■ 盧京明/航空工業(yè)第一飛機設(shè)計研究院

0 引言

如果飛機活動舵面間隙,特別是平尾活動間隙過大或者不能予以有效控制時,則可能引發(fā)飛行操縱品質(zhì)問題或飛機振動/抖動問題。目前,在外場飛機定檢維護以及大修現(xiàn)場,對于飛機活動舵面間隙的常規(guī)檢查手段是,不允許存在明顯的間隙晃動感覺和異常的金屬撞擊聲,這是對包括平尾間隙在內(nèi)的飛機舵面間隙以及助力器后操縱系統(tǒng)的基本要求。但是,對于解決實際型號的飛機平尾間隙問題來說,如果不能進行定量檢查和控制,其處理結(jié)果可能會因人而異。因此,本文主要通過在某型飛機全機主操縱系統(tǒng)（以下簡稱全機系統(tǒng)）疲勞試驗過程中對平尾間隙的測量檢查以及數(shù)據(jù)分析,探討如何對平尾間隙進行有效的定量檢查與控制。

1 平尾活動間隙控制值確定

為保證飛行品質(zhì),飛機規(guī)范對活動舵面及助力器后段自由間隙所允許的舵面偏度值有一定的要求,如MIL-A-8870規(guī)范對平尾自由間隙偏度值的要求為0.034o（相對飛機其他活動舵面,平尾間隙的間隙要求更為嚴苛）。但是在實際外場飛機的定檢維護及大修中,對于平尾間隙的檢查與控制,使用這一顫振設(shè)計要求往往并不合適。如果要對平尾間隙進行有效的定量檢查與控制,就應(yīng)該分析并確定其平尾活動間隙的控制值。對此,首先根據(jù)型號飛機對平尾舵面偏度值的設(shè)計要求,給出初始控制值；通過對平尾舵面連接以及助力器后操縱系統(tǒng)關(guān)鍵部位連接的松緊調(diào)整、預(yù)設(shè)間隙及預(yù)裝測試等,對晃動平尾舵面所出現(xiàn)的間隙大小和異常情況進行界定分析,進而對初始控制值進行修正；最后進行實際考核和驗證。由此分析并確定了某型飛機平尾間隙的控制值為10mm。

圖1 平尾活動間隙示意圖

平尾間隙是指在助力器供壓情況下,平尾在其中立位置上下晃動的間隙范圍,即靠近飛機對稱面的平尾后緣內(nèi)側(cè)尖點相對固定翼面相鄰點的上下晃動距離,參見圖1中a點所示的平尾間隙值δ（mm）。平尾間隙可按工程方法進行測量,其測量要求為：雙手晃動平尾舵面的力一般不超過50N；不同測量人員輪流操作,測量3次并取其平均值作為最終的測量結(jié)果；在測量平尾間隙的過程中,要求測量人員通過手感、晃動及聽聲音等手段,對平尾舵面連接以及助力器后操縱系統(tǒng)連接的部位進行判斷和檢查,及時對出現(xiàn)問題或異常情況的螺栓、襯套及軸承等連接件進行緊固、檢修或換新處理。

2 平尾活動間隙控制值驗證

2.1 全機系統(tǒng)疲勞試驗與驗證

某型飛機主操縱系統(tǒng)是由機械/液壓/電控/自制件/成品件等組成的硬式不可逆操縱系統(tǒng),其全機系統(tǒng)疲勞試驗總體要求為：全機系統(tǒng)疲勞試驗與機體疲勞試驗在同一疲勞試驗機上進行并疲勞同試[1],考核在正常操縱情況以及應(yīng)急操縱情況下的全機系統(tǒng)疲勞性能（目標壽命）和性能指標（靜態(tài)性能）；在全機系統(tǒng)及機體的每個疲勞試驗周期后,除正常的全機系統(tǒng)手動測量、無損探傷等檢查外,還要求對飛機活動舵面間隙進行測量和檢查。因此需要定期對平尾間隙及其變化規(guī)律進行測量分析,同時對界定的平尾間隙控制值進行驗證。

為便于討論和分析,將平尾間隙的測量數(shù)據(jù)繪圖,如圖2所示。圖2中,縱坐標為平尾間隙測量值（mm）；橫坐標為平尾間隙測量序號,分別對應(yīng)機體疲勞（共4倍壽命試驗期、每1倍壽命期含7個塊譜）每個塊譜試驗結(jié)束后的左/右平尾間隙測量順序號；測量序號6、14、22分別對應(yīng)機體每1、2、3倍壽命試驗期后經(jīng)過對助力器后操縱系統(tǒng)相關(guān)連接部位緊固/調(diào)整處理后的平尾間隙測量,即為下一個機體壽命試驗期平尾間隙測量的起點。對平尾間隙控制值的驗證結(jié)果為：當平尾間隙超過其控制值時,則出現(xiàn)不可接受的間隙晃動感或異常的金屬撞擊聲,當平尾間隙小于其控制值時,平尾間隙狀態(tài)基本正常。

圖2 某型飛機平尾活動間隙測量數(shù)據(jù)

2.2 外場飛機實例與驗證

在外場飛機使用過程中,曾出現(xiàn)過兩起并經(jīng)分析確認是由于平尾活動間隙較大而引發(fā)的飛機振動事故,而相應(yīng)的平尾間隙為10mm或大于10mm?？梢?上述給定的平尾間隙控制值是合適的。

飛機首翻大修時（對應(yīng)全機系統(tǒng)及機體1.1～1.5倍壽命試驗期）,雖然發(fā)現(xiàn)平尾助力器后連接螺栓出現(xiàn)磨損/劃傷現(xiàn)象,但未出現(xiàn)平尾活動間隙異?；虺瑯藛栴}；飛機二翻大修時（對應(yīng)全機系統(tǒng)及機體2.2～2.6倍壽命試驗期）,發(fā)現(xiàn)除助力器后連接螺栓磨損/劃傷較嚴重外,還發(fā)現(xiàn)助力器后系統(tǒng)連接的襯套磨損嚴重,另外,在進廠故檢的平尾靈活性檢查中,曾出現(xiàn)連續(xù)幾架飛機平尾“抖動”現(xiàn)象,均與圖2所示的平尾間隙測量數(shù)據(jù)及其變化趨勢相符。

3 平尾活動間隙控制與應(yīng)用

綜上所述,確定對飛機平尾活動間隙以及助力器后操縱系統(tǒng)磨損間隙的檢查控制要求為：在飛機外場定檢、維護、大修或翻修時,均應(yīng)對平尾間隙狀態(tài)進行檢查、確認和控制,保證在飛機使用過程中平尾間隙不超過其間隙控制值；另外,由于平尾助力器后操縱系統(tǒng)各個環(huán)節(jié)的磨損間隙最終體現(xiàn)在平尾間隙的增加上,因此,在飛機定檢維護時,應(yīng)對重點環(huán)節(jié)或部位的零組件進行表面/間隙檢查,并及時對相關(guān)的故障連接件進行拆檢、檢修、配裝、換新處理。重點檢查部位包括：平尾助力器后操縱拉桿兩端的軸承連接、三角搖臂與助力器及其與操縱拉桿的螺栓/襯套連接、平尾舵面與操縱拉桿的螺栓/軸承連接等。

在飛機大修時,通過對平尾操縱系統(tǒng)以及平尾舵面的中立/舵偏如駕駛桿中立K0值、舵面中立J0值等參數(shù)的測量和調(diào)整,能夠保證平尾舵面位置滿足設(shè)計要求并使飛機具有良好的縱向操縱性能［2］。但是,這些參數(shù)均是針對平尾中立位置而不是針對平尾活動間隙而言的,不能解決對平尾間隙的定量檢查控制問題。因此,在現(xiàn)有飛機定檢維護規(guī)程中,應(yīng)該增加對平尾間隙定量檢查與控制的可操作條款（檢查項目及內(nèi)容）。在實際應(yīng)用中,可將上述飛機平尾間隙控制值與常規(guī)檢查手段一并使用,從而對飛機平尾間隙進行了有效的定量檢查與控制。

4 結(jié)束語

本文通過對飛機平尾活動間隙控制值的分析和驗證,給出了某型飛機平尾活動間隙以及平尾助力器后操縱系統(tǒng)磨損間隙定量檢查與控制的技術(shù)要求,相關(guān)條款及內(nèi)容已成功納入飛機維護大綱中,有助于進一步保證某型飛機的飛行操縱品質(zhì),避免因平尾間隙過大而出現(xiàn)不良飛行特性或者可能引發(fā)的飛機振動問題。

［1］ 盧京明.飛機全機主操縱系統(tǒng)與機體同時進行疲勞試驗的聯(lián)調(diào)測試及試驗監(jiān)控[M].飛機設(shè)計,2009（3）：9-13.

［2］ 金本同.某型飛機水平尾翼操縱系統(tǒng)的測量與調(diào)整[Z].1999.