高博

摘? 要：本文針對長期從事懸停作業(yè)的單旋翼直升機進(jìn)行研究，結(jié)合直升機運行時各部件的設(shè)計思想與工作原理對主減速器與滑油散熱器、尾槳層壓半軸承的工作狀態(tài)進(jìn)行分析，通過與其他作業(yè)模式下的直升機相同部件使用壽命的比對，研究此類部件壽命縮短的原因，并根據(jù)受損原因結(jié)合工作實際提出設(shè)計改進(jìn)建議。

一、單旋翼直升機的工作原理與操縱系統(tǒng)

1.1 單旋翼直升機的工作原理

直升機發(fā)動機驅(qū)動旋翼提供升力，把直升機舉托在空中，單旋翼直升機的主發(fā)動機同時也輸出動力至尾部的小螺旋槳，通過調(diào)整小螺旋槳的螺距可以抵消大螺旋槳產(chǎn)生的不同轉(zhuǎn)速下的反作用力。[1]

1.2 單旋翼直升機的操縱系統(tǒng)

總距操縱桿：用來控制旋翼槳葉總距變化?？偩鄺U上提時，自動傾斜器整體上升而增大旋翼槳葉總距使旋翼拉力增大，反之拉力減小，由此來控制直升機的升降運動。

操縱桿：與固定翼航空器的駕駛桿作用相似，通過操縱線系與自動傾斜器相連接。駕駛員沿橫向和縱向操縱周期變距操縱桿時，自動傾斜器會出現(xiàn)相應(yīng)方向的傾斜，從而導(dǎo)致旋翼拉力方向也發(fā)生相應(yīng)方向的傾斜。

腳蹬：與固定翼航空器的方向舵腳蹬作用相似，都是控制航向工具。對于單旋翼帶尾槳直升機，腳蹬經(jīng)操縱線系與尾槳的槳距控制裝置相連，通過控制尾槳槳距的大小來調(diào)節(jié)尾槳產(chǎn)生的側(cè)向力，達(dá)到控制航向的目的。[2]

二、單旋翼直升機運行中的不同階段

2.1 懸停

當(dāng)旋翼升力大于直升機重力時，直升機將垂直上升，如果上升到一定高度而減小懸疑升力使之與重力大小相等，方向相反時，直升機將停止上升，這種飛行狀態(tài)叫做懸停。只要旋翼能夠產(chǎn)生足夠的升力來平衡飛機中立，直升機便可在任何高度懸停。

2.2 過渡飛行

過渡飛行是指直升機從懸停狀態(tài)轉(zhuǎn)變成轉(zhuǎn)換飛行狀態(tài)之間的過程。要實現(xiàn)這個轉(zhuǎn)變，首先應(yīng)使主槳旋轉(zhuǎn)平面向著需要飛行的方向傾斜。由于旋翼有效力是與葉尖旋轉(zhuǎn)平面相垂直，因此旋翼有效力也將向著同方向偏轉(zhuǎn)。

2.3 轉(zhuǎn)換飛行

轉(zhuǎn)換飛行狀態(tài)是指除垂直飛行以外的其他飛行狀態(tài)。要進(jìn)入轉(zhuǎn)換飛行狀態(tài)，應(yīng)將旋翼旋轉(zhuǎn)平面向著所需方向傾斜，旋翼有效力的水平分量將直升機向著所需方向運動。[3]

三、 以H125機型為例長期懸停作業(yè)對直升機部件壽命的影響

3.1 長期懸停作業(yè)對主減速器與發(fā)動機滑油散熱器的壽命影響

H125機型直升機正常運行時最大巡航速度258公里每小時，最大無地效懸停高度3000米。直升機上裝載的主減速器與發(fā)動機滑油散熱器為風(fēng)冷形式，當(dāng)檢測到滑油溫度過高后，電門自動接通，散熱器風(fēng)扇開啟為滑油降溫，防止因溫度過高而出現(xiàn)的滑油粘度降低，潤滑效率降低。在主減速器與發(fā)動機滑油散熱器的前方設(shè)有通風(fēng)通道，當(dāng)航空器前飛時，后行的氣流會自行流過滑油散熱器，此時無需散熱器風(fēng)扇工作也會有沖壓氣流對滑油進(jìn)行冷卻。

在航空器懸停時由于直升機與地面的相對速度極小，此時將沒有沖壓氣流對滑油進(jìn)行有效冷卻，此時隨著直升機運行時間的增加，滑油溫度不斷升高，當(dāng)溫度達(dá)到滑油散熱器風(fēng)扇工作的臨界值后，風(fēng)扇開始工作冷卻滑油。

H125型直升機在設(shè)計時未曾考慮到客戶會長期應(yīng)用航空器執(zhí)行懸停作業(yè)任務(wù)，按照H125機型原本的設(shè)計理念，主減速器與發(fā)動機滑油散熱器風(fēng)扇應(yīng)只在極少數(shù)情況下工作，其他運行中的滑油冷卻任務(wù)完全由前飛時的沖壓氣流承擔(dān)，制造廠家對滑油散熱器風(fēng)扇電動機的可靠性要求較低，導(dǎo)致在直升機長期從事懸停任務(wù)后，滑油散熱器風(fēng)扇電機常常因長時間工作而發(fā)生卡滯或損壞的現(xiàn)象，對直升機的正常運行作業(yè)造成了不利的影響。

3.2 長期懸停作業(yè)對尾槳層壓半軸承的壽命影響

直升機的尾槳主要作用為平衡主旋翼在轉(zhuǎn)動過程中產(chǎn)生的反扭矩，在運行過程中通過操縱直升機尾槳葉的槳距來控制直升機的飛行方向。尾槳上裝載的層壓半軸承為尾槳變距時受力的主要部件，在正常工作中，尾槳通過層壓半軸承的限制可以自行回到初始槳距位置，并在飛行員操縱中保持在飛行員希望得到的槳距位置。廠家手冊要求每1200飛行小時或120個月強制更換層壓半軸承。

目前長期從事懸停作業(yè)的直升機上裝載的層壓半軸承，均在600小時出現(xiàn)不同程度的橡膠與金屬的分層情況，且損傷狀況接近或超過報廢標(biāo)準(zhǔn)。使得運營公司不得不縮短尾槳層壓半軸承的使用壽命。因為H125機型在設(shè)計時，將直升機的垂直尾翼設(shè)計為不對稱的流線型，在直升機大速度前飛時可以產(chǎn)生一個與尾槳相同方向的補償力，進(jìn)而改變層壓半軸承受到的扭轉(zhuǎn)力的大小。但長期進(jìn)行懸停作業(yè)的直升機無法使得垂直尾翼處通過高速流過的氣流產(chǎn)生足夠的推力來對尾槳進(jìn)行補償。因此尾槳層壓半軸承始終處于大幅度的扭轉(zhuǎn)狀態(tài)。使得金屬層與橡膠層間的粘連劑部分脫開，超出廠家規(guī)定的報廢標(biāo)準(zhǔn)。

四、以H125機型為例針對部件壽命縮短的解決方案

4.1 針對主減速器和發(fā)動機滑油散熱系統(tǒng)的設(shè)計更改

生產(chǎn)廠方可從改變滑油管路的走向，在滑油散熱器前端利用機載空調(diào)系統(tǒng)的冷氣，對滑油進(jìn)行預(yù)冷卻，并在預(yù)冷卻后設(shè)置自動的溫控電門，在滑油溫度過低時關(guān)閉預(yù)冷卻這一分路，使得滑油可以直接旁通回油箱。當(dāng)預(yù)冷卻無法滿足冷卻需求時通過滑油散熱器工作的方式對滑油進(jìn)行降溫。

此種改進(jìn)方式在及時降低主減速器與發(fā)動機滑油溫度的同時，僅需要對滑油與機載空調(diào)的管路進(jìn)行改裝，并安裝溫控活門即可達(dá)到預(yù)期的目的，可行性較高。

4.2 針對尾槳層壓半軸承的設(shè)計更改

生產(chǎn)廠方可以通過改進(jìn)尾槳層壓半軸承的構(gòu)型，是它能在保證拉伸與壓縮強度的同時，提高自身抗剪切力與扭轉(zhuǎn)力的強度，可以擺脫傳統(tǒng)的金屬層與橡膠層設(shè)計，通過一體式的改進(jìn)設(shè)計。采用整體結(jié)構(gòu)，局部加強的設(shè)計可以保證材料整體受力均衡，在特殊受力較大區(qū)域輔以加強梁補強設(shè)計，從細(xì)節(jié)上保證了尾槳變距軸承的強度與剛度。

尾槳變距軸承的一體化設(shè)計需要對不同的材料進(jìn)行長期的力學(xué)實驗，并針對不同部位的受力情況加裝補強梁，因此一體化設(shè)計是一個長期的需要不斷試驗與修正的過程。在目前的設(shè)計構(gòu)型中，橡膠層與粘連層的選取尚存在很大的改變空間，作為一體式尾槳變距軸承投產(chǎn)前的過渡產(chǎn)品，新式的尾槳層壓半軸承應(yīng)通過更換更高強度的橡膠層與更大粘性的粘連劑避免頻頻出現(xiàn)的損傷超標(biāo)現(xiàn)象，并加大已有構(gòu)型的補強面積，通過整體補強的形式將扭轉(zhuǎn)力分散在更多的層壓區(qū)域上，產(chǎn)生的裂紋會分散在更大面積的層壓面上，可以提高產(chǎn)品可靠性。

參考文獻(xiàn)

[1] 張呈林，郭才根， 直升機總體設(shè)計，[專著]-國防工業(yè)出版社，2006-09

[2] 王永虎，直升機飛行原理，[專著]-西南交大出版社，2017-07

[3] John Seddon， 直升機空氣動力學(xué)基礎(chǔ)（第3版）[專著]-國防工業(yè)出版社，2014-05