1、本科畢業(yè)論文題目：飛機(jī)起落架結(jié)構(gòu)及其故障分析專業(yè)：航空機(jī)電工程姓名：指導(dǎo)教師： 職稱： 完成日期：2013 年3月 5日飛機(jī)起落架結(jié)構(gòu)及其故障分析摘 要：起落架作為飛機(jī)在地面停放、滑行、起降滑跑時(shí)用于支持飛機(jī)重量、吸收 撞擊能量的飛機(jī)部件。為適應(yīng)飛機(jī)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(jī)輪。為了縮短著陸滑跑距離，機(jī) 輪上裝有剎車或自動(dòng)剎車裝置。同時(shí)起落架又具有空氣動(dòng)力學(xué)原理和 功能，因此人們便設(shè)計(jì)出了可收放的起落架，當(dāng)飛機(jī)在空中飛行時(shí)就 將起落架收到機(jī)翼或機(jī)身之內(nèi)，以獲得良好的氣動(dòng)性能，飛機(jī)著陸時(shí) 再將起落架放下來。 本文重點(diǎn)介紹了飛機(jī)的起落架結(jié)構(gòu)及其系統(tǒng)。 對(duì)起落

2、 架進(jìn)行了系統(tǒng)的概述，對(duì)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(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)進(jìn)行了系統(tǒng)的論 述。并且給出了可以借鑒的起落架結(jié)構(gòu)及其相關(guān)結(jié)構(gòu)的圖片。關(guān)鍵詞：起落架工作系統(tǒng) 凸輪機(jī)構(gòu) 前輪轉(zhuǎn)彎 收放形式1 .引言12 .起落架簡述12.1 減震器12.2 收放系統(tǒng)12.3 機(jī)輪和剎車系統(tǒng)22.4 前三點(diǎn)式起落架22.5 后三點(diǎn)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(gòu)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(jié)構(gòu)83.2.2 保險(xiǎn)接頭83.2.

3、3 維護(hù)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(shí)的液壓系統(tǒng)工作過程 123.4.4 主起落架放下時(shí)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(shí)應(yīng)急放起 143.4.6 起落架收放的工作電路 153.5 前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)173.5.1 功用173.5.2 組成173.5.3 工作原理173.6 機(jī)輪和剎車系統(tǒng)174殲8飛機(jī)主起落架機(jī)輪半軸裂紋故障分析 174.1 主起落架機(jī)

4、輪半軸故障概況 174.2 主起落架機(jī)輪半軸失效分析 184.3 機(jī)輪半軸裂紋檢測(cè)及斷口分析 204.3.1 外場(chǎng)機(jī)輪半軸斷裂檢查 204.3.2 大修廠機(jī)輪半軸裂紋檢查 214.4 主起落架機(jī)輪半軸疲勞試驗(yàn)結(jié)果 224.4.1 機(jī)輪半軸疲勞試驗(yàn)破壞部位 224.4.2 試驗(yàn)結(jié)果與使用情況差異分析 234.5 主起落架機(jī)輪半軸失效分析結(jié)論 244.6 主起落架機(jī)輪半軸結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)改進(jìn) 244.6.1 半軸結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)改進(jìn)原則 244.6.2 半軸結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)改進(jìn)255 經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)255.1 設(shè)計(jì)載荷譜、變形預(yù)測(cè)與實(shí)際使用情況相符 255.2 完善細(xì)節(jié)抗疲勞設(shè)計(jì)和強(qiáng)化工藝是提高結(jié)構(gòu)抗疲勞開裂的重要技術(shù)途徑

5、.255.3 地面疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證剛度模擬要真實(shí) 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(jié)束語27參考文獻(xiàn)28致謝301 .引言通過對(duì)殲強(qiáng)飛機(jī)的起落架結(jié)構(gòu)及其系統(tǒng)的論述，進(jìn)行該方面知識(shí)的總結(jié)，同時(shí)也闡明了起落架對(duì)于飛機(jī)起飛和著陸的重要意義。起落架的主要功用是承受飛機(jī)在地面停放、滑行、起飛著陸滑跑時(shí)的重力，滑跑 與滑行時(shí)操縱飛機(jī)，滑跑與滑行時(shí)的制動(dòng)，承受、消耗和吸收飛機(jī)在著陸與地面運(yùn)動(dòng) 時(shí)的撞擊和顛簸能量并吸收飛機(jī)運(yùn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)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(jī)的起落架結(jié)構(gòu)及其工作系統(tǒng)的功用。2 .起落架簡述2.1 減震器飛機(jī)在著陸接地瞬間或在不平的

6、跑道上高速滑跑時(shí)，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(xiàn)代飛機(jī)上應(yīng) 用最廣的是油液空氣減震器。當(dāng)減震器受撞擊壓縮時(shí)，空氣的作用相當(dāng)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(zhuǎn)變?yōu)闊崮埽癸w 機(jī)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(dòng)力源，以冷氣、電力作為備用動(dòng)力源。一 股前起落架向前收入前機(jī)身，而某些重型運(yùn)輸機(jī)的前起落架是側(cè)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(dòng)放下和受到撞

7、擊時(shí)自動(dòng)收起。 對(duì)于收放系統(tǒng)，一般都有位置指示和警告系統(tǒng)。2.3 機(jī)輪和剎車系統(tǒng)機(jī)輪的主要作用是在地面支持收飛機(jī)的重量，減少飛機(jī)地面運(yùn)動(dòng)的阻力，吸收飛 機(jī)著陸和地面運(yùn)動(dòng)時(shí)的一部分撞擊動(dòng)能。主起落架上裝有剎車裝置，可用來縮短飛機(jī) 著陸的滑跑距離，并使飛機(jī)在地面上具有良好的機(jī)動(dòng)性。機(jī)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(yīng)用最為廣泛的是圓盤式，其主要特 點(diǎn)是摩擦面積大，熱容量大，容易維護(hù)。2.4前三點(diǎn)式起落架飛機(jī)上使用最多的是前三點(diǎn)式起落架 （圖1a起落架布置型式）。前輪在機(jī)頭下面 遠(yuǎn)離飛機(jī)重心處，可避免飛機(jī)剎車時(shí)出現(xiàn) 拿大頂”的危險(xiǎn)。兩個(gè)主輪左右對(duì)稱地布置 在重心稍

8、后處，左右主輪有一定距離可保證飛機(jī)在地面滑行時(shí)不致傾倒。飛機(jī)在地面滑行和停放時(shí)，機(jī)身地板基本處于水平位置，便于旅客登機(jī)和貨物裝卸。重型飛機(jī)用 增加機(jī)輪和支點(diǎn)數(shù)目的方法減低輪胎對(duì)跑道的壓力， 以改善飛機(jī)在前線土跑道上的起 降滑行能力，例如美國軍用運(yùn)輸機(jī)C-5A,起飛重量達(dá)348噸，僅主輪就有24個(gè)，采用 4個(gè)并列的多輪式車架（每個(gè)車架上有 6個(gè)機(jī)輪），構(gòu)成4個(gè)并列主支點(diǎn)。加上前支 點(diǎn)共有5個(gè)支點(diǎn)，但仍然具有前三點(diǎn)式起落架的性質(zhì)。優(yōu)點(diǎn)：（1）著陸簡單，安全可 靠。若著陸時(shí)的實(shí)際速度大于規(guī)定值，則在主輪接地時(shí)，作用在主輪的撞擊力使迎角 急劇減小，因而不可能產(chǎn)生象后三點(diǎn)式起落架那樣的跳躍”現(xiàn)象。（2）

9、具有良好的方向穩(wěn)定性，側(cè)風(fēng)著陸時(shí)較安全。地面滑行時(shí)，操縱轉(zhuǎn)彎較靈活。（3）無倒立危險(xiǎn)，因而允許強(qiáng)烈制動(dòng)，因此，可以減小著陸后的滑跑距離。（4）因在停機(jī)、起、落滑跑時(shí)，飛機(jī)機(jī)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(shí)噴氣式飛機(jī)上 的發(fā)動(dòng)機(jī)排出的燃?xì)獠粫?huì)直接噴向跑道，因而對(duì)跑道的影響較小。缺點(diǎn)： （1）前起落 架的安排較困難，尤其是對(duì)單發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)，機(jī)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(gòu)造復(fù)雜，因而質(zhì)量大。（3）著陸滑跑時(shí)處于小迎角狀態(tài)， 因而不能充分利用空氣阻力進(jìn)行制動(dòng)。在不平坦的跑道上滑行時(shí)，超越障礙（溝渠、土堆等）的能力也比較差。（4）前輪會(huì)產(chǎn)生擺振現(xiàn)象，

10、因此需要有防止擺震的設(shè)備和 措施，這又增加了前輪的復(fù)雜程度和重量。F-35飛機(jī)后起落架盡管如此，由于現(xiàn)代飛機(jī)的著陸速度較大，并且保證著陸時(shí)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(diǎn)式在這方面與后三點(diǎn)式相比有著明顯的優(yōu)勢(shì)， 因而得到最廣泛的應(yīng)用。2.5后三點(diǎn)式起落架早期在螺旋槳飛機(jī)上廣泛采用后三點(diǎn)式起落架（圖1b起落架布置型式）。其特點(diǎn)是兩個(gè)主輪在重心稍前處，尾輪在機(jī)身尾部離重心較遠(yuǎn)。后三點(diǎn)起落架重量比前三點(diǎn)輕，但是地面轉(zhuǎn)彎不夠靈活，剎車過猛時(shí)飛機(jī)有 拿大頂”的危險(xiǎn)，現(xiàn)代飛機(jī)已很少采 用。優(yōu)點(diǎn)：（1） 一是在飛機(jī)上易于裝置尾輪。與前輪相比，尾輪結(jié)構(gòu)簡單，尺寸、質(zhì) 量都較小；（2）二是

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

12、撞擊力將產(chǎn)生抬頭力矩，使迎角增大，由于此時(shí)飛機(jī)的實(shí)際速度大于規(guī)定值， 導(dǎo)致升力大于飛機(jī)重力而使飛機(jī)重新升起。以后由丁速度很快地減小而使飛機(jī)再次飄 落。這種飛機(jī)不斷升起飄落的現(xiàn)象，就稱為 跳躍”。如果飛機(jī)著陸時(shí)的實(shí)際速度遠(yuǎn)大 于規(guī)定值，則跳躍高度可能很高，飛機(jī)從該高度下落，就有可能使飛機(jī)損壞。（3）在起飛、降落滑跑時(shí)是不穩(wěn)定的。如過在滑跑過程中，某些干擾 （側(cè)風(fēng)或由于飛機(jī)起落架小車路面不平，使兩邊機(jī)輪的阻力不相等）使飛機(jī)相對(duì)其軸線轉(zhuǎn)過一定角度，這時(shí)在支柱 上形成的摩擦力將產(chǎn)生相對(duì)于飛機(jī)質(zhì)心的力矩，它使飛機(jī)轉(zhuǎn)向更大的角度。（4）在停 機(jī)、起、落滑跑時(shí)，前機(jī)身仰起，因而向下的視界不佳。基于以上缺點(diǎn)，

13、后三點(diǎn)式起 落架的主導(dǎo)地位便逐漸被前三點(diǎn)式起落架所替代，目前只有一小部分小型和低速飛機(jī)仍然采用后三點(diǎn)式起落架。2.6 自行車式起落架前上輪兩個(gè)輔助輪后上輪起琴耍上輪起常架輔輪飛機(jī)看I> /飛機(jī)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(jī)對(duì)稱面內(nèi)（即在機(jī)身下部），重心距前輪與主輪幾乎相等。為防止轉(zhuǎn)彎時(shí)傾倒，在機(jī)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(shí)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(diǎn)式起落架類似，飛機(jī)的重心在主起落架之前，但其有多個(gè)主起落架支柱，一般用于大型飛機(jī)上。如美國的波音747旅客

14、機(jī)、C-5A（軍用運(yùn)輸機(jī)（起飛質(zhì)量均在 350噸以上）以及蘇聯(lián)的伊爾86旅客機(jī)（起飛質(zhì)量206噸）。 顯然，采用多支柱、多機(jī)輪可以減小起落架對(duì)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(diǎn)式 的改進(jìn)形式。目前，在現(xiàn)代飛機(jī)中應(yīng)用最為廣泛的起落架布置形式就是前三點(diǎn)式。*落架*卿02.8 構(gòu)架式起落架構(gòu)架式起落架的主要特點(diǎn)是：它通過承力構(gòu)架將機(jī)輪與機(jī)翼或機(jī)身相連。承力構(gòu) 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(jié)構(gòu)的起落架構(gòu)造簡單，質(zhì)量也較小，在過去的輕型低速飛機(jī) 上用得很廣泛。

15、但由于難以收放，現(xiàn)代高速飛機(jī)基本上不采用。2.9 支柱式起落架點(diǎn)擊放大點(diǎn)擊放大 點(diǎn)擊放大點(diǎn)擊放大支柱式起落架的主要特點(diǎn)是：減震器與承力支柱合而為一，機(jī)輪直接固定在減震器 的活塞桿上。減震支柱上端與機(jī)翼的連接形式取決于收放要求。對(duì)收放式起落架， 撐桿可兼作收放作動(dòng)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(nèi)壁采用花鍵連接來傳遞。這種形式的起落架構(gòu)造簡單緊湊，易于放收，而且質(zhì)量較 小，是現(xiàn)代飛機(jī)上廣泛采用的形式之一。 支柱式起落架的缺點(diǎn)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(xiàn)卡滯現(xiàn)象，使減震器的密封性能變差，不 能采用較大的初壓力。2.10 搖臂式起落架起落架搖

16、臂式起落架的主要特點(diǎn)是：機(jī)輪通過可轉(zhuǎn)動(dòng)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(diǎn)，在現(xiàn)代 飛機(jī)上得到了廣泛的應(yīng)用。搖臂式起落架的缺點(diǎn)是構(gòu)造較復(fù)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(shí)支撐飛機(jī)， 使飛機(jī)在地面上靈活運(yùn)動(dòng)，并吸收飛 機(jī)運(yùn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)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(jī)身后部。當(dāng)起落架收起后，艙門關(guān)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(shí)的撞擊能量，并消除

17、滑行過程中所出 現(xiàn)的震動(dòng)。減擺器可以吸收擺動(dòng)能量，消除機(jī)輪擺振。主起落架還將剎車力傳送到飛 機(jī)結(jié)構(gòu)上3.2.1 結(jié)構(gòu)主起落架結(jié)構(gòu)包括減震支柱、阻力桿、側(cè)撐桿、耳軸連桿、反作用連桿、防扭臂、 輪軸和機(jī)輪。起落架減震支柱是起落架的主要支承件。包括外筒、內(nèi)筒、節(jié)流孔支撐管、緩沖 活門和計(jì)量油針。另外上部和下部支承提供滑動(dòng)表面。一個(gè)密封組件（包括 O型密 封圈和T型密封圈）可提供內(nèi)外筒之間的靜、動(dòng)密封。外筒后軸承聯(lián)接外筒到后支撐 梁，前軸承聯(lián)接耳軸連桿到后翼梁。前后軸承提供主起落架收放轉(zhuǎn)軸。內(nèi)筒上有輪軸、 剎車凸緣（法蘭盤）、計(jì)量銷和放油管。可更換的襯套裝于輪軸上提供安裝機(jī)輪軸承和 保護(hù)輪軸。剎車凸緣

18、用于安裝剎車組件。3.2.2 保險(xiǎn)接頭每個(gè)主起落架有1個(gè)保險(xiǎn)螺拴和2個(gè)保險(xiǎn)緊固件。保險(xiǎn)螺拴位于上阻力桿的上端， 在承受過大載荷時(shí)會(huì)被剪斷，從而減輕對(duì)主結(jié)構(gòu)的破壞。阻力桿上部接頭處的保險(xiǎn)銷 被涂成黃色，以防止與阻力桿下部緊固件互換。 2個(gè)保險(xiǎn)緊固件用來固定耳軸連桿的 2個(gè)球形軸承，避免起落架在收放過程中出現(xiàn)卡阻。3.2.3 維護(hù)起落架上有許多潤滑加注口。當(dāng)潤滑油壓力超過 2500 PSI時(shí)，可能會(huì)導(dǎo)致加注 口錯(cuò)位。加油槍的壓力最大應(yīng)限制在 2500PSI。向主起落架轉(zhuǎn)動(dòng)軸承注油時(shí)，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(nèi)外筒之間有液壓油，還充有高壓氮?dú)饣?/p>

19、干燥空氣。當(dāng)減震支柱壓縮時(shí)，氣體受到壓縮，吸收能量，起到緩沖減震作用。同時(shí)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(dòng)。當(dāng)減震支柱伸長時(shí)，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(dòng)。油液高速流過節(jié)流孔時(shí)，產(chǎn)生大量的熱，起到消耗能量的作用。(2)計(jì)量油針計(jì)量油針是錐形的。當(dāng)減震支柱壓縮時(shí)，油針向上運(yùn)動(dòng)，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(nèi)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(jié)構(gòu)內(nèi)，其運(yùn)動(dòng)部件是一個(gè)外圈有槽的青銅環(huán)，在環(huán)上有 3 個(gè)小孔。當(dāng)減震支柱伸縮時(shí)，上下支承問的容積也發(fā)生變化，油液要經(jīng)過青銅環(huán)流動(dòng)。當(dāng) 減震支柱壓縮

20、時(shí)，上下支承間的容積增大，油液要經(jīng)過青銅環(huán)向下流動(dòng)。此時(shí)，油液 可以經(jīng)過3個(gè)小孔，也可以經(jīng)過外圈的槽，流動(dòng)不受限制。當(dāng)減震支柱伸長時(shí)，上下 支承間的容積減小，油液要經(jīng)過青銅環(huán)向上流動(dòng)。此時(shí)，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(gè)小孔流動(dòng)，這就限制了減震支柱的伸長速度， 可以防 止飛機(jī)接地之后出現(xiàn)反跳。(4)主起落架減震支柱密封一個(gè)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(gè)支撐環(huán)支 撐下，與內(nèi)筒接觸，。型密封圈在兩個(gè)支撐環(huán)支撐下與外筒接觸。 提供內(nèi)外筒之間的 油氣密封。備用密封圈裝于下支承的環(huán)槽內(nèi)。 備用密封圈的存在，使得可以在不必分 解整個(gè)減震支柱的情況下更換密

21、封圈。當(dāng)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(gè)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(lián)；下部阻力 桿聯(lián)接到外筒上的上扭力臂的凸耳上。一個(gè)保險(xiǎn)銷位于上部阻力桿上端，起落架受到 猛烈撞擊時(shí)，保險(xiǎn)銷先被剪斷，可以減小對(duì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)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(diǎn)。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(jī)結(jié)構(gòu)上耳軸連桿后端和減震支柱較接，前端較支在機(jī)翼后梁上，可在球形軸承里轉(zhuǎn)動(dòng)。3.3 前起落架和艙門安裝在駕駛艙后

22、隔框上，提供機(jī)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(dòng)筒和液壓鎖作 動(dòng)筒。前起落架正常情況下是使用液壓作動(dòng)收放（向前收起）的。當(dāng)起落架收進(jìn)時(shí)，阻力 桿折迭。當(dāng)操縱轉(zhuǎn)彎時(shí)，減震支柱內(nèi)筒可在外筒內(nèi)轉(zhuǎn)動(dòng)。當(dāng)起落架收上時(shí)，前起落架 艙門機(jī)械作動(dòng)關(guān)閉；當(dāng)前起落架放下時(shí)，前起落架艙門機(jī)械作動(dòng)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(jìn)行說明，系統(tǒng)原理如圖 5-1所示。正常收起落間隙時(shí)， 起落架收放手柄（下簡稱手柄）處于收上位時(shí)，電液換向閥l使高壓油進(jìn)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(dòng)筒的活塞桿縮進(jìn)，下位鎖

23、 打開。另一路高壓油一方面液控單向閥13打開，使艙門作動(dòng)筒10、12的回油略溝通； 另一方面油通過限流活門9進(jìn)入收放作動(dòng)筒，使活塞桿伸出，起落架收起，作動(dòng)筒 8 的回油經(jīng)腳向活門7、應(yīng)急轉(zhuǎn)換活門4、電液換向閥1和應(yīng)急排油活門2流入油箱。 當(dāng)起落架收好后，協(xié)調(diào)活門11壓通，高壓油進(jìn)入艙門作動(dòng)筒10、12的收上腔使艙門 收起。當(dāng)手柄處于放下位置時(shí)，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(shè)有地面聯(lián)鎖開關(guān)，當(dāng)飛機(jī)停放時(shí)，聯(lián)鎖開關(guān)自動(dòng)斷開電液換向 閥的電路，此時(shí)即使將手柄置于收起位置，電液換向閥也不會(huì)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1 1.

24、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(yīng)急持油活門* 3.單向活口44.應(yīng)急轉(zhuǎn)化活門5,上位鎖作動(dòng)簡6 .下位鎖作動(dòng)簡7 .單向右舌門».收放作動(dòng)簡 以限流活門 10,12.艙門作動(dòng)簡 ir協(xié)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(jī)上使用最廣泛。 它不但用于收放起落架，也用于收放其他構(gòu) 件如襟翼等。同時(shí)也可以用來操縱助力器，它所作用的機(jī)構(gòu)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(bǔ)駕駛員體力的不足， 完成一定的傳動(dòng)動(dòng)作，來推動(dòng)高速 或是重型飛機(jī)的某些構(gòu)件工作，是因?yàn)樗芡瓿蓛煞矫娴娜蝿?wù)，一

25、方面它能使油液傳 力，另一方面能使油液不斷向附件運(yùn)動(dòng)的方向流動(dòng) .根據(jù)物理學(xué) 巴斯加”原理，在密封的液體的容器中，如果對(duì)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(dòng) 基本工作原理）所示，用力F推動(dòng)操縱手柄手柄帶動(dòng)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(dòng)筒，推動(dòng)活塞，使活塞桿伸出，來帶動(dòng)構(gòu)件。 在傳動(dòng)過程中，倘若不考慮油液在管路中的流動(dòng)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(dòng)筒活塞面積較大，因而液壓泵在原動(dòng)力不大的情況下， 能使作動(dòng)筒

26、產(chǎn)生很 大的傳動(dòng)力，來帶動(dòng)很重的構(gòu)件，這就是液壓系統(tǒng)傳動(dòng)的基本原理。圖5-2液壓系統(tǒng)傳動(dòng)基本工作原理液壓系統(tǒng)包括供壓部分和傳動(dòng)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(chǔ)存一定的液壓油，液壓泵則是把液壓油輸送到各個(gè)傳 動(dòng)部分，如起落架收放部分。傳動(dòng)部分不工作時(shí)，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(dá)到一定數(shù)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(dòng)部分的附件主要有：開關(guān)，液壓作動(dòng)筒和管路等。平時(shí)開關(guān)處于中立位置， 堵住來油路，使傳動(dòng)部分不工作。如果需要工作就可以把開關(guān)扳到一定的工作位置， 來油管

27、路便可以與液壓作動(dòng)筒的一端連通，油液經(jīng)過開關(guān)而進(jìn)入作動(dòng)筒，推動(dòng)活塞， 使活塞桿運(yùn)動(dòng)便可以帶動(dòng)飛機(jī)某一構(gòu)件工作了， 在傳動(dòng)過程中，活塞另一邊的油液被 排除而經(jīng)回路管流回油箱。根據(jù)上述對(duì)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(gè)方面做一簡略介紹。3.4.3 主起落架收起時(shí)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(shí)，首先開鎖，再 放輪艙蓋，最后放起落架；收起落架時(shí)，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(guān) 的放下接頭流出，分別到主起落架和前起落架放下管

28、路去工作。進(jìn)入主起落架放下管 路的油液，首先進(jìn)入開鎖動(dòng)作筒打開收上鎖， 然后分為兩路：一路經(jīng)兩用活門進(jìn)入主 輪艙蓋收放動(dòng)作筒的放下腔，放下輪艙蓋；另一路經(jīng)液壓鎖進(jìn)入主起落架收放動(dòng)作筒 的放下腔，放下主起落架。進(jìn)入前起落架收放動(dòng)作筒的放下腔，經(jīng)液壓鎖后，進(jìn)入前 起落架收放動(dòng)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(dòng) 作筒收上腔的油液，通過收上管路，經(jīng)電磁開關(guān)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(dòng)作筒內(nèi)的卡環(huán)鎖和鋼珠鎖住。為了保險(xiǎn)， 系統(tǒng)中還利用液壓鎖來封閉起落架收放動(dòng)作筒放下腔內(nèi)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住。為了

29、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(nèi)裝有直徑1至2mm的單向限流活門，在前起落架收上管路內(nèi)設(shè)有直徑 2至 5mm的節(jié)流孔，用來增大放起落架時(shí)動(dòng)作筒的回油阻力。3.4.4 主起落架放下時(shí)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(guān)的收上接 頭流出，分別通往向前和向后延伸的管路。油液進(jìn)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(dòng)作筒 使活塞桿縮進(jìn)，以便起落架收上后能夠上鎖；一路到協(xié)調(diào)活門準(zhǔn)備收輪艙蓋；一路頂 開單向限流活門進(jìn)入液壓鎖，一方面打開液壓鎖以便主起落架收放動(dòng)作筒的放下腔回 油，一方面流入動(dòng)作筒的

30、收上腔，將起落架收上。主起落架收起后，動(dòng)作筒上的頂片 頂開協(xié)調(diào)活門，高壓油液就經(jīng)過協(xié)調(diào)活門進(jìn)入輪艙蓋收放動(dòng)作筒，收上輪艙蓋。進(jìn)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(jìn)入前起落架收放 動(dòng)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(jìn)入自 動(dòng)剎車動(dòng)作筒去操縱剎車調(diào)壓器剎住機(jī)輪，以防止收起落架過程中機(jī)輪高速旋轉(zhuǎn)而引 起振動(dòng)。收起落架時(shí)，各收放動(dòng)作筒放下腔的油液通過放下管路和電磁開關(guān)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(jīng)電磁開關(guān)與回油管路接通。起落架收放部分共有三個(gè)單項(xiàng)活門。左右主起落架放下管路內(nèi)各一個(gè)，其功能是： 收起落架時(shí)，使起落架和輪艙

31、蓋收放動(dòng)作筒放下腔的油液能繞過開鎖動(dòng)作筒流回油 箱；放起落架時(shí)又能保證先開鎖。電磁開關(guān)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(dòng)工作。電磁開關(guān)的放 下接頭內(nèi)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(jī)上使用最廣 泛。3.4.5 在液壓系統(tǒng)發(fā)生故障時(shí)應(yīng)急放起液壓系統(tǒng)發(fā)生故障時(shí)，可用機(jī)械操縱傳動(dòng)機(jī)構(gòu)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(yīng)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(dāng)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(shí)，為了保證作動(dòng)筒腔中的液壓油能順暢的快速回油便

32、于起落架放下時(shí)上鎖，必需打開位于中央操縱臺(tái)上的開關(guān)，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(shí)，應(yīng)先打開電源電門，起落架信號(hào)燈電門和起落架襟翼電磁開關(guān)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(gè)雙向電門， 來控制起落架電磁開關(guān)的工作。手 柄有收上，中立，放下三個(gè)位置。手柄上有定位銷，其支架上還裝有限動(dòng)卡，用來防 止無意中將手柄碰到收上位置而造成事故。 扳動(dòng)手柄時(shí)，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(dòng)卡。向上扳動(dòng)收放手柄，雙向電門使起落架電磁開關(guān)一個(gè)線圈通電， 液壓將兩

33、個(gè)主起 落架同時(shí)收起。當(dāng)起落架收到終點(diǎn)位置時(shí)，左右主起落架的收上終點(diǎn)電門受到壓動(dòng)， 電源與其接觸點(diǎn)2接通，信號(hào)盤上左右主起落架的收上信號(hào)燈（紅色）燃亮。向下扳收放手柄，雙向電門接通電磁開關(guān)的另一個(gè)線圈， 液壓將來兩個(gè)主起落架 同時(shí)放下。當(dāng)起落架離開收上終點(diǎn)位置時(shí)，兩個(gè)收上終點(diǎn)電門均轉(zhuǎn)換工作，使兩個(gè)收 上信號(hào)燈熄滅。當(dāng)起落架放到終點(diǎn)位置時(shí)，左右主起落架放下終點(diǎn)電門受到壓動(dòng)， 電 源與終點(diǎn)電門的接觸點(diǎn)2接觸，信號(hào)盤上左右主起落架放下信號(hào)燈（綠色）燃亮。飛機(jī)準(zhǔn)備著陸，放下襟翼后，襟翼放下信號(hào)燈控制電門接通了信號(hào)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(diǎn)電門的接觸點(diǎn) 1接通，經(jīng)過聯(lián)

34、鎖繼電器的1, 2接觸點(diǎn)以及襟翼放下信號(hào)燈控制電門，使起落架信號(hào)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(dòng)收放手柄，使起落架l離開收上位置時(shí)，左右主起落架收上終點(diǎn)電門就使聯(lián)鎖繼 電器通電工作，斷開繼電器的1, 2接觸點(diǎn)，兩個(gè)警告燈隨即熄滅。起飛前，襟翼和起落架均在放下位置，聯(lián)鎖繼電器通電工作，5, 6接觸點(diǎn)接通，1, 2接觸點(diǎn)斷開。這樣，起飛后收起落架的過程中，電源就不能經(jīng)兩個(gè)主起落架放 下終點(diǎn)電門的接觸點(diǎn)1接通兩個(gè)警告燈。而在起落架完全收起后，雖然左主起落架收 上終點(diǎn)電門的接觸點(diǎn)1斷開了電源，但聯(lián)鎖繼電器仍有 5, 6接觸點(diǎn)保持通電工作，

35、使其1, 2接觸點(diǎn)處于斷開狀態(tài)。因此，兩個(gè)警告燈也不會(huì)燃亮。彝號(hào)n超安若物圖5-5主起落架收放工作電路圖3.5 前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)3.5.1 功用飛機(jī)在地面滑行時(shí)，前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)可以控制飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)方向。3.5.2 組成前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)由轉(zhuǎn)彎手輪、操縱鋼索、腳蹬轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)、轉(zhuǎn)彎計(jì)量活門、轉(zhuǎn)彎作動(dòng) 筒等附件組成。3.5.3 工作原理位于駕駛艙的轉(zhuǎn)彎手輪被轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，通過操縱鋼索操縱轉(zhuǎn)彎計(jì)量活門，活門控制液 壓進(jìn)入轉(zhuǎn)彎作動(dòng)筒，驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)彎襯套轉(zhuǎn)動(dòng)。轉(zhuǎn)彎襯套通過防扭臂驅(qū)動(dòng)前輪偏轉(zhuǎn)， 使飛機(jī) 運(yùn)動(dòng)方向改變。前輪的最大偏轉(zhuǎn)量為 與8°。當(dāng)飛機(jī)接地后，腳蹬轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)切入，把腳蹬機(jī)構(gòu)和前輪轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)聯(lián)系起來， 當(dāng)?shù)?腳蹬時(shí)，

36、前輪也會(huì)偏轉(zhuǎn)，最大偏轉(zhuǎn)量為 立。當(dāng)飛機(jī)前輪離地10S后，腳蹬轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu) 切出。3.6 機(jī)輪和剎車系統(tǒng)在起飛、著陸、地面滑行時(shí)，機(jī)輪用來支撐飛機(jī)，并使飛機(jī)可以靈活運(yùn)動(dòng)。剎車 系統(tǒng)用來止動(dòng)飛機(jī)。每個(gè)起落架有2個(gè)機(jī)輪，都使用無內(nèi)胎的輪胎。輪轂通過錐形滾棒軸承安裝于減 震支柱內(nèi)筒下部的輪軸上。在主起落架機(jī)輪的輪轂里面安裝有剎車組件。4殲8飛機(jī)主起落架機(jī)輪半軸裂紋故障分析4.1 主起落架機(jī)輪半軸故障概況殲8后續(xù)機(jī)型某架飛機(jī)在夜航第二個(gè)起落著陸過程中，當(dāng)距跑道端頭550m時(shí),右側(cè)主機(jī)輪及剎車組件脫離飛機(jī)，右主起落架機(jī)輪半軸折斷、支柱著地，活塞桿連接機(jī)輪半軸耳片處和機(jī)輪半軸下表面磨損約15mm,飛機(jī)其他部位無

37、損傷。該右主起落架已使用了 909個(gè)起落。機(jī)輪半軸從法蘭盤內(nèi)外兩側(cè)斷為 3截，法蘭盤外側(cè)輪 軸斷開不規(guī)則，呈45°角；法蘭盤內(nèi)側(cè)輪軸斷口截面比較平整垂直.在歹f 8飛機(jī)大修 時(shí)，在主起落架機(jī)輪半軸上連續(xù)發(fā)現(xiàn)裂紋，這些機(jī)輪半軸起落次數(shù)約在1400個(gè)起落左右。在普查中陸續(xù)發(fā)現(xiàn)，約有 23 %的飛機(jī)機(jī)輪半軸出現(xiàn)裂紋，其中近 61 %起落 次數(shù)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(jī)輪半軸法蘭盤外圓根部倒角變截面處，具體在安裝止動(dòng)螺 釘?shù)陌济媾_(tái)階背面法蘭盤弟1孔附近的變截面處角度 a的范圍內(nèi)，見圖41。南口 -3機(jī)輪半軸裂紋位置

38、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(xiàn)裂紋的這些機(jī)輪半軸上未發(fā)現(xiàn)銹蝕情況。4.2 主起落架機(jī)輪半軸失效分析機(jī)輪半軸在起落架上的安裝及其結(jié)構(gòu)如圖 4-2所示。飛機(jī)在起飛、著陸、滑行、 剎車和轉(zhuǎn)彎等情況下，所有地面?zhèn)鱽淼妮d荷及飛機(jī)著陸接地時(shí)產(chǎn)生的撞擊能量均通 過機(jī)輪半軸傳到活塞桿上。應(yīng)力分析結(jié)果表明，殲 8機(jī)種主起落架機(jī)輪半軸的應(yīng)力 較高圖42機(jī)輪剎車裝置借助9個(gè)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(jī)輪剎車殼體有配合關(guān)系，剎車殼體該處倒角尺寸為2.5mm<45°。機(jī)輪半軸的法蘭盤主要承受飛機(jī)剎車時(shí)產(chǎn)生的扭矩

39、，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(yīng)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(jī)著陸時(shí)機(jī)輪著地瞬間，地面載荷分別作用機(jī)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(nèi)作用給半軸，對(duì)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(huì)產(chǎn)生較大的工作應(yīng)力。再考慮 R2圓角多大 應(yīng)力集中因素，其應(yīng)力水平還將大幅度提高。正是作用在 R2圓角處的剪應(yīng)力和彎曲 正應(yīng)力的共同循環(huán)作用，結(jié)果在該處產(chǎn)生疲勞裂紋。4.3 機(jī)輪半軸裂紋檢測(cè)及斷口分析4.3.1 外場(chǎng)機(jī)輪半軸斷裂檢查目視觀察，機(jī)輪斷成3部分，法蘭盤內(nèi)側(cè)輪軸斷口比較平直，沿法蘭盤

40、 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(nèi)側(cè)下方 R2處，源區(qū) 局部有擦傷，源區(qū)附近未發(fā)現(xiàn)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(shí)針擴(kuò)展了 300余度后，分成兩叉，一叉沿法蘭盤外側(cè)輪軸快速擴(kuò)展，另一叉沿法 蘭盤內(nèi)側(cè)輪軸快速擴(kuò)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(kuò)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(kuò)展區(qū)均可見到韌窩帶或局部疲勞條帶等疲勞 微觀特征，大部分區(qū)域?yàn)榍懈C形貌。基于上述觀察結(jié)果，初步判斷輪軸斷裂屬于高應(yīng)力低調(diào)疲勞

41、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(jìn)行測(cè)評(píng)， 平均強(qiáng)度值符合設(shè)計(jì)要求（190dd0Kgf/mm2）,且偏于上線，見表41。表4-1顯微硬度及換算值廳PHVO.2HRC（換算值）強(qiáng)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(cè)量沖擊壓力為0.2Kgf。對(duì)照國標(biāo)GB 10561 （鋼中非金屬夾雜物顯微評(píng)定方法），檢測(cè)樣品的硫化物等級(jí)為0.5級(jí)，氧化物夾雜等級(jí)為1級(jí)，夾雜物總和為1.5級(jí)，符合技術(shù)要

42、求。經(jīng)檢測(cè)，樣品晶粒度等級(jí)為7.5級(jí)，符合技術(shù)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(xué)成分檢測(cè)結(jié)果見表 42,其中碳含量偏于上線。類別CMnSiCrMoVSPAl測(cè)量值0.420.981.311.360.530.080.0020.0210.03標(biāo)準(zhǔn)值(YB1209 1983)0.360.420.801.201.201.601.201.500.450.600.070.120.0250.0250.10表42化學(xué)成分分析結(jié)果wt%經(jīng)檢測(cè)，法蘭盤腹板與機(jī)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(shè)計(jì)要求。由此可知，零件材質(zhì)、尺

43、寸符合設(shè)計(jì)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(nèi)側(cè)下方 R2處，屬于高應(yīng)力低周疲勞斷裂 。4.3.2 大修廠機(jī)輪半軸裂紋檢查經(jīng)外觀檢查，發(fā)現(xiàn)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(kuò)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(nèi)側(cè)下方 R2處。源區(qū)局部有磨損，源區(qū)附近未見冶金缺陷。經(jīng)低倍檢查，裂紋位于零件法蘭盤內(nèi)側(cè)輪軸前端第一安裝孔R(shí)2尺寸根部

44、，沿法蘭盤內(nèi)側(cè)輪軸R2處延伸。裂紋具有臺(tái)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(xiàn)在源區(qū)附近及擴(kuò)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?yàn)榍懈C結(jié)構(gòu)，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(cè)試，平均強(qiáng)度值偏上線（顯微硬度值換算 后與實(shí)際強(qiáng)度值有一定的偏差），符合設(shè)計(jì)要求。邊緣顯微硬度測(cè)試結(jié)果表明，零件 邊緣脫碳深度符合設(shè)計(jì)要求。顯微

45、硬度測(cè)試結(jié)果見表43。表43顯微硬度測(cè)試結(jié)果項(xiàng)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(xué)成分測(cè)試結(jié)果符合零件材質(zhì)要求，見表4-4表44化學(xué)成分分析結(jié)果類別CMnSiCrMoVSPAl測(cè)量值0.400.991.331.350.500.090.0030.0020.05標(biāo)準(zhǔn)值(YB12091983)0.360.420.801.201.201.601.201.

46、500.450.600.070.120.0250.0250.10經(jīng)檢測(cè)，法蘭盤腹板與機(jī)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(shè)計(jì)要求。由此可知，零件材質(zhì)、尺寸符合設(shè)計(jì)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(nèi)側(cè)下方 R2處，屬于高應(yīng)力低周疲勞斷裂，同外 場(chǎng)斷裂件檢查結(jié)果。4.4 主起落架機(jī)輪半軸疲勞試驗(yàn)結(jié)果4.4.1 機(jī)輪半軸疲勞試驗(yàn)破壞部位殲8后續(xù)機(jī)型主起落架疲勞試驗(yàn)時(shí)，機(jī)輪半軸在 20000多次起落時(shí)發(fā)生斷裂， 折合使用壽命為4000多個(gè)起落。斷裂位置是根部銷釘孔處，

47、如圖 116所示。從中 可以看出，與外場(chǎng)飛機(jī)發(fā)現(xiàn)裂紋的部位完全不同。圖 11-64.4.2 試驗(yàn)結(jié)果與使用情況差異分析機(jī)輪半軸在疲勞試驗(yàn)和外場(chǎng)使用中所暴露的破壞部位、壽命存在較大差別，主要因?yàn)椋?1)機(jī)輪半軸在疲勞試驗(yàn)?zāi)M與飛機(jī)真實(shí)機(jī)輪的剛度存在差別疲勞試驗(yàn)用假機(jī)輪與真實(shí)機(jī)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(yàn)所用的假機(jī)輪剛度小的多。因此，在實(shí)際使用中，由于真實(shí)機(jī)輪剛度較小，容易產(chǎn) 生變形，會(huì)使側(cè)向載荷的能力較弱。而疲勞試驗(yàn)所用的假機(jī)輪由于剛度較大， 不存在 變形，側(cè)向載荷直接通過輪軸傳走，不會(huì)傳到法蘭盤

48、上。因此，疲勞試驗(yàn)中法蘭盤的 應(yīng)力水平低于外場(chǎng)使用情況，這是出現(xiàn)二者壽命差異的因素之一。(2)外場(chǎng)剎車載荷譜偏重雖然疲勞試驗(yàn)采用的是實(shí)測(cè)過載譜， 但由于使用情況的不斷變化，實(shí)測(cè)的剎車譜 已經(jīng)不能反映出所有外場(chǎng)飛機(jī)使用剎車的實(shí)際情況。統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)表明，后續(xù)機(jī)型在外場(chǎng) 使用中，超過正常著陸重量的著陸次數(shù)已達(dá)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(shù)的增多，飛機(jī)使用剎車也比過去嚴(yán)重， 因此對(duì)于機(jī)輪半軸法蘭盤使用也比過去嚴(yán)重，導(dǎo)致其應(yīng)力偏高、壽命偏短。(3)超常著陸所產(chǎn)生的沖擊載荷和摩擦載荷對(duì)半軸根部和法蘭盤產(chǎn)生影響飛機(jī)超正常著陸時(shí)，地面的垂直沖擊載荷和摩擦載荷的合力通過

49、機(jī)輪傳給半軸， 對(duì)半軸根部產(chǎn)生彎曲和剪切作用，使其應(yīng)力水平進(jìn)一步提高；同時(shí)，使機(jī)輪和半軸產(chǎn)生變形的趨勢(shì)增大，對(duì)法蘭盤的側(cè)向作用載荷加大，使其應(yīng)力水平同時(shí)增加。而這些 實(shí)際情況在疲勞試驗(yàn)中未得到真實(shí)模型。4.5 主起落架機(jī)輪半軸失效分析結(jié)論(1)本文b中所述的機(jī)輪半軸斷裂個(gè)案與外場(chǎng)普查所發(fā)現(xiàn)的機(jī)輪半軸裂紋性質(zhì) 相同，均屬于高應(yīng)力低周疲勞斷裂。裂紋是在使用過程中產(chǎn)生的，其萌發(fā)和擴(kuò)展經(jīng)歷 一段循環(huán)周期。(2)在實(shí)際使用中，因機(jī)輪和半軸會(huì)出現(xiàn)彈性變形，導(dǎo)致法蘭盤上產(chǎn)生側(cè)向載荷；23%的超過正常著陸重量著陸的起落次數(shù)會(huì)進(jìn)一步增大側(cè)向載荷作用，同時(shí)使半軸根部和法蘭盤的應(yīng)力水平提高。(3)半軸在法蘭盤根部過

50、渡圓角處存在應(yīng)力集中，導(dǎo)致該處應(yīng)力水平提高。(4)疲勞壽命實(shí)驗(yàn)中機(jī)輪半軸的考核結(jié)果未能真實(shí)模擬實(shí)際使用情況。(5)半軸、法蘭盤與機(jī)輪的材質(zhì)、幾何尺寸、表面粗糙度等均符合設(shè)計(jì)要求， 未發(fā)現(xiàn)意外損傷。4.6 主起落架機(jī)輪半軸結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)改進(jìn)4.6.1 半軸結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)改進(jìn)原則(1)基于成本和周期考慮，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)改進(jìn)僅局部于機(jī)輪半軸和機(jī)輪，而不涉及 更多零件組件的設(shè)計(jì)更改。(2)對(duì)半軸結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)進(jìn)行設(shè)計(jì)改進(jìn)，提高其抗疲勞開裂能力。機(jī)輪進(jìn)行協(xié)調(diào)性 更改。(3)加強(qiáng)對(duì)設(shè)計(jì)改進(jìn)后機(jī)輪半軸的疲勞特征評(píng)定。(4)對(duì)機(jī)輪半軸的設(shè)計(jì)改進(jìn)方案不應(yīng)涉及其鍛造模具的更改，以節(jié)省周期和成 本。(5)經(jīng)設(shè)計(jì)改進(jìn)后，新的機(jī)輪半軸能夠在外

51、場(chǎng)條件下方便更換，以盡快滿足外 場(chǎng)部隊(duì)的需要。(6)加強(qiáng)對(duì)原主起落架機(jī)輪半軸的監(jiān)控，保證飛機(jī)的使用安全。4.6.2 半軸結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)改進(jìn)(1)將機(jī)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(jī)輪半軸法蘭盤和機(jī)輪剎車殼體的螺栓長度增加1mm;(3)將機(jī)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(duì)噴丸工藝參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化選取，提高半軸結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)工藝強(qiáng)化的壽命增益。5經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)5.1 設(shè)計(jì)載荷譜、變形預(yù)測(cè)與實(shí)際使用情況相符在機(jī)輪半軸故障整治過程中，通過深入分析發(fā)現(xiàn)，載荷譜中未計(jì)及23%超常著陸載荷、著陸瞬間由機(jī)輪傳給半軸的沖擊載荷和摩擦載荷的影響；在外力作用下，機(jī)輪和

52、半軸的彈性變形導(dǎo)致法蘭盤變形協(xié)調(diào)而產(chǎn)生附加作用力。這些因素在設(shè)計(jì)載荷譜中均未考慮，與飛機(jī)主起落架的實(shí)際使用情況不符， 導(dǎo)致機(jī)輪半軸、法蘭盤的工作應(yīng) 力水平過高。如果機(jī)輪半軸應(yīng)力水平過高、細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)考慮不夠充分，就容易發(fā)生低周 疲勞破壞，即高應(yīng)力、低循環(huán)疲勞破壞。5.2 完善細(xì)節(jié)抗疲勞設(shè)計(jì)和強(qiáng)化工藝是提高結(jié)構(gòu)抗疲勞開裂的重要技術(shù)途徑改進(jìn)細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)，可有效地消除剛度突變、降低應(yīng)力集中程度，進(jìn)而控制薄弱細(xì)節(jié) 的工作應(yīng)力水平，達(dá)到延長結(jié)構(gòu)疲勞壽命的目的。將機(jī)輪半軸法蘭盤厚度增加1mm、根部圓角半徑增加1.5mm、機(jī)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(jìn)細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)所采取的具體措施。合

53、理的工藝強(qiáng)化措施可有效地獲取疲勞壽命 增益，對(duì)機(jī)輪半軸的噴丸工藝參數(shù)、噴丸部位進(jìn)行優(yōu)化選取，是為了完善半軸結(jié)構(gòu)細(xì) 節(jié)工藝強(qiáng)化措施。5.3 地面疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證剛度模擬要真實(shí)在主起落架疲勞試驗(yàn)中，機(jī)輪剛度模擬與飛機(jī)實(shí)際使用情況相差較大，由于結(jié)構(gòu) 變形協(xié)調(diào)，必然產(chǎn)生彼此牽連的附加載荷，對(duì)半軸結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)疲勞特性可能會(huì)產(chǎn)生影響。 因此，地面疲勞試驗(yàn)所暴露的疲勞開裂部位、周期、形態(tài)等與真實(shí)情況可能存在差異，亦即由于模擬不夠真實(shí)，可能導(dǎo)致地面疲勞考核試驗(yàn)的結(jié)果不能完全反映飛機(jī)的使用 情況。因此，地面疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證模擬要盡量真實(shí)，這樣才能有效暴露疲勞薄弱部位， 達(dá)到驗(yàn)證或預(yù)測(cè)結(jié)構(gòu)壽命的目的。5.4 制定合理的檢修周

54、期是確保使用安全的重要措施如前面所述，在909個(gè)起落時(shí)右主起落架半軸首次發(fā)生斷裂事故； 大修時(shí)發(fā)現(xiàn)機(jī) 輪半軸上裂紋的起落次數(shù)約在1400個(gè)起落左右；普查中發(fā)現(xiàn)，約有23%的飛機(jī)機(jī)輪 半軸出現(xiàn)裂紋，其中近61%起落次數(shù)在1300個(gè)起落以上，近20%在1000-1300個(gè) 起落之間，近19%在1000個(gè)起落以下。這些裂紋明顯對(duì)飛機(jī)安全使用構(gòu)成威脅，甚 至是巨大隱患。只有制定并執(zhí)行安全檢查，及時(shí)發(fā)現(xiàn)并排除半軸裂紋，才能保證飛機(jī) 的使用安全。結(jié)束語本文主要介紹了飛機(jī)的起落架結(jié)構(gòu)及其系統(tǒng)。對(duì)飛機(jī)的起落架結(jié)構(gòu)進(jìn)行了系統(tǒng)的 闡述，同時(shí)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 的收放工

55、作系統(tǒng)，以及起落架的前輪轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)。起落架作為飛機(jī)起飛和著陸的重要零部件，因此在維護(hù)和檢修方面有很高的技術(shù) 要求。只有充分地了解起落架的結(jié)構(gòu)形式和工作系統(tǒng)，才能在日常的起落架維護(hù)過程中達(dá)到事半功倍的效果。所以本為就對(duì)起落架的結(jié)構(gòu)個(gè)工作系統(tǒng)做出了統(tǒng)一性的概 括。由于個(gè)人的能力有限，文中所提到的若有不足之處、 不當(dāng)之處或錯(cuò)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(xiàn)1987; 3-101 . Gunther c k.Goranson UG.斯而健 譜載荷對(duì)飛機(jī)主結(jié)構(gòu)件中裂紋擴(kuò)展的影響。2 .黃樹執(zhí).殲七飛機(jī)構(gòu)造講義 M.空軍工程學(xué)院。1987; 10-113 .史紀(jì)定.液壓系統(tǒng)故障診斷與維修技術(shù).北京：機(jī)械工業(yè)出版社，1990. 11-134 .楊閩楨.飛機(jī)機(jī)體傳動(dòng)與控制 M.空軍工程學(xué)院。1986; 145:王細(xì)洋.航空才論.航空工業(yè)出版社，2004.6: 姜孝懷.殲強(qiáng)飛機(jī)構(gòu)造學(xué).西安航空職工大學(xué)出版社，2009.7:宋曉軍.飛機(jī)附件檢修.航空工業(yè)出版社2006.128:程秀全.航空工程材料.國防工業(yè)出版社2004.9: 王志謹(jǐn).飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì).國防工業(yè)出版社.2004.Aircraft La