陳宇金 李宏 李保良

摘要：針對近期加拿大民航當(dāng)局就貝爾505直升機(jī)總距桿斷裂發(fā)出了多份緊急適航指令的事件，在深入分析該機(jī)型飛行操縱系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)和旋翼系統(tǒng)的設(shè)計(jì)特征的基礎(chǔ)上，總結(jié)了其地面操縱行程檢查中總距操縱力的特點(diǎn)，同時分析了該系列緊急適航指令頒布的發(fā)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(jī)飛行操縱系統(tǒng)操縱線系及操縱裝置疲勞安全設(shè)計(jì)的相關(guān)建議，指出需要注意地面使用維護(hù)和檢查過程中產(chǎn)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(fēng)險的識別處理。

關(guān)鍵詞：適航指令；直升機(jī)；飛行操縱；總距桿；疲勞斷裂

中圖分類號：V227+.1文獻(xiàn)標(biāo)識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.11.009

加拿大交通運(yùn)輸部適航當(dāng)局在2021年2月21日—4月2日發(fā)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(jī)飛行操縱系統(tǒng)總距桿斷裂不安全事件，逐步頒布了相應(yīng)的安全補(bǔ)救措施和最終設(shè)計(jì)更改。在發(fā)生總距桿斷裂事件時，由于不確定導(dǎo)致疲勞斷裂的實(shí)質(zhì)原因，適航當(dāng)局先頒布一版緊急適航指令，并且隨著事件調(diào)查的進(jìn)展，逐步修訂完善該適航指令，確保該型號直升機(jī)的持續(xù)運(yùn)行安全。最終調(diào)查結(jié)論是總距桿設(shè)計(jì)缺陷導(dǎo)致的疲勞斷裂，這一點(diǎn)打破了人們對直升機(jī)飛行操縱系統(tǒng)操縱裝置一般采用靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)的常規(guī)認(rèn)識。

直升機(jī)總距操縱桿用于控制旋翼升力的大小，實(shí)現(xiàn)航空器高度的變化，同時也與發(fā)動機(jī)油門聯(lián)動，是發(fā)動機(jī)功率控制的主要手段。因此，總距桿斷裂會使得直升機(jī)失去高度和功率的控制，導(dǎo)致災(zāi)難性安全事故的發(fā)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(fā)生在人眼不可見的結(jié)構(gòu)內(nèi)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(fā)現(xiàn)。這也導(dǎo)致疲勞斷裂可能毫無征兆地突然發(fā)生。因此，直升機(jī)總距桿疲勞裂紋引起斷裂，導(dǎo)致災(zāi)難性事故的安全風(fēng)險極大，需要在持續(xù)適航管理和系統(tǒng)設(shè)計(jì)中謹(jǐn)慎處理。

本文通過此系列適航指令和該機(jī)型飛行操縱系統(tǒng)的相關(guān)分析研究，總結(jié)出直升機(jī)飛行操縱系統(tǒng)相關(guān)的疲勞安全適航指令發(fā)布和零部件疲勞安全設(shè)計(jì)相關(guān)建議，促進(jìn)航空器的持續(xù)適航管理和安全性設(shè)計(jì)。

1貝爾505直升機(jī)

1.1直升機(jī)概況

貝爾505直升機(jī)是貝爾公司研發(fā)、加拿大米拉工廠制造的當(dāng)代新型5座直升機(jī)。采用常規(guī)主旋翼加尾槳構(gòu)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(zhì)量）1669kg[5]。該機(jī)型從2013年開始研制，在2016年12月23日獲得了加拿大交通運(yùn)輸部適航當(dāng)局的型號適航證，在2017年7月獲得美國聯(lián)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(fā)的型號認(rèn)可證（VTC）。

1.2飛行操縱系統(tǒng)特征分析

飛行操縱系統(tǒng)是傳統(tǒng)的機(jī)械液壓飛行操縱系統(tǒng)，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(jī)飛行姿態(tài)、高度和航向。主旋翼周期變距和總距飛行操縱系統(tǒng)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(fù)荷。尾槳航向操縱是純?nèi)肆Σ倏v。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(jìn)而協(xié)助正駕駛飛行。

1.3液壓系統(tǒng)特征分析

液壓系統(tǒng)為飛行操縱系統(tǒng)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(tǒng)只有一臺安裝在傳動系統(tǒng)主減速器上，由主減速器驅(qū)動的液壓泵，因此在地面開車前，即旋翼、傳統(tǒng)系統(tǒng)運(yùn)轉(zhuǎn)之前，液壓系統(tǒng)不能為飛行操縱系統(tǒng)提供液壓動力助力。

1.4旋翼系統(tǒng)特征分析

旋翼系統(tǒng)包括主旋翼系統(tǒng)和尾槳系統(tǒng)。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(shí)現(xiàn)變距和擺振的運(yùn)動副。

1.5航前地面檢查總距操縱力分析

在直升機(jī)飛行前，飛行員需要對飛行操縱能否在全行程范圍內(nèi)運(yùn)動進(jìn)行確認(rèn)，以確保直升機(jī)在正常飛行以及異常飛行情況下均能進(jìn)行正常操縱，從而實(shí)現(xiàn)繼續(xù)安全飛行或著陸。直升機(jī)旋翼系統(tǒng)既是升力面又是操縱面，旋翼系統(tǒng)和傳動系統(tǒng)是直接機(jī)械剛性交聯(lián)的，直升機(jī)開車旋翼運(yùn)轉(zhuǎn)后，旋翼對機(jī)身具有操縱功效，執(zhí)行全行程操縱運(yùn)動檢查會導(dǎo)致直升機(jī)翻轉(zhuǎn)觸地?fù)p毀。因此，該項(xiàng)檢查只能在開車前執(zhí)行。

由上述貝爾505直升機(jī)飛行操縱系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)和旋翼系統(tǒng)特征分析可知，在飛行操縱系統(tǒng)航前地面操縱檢查時，發(fā)動機(jī)不工作，旋翼傳動系統(tǒng)不運(yùn)轉(zhuǎn)，液壓系統(tǒng)不能為飛行操作系統(tǒng)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(yùn)動慣性力和摩擦力，這些導(dǎo)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(jī)飛行員在執(zhí)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(dāng)局針對貝爾德事隆加拿大有限公司研制的貝爾505直升機(jī)總距桿斷裂不安全事件，在2021年2月21—4月2日發(fā)出了4個版本的緊急適航指令來確保貝爾505直升機(jī)的持續(xù)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(xù)版本替代前面版本的關(guān)系。同時，貝爾德事隆加拿大有限公司相應(yīng)發(fā)出緊急服務(wù)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(wù)通告也是后續(xù)版本替代前面版本的關(guān)系。

2.1 CF-2021-05

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

2.1.1主要內(nèi)容

（1）主題：旋翼飛行控制-總距操縱系統(tǒng)-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(jī)，系列號65011及后續(xù)。

（3）符合要求：在下一次飛行前完成，除非已經(jīng)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(bào)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(xiàn)在發(fā)動機(jī)起動前的飛行操縱系統(tǒng)機(jī)上地面行程檢查過程中。斷裂的原因還在進(jìn)一步地研究中。由于其他505型機(jī)可能存在潛在的類似斷裂，貝爾公司制定了緊急服務(wù)通告（ASB）505-21-20，執(zhí)行一次裂紋檢測檢查，裂紋可能使總距桿失效，進(jìn)而導(dǎo)致直升機(jī)失去控制。為了防止正駕駛總距桿失效，加拿大交通運(yùn)輸部發(fā)布了該適航指令（AD），強(qiáng)制要求按ASB 505-21-20執(zhí)行檢查。本AD認(rèn)為是一個過渡的行動。加拿大交通運(yùn)輸部可能強(qiáng)制要求采取進(jìn)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(fā)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(fā)現(xiàn)正駕駛總距桿不可以繼續(xù)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(fā)現(xiàn)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(fā)布了緊急服務(wù)通告ASB 505-21-20。

2.2.1主要內(nèi)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(xì)檢查。

（2）緊急服務(wù)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(shí)施指南

（1）如果需要的話，執(zhí)行一次所需的調(diào)機(jī)飛行是可以接受的，將直升機(jī)返回到最近的已批準(zhǔn)的修理廠，在那里接受檢查。調(diào)機(jī)飛行必須受到以下限制：最小機(jī)組用于調(diào)機(jī)飛行；獲得可能的（包括當(dāng)?shù)孛窈疆?dāng)局的）任何批準(zhǔn)是航空器所有人或運(yùn)營人的責(zé)任。

（2）將直升機(jī)調(diào)整為待檢查狀態(tài)。

（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(jīng)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(qū)域。

（5）在強(qiáng)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(qū)域。如果在用10倍放大鏡檢查過程中發(fā)現(xiàn)有裂紋，或者懷疑有裂紋，在裂紋所在區(qū)域開展一次熒光滲透檢查；如果經(jīng)熒光滲透檢查后確認(rèn)是裂紋，那么正駕駛總距桿和手柄組件將被認(rèn)為不可使用。在進(jìn)一步處理前，將該問題和圖片報(bào)告給產(chǎn)品支持工程部；如果熒光滲透檢查鑒定不是裂紋，則恢復(fù)安裝。

（6）如果在用10倍放大鏡檢查過程中沒有發(fā)現(xiàn)有裂紋，則恢復(fù)安裝。

（7）在直升機(jī)履歷本上，按緊急服務(wù)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(dāng)局發(fā)布了緊急適航指令CF-2021-05R1，替代CF-2021-05。

2.3.1主要更改內(nèi)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?；谪悹柟镜陌l(fā)現(xiàn)，緊急適航指令CF-2021-05和緊急服務(wù)通告（ASB）505-21-20規(guī)定執(zhí)行一次裂紋檢測檢查是不夠的。因此，貝爾公司發(fā)布了緊急服務(wù)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(guān)檢查正在進(jìn)行，還需要進(jìn)一步收集分析數(shù)據(jù)，本AD被認(rèn)為是一個過渡的行動。加拿大交通運(yùn)輸部可能強(qiáng)制要求采取進(jìn)一步的糾正行動。

2.3.2糾正行動

（1）初始檢查

（a）在進(jìn)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(fā)現(xiàn)正駕駛總距桿不可以繼續(xù)使用，在進(jìn)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(fā)現(xiàn)裂紋的總距桿。

（2）重復(fù)檢查

（a）重復(fù)熒光滲透檢查，檢查間隔不得超過25飛行小時。

（b）如果發(fā)現(xiàn)正駕駛總距桿不可以繼續(xù)使用，在進(jìn)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(jī)運(yùn)營人開展配備雙駕駛操縱的調(diào)機(jī)飛行，以將直升機(jī)飛到維修基地來開展熒光滲透檢查，但是必須讓副駕駛執(zhí)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(fā)布了緊急服務(wù)通告ASB 505-21-20_RA。主要更改內(nèi)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(dāng)局發(fā)布了緊急適航指令CF-2021-05R2，替代CF-2021-05R1。主要更改內(nèi)容如下。

（1）背景：進(jìn)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(nèi)出現(xiàn)裂紋。因此，貝爾公司發(fā)布臨時版本的飛行手冊，禁止單個飛行員在右側(cè)正駕駛位置飛行。

（2）實(shí)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(fā)布了緊急服務(wù)通告ASB 505-21-20_RB。主要更改內(nèi)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(dāng)局發(fā)布了緊急適航指令CF-2021-05-R3，替代CF-2021-05-R2。主要更改內(nèi)容如下發(fā)。

（1）背景：在上一份指令發(fā)布之后，貝爾公司重新設(shè)計(jì)了總距桿，以消除根部導(dǎo)致裂紋的因素。該指令強(qiáng)制要求實(shí)施該設(shè)計(jì)更改，或者如果不采取該設(shè)計(jì)更改，就限制使用。

（2）實(shí)施：更換總距桿桿體。

在該指令生效后的12個月內(nèi)，完成下列工作：按照貝爾公司2021年3月11日發(fā)布的服務(wù)通告ASB 505-21-20_RC完工指令，用重新設(shè)計(jì)的總距桿桿體更換機(jī)上總距桿桿體；去除飛行手冊中的飛行限制內(nèi)容，通知飛行機(jī)組相關(guān)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(fā)布了緊急服務(wù)通告ASB505-21-20_RC。主要更改內(nèi)容與2.7節(jié)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(fā)現(xiàn)安全隱患，進(jìn)而發(fā)布適航指令的事件。貝爾505直升機(jī)在某次飛行前的地面檢查中，出現(xiàn)了正駕駛位置總距桿斷裂的事件。為了緊急應(yīng)對該事件，在未調(diào)查清楚事件原因的情況下，發(fā)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(rèn)是否真正存在裂紋。

在得出斷裂是疲勞裂紋導(dǎo)致的結(jié)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(jìn)一步要求每隔25飛行小時重復(fù)通過螢光滲透檢查來監(jiān)控是否發(fā)生裂紋。

在大量統(tǒng)計(jì)分析總距桿裂紋檢查數(shù)據(jù)后，得出存在較短飛行小時內(nèi)出現(xiàn)裂紋的情況。為了保證安全，更進(jìn)一步需要禁止正駕駛位置單個飛行員執(zhí)行飛行任務(wù)的指令。

在完成事件調(diào)查和設(shè)計(jì)更后，發(fā)出最后適航指令，實(shí)施設(shè)計(jì)更改。

針對該事件，在一個多月之內(nèi)，加拿大交通運(yùn)輸部適航當(dāng)局連續(xù)發(fā)出4次適航指令，這說明貝爾公司和加拿大民航當(dāng)局對該斷裂事件預(yù)判不足，未能盡早根據(jù)理論知識、工程經(jīng)驗(yàn)及時做出較為完整、安全且有效的適航指令，導(dǎo)致了一定的安全風(fēng)險。當(dāng)然，他們也能通過檢查數(shù)據(jù)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(rèn)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(jī)型正駕駛總距桿為了便于與總距扭軸安裝，在根部開有側(cè)槽。側(cè)槽這種設(shè)計(jì)形式容易存在加工導(dǎo)致的微小原始裂紋情況。由1.5節(jié)可知，該機(jī)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(shí)施每次飛行前的往復(fù)大行程操縱，這也就導(dǎo)致總距桿根部承受較大的低周交變疲勞載荷。當(dāng)總距桿根部存在的該低周交變載荷能足夠?qū)е聦?shí)質(zhì)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(dǎo)致總距桿根部側(cè)槽處疲勞斷裂。

因此，該機(jī)型正駕駛總距桿的根部安裝側(cè)槽設(shè)計(jì)存在疲勞安全隱患。貝爾公司對此開展了總距桿根部加強(qiáng)改進(jìn)設(shè)計(jì)，以降低直升機(jī)航前飛行操縱系統(tǒng)機(jī)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(fā)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(dāng)一種不安全的狀態(tài)對飛行安全有直接的風(fēng)險，需要所有人/運(yùn)營人采取緊急行動時，適航當(dāng)局將不再征求公眾意見，直接頒發(fā)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(jī)某架機(jī)的地面操縱行程檢查過程中發(fā)生了總距桿桿體斷裂后，進(jìn)一步通過金相分析得知是由初始裂紋引起的疲勞斷裂。經(jīng)過評估安全風(fēng)險后，認(rèn)為該事件會危及該型號直升機(jī)的飛行安全，在未徹底查清總距桿斷裂本質(zhì)原因之前，發(fā)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(jù)檢查數(shù)據(jù)開展安全風(fēng)險評估后，在得出可能在運(yùn)行中產(chǎn)生微小裂紋進(jìn)而導(dǎo)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(jù)檢查結(jié)果開展進(jìn)一步風(fēng)險分析后，得知存在較短時間內(nèi)出現(xiàn)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(shè)計(jì)更改后，發(fā)出最后版本的適航指令，實(shí)施正駕駛總距桿設(shè)計(jì)更改。

根據(jù)上述事件歷程，建議的疲勞安全適航指令發(fā)布一般規(guī)則如下：（1）當(dāng)發(fā)生不安全事件后，應(yīng)立即開展風(fēng)險評估，即基于疲勞斷裂事件信息采取風(fēng)險的危害性和對應(yīng)概率評估的方法，用于判定航空器相應(yīng)系統(tǒng)在持續(xù)運(yùn)行中的不安全狀態(tài)；（2）在疲勞斷裂原因判斷不明時，可以根據(jù)所導(dǎo)致不安全狀態(tài)的程度，發(fā)出緊急適航指令開展裂紋檢查，停止運(yùn)行或限制運(yùn)行；（3）應(yīng)及時按進(jìn)展逐步綜合相關(guān)裂紋檢查數(shù)據(jù)開展分析信息，及時逐步制定后續(xù)緩解風(fēng)險措施及其符合性時間的期限。為確保持續(xù)運(yùn)行安全，可根據(jù)實(shí)際情況發(fā)布臨時緊急適航指令修訂版本，直至針對疲勞斷裂的設(shè)計(jì)更改獲得審批，發(fā)出最終適航指令。

6疲勞安全設(shè)計(jì)建議

直升機(jī)機(jī)械飛行操縱系統(tǒng)疲勞強(qiáng)度傳統(tǒng)設(shè)計(jì)一般原則是指系統(tǒng)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(shè)計(jì)并進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，符合27部或29部適航規(guī)章[11-12]的第29.571有關(guān)規(guī)定。這一點(diǎn)在國際上也是通行的原則。根據(jù)該原則，對于貝爾505直升機(jī)這種傳統(tǒng)機(jī)械液壓助力飛行操縱系統(tǒng)，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(qiáng)度設(shè)計(jì)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(qiáng)度設(shè)計(jì)，即按適航規(guī)章27部規(guī)定的操縱裝置設(shè)計(jì)載荷，如第27.397規(guī)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(jì)算得出每個零部件的限制載荷，按此載荷開展靜強(qiáng)度校核。

根據(jù)上述一般設(shè)計(jì)原則，貝爾505直升機(jī)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(jìn)行靜強(qiáng)度計(jì)算。這使得該機(jī)型總距桿沒有考慮飛行操縱系統(tǒng)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(yīng)疲勞強(qiáng)度計(jì)算分析和試驗(yàn)，在零部件細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)和工藝設(shè)計(jì)中也沒有考慮抗疲勞設(shè)計(jì)要求。該一般原則對于傳統(tǒng)的采用鉸接式槳轂旋翼系統(tǒng)的類似直升機(jī)是適用的，鉸接式槳轂變距運(yùn)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(jī)，為了提高旋翼系統(tǒng)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(jī)總距桿疲勞斷裂的重要原因。因此，對飛行操縱系統(tǒng)疲勞安全設(shè)計(jì)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(jì)算分析，以確定是否需要開展抗疲勞設(shè)計(jì)。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(tǒng)彈簧載荷力是否會產(chǎn)生低周疲勞損傷，進(jìn)而導(dǎo)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(gòu)件，為提高零部件結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度，需要從結(jié)構(gòu)材料、應(yīng)力水平、結(jié)構(gòu)布置、加工工藝、連接形式、傳力路線等多方面仔細(xì)分析和精心設(shè)計(jì)。因?yàn)槠谄茐耐ǔ木植康胤介_始并擴(kuò)展，所以局部應(yīng)力、擴(kuò)展速率對零部件結(jié)構(gòu)的抗疲勞性能十分重要。零部件抗疲勞設(shè)計(jì)的要點(diǎn)是合理選材，降低應(yīng)力水平，避免和減緩應(yīng)力集中，降低表面粗糙度、表面強(qiáng)化，以改善零部件表面的疲勞性能。

（3）針對當(dāng)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(shè)計(jì)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(qiáng)度設(shè)計(jì)。建議在液壓系統(tǒng)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(zhí)行地面全行程操縱檢查時所承擔(dān)的操縱負(fù)荷，提高飛行員的操縱舒適性。

7結(jié)論

從貝爾505直升機(jī)總距桿桿體根部疲勞斷裂適航指令事件可知，出現(xiàn)疲勞安全事件時，一方面需要從保證航空器持續(xù)適航角度，先發(fā)出緊急適航指令開展檢查和更換，并限制運(yùn)行狀態(tài)，隨后根據(jù)事件調(diào)查的進(jìn)展，及時修訂緊急適航指令，最后發(fā)布設(shè)計(jì)更改適航指令，確保航空器持續(xù)運(yùn)行安全；另一方面，對于直升機(jī)飛行操縱系統(tǒng)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(qiáng)度設(shè)計(jì)的慣性傳統(tǒng)思維，需要特別注意識別是否存在新穎設(shè)計(jì)引起的低周疲勞危險的技術(shù)細(xì)節(jié)。這些細(xì)節(jié)可能是較大阻尼力、彈簧變形負(fù)載力、旋翼變距操縱彈性變形負(fù)載力等。低周疲勞載荷可能出現(xiàn)在飛行過程中，也有可能出現(xiàn)在地面運(yùn)行檢查過程中。針對識別出來的零部件，要開展相應(yīng)低周疲勞強(qiáng)度設(shè)計(jì)，消除疲勞斷裂隱患，確保飛行操縱系統(tǒng)零部件的疲勞安全，進(jìn)而保障直升機(jī)的持續(xù)運(yùn)行安全。

參考文獻(xiàn)

[1]Transport Canada Civil Aviation. CF-2021-05Emergency airworthiness directive[S]. Canada：Ottawa，2021.

[2]Transport Canada Civil Aviation. CF-2021-05R1Emergency airworthiness directive[S]. Canada：Ottawa，2021.

[3]Transport Canada Civil Aviation. CF-2021-05R2Emergency airworthiness directive[S]. Canada：Ottawa，2021.

[4]Transport Canada Civil Aviation. CF-2021-05R3Emergency airworthiness directive[S]. Canada：Ottawa，2021.

[5]袁慎芳，李曉泉，陳健.疲勞裂紋擴(kuò)展的卷積神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)辨識[J].航空科學(xué)技術(shù)，2020，31（3）：64-71. Yuan Shenfang，Li Xiaoquan，Chen Jian. Convolutional neural networkbasedfatiguecrackgrowthidentification[J]. Aeronautical Science & Technology， 2020， 31（3）： 64-71. （in Chinese）

[6]Bell Textron Inc. BELL 505 rotorcraft manufacturer’s data BHT-505-MD-1，section 1，systems description[Z]. USA：Fort Worth，Texas，2021.

[7]Bell Textron Canada Limited. Alert service bulletin，pilot collective stick and grip assembly M207-20M478-041/-043/-047，one-time detailed inspection of ASB 505-21-20[Z]. USA：Canada：Mira，Quebec，2021.

[8]Bell Textron Canada Limited. Alert service bulletin，pilot collective stick and grip assembly M207-20M478-041/-043/-047，one-time detailed inspection of ASB 505-21-20_RA[Z]. Canada：Mira，Quebec，2021.

[9]Bell Textron Canada Limited. Alert service bulletin，pilot collective stick and grip assembly M207-20M478-041/-043/-047，one-time detailed inspection o，ASB 505-21-20_RB[Z]. Canada：Mira，Quebec，2021.

[10]Bell Textron Canada Limited. Alert service bulletin，pilot collective stick and grip assembly M207-20M478-041/-043/-047，one-time detailed inspection of ASB 505-21-20_RC [Z]. Canada：Mira，Quebec，2021.

[11]中國民用航空局.AP-39-01R1適航指令的頒發(fā)和管理程序[S].北京：中國民用航空局，2006. Civil Aviation Administration of China. AP-39-01R1Issuance and management procedures of airworthiness directives[S]. Beijing：Civil Aviation Administration of China，2006.（in Chinese）

[12]中國民用航空局. CCAR-27-R2正常類旋翼航空器適航規(guī)定[S].北京：中國民用航空局，2017. CivilAviationAdministrationofChina.CCAR-27-R2 Airworthiness standards of normal category rotorcraft[S]. Beijing： Civil Aviation Administration of China， 2017.（in Chinese）

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