王 暢，程 蒙，馬 帥

(1. 清華大學(xué) 航天航空學(xué)院，北京 100084； 2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 低速空氣動力研究所，四川 綿陽 621000；3. 西南科技大學(xué) 土木工程與建筑學(xué)院，四川 綿陽 621010)

0 引 言

尾槳是單旋翼構(gòu)型直升機平衡主旋翼反扭矩、為全機提供偏航穩(wěn)定性及實現(xiàn)航向操縱的重要部件，尾槳功能受損會嚴(yán)重威脅直升機的飛行安全。尾槳功能受損不僅包括機械性故障導(dǎo)致，還可能由空氣動力學(xué)因素導(dǎo)致尾槳失效(loss of tail-rotor effectiveness, LTE)[1]。直升機在側(cè)風(fēng)環(huán)境中低速飛行、偏航角速度過大以及大速度側(cè)滑轉(zhuǎn)彎飛行時，尾槳的氣動拉力性能易發(fā)生損失或突變，導(dǎo)致飛行員操縱直升機難度增大，甚至造成墜機事故。美國國家運輸安全委員會(national transportation safety board, NTSB)將尾槳失效認(rèn)定為威脅民用直升機飛行安全的重要影響因素。據(jù)FAA統(tǒng)計，1988年至1993年期間美國發(fā)生的民用直升機墜機事件中有16%與尾槳相關(guān)，而由尾槳失效導(dǎo)致的事故占到其中的23%[2]。隨著我國通航直升機產(chǎn)業(yè)的發(fā)展，直升機已成為了重要的應(yīng)急救災(zāi)救援工具和手段，有必要增強對直升機尾槳失效問題的認(rèn)識和重視。

在直升機的早期研制史上，BO-105、AH-1G、AH-56A和Lynx等機型在試飛和使用過程中出現(xiàn)了航向控制問題[3-5]。例如，AH-1G直升機在左側(cè)風(fēng)環(huán)境下重載飛行時無法保持航向平衡，所能承受的右側(cè)風(fēng)風(fēng)速僅為12節(jié)；AH-56A直升機的左側(cè)滑飛行速度限制在15節(jié)。在后續(xù)的研發(fā)過程中，通過將尾槳轉(zhuǎn)向改為底朝前、調(diào)整尾槳安裝位置改善了這些型號的航向穩(wěn)定和控制問題。為研究導(dǎo)致直升機航向控制問題的因素，W. WIESNER等[6]開展了旋翼/尾槳組合狀態(tài)的風(fēng)洞試驗，研究了不同尾槳布局在側(cè)風(fēng)環(huán)境下尾槳氣動性能隨風(fēng)速的變化規(guī)律，研究表明：旋翼尾流干擾、尾槳渦環(huán)狀態(tài)、尾槳順風(fēng)狀態(tài)對尾槳拉力的降低或突變起主導(dǎo)作用?；谝陨巷L(fēng)洞的試驗數(shù)據(jù)，W. WIESNER等[7]總結(jié)了單旋翼構(gòu)型直升機的尾槳氣動布局設(shè)計指導(dǎo)原則。

研究指出，單旋翼構(gòu)型直升機都存在一定的發(fā)生尾槳失效的風(fēng)險，尾槳失效主要由3種原因構(gòu)成：尾槳渦環(huán)狀態(tài)、旋翼槳盤渦尾流對尾槳干擾、機身和垂尾的風(fēng)標(biāo)效應(yīng)。

現(xiàn)階段對尾槳失效的研究多以特定狀態(tài)下尾槳的氣動性能機理分析或提升直升機氣動布局設(shè)計為主，對事故過程因素及防范措施的研究和總結(jié)卻鮮有報道。而尾槳失效事故是一個復(fù)雜的動態(tài)過程，且與氣象條件、飛行環(huán)境、飛行任務(wù)、直升機性能和飛行員操作等多種因素相關(guān)，需要在實際操作層面上對事故因素和防范處置策略進(jìn)行總結(jié)分析。因次，闡述了尾槳失效的空氣動力學(xué)原理，通過幾例典型的直升機尾槳失效飛行事故，基于事故案例分析了導(dǎo)致尾槳失效事故的環(huán)境因素和操縱因素，總結(jié)了事故的經(jīng)驗教訓(xùn)，提出了尾槳失效事故的防范和險情處置建議。

1 尾槳失效的定義與空氣動力學(xué)原理

尾槳失效是指由于空氣動力學(xué)原因而非尾槳機械故障造成的直升機非指令性的偏轉(zhuǎn)。不同機型的主旋翼轉(zhuǎn)向存在左旋和右旋的區(qū)別，主旋翼所產(chǎn)生的反扭距方向也有所差異，主旋翼右旋直升機發(fā)生尾槳失效表現(xiàn)為意外右偏，主旋翼左旋直升機發(fā)生尾槳失效表現(xiàn)為意外左偏。筆者以右旋直升機為例，闡述FAA中給出了3種易導(dǎo)致直升機尾槳失效的相對風(fēng)環(huán)境[8]以及相關(guān)的空氣動力學(xué)研究現(xiàn)狀。

1.1 風(fēng)標(biāo)效應(yīng)

當(dāng)直升機處在120°～240°方位的順風(fēng)環(huán)境時(圖1)，來流在機身和垂尾上作用氣動力所產(chǎn)生的偏轉(zhuǎn)力矩將使得直升機機頭指向來流方向。除非飛行員意識到風(fēng)標(biāo)效應(yīng)的發(fā)生并及時用腳舵修正偏差，否則直升機會非指令地偏轉(zhuǎn)。

圖1 風(fēng)標(biāo)效應(yīng)產(chǎn)生的相對風(fēng)區(qū)域Fig. 1 Relative wind area caused by wind vane effect

1.2 尾槳渦環(huán)狀態(tài)

當(dāng)尾槳受與誘導(dǎo)速度相反的相對來流時，尾槳氣流環(huán)境與主旋翼將下降飛行類似，可能進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)[9-10]。圖2為尾槳渦環(huán)狀態(tài)相對風(fēng)區(qū)域。圖3為AH-56A直升機左側(cè)滑飛行時的腳舵操縱范圍[11]，由于渦環(huán)流動結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)高度非定常的特征，尾槳拉力將產(chǎn)生振蕩，飛行員需要進(jìn)行快速而持續(xù)的蹬腳舵修正，以補償尾槳拉力的快速變化。

圖3 AH-64左側(cè)滑飛行時的腳蹬操縱量Fig. 3 Pedal control amount of AH-64 left side sliding flight

此外，尾槳渦環(huán)狀態(tài)還將導(dǎo)致尾槳拉力損失。圖4為風(fēng)洞試驗[12]給出的OH-58直升機在45節(jié)速度各個風(fēng)向下產(chǎn)生的尾槳拉力，在尾槳進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)后需要更多的腳蹬操縱量來平衡直升機。

圖4 OH-58直升機尾槳拉力隨風(fēng)向的變化Fig. 4 Variation of tail rotor tension of OH-58 helicopter changingwith wind direction

除相對風(fēng)環(huán)境外，尾槳在渦環(huán)狀態(tài)下的氣動性能特性受直升機尾槳氣動布局影響較為顯著。如，AH-56A直升機將尾槳轉(zhuǎn)向調(diào)整至底朝前，左側(cè)滑飛行時的腳蹬操縱負(fù)荷顯著低于底朝后轉(zhuǎn)向尾槳的原型機(圖5)。

圖5 AH-56A直升機尾槳轉(zhuǎn)向修改前、后腳舵操縱對比Fig. 5 Comparison of rudder control before and after tail rotorsteering modification of AH-56A helicopter

1.3 主旋翼槳盤渦與尾槳干擾

直升機在10～30節(jié)空速下飛行時，主旋翼的槳盤邊緣將產(chǎn)生類似于固定翼翼尖渦結(jié)構(gòu)的槳盤渦(圖6)。來自左前方的相對風(fēng)會導(dǎo)致尾槳浸潤在主旋翼槳盤渦中(圖7)。主旋翼槳盤渦的干擾將造成尾槳拉力的突變，底朝前轉(zhuǎn)向尾槳處于主旋翼槳盤渦中將使得尾槳前緣動壓增強，導(dǎo)致其拉力增加，而底朝后尾槳的拉力將降低。在該相對風(fēng)環(huán)境中轉(zhuǎn)向飛行時，伴隨著尾槳與主旋翼槳盤渦的相對位置變化，槳盤渦與尾槳的干擾效應(yīng)會突然出現(xiàn)或消失，從而導(dǎo)致尾槳拉力的突變。因此，在該相對風(fēng)環(huán)境下運行時，要意識到尾槳拉力將可能產(chǎn)生的突變，并提前預(yù)備相對應(yīng)的腳蹬操縱。

圖6 主旋翼槳盤渦Fig. 6 Main rotor disc vortex

圖7 旋翼槳盤渦與尾槳干擾產(chǎn)生的相對風(fēng)區(qū)域Fig. 7 The relative wind region caused by the interference betweenrotor disk vortex and tail rotor

歐直聯(lián)合阿古斯塔與韋斯特蘭以及法國宇航院、德國宇航院等團隊聯(lián)合開展了“Quartering Flight”研究項目[13]，在英國的24英尺風(fēng)洞開展了側(cè)風(fēng)環(huán)境下右旋旋翼與尾槳組合的風(fēng)洞試驗，對比了60°右側(cè)風(fēng)來流下底朝前與底朝后轉(zhuǎn)向尾槳在低位、高位組合布局下的氣動性能特性。研究表明：在較低前進(jìn)比時(低于0.05)尾槳轉(zhuǎn)向不同的而導(dǎo)致的拉力差異性較?。浑S著前進(jìn)比的增加，底朝前轉(zhuǎn)向尾槳產(chǎn)生的拉力顯著高于底朝后尾槳；在尾槳位置與主旋翼槳盤平齊時，相反轉(zhuǎn)向尾槳之間的性能差異最為顯著。T. M. FLETCHER等[14]基于渦量輸運模型對“Quartering Flight”試驗項目中的旋翼與尾槳組合構(gòu)型進(jìn)行60°右側(cè)風(fēng)狀態(tài)的數(shù)值模擬，對比了不同轉(zhuǎn)向的高、低位尾槳氣動力隨風(fēng)速的變化特征以及旋翼與尾槳尾跡結(jié)構(gòu)的演化規(guī)律，表明了底朝前轉(zhuǎn)向尾槳在旋翼尾槳干擾情況下能獲得前緣動壓的增加。

2 尾槳失效事故案例分析

2.1 案例1

事故過程：2009年5月1日上午，香港航空俱樂部有限公司(HKAC)的一架羅賓遜R22直升機在目視飛行條件下開展私人飛行任務(wù)。完成飛行活動后，準(zhǔn)備降至位于九龍啟德的HKAC停機坪。飛行員選擇了1條往西的開闊路線開始進(jìn)近，進(jìn)近過程中直升機在航向上難以穩(wěn)定，飛行員放棄降落并執(zhí)行了復(fù)飛。在第2次進(jìn)近過程中，直升機依然出現(xiàn)了航向上難以穩(wěn)定的現(xiàn)象，當(dāng)右轉(zhuǎn)彎準(zhǔn)備再次復(fù)飛時，機身快速向右意外偏轉(zhuǎn)，直升機開始旋轉(zhuǎn)并下墜，與地面上的一輛大巴相撞[15]，案例1直升機事故受損情況如圖8。

圖8 案例1直升機事故受損情況Fig. 8 Damage of the helicopter accident in case 1

事故原因分析：根據(jù)香港氣象臺提供航空例行天氣報告(meteorological terminal aviation routine weather report，METAR)顯示，事發(fā)地的地面風(fēng)為風(fēng)速16節(jié)的東南風(fēng)。圖9中黃色實線代表飛行進(jìn)近路線，黃色虛線代表地面風(fēng)風(fēng)向。當(dāng)飛行員第一次沿著西北方向減速進(jìn)近時，他感受到了直升機機身右偏，即使操縱左腳舵也無法恢復(fù)，飛行員判斷航路上有較強的順風(fēng)，放棄著陸并復(fù)飛。

在首次減速進(jìn)近的飛行過程中，直升機的飛行地速約為20～30節(jié)，加上順風(fēng)的影響，直升機的前飛空速低于15節(jié)。在該速度區(qū)間下飛行，R22直升機尾槳運行工況較為惡劣：①由于低于過渡速度，主旋翼槳盤的自由來流分量不足，主旋翼所需的誘導(dǎo)功率較高，導(dǎo)致尾槳需要更大的拉力以平衡主旋翼反扭距[16]；②在低于過渡速度的情況下，同等尾槳總距下產(chǎn)生的尾槳拉力較?。虎跼22直升機尾槳為低位底朝后轉(zhuǎn)向布局，低速飛行時主旋翼誘導(dǎo)尾流呈柱狀向后傾斜，尾槳前半部分與向下的主旋翼誘導(dǎo)尾流切割，尾槳動壓損失導(dǎo)致尾槳拉力進(jìn)一步降低。在以上三方面因素的影響下，加上發(fā)動機剩余儲備功率不足，飛行員無法通過操縱左腳舵恢復(fù)直升機的航向偏轉(zhuǎn)。

在第2次沿著同樣方向的進(jìn)近時，飛行員依據(jù)HKAC東部角落上的風(fēng)向袋誤判斷風(fēng)向為逆風(fēng)，而此時實際風(fēng)向約為121°，平均地面風(fēng)速為17節(jié)，最大陣風(fēng)為21節(jié)。第2次減速進(jìn)近時出現(xiàn)類似現(xiàn)象，當(dāng)飛行員操縱右腳舵后，在順風(fēng)條件下操縱右腳舵導(dǎo)致垂尾進(jìn)入風(fēng)標(biāo)效應(yīng)的影響區(qū)內(nèi)，風(fēng)標(biāo)效應(yīng)加速了直升機的偏轉(zhuǎn)，直升機旋轉(zhuǎn)半周后進(jìn)入了尾槳渦環(huán)狀態(tài)，引發(fā)尾槳拉力進(jìn)一步損失，這些連鎖反應(yīng)導(dǎo)致了尾槳失效事故的發(fā)生。

圖9 案例1直升機飛行路線與地面風(fēng)向Fig. 9 Helicopter flight route and ground wind direction in case 1

2.2 案例2

事故過程：2018年4月9日，一架AS350B3直升機在南非巴爾福地區(qū)向東南方向目的地飛行，在接近降落地點時以30節(jié)的速度向左盤旋飛行準(zhǔn)備降落。在此過程中，飛行員操作腳蹬意圖執(zhí)行懸?；剞D(zhuǎn)動作，直升機開始意外向左偏轉(zhuǎn)，并以逆時針方向旋轉(zhuǎn)。飛行員即使將右腳舵操縱到極限也無法改出旋轉(zhuǎn)，直升機的旋轉(zhuǎn)速度一直在增加，直升機主旋翼槳葉與鐵道接觸網(wǎng)線桿相撞擊，發(fā)生了墜機事故[17]。

事故原因分析：根據(jù)航空例行天氣報告顯示，距離事發(fā)地33海里東南方的氣象站觀測到事故發(fā)生前15分鐘地面風(fēng)的風(fēng)速為12～14節(jié)、風(fēng)向由北方至東北方向，而根據(jù)流行氣象的調(diào)查和飛行員判斷，事發(fā)時該地風(fēng)速為20～25節(jié)。事后，歐直在南非的飛行訓(xùn)練部門在模擬器上對該飛行任務(wù)剖面進(jìn)行了仿真研究，模擬了不同風(fēng)速下的懸?；剞D(zhuǎn)操作，多次模擬結(jié)果都表明在特定風(fēng)向下懸?；剞D(zhuǎn)出現(xiàn)了尾槳失效，導(dǎo)致了直升機失去航向控制。事故調(diào)查委員會認(rèn)為：在有側(cè)風(fēng)環(huán)境下一般不允許執(zhí)行懸?；剞D(zhuǎn)操作，其通常應(yīng)用于特技飛行。側(cè)風(fēng)狀態(tài)下的懸?；剞D(zhuǎn)導(dǎo)致了尾槳失效，從而引發(fā)直升機失控；此外，該飛行員之前97%的飛行時間是執(zhí)飛主旋翼右旋直升機，由于剛換飛AS350B3機型，對AS350B3這類主旋翼左旋機型的操作處置不熟悉，案例2直升機事故受損情況如圖10。

圖10 案例2直升機事故受損情況Fig. 10 Damage of the helicopter accident in case 2

2.3 案例3

事故過程：2014年10月4日，美國德克薩斯州一架Bell 206L1+醫(yī)療救護直升機在夜間執(zhí)行病員轉(zhuǎn)送飛行任務(wù)，以12～14節(jié)的速度從西北開始進(jìn)近，準(zhǔn)備降落在醫(yī)院大樓頂部的直升機停機坪。進(jìn)近過程中，飛行員認(rèn)為飛行高度太高且速度太快，決定中止進(jìn)近并執(zhí)行復(fù)飛。當(dāng)飛行員拉起總距準(zhǔn)備提升高度時，直升機機身開始快速地向右旋轉(zhuǎn)。飛行員意圖通過施加周期變距并蹬左腳舵使直升機改出偏轉(zhuǎn)，但直升機一直旋轉(zhuǎn)5周后撞上電線并發(fā)生墜毀[18]。

事故原因分析：在低于過渡飛行速度情況下，旋翼的需用功率較大，此時尾槳需要產(chǎn)生接近于100%的拉力平衡直升機。由于飛行員未估計到直升機低速飛行的功率需求，錯誤的執(zhí)行了提總距復(fù)飛動作，而發(fā)動機剩余功率不足，尾槳產(chǎn)生拉力不足以平衡旋翼反扭距，導(dǎo)致尾槳失效事故的發(fā)生。

2.4 案例4

事故過程：2013年2月14日，美國德克薩斯州一架OH-58A直升機在山區(qū)執(zhí)行野生鹿群觀察飛行任務(wù)，地速為30～35節(jié)，地面風(fēng)為風(fēng)速5～10節(jié)的左側(cè)風(fēng)。隨著地勢的增加，飛行員提總距準(zhǔn)備飛越山脊。當(dāng)直升機距離山脊頂部100 英尺時，直升機出現(xiàn)意外右偏并不停旋轉(zhuǎn)，飛行員進(jìn)一步增加總距意圖越過山脊，但該動作加劇了直升機的旋轉(zhuǎn)。直升機越過山脊后翻滾墜毀[19]。

事故原因分析：在空氣稀薄的高海拔地區(qū)，發(fā)動機的輸出功率降低，并且主旋翼、尾槳的氣動效率減小。在低速爬升過程中，旋翼需用功率增大，平衡主旋翼反扭距所需的尾槳拉力也進(jìn)一步增加，左側(cè)風(fēng)的影響誘發(fā)了尾槳進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)，導(dǎo)致尾槳失效的發(fā)生，而后飛行員采取增加總距的措施又進(jìn)一步加劇了直升機的偏轉(zhuǎn)。

2.5 案例5

事故過程：2011年10月4日，一架Bell 206B直升機遵照聯(lián)邦飛行條例第91部第14條在紐約執(zhí)行觀光飛行任務(wù)。在河邊的停機坪懸停起飛后，當(dāng)直升機爬升至60英尺高度時，發(fā)動機出現(xiàn)功率報警提示，飛行員判斷發(fā)動機出現(xiàn)故障，轉(zhuǎn)而執(zhí)行降落操作。在接近停機坪時飛行員提總距意圖減速，但此時直升機機頭右偏并開始猛烈旋轉(zhuǎn)，直升機翻滾墜入河中[20]。

事故原因分析：據(jù)NTSB調(diào)查，該趟飛行任務(wù)預(yù)定的成員人數(shù)為2人，但實際成員人數(shù)為4人，該趟飛行實際起飛總重為3,461.2磅，超出了Bell 206B機型所允許3 200磅的最大起飛總重。由于飛行員在低速且超載飛行的情況下增加總距，導(dǎo)致尾槳拉力不足以平衡旋翼反扭距，引起尾槳失效的發(fā)生。

2.6 案例6

事故過程：1997年4月23日，一架Bell 206L-1沿著美國25號州際公路從新墨西哥州法明頓飛往科羅拉多州柯林斯堡。事故發(fā)生前，直升機正以約為80節(jié)空速通過隘口。在直升機到達(dá)穿越隘口的山脊時，飛行員觀察到了前方約一英里處的積云。為躲避積云，飛行員立即開始了爬升和右急轉(zhuǎn)彎動作。在轉(zhuǎn)彎期間，直升機空速降到了20～30節(jié)，直升機出現(xiàn)了突然的意外右偏轉(zhuǎn)，之后一直失控旋轉(zhuǎn)，墜毀在25號州際公路以西約四分之一英里處[21]。

事故原因分析：事發(fā)地的盛行風(fēng)為南風(fēng)，事故直升機在此風(fēng)向下處于順風(fēng)飛行環(huán)境。在20～30節(jié)風(fēng)速下，直升機爬升飛行時旋翼需用功率較高，所產(chǎn)生的反扭距較大。飛行員在低于過渡速度，且順風(fēng)的環(huán)境下執(zhí)行了轉(zhuǎn)彎動作，由風(fēng)標(biāo)效應(yīng)引發(fā)了尾槳失效。此外，事故調(diào)查委員會認(rèn)為：涉事飛行員的山區(qū)飛行經(jīng)驗之前大多基于美國西南部的沙漠干燥地區(qū)，而科羅拉多州山脈具有其獨特的的氣候特征，該飛行員缺乏在科羅拉多州山脈地貌和氣象環(huán)境下的飛行經(jīng)驗。

3 結(jié) 論

1)根據(jù)事故案例總結(jié)，尾槳失效多發(fā)生于直升機起飛、進(jìn)近、減速等低速飛行階段。此時，直升機處于小速度、大功率狀態(tài)，發(fā)動機剩余功率和尾槳操縱余量不足，易受環(huán)境風(fēng)干擾而發(fā)生尾槳失效。當(dāng)直升機需要在側(cè)風(fēng)多發(fā)區(qū)域飛行時，飛行速度不宜過低，宜采用航向修正法保持航向，且盡量避免在側(cè)風(fēng)環(huán)境中進(jìn)行懸?；剞D(zhuǎn)操作。

2)順風(fēng)飛行會降低直升機的空速并可能誘發(fā)入風(fēng)標(biāo)效應(yīng)，應(yīng)盡量避免在順風(fēng)且低空速的情況下執(zhí)行偏航操作。

3)在需重載或在高海拔、高溫地區(qū)飛行時，應(yīng)提前做好功率核算，確保直升機剩余功率在允許范圍內(nèi)，且避免激烈地提總距或右偏航操作(主旋翼右旋直升機)。

4)起飛階段未達(dá)到最大爬升速度前，不宜采取激烈地提總距操作，避免出現(xiàn)尾槳拉力不足以平衡主旋翼反扭矩的情況發(fā)生。

5)飛行員對環(huán)境風(fēng)判斷失誤或未能了解飛行氣象信息是導(dǎo)致尾槳失效事故發(fā)生的一個重要因素。因此，需要提前掌握計劃飛行的起降場、點的氣象環(huán)境變化趨勢，科學(xué)合理地制定飛行計劃，并建立能夠?qū)崟r獲取航路地面風(fēng)的技術(shù)手段。

6)當(dāng)發(fā)現(xiàn)直升機進(jìn)入尾槳失效時，采取前推桿使直升機增加前飛速度，以及降低總距、向左蹬腳舵(主旋翼右旋直升機)的操作將有利于直升機改出尾槳失效；而激烈地增加總距將加劇直升機偏轉(zhuǎn)趨勢；在受限區(qū)域或飛行高度較低時，應(yīng)及時采取自轉(zhuǎn)下滑措施。