變距桿是旋翼系統自動傾斜器的主要部件，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。當代直升機旋翼系統主槳變距拉桿中普遍採用的結構形式為左右內螺紋收口形式，兩端與帶柄軸承相連線。
基本介紹
- 中文名：變距桿
- 外文名：Pitch Link
- 同義詞：變距拉桿
- 作用位置：旋翼
簡介,故障原因,國內研究現狀,
簡介
變距拉桿是旋翼系統自動傾斜器的主要部件，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螺紋收口形式，兩端與帶柄軸承相連線，是當代直升機旋翼系統主槳變距拉桿中普遍採用的一種結構形式，如由“海豚2”發展起來的ECl55、BK117、中法合作研製的ECl75等等都採用此種結構的變距拉桿。與以往傳統機型純粹用六角棒材機加而成(如ECl20、“海豚”SA365N)，或用圓管擴口後加裝端套(如“超黃蜂”、NH90、歐直公司Ec225)的變距拉桿相比較，收口拉桿具有強度高、重量輕、維護性好等特點。收口變距拉桿已成為直升機旋翼自動傾斜器構型中的發展主流之一。
作為旋翼系統自動傾斜器的主要部件之一，主槳變距拉桿是旋翼系統的關鍵動部件，主要承受交變載荷。某主槳變距拉桿設計目標值為3000飛行小時。
故障原因
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。
變距拉桿關節軸承磨損故障是指連線變距拉桿的關節軸承外圈和鋼球之間因工作中摩擦而造成徑向間隙擴大的故障。該故障比較隱蔽，一般情況下不易察覺，是在多沙塵地區飛行的直升機的常見故障。由於槳葉的操縱是通過變距拉桿來實現的，關節軸承磨損間隙造成槳葉操縱線系剛度出現非線性和等效剛度下降，振動加劇並通過自動傾斜器傳至機身。而且由於間隙的存在，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，負迎角的氣動力使該片槳葉下揮掃到尾梁，必將導致機毀人亡的嚴重事故。美國AH-64A等直升機已經報告該故障。目前的旋翼監測系統不能監測變距拉桿關節軸承磨損狀態。主要通過定期檢查來確定磨損狀態和修理措施。如果能通過機體振動回響判定旋翼變距拉桿關節軸承磨損故障，並確定故障程度，將有助於提高旋翼系統的可靠性和安全性，具有很大的實用價值。
直升機變距拉桿軸向力是旋翼(含尾槳)槳葉鉸鏈力矩的支反力，是旋翼操縱系統載荷和機身振動的來源之一。因此在直升機的飛行過程中，變距拉桿所受的軸向力一直在不停變化相當於一直在承受疲勞載荷。在直升機的長時間使用過程中，如不注意保養和檢查維修變距拉桿，就有可能會發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生疲勞斷裂，直升機很可能會失控，危及機上人員和財物的安全。
尾槳作為直升機的關鍵動部件之一，提供旋翼反扭矩，實現直升機航向操縱，因此，尾槳出現故障無法實現其功能時。將給直升機帶來災難性事故。2007年5月15日，直11型直升機在某國進行培訓試飛，某國陸航飛行員操縱直升機進行起落航線飛行，速度200 km/h時，直升機突然發出一聲巨響，機身隨即發生劇烈抖動，方向突然左偏，在中方飛行員的努力調整下直升機安全著陸。事後檢查發現，尾槳變距拉桿上端關節軸承脫出，尾槳完全失去控制。2007年6月4日，陸航學院直11型機尾槳變距拉桿也出現變距拉桿上端關節軸承脫出故障，由於脫出量為0.8 him，尚未影響直升機的飛行安全。
國內研究現狀
直升機變距拉桿軸向力是旋翼(含尾槳)槳葉鉸鏈力矩的支反力，是旋翼操縱系統載荷和機身振動的來源之一。直升機變距拉桿軸向力的試飛研究是檢驗其理論預估，獲得其準確測試值的有效途徑，是建立和發展直升機先進旋翼系統的重要課題，對發展國內直升機旋翼試飛研究具有十分重要的意義。由於歷史的原因，國內直升機強度試飛一直處於測試手段短缺，專業基礎薄弱的狀態。目前，要進行本項目試飛研究，主要存在以下技術難點:
- 缺少合適的旋翼測試系統。通常，除要求該系統能在旋轉旋翼環境下以足夠高的測試精度實現全部測試功能外，還應根據旋轉旋翼與不旋轉機身之間可能提供的界面狀態選擇(或研製)不同型式的旋翼測試系統。目前，國內缺乏現成的可供選用的旋翼測試系統。
- 小應變範圍的飛行測試技術。直升機變距拉桿是典型的彈性或非彈性屈曲破壞柱的穩定性理論設計：強度(剛度)大，載荷小。一般定常飛行時的軸向應變不超過 100me，測試數據的分散性大，很難準確測試。直升機變距拉桿軸向力由振動分量和穩定分量兩部分組成：穩定分量約為振動分量的 1/3 左右，更小的穩定分量就更加難以測試了。
- 大機動飛行時的較高應變範圍的試飛：直升機變距拉桿軸向力並非都是小應變範圍的飛行測試。在直升機(特別是武裝型)飛行譜中，有不足 5%的大機動飛行是造成結構疲勞損傷的嚴重振動載荷狀態，例如 UH-60在 UTTAS拉起時的變距拉桿軸向力振動分量約等於最大穩定平飛時的 3.5 倍，通常飛行情況下的小應變範圍和大機動飛行時的較高應變範圍給飛行測試設備的配置帶來了一定的困難，大機動飛行給國內直升機試飛員提出了試飛新課題。
早在七十年代就開始了理論預估工作，有了飛行測試的需求。由於飛行測試條件的限制等原因，未能得出有效飛行測試結果，所進行的理論分析也未能得到試飛的驗證。八十年代末，國內採用[美]WDC(無線電數據耦合)系統進行了 Z8 尾槳變距拉桿軸向應變飛行測試的試飛，解決了 Z8 尾槳條件下的方位測試問題，給出了有方位標記的有關應力-時間歷程曲線，提供了穩定平飛狀態下的 Z8 尾槳變距拉桿軸向力 P 的換算值。1998 年國內採用自行研製的固態採集記錄型 GSC4-SG-1 直升機旋翼測試系統，在Z11 旋翼的特定條件下實現了Z11 變距拉桿軸向力的試飛研究，獲得了部分典型穩態飛行和機動飛行狀態下的 Z11 變距拉桿軸向力的有效飛行測試值，並就其穩定分量測試問題，做了較為深入的分析，最後得到系統漂移顯著影響穩定分量測試值的重要結論。
