■ 王志杰 王炳輝 白云冬/ 江蘇潤揚通用航空有限公司 空軍9066 部隊 石家莊中航賽斯納飛機有限公司

0 引言

一架單發(fā)固定翼螺旋槳飛機大修出廠執(zhí)行試飛任務時，飛行員反映空中當副翼、方向舵、升降舵、副翼調整片、方向舵調整片、升降舵調整片等舵面均處于中立位置時，飛機會發(fā)生自動向左傾斜偏飛現(xiàn)象，同時伴隨輕微左側滑。將左副翼調整片向下調整約2°，飛機飛行姿態(tài)恢復正常。

1 原因分析

根據(jù)飛行員反映的故障現(xiàn)象，初步判斷這是一起因飛機左右機翼升力不平衡導致的偏飛故障。在飛機起降階段由于空速較低，因左右機翼升力不平衡導致的坡度不明顯，但隨著飛機空速增加，坡度故障逐漸顯現(xiàn)，造成飛機出現(xiàn)明顯的偏飛現(xiàn)象，引起試飛員的注意。

機組人員檢查飛機所有舵面初始位置均處于正常零位，飛機自動駕駛儀連接正常，通電校驗控制率符合規(guī)定。根據(jù)該機故障現(xiàn)象和檢查結果，查詢該飛機維護手冊（AMM）、線路圖解手冊（WDM）和零部件圖解目錄手冊（IPC）等技術資料，確定可能造成飛機偏飛故障的相關系統(tǒng)和故障原因可分為3 大項7 系統(tǒng)16 類底事件，建立故障樹如圖1所示。

圖1 某型飛機自動偏飛故障樹

2 故障查處

根據(jù)飛機故障現(xiàn)象和故障樹底事件具體成因，按照逐項排查的方式對飛機故障原因進行分析。

2.1 副翼系統(tǒng)

檢查飛機左右兩側副翼外觀無異常，承力結構件無裂紋或鉚釘松動，平衡配重無腐蝕變形。檢查兩側副翼與機翼鉸接處的鉸接螺栓、鉸接軸承等緊固件無腐蝕裂紋，油脂潤滑良好。將座艙駕駛桿置于中立位置，檢查兩側副翼舵面均處于正常中立位置（剪錯值、剪刀差均為零），左右副翼內側外緣與左右襟翼外緣呈流線型對齊，符合維護手冊要求。安裝舵面傾角檢查儀，測量左側副翼向上最大偏角26°，向下最大偏角16°，右側副翼向上最大偏角26°，向下最大偏角16°，均符合維護手冊要求。

檢查兩側副翼靜平衡，左側副翼-4.5lbf·in， 右 側 副 翼-4.6 lbf·in，均符合維護手冊要求。在室溫70℉（21℃）時測量鋼索張力，左側機翼段副翼鋼索張力為40lbf，機身段鋼索張力為18lbf，右側機翼段副翼鋼索張力為41lbf，機身段鋼索張力為21lbf，均符合維護手冊要求（見圖2、圖3）。

圖2 機翼段副翼系統(tǒng)鋼索張力對照

圖3 機身段副翼系統(tǒng)鋼索張力對照

2.2 擾流板系統(tǒng)

檢查左右兩側擾流板外觀無變形，擾流板尾緣與襟翼上表面最小處間隙為0.030in（規(guī)定值為0.010 ～0.030in）。盡管擾流板間隙值處于規(guī)定值上極限，但仍符合維護手冊要求（間隙應在副翼到達全下位置前測出）。使飛機連接地面液壓源，檢查襟翼處于全收上位置，緩慢轉動駕駛盤，檢查左右擾流板偏轉操控靈活，測量左側擾流板向上偏轉角度為43°，右側擾流板向上角度為43°，符合維護手冊要求。

2.3 方向舵系統(tǒng)

檢查方向舵外觀無扭曲變形，承力件無腐蝕裂紋，全行程移動方向舵?zhèn)鲃愉撍鳠o卡滯。檢查傳動鋼索敷設符合規(guī)定，鋼索松緊螺套無腐蝕裂紋，固定保險良好。檢查方向舵止動螺栓安裝正常。在室溫70℉（21℃）時測量方向舵鋼索張力，測量值為34lbf，符合維護手冊要求（見圖4）。測量方向舵中立位左右極限行程均為25°，符合維護手冊要求。測量方向舵靜平衡為-6.4lbf·in，符合維護手冊要求。

圖4 方向舵?zhèn)鲃愉撍鲝埩φ?/p>

2.4 襟翼系統(tǒng)

檢查飛機左右兩側襟翼外觀無扭曲變形，承力件無腐蝕裂紋。檢查襟翼搖臂連接固定牢靠，滑輪軸承、滾輪清潔潤滑良好，襟翼滑軌內無外來物，滑道無腐蝕。檢查兩側襟翼行程角度并作對比（見表1），均符合手冊要求（襟翼位置必須在公差允許范圍內，兩側襟翼在所有位置上的對稱偏差不能超過0.5°，在相應的放下和收起位置偏差不能超過1°）。

表1 襟翼偏轉角度測量值

2.5 調整片系統(tǒng)

根據(jù)飛機故障現(xiàn)象，檢查飛機副翼調整片外觀無扭曲變形，承力件無腐蝕裂紋，鉚釘無松動。檢查副翼調整片制動塊無松動。將副翼調整片置于中立位置后，分別向上下極限位置調整并測量偏轉角度，檢查調整片運轉平穩(wěn)，全行程無緊澀卡滯現(xiàn)象，向上最大偏轉角為15.6°，向下最大偏轉角為15.1°，符合維護手冊要求。

檢查副翼調整片游隙。首先，確定最大允許游隙值，按照維護手冊規(guī)定，測量調整片最內側弦長并乘以0.025，得到最大允許游隙（該機副翼調整片弦長126mm，最大容許值為126mm×0.025=3.15mm）；其次，規(guī)范游隙測量方法，測量游隙與測量弦長應在同一位置，用指尖上下移動調整片尾緣，測量確定調整片游隙數(shù)值；最后，逐一實施測量，實測左側副翼游隙為1.6mm，右側副翼游隙為1.9mm，均小于3.15mm，符合要求。

2.6 機體機構與機翼安裝角度

按照飛機維護手冊，采取飛機水平狀態(tài)下吊點投影的方法，測量機體結構無變形，測量飛機左右機翼安裝角有0.5°偏差。對照該型飛機結構設計工藝，通過調節(jié)后部機身至機翼的連接螺栓可以調節(jié)機翼迎角，從而減少兩側機翼升力不平衡狀況（見圖5）。

圖5 后機身與機翼連接螺栓裝配圖

按照維護手冊規(guī)定，若需要調節(jié)機翼安裝角時，應將兩側機翼向相向方向調節(jié)。通過轉動螺栓頭部，使螺栓上的箭頭向下指，可增加機翼迎角；使螺栓上的箭頭向上指，可減少機翼迎角（調整轉動螺栓時，不能使箭頭超過垂直線）。根據(jù)該機故障情況，通過調整兩側機翼的迎角差，使左側機翼增加升力，右側機翼減少升力。

3 問題結論

依據(jù)飛機機翼迎角調整情況，再次進行驗證飛行。空中飛行員將飛機副翼、方向舵、升降舵、副翼調整片、方向舵調整片、升降舵調整片均置于中立位置時，飛機未再發(fā)生向左傾斜偏飛現(xiàn)象，故障排除。

事后分析產生該故障的主要原因是在飛機大修期間進行機翼重新裝配工序時，由于人為原因導致左右機翼安裝角發(fā)生偏差，且由于機翼安裝角偏差較小，沒有引起維護人員和質量檢驗人員的足夠關注，將飛機偏飛故障誘因帶到試飛工作中。

本次故障中由于試飛員飛行經(jīng)驗豐富，對試飛過程中飛機航行姿態(tài)的微小變化感知敏銳，且沒有一開始就通過調整副翼調整片角度保證飛機航行姿態(tài)，而是反復確認故障現(xiàn)象做出針對性調整措施，為后續(xù)飛機故障原因的準確定位提供了幫助。另外，對于一些老齡化飛機，由于機體結構或操縱系統(tǒng)的緊固件松動或者變形，在航行過程中也會發(fā)生類似故障，需要引起飛行人員和機組人員的高度重視。

4 措施建議

根據(jù)以上故障現(xiàn)象，結合原因分析，制定以下維護和保障措施，以避免類似故障的再次出現(xiàn)。

1）對于使用液壓助力器（伺服閥）的飛機，在場外維護時必須嚴格落實防油液污染措施，做好“把住三關”“確保兩潔”工作，尤其是要利用發(fā)動機地面試車或飛機著陸后消壓等時機，操縱駕駛桿檢查操縱系統(tǒng)有無異常摩擦和撞擊現(xiàn)象。

2）飛機進行定期檢修時，要嚴格依照維修工卡進行施工和質量檢驗，確保將機體結構類、管線路裝配類措施落實到位，嚴防在外場維護不可達部位遺留問題隱患，嚴格把好飛機出廠質量關口。

3）航司在做飛機D 檢后特定檢查或A、B、C 類定檢時，應嚴格按照飛機維護手冊（AMM）、線路圖解手冊（WDM）和零部件圖解目錄手冊（IPC）等技術資料，加大檢查范圍和檢測深度，重點檢查飛機副翼、升降舵、方向舵、油門等操縱系統(tǒng)傳動桿、搖臂、鋼索與周圍結構件之間的間隙應不小于4mm。

4）維護中注意保持座艙內部清潔干燥，嚴禁給操縱系統(tǒng)施加永久和瞬時的側向力；進行復雜機件拆卸時應做好標記，安裝時按標記順序和位置進行安裝；更換操縱系統(tǒng)載荷傳感器后，應檢查最大駕駛桿力符合規(guī)定，左右壓桿力無梯度變化，檢查副翼舵面、非線性機構、液壓助力器等中立位置應良好，并試飛檢查飛機的橫向操縱性。