曝光臺 注意防騙 網曝天貓店富美金盛家居專營店坑蒙拐騙欺詐消費者

旋轉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象。
· 如果翼尖罩連接面、減擺阻尼器和軸向關節的連接支撐架和其他部件沒有
發生損壞，直升機繼續適航。
· 如果只是翼尖罩損壞，槳葉和槳轂頭未發現明顯損壞痕跡，更換翼尖罩后，
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直升機恢復適航狀態。
· 如果翼尖罩連接面損壞而無法更換和修復，或者發現槳葉減擺阻尼器和軸
向關節連接面、槳轂頭發生明顯損壞，遵守下面提到的相關規定。
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。
· 目視檢查發動機驅動軸、尾傳動軸、全部柔性連接片、軸承及軸承座是否
發生了裂紋和扭曲。
· 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。
尾旋翼驅動系統
當復合材料尾槳葉被外來物撞擊，損壞程度輕微、也沒有發生永久性的變
形、凹陷和大梁彎曲，并經敲擊法檢查確定無嚴重損壞時，執行以下檢查：
· 根據機型維護手冊中傳動運轉突然中止事件的檢查程序對尾旋翼系統進行
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。
· 如未發現尾槳轂損壞，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構性的損傷，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
雙發動機運轉狀態：
· 起飛功率100%扭矩，每臺發動機
· 最大持續功率100%扭矩，每臺發動機
單臺發動機運轉狀態：
· 2.5 分鐘功率112.1%扭矩
· 30 分鐘功率104%扭矩
· 最大持續功率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定狀態下的最大可用壽
命。但是，在日常的操作使用過程中，也會發生瞬間的超扭矩現象。
（a） 在單臺發動機運轉過程中，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） 在雙發動機運轉過程中，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=（%一發扭矩）/2+（%二發扭矩）/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定值時，除了外界環境溫度的原
因外，也可能是主減速器損壞故障或者是滑油冷卻系統出現故障。如果是主減速器
內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故障時，例如某機型主減溫度調節裝
置失效，在下列標準條件下，可繼續使用：
· 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 章機身結構
第5.1 節結構適航性設計要求
5.1.1 概述
直升機結構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它的操作類別和工作環境所決定的，所以直升機的
外形、大小和配置千差萬別，但總體構型是基本相同的。如圖5-1 所示為典型直升
機結構的示例圖。
圖5-1 典型的直升機結構
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）。
直升機結構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。結構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
滿足適航標準的結構強度要求。
直升機結構要能夠承擔極限載荷而沒有永久變形，另外在極限范圍內的受載變
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、動態測
試或結構分析等方法對結構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定的最大起飛重量，否則結構將承
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擔超出其設計能力的載荷，影響直升機的結構安全。
5.1.2 直升機結構設計思想
一安全壽命設計思想
航空器結構構件出現可檢裂紋被看作是一種破壞，形成這種裂紋所需的時間就
是構件的疲勞壽命。安全壽命設計思想最早出現于上世紀五十年代，所謂安全壽命
設計是要求直升機結構在一定階段內不發生疲勞破壞。采用安全壽命設計思想進行
　
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