行的開始階段，當俯沖中直升機還在轉動時，因旋翼負攻角和阻尼特性影響的增加——槳葉錐體落后于旋翼軸的轉動，向相反方向運動（即抬頭），出現(xiàn)槳葉同尾梁的靠近。換句話說，旋翼錐體和尾梁運動是相對的——如剪刀咬合。此外，機動飛行時，旋翼轉速可能下降，導致槳葉同水平鉸接觸時，槳葉的離心力剛度減少，在這種不利的綜合因素（Hα、zω、ω的減少）時，如果又出現(xiàn)了槳葉靠近尾梁的決定因素——急劇拉桿，就可能發(fā)生槳葉撞擊尾梁，槳葉同尾梁的接近隨自動傾斜器向前偏轉的保持時間τ的增加而增加（見圖3）。

旋翼槳葉同尾梁的危險接近還可能發(fā)生在下述情況，直升機在大速度下為了很快減速，駕駛員有力地減小旋翼總距同時后拉桿，特別是當直升機機動飛行前進行這種操縱或者有大氣紊流的作用（見圖4），為了防止旋翼槳葉同尾梁不允許的靠近，在飛行手冊中有駕駛直升機的相應限制和說明。[6]

圖3 米8 槳尖和尾梁間距離與自動傾斜器向后偏轉角的關系

圖4 米8 槳尖和尾梁間距離與自動傾斜器偏轉角和法向速度過載的關系

3 結論與建議

綜上所述，為了防止直升機飛行過程中發(fā)生旋翼槳葉與尾梁的危險接近及共軸式雙旋翼直升機槳葉間的碰撞，提出如下幾點建議：

1）直升機以飛機方式下滑降落時，在滑行段應采用機輪剎車，而不能后拉駕駛桿用旋翼剎車，以避免旋翼槳葉與尾梁的危險接近。

2）機動飛行中，直升機進入急躍升或由俯沖中改出時，容易產(chǎn)生旋翼槳葉與尾梁的危險接近，應避免過猛的操縱動作。

3）直升機在大速度下很快減速時，易出現(xiàn)旋翼槳葉打尾梁的現(xiàn)象，特別是在不穩(wěn)定氣流中飛行時，所以，飛行中應嚴格執(zhí)行飛行使用手冊中的要求。

[1]普芬蒂R W.直升機性能及穩(wěn)定性和操縱性[M].高正,施永立,陳文軒,譯.北京:航空工業(yè)出版社,1990.

[2]傅百先.直升機實用飛行原理[M].北京:海潮出版社,1992.

[3]胡國才,孫建國,劉湘一.直升機艦面動力學分析模型[J].海軍航空工程學院學報,2008,23(5):481-485.

[4]楊超,于黎明.直升機駕駛員參與操縱對人機系統(tǒng)影響分析[J].現(xiàn)代電子技術,2005(13):82-83.

[5]朱清華,孫強.直升機安全性及生存力技術[J].航空科學技術,2005(5):3-6.

[6]彭名華,張呈林.直升機總體參數(shù)對穩(wěn)定性的影響研究[J].飛行力學,2009,27(1):70-73.