旋翼航空器尾桨保护装置适航条款分析研究

吴世豪，黄文斌，崔甲子

(中航工业直升机设计研究所，江西景德镇 333001)

0 引言

民用航空器型号合格审定的过程就是表明航空器对审定基础符合性的过程［1］。本文对美国联邦航空条例FAR27部《正常类旋翼航空器适航规章》［2］和 FAR29部《运输类旋翼航空器适航规章》［3］中的27.411 和29.411 条款——地面间隙:尾桨保护装置的符合性验证要求及符合性验证方法进行分析研究，为工程技术人员提供该条款符合性验证的方法和思路。

1 条款发展历史与内容

FAR27.411和FAR29.411条款的起源最早可以追溯到1956年生效的美国联邦航空规章第6部第223条款(简称CAR6.223)和第7部第223条款(简称CAR7.223)。1964年初，美国联邦航空局将CAR6转换为新的联邦航空规章FAR27，将CAR7转换为新的联邦航空规章FAR29，并于1965年2月1日生效。相应地，CAR6.223条款也直接转变成为FAR27.411 条款，CAR7.223 条款转变为FAR29.411条款，条款的适航要求未作修改。

FAR27.411 和 FAR29.411 条款——地面间隙:尾桨保护装置的内容如下:

(a)在正常着陆时，尾桨不得接触着陆表面

(b)当采用尾桨保护装置来满足本条(a)时，则:

(1)对保护装置必须制定适当的设计载荷;

(2)尾桨保护装置及其支撑结构必须设计成能够承受该设计载荷。

中国民用航空局的CCAR27部和CCAR29部与美国联邦航空局的FAR27部和FAR29部条款的适航要求是相同的［4］［5］。

2 符合性验证

为了防止旋翼航空器着陆时尾桨碰到地面，损坏航空器，造成飞行事故，在尾梁底部一般都会安装尾桨保护装置，以此来吸收触地时的动能，保护尾桨。根据有关的咨询通告，结合型号取证经验，对于27.411/29.411条款的符合性验证要求及建议的符合性验证方法介绍如下:

2.1 符合性验证要求

从条款的内容表述可知，如果能表明在各种典型姿态着陆情况下，尾桨与地面之间有足够的间隙，保证尾桨不会接触着陆表面，则411条的符合性得到表明，不需再对(b)款进行验证。

如果(a)款的符合性未得到充分验证，则需要按照(b)款的要求对尾桨保护装置进行验证，即尾桨保护装置能承受设计载荷，且该设计载荷的确定是合理的，并进行强度、刚度分析或试验等来表明其符合性。

2.2 符合性验证方法

(a)款的验证方法:一般用设计图样来表明正常着陆时尾桨同典型水平着陆表面可能出现的间隙，同时要考虑各种典型的着陆姿态，如尾部下沉姿态等。如果图样显示尾桨离着陆表面足够高，在任何姿态下都不可能接触地面，可表明对411条款的符合性。如果图样能够表明尾桨不大可能接触着陆表面，但高度并非十分明显时，则可在飞行试验时，采用如下方法做进一步的验证:采用一个适当长度的易折装置(即木质定位杆)来证实此间隙，若易折装置未受损、折断或未同着陆表面接触，可表明符合411条款的规定。

如果以上方法都不能很好地证明在典型着陆姿态下，尾桨不可能触及着陆表面，则需对(b)款进行验证。

(b)款的验证方法:首先确定尾桨保护装置的设计载荷，之后进行强度刚度分析或强度刚度试验，表明尾桨保护装置能承受相应的设计载荷，且其强度和刚度满足要求。在确定设计载荷时，应考虑尾桨保护装置在直升机尾部下沉着陆姿态中，最不利重心位置时的所应吸收的动能，按下述方法计算:

其中:Vs—垂直速度，英尺/秒;KY—从俯仰轴算起的回转半径，英尺;1B—自最临界重心位置至保护装置或缓冲器触地点的距离，英尺;W—旋翼航空器总重减去旋翼升力，磅;g—重力加速度，g=32.2英尺/秒2。

3 型号取证应用

实际型号取证过程中，对于尾桨保护装置的验证工作，应按照以上验证要求和相应的验证方法来进行。下面以直11型机、直8F-100型机及直15型机为例，分析27.411和29.411条款符合性验证的具体应用。

3.1 直11型机

如图1，直11型机在装低橇时，尾桨叶离地高度大致是710mm，尾撑离地高度大致530mm，通过图样不足以表明在各种典型着陆姿态尤其是尾部下沉姿态时，尾撑不会接触着陆表面，不能充分表明对(a)款的符合性，因此需进一步对(b)款进行验证。

图1 直11型机侧视图

图2 尾撑结构图

对(b)款的验证:

1)考虑尾部下沉着陆重量重心后限时，其应吸收的动能较大，依据Z11型机强度刚度规范要求，确定下沉速度VZ=1m/s，尾撑在以1m/s的速度触地时应吸收的功量为

根据直11型机质量分布、重量、重心及转动惯量数据，可得:

由能量守恒定理，尾撑的变形弹性能W=Asy，

据此，可求得设计载荷Fz，根据《直升机载荷手册》［6］，尾撑撞击情况分对称和不对称两种，并且对称情况下危险程度更高，所以对对称情况进行强度计算。

2)直11型机在验证(b)款时，除按验证要求，对设计载荷进行了合理确定和强度计算外，还进行了刚度计算，计算在设计载荷作用下，尾撑的变形量。

3)在直11型机全机静力试验时，对尾撑进行了强度和刚度试验验证，证明尾撑能承受设计载荷，并且在设计载荷的作用下，其刚度也满足要求。

因此，直11型机对27.411条款的验证是充分的。

3.2 直8F-100型机

直8F-100型机的尾桨和尾撑的布局均沿用直XX型机，在直8F-100型机型号取证的过程中，对于411条的验证主要如下:

1)直8F-100型机飞行手册要求“禁止在接近地面着陆拉平时直升机仰角超过15°”，直8F-100型机尾桨在直升机接近地面着陆拉平时直升机仰角的15°范围以外，如图3。所以在正常着陆情况下，尾桨是很难接触着陆表面的。但考虑一些特殊的着陆状态(如超出飞行手册要求时的着陆状态)，无法保证尾桨不会触地，所以直8F-100型机设置了尾撑减振器。

图3 直8F-100型机侧视图

2)直8F-100型机的尾撑减振器通过3个接头连接在尾梁上，其中2个前接头在尾10框上并左右对称布置，后接头在尾12框上机身对称中心线处。尾撑减振器由橡皮绳式尾撑缓冲器、尾撑框架构成，尾撑缓冲器主要由叉耳、滑杆、滑筒、弹性带组成，尾撑框架主要由承座、承座底、管子组成。当直升机非正常姿态着陆(抬头过大)时，尾撑触地压缩，拉伸弹性带，通过弹性带的弹性起到缓冲作用，防止尾桨触地。

图4 直8F-100型机尾撑结构图

(3)直8F-100型机尾撑减振器的设计载荷引用的是直XX型机的尾撑减振器最大变形下的载荷——9000N，而直 XX型机又是直接引用“超黄蜂”直升机使用手册上的尾撑减振器载荷。尾撑减振器撞击情况分为对称和不对称两种，通过对两种撞击情况进行强度计算，证明尾撑减振器能够满足强度要求。

以上为直8F-100型机对于29.411条款所进行的符合性验证工作，如果要对直8F-100型机尾桨保护装置进行更充分验证的话，可按如下方式进行:

1)考虑直8F-100型机尾部下沉着陆中，直升机在最不利重心位置时，尾撑应吸收的动能，合理地确定其设计载荷;

2)对尾撑进行强度、刚度分析，表明强度刚度满足要求;

3)通过尾撑本身的强度刚度试验，进一步验证尾撑强度刚度满足要求，或者通过别的部件试验，佐证强度刚度计算分析方法的正确及合理性。

3.3 直15型机

如图5所示，直15型机的尾桨设计属于高尾桨构型，尾桨布置在平尾以上，尾桨在各种着陆姿态下着陆都不可能接触地面，因此直15型机的三面图和交点数据图即可表明直15型机满足29.411条款的要求。

图5 直15型机侧视图和正视图

4 结语

通过对旋翼航空器尾桨保护装置的验证要求及验证方法的分析研究和相关的型号验证实例，可以知道要么有充分的证据表明旋翼航空器在各种典型着陆状态下，尾桨都不会触地，否则就必须对尾桨保护装置进行验证，通过计算旋翼航空器尾部下沉着陆最不利重心位置时尾撑所吸收的动能，计算出设计载荷，并通过强度和刚度计算或试验来表明尾撑能够满足该设计载荷。

本文较深入地分析了27.411条款和29.411条款的技术内涵，对完善我国旋翼航空器相关适航条款的研究有一定意义，为从事相关工作的设计人员和适航技术人员提供了技术参考。

［1］中国民用航空局航空器适航司.中国民用航空器适航管理［M］.北京:中国民航出版社，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，中国民用航空规章第27部正常类旋翼航空器适航规定［S］.2002.

［5］CCAR-29R1，中国民用航空规章第29部运输类旋翼航空器适航规定［S］.2002.

［6］航空航天工业部科学技术研究院.直升机载荷手册［M］.北京:航空工业出版社，1991.3