某固定翼螺旋桨飞机空中偏飞故障分析

■ 王志杰 王炳辉 白云冬/ 江苏润扬通用航空有限公司 空军9066 部队 石家庄中航赛斯纳飞机有限公司

0 引言

一架单发固定翼螺旋桨飞机大修出厂执行试飞任务时，飞行员反映空中当副翼、方向舵、升降舵、副翼调整片、方向舵调整片、升降舵调整片等舵面均处于中立位置时，飞机会发生自动向左倾斜偏飞现象，同时伴随轻微左侧滑。将左副翼调整片向下调整约2°，飞机飞行姿态恢复正常。

1 原因分析

根据飞行员反映的故障现象，初步判断这是一起因飞机左右机翼升力不平衡导致的偏飞故障。在飞机起降阶段由于空速较低，因左右机翼升力不平衡导致的坡度不明显，但随着飞机空速增加，坡度故障逐渐显现，造成飞机出现明显的偏飞现象，引起试飞员的注意。

机组人员检查飞机所有舵面初始位置均处于正常零位，飞机自动驾驶仪连接正常，通电校验控制率符合规定。根据该机故障现象和检查结果，查询该飞机维护手册（AMM）、线路图解手册（WDM）和零部件图解目录手册（IPC）等技术资料，确定可能造成飞机偏飞故障的相关系统和故障原因可分为3 大项7 系统16 类底事件，建立故障树如图1所示。

图1 某型飞机自动偏飞故障树

2 故障查处

根据飞机故障现象和故障树底事件具体成因，按照逐项排查的方式对飞机故障原因进行分析。

2.1 副翼系统

检查飞机左右两侧副翼外观无异常，承力结构件无裂纹或铆钉松动，平衡配重无腐蚀变形。检查两侧副翼与机翼铰接处的铰接螺栓、铰接轴承等紧固件无腐蚀裂纹，油脂润滑良好。将座舱驾驶杆置于中立位置，检查两侧副翼舵面均处于正常中立位置（剪错值、剪刀差均为零），左右副翼内侧外缘与左右襟翼外缘呈流线型对齐，符合维护手册要求。安装舵面倾角检查仪，测量左侧副翼向上最大偏角26°，向下最大偏角16°，右侧副翼向上最大偏角26°，向下最大偏角16°，均符合维护手册要求。

检查两侧副翼静平衡，左侧副翼-4.5lbf·in， 右 侧 副 翼-4.6 lbf·in，均符合维护手册要求。在室温70℉（21℃）时测量钢索张力，左侧机翼段副翼钢索张力为40lbf，机身段钢索张力为18lbf，右侧机翼段副翼钢索张力为41lbf，机身段钢索张力为21lbf，均符合维护手册要求（见图2、图3）。

图2 机翼段副翼系统钢索张力对照

图3 机身段副翼系统钢索张力对照

2.2 扰流板系统

检查左右两侧扰流板外观无变形，扰流板尾缘与襟翼上表面最小处间隙为0.030in（规定值为0.010 ～0.030in）。尽管扰流板间隙值处于规定值上极限，但仍符合维护手册要求（间隙应在副翼到达全下位置前测出）。使飞机连接地面液压源，检查襟翼处于全收上位置，缓慢转动驾驶盘，检查左右扰流板偏转操控灵活，测量左侧扰流板向上偏转角度为43°，右侧扰流板向上角度为43°，符合维护手册要求。

2.3 方向舵系统

检查方向舵外观无扭曲变形，承力件无腐蚀裂纹，全行程移动方向舵传动钢索无卡滞。检查传动钢索敷设符合规定，钢索松紧螺套无腐蚀裂纹，固定保险良好。检查方向舵止动螺栓安装正常。在室温70℉（21℃）时测量方向舵钢索张力，测量值为34lbf，符合维护手册要求（见图4）。测量方向舵中立位左右极限行程均为25°，符合维护手册要求。测量方向舵静平衡为-6.4lbf·in，符合维护手册要求。

图4 方向舵传动钢索张力对照

2.4 襟翼系统

检查飞机左右两侧襟翼外观无扭曲变形，承力件无腐蚀裂纹。检查襟翼摇臂连接固定牢靠，滑轮轴承、滚轮清洁润滑良好，襟翼滑轨内无外来物，滑道无腐蚀。检查两侧襟翼行程角度并作对比（见表1），均符合手册要求（襟翼位置必须在公差允许范围内，两侧襟翼在所有位置上的对称偏差不能超过0.5°，在相应的放下和收起位置偏差不能超过1°）。

表1 襟翼偏转角度测量值

2.5 调整片系统

根据飞机故障现象，检查飞机副翼调整片外观无扭曲变形，承力件无腐蚀裂纹，铆钉无松动。检查副翼调整片制动块无松动。将副翼调整片置于中立位置后，分别向上下极限位置调整并测量偏转角度，检查调整片运转平稳，全行程无紧涩卡滞现象，向上最大偏转角为15.6°，向下最大偏转角为15.1°，符合维护手册要求。

检查副翼调整片游隙。首先，确定最大允许游隙值，按照维护手册规定，测量调整片最内侧弦长并乘以0.025，得到最大允许游隙（该机副翼调整片弦长126mm，最大容许值为126mm×0.025=3.15mm）；其次，规范游隙测量方法，测量游隙与测量弦长应在同一位置，用指尖上下移动调整片尾缘，测量确定调整片游隙数值；最后，逐一实施测量，实测左侧副翼游隙为1.6mm，右侧副翼游隙为1.9mm，均小于3.15mm，符合要求。

2.6 机体机构与机翼安装角度

按照飞机维护手册，采取飞机水平状态下吊点投影的方法，测量机体结构无变形，测量飞机左右机翼安装角有0.5°偏差。对照该型飞机结构设计工艺，通过调节后部机身至机翼的连接螺栓可以调节机翼迎角，从而减少两侧机翼升力不平衡状况（见图5）。

图5 后机身与机翼连接螺栓装配图

按照维护手册规定，若需要调节机翼安装角时，应将两侧机翼向相向方向调节。通过转动螺栓头部，使螺栓上的箭头向下指，可增加机翼迎角；使螺栓上的箭头向上指，可减少机翼迎角（调整转动螺栓时，不能使箭头超过垂直线）。根据该机故障情况，通过调整两侧机翼的迎角差，使左侧机翼增加升力，右侧机翼减少升力。

3 问题结论

依据飞机机翼迎角调整情况，再次进行验证飞行。空中飞行员将飞机副翼、方向舵、升降舵、副翼调整片、方向舵调整片、升降舵调整片均置于中立位置时，飞机未再发生向左倾斜偏飞现象，故障排除。

事后分析产生该故障的主要原因是在飞机大修期间进行机翼重新装配工序时，由于人为原因导致左右机翼安装角发生偏差，且由于机翼安装角偏差较小，没有引起维护人员和质量检验人员的足够关注，将飞机偏飞故障诱因带到试飞工作中。

本次故障中由于试飞员飞行经验丰富，对试飞过程中飞机航行姿态的微小变化感知敏锐，且没有一开始就通过调整副翼调整片角度保证飞机航行姿态，而是反复确认故障现象做出针对性调整措施，为后续飞机故障原因的准确定位提供了帮助。另外，对于一些老龄化飞机，由于机体结构或操纵系统的紧固件松动或者变形，在航行过程中也会发生类似故障，需要引起飞行人员和机组人员的高度重视。

4 措施建议

根据以上故障现象，结合原因分析，制定以下维护和保障措施，以避免类似故障的再次出现。

1）对于使用液压助力器（伺服阀）的飞机，在场外维护时必须严格落实防油液污染措施，做好“把住三关”“确保两洁”工作，尤其是要利用发动机地面试车或飞机着陆后消压等时机，操纵驾驶杆检查操纵系统有无异常摩擦和撞击现象。

2）飞机进行定期检修时，要严格依照维修工卡进行施工和质量检验，确保将机体结构类、管线路装配类措施落实到位，严防在外场维护不可达部位遗留问题隐患，严格把好飞机出厂质量关口。

3）航司在做飞机D 检后特定检查或A、B、C 类定检时，应严格按照飞机维护手册（AMM）、线路图解手册（WDM）和零部件图解目录手册（IPC）等技术资料，加大检查范围和检测深度，重点检查飞机副翼、升降舵、方向舵、油门等操纵系统传动杆、摇臂、钢索与周围结构件之间的间隙应不小于4mm。

4）维护中注意保持座舱内部清洁干燥，严禁给操纵系统施加永久和瞬时的侧向力；进行复杂机件拆卸时应做好标记，安装时按标记顺序和位置进行安装；更换操纵系统载荷传感器后，应检查最大驾驶杆力符合规定，左右压杆力无梯度变化，检查副翼舵面、非线性机构、液压助力器等中立位置应良好，并试飞检查飞机的横向操纵性。