某型直升机周期变距杆不能推至前极限位置原因分析

董宝君/国营锦江机器厂

1 故障基本情况

一架某型直升机进行地面检查，在装上旋翼桨叶、接通应急泵或地面液压源后，操纵周期变距杆向后、向左、向右均能推至极限位置，且操纵力较小，但周期变距杆向前推至约70%行程时操纵力增大，无法推至前极限位置。因此，针对该问题展开研究与分析。

查阅直升机维护手册，未发现有关周期变距杆的相关技术标准及要求。

与两架相近型号直升机、另一架同型直升机进行对比检查，发现相近型号直升机周期变距杆能运动至前极限位置，但同型直升机的周期变距杆也无法推至前极限位置，但行程较长，操纵力较小。

根据上述情况判断，该架机操纵系统存在故障。

2 原理分析

从该型直升机操纵、旋翼系统工作原理入手，就该现象产生的原因进行具体分析。

该型直升机旋翼毂变距操纵机构主要由变距摇臂（带耐磨板）、夹板组件（含上下夹板）、球形止推轴承、星形件、频率匹配器以及球关节轴承等组成，如图1 所示。

当旋翼桨叶安装在旋翼毂上时，由于旋翼桨叶的自身重量导致旋翼毂下垂，带动刚性夹板绕球形止推轴承中心向下转动，转动一定角度后与下垂限动器止动环接触，紧压在主旋翼轴组件的止动环上，从而阻止了刚性夹板组件继续向下转动，也就阻止了旋翼桨叶的进一步下垂，如图2 所示。

图1 旋翼毂结构示意图

如图3 所示，当操纵周期变距杆时，自动倾斜器上的变距拉杆上下运动，迫使旋翼毂上的变距摇臂对星形件支臂构成扭转力矩，这样夹板组件带动旋翼桨叶一起绕球形止推轴承的中心O 点与星形件支臂外端的球关节轴承中心O′的连线转动，从而实现旋翼毂的周期变距运动。此时，由于旋翼桨叶的自重，下垂限动器压迫在主旋翼轴组件的止动环上，止动环对下垂限动器产生阻碍转动的扭转力矩。

图2 旋翼毂下垂限动器结构示意图

分析该力矩的状态，如图4 所示。当旋翼桨叶由于自重G 使旋翼毂处于下限动位置时，旋翼毂受到旋翼桨叶传来的弯矩M桨叶的作用。这个弯矩由三个力矩来平衡，其中绝大部分由P1造成的分力矩M限动（由止动环提供）来平衡，其余很小部分由Q、N 支臂形成的分力矩M支臂（由星形件支臂提供）以及球形止推轴承所产生的分力矩M止推（由球形止推轴承提供）来平衡。

桨叶自重G=414.54N（桨叶设计重量一片为42.3kg，长度为5.275m），桨叶重心至桨叶根部衬套孔中心距离约为2.45m，桨叶根部衬套孔中心距止动点的垂直距离为0.35m，故桨叶重心处力臂长度L1=2.45+0.35=2.8m，弯矩 M桨叶=G×L=414.54×2.8 ≈1160N·m。

由于分力矩M支臂、分力矩M止推数值互相抵消，故根据静力平衡原理，弯矩M桨叶≈弯矩P1，经过测量，P1的力臂长度L2=0.1m，故止动环提供的限动力P1≈M桨叶/L2=1160/0.1 ≈11600N。

止动环上涂有干膜润滑剂，摩擦系数为0.13，在此限动力的作用下，产生扭转力f=0.13×P1≈1500N。在正常状态下，旋翼毂四个支臂同时周期变距时，整个止动环与变距摇臂耐磨板之间的扭转力约为F=4×f=6000N，由于各机操纵和旋翼系统存在差异，干膜润滑剂在使用过程中的磨损程度存在差异，故扭转力数值存在一定范围的浮动，扭转力范围约为5700 ～6300N。

该型直升机装用的主伺服助力器输出作用力收缩时均为3600N，伸出时均为6000N。该作用力通过自动倾斜器和主桨变距拉杆输出至旋翼毂，多处力矩组合后输出力得到一定程度的放大，经测量计算，合力矩系数α=L自倾+（L变距摇臂向下～ L变距摇臂向上）≈1.25 ～1.35。

图3 旋翼毂周期变距运动示意图

当向左、向右操作周期变距杆时，右前和左后两台主伺服助力器同时输出力（一台伸出动作，另一台收缩动作），经过合力矩放大后，实际作用在旋翼毂组件上的总作用力F合=（F右前+ F左后）α ≈9000 ～12000N，能克服止动环与变距摇臂耐磨板之间的扭转力，因此向左、向右操纵周期变距杆能运动至极限位置。

当向前、向后操作周期变距杆时，只有左前一台主伺服助力器输出力。向后操作周期变距杆，左前助力器伸出，输出的作用力F伸出约为6000N，经过合力矩放大后，实际作用在旋翼毂组件上的总作用力F合=F伸出=7500 ～8000N，能克服止动环与变距摇臂耐磨板之间的扭转力f，因此向后操纵周期变距杆能运动至极限位置；向前操作周期变距杆，左前助力器收缩，输出的作用力F收缩约为3600N，经过合力矩放大后，实际作用在旋翼毂组件上的总作用力约为F合= F收缩=4500 ～4800N，不能克服止动环与变距摇臂耐磨板之间的扭转力f，因此向前操纵周期变距杆不能运动至极限位置。

查阅另一型号直升机履历文件，该型机装用的其他型号的主伺服助力器输出作用力F收缩均为4800N，伸出时均为7200N。当向前操作周期变距杆时，左前助力器收缩，输出的作用力经过合力矩放大后，实际作用在旋翼毂组件上的总作用力约为F合=F收缩= 6000 ～6500N，能克服止动环与变距摇臂耐磨板之间的扭转力f，因此向前操纵周期变距杆能运动至极限位置。

图4 旋翼桨叶自重作用下旋翼桨叶、夹板组件受力示意图

直升机在地面开车、空中飞行时，旋翼毂转动的离心力和升力将旋翼桨叶抬起，止动环与变距摇臂耐磨板之间不产生接触，故不存在影响操纵的扭转力，周期变距杆能运动至极限位置。

3 问题验证

为验证以上分析的正确性，进行了如下试验。

对在修的4架同型直升机进行检查，发现在安装旋翼桨叶并地面通压进行周期变距杆操作时，向前操纵周期变距杆约70%行程后，均不能推至前极限位置。

拆卸旋翼桨叶检查，操纵线系运动灵活，向四个方向操纵周期变距杆均能推至极限位置。

将位于机头前的两片旋翼抬起，接通液压源，向前操纵周期变距杆能推至前极限位置。

4 结论

在原理分析的基础上，结合检查试验验证，得出结论：该型直升机主桨毂变距摇臂耐磨板与主旋翼轴组件的止动环之间扭转力过大，伺服助力器输出操纵力不足以克服此扭转力，造成周期变距杆前推至约70%行程左右时操纵力增大，无法推至前极限位置，但不影响直升机的使用。