變距桿簡介

變距拉桿是旋翼系統(tǒng)自動(dòng)傾斜器的主要部件，其功能主要是傳遞旋翼的鉸鏈力矩，傳遞駕駛員的工作指令。某主槳變距拉桿為左右內(nèi)螺紋收口形式，兩端與帶柄軸承相連接，是當(dāng)代直升機(jī)旋翼系統(tǒng)主槳變距拉桿中普遍采用的一種結(jié)構(gòu)形式，如由"海豚2"發(fā)展起來的ECl55、BK117、中法合作研制的ECl75等等都采用此種結(jié)構(gòu)的變距拉桿。與以往傳統(tǒng)機(jī)型純粹用六角棒材機(jī)加而成(如ECl20、"海豚"SA365N)，或用圓管擴(kuò)口后加裝端套(如"超黃蜂"、NH90、歐直公司Ec225)的變距拉桿相比較，收口拉桿具有強(qiáng)度高、重量輕、維護(hù)性好等特點(diǎn)。收口變距拉桿已成為直升機(jī)旋翼自動(dòng)傾斜器構(gòu)型中的發(fā)展主流之一。

作為旋翼系統(tǒng)自動(dòng)傾斜器的主要部件之一，主槳變距拉桿是旋翼系統(tǒng)的關(guān)鍵動(dòng)部件，主要承受交變載荷。某主槳變距拉桿設(shè)計(jì)目標(biāo)值為3000飛行小時(shí)。

變距桿的主要故障原因有磨損、支座斷裂和軸承脫出等類型。

變距拉桿關(guān)節(jié)軸承磨損故障是指連接變距拉桿的關(guān)節(jié)軸承外圈和鋼球之間因工作中摩擦而造成徑向間隙擴(kuò)大的故障。該故障比較隱蔽，一般情況下不易察覺，是在多沙塵地區(qū)飛行的直升機(jī)的常見故障。由于槳葉的操縱是通過變距拉桿來實(shí)現(xiàn)的，關(guān)節(jié)軸承磨損間隙造成槳葉操縱線系剛度出現(xiàn)非線性和等效剛度下降，振動(dòng)加劇并通過自動(dòng)傾斜器傳至機(jī)身。而且由于間隙的存在，變距拉桿處在劇烈的交變載荷作用下，如果變距拉桿疲勞斷裂，槳葉失去操縱，負(fù)迎角的氣動(dòng)力使該片槳葉下?lián)]掃到尾梁，必將導(dǎo)致機(jī)毀人亡的嚴(yán)重事故。美國AH-64A等直升機(jī)已經(jīng)報(bào)告該故障。目前的旋翼監(jiān)測系統(tǒng)不能監(jiān)測變距拉桿關(guān)節(jié)軸承磨損狀態(tài)。主要通過定期檢查來確定磨損狀態(tài)和修理措施。如果能通過機(jī)體振動(dòng)響應(yīng)判定旋翼變距拉桿關(guān)節(jié)軸承磨損故障，并確定故障程度，將有助于提高旋翼系統(tǒng)的可靠性和安全性，具有很大的實(shí)用價(jià)值。

直升機(jī)變距拉桿軸向力是旋翼(含尾槳)槳葉鉸鏈力矩的支反力，是旋翼操縱系統(tǒng)載荷和機(jī)身振動(dòng)的來源之一。因此在直升機(jī)的飛行過程中，變距拉桿所受的軸向力一直在不停變化相當(dāng)于一直在承受疲勞載荷。在直升機(jī)的長時(shí)間使用過程中，如不注意保養(yǎng)和檢查維修變距拉桿，就有可能會(huì)發(fā)生飛行過程中變距拉桿或其支座斷裂的情況。一旦在飛行過程中發(fā)生疲勞斷裂，直升機(jī)很可能會(huì)失控，危及機(jī)上人員和財(cái)物的安全。

尾槳作為直升機(jī)的關(guān)鍵動(dòng)部件之一，提供旋翼反扭矩，實(shí)現(xiàn)直升機(jī)航向操縱，因此，尾槳出現(xiàn)故障無法實(shí)現(xiàn)其功能時(shí)。將給直升機(jī)帶來災(zāi)難性事故。2007年5月15日，直11型直升機(jī)在某國進(jìn)行培訓(xùn)試飛，某國陸航飛行員操縱直升機(jī)進(jìn)行起落航線飛行，速度200 km/h時(shí)，直升機(jī)突然發(fā)出一聲巨響，機(jī)身隨即發(fā)生劇烈抖動(dòng)，方向突然左偏，在中方飛行員的努力調(diào)整下直升機(jī)安全著陸。事后檢查發(fā)現(xiàn)，尾槳變距拉桿上端關(guān)節(jié)軸承脫出，尾槳完全失去控制。2007年6月4日，陸航學(xué)院直11型機(jī)尾槳變距拉桿也出現(xiàn)變距拉桿上端關(guān)節(jié)軸承脫出故障，由于脫出量為0.8 him，尚未影響直升機(jī)的飛行安全。

直升機(jī)變距拉桿軸向力是旋翼(含尾槳)槳葉鉸鏈力矩的支反力，是旋翼操縱系統(tǒng)載荷和機(jī)身振動(dòng)的來源之一。直升機(jī)變距拉桿軸向力的試飛研究是檢驗(yàn)其理論預(yù)估，獲得其準(zhǔn)確測試值的有效途徑，是建立和發(fā)展直升機(jī)先進(jìn)旋翼系統(tǒng)的重要課題，對發(fā)展國內(nèi)直升機(jī)旋翼試飛研究具有十分重要的意義。由于歷史的原因，國內(nèi)直升機(jī)強(qiáng)度試飛一直處于測試手段短缺，專業(yè)基礎(chǔ)薄弱的狀態(tài)。目前，要進(jìn)行本項(xiàng)目試飛研究，主要存在以下技術(shù)難點(diǎn):

缺少合適的旋翼測試系統(tǒng)。通常，除要求該系統(tǒng)能在旋轉(zhuǎn)旋翼環(huán)境下以足夠高的測試精度實(shí)現(xiàn)全部測試功能外，還應(yīng)根據(jù)旋轉(zhuǎn)旋翼與不旋轉(zhuǎn)機(jī)身之間可能提供的界面狀態(tài)選擇(或研制)不同型式的旋翼測試系統(tǒng)。目前，國內(nèi)缺乏現(xiàn)成的可供選用的旋翼測試系統(tǒng)。小應(yīng)變范圍的飛行測試技術(shù)。直升機(jī)變距拉桿是典型的彈性或非彈性屈曲破壞柱的穩(wěn)定性理論設(shè)計(jì):強(qiáng)度(剛度)大，載荷小。一般定常飛行時(shí)的軸向應(yīng)變不超過 100me，測試數(shù)據(jù)的分散性大，很難準(zhǔn)確測試。直升機(jī)變距拉桿軸向力由振動(dòng)分量和穩(wěn)定分量兩部分組成:穩(wěn)定分量約為振動(dòng)分量的 1/3 左右，更小的穩(wěn)定分量就更加難以測試了。大機(jī)動(dòng)飛行時(shí)的較高應(yīng)變范圍的試飛:直升機(jī)變距拉桿軸向力并非都是小應(yīng)變范圍的飛行測試。在直升機(jī)(特別是武裝型)飛行譜中，有不足 5%的大機(jī)動(dòng)飛行是造成結(jié)構(gòu)疲勞損傷的嚴(yán)重振動(dòng)載荷狀態(tài)，例如 UH-60在 UTTAS拉起時(shí)的變距拉桿軸向力振動(dòng)分量約等于最大穩(wěn)定平飛時(shí)的 3.5 倍，通常飛行情況下的小應(yīng)變范圍和大機(jī)動(dòng)飛行時(shí)的較高應(yīng)變范圍給飛行測試設(shè)備的配置帶來了一定的困難，大機(jī)動(dòng)飛行給國內(nèi)直升機(jī)試飛員提出了試飛新課題。

早在七十年代就開始了理論預(yù)估工作，有了飛行測試的需求。由于飛行測試條件的限制等原因，未能得出有效飛行測試結(jié)果，所進(jìn)行的理論分析也未能得到試飛的驗(yàn)證。八十年代末，國內(nèi)采用[美]WDC(無線電數(shù)據(jù)耦合)系統(tǒng)進(jìn)行了 Z8 尾槳變距拉桿軸向應(yīng)變飛行測試的試飛，解決了 Z8 尾槳條件下的方位測試問題，給出了有方位標(biāo)記的有關(guān)應(yīng)力-時(shí)間歷程曲線，提供了穩(wěn)定平飛狀態(tài)下的 Z8 尾槳變距拉桿軸向力 P 的換算值。1998 年國內(nèi)采用自行研制的固態(tài)采集記錄型 GSC4-SG-1 直升機(jī)旋翼測試系統(tǒng)，在Z11 旋翼的特定條件下實(shí)現(xiàn)了Z11 變距拉桿軸向力的試飛研究，獲得了部分典型穩(wěn)態(tài)飛行和機(jī)動(dòng)飛行狀態(tài)下的 Z11 變距拉桿軸向力的有效飛行測試值，并就其穩(wěn)定分量測試問題，做了較為深入的分析，最后得到系統(tǒng)漂移顯著影響穩(wěn)定分量測試值的重要結(jié)論。

周期變距操縱用于改變直升機(jī)的滾轉(zhuǎn)和俯仰姿態(tài)。駕駛員對周期變距桿(也稱駕駛桿)的橫向和縱向操縱通過操縱線系或液壓助力裝置使自動(dòng)傾斜器向相應(yīng)的方向傾斜。由于旋轉(zhuǎn)環(huán)同槳葉的變距搖臂之間有固定長度的拉桿相連，所以自動(dòng)傾斜器的傾斜會(huì)導(dǎo)致槳葉的槳距發(fā)生周期變化，使得旋翼空氣動(dòng)力不對稱，槳葉的旋轉(zhuǎn)平面將向所需方向傾斜，旋翼的拉力矢量方向因此發(fā)生改變，這樣就達(dá)到操縱直升機(jī)橫向和縱向飛行的目的。