飛機起落架結構及其系統(tǒng)設計

1、本科畢業(yè)論文題目：飛機起落架結構及其故障分析專業(yè)：航空機電工程姓名：指導教師： 職稱： 完成日期：2013 年3月 5日飛機起落架結構及其故障分析摘 要：起落架作為飛機在地面停放、滑行、起降滑跑時用于支持飛機重量、吸收 撞擊能量的飛機部件。為適應飛機起飛、著陸滑跑和地面滑行的需要， 起落架的最下端裝有帶充氣輪胎的機輪。為了縮短著陸滑跑距離，機 輪上裝有剎車或自動剎車裝置。同時起落架又具有空氣動力學原理和 功能，因此人們便設計出了可收放的起落架，當飛機在空中飛行時就 將起落架收到機翼或機身之內，以獲得良好的氣動性能，飛機著陸時 再將起落架放下來。 本文重點介紹了飛機的起落架結構及其系統(tǒng)。 對起落

2、 架進行了系統(tǒng)的概述，對起落架的組成、起落架的布置形式、起落架的收 放形式、起落架的收放系統(tǒng)、以及起落架的前輪轉彎機構進行了系統(tǒng)的論 述。并且給出了可以借鑒的起落架結構及其相關結構的圖片。關鍵詞：起落架工作系統(tǒng) 凸輪機構 前輪轉彎 收放形式51 .弓I言12 .起落架簡述12.1 減震器12.2 收放系統(tǒng)12.3 機輪和剎車系統(tǒng)22.4 前三點式起落架22.5 后三點式起落架 32.6 自行車式起落架52.7 多支柱式起落架 52.8 構架式起落架62.9 支柱式起落架62.10 搖臂式起落架 73起落架系統(tǒng)73.1 概述73.2 主起落架及其艙門73.2.1 結構83.2.2 保險接頭83.

3、2.3 維護83.2.4 主起落架減震支柱83.2.5 主起落架阻力桿 93.2.6 主起落架耳軸連桿103.3 前起落架和艙門103.4 起落架的收放系統(tǒng) 103.4.1 起落架收放工作原理 103.4.2 起落架收放過程中的的液壓系統(tǒng) 113.4.3 主起落架收起時的液壓系統(tǒng)工作過程 123.4.4 主起落架放下時的液壓系統(tǒng)工作原理 133.4.5 在液壓系統(tǒng)發(fā)生故障時應急放起 143.4.6 起落架收放的工作電路 153.5 前輪轉彎系統(tǒng)173.5.1 功用173.5.2 組成173.5.3 工作原理173.6 機輪和剎車系統(tǒng)174殲8飛機主起落架機輪半軸裂紋故障分析 174.1 主起落

4、架機輪半軸故障概況 174.2 主起落架機輪半軸失效分析 184.3 機輪半軸裂紋檢測及斷口分析 204.3.1 外場機輪半軸斷裂檢查 204.3.2 大修廠機輪半軸裂紋檢查 214.4 主起落架機輪半軸疲勞試驗結果 224.4.1 機輪半軸疲勞試驗破壞部位 224.4.2 試驗結果與使用情況差異分析 234.5 主起落架機輪半軸失效分析結論 244.6 主起落架機輪半軸結構設計改進 244.6.1 半軸結構設計改進原則 244.6.2 半軸結構細節(jié)設計改進255 經驗教訓255.1 設計載荷譜、變形預測與實際使用情況相符 255.2 完善細節(jié)抗疲勞設計和強化工藝是提高結構抗疲勞開裂的重要技術

5、途徑.255.3 地面疲勞試驗驗證剛度模擬要真實 255.4 制定合理的檢修周期是確保使用安全的重要措施 26結束語27參考文獻28致謝301 .引言通過對殲強飛機的起落架結構及其系統(tǒng)的論述，進行該方面知識的總結，同時也闡明了起落架對于飛機起飛和著陸的重要意義。起落架的主要功用是承受飛機在地面停放、滑行、起飛著陸滑跑時的重力，滑跑 與滑行時操縱飛機，滑跑與滑行時的制動，承受、消耗和吸收飛機在著陸與地面運動 時的撞擊和顛簸能量并吸收飛機運動時產生的撞擊載荷。介于起落架有以上重要作 用，所以此文的意義在于研究飛機的起落架結構及其工作系統(tǒng)的功用。2 .起落架簡述2.1 減震器飛機在著陸接地瞬間或在不

6、平的跑道上高速滑跑時，與地面發(fā)生劇烈的撞擊，除充氣輪胎可起小部分緩沖作用外，大部分撞擊能量要靠減震器吸收。 現代飛機上應 用最廣的是油液空氣減震器。當減震器受撞擊壓縮時，空氣的作用相當于彈簧，貯存 能量。而油液以極高的速度穿過小孔，吸收大量撞擊能量，把它們轉變?yōu)闊崮?，使飛 機撞擊后很快平穩(wěn)下來，不致顛簸不止。2.2 收放系統(tǒng)收放系統(tǒng)一般以液壓作為正常收放動力源，以冷氣、電力作為備用動力源。一 股前起落架向前收入前機身，而某些重型運輸機的前起落架是側向收起的。主起落 架收放形式大致可分為沿翼展方向收放和翼弦方向收放兩種。收放位置鎖用來把起落架鎖定在收上和放下位置，以防止起落架在飛行中自動放下和受

7、到撞擊時自動收起。 對于收放系統(tǒng)，一般都有位置指示和警告系統(tǒng)。2.3 機輪和剎車系統(tǒng)機輪的主要作用是在地面支持收飛機的重量，減少飛機地面運動的阻力，吸收飛 機著陸和地面運動時的一部分撞擊動能。主起落架上裝有剎車裝置，可用來縮短飛機 著陸的滑跑距離，并使飛機在地面上具有良好的機動性。機輪主要由輪轂和輪胎組成。 剎車裝置主要有彎塊式、膠囊式和圓盤式三種。應用最為廣泛的是圓盤式，其主要特 點是摩擦面積大，熱容量大，容易維護。2.4前三點式起落架飛機上使用最多的是前三點式起落架 （圖1a起落架布置型式）。前輪在機頭下面 遠離飛機重心處，可避免飛機剎車時出現 拿大頂”的危險。兩個主輪左右對稱地布置 在重

8、心稍后處，左右主輪有一定距離可保證飛機在地面滑行時不致傾倒。飛機在地面滑行和停放時，機身地板基本處于水平位置，便于旅客登機和貨物裝卸。重型飛機用 增加機輪和支點數目的方法減低輪胎對跑道的壓力， 以改善飛機在前線土跑道上的起 降滑行能力，例如美國軍用運輸機C-5A,起飛重量達348噸，僅主輪就有24個，采用 4個并列的多輪式車架（每個車架上有 6個機輪），構成4個并列主支點。加上前支 點共有5個支點，但仍然具有前三點式起落架的性質。優(yōu)點：（1）著陸簡單，安全可 靠。若著陸時的實際速度大于規(guī)定值，則在主輪接地時，作用在主輪的撞擊力使迎角 急劇減小，因而不可能產生象后三點式起落架那樣的跳躍”現象。（

9、2）具有良好的方向穩(wěn)定性，側風著陸時較安全。地面滑行時，操縱轉彎較靈活。（3）無倒立危險，因而允許強烈制動，因此，可以減小著陸后的滑跑距離。（4）因在停機、起、落滑跑時，飛機機身處于水平或接近水平的狀態(tài)， 因而向下的視界較好，同時噴氣式飛機上 的發(fā)動機排出的燃氣不會直接噴向跑道，因而對跑道的影響較小。缺點： （1）前起落 架的安排較困難，尤其是對單發(fā)動機的飛機，機身前部剩余的空間很小。（2）前起落架承受的載荷大、尺寸大、構造復雜，因而質量大。（3）著陸滑跑時處于小迎角狀態(tài)， 因而不能充分利用空氣阻力進行制動。在不平坦的跑道上滑行時，超越障礙（溝渠、土堆等）的能力也比較差。（4）前輪會產生擺振現

10、象，因此需要有防止擺震的設備和 措施，這又增加了前輪的復雜程度和重量。F-35飛機后起落架盡管如此，由于現代飛機的著陸速度較大，并且保證著陸時的安全成為考慮確定 起落架形式的首要決定因素，而前三點式在這方面與后三點式相比有著明顯的優(yōu)勢， 因而得到最廣泛的應用。2.5后三點式起落架早期在螺旋槳飛機上廣泛采用后三點式起落架（圖1b起落架布置型式）。其特點是兩個主輪在重心稍前處，尾輪在機身尾部離重心較遠。后三點起落架重量比前三點輕，但是地面轉彎不夠靈活，剎車過猛時飛機有 拿大頂”的危險，現代飛機已很少采 用。優(yōu)點：（1） 一是在飛機上易于裝置尾輪。與前輪相比，尾輪結構簡單，尺寸、質 量都較小；（2）

11、二是正常著陸時，三個機輪同時觸地，這就意味著飛機在飄落（著陸過程的第四階段）時的姿態(tài)與地面滑跑、停機時的姿態(tài)相同。也就是說，地面滑跑時具有較大的迎角，因此，可以利用較大的飛機阻力來進行減速，從而可以減小著陸時 和滑跑距離。因此，早期的飛機大部分都是后三點式起落架布置形式。缺點：（1）在大速度滑跑時，遇到前方撞擊或強烈制動，容易發(fā)生倒立現象 （俗稱拿大頂）。因此 為了防止倒立，后三點式起落架不允許強烈制動，因而使著陸后的滑跑距離有所增加。（2）如著陸時的實際速度大于規(guī)定值，則容易發(fā)生 跳躍”現象。因為在這種情況下， 飛機接地時的實際迎角將小于規(guī)定值，使機尾抬起，只是主輪接地。接地瞬間，作用 在主

12、輪的撞擊力將產生抬頭力矩，使迎角增大，由于此時飛機的實際速度大于規(guī)定值， 導致升力大于飛機重力而使飛機重新升起。以后由丁速度很快地減小而使飛機再次飄 落。這種飛機不斷升起飄落的現象，就稱為 跳躍”。如果飛機著陸時的實際速度遠大 于規(guī)定值，則跳躍高度可能很高，飛機從該高度下落，就有可能使飛機損壞。（3）在起飛、降落滑跑時是不穩(wěn)定的。如過在滑跑過程中，某些干擾 （側風或由于飛機起落架小車31路面不平，使兩邊機輪的阻力不相等）使飛機相對其軸線轉過一定角度，這時在支柱 上形成的摩擦力將產生相對于飛機質心的力矩，它使飛機轉向更大的角度。（4）在停 機、起、落滑跑時，前機身仰起，因而向下的視界不佳?；谝?/p>

13、上缺點，后三點式起 落架的主導地位便逐漸被前三點式起落架所替代，目前只有一小部分小型和低速飛機仍然采用后三點式起落架。2.6 自行車式起落架前上輪兩個輔助輪后上輪起琴耍上輪起常架輔輪飛機看I> /飛機颯植自行車式起落架還有一種用得不多的自行車式起落架，它的前輪和主輪前后布置在飛機對稱面內（即在機身下部），重心距前輪與主輪幾乎相等。為防止轉彎時傾倒，在機翼下還 布置有輔助小輪（圖1c起落架布置型式）。這種布置型式由于起飛時抬頭困難而較 少采用。2.7 多支柱式起落架這種起落架的布置形式與前三點式起落架類似，飛機的重心在主起落架之前，但其有多個主起落架支柱，一般用于大型飛機上。如美國的波音7

14、47旅客機、C-5A（軍用運輸機（起飛質量均在350噸以上）以及蘇聯的伊爾86旅客機（起飛質量206噸）。 顯然，采用多支柱、多機輪可以減小起落架對跑道的壓力，增加起飛著陸的安全性。 在這四種布置形式中，前三種是最基本的起落架形式，多支柱式可以看作是前三點式 的改進形式。目前，在現代飛機中應用最為廣泛的起落架布置形式就是前三點式。*落架*卿02.8 構架式起落架構架式起落架的主要特點是：它通過承力構架將機輪與機翼或機身相連。承力構 架中的桿件及減震支柱都是相互較接的。它們只承受軸向力 （沿各自的軸線方向）而不 承受彎矩。因此，這種結構的起落架構造簡單，質量也較小，在過去的輕型低速飛機 上用得很

15、廣泛。但由于難以收放，現代高速飛機基本上不采用。2.9 支柱式起落架點擊放大點擊放大 點擊放大點擊放大支柱式起落架的主要特點是：減震器與承力支柱合而為一，機輪直接固定在減震器 的活塞桿上。減震支柱上端與機翼的連接形式取決于收放要求。對收放式起落架， 撐桿可兼作收放作動筒。扭矩通過扭力臂傳遞，亦可以通過活塞桿與減震支柱的圓筒 內壁采用花鍵連接來傳遞。這種形式的起落架構造簡單緊湊，易于放收，而且質量較 小，是現代飛機上廣泛采用的形式之一。 支柱式起落架的缺點是：活塞桿不但承受軸 向力，而且承受彎矩，因而容易磨損及出現卡滯現象，使減震器的密封性能變差，不 能采用較大的初壓力。2.10 搖臂式起落架起

16、落架搖臂式起落架的主要特點是：機輪通過可轉動的搖臂與減震器的活塞桿相連。減震器亦可以兼作承力支柱。這種形式的活塞只承受軸向力，不承受彎矩，因而密封 性能好，可增大減震器的初壓力以減小減震器的尺寸， 克服了支柱式的缺點，在現代 飛機上得到了廣泛的應用。搖臂式起落架的缺點是構造較復雜， 接頭受力較大，因此 它在使用過程中的磨損亦較大3起落架系統(tǒng)3.1 概述起落架用于在地面停放及滑行時支撐飛機， 使飛機在地面上靈活運動，并吸收飛 機運動時產生的撞擊載荷。3.2 主起落架及其艙門主起落架的作用是支撐機身后部。當起落架收起后，艙門關閉，可以減小阻力。采用油氣式減震支柱來吸收、消耗著陸和滑行時的撞擊能量，

17、并消除滑行過程中所出 現的震動。減擺器可以吸收擺動能量，消除機輪擺振。主起落架還將剎車力傳送到飛 機結構上3.2.1 結構主起落架結構包括減震支柱、阻力桿、側撐桿、耳軸連桿、反作用連桿、防扭臂、 輪軸和機輪。起落架減震支柱是起落架的主要支承件。包括外筒、內筒、節(jié)流孔支撐管、緩沖 活門和計量油針。另外上部和下部支承提供滑動表面。一個密封組件（包括 O型密 封圈和T型密封圈）可提供內外筒之間的靜、動密封。外筒后軸承聯接外筒到后支撐 梁，前軸承聯接耳軸連桿到后翼梁。前后軸承提供主起落架收放轉軸。內筒上有輪軸、 剎車凸緣（法蘭盤）、計量銷和放油管?？筛鼡Q的襯套裝于輪軸上提供安裝機輪軸承和 保護輪軸。剎

18、車凸緣用于安裝剎車組件。3.2.2 保險接頭每個主起落架有1個保險螺拴和2個保險緊固件。保險螺拴位于上阻力桿的上端， 在承受過大載荷時會被剪斷，從而減輕對主結構的破壞。阻力桿上部接頭處的保險銷 被涂成黃色，以防止與阻力桿下部緊固件互換。 2個保險緊固件用來固定耳軸連桿的 2個球形軸承，避免起落架在收放過程中出現卡阻。3.2.3 維護起落架上有許多潤滑加注口。當潤滑油壓力超過 2500 PSI時，可能會導致加注 口錯位。加油槍的壓力最大應限制在 2500PSI。向主起落架轉動軸承注油時，壓力不 能超過400 PSI。3.2.4 主起落架減震支柱（1）工作原理減震支柱內外筒之間有液壓油，還充有高壓

19、氮氣或干燥空氣。當減震支柱壓縮時，氣體受到壓縮，吸收能量，起到緩沖減震作用。同時節(jié)流孔 下面的容積減小油液必須通過節(jié)流孔向上流動。當減震支柱伸長時，氣體膨脹，節(jié)流 孔上面的油液又要通過節(jié)流孔向下流動。油液高速流過節(jié)流孔時，產生大量的熱，起到消耗能量的作用。(2)計量油針計量油針是錐形的。當減震支柱壓縮時，油針向上運動，使得節(jié)流孔面積逐漸減 小，油液的流量逐漸減小，減震支柱壓縮速度逐漸減慢，可以防止內外筒之間發(fā)生剛 性撞擊。(3)緩沖活門緩沖活門位于上支承結構內，其運動部件是一個外圈有槽的青銅環(huán)，在環(huán)上有 3 個小孔。當減震支柱伸縮時，上下支承問的容積也發(fā)生變化，油液要經過青銅環(huán)流動。當 減震支

20、柱壓縮時，上下支承間的容積增大，油液要經過青銅環(huán)向下流動。此時，油液 可以經過3個小孔，也可以經過外圈的槽，流動不受限制。當減震支柱伸長時，上下 支承間的容積減小，油液要經過青銅環(huán)向上流動。此時，環(huán)被壓緊到上支承上，外圈 的槽被堵上，油液只能通過3個小孔流動，這就限制了減震支柱的伸長速度， 可以防 止飛機接地之后出現反跳。(4)主起落架減震支柱密封一個密封組件位于下支承與隔塊之間。密封組件上的T型密封圈在兩個支撐環(huán)支 撐下，與內筒接觸，。型密封圈在兩個支撐環(huán)支撐下與外筒接觸。 提供內外筒之間的 油氣密封。備用密封圈裝于下支承的環(huán)槽內。 備用密封圈的存在，使得可以在不必分 解整個減震支柱的情況下

21、更換密封圈。當最后的備用。型密封圈和T型密封圈用壞 后，必須分解減震支柱，以便更換每個密封圈。3.2.5 主起落架阻力桿主起落架阻力桿的作用是沿前后方向支撐起落架減震支柱。阻力桿包括上部阻力桿和下部阻力桿。上部阻力桿與耳軸連桿相聯；下部阻力 桿聯接到外筒上的上扭力臂的凸耳上。一個保險銷位于上部阻力桿上端，起落架受到 猛烈撞擊時，保險銷先被剪斷，可以減小對機翼結構的破壞。3.2.6 主起落架耳軸連桿耳軸連桿提供主起落架減震支柱的前部較支點。主起落架減震支柱的載荷從阻力 桿通過耳軸連桿傳到飛機結構上。耳軸連桿后端和減震支柱較接，前端較支在機翼后梁上，可在球形軸承里轉動。3.3 前起落架和艙門安裝在

22、駕駛艙后隔框上，提供機身前部的支持。前起落架包括阻力桿、減震支柱、防扭臂、前起落架液壓收放作動筒和液壓鎖作 動筒。前起落架正常情況下是使用液壓作動收放（向前收起）的。當起落架收進時，阻力 桿折迭。當操縱轉彎時，減震支柱內筒可在外筒內轉動。當起落架收上時，前起落架 艙門機械作動關閉；當前起落架放下時，前起落架艙門機械作動打開。3.4 起落架的收放系統(tǒng)3.4.1 起落架收放工作原理以前起落架收放為例來進行說明，系統(tǒng)原理如圖 5-1所示。正常收起落間隙時， 起落架收放手柄（下簡稱手柄）處于收上位時，電液換向閥l使高壓油進入收上管路， 放下管路b回油管路相通。在高壓油的作用下，下位鎖作動筒的活塞桿縮進

23、，下位鎖 打開。另一路高壓油一方面液控單向閥13打開，使艙門作動筒10、12的回油略溝通； 另一方面油通過限流活門9進入收放作動筒，使活塞桿伸出，起落架收起，作動筒 8 的回油經腳向活門7、應急轉換活門4、電液換向閥1和應急排油活門2流入油箱。 當起落架收好后，協調活門11壓通，高壓油進入艙門作動筒10、12的收上腔使艙門 收起。當手柄處于放下位置時，來油與放下管路接通，收上管路與回油路相通，起落 架放下。在系統(tǒng)中還設有地面聯鎖開關，當飛機停放時，聯鎖開關自動斷開電液換向 閥的電路，此時即使將手柄置于收起位置，電液換向閥也不會工作，從而防止了地面 誤收起落架。主系統(tǒng)供油t1主回油, 1* 冷氣

24、1 1.電液換向閥Jf放去主起放F管珞_收去主起收上管路I Z.應急持油活門* 3.單向活口44.應急轉化活門5,上位鎖作動簡6 .下位鎖作動簡7 .單向右舌門».收放作動簡 以限流活門 10,12.艙門作動簡 ir協峭活門13.液壓鎖圖5-1前起落架收放系統(tǒng)原理圖3.4.2 起落架收放過程中的的液壓系統(tǒng)液壓系統(tǒng)目前在飛機上使用最廣泛。 它不但用于收放起落架，也用于收放其他構 件如襟翼等。同時也可以用來操縱助力器，它所作用的機構雖有不同，但其工作原理 是一樣的。液壓系統(tǒng)之所以能夠彌補駕駛員體力的不足， 完成一定的傳動動作，來推動高速 或是重型飛機的某些構件工作，是因為它能完成兩方面的

25、任務，一方面它能使油液傳 力，另一方面能使油液不斷向附件運動的方向流動 .根據物理學 巴斯加”原理，在密封的液體的容器中，如果對液體的任一部分施加 壓力。液體便能把這一壓力的大小不變的向四面八方傳遞，如圖 5-2 （液壓系統(tǒng)傳動 基本工作原理）所示，用力F推動操縱手柄手柄帶動液壓泵，使它在較小的面積上施 加壓力，就能迫使油液不斷流入液壓作動筒，推動活塞，使活塞桿伸出，來帶動構件。 在傳動過程中，倘若不考慮油液在管路中的流動阻力。 那么油液壓力的大小僅僅取決 于活塞桿上的載荷P的大小，載荷越大，油液壓力就越大。由于液壓泵的受壓面積很 小，而作動筒活塞面積較大，因而液壓泵在原動力不大的情況下， 能

26、使作動筒產生很 大的傳動力，來帶動很重的構件，這就是液壓系統(tǒng)傳動的基本原理。圖5-2液壓系統(tǒng)傳動基本工作原理液壓系統(tǒng)包括供壓部分和傳動部分。 供壓部分的主要附件有：油箱，液壓泵安全 活門和管路等。油箱的作用是儲存一定的液壓油，液壓泵則是把液壓油輸送到各個傳 動部分，如起落架收放部分。傳動部分不工作時，液壓泵還須不斷的輸送液壓油，因 此在輸油管路上裝有安全活門，如液壓系統(tǒng)壓力達到一定數值，就可以打開安全活門， 使液壓油流回油箱，以免壓力過大，引起故障。傳動部分的附件主要有：開關，液壓作動筒和管路等。平時開關處于中立位置， 堵住來油路，使傳動部分不工作。如果需要工作就可以把開關扳到一定的工作位置，

27、 來油管路便可以與液壓作動筒的一端連通，油液經過開關而進入作動筒，推動活塞， 使活塞桿運動便可以帶動飛機某一構件工作了， 在傳動過程中，活塞另一邊的油液被 排除而經回路管流回油箱。根據上述對液壓系統(tǒng)的基本工作原理和組成部分，下面就主起落架收，放兩個方面做一簡略介紹。3.4.3 主起落架收起時的液壓系統(tǒng)工作過程起落架收放部分的組成如下圖所示， 它的工作規(guī)律是放起落架時，首先開鎖，再 放輪艙蓋，最后放起落架；收起落架時，先收起落架，后收輪艙蓋，如圖 5-3所示。圖5-3起落架收放系統(tǒng)原理圖將起落架收放手柄板到放下位置，主供壓部分來的高壓油液即從起落架電磁開關 的放下接頭流出，分別到主起落架和前起落

28、架放下管路去工作。進入主起落架放下管 路的油液，首先進入開鎖動作筒打開收上鎖， 然后分為兩路：一路經兩用活門進入主 輪艙蓋收放動作筒的放下腔，放下輪艙蓋；另一路經液壓鎖進入主起落架收放動作筒 的放下腔，放下主起落架。進入前起落架收放動作筒的放下腔，經液壓鎖后，進入前 起落架收放動作筒的放下腔，使活塞桿收縮，打開收上鎖后再將前起落架放下。 各動 作筒收上腔的油液，通過收上管路，經電磁開關的回油接頭流回油箱。主起落架和主輪艙蓋放下后，分別由動作筒內的卡環(huán)鎖和鋼珠鎖住。為了保險， 系統(tǒng)中還利用液壓鎖來封閉起落架收放動作筒放下腔內的油液，將起落架鎖在放下位置。前起落架放下后靠其頭部的放下鎖以及液壓鎖鎖

29、住。為了防止起落架在自身重量作用下放下速度太快， 以致引起撞擊，在主起落架收 上管路內裝有直徑1至2mm的單向限流活門，在前起落架收上管路內設有直徑 2至 5mm的節(jié)流孔，用來增大放起落架時動作筒的回油阻力。3.4.4 主起落架放下時的液壓系統(tǒng)工作原理將起落架收放手柄扳到收上位置，主供壓部分來的高壓油液從電磁開關的收上接 頭流出，分別通往向前和向后延伸的管路。油液進入向后延伸的管路，去收上主起落架和輪艙蓋。其中：一路到開鎖動作筒 使活塞桿縮進，以便起落架收上后能夠上鎖；一路到協調活門準備收輪艙蓋；一路頂 開單向限流活門進入液壓鎖，一方面打開液壓鎖以便主起落架收放動作筒的放下腔回 油，一方面流入

30、動作筒的收上腔，將起落架收上。主起落架收起后，動作筒上的頂片 頂開協調活門，高壓油液就經過協調活門進入輪艙蓋收放動作筒，收上輪艙蓋。進入向前延伸管路的油液：一路去打開前起落架液壓鎖；一路進入前起落架收放 動作筒的收上腔退出活塞桿，打開放下鎖并將前起落架收上。此外，還有一路進入自 動剎車動作筒去操縱剎車調壓器剎住機輪，以防止收起落架過程中機輪高速旋轉而引 起振動。收起落架時，各收放動作筒放下腔的油液通過放下管路和電磁開關回油接頭流回 油箱。將起落架收放手柄扳到中立位置，收放管路均經電磁開關與回油管路接通。起落架收放部分共有三個單項活門。左右主起落架放下管路內各一個，其功能是： 收起落架時，使起落

31、架和輪艙蓋收放動作筒放下腔的油液能繞過開鎖動作筒流回油 箱；放起落架時又能保證先開鎖。電磁開關回油接頭上的單向活門，用來防止收放減 速板的回油壓力傳入起落架收放管路， 引起起落架收放部分自動工作。電磁開關的放 下接頭內裝有直徑3mm的節(jié)流孔用來低回油壓力。液壓系統(tǒng)目前在飛機上使用最廣 泛。3.4.5 在液壓系統(tǒng)發(fā)生故障時應急放起液壓系統(tǒng)發(fā)生故障時，可用機械操縱傳動機構打開起落架收上位置鎖將起落架 放下。由于前主起落架的應急開鎖是分開的， 所以必須先將前起落架放下之后， 才允 許放下主起落架，當把收上位置鎖打開后，起落架靠自重及飛行中的氣流放下和上鎖。 此時，為了保證作動筒腔中的液壓油能順暢的快

32、速回油便于起落架放下時上鎖，必需打開位于中央操縱臺上的開關，如圖 5-4所示。圖5-4主起落架收放系統(tǒng)液壓原理圖3.4.6 起落架收放的工作電路收放起落架時，應先打開電源電門，起落架信號燈電門和起落架襟翼電磁開關電 門，再操縱左儀表板上的起落架收放收放手柄（如圖5-5所示）。起落架收放手柄通過拔桿操縱一個雙向電門， 來控制起落架電磁開關的工作。手 柄有收上，中立，放下三個位置。手柄上有定位銷，其支架上還裝有限動卡，用來防 止無意中將手柄碰到收上位置而造成事故。 扳動手柄時，必須首先按壓手柄，使定位 銷開鎖；向上扳手柄前還必須扳開限動卡。向上扳動收放手柄，雙向電門使起落架電磁開關一個線圈通電，

33、液壓將兩個主起 落架同時收起。當起落架收到終點位置時，左右主起落架的收上終點電門受到壓動， 電源與其接觸點2接通，信號盤上左右主起落架的收上信號燈（紅色）燃亮。向下扳收放手柄，雙向電門接通電磁開關的另一個線圈， 液壓將來兩個主起落架 同時放下。當起落架離開收上終點位置時，兩個收上終點電門均轉換工作，使兩個收 上信號燈熄滅。當起落架放到終點位置時，左右主起落架放下終點電門受到壓動， 電 源與終點電門的接觸點2接觸，信號盤上左右主起落架放下信號燈（綠色）燃亮。飛機準備著陸，放下襟翼后，襟翼放下信號燈控制電門接通了信號燈電路。如果起落架尚在收上位置，則電源與左右主起落架放下終點電門的接觸點 1接通，

34、經過聯 鎖繼電器的1, 2接觸點以及襟翼放下信號燈控制電門，使起落架信號盤和中央儀表 板上的放下起落架”警告燈接通，燃亮，提醒飛行員著陸前勿忘放起落架。待飛行員 扳動收放手柄，使起落架l離開收上位置時，左右主起落架收上終點電門就使聯鎖繼 電器通電工作，斷開繼電器的1, 2接觸點，兩個警告燈隨即熄滅。起飛前，襟翼和起落架均在放下位置，聯鎖繼電器通電工作，5, 6接觸點接通，1, 2接觸點斷開。這樣，起飛后收起落架的過程中，電源就不能經兩個主起落架放 下終點電門的接觸點1接通兩個警告燈。而在起落架完全收起后，雖然左主起落架收 上終點電門的接觸點1斷開了電源，但聯鎖繼電器仍有 5, 6接觸點保持通電

35、工作， 使其1, 2接觸點處于斷開狀態(tài)。因此，兩個警告燈也不會燃亮。彝號n超安若物圖5-5主起落架收放工作電路圖3.5 前輪轉彎系統(tǒng)3.5.1 功用飛機在地面滑行時，前輪轉彎系統(tǒng)可以控制飛機的運動方向。3.5.2 組成前輪轉彎系統(tǒng)由轉彎手輪、操縱鋼索、腳蹬轉彎機構、轉彎計量活門、轉彎作動 筒等附件組成。3.5.3 工作原理位于駕駛艙的轉彎手輪被轉動時，通過操縱鋼索操縱轉彎計量活門，活門控制液 壓進入轉彎作動筒，驅動轉彎襯套轉動。轉彎襯套通過防扭臂驅動前輪偏轉， 使飛機 運動方向改變。前輪的最大偏轉量為 與8°。當飛機接地后，腳蹬轉彎機構切入，把腳蹬機構和前輪轉彎機構聯系起來， 當蹬

36、腳蹬時，前輪也會偏轉，最大偏轉量為 立。當飛機前輪離地10S后，腳蹬轉彎機構 切出。3.6 機輪和剎車系統(tǒng)在起飛、著陸、地面滑行時，機輪用來支撐飛機，并使飛機可以靈活運動。剎車 系統(tǒng)用來止動飛機。每個起落架有2個機輪，都使用無內胎的輪胎。輪轂通過錐形滾棒軸承安裝于減 震支柱內筒下部的輪軸上。在主起落架機輪的輪轂里面安裝有剎車組件。4殲8飛機主起落架機輪半軸裂紋故障分析4.1 主起落架機輪半軸故障概況殲8后續(xù)機型某架飛機在夜航第二個起落著陸過程中，當距跑道端頭550m時,右側主機輪及剎車組件脫離飛機，右主起落架機輪半軸折斷、支柱著地，活塞桿連接機輪半軸耳片處和機輪半軸下表面磨損約15mm,飛機其

37、他部位無損傷。該右主起落架已使用了 909個起落。機輪半軸從法蘭盤內外兩側斷為 3截，法蘭盤外側輪 軸斷開不規(guī)則，呈45°角；法蘭盤內側輪軸斷口截面比較平整垂直.在歹f 8飛機大修 時，在主起落架機輪半軸上連續(xù)發(fā)現裂紋，這些機輪半軸起落次數約在1400個起落左右。在普查中陸續(xù)發(fā)現，約有 23 %的飛機機輪半軸出現裂紋，其中近 61 %起落 次數在1300起落以上，近20%在1000-1300起落之間，近19%在1000起落以下。裂紋發(fā)生的部位在機輪半軸法蘭盤外圓根部倒角變截面處，具體在安裝止動螺 釘的凹面臺階背面法蘭盤弟1孔附近的變截面處角度 a的范圍內，見圖41。南口 -3機輪半軸

38、裂紋位置示.意圖圖41裂紋方向均沿著變截面的交界線，裂紋長度最短的為3mm,最長的為80mm。在出現裂紋的這些機輪半軸上未發(fā)現銹蝕情況。4.2 主起落架機輪半軸失效分析機輪半軸在起落架上的安裝及其結構如圖 4-2所示。飛機在起飛、著陸、滑行、 剎車和轉彎等情況下，所有地面?zhèn)鱽淼妮d荷及飛機著陸接地時產生的撞擊能量均通 過機輪半軸傳到活塞桿上。應力分析結果表明，殲 8機種主起落架機輪半軸的應力 較高圖42機輪剎車裝置借助9個螺栓將剎車殼體安裝在輪軸的法蘭盤上，法蘭盤 R2圓 角處與機輪剎車殼體有配合關系，剎車殼體該處倒角尺寸為2.5mm<45°。機輪半軸的法蘭盤主要承受飛機剎車時產

39、生的扭矩，裂紋所在處的第1螺栓孔在剎車過程中受力較大，并且在R2圓角處的應力集中加大了剪切作用（圖 43）;圖43礪一期著醒卻黏鼻2奈足 6 另外飛機著陸時機輪著地瞬間，地面載荷分別作用機輪垂直向上的載荷和逆航向載 荷，二者的合力在a扇形區(qū)內作用給半軸，對其根部形成剪切和彎曲作用。上述3種載荷傳至半軸根部，必然會產生較大的工作應力。再考慮 R2圓角多大 應力集中因素，其應力水平還將大幅度提高。正是作用在 R2圓角處的剪應力和彎曲 正應力的共同循環(huán)作用，結果在該處產生疲勞裂紋。4.3 機輪半軸裂紋檢測及斷口分析4.3.1 外場機輪半軸斷裂檢查目視觀察，機輪斷成3部分，法蘭盤內側輪軸斷口比較平直，

40、沿法蘭盤 R2處有 近一周的封閉裂紋。封閉裂紋斷口為疲勞斷口形貌特征， 疲勞源為線性多源（周向沿 加工痕跡長約25mm）。源區(qū)位于輪軸法蘭盤第一安裝孔附近的內側下方R2處，源區(qū)局部有擦傷，源區(qū)附近未發(fā)現明顯的冶金缺陷。 疲勞裂紋從左下方沿法蘭盤圓周方向 逆時針擴展了 300余度后，分成兩叉，一叉沿法蘭盤外側輪軸快速擴展，另一叉沿法 蘭盤內側輪軸快速擴展。斷口上疲勞弧線、放射棱線明顯，粗大的放射線指示出疲勞 擴展方向，端口上有多條明顯的疲勞弧線。在掃描電鏡下觀察，在源區(qū)附近和擴展區(qū)均可見到切窩帶或局部疲勞條帶等疲勞 微觀特征，大部分區(qū)域為切窩形貌?；谏鲜鲇^察結果，初步判斷輪軸斷裂屬于高應力低調

41、疲勞斷裂。輪軸由GC4鋼模鍛制造加工。在法蘭盤部位沿模鍛件縱向切取試樣進行測評， 平均強度值符合設計要求（190dd0Kgf/mm2）,且偏于上線，見表41。表4-1顯微硬度及換算值在舁 廳PHVO.2HRC（換算值）強度值（換算值）/MPa圖樣要求值/MPa15625319281862 ±0025625319283577542004455752.81921平均值564.553.21940注：表中HV指維氏硬度，0.2表示測量沖擊壓力為0.2Kgf。對照國標GB 10561 （鋼中非金屬夾雜物顯微評定方法），檢測樣品的硫化物等級為0.5級，氧化物夾雜等級為1級，夾雜物總和為1.5級，

42、符合技術要求。經檢測，樣品晶粒度等級為7.5級，符合技術要求。用4%的硝酸酒精溶液侵蝕樣品，在400倍顯微鏡下觀察組織，金相組織為正常 的淬火、回火組織。化學成分檢測結果見表 42,其中碳含量偏于上線。類別CMnSiCrMoVSPAl測量值0.420.981.311.360.530.080.0020.0210.03標準值(YB1209 1983)0.360.420.801.201.201.601.201.500.450.600.070.120.0250.0250.10表42化學成分分析結果wt%經檢測，法蘭盤腹板與機輪表面粗糙度、安裝孔直徑、法蘭盤厚度、過渡圓角等 均符合設計要求。由此可知，零

43、件材質、尺寸符合設計要求；源區(qū)有磨損，附近未冶金缺陷和外來 損傷，裂紋較平直，有氧化特征，為疲勞斷口形貌。疲勞源特征為線性多源，裂紋始 于輪軸法蘭盤第一安裝孔附近的內側下方 R2處，屬于高應力低周疲勞斷裂 。4.3.2 大修廠機輪半軸裂紋檢查經外觀檢查，發(fā)現長約 45mm、最深處約2mm的裂紋，為穿透壁厚。斷口比較 平直，有氧化特征，為多源疲勞斷口形貌。斷口上有多條明顯的疲勞弧線，并有較粗 大的放射棱線，指向疲勞裂紋的擴展方向。疲勞源特征為線性多源，源區(qū)位于輪軸法 蘭盤第一安裝孔附近的內側下方 R2處。源區(qū)局部有磨損，源區(qū)附近未見冶金缺陷。經低倍檢查，裂紋位于零件法蘭盤內側輪軸前端第一安裝孔R

44、2尺寸根部，沿法蘭盤內側輪軸R2處延伸。裂紋具有臺階狀線源疲勞開裂特征。裂紋處未見劃傷、碰 傷以及明顯的加工痕跡。在掃描電子顯微鏡下觀察斷口，發(fā)現在源區(qū)附近及擴展區(qū)均存在韌窩帶或局部疲 勞條帶等疲勞微觀特征，其他大部分區(qū)域為切窩結構，斷口上疲勞部分有氧化特征。 用3%的硝酸酒精溶液浸蝕金相試樣，在 400倍顯微鏡下觀察組織，基體金相組織為 正常的淬火、回火組織。裂紋較平直，開口度約為 5um,從裂紋形貌上看具有疲勞開 裂的特征。在法蘭盤部位沿模鍛件縱向切取試樣測試，平均強度值偏上線（顯微硬度值換算 后與實際強度值有一定的偏差），符合設計要求。邊緣顯微硬度測試結果表明，零件 邊緣脫碳深度符合設計

45、要求。顯微硬度測試結果見表43。表43顯微硬度測試結果項目距邊緣25um (HKO.5)距邊緣50um (HKO.5)距邊緣75um (HKO.5)中心(HKO.5)14965405565692499543553566349754255757144955435525685493541554570平均值496541.9554.45611.8化學成分測試結果符合零件材質要求，見表4-4表44化學成分分析結果類別CMnSiCrMoVSPAl測量值0.400.991.331.350.500.090.0030.0020.05標準值(YB12091983)0.360.420.801.201.201.601

46、.201.500.450.600.070.120.0250.0250.10經檢測，法蘭盤腹板與機輪表面粗糙度、安裝孔直徑、法蘭盤厚度、過渡圓角 等均符合設計要求。由此可知，零件材質、尺寸符合設計要求；源區(qū)有磨損，附近未見冶金缺陷和外 來損傷，裂紋較平直，有氧化特征，為疲勞斷口形貌。疲勞源特征為線性多源，裂紋 始于輪軸法蘭盤第一安裝孔附近的內側下方 R2處，屬于高應力低周疲勞斷裂，同外 場斷裂件檢查結果。4.4 主起落架機輪半軸疲勞試驗結果4.4.1 機輪半軸疲勞試驗破壞部位殲8后續(xù)機型主起落架疲勞試驗時，機輪半軸在 20000多次起落時發(fā)生斷裂， 折合使用壽命為4000多個起落。斷裂位置是根部

47、銷釘孔處，如圖 116所示。從中 可以看出，與外場飛機發(fā)現裂紋的部位完全不同。圖 11-64.4.2 試驗結果與使用情況差異分析機輪半軸在疲勞試驗和外場使用中所暴露的破壞部位、壽命存在較大差別，主要因為：(1)機輪半軸在疲勞試驗模擬與飛機真實機輪的剛度存在差別疲勞試驗用假機輪與真實機輪不同。 前者采用鋼材料制造，由焊接拼合制成，其 剛度較大；而后者使用鍛鋁、鋼等多種材料制成，輪轂上套裝輪胎，其剛度比疲勞試 驗所用的假機輪剛度小的多。因此，在實際使用中，由于真實機輪剛度較小，容易產 生變形，會使側向載荷的能力較弱。而疲勞試驗所用的假機輪由于剛度較大， 不存在 變形，側向載荷直接通過輪軸傳走，不會

48、傳到法蘭盤上。因此，疲勞試驗中法蘭盤的 應力水平低于外場使用情況，這是出現二者壽命差異的因素之一。(2)外場剎車載荷譜偏重雖然疲勞試驗采用的是實測過載譜， 但由于使用情況的不斷變化，實測的剎車譜 已經不能反映出所有外場飛機使用剎車的實際情況。統(tǒng)計數據表明，后續(xù)機型在外場 使用中，超過正常著陸重量的著陸次數已達到23%左右。由于主要在著陸滑跑過程中使用剎車，隨著超過正常著陸重量著陸次數的增多，飛機使用剎車也比過去嚴重， 因此對于機輪半軸法蘭盤使用也比過去嚴重，導致其應力偏高、壽命偏短。(3)超常著陸所產生的沖擊載荷和摩擦載荷對半軸根部和法蘭盤產生影響飛機超正常著陸時，地面的垂直沖擊載荷和摩擦載荷

49、的合力通過機輪傳給半軸， 對半軸根部產生彎曲和剪切作用，使其應力水平進一步提高；同時，使機輪和半軸產生變形的趨勢增大，對法蘭盤的側向作用載荷加大，使其應力水平同時增加。而這些 實際情況在疲勞試驗中未得到真實模型。4.5 主起落架機輪半軸失效分析結論(1)本文b中所述的機輪半軸斷裂個案與外場普查所發(fā)現的機輪半軸裂紋性質 相同，均屬于高應力低周疲勞斷裂。裂紋是在使用過程中產生的，其萌發(fā)和擴展經歷 一段循環(huán)周期。(2)在實際使用中，因機輪和半軸會出現彈性變形，導致法蘭盤上產生側向載荷；23%的超過正常著陸重量著陸的起落次數會進一步增大側向載荷作用，同時使半軸根部和法蘭盤的應力水平提高。(3)半軸在法

50、蘭盤根部過渡圓角處存在應力集中，導致該處應力水平提高。(4)疲勞壽命實驗中機輪半軸的考核結果未能真實模擬實際使用情況。(5)半軸、法蘭盤與機輪的材質、幾何尺寸、表面粗糙度等均符合設計要求， 未發(fā)現意外損傷。4.6 主起落架機輪半軸結構設計改進4.6.1 半軸結構設計改進原則(1)基于成本和周期考慮，結構設計改進僅局部于機輪半軸和機輪，而不涉及 更多零件組件的設計更改。(2)對半軸結構細節(jié)進行設計改進，提高其抗疲勞開裂能力。機輪進行協調性 更改。(3)加強對設計改進后機輪半軸的疲勞特征評定。(4)對機輪半軸的設計改進方案不應涉及其鍛造模具的更改，以節(jié)省周期和成 本。(5)經設計改進后，新的機輪半

51、軸能夠在外場條件下方便更換，以盡快滿足外 場部隊的需要。(6)加強對原主起落架機輪半軸的監(jiān)控，保證飛機的使用安全。4.6.2 半軸結構細節(jié)設計改進(1)將機輪半軸法蘭盤厚度增加1mm,根部圓角半徑增加1.5mm；(2)將連接機輪半軸法蘭盤和機輪剎車殼體的螺栓長度增加1mm;(3)將機輪剎車殼體與半軸法蘭盤配合部位的倒角寬度增加2mm；(4)對噴丸工藝參數進行優(yōu)化選取，提高半軸結構細節(jié)工藝強化的壽命增益。5經驗教訓5.1 設計載荷譜、變形預測與實際使用情況相符在機輪半軸故障整治過程中，通過深入分析發(fā)現，載荷譜中未計及23%超常著陸載荷、著陸瞬間由機輪傳給半軸的沖擊載荷和摩擦載荷的影響；在外力作用

52、下，機輪和半軸的彈性變形導致法蘭盤變形協調而產生附加作用力。這些因素在設計載荷譜中均未考慮，與飛機主起落架的實際使用情況不符， 導致機輪半軸、法蘭盤的工作應 力水平過高。如果機輪半軸應力水平過高、細節(jié)設計考慮不夠充分，就容易發(fā)生低周 疲勞破壞，即高應力、低循環(huán)疲勞破壞。5.2 完善細節(jié)抗疲勞設計和強化工藝是提高結構抗疲勞開裂的重要技術途徑改進細節(jié)設計，可有效地消除剛度突變、降低應力集中程度，進而控制薄弱細節(jié) 的工作應力水平，達到延長結構疲勞壽命的目的。將機輪半軸法蘭盤厚度增加1mm、根部圓角半徑增加1.5mm、機輪剎車殼體與半軸法蘭盤配合部位的倒角寬度增加 2mm 都是為改進細節(jié)設計所采取的具

53、體措施。合理的工藝強化措施可有效地獲取疲勞壽命 增益，對機輪半軸的噴丸工藝參數、噴丸部位進行優(yōu)化選取，是為了完善半軸結構細 節(jié)工藝強化措施。5.3 地面疲勞試驗驗證剛度模擬要真實在主起落架疲勞試驗中，機輪剛度模擬與飛機實際使用情況相差較大，由于結構 變形協調，必然產生彼此牽連的附加載荷，對半軸結構細節(jié)疲勞特性可能會產生影響。 因此，地面疲勞試驗所暴露的疲勞開裂部位、周期、形態(tài)等與真實情況可能存在差異，亦即由于模擬不夠真實，可能導致地面疲勞考核試驗的結果不能完全反映飛機的使用 情況。因此，地面疲勞試驗驗證模擬要盡量真實，這樣才能有效暴露疲勞薄弱部位， 達到驗證或預測結構壽命的目的。5.4 制定合

54、理的檢修周期是確保使用安全的重要措施如前面所述，在909個起落時右主起落架半軸首次發(fā)生斷裂事故； 大修時發(fā)現機 輪半軸上裂紋的起落次數約在1400個起落左右；普查中發(fā)現，約有23%的飛機機輪 半軸出現裂紋，其中近61%起落次數在1300個起落以上，近20%在1000-1300個 起落之間，近19%在1000個起落以下。這些裂紋明顯對飛機安全使用構成威脅，甚 至是巨大隱患。只有制定并執(zhí)行安全檢查，及時發(fā)現并排除半軸裂紋，才能保證飛機 的使用安全。結束語本文主要介紹了飛機的起落架結構及其系統(tǒng)。對飛機的起落架結構進行了系統(tǒng)的 闡述，同時也介紹了起落架的組成，起落架的布置形式，起落架的收放形式，起落架

55、 的收放工作系統(tǒng)，以及起落架的前輪轉彎機構。起落架作為飛機起飛和著陸的重要零部件，因此在維護和檢修方面有很高的技術 要求。只有充分地了解起落架的結構形式和工作系統(tǒng)，才能在日常的起落架維護過程中達到事半功倍的效果。所以本為就對起落架的結構個工作系統(tǒng)做出了統(tǒng)一性的概 括。由于個人的能力有限，文中所提到的若有不足之處、不當之處或錯誤之處，熱烈 歡迎各界朋友提出寶貴意見，并且悉心接受各位的教誨。參考文獻1987; 3-101 . Gunther c k.Goranson UG.斯而健 譜載荷對飛機主結構件中裂紋擴展的影響。2 .黃樹執(zhí).殲七飛機構造講義 M.空軍工程學院。1987; 10-113 .史

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