貝爾505直升機總距桿疲勞安全適航指令研究

陳宇金 李宏 李保良

摘要：針對近期加拿大民航當局就貝爾505直升機總距桿斷裂發出了多份緊急適航指令的事件，在深入分析該機型飛行操縱系統、液壓系統和旋翼系統的設計特征的基礎上，總結了其地面操縱行程檢查中總距操縱力的特點，同時分析了該系列緊急適航指令頒布的發展變化歷程和總距桿疲勞斷裂原因，給出了疲勞安全適航指令頒布和直升機飛行操縱系統操縱線系及操縱裝置疲勞安全設計的相關建議，指出需要注意地面使用維護和檢查過程中產生的非飛行疲勞載荷因素。上述研究成果可用于緊急適航指令的頒布和適航審定安全風險的識別處理。

關鍵詞：適航指令；直升機；飛行操縱；總距桿；疲勞斷裂

中圖分類號：V227+.1文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.11.009

加拿大交通運輸部適航當局在2021年2月21日—4月2日發出了CF-2021-05、CF-2021-05R1、CF-2021-05R2和CF-2021-05R3[1-4]共4個版本的緊急適航指令。這些適航指令針對貝爾505直升機飛行操縱系統總距桿斷裂不安全事件，逐步頒布了相應的安全補救措施和最終設計更改。在發生總距桿斷裂事件時，由于不確定導致疲勞斷裂的實質原因，適航當局先頒布一版緊急適航指令，并且隨著事件調查的進展，逐步修訂完善該適航指令，確保該型號直升機的持續運行安全。最終調查結論是總距桿設計缺陷導致的疲勞斷裂，這一點打破了人們對直升機飛行操縱系統操縱裝置一般采用靜強度設計的常規認識。

直升機總距操縱桿用于控制旋翼升力的大小，實現航空器高度的變化，同時也與發動機油門聯動，是發動機功率控制的主要手段。因此，總距桿斷裂會使得直升機失去高度和功率的控制，導致災難性安全事故的發生。

疲勞斷裂一般以疲勞裂紋為初始征兆，但是疲勞裂紋常常發生在人眼不可見的結構內部或不易觀察的隱藏部位[5]，即裂紋較難通過地面維修檢查來發現。這也導致疲勞斷裂可能毫無征兆地突然發生。因此，直升機總距桿疲勞裂紋引起斷裂，導致災難性事故的安全風險極大，需要在持續適航管理和系統設計中謹慎處理。

本文通過此系列適航指令和該機型飛行操縱系統的相關分析研究，總結出直升機飛行操縱系統相關的疲勞安全適航指令發布和零部件疲勞安全設計相關建議，促進航空器的持續適航管理和安全性設計。

1貝爾505直升機

1.1直升機概況

貝爾505直升機是貝爾公司研發、加拿大米拉工廠制造的當代新型5座直升機。采用常規主旋翼加尾槳構型，長12.93m，主旋翼直徑11.28m，高3.25m，如圖1所示。最大巡航速度231km/h，最大航程667km，最大起飛重量（質量）1669kg[5]。該機型從2013年開始研制，在2016年12月23日獲得了加拿大交通運輸部適航當局的型號適航證，在2017年7月獲得美國聯邦航空局（FAA）的高海拔飛行型號合格證（TC）。在2018年4月28日獲得了中國民航局頒發的型號認可證（VTC）。

1.2飛行操縱系統特征分析

飛行操縱系統是傳統的機械液壓飛行操縱系統，包括主旋翼周期變距、總距和尾槳航向操縱，如圖2所示。它用于控制直升機飛行姿態、高度和航向。主旋翼周期變距和總距飛行操縱系統是單套液壓助力，以避免飛行員承受槳葉氣動操縱力，降低操縱負荷。尾槳航向操縱是純人力操縱。駕駛艙具有可選雙駕駛操縱組件，以提供副駕駛的操縱能力，進而協助正駕駛飛行。

1.3液壓系統特征分析

液壓系統為飛行操縱系統周期變距和總距操縱提供液壓動力，主要包括液壓泵、壓力油濾、油箱油濾組件、三臺液壓助力器和液壓管路接頭，如圖3所示。液壓系統只有一臺安裝在傳動系統主減速器上，由主減速器驅動的液壓泵，因此在地面開車前，即旋翼、傳統系統運轉之前，液壓系統不能為飛行操縱系統提供液壓動力助力。

1.4旋翼系統特征分析

旋翼系統包括主旋翼系統和尾槳系統。主旋翼包括主槳轂、主槳葉和自動傾斜器。主旋翼提供升力以及周期變距和總距操縱。主槳轂是下懸掛和半剛性，裝配兩片槳葉，如圖4所示。主槳轂通過拉扭條這種半剛性形式來實現變距和擺振的運動副。

1.5航前地面檢查總距操縱力分析

在直升機飛行前，飛行員需要對飛行操縱能否在全行程范圍內運動進行確認，以確保直升機在正常飛行以及異常飛行情況下均能進行正常操縱，從而實現繼續安全飛行或著陸。直升機旋翼系統既是升力面又是操縱面，旋翼系統和傳動系統是直接機械剛性交聯的，直升機開車旋翼運轉后，旋翼對機身具有操縱功效，執行全行程操縱運動檢查會導致直升機翻轉觸地損毀。因此，該項檢查只能在開車前執行。

由上述貝爾505直升機飛行操縱系統、液壓系統和旋翼系統特征分析可知，在飛行操縱系統航前地面操縱檢查時，發動機不工作，旋翼傳動系統不運轉，液壓系統不能為飛行操作系統提供液壓動力助力，而且主旋翼采取半剛性變距操縱方式，由剛度變形提供槳葉變距自由度，再加上旋翼槳葉變距運動慣性力和摩擦力，這些導致主旋翼變距操縱力矩大，特別是總距需要同時操縱所有槳葉、同時等量變距，這使得該型機飛行員在執行航前地面操縱檢查時，總距操縱力較大。

2總距桿斷裂緊急適航指令

加拿大民航當局針對貝爾德事隆加拿大有限公司研制的貝爾505直升機總距桿斷裂不安全事件，在2021年2月21—4月2日發出了4個版本的緊急適航指令來確保貝爾505直升機的持續適航安全，這4個緊急適航指令分別是CF-2021-05、CF-2021-05R1、CF-2021-05R2和CF-2021-05R3，這4個指令是后續版本替代前面版本的關系。同時，貝爾德事隆加拿大有限公司相應發出緊急服務通告ASB50-21-20、ASB505-21-20_RA、ASB505-21-20_RB和ASB505-21-20_RC[5-9]，這4個緊急服務通告也是后續版本替代前面版本的關系。

2.1 CF-2021-05

2021年2月21日，加拿大民航當局發布了緊急適航指令CF-2021-05。

2.1.1主要內容

（1）主題：旋翼飛行控制-總距操縱系統-總距桿和手柄組件失效。

（2）適用范圍：貝爾德事隆加拿大有限公司（貝爾）505型直升機，系列號65011及后續。

（3）符合要求：在下一次飛行前完成，除非已經完成該指令。

（4）背景：貝爾公司收到正駕駛總距桿和手柄組件（總距桿）斷裂的報告。斷裂位置位于地板上以及總距桿與扭軸的連接位置。該問題出現在發動機起動前的飛行操縱系統機上地面行程檢查過程中。斷裂的原因還在進一步地研究中。由于其他505型機可能存在潛在的類似斷裂，貝爾公司制定了緊急服務通告（ASB）505-21-20，執行一次裂紋檢測檢查，裂紋可能使總距桿失效，進而導致直升機失去控制。為了防止正駕駛總距桿失效，加拿大交通運輸部發布了該適航指令（AD），強制要求按ASB 505-21-20執行檢查。本AD認為是一個過渡的行動。加拿大交通運輸部可能強制要求采取進一步的糾正行動。

2.1.2糾正行動

（1）開展一次目視檢查，如果需要的話，按照2021年2月20日發布的ASB505-21-20完成指令開展總距桿裂紋探測螢光滲透檢查。

（2）如果發現正駕駛總距桿不可以繼續使用，在飛行前將該總距桿更換成可以使用的總距桿。可以使用的總距桿是指新的總距桿，或者是在（1）行動中，目視檢查或熒光滲透檢查中沒有發現裂紋的總距桿。

2.2 ASB505-21-20

2021年2月20日，貝爾德事隆加拿大有限公司發布了緊急服務通告ASB 505-21-20。

2.2.1主要內容

（1）主題：針對正駕駛總距桿和手柄組件M207-20M478-041/-043/-047開展一次詳細檢查。

（2）緊急服務通告給出開展一次正駕駛總距桿和手柄組件裂紋檢查的指令。

2.2.2實施指南

（1）如果需要的話，執行一次所需的調機飛行是可以接受的，將直升機返回到最近的已批準的修理廠，在那里接受檢查。調機飛行必須受到以下限制：最小機組用于調機飛行；獲得可能的（包括當地民航當局的）任何批準是航空器所有人或運營人的責任。

（2）將直升機調整為待檢查狀態。

（3）從扭軸組件拆卸正駕駛總距桿和手柄組件（見圖5）。

（4）用經清洗劑濕潤的干凈布清洗圖6所示的正駕駛總距桿和手柄組件區域。

（5）在強光源下使用10倍放大鏡檢查圖6所示的正駕駛總距桿和手柄組件完整周向區域。如果在用10倍放大鏡檢查過程中發現有裂紋，或者懷疑有裂紋，在裂紋所在區域開展一次熒光滲透檢查；如果經熒光滲透檢查后確認是裂紋，那么正駕駛總距桿和手柄組件將被認為不可使用。在進一步處理前，將該問題和圖片報告給產品支持工程部；如果熒光滲透檢查鑒定不是裂紋，則恢復安裝。

（6）如果在用10倍放大鏡檢查過程中沒有發現有裂紋，則恢復安裝。

（7）在直升機履歷本上，按緊急服務通告開展檢查的記錄。

2.3 CF-2021-05R1

2021年2月26日，加拿大民航當局發布了緊急適航指令CF-2021-05R1，替代CF-2021-05。

2.3.1主要更改內容

對斷裂的總距桿和另一根有裂紋的總距桿檢查表明是疲勞裂紋。基于貝爾公司的發現，緊急適航指令CF-2021-05和緊急服務通告（ASB）505-21-20規定執行一次裂紋檢測檢查是不夠的。因此，貝爾公司發布了緊急服務通告（ASB）505-21-20_RA，要求重新熒光滲透檢查，以檢測更小的裂紋。由于相關檢查正在進行，還需要進一步收集分析數據，本AD被認為是一個過渡的行動。加拿大交通運輸部可能強制要求采取進一步的糾正行動。

2.3.2糾正行動

（1）初始檢查

（a）在進一步飛行前，開展一次初始總距桿熒光滲透裂紋探測檢查，以前做過檢查是可以接受的。

（b）如果發現正駕駛總距桿不可以繼續使用，在進一步開展飛行前將該總距桿更換成可以使用的總距桿。可以使用的總距桿是指新的總距桿，或者是在（a）行動中，目視檢查或熒光滲透檢查中沒有發現裂紋的總距桿。

（2）重復檢查

（a）重復熒光滲透檢查，檢查間隔不得超過25飛行小時。

（b）如果發現正駕駛總距桿不可以繼續使用，在進一步開展飛行前將該總距桿更換成可以使用的總距桿。

（3）允許直升機運營人開展配備雙駕駛操縱的調機飛行，以將直升機飛到維修基地來開展熒光滲透檢查，但是必須讓副駕駛執行飛行。

2.4 ASB 505-21-20_RA

2021年2月26日，貝爾德事隆加拿大有限公司發布了緊急服務通告ASB 505-21-20_RA。主要更改內容與2.3條描述一致。

2.5 CF-2021-05R2

2021年3月4日，加拿大民航當局發布了緊急適航指令CF-2021-05R2，替代CF-2021-05R1。主要更改內容如下。

（1）背景：進一步的熒光滲透檢查表明，正駕駛總距桿可能會在非常低的飛行小時內出現裂紋。因此，貝爾公司發布臨時版本的飛行手冊，禁止單個飛行員在右側正駕駛位置飛行。

（2）實施：在飛行手冊中增加了飛行限制。

2.6 ASB 505-21-20_RB

2021年3月4日，貝爾德事隆加拿大有限公司發布了緊急服務通告ASB 505-21-20_RB。主要更改內容與2.5條描述一致。

2.7 CF-2021-05-R3

2021年4月2日，加拿大民航當局發布了緊急適航指令CF-2021-05-R3，替代CF-2021-05-R2。主要更改內容如下發。

（1）背景：在上一份指令發布之后，貝爾公司重新設計了總距桿，以消除根部導致裂紋的因素。該指令強制要求實施該設計更改，或者如果不采取該設計更改，就限制使用。

（2）實施：更換總距桿桿體。

在該指令生效后的12個月內，完成下列工作：按照貝爾公司2021年3月11日發布的服務通告ASB 505-21-20_RC完工指令，用重新設計的總距桿桿體更換機上總距桿桿體；去除飛行手冊中的飛行限制內容，通知飛行機組相關更改。

2.8 ASB505-21-20_RC

2021年3月11日，貝爾德事隆加拿大有限公司發布了緊急服務通告ASB505-21-20_RC。主要更改內容與2.7節描述一致。

3適航指令分析

本適航指令是一個典型的使用過程中發現安全隱患，進而發布適航指令的事件。貝爾505直升機在某次飛行前的地面檢查中，出現了正駕駛位置總距桿斷裂的事件。為了緊急應對該事件，在未調查清楚事件原因的情況下，發出了目視檢查要求，即在目視有裂紋或懷疑裂紋的情況下，通過做熒光滲透檢查來確認是否真正存在裂紋。

在得出斷裂是疲勞裂紋導致的結論后，考慮到微小裂紋的可能性，緊急修正前面的指令，要求全部做熒光滲透檢查，確保沒有裂紋，并且進一步要求每隔25飛行小時重復通過螢光滲透檢查來監控是否發生裂紋。

在大量統計分析總距桿裂紋檢查數據后，得出存在較短飛行小時內出現裂紋的情況。為了保證安全，更進一步需要禁止正駕駛位置單個飛行員執行飛行任務的指令。

在完成事件調查和設計更后，發出最后適航指令，實施設計更改。

針對該事件，在一個多月之內，加拿大交通運輸部適航當局連續發出4次適航指令，這說明貝爾公司和加拿大民航當局對該斷裂事件預判不足，未能盡早根據理論知識、工程經驗及時做出較為完整、安全且有效的適航指令，導致了一定的安全風險。當然，他們也能通過檢查數據分析，及時完善修訂適航指令，及時保證安全。這也是在對不安全事件認識不到位的情況下，采取了較好的處理措施。

4總距桿疲勞斷裂分析

該機型正駕駛總距桿為了便于與總距扭軸安裝，在根部開有側槽。側槽這種設計形式容易存在加工導致的微小原始裂紋情況。由1.5節可知，該機型在航前地面飛行操縱行程檢查時總距操縱力較大，總距桿根部（與扭軸連接處）承受飛行員操縱力放大過來的彎矩。由于飛行員實施每次飛行前的往復大行程操縱，這也就導致總距桿根部承受較大的低周交變疲勞載荷。當總距桿根部存在的該低周交變載荷能足夠導致實質性疲勞損傷時，在該疲勞載荷作用一段時間后，疲勞損傷積累最終導致總距桿根部側槽處疲勞斷裂。

因此，該機型正駕駛總距桿的根部安裝側槽設計存在疲勞安全隱患。貝爾公司對此開展了總距桿根部加強改進設計，以降低直升機航前飛行操縱系統機上地面行程檢查的長期交變操縱載荷作用疲勞損傷效果，確保不會疲勞斷裂。

5疲勞安全適航指令發布建議

適航指令分為一般適航指令、緊急適航指令和特殊適航指令[10]。當一種不安全的狀態對飛行安全有直接的風險，需要所有人/運營人采取緊急行動時，適航當局將不再征求公眾意見，直接頒發緊急適航指令。貝爾505總距桿斷裂事件的適航指令是典型的緊急適航指令。在貝爾505直升機某架機的地面操縱行程檢查過程中發生了總距桿桿體斷裂后，進一步通過金相分析得知是由初始裂紋引起的疲勞斷裂。經過評估安全風險后，認為該事件會危及該型號直升機的飛行安全，在未徹底查清總距桿斷裂本質原因之前，發出緊急適航指令，開展裂紋目視檢查為主、熒光滲透檢查為輔的工作。接著根據檢查數據開展安全風險評估后，在得出可能在運行中產生微小裂紋進而導致斷裂后，重新修訂緊急適航指令，開展全面的熒光滲透檢查，并且每隔25飛行小時檢查一次。在根據檢查結果開展進一步風險分析后，得知存在較短時間內出現裂紋的案例，又重新修訂緊急適航指令，禁止任何時間單個正駕駛飛行員飛行。在完成事件原因分析和設計更改后，發出最后版本的適航指令，實施正駕駛總距桿設計更改。

根據上述事件歷程，建議的疲勞安全適航指令發布一般規則如下：（1）當發生不安全事件后，應立即開展風險評估，即基于疲勞斷裂事件信息采取風險的危害性和對應概率評估的方法，用于判定航空器相應系統在持續運行中的不安全狀態；（2）在疲勞斷裂原因判斷不明時，可以根據所導致不安全狀態的程度，發出緊急適航指令開展裂紋檢查，停止運行或限制運行；（3）應及時按進展逐步綜合相關裂紋檢查數據開展分析信息，及時逐步制定后續緩解風險措施及其符合性時間的期限。為確保持續運行安全，可根據實際情況發布臨時緊急適航指令修訂版本，直至針對疲勞斷裂的設計更改獲得審批，發出最終適航指令。

6疲勞安全設計建議

直升機機械飛行操縱系統疲勞強度傳統設計一般原則是指系統中承受主、尾槳葉傳遞過來的交變氣動鉸鏈力矩載荷作用的零部件需要開展疲勞設計并進行疲勞試驗，符合27部或29部適航規章[11-12]的第29.571有關規定。這一點在國際上也是通行的原則。根據該原則，對于貝爾505直升機這種傳統機械液壓助力飛行操縱系統，由于助力器隔離了旋翼槳葉的氣動鉸鏈力矩，需要開展疲勞強度設計的部件就僅是助力器及其后端承受氣動載荷的操縱線系。助力器前端的操縱線系和座艙操縱裝置零部件僅需考慮靜強度設計，即按適航規章27部規定的操縱裝置設計載荷，如第27.397規定總距桿飛行員操縱力為445N，按力傳動比和載荷傳遞路線，計算得出每個零部件的限制載荷，按此載荷開展靜強度校核。

根據上述一般設計原則，貝爾505直升機總距桿僅需按445N的飛行員操縱力，按照不同破壞形式找出危險截面，進行靜強度計算。這使得該機型總距桿沒有考慮飛行操縱系統地面行程檢查時承受的較大低周疲勞載荷，也就沒有開展相應疲勞強度計算分析和試驗，在零部件細節設計和工藝設計中也沒有考慮抗疲勞設計要求。該一般原則對于傳統的采用鉸接式槳轂旋翼系統的類似直升機是適用的，鉸接式槳轂變距運動副是滾珠軸承，槳轂變距操縱力矩小。但是對于貝爾505直升機，為了提高旋翼系統性能，采用了柔性槳轂，大大增加了槳轂變距操縱力矩。這也是貝爾505直升機總距桿疲勞斷裂的重要原因。因此，對飛行操縱系統疲勞安全設計建議如下。

（1）對于助力器前端的操縱線系和座艙操縱裝置零部件，需要開展可能存在的低周疲勞載荷計算分析，以確定是否需要開展抗疲勞設計。在低周疲勞分析過程中，特別需要考慮地面行程檢查旋翼操縱力、操縱阻尼器阻尼力和系統彈簧載荷力是否會產生低周疲勞損傷，進而導致疲勞斷裂。

（2）助力器前端的操縱線系和座艙操縱裝置零部件一般為金屬構件，為提高零部件結構的疲勞強度，需要從結構材料、應力水平、結構布置、加工工藝、連接形式、傳力路線等多方面仔細分析和精心設計。因為疲勞破壞通常從局部地方開始并擴展，所以局部應力、擴展速率對零部件結構的抗疲勞性能十分重要。零部件抗疲勞設計的要點是合理選材，降低應力水平，避免和減緩應力集中，降低表面粗糙度、表面強化，以改善零部件表面的疲勞性能。

（3）針對當代槳轂變距操縱力矩大，容易引起地面行程檢查飛行員操縱力過大，需要針對助力器前端的操縱線系和座艙操縱裝置零部件開展疲勞設計的問題，也可以通過消除該低周疲勞載荷的影響來避免開展疲勞強度設計。建議在液壓系統中增加電動液壓泵作為地面操縱檢查液壓動力源，提供液壓助力，消除旋翼槳轂操縱力矩對助力器前端的操縱線系和座艙操縱裝置零部件的影響。這也可以降低飛行員在執行地面全行程操縱檢查時所承擔的操縱負荷，提高飛行員的操縱舒適性。

7結論

從貝爾505直升機總距桿桿體根部疲勞斷裂適航指令事件可知，出現疲勞安全事件時，一方面需要從保證航空器持續適航角度，先發出緊急適航指令開展檢查和更換，并限制運行狀態，隨后根據事件調查的進展，及時修訂緊急適航指令，最后發布設計更改適航指令，確保航空器持續運行安全；另一方面，對于直升機飛行操縱系統助力器前端操縱線系和座艙操縱裝置的零部件，需要避免僅采用靜強度設計的慣性傳統思維，需要特別注意識別是否存在新穎設計引起的低周疲勞危險的技術細節。這些細節可能是較大阻尼力、彈簧變形負載力、旋翼變距操縱彈性變形負載力等。低周疲勞載荷可能出現在飛行過程中，也有可能出現在地面運行檢查過程中。針對識別出來的零部件，要開展相應低周疲勞強度設計，消除疲勞斷裂隱患，確保飛行操縱系統零部件的疲勞安全，進而保障直升機的持續運行安全。

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Research on Fatigue Safety Airworthiness Directives of Bell 505 Helicopter’s Collective Stick

Chen Yujin，Li Hong，Li Baoliang

Jiangxi Aircraft Airworthiness Certification Center of CAAC，Nanchang 330200，China

Abstract： For the recent incident that Canadian civil aviation authority issued multiple emergency airworthiness directives against the break of Bell 505 helicopter’s collective stick， this paper analyzes the design features of the flight control system， hydraulic system and rotor system of the aircraft， and summarizes the characteristics of the collective pitch control force in the ground full control movement inspection. At the same time， the development history of this series of emergency airworthiness directives and the reasons for the fatigue fracture of the collective stick are analyzed. The relevant suggestions for the issuance of the fatigue safety airworthiness directives and the fatigue safety design of the control route lines and inceptors of the helicopter flight control system are given. It is necessary to pay attention to the none flight fatigue load factors produced in the process of ground maintenance and inspection. The review results of the above-mentioned emergency airworthiness directive events can be used in the promulgation of emergency airworthiness directive and to identify and deal with the safety risks in airworthiness certifications.

Key Words： airworthiness directive； helicopter； flight control； collective stick； fatigue fracture