■ 盧京明/航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院

0 引言

如果飛機(jī)活動(dòng)舵面間隙,特別是平尾活動(dòng)間隙過大或者不能予以有效控制時(shí),則可能引發(fā)飛行操縱品質(zhì)問題或飛機(jī)振動(dòng)/抖動(dòng)問題。目前,在外場(chǎng)飛機(jī)定檢維護(hù)以及大修現(xiàn)場(chǎng),對(duì)于飛機(jī)活動(dòng)舵面間隙的常規(guī)檢查手段是,不允許存在明顯的間隙晃動(dòng)感覺和異常的金屬撞擊聲,這是對(duì)包括平尾間隙在內(nèi)的飛機(jī)舵面間隙以及助力器后操縱系統(tǒng)的基本要求。但是,對(duì)于解決實(shí)際型號(hào)的飛機(jī)平尾間隙問題來說,如果不能進(jìn)行定量檢查和控制,其處理結(jié)果可能會(huì)因人而異。因此,本文主要通過在某型飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)（以下簡(jiǎn)稱全機(jī)系統(tǒng)）疲勞試驗(yàn)過程中對(duì)平尾間隙的測(cè)量檢查以及數(shù)據(jù)分析,探討如何對(duì)平尾間隙進(jìn)行有效的定量檢查與控制。

1 平尾活動(dòng)間隙控制值確定

為保證飛行品質(zhì),飛機(jī)規(guī)范對(duì)活動(dòng)舵面及助力器后段自由間隙所允許的舵面偏度值有一定的要求,如MIL-A-8870規(guī)范對(duì)平尾自由間隙偏度值的要求為0.034o（相對(duì)飛機(jī)其他活動(dòng)舵面,平尾間隙的間隙要求更為嚴(yán)苛）。但是在實(shí)際外場(chǎng)飛機(jī)的定檢維護(hù)及大修中,對(duì)于平尾間隙的檢查與控制,使用這一顫振設(shè)計(jì)要求往往并不合適。如果要對(duì)平尾間隙進(jìn)行有效的定量檢查與控制,就應(yīng)該分析并確定其平尾活動(dòng)間隙的控制值。對(duì)此,首先根據(jù)型號(hào)飛機(jī)對(duì)平尾舵面偏度值的設(shè)計(jì)要求,給出初始控制值；通過對(duì)平尾舵面連接以及助力器后操縱系統(tǒng)關(guān)鍵部位連接的松緊調(diào)整、預(yù)設(shè)間隙及預(yù)裝測(cè)試等,對(duì)晃動(dòng)平尾舵面所出現(xiàn)的間隙大小和異常情況進(jìn)行界定分析,進(jìn)而對(duì)初始控制值進(jìn)行修正；最后進(jìn)行實(shí)際考核和驗(yàn)證。由此分析并確定了某型飛機(jī)平尾間隙的控制值為10mm。

圖1 平尾活動(dòng)間隙示意圖

平尾間隙是指在助力器供壓情況下,平尾在其中立位置上下晃動(dòng)的間隙范圍,即靠近飛機(jī)對(duì)稱面的平尾后緣內(nèi)側(cè)尖點(diǎn)相對(duì)固定翼面相鄰點(diǎn)的上下晃動(dòng)距離,參見圖1中a點(diǎn)所示的平尾間隙值δ（mm）。平尾間隙可按工程方法進(jìn)行測(cè)量,其測(cè)量要求為：雙手晃動(dòng)平尾舵面的力一般不超過50N；不同測(cè)量人員輪流操作,測(cè)量3次并取其平均值作為最終的測(cè)量結(jié)果；在測(cè)量平尾間隙的過程中,要求測(cè)量人員通過手感、晃動(dòng)及聽聲音等手段,對(duì)平尾舵面連接以及助力器后操縱系統(tǒng)連接的部位進(jìn)行判斷和檢查,及時(shí)對(duì)出現(xiàn)問題或異常情況的螺栓、襯套及軸承等連接件進(jìn)行緊固、檢修或換新處理。

2 平尾活動(dòng)間隙控制值驗(yàn)證

2.1 全機(jī)系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)與驗(yàn)證

某型飛機(jī)主操縱系統(tǒng)是由機(jī)械/液壓/電控/自制件/成品件等組成的硬式不可逆操縱系統(tǒng),其全機(jī)系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)總體要求為：全機(jī)系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)與機(jī)體疲勞試驗(yàn)在同一疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行并疲勞同試[1],考核在正常操縱情況以及應(yīng)急操縱情況下的全機(jī)系統(tǒng)疲勞性能（目標(biāo)壽命）和性能指標(biāo)（靜態(tài)性能）；在全機(jī)系統(tǒng)及機(jī)體的每個(gè)疲勞試驗(yàn)周期后,除正常的全機(jī)系統(tǒng)手動(dòng)測(cè)量、無損探傷等檢查外,還要求對(duì)飛機(jī)活動(dòng)舵面間隙進(jìn)行測(cè)量和檢查。因此需要定期對(duì)平尾間隙及其變化規(guī)律進(jìn)行測(cè)量分析,同時(shí)對(duì)界定的平尾間隙控制值進(jìn)行驗(yàn)證。

為便于討論和分析,將平尾間隙的測(cè)量數(shù)據(jù)繪圖,如圖2所示。圖2中,縱坐標(biāo)為平尾間隙測(cè)量值（mm）；橫坐標(biāo)為平尾間隙測(cè)量序號(hào),分別對(duì)應(yīng)機(jī)體疲勞（共4倍壽命試驗(yàn)期、每1倍壽命期含7個(gè)塊譜）每個(gè)塊譜試驗(yàn)結(jié)束后的左/右平尾間隙測(cè)量順序號(hào)；測(cè)量序號(hào)6、14、22分別對(duì)應(yīng)機(jī)體每1、2、3倍壽命試驗(yàn)期后經(jīng)過對(duì)助力器后操縱系統(tǒng)相關(guān)連接部位緊固/調(diào)整處理后的平尾間隙測(cè)量,即為下一個(gè)機(jī)體壽命試驗(yàn)期平尾間隙測(cè)量的起點(diǎn)。對(duì)平尾間隙控制值的驗(yàn)證結(jié)果為：當(dāng)平尾間隙超過其控制值時(shí),則出現(xiàn)不可接受的間隙晃動(dòng)感或異常的金屬撞擊聲,當(dāng)平尾間隙小于其控制值時(shí),平尾間隙狀態(tài)基本正常。

圖2 某型飛機(jī)平尾活動(dòng)間隙測(cè)量數(shù)據(jù)

2.2 外場(chǎng)飛機(jī)實(shí)例與驗(yàn)證

在外場(chǎng)飛機(jī)使用過程中,曾出現(xiàn)過兩起并經(jīng)分析確認(rèn)是由于平尾活動(dòng)間隙較大而引發(fā)的飛機(jī)振動(dòng)事故,而相應(yīng)的平尾間隙為10mm或大于10mm。可見,上述給定的平尾間隙控制值是合適的。

飛機(jī)首翻大修時(shí)（對(duì)應(yīng)全機(jī)系統(tǒng)及機(jī)體1.1～1.5倍壽命試驗(yàn)期）,雖然發(fā)現(xiàn)平尾助力器后連接螺栓出現(xiàn)磨損/劃傷現(xiàn)象,但未出現(xiàn)平尾活動(dòng)間隙異?；虺瑯?biāo)問題；飛機(jī)二翻大修時(shí)（對(duì)應(yīng)全機(jī)系統(tǒng)及機(jī)體2.2～2.6倍壽命試驗(yàn)期）,發(fā)現(xiàn)除助力器后連接螺栓磨損/劃傷較嚴(yán)重外,還發(fā)現(xiàn)助力器后系統(tǒng)連接的襯套磨損嚴(yán)重,另外,在進(jìn)廠故檢的平尾靈活性檢查中,曾出現(xiàn)連續(xù)幾架飛機(jī)平尾“抖動(dòng)”現(xiàn)象,均與圖2所示的平尾間隙測(cè)量數(shù)據(jù)及其變化趨勢(shì)相符。

3 平尾活動(dòng)間隙控制與應(yīng)用

綜上所述,確定對(duì)飛機(jī)平尾活動(dòng)間隙以及助力器后操縱系統(tǒng)磨損間隙的檢查控制要求為：在飛機(jī)外場(chǎng)定檢、維護(hù)、大修或翻修時(shí),均應(yīng)對(duì)平尾間隙狀態(tài)進(jìn)行檢查、確認(rèn)和控制,保證在飛機(jī)使用過程中平尾間隙不超過其間隙控制值；另外,由于平尾助力器后操縱系統(tǒng)各個(gè)環(huán)節(jié)的磨損間隙最終體現(xiàn)在平尾間隙的增加上,因此,在飛機(jī)定檢維護(hù)時(shí),應(yīng)對(duì)重點(diǎn)環(huán)節(jié)或部位的零組件進(jìn)行表面/間隙檢查,并及時(shí)對(duì)相關(guān)的故障連接件進(jìn)行拆檢、檢修、配裝、換新處理。重點(diǎn)檢查部位包括：平尾助力器后操縱拉桿兩端的軸承連接、三角搖臂與助力器及其與操縱拉桿的螺栓/襯套連接、平尾舵面與操縱拉桿的螺栓/軸承連接等。

在飛機(jī)大修時(shí),通過對(duì)平尾操縱系統(tǒng)以及平尾舵面的中立/舵偏如駕駛桿中立K0值、舵面中立J0值等參數(shù)的測(cè)量和調(diào)整,能夠保證平尾舵面位置滿足設(shè)計(jì)要求并使飛機(jī)具有良好的縱向操縱性能［2］。但是,這些參數(shù)均是針對(duì)平尾中立位置而不是針對(duì)平尾活動(dòng)間隙而言的,不能解決對(duì)平尾間隙的定量檢查控制問題。因此,在現(xiàn)有飛機(jī)定檢維護(hù)規(guī)程中,應(yīng)該增加對(duì)平尾間隙定量檢查與控制的可操作條款（檢查項(xiàng)目及內(nèi)容）。在實(shí)際應(yīng)用中,可將上述飛機(jī)平尾間隙控制值與常規(guī)檢查手段一并使用,從而對(duì)飛機(jī)平尾間隙進(jìn)行了有效的定量檢查與控制。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文通過對(duì)飛機(jī)平尾活動(dòng)間隙控制值的分析和驗(yàn)證,給出了某型飛機(jī)平尾活動(dòng)間隙以及平尾助力器后操縱系統(tǒng)磨損間隙定量檢查與控制的技術(shù)要求,相關(guān)條款及內(nèi)容已成功納入飛機(jī)維護(hù)大綱中,有助于進(jìn)一步保證某型飛機(jī)的飛行操縱品質(zhì),避免因平尾間隙過大而出現(xiàn)不良飛行特性或者可能引發(fā)的飛機(jī)振動(dòng)問題。

［1］ 盧京明.飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)與機(jī)體同時(shí)進(jìn)行疲勞試驗(yàn)的聯(lián)調(diào)測(cè)試及試驗(yàn)監(jiān)控[M].飛機(jī)設(shè)計(jì),2009（3）：9-13.

［2］ 金本同.某型飛機(jī)水平尾翼操縱系統(tǒng)的測(cè)量與調(diào)整[Z].1999.