曝光臺 注意防騙
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旋轉(zhuǎn)和靜止防扭臂及主槳轂的安裝狀況，觀察是否存在有裂紋、部件松動、
面漆裂紋、粘合部件分離等故障現(xiàn)象。
· 如果翼尖罩連接面、減擺阻尼器和軸向關(guān)節(jié)的連接支撐架和其他部件沒有
發(fā)生損壞，直升機繼續(xù)適航。
· 如果只是翼尖罩損壞，槳葉和槳轂頭未發(fā)現(xiàn)明顯損壞痕跡，更換翼尖罩后，
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直升機恢復適航狀態(tài)。
· 如果翼尖罩連接面損壞而無法更換和修復，或者發(fā)現(xiàn)槳葉減擺阻尼器和軸
向關(guān)節(jié)連接面、槳轂頭發(fā)生明顯損壞，遵守下面提到的相關(guān)規(guī)定。
當主槳葉被外來物撞擊損壞，導致永久性的變形、大梁彎曲、凹陷，執(zhí)行
以下步驟：
· 拆卸槳葉、主槳轂和主減速器，并返廠詳細檢查、修理或直接大修。
· 檢查機身連接點的變形和損壞。
· 目視檢查發(fā)動機驅(qū)動軸、尾傳動軸、全部柔性連接片、軸承及軸承座是否
發(fā)生了裂紋和扭曲。
· 在損傷部件的明顯位置加貼故障件標簽，并注明具體被撞擊的槳葉和損壞
程度。
尾旋翼驅(qū)動系統(tǒng)
當復合材料尾槳葉被外來物撞擊，損壞程度輕微、也沒有發(fā)生永久性的變
形、凹陷和大梁彎曲，并經(jīng)敲擊法檢查確定無嚴重損壞時，執(zhí)行以下檢查：
· 根據(jù)機型維護手冊中傳動運轉(zhuǎn)突然中止事件的檢查程序?qū)ξ残硐到y(tǒng)進行
徹底檢查。
· 對全部尾減速器安裝支座進行染色滲透法檢查。
· 目視檢查中間減速器的安裝狀況和所有傳動軸、柔性連接片、軸承及軸承
座、是否存在裂紋、變形、褶皺等故障現(xiàn)象。
· 目視檢查尾槳變矩控制桿、變矩拉桿是否存在裂紋、松動、面漆開裂、粘
接分離等異常痕跡。
· 如未發(fā)現(xiàn)尾槳轂損壞，直升機恢復適航。
當尾槳葉被外來物撞擊，損傷面積較大并引起大梁的變形和彎曲時，執(zhí)行
下列步驟的檢查處理：
· 拆卸變矩拉桿、變矩控制桿、尾槳葉、尾槳轂、尾減速器、中間減速器及
所有的尾傳動軸部件，并返廠進行詳細檢查、修理或直接大修。
· 目視檢查垂直尾梁是否存在結(jié)構(gòu)性的損傷，例如鉚釘松動、裂紋等。重點
檢查減速器連接部位是否存在變形等故障現(xiàn)象。
· 按照機型維護手冊的要求進行主減速器的可靠性檢查。
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· 在損傷部件的明顯位置加貼故障件標簽，并注明具體被撞擊的槳葉位置和
損壞程度。
三瞬間超扭矩
扭矩限制
雙發(fā)動機運轉(zhuǎn)狀態(tài)：
· 起飛功率100%扭矩，每臺發(fā)動機
· 最大持續(xù)功率100%扭矩，每臺發(fā)動機
單臺發(fā)動機運轉(zhuǎn)狀態(tài)：
· 2.5 分鐘功率112.1%扭矩
· 30 分鐘功率104%扭矩
· 最大持續(xù)功率100%扭矩
直升機的最大扭矩限制的目的是為了保證主減速器在穩(wěn)定狀態(tài)下的最大可用壽
命。但是，在日常的操作使用過程中，也會發(fā)生瞬間的超扭矩現(xiàn)象。
（a） 在單臺發(fā)動機運轉(zhuǎn)過程中，瞬間超扭矩的可容許條件是：超過112.1%
扭矩但未超過16 秒的時間限制。
（b） 在雙發(fā)動機運轉(zhuǎn)過程中，瞬間超扭矩的可容許條件是：115%的輸出扭
矩但未超過5 秒的時間限制。
輸出扭矩=（%一發(fā)扭矩）/2+（%二發(fā)扭矩）/2
（c） 如果主減速器超過了（a）或（b）的限制條件，該減速器必須進行檢
查。
四主減速器的溫度限制
正常使用條件下，當主減速器滑油溫度高于規(guī)定值時，除了外界環(huán)境溫度的原
因外，也可能是主減速器損壞故障或者是滑油冷卻系統(tǒng)出現(xiàn)故障。如果是主減速器
內(nèi)部損壞直接影響了滑油溫度過高，應將減速器返回廠家進行評估、修理或直接大
修。如果滑油溫度過高的原因是滑油冷卻系統(tǒng)故障時，例如某機型主減溫度調(diào)節(jié)裝
置失效，在下列標準條件下，可繼續(xù)使用：
· 滑油溫度為105°C -120°C（221°F-248°F）時，除了瞬間的高溫以外，
應對主減速器高溫的原因進行調(diào)查并作出合理處置。
· 滑油溫度為120°C-140°C（248°F-284°F）時，且持續(xù)工作時間超過30
分鐘，應對金屬屑指示器、滑油濾的污染情況進行檢查并作出評估，并更換
主減速器滑油。
· 當滑油溫度高于140°C（284°F）時，必須更換主減速器。
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第5 章機身結(jié)構(gòu)
第5.1 節(jié)結(jié)構(gòu)適航性設計要求
5.1.1 概述
直升機結(jié)構(gòu)的設計要滿足各種適航標準，包括在飛行和地面所受的載荷、空氣
動力學的要求和有效攜帶各種商載的需要。更為重要的是安全方面的考慮。
直升機的形狀和布局是根據(jù)它的操作類別和工作環(huán)境所決定的，所以直升機的
外形、大小和配置千差萬別，但總體構(gòu)型是基本相同的。如圖5-1 所示為典型直升
機結(jié)構(gòu)的示例圖。
圖5-1 典型的直升機結(jié)構(gòu)
直升機受到的外載荷來自空中（以受紊流影響或在做機動飛行時）和地面（在
滑行、起飛、著陸和地面維護時）。
直升機結(jié)構(gòu)必須具備足夠的強度，以承受各種載荷，包括在正常飛行時極端條
件下的重載荷。結(jié)構(gòu)必須能夠承受超出它的重量多倍的力，因此，設計者必須考慮
滿足適航標準的結(jié)構(gòu)強度要求。
直升機結(jié)構(gòu)要能夠承擔極限載荷而沒有永久變形，另外在極限范圍內(nèi)的受載變
形不能影響直升機的安全飛行。對于每一個極端載荷條件下，必須通過靜、動態(tài)測
試或結(jié)構(gòu)分析等方法對結(jié)構(gòu)強度和變形的大小進行測試和驗證。
直升機在設計和取證時給出了一個特定飛行時的最大重量，這個重量稱為最大
起飛重量。直升機的裝載必須使起飛重量小于規(guī)定的最大起飛重量，否則結(jié)構(gòu)將承
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擔超出其設計能力的載荷，影響直升機的結(jié)構(gòu)安全。
5.1.2 直升機結(jié)構(gòu)設計思想
一安全壽命設計思想
航空器結(jié)構(gòu)構(gòu)件出現(xiàn)可檢裂紋被看作是一種破壞，形成這種裂紋所需的時間就
是構(gòu)件的疲勞壽命。安全壽命設計思想最早出現(xiàn)于上世紀五十年代，所謂安全壽命
設計是要求直升機結(jié)構(gòu)在一定階段內(nèi)不發(fā)生疲勞破壞。采用安全壽命設計思想進行
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