王 畅，程 蒙，马 帅

(1. 清华大学 航天航空学院，北京 100084； 2. 中国空气动力研究与发展中心 低速空气动力研究所，四川 绵阳 621000；3. 西南科技大学 土木工程与建筑学院，四川 绵阳 621010)

0 引 言

尾桨是单旋翼构型直升机平衡主旋翼反扭矩、为全机提供偏航稳定性及实现航向操纵的重要部件，尾桨功能受损会严重威胁直升机的飞行安全。尾桨功能受损不仅包括机械性故障导致，还可能由空气动力学因素导致尾桨失效(loss of tail-rotor effectiveness, LTE)[1]。直升机在侧风环境中低速飞行、偏航角速度过大以及大速度侧滑转弯飞行时，尾桨的气动拉力性能易发生损失或突变，导致飞行员操纵直升机难度增大，甚至造成坠机事故。美国国家运输安全委员会(national transportation safety board, NTSB)将尾桨失效认定为威胁民用直升机飞行安全的重要影响因素。据FAA统计，1988年至1993年期间美国发生的民用直升机坠机事件中有16%与尾桨相关，而由尾桨失效导致的事故占到其中的23%[2]。随着我国通航直升机产业的发展，直升机已成为了重要的应急救灾救援工具和手段，有必要增强对直升机尾桨失效问题的认识和重视。

在直升机的早期研制史上，BO-105、AH-1G、AH-56A和Lynx等机型在试飞和使用过程中出现了航向控制问题[3-5]。例如，AH-1G直升机在左侧风环境下重载飞行时无法保持航向平衡，所能承受的右侧风风速仅为12节；AH-56A直升机的左侧滑飞行速度限制在15节。在后续的研发过程中，通过将尾桨转向改为底朝前、调整尾桨安装位置改善了这些型号的航向稳定和控制问题。为研究导致直升机航向控制问题的因素，W. WIESNER等[6]开展了旋翼/尾桨组合状态的风洞试验，研究了不同尾桨布局在侧风环境下尾桨气动性能随风速的变化规律，研究表明：旋翼尾流干扰、尾桨涡环状态、尾桨顺风状态对尾桨拉力的降低或突变起主导作用。基于以上风洞的试验数据，W. WIESNER等[7]总结了单旋翼构型直升机的尾桨气动布局设计指导原则。

研究指出，单旋翼构型直升机都存在一定的发生尾桨失效的风险，尾桨失效主要由3种原因构成：尾桨涡环状态、旋翼桨盘涡尾流对尾桨干扰、机身和垂尾的风标效应。

现阶段对尾桨失效的研究多以特定状态下尾桨的气动性能机理分析或提升直升机气动布局设计为主，对事故过程因素及防范措施的研究和总结却鲜有报道。而尾桨失效事故是一个复杂的动态过程，且与气象条件、飞行环境、飞行任务、直升机性能和飞行员操作等多种因素相关，需要在实际操作层面上对事故因素和防范处置策略进行总结分析。因次，阐述了尾桨失效的空气动力学原理，通过几例典型的直升机尾桨失效飞行事故，基于事故案例分析了导致尾桨失效事故的环境因素和操纵因素，总结了事故的经验教训，提出了尾桨失效事故的防范和险情处置建议。

1 尾桨失效的定义与空气动力学原理

尾桨失效是指由于空气动力学原因而非尾桨机械故障造成的直升机非指令性的偏转。不同机型的主旋翼转向存在左旋和右旋的区别，主旋翼所产生的反扭距方向也有所差异，主旋翼右旋直升机发生尾桨失效表现为意外右偏，主旋翼左旋直升机发生尾桨失效表现为意外左偏。笔者以右旋直升机为例，阐述FAA中给出了3种易导致直升机尾桨失效的相对风环境[8]以及相关的空气动力学研究现状。

1.1 风标效应

当直升机处在120°～240°方位的顺风环境时(图1)，来流在机身和垂尾上作用气动力所产生的偏转力矩将使得直升机机头指向来流方向。除非飞行员意识到风标效应的发生并及时用脚舵修正偏差，否则直升机会非指令地偏转。

图1 风标效应产生的相对风区域Fig. 1 Relative wind area caused by wind vane effect

1.2 尾桨涡环状态

当尾桨受与诱导速度相反的相对来流时，尾桨气流环境与主旋翼将下降飞行类似，可能进入涡环状态[9-10]。图2为尾桨涡环状态相对风区域。图3为AH-56A直升机左侧滑飞行时的脚舵操纵范围[11]，由于涡环流动结构呈现高度非定常的特征，尾桨拉力将产生振荡，飞行员需要进行快速而持续的蹬脚舵修正，以补偿尾桨拉力的快速变化。

图3 AH-64左侧滑飞行时的脚蹬操纵量Fig. 3 Pedal control amount of AH-64 left side sliding flight

此外，尾桨涡环状态还将导致尾桨拉力损失。图4为风洞试验[12]给出的OH-58直升机在45节速度各个风向下产生的尾桨拉力，在尾桨进入涡环状态后需要更多的脚蹬操纵量来平衡直升机。

图4 OH-58直升机尾桨拉力随风向的变化Fig. 4 Variation of tail rotor tension of OH-58 helicopter changingwith wind direction

除相对风环境外，尾桨在涡环状态下的气动性能特性受直升机尾桨气动布局影响较为显著。如，AH-56A直升机将尾桨转向调整至底朝前，左侧滑飞行时的脚蹬操纵负荷显著低于底朝后转向尾桨的原型机(图5)。

图5 AH-56A直升机尾桨转向修改前、后脚舵操纵对比Fig. 5 Comparison of rudder control before and after tail rotorsteering modification of AH-56A helicopter

1.3 主旋翼桨盘涡与尾桨干扰

直升机在10～30节空速下飞行时，主旋翼的桨盘边缘将产生类似于固定翼翼尖涡结构的桨盘涡(图6)。来自左前方的相对风会导致尾桨浸润在主旋翼桨盘涡中(图7)。主旋翼桨盘涡的干扰将造成尾桨拉力的突变，底朝前转向尾桨处于主旋翼桨盘涡中将使得尾桨前缘动压增强，导致其拉力增加，而底朝后尾桨的拉力将降低。在该相对风环境中转向飞行时，伴随着尾桨与主旋翼桨盘涡的相对位置变化，桨盘涡与尾桨的干扰效应会突然出现或消失，从而导致尾桨拉力的突变。因此，在该相对风环境下运行时，要意识到尾桨拉力将可能产生的突变，并提前预备相对应的脚蹬操纵。

图6 主旋翼桨盘涡Fig. 6 Main rotor disc vortex

图7 旋翼桨盘涡与尾桨干扰产生的相对风区域Fig. 7 The relative wind region caused by the interference betweenrotor disk vortex and tail rotor

欧直联合阿古斯塔与韦斯特兰以及法国宇航院、德国宇航院等团队联合开展了“Quartering Flight”研究项目[13]，在英国的24英尺风洞开展了侧风环境下右旋旋翼与尾桨组合的风洞试验，对比了60°右侧风来流下底朝前与底朝后转向尾桨在低位、高位组合布局下的气动性能特性。研究表明：在较低前进比时(低于0.05)尾桨转向不同的而导致的拉力差异性较小；随着前进比的增加，底朝前转向尾桨产生的拉力显著高于底朝后尾桨；在尾桨位置与主旋翼桨盘平齐时，相反转向尾桨之间的性能差异最为显著。T. M. FLETCHER等[14]基于涡量输运模型对“Quartering Flight”试验项目中的旋翼与尾桨组合构型进行60°右侧风状态的数值模拟，对比了不同转向的高、低位尾桨气动力随风速的变化特征以及旋翼与尾桨尾迹结构的演化规律，表明了底朝前转向尾桨在旋翼尾桨干扰情况下能获得前缘动压的增加。

2 尾桨失效事故案例分析

2.1 案例1

事故过程：2009年5月1日上午，香港航空俱乐部有限公司(HKAC)的一架罗宾逊R22直升机在目视飞行条件下开展私人飞行任务。完成飞行活动后，准备降至位于九龙启德的HKAC停机坪。飞行员选择了1条往西的开阔路线开始进近，进近过程中直升机在航向上难以稳定，飞行员放弃降落并执行了复飞。在第2次进近过程中，直升机依然出现了航向上难以稳定的现象，当右转弯准备再次复飞时，机身快速向右意外偏转，直升机开始旋转并下坠，与地面上的一辆大巴相撞[15]，案例1直升机事故受损情况如图8。

图8 案例1直升机事故受损情况Fig. 8 Damage of the helicopter accident in case 1

事故原因分析：根据香港气象台提供航空例行天气报告(meteorological terminal aviation routine weather report，METAR)显示，事发地的地面风为风速16节的东南风。图9中黄色实线代表飞行进近路线，黄色虚线代表地面风风向。当飞行员第一次沿着西北方向减速进近时，他感受到了直升机机身右偏，即使操纵左脚舵也无法恢复，飞行员判断航路上有较强的顺风，放弃着陆并复飞。

在首次减速进近的飞行过程中，直升机的飞行地速约为20～30节，加上顺风的影响，直升机的前飞空速低于15节。在该速度区间下飞行，R22直升机尾桨运行工况较为恶劣：①由于低于过渡速度，主旋翼桨盘的自由来流分量不足，主旋翼所需的诱导功率较高，导致尾桨需要更大的拉力以平衡主旋翼反扭距[16]；②在低于过渡速度的情况下，同等尾桨总距下产生的尾桨拉力较小；③R22直升机尾桨为低位底朝后转向布局，低速飞行时主旋翼诱导尾流呈柱状向后倾斜，尾桨前半部分与向下的主旋翼诱导尾流切割，尾桨动压损失导致尾桨拉力进一步降低。在以上三方面因素的影响下，加上发动机剩余储备功率不足，飞行员无法通过操纵左脚舵恢复直升机的航向偏转。

在第2次沿着同样方向的进近时，飞行员依据HKAC东部角落上的风向袋误判断风向为逆风，而此时实际风向约为121°，平均地面风速为17节，最大阵风为21节。第2次减速进近时出现类似现象，当飞行员操纵右脚舵后，在顺风条件下操纵右脚舵导致垂尾进入风标效应的影响区内，风标效应加速了直升机的偏转，直升机旋转半周后进入了尾桨涡环状态，引发尾桨拉力进一步损失，这些连锁反应导致了尾桨失效事故的发生。

图9 案例1直升机飞行路线与地面风向Fig. 9 Helicopter flight route and ground wind direction in case 1

2.2 案例2

事故过程：2018年4月9日，一架AS350B3直升机在南非巴尔福地区向东南方向目的地飞行，在接近降落地点时以30节的速度向左盘旋飞行准备降落。在此过程中，飞行员操作脚蹬意图执行悬停回转动作，直升机开始意外向左偏转，并以逆时针方向旋转。飞行员即使将右脚舵操纵到极限也无法改出旋转，直升机的旋转速度一直在增加，直升机主旋翼桨叶与铁道接触网线杆相撞击，发生了坠机事故[17]。

事故原因分析：根据航空例行天气报告显示，距离事发地33海里东南方的气象站观测到事故发生前15分钟地面风的风速为12～14节、风向由北方至东北方向，而根据流行气象的调查和飞行员判断，事发时该地风速为20～25节。事后，欧直在南非的飞行训练部门在模拟器上对该飞行任务剖面进行了仿真研究，模拟了不同风速下的悬停回转操作，多次模拟结果都表明在特定风向下悬停回转出现了尾桨失效，导致了直升机失去航向控制。事故调查委员会认为：在有侧风环境下一般不允许执行悬停回转操作，其通常应用于特技飞行。侧风状态下的悬停回转导致了尾桨失效，从而引发直升机失控；此外，该飞行员之前97%的飞行时间是执飞主旋翼右旋直升机，由于刚换飞AS350B3机型，对AS350B3这类主旋翼左旋机型的操作处置不熟悉，案例2直升机事故受损情况如图10。

图10 案例2直升机事故受损情况Fig. 10 Damage of the helicopter accident in case 2

2.3 案例3

事故过程：2014年10月4日，美国德克萨斯州一架Bell 206L1+医疗救护直升机在夜间执行病员转送飞行任务，以12～14节的速度从西北开始进近，准备降落在医院大楼顶部的直升机停机坪。进近过程中，飞行员认为飞行高度太高且速度太快，决定中止进近并执行复飞。当飞行员拉起总距准备提升高度时，直升机机身开始快速地向右旋转。飞行员意图通过施加周期变距并蹬左脚舵使直升机改出偏转，但直升机一直旋转5周后撞上电线并发生坠毁[18]。

事故原因分析：在低于过渡飞行速度情况下，旋翼的需用功率较大，此时尾桨需要产生接近于100%的拉力平衡直升机。由于飞行员未估计到直升机低速飞行的功率需求，错误的执行了提总距复飞动作，而发动机剩余功率不足，尾桨产生拉力不足以平衡旋翼反扭距，导致尾桨失效事故的发生。

2.4 案例4

事故过程：2013年2月14日，美国德克萨斯州一架OH-58A直升机在山区执行野生鹿群观察飞行任务，地速为30～35节，地面风为风速5～10节的左侧风。随着地势的增加，飞行员提总距准备飞越山脊。当直升机距离山脊顶部100 英尺时，直升机出现意外右偏并不停旋转，飞行员进一步增加总距意图越过山脊，但该动作加剧了直升机的旋转。直升机越过山脊后翻滚坠毁[19]。

事故原因分析：在空气稀薄的高海拔地区，发动机的输出功率降低，并且主旋翼、尾桨的气动效率减小。在低速爬升过程中，旋翼需用功率增大，平衡主旋翼反扭距所需的尾桨拉力也进一步增加，左侧风的影响诱发了尾桨进入涡环状态，导致尾桨失效的发生，而后飞行员采取增加总距的措施又进一步加剧了直升机的偏转。

2.5 案例5

事故过程：2011年10月4日，一架Bell 206B直升机遵照联邦飞行条例第91部第14条在纽约执行观光飞行任务。在河边的停机坪悬停起飞后，当直升机爬升至60英尺高度时，发动机出现功率报警提示，飞行员判断发动机出现故障，转而执行降落操作。在接近停机坪时飞行员提总距意图减速，但此时直升机机头右偏并开始猛烈旋转，直升机翻滚坠入河中[20]。

事故原因分析：据NTSB调查，该趟飞行任务预定的成员人数为2人，但实际成员人数为4人，该趟飞行实际起飞总重为3,461.2磅，超出了Bell 206B机型所允许3 200磅的最大起飞总重。由于飞行员在低速且超载飞行的情况下增加总距，导致尾桨拉力不足以平衡旋翼反扭距，引起尾桨失效的发生。

2.6 案例6

事故过程：1997年4月23日，一架Bell 206L-1沿着美国25号州际公路从新墨西哥州法明顿飞往科罗拉多州柯林斯堡。事故发生前，直升机正以约为80节空速通过隘口。在直升机到达穿越隘口的山脊时，飞行员观察到了前方约一英里处的积云。为躲避积云，飞行员立即开始了爬升和右急转弯动作。在转弯期间，直升机空速降到了20～30节，直升机出现了突然的意外右偏转，之后一直失控旋转，坠毁在25号州际公路以西约四分之一英里处[21]。

事故原因分析：事发地的盛行风为南风，事故直升机在此风向下处于顺风飞行环境。在20～30节风速下，直升机爬升飞行时旋翼需用功率较高，所产生的反扭距较大。飞行员在低于过渡速度，且顺风的环境下执行了转弯动作，由风标效应引发了尾桨失效。此外，事故调查委员会认为：涉事飞行员的山区飞行经验之前大多基于美国西南部的沙漠干燥地区，而科罗拉多州山脉具有其独特的的气候特征，该飞行员缺乏在科罗拉多州山脉地貌和气象环境下的飞行经验。

3 结 论

1)根据事故案例总结，尾桨失效多发生于直升机起飞、进近、减速等低速飞行阶段。此时，直升机处于小速度、大功率状态，发动机剩余功率和尾桨操纵余量不足，易受环境风干扰而发生尾桨失效。当直升机需要在侧风多发区域飞行时，飞行速度不宜过低，宜采用航向修正法保持航向，且尽量避免在侧风环境中进行悬停回转操作。

2)顺风飞行会降低直升机的空速并可能诱发入风标效应，应尽量避免在顺风且低空速的情况下执行偏航操作。

3)在需重载或在高海拔、高温地区飞行时，应提前做好功率核算，确保直升机剩余功率在允许范围内，且避免激烈地提总距或右偏航操作(主旋翼右旋直升机)。

4)起飞阶段未达到最大爬升速度前，不宜采取激烈地提总距操作，避免出现尾桨拉力不足以平衡主旋翼反扭矩的情况发生。

5)飞行员对环境风判断失误或未能了解飞行气象信息是导致尾桨失效事故发生的一个重要因素。因此，需要提前掌握计划飞行的起降场、点的气象环境变化趋势，科学合理地制定飞行计划，并建立能够实时获取航路地面风的技术手段。

6)当发现直升机进入尾桨失效时，采取前推杆使直升机增加前飞速度，以及降低总距、向左蹬脚舵(主旋翼右旋直升机)的操作将有利于直升机改出尾桨失效；而激烈地增加总距将加剧直升机偏转趋势；在受限区域或飞行高度较低时，应及时采取自转下滑措施。