旋翼航空器尾槳保護裝置適航條款分析研究

吳世豪，黃文斌，崔甲子

(中航工業直升機設計研究所，江西景德鎮 333001)

0 引言

民用航空器型號合格審定的過程就是表明航空器對審定基礎符合性的過程［1］。本文對美國聯邦航空條例FAR27部《正常類旋翼航空器適航規章》［2］和 FAR29部《運輸類旋翼航空器適航規章》［3］中的27.411 和29.411 條款——地面間隙:尾槳保護裝置的符合性驗證要求及符合性驗證方法進行分析研究，為工程技術人員提供該條款符合性驗證的方法和思路。

1 條款發展歷史與內容

FAR27.411和FAR29.411條款的起源最早可以追溯到1956年生效的美國聯邦航空規章第6部第223條款(簡稱CAR6.223)和第7部第223條款(簡稱CAR7.223)。1964年初，美國聯邦航空局將CAR6轉換為新的聯邦航空規章FAR27，將CAR7轉換為新的聯邦航空規章FAR29，并于1965年2月1日生效。相應地，CAR6.223條款也直接轉變成為FAR27.411 條款，CAR7.223 條款轉變為FAR29.411條款，條款的適航要求未作修改。

FAR27.411 和 FAR29.411 條款——地面間隙:尾槳保護裝置的內容如下:

(a)在正常著陸時，尾槳不得接觸著陸表面

(b)當采用尾槳保護裝置來滿足本條(a)時，則:

(1)對保護裝置必須制定適當的設計載荷;

(2)尾槳保護裝置及其支撐結構必須設計成能夠承受該設計載荷。

中國民用航空局的CCAR27部和CCAR29部與美國聯邦航空局的FAR27部和FAR29部條款的適航要求是相同的［4］［5］。

2 符合性驗證

為了防止旋翼航空器著陸時尾槳碰到地面，損壞航空器，造成飛行事故，在尾梁底部一般都會安裝尾槳保護裝置，以此來吸收觸地時的動能，保護尾槳。根據有關的咨詢通告，結合型號取證經驗，對于27.411/29.411條款的符合性驗證要求及建議的符合性驗證方法介紹如下:

2.1 符合性驗證要求

從條款的內容表述可知，如果能表明在各種典型姿態著陸情況下，尾槳與地面之間有足夠的間隙，保證尾槳不會接觸著陸表面，則411條的符合性得到表明，不需再對(b)款進行驗證。

如果(a)款的符合性未得到充分驗證，則需要按照(b)款的要求對尾槳保護裝置進行驗證，即尾槳保護裝置能承受設計載荷，且該設計載荷的確定是合理的，并進行強度、剛度分析或試驗等來表明其符合性。

2.2 符合性驗證方法

(a)款的驗證方法:一般用設計圖樣來表明正常著陸時尾槳同典型水平著陸表面可能出現的間隙，同時要考慮各種典型的著陸姿態，如尾部下沉姿態等。如果圖樣顯示尾槳離著陸表面足夠高，在任何姿態下都不可能接觸地面，可表明對411條款的符合性。如果圖樣能夠表明尾槳不大可能接觸著陸表面，但高度并非十分明顯時，則可在飛行試驗時，采用如下方法做進一步的驗證:采用一個適當長度的易折裝置(即木質定位桿)來證實此間隙，若易折裝置未受損、折斷或未同著陸表面接觸，可表明符合411條款的規定。

如果以上方法都不能很好地證明在典型著陸姿態下，尾槳不可能觸及著陸表面，則需對(b)款進行驗證。

(b)款的驗證方法:首先確定尾槳保護裝置的設計載荷，之后進行強度剛度分析或強度剛度試驗，表明尾槳保護裝置能承受相應的設計載荷，且其強度和剛度滿足要求。在確定設計載荷時，應考慮尾槳保護裝置在直升機尾部下沉著陸姿態中，最不利重心位置時的所應吸收的動能，按下述方法計算:

其中:Vs—垂直速度，英尺/秒;KY—從俯仰軸算起的回轉半徑，英尺;1B—自最臨界重心位置至保護裝置或緩沖器觸地點的距離，英尺;W—旋翼航空器總重減去旋翼升力，磅;g—重力加速度，g=32.2英尺/秒2。

3 型號取證應用

實際型號取證過程中，對于尾槳保護裝置的驗證工作，應按照以上驗證要求和相應的驗證方法來進行。下面以直11型機、直8F-100型機及直15型機為例，分析27.411和29.411條款符合性驗證的具體應用。

3.1 直11型機

如圖1，直11型機在裝低橇時，尾槳葉離地高度大致是710mm，尾撐離地高度大致530mm，通過圖樣不足以表明在各種典型著陸姿態尤其是尾部下沉姿態時，尾撐不會接觸著陸表面，不能充分表明對(a)款的符合性，因此需進一步對(b)款進行驗證。

圖1 直11型機側視圖

圖2 尾撐結構圖

對(b)款的驗證:

1)考慮尾部下沉著陸重量重心后限時，其應吸收的動能較大，依據Z11型機強度剛度規范要求，確定下沉速度VZ=1m/s，尾撐在以1m/s的速度觸地時應吸收的功量為

根據直11型機質量分布、重量、重心及轉動慣量數據，可得:

由能量守恒定理，尾撐的變形彈性能W=Asy，

據此，可求得設計載荷Fz，根據《直升機載荷手冊》［6］，尾撐撞擊情況分對稱和不對稱兩種，并且對稱情況下危險程度更高，所以對對稱情況進行強度計算。

2)直11型機在驗證(b)款時，除按驗證要求，對設計載荷進行了合理確定和強度計算外，還進行了剛度計算，計算在設計載荷作用下，尾撐的變形量。

3)在直11型機全機靜力試驗時，對尾撐進行了強度和剛度試驗驗證，證明尾撐能承受設計載荷，并且在設計載荷的作用下，其剛度也滿足要求。

因此，直11型機對27.411條款的驗證是充分的。

3.2 直8F-100型機

直8F-100型機的尾槳和尾撐的布局均沿用直XX型機，在直8F-100型機型號取證的過程中，對于411條的驗證主要如下:

1)直8F-100型機飛行手冊要求“禁止在接近地面著陸拉平時直升機仰角超過15°”，直8F-100型機尾槳在直升機接近地面著陸拉平時直升機仰角的15°范圍以外，如圖3。所以在正常著陸情況下，尾槳是很難接觸著陸表面的。但考慮一些特殊的著陸狀態(如超出飛行手冊要求時的著陸狀態)，無法保證尾槳不會觸地，所以直8F-100型機設置了尾撐減振器。

圖3 直8F-100型機側視圖

2)直8F-100型機的尾撐減振器通過3個接頭連接在尾梁上，其中2個前接頭在尾10框上并左右對稱布置，后接頭在尾12框上機身對稱中心線處。尾撐減振器由橡皮繩式尾撐緩沖器、尾撐框架構成，尾撐緩沖器主要由叉耳、滑桿、滑筒、彈性帶組成，尾撐框架主要由承座、承座底、管子組成。當直升機非正常姿態著陸(抬頭過大)時，尾撐觸地壓縮，拉伸彈性帶，通過彈性帶的彈性起到緩沖作用，防止尾槳觸地。

圖4 直8F-100型機尾撐結構圖

(3)直8F-100型機尾撐減振器的設計載荷引用的是直XX型機的尾撐減振器最大變形下的載荷——9000N，而直 XX型機又是直接引用“超黃蜂”直升機使用手冊上的尾撐減振器載荷。尾撐減振器撞擊情況分為對稱和不對稱兩種，通過對兩種撞擊情況進行強度計算，證明尾撐減振器能夠滿足強度要求。

以上為直8F-100型機對于29.411條款所進行的符合性驗證工作，如果要對直8F-100型機尾槳保護裝置進行更充分驗證的話，可按如下方式進行:

1)考慮直8F-100型機尾部下沉著陸中，直升機在最不利重心位置時，尾撐應吸收的動能，合理地確定其設計載荷;

2)對尾撐進行強度、剛度分析，表明強度剛度滿足要求;

3)通過尾撐本身的強度剛度試驗，進一步驗證尾撐強度剛度滿足要求，或者通過別的部件試驗，佐證強度剛度計算分析方法的正確及合理性。

3.3 直15型機

如圖5所示，直15型機的尾槳設計屬于高尾槳構型，尾槳布置在平尾以上，尾槳在各種著陸姿態下著陸都不可能接觸地面，因此直15型機的三面圖和交點數據圖即可表明直15型機滿足29.411條款的要求。

圖5 直15型機側視圖和正視圖

4 結語

通過對旋翼航空器尾槳保護裝置的驗證要求及驗證方法的分析研究和相關的型號驗證實例，可以知道要么有充分的證據表明旋翼航空器在各種典型著陸狀態下，尾槳都不會觸地，否則就必須對尾槳保護裝置進行驗證，通過計算旋翼航空器尾部下沉著陸最不利重心位置時尾撐所吸收的動能，計算出設計載荷，并通過強度和剛度計算或試驗來表明尾撐能夠滿足該設計載荷。

本文較深入地分析了27.411條款和29.411條款的技術內涵，對完善我國旋翼航空器相關適航條款的研究有一定意義，為從事相關工作的設計人員和適航技術人員提供了技術參考。

［1］中國民用航空局航空器適航司.中國民用航空器適航管理［M］.北京:中國民航出版社，1994.

［2］FAR27，Part 27—AIRWORTHINESS STANDARDS:NORMAL CATEGORY ROTORCRAFT［S］.Washington，DC:Federal Aviation Administration，1998.

［3］FAR29，Part 29—AIRWORTHINESS STANDARDS:TRANSPORT CATEGORY ROTORCRAFT［S］.Washington，DC:Federal Aviation Administration，1998.9

［4］CCAR-27R1，中國民用航空規章第27部正常類旋翼航空器適航規定［S］.2002.

［5］CCAR-29R1，中國民用航空規章第29部運輸類旋翼航空器適航規定［S］.2002.

［6］航空航天工業部科學技術研究院.直升機載荷手冊［M］.北京:航空工業出版社，1991.3