一架某型外贸机偏离跑道事故征候检查分析及防范措施

2018-05-09朱亮江

教练机 2018年1期

朱亮江，刘通，冯亮

（航空工业洪都江西南昌330024）

1 故障现象

一架某型外贸机在执行当天飞行日计划安排的第3架次飞行时，滑行到跑道准备起飞，飞行员推油门松刹车后，飞机右偏滑行，滑行大约100米左右时，机轮撞到跑道灯后继续向前滑行，右机翼翼尖L8-2800-0-1撞上跑道头的着陆雷达车，飞机继续右偏滑行横过一条跑道，滑进沙地20米左右，左机轮胎撞上一块水泥块而出现左轮胎爆破，飞机继续滑行约200米左右停下。

2 飞参研判

对该架飞机故障架次飞参进行地面数据还原，选取相关的11个参数，详见表1。

表1 飞参数据

注：蹬右舵时，方向舵角度值为正，蹬左舵时，方向舵角度值为负；双针液压左、右刹车压力单位为psi（1psi=0.006895MPa），空速单位为节(kn)。

1）飞机从停机位滑出后的第一个右转弯通过前轮转向系统实现，后续滑行中采用左差动刹车实现左转和右差动刹车实现右转。18′31"～18′44"时间段内，采用左差动刹车完成最后一个左转弯，18′47"～18′50"时间段，操纵右刹车调整飞机航向滑行，18′51"～19′09"时间段，采用双刹车直线滑行，将飞机停在起飞线上。

2）19′09 "时，右机轮开始松刹，左机轮刹车压力为 782.5psi，19′10"时，右机轮为松刹状态，左机轮刹车压力为756.9psi，方向舵为-8.34，左右机轮轮速信号增大，判断飞机开始滑出，航向角由219.7°变为221.4°，飞机右偏。

3）19′12 "～19′14"时间段，左刹车压力为（603.2～295.8）psi，右刹车压力为 14psi，航向角为 221.4°，判断飞行员操纵了左刹车，但飞机仍然保持221.4°滑行，飞机未能在左刹车作用下向左纠偏。

4）19′15 "～19′21"时间段，左刹车压力为（885～1013.1）psi，右刹车压力（731～1089.9）psi，飞机航向角从 226°逐渐增加至 250.6°，发动机 N2转速为99.03%～99.13%，判断飞行员进行了双刹车，飞机在发动机大推力作用下加速右转滑行。

从飞参数据分析认为该架飞机故障现象是：飞机在滑行至起飞线前工作正常；飞机在起飞线上松开刹车后，飞机滑出右偏；随后采用左刹车方式阻止了飞机继续右偏，但未能使飞机向左纠偏；最后采用双刹车，飞机继续右转滑行进入沙地。

3 前轮转向系统组成及工作原理

3.1 前轮转向系统组成

前轮转向系统液压控制部分由3件单向活门（2件 YXF-11，1件 YXF-10）、3件电磁阀（2件 YDF-30，1件YDF-21E）、1件L8-5510-500排油活门和 1件助力器YZL-16组成，如图1所示。

3.2 前轮转向系统工作原理

前轮转向系统具有前轮转向和前起落架减摆两种功能，以实现飞机的地面方向控制。前轮转向功能用于飞机滑行速度小于30km/h时的转向；减摆功能是指系统可提供足够的液压阻尼，以消耗摆振能量，保证飞机滑行的稳定，防止前轮因外力干扰出现摆振。前轮转向原理见图1，助力器结构见图2。

前轮转向工作原理：接通前轮转向按钮后，电磁阀YDF-30和电磁阀YDF-21E通电，高压油通过电磁阀YDF-30进入助力器的进油管嘴，此时如蹬左脚蹬，助力器的分油活门3向左移动，YZL-16进油管嘴处的高压油液经单向阻尼阀6进入助力器壳体左腔内，壳体右腔内的油液经过单向阻尼阀6、助力器回油管嘴、YDF-30和YDF-21E与回油连通，助力器壳体在液压力作用下向左移动，带动前轮左转；反之，如蹬右脚蹬，助力器壳体在液压力作用下向右移动，带动前轮右转。操纵前轮转向系统使前轮偏转一定角度后，如果松开前轮转向按钮，前轮不会自动回中，需接通前轮转向按钮，并反向蹬舵使前轮回中。

图1 前轮转向系统原理

图2 助力器原理

减摆工作原理：系统常态为减摆状态，不进行前轮转向操纵情况下（即不操作驾驶杆上前轮转向按钮），电磁阀YDF-30及YDF-21E断电，如果前轮受到一外部侧向力干扰使前轮向左偏转，即带动助力器壳体向左发生位移，右腔油液在这一瞬时被压缩，压力增大，左腔油液压力降低，右腔油液通过单向阻尼阀和阻尼环通活门的阻尼孔流入左腔，油液经二级阻尼产生一个阻尼力抵制助力器壳体向左移动，即抵制前轮向左偏转；反之，亦然，这样助力器通过阻尼作用实现前轮减摆功能。为防止助力器内油液温度上升导致压力过高，回油路上设置了排油活门L8-5510-500进行排油泄压，当助力器内油液因温度上升而压力升高至（21～24）MPa时，排油活门打开，助力器内高压油液经排油活门、电磁阀YDF-21E内部漏油流回油箱泄压，压力降至21MPa时，排油活门关闭，保证前轮转向系统的助力器、单向活门及导管等成附件不会超压损坏。

4 检查情况

4.1 飞机现场检查

1）对飞机液压系统进行污染度检查，符合飞机液压系统使用过程中污染度控制要求；2）对飞机刹车系统及防滑刹车功能进行了检查，机轮刹车压力、防滑刹车功能正常；4）对右机轮刹车装置进行了检查，未发现异常；5）飞机顶起状态，对前轮进行回中检查，前轮能回中；6）对排油活门L8-5510-500在试验台上进行检查，排油活门在（0～21）MPa不能打开，共进行了3次测试。排油活门打开压力规定值为（21～24）MPa。

4.2 助力器及排油活门返厂检查情况

4.2.1 助力器返厂检查

对助力器YZL-16返回承制厂进行离位检查，检查结果符合产品技术要求，检查结果见表2。

3）对前起落架安装间隙进行了检查，符合要求；

表2 助力器YZL-16检查结果

4.2.2 排油活门返厂检查

将该架飞机上的排油活门（L8-5510-500）进行返回厂内进行以下离位检查，排油活门内部机构如图3所示。

图3 排油活门结构图

1）强度试验

堵住A管嘴，从B管嘴加压30MPa，保压2min，外部没有渗漏。符合要求。

2）性能试验

从B管嘴加压，压力从0MPa开始逐渐增加至5MPa过程中，活门为关闭状态，A管嘴无油液流出；当压力从5MPa增加至10MPa过程中，A管嘴开始缓慢滴油；当压力继续增加至24.5MPa的过程中，A管嘴连续滴油，活门第一次完全打开时的压力为24.5MPa。重复进行了10次试验，后9次活门完全打开压力为（21～24）MPa，但每次试验中，A管嘴在5MPa增加至10MPa过程中均出现了缓慢滴油，在10MPa增加至21MPa过程中均出现连续滴油现象。产品性能试验不符合要求。该排油活门在外方试验台上检查，活门在（0～21）MPa不会滴漏，与返厂检查不一致。

3）气密试验

从A管嘴加压，压力从0开始增至14MPa，B管嘴滴油，不符合要求。从B管嘴加压，压力从0开始增至17MPa，A管嘴滴油，卸压后，再加压5MPa后再加压至17MPa，在1.5min后不能停止漏油。气密试验不符合要求。

5 故障原因分析

根据飞机性能分析，飞机在左刹车作用下未能向左转，且在双刹车作用下右转是由于前轮右偏转了一定角度后不能向左转动回中，而造成前轮不能向左回中的可能原因有：

1）刹车系统故障造成左差动刹车无效；

2）前起缓冲支柱结构卡滞故障；

3）前轮转向系统故障。

根据表 1 中飞参数据，在 19′12"～19′14"时间段，左刹车压力为（603.2～295.8）psi，左轮速信号比右轮速信号小，表明左机轮刹车装置内有刹车压力，左刹车工作正常；在 19′10"～19′14"时间段，右机轮刹车压力为14psi，右机轮轮速逐渐增加且比左轮速信号大，表明飞行员松开刹车踏板后，右机轮刹车装置内无刹车压力，右机轮刹车装置无卡滞故障；在19′12"～19′21"时间段，防滑控制盒左、右通道均输出了防滑信号，表明防滑刹车系统工作正常。从飞参数据分析并结合刹车系统及防滑刹车功能检查情况，可以排除飞机刹车系统故障和防滑刹车功能故障造成左差动刹车无效而使飞机不能左纠偏。

根据现场对前起落架安装间隙检查结果，可排除前起落架安装间隙造成飞机偏出跑道。

在飞机顶起状态下，连通地面液压源，向左、向右操纵前轮转向到极限位置各2次后，在前轮按钮接通的状态下将脚蹬置于中立位置，然后松开前轮转向按钮，此时测量前轮偏转公差，符合图4要求，前起缓冲支柱及前轮转向机构未见异常，可排除前起缓冲支柱及前轮转向机构卡滞故障造成飞机偏出跑道的可能。

图4 前轮偏转公差要求

根据排油活门L8-5510-500返厂检查情况，活门在5MPa开始微小打开。根据前轮转向系统工作原理，前轮转向系统为转向功能时，助力器YZL-16回油管嘴处的油液通过电磁阀YDF-30、电磁阀YDF-21E流回油箱，回油管路上的排油活门L8-5510-500不工作，排油活门开启压力超差故障不会影响前轮转向功能。前轮转向为减摆功能时，排油活门是起防止前轮转向系统超压的作用，排油活门的开启压力略大不会影响减摆功能，但如果排油活门打开压力较低，助力器壳体左、右腔油液压通过阻尼孔沟通，壳体内油液压力将排油活门打开后流回油箱，左右腔油液压力下降，助力器产生的阻尼力减小，前轮可能出现左右摆振，因此，排油活门打开压力低会降低前轮转向系统减摆功能，但不影响采用差动刹车转向。飞机在蹬左舵情况下右偏约2°滑出（航向角由219.7°变为221.4°），分析认为原因是飞机停在起飞线时前轮已处于右偏状态，或滑出时前轮受到方向向右的外部侧向力干扰，排油活门L8-5510-500打开压力过低，助力器壳体左腔压力通过阻尼孔流向右腔，右腔油液压力将排油活门打开泄压，助力器产生的阻尼力减小，前轮在外部侧向力作用下滑出右偏。

根据助力器结构及工作原理（见图2），在飞机前轮右偏一定角度情况下操纵左差动刹车，飞机左转，驱动前轮向左偏转回中，助力器壳体随前轮向左移动，助力器壳体右腔油液被压缩，压力上升，右腔油液经单向阻尼阀和阻尼环通活门的阻尼孔流入左腔，前轮不断克服助力器的阻尼力向左偏转回中，如果助力器内阻尼孔被堵塞，左腔油液不能流向右腔，左腔压力不断上升，助力器壳体在左腔高压油液作用下不能向左移动，造成前轮不能向左转动回中，因此，助力器阻尼孔堵塞会造成飞机在左差动刹车作用下不能左转。

综上所述，排油活门开启压力低会降低前轮转向系统的减摆功能，在外部侧向力干扰下，可能造成飞机滑行右偏，但不会造成飞机在左差动刹车作用下无法向左纠偏；助力器阻尼孔堵塞，壳体左右腔油液无法沟通，油液作用力使助力器壳体不能移动而阻止前轮向左纠偏。外场前轮回中检查结果和助力器返厂检查性能符合要求，表明前轮不能向左回中故障不能复现，因此分析认为，该架飞机偏离跑道的可能原因是助力器阻尼孔偶发堵塞造成前轮不能向左回中。