飞机起落架结构及其系统设计本科毕业论文.doc

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1、本科毕业论文题目： 飞机起落架结构及其故障分析 专业： 航空机电工程 姓名： 指导教师： 职称： 完成日期： 2013 年 3 月 5 日飞机起落架结构及其故障分析摘 要：起落架作为飞机在地面停放、滑行、起降滑跑时用于支持飞机重量、吸收撞击能量的飞机部件。为适应飞机起飞、着陆滑跑和地面滑行的需要，起落架的最下端装有带充气轮胎的机轮。为了缩短着陆滑跑距离，机轮上装有刹车或自动刹车装置。同时起落架又具有空气动力学原理和功能，因此人们便设计出了可收放的起落架，当飞机在空中飞行时就将起落架收到机翼或机身之内，以获得良好的气动性能，飞机着陆时再将起落架放下来。本文重点介绍了飞机的起落架结构及其系统。对起

2、落架进行了系统的概述，对起落架的组成、起落架的布置形式、起落架的收放形式、起落架的收放系统、以及起落架的前轮转弯机构进行了系统的论述。并且给出了可以借鉴的起落架结构及其相关结构的图片。关键词：起落架 工作系统 凸轮机构 前轮转弯 收放形式目 录1. 引言12. 起落架简述12.1 减震器12.2 收放系统12.3 机轮和刹车系统22.4 前三点式起落架22.5 后三点式起落架32.6 自行车式起落架52.7 多支柱式起落架52.8 构架式起落架62.9 支柱式起落架62.10 摇臂式起落架73 起落架系统73.1 概述73.2 主起落架及其舱门73.2.1 结构83.2.2 保险接头83.2.

3、3 维护83.2.4 主起落架减震支柱83.2.5 主起落架阻力杆93.2.6 主起落架耳轴连杆103.3 前起落架和舱门103.4 起落架的收放系统103.4.1起落架收放工作原理103.4.2 起落架收放过程中的的液压系统113.4.3 主起落架收起时的液压系统工作过程123.4.4 主起落架放下时的液压系统工作原理133.4.5 在液压系统发生故障时应急放起143.4.6 起落架收放的工作电路153.5 前轮转弯系统173.5.1 功用173.5.2 组成173.5.3 工作原理173.6 机轮和刹车系统174 歼8飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析174.1 主起落架机轮半轴故障概况17

4、4.2 主起落架机轮半轴失效分析184.3 机轮半轴裂纹检测及断口分析204.3.1 外场机轮半轴断裂检查204.3.2 大修厂机轮半轴裂纹检查214.4 主起落架机轮半轴疲劳试验结果224.4.1 机轮半轴疲劳试验破坏部位224.4.2 试验结果与使用情况差异分析234.5 主起落架机轮半轴失效分析结论244.6 主起落架机轮半轴结构设计改进244.6.1 半轴结构设计改进原则244.6.2 半轴结构细节设计改进255 经验教训255.1 设计载荷谱、变形预测与实际使用情况相符255.2 完善细节抗疲劳设计和强化工艺是提高结构抗疲劳开裂的重要技术途径255.3 地面疲劳试验验证刚度模拟要真实

5、255.4 制定合理的检修周期是确保使用安全的重要措施26结束语27参考文献28致谢301. 引言 通过对歼强飞机的起落架结构及其系统的论述，进行该方面知识的总结，同时也阐明了起落架对于飞机起飞和着陆的重要意义。起落架的主要功用是承受飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时的重力，滑跑与滑行时操纵飞机，滑跑与滑行时的制动，承受、消耗和吸收飞机在着陆与地面运动时的撞击和颠簸能量并吸收飞机运动时产生的撞击载荷。介于起落架有以上重要作用，所以此文的意义在于研究飞机的起落架结构及其工作系统的功用。2. 起落架简述2.1 减震器飞机在着陆接地瞬间或在不平的跑道上高速滑跑时，与地面发生剧烈的撞击，除充气轮胎可

6、起小部分缓冲作用外，大部分撞击能量要靠减震器吸收。现代飞机上应用最广的是油液空气减震器。当减震器受撞击压缩时，空气的作用相当于弹簧，贮存能量。而油液以极高的速度穿过小孔，吸收大量撞击能量，把它们转变为热能，使飞机撞击后很快平稳下来，不致颠簸不止。 2.2 收放系统收放系统一般以液压作为正常收放动力源，以冷气、电力作为备用动力源。一般前起落架向前收入前机身，而某些重型运输机的前起落架是侧向收起的。主起落架收放形式大致可分为沿翼展方向收放和翼弦方向收放两种。收放位置锁用来把起落架锁定在收上和放下位置，以防止起落架在飞行中自动放下和受到撞击时自动收起。对于收放系统，一般都有位置指示和警告系统。 2.

7、3 机轮和刹车系统机轮的主要作用是在地面支持收飞机的重量，减少飞机地面运动的阻力，吸收飞机着陆和地面运动时的一部分撞击动能。主起落架上装有刹车装置，可用来缩短飞机着陆的滑跑距离，并使飞机在地面上具有良好的机动性。机轮主要由轮毂和轮胎组成。刹车装置主要有弯块式、胶囊式和圆盘式三种。应用最为广泛的是圆盘式，其主要特点是摩擦面积大，热容量大，容易维护。2.4 前三点式起落架 起落架飞机上使用最多的是前三点式起落架(图1a起落架布置型式）。前轮在机头下面远离飞机重心处，可避免飞机刹车时出现“拿大顶”的危险。两个主轮左右对称地布置在重心稍后处，左右主轮有一定距离可保证飞机在地面滑行时不致倾倒。飞机在地面

8、滑行和停放时，机身地板基本处于水平位置，便于旅客登机和货物装卸。重型飞机用增加机轮和支点数目的方法减低轮胎对跑道的压力，以改善飞机在前线土跑道上的起降滑行能力,例如美国军用运输机C-5A，起飞重量达348吨，仅主轮就有24个,采用4个并列的多轮式车架（每个车架上有6个机轮），构成4个并列主支点。加上前支点共有5个支点,但仍然具有前三点式起落架的性质。优点：（1）着陆简单，安全可靠。若着陆时的实际速度大于规定值，则在主轮接地时，作用在主轮的撞击力使迎角急剧减小，因而不可能产生象后三点式起落架那样的“跳跃”现象。（2）具有良好的方向稳定性，侧风着陆时较安全。地面滑行时，操纵转弯较灵活。（3）无倒立

9、危险，因而允许强烈制动，因此，可以减小着陆后的滑跑距离。（4）因在停机、起、落滑跑时，飞机机身处于水平或接近水平的状态，因而向下的视界较好，同时喷气式飞机上的发动机排出的燃气不会直接喷向跑道，因而对跑道的影响较小。缺点：（1）前起落架的安排较困难，尤其是对单发动机的飞机，机身前部剩余的空间很小。（2）前起落架承受的载荷大、尺寸大、构造复杂，因而质量大。（3）着陆滑跑时处于小迎角状态，因而不能充分利用空气阻力进行制动。在不平坦的跑道上滑行时，超越障碍(沟渠、土堆等)的能力也比较差。（4）前轮会产生摆振现象，因此需要有防止摆震的设备和措施，这又增加了前轮的复杂程度和重量。 F-35飞机后起落架 尽

10、管如此，由于现代飞机的着陆速度较大，并且保证着陆时的安全成为考虑确定起落架形式的首要决定因素，而前三点式在这方面与后三点式相比有着明显的优势，因而得到最广泛的应用。 2.5 后三点式起落架点击放大点击放大早期在螺旋桨飞机上广泛采用后三点式起落架（图1b起落架布置型式）。其特点是两个主轮在重心稍前处，尾轮在机身尾部离重心较远。后三点起落架重量比前三点轻，但是地面转弯不够灵活，刹车过猛时飞机有“拿大顶”的危险，现代飞机已很少采用。优点：（1）一是在飞机上易于装置尾轮。与前轮相比，尾轮结构简单，尺寸、质量都较小；（2）二是正常着陆时，三个机轮同时触地，这就意味着飞机在飘落(着陆过程的第四阶段)时的姿

11、态与地面滑跑、停机时的姿态相同。也就是说，地面滑跑时具有较大的迎角，因此，可以利用较大的飞机阻力来进行减速，从而可以减小着陆时和滑跑距离。因此，早期的飞机大部分都是后三点式起落架布置形式。 缺点：（1）在大速度滑跑时，遇到前方撞击或强烈制动，容易发生倒立现象(俗称拿大顶)。因此为了防止倒立，后三点式起落架不允许强烈制动，因而使着陆后的滑跑距离有所增加。 （2）如着陆时的实际速度大于规定值，则容易发生“跳跃”现象。因为在这种情况下，飞机接地时的实际迎角将小于规定值，使机尾抬起，只是主轮接地。接地瞬间，作用在主轮的撞击力将产生抬头力矩，使迎角增大，由于此时飞机的实际速度大于规定值，导致升力大于飞机

12、重力而使飞机重新升起。以后由丁速度很快地减小而使飞机再次飘落。这种飞机不断升起飘落的现象，就称为“跳跃”。如果飞机着陆时的实际速度远大于规定值，则跳跃高度可能很高，飞机从该高度下落，就有可能使飞机损坏。 （3）在起飞、降落滑跑时是不稳定的。如过在滑跑过程中，某些干扰(侧风或由于 飞机起落架小车路面不平，使两边机轮的阻力不相等)使飞机相对其轴线转过一定角度，这时在支柱上形成的摩擦力将产生相对于飞机质心的力矩，它使飞机转向更大的角度。（4）在停机、起、落滑跑时，前机身仰起，因而向下的视界不佳。基于以上缺点，后三点式起落架的主导地位便逐渐被前三点式起落架所替代，目前只有一小部分小型和低速飞机仍然采用

13、后三点式起落架。 2.6 自行车式起落架 还有一种用得不多的自行车式起落架，它的前轮和主轮前后布置在飞机对称面内（即在机身下部），重心距前轮与主轮几乎相等。为防止转弯时倾倒，在机翼下还布置有辅助小轮（图1c起落架布置型式）。这种布置型式由于起飞时抬头困难而较少采用。 2.7 多支柱式起落架这种起落架的布置形式与前三点式起落架类似，飞机的重心在主起落架之前，但其有多个主起落架支柱，一般用于大型飞机上。如美国的波音747旅客机、C-5A(军用运输机（起飞质量均在350吨以上)以及苏联的伊尔86旅客机(起飞质量206吨)。显然，采用多支柱、多机轮可以减小起落架对跑道的压力，增加起飞着陆的安全性。 在

14、这四种布置形式中，前三种是最基本的起落架形式，多支柱式可以看作是前三点式的改进形式。目前，在现代飞机中应用最为广泛的起落架布置形式就是前三点式。 2.8 构架式起落架 构架式起落架的主要特点是：它通过承力构架将机轮与机翼或机身相连。承力构架中的杆件及减震支柱都是相互铰接的。它们只承受轴向力(沿各自的轴线方向)而不承受弯矩。因此，这种结构的起落架构造简单，质量也较小，在过去的轻型低速飞机上用得很广泛。但由于难以收放，现代高速飞机基本上不采用。 2.9 支柱式起落架点击放大 点击放大 点击放大点击放大支柱式起落架的主要特点是：减震器与承力支柱合而为一，机轮直接固定在减震器的活塞杆上。减震支柱上端与

15、机翼的连接形式取决于收放要求。对收放式起落架，撑杆可兼作收放作动筒。扭矩通过扭力臂传递，亦可以通过活塞杆与减震支柱的圆筒内壁采用花键连接来传递。这种形式的起落架构造简单紧凑，易于放收，而且质量较小，是现代飞机上广泛采用的形式之一。支柱式起落架的缺点是：活塞杆不但承受轴向力，而且承受弯矩，因而容易磨损及出现卡滞现象，使减震器的密封性能变差，不能采用较大的初压力。 2.10 摇臂式起落架 起落架摇臂式起落架的主要特点是：机轮通过可转动的摇臂与减震器的活塞杆相连。减震器亦可以兼作承力支柱。这种形式的活塞只承受轴向力，不承受弯矩，因而密封性能好，可增大减震器的初压力以减小减霞器的尺寸，克服了支柱式的缺

16、点，在现代飞机上得到了广泛的应用。摇臂式起落架的缺点是构造较复杂，接头受力较大，因此它在使用过程中的磨损亦较大。3 起落架系统3.1 概述起落架用于在地面停放及滑行时支撑飞机，使飞机在地面上灵活运动，并吸收飞机运动时产生的撞击载荷。3.2 主起落架及其舱门主起落架的作用是支撑机身后部。当起落架收起后，舱门关闭，可以减小阻力。采用油气式减震支柱来吸收、消耗着陆和滑行时的撞击能量，并消除滑行过程中所出现的震动。减摆器可以吸收摆动能量，消除机轮摆振。主起落架还将刹车力传送到飞机结构上3.2.1 结构主起落架结构包括减震支柱、阻力杆、侧撑杆、耳轴连杆、反作用连杆、防扭臂、轮轴和机轮。起落架减震支柱是起

17、落架的主要支承件。包括外筒、内筒、节流孔支撑管、缓冲活门和计量油针。另外上部和下部支承提供滑动表面。一个密封组件（包括O型密封圈和T型密封圈）可提供内外筒之间的静、动密封。外筒后轴承联接外筒到后支撑梁，前轴承联接耳轴连杆到后翼梁。前后轴承提供主起落架收放转轴。内筒上有轮轴、刹车凸缘(法兰盘)、计量销和放油管。可更换的衬套装于轮轴上提供安装机轮轴承和保护轮轴。刹车凸缘用于安装刹车组件。3.2.2 保险接头每个主起落架有1个保险螺拴和2个保险紧固件。保险螺拴位于上阻力杆的上端，在承受过大载荷时会被剪断，从而减轻对主结构的破坏。阻力杆上部接头处的保险销被涂成黄色，以防止与阻力杆下部紧固件互换。2个保

18、险紧固件用来固定耳轴连杆的2个球形轴承，避免起落架在收放过程中出现卡阻。3.2.3 维护起落架上有许多润滑加注口。当润滑油压力超过2500 PSI时，可能会导致加注口错位。加油枪的压力最大应限制在2500PSI。向主起落架转动轴承注油时，压力不能超过400 PSI。3.2.4 主起落架减震支柱（1）工作原理减震支柱内外筒之间有液压油，还充有高压氮气或干燥空气。当减震支柱压缩时，气体受到压缩，吸收能量，起到缓冲减震作用。同时节流孔下面的容积减小油液必须通过节流孔向上流动。当减震支柱伸长时，气体膨胀，节流孔上面的油液又要通过节流孔向下流动。油液高速流过节流孔时，产生大量的热，起到消耗能量的作用。（

19、2）计量油针计量油针是锥形的。当减震支柱压缩时，油针向上运动，使得节流孔面积逐渐减小，油液的流量逐渐减小，减震支柱压缩速度逐渐减慢，可以防止内外筒之间发生刚性撞击。（3）缓冲活门缓冲活门位于上支承结构内，其运动部件是一个外圈有槽的青铜环，在环上有3个小孔。当减震支柱伸缩时，上下支承间的容积也发生变化，油液要经过青铜环流动。当减震支柱压缩时，上下支承间的容积增大，油液要经过青铜环向下流动。此时，油液可以经过3个小孔，也可以经过外圈的槽，流动不受限制。当减震支柱伸长时，上下支承间的容积减小，油液要经过青铜环向上流动。此时，环被压紧到上支承上，外圈的槽被堵上，油液只能通过3个小孔流动，这就限制了减震

20、支柱的伸长速度，可以防止飞机接地之后出现反跳。（4）主起落架减震支柱密封一个密封组件位于下支承与隔块之间。密封组件上的T型密封圈在两个支撑环支撑下，与内筒接触，O型密封圈在两个支撑环支撑下与外筒接触。提供内外筒之间的油气密封。备用密封圈装于下支承的环槽内。备用密封圈的存在，使得可以在不必分解整个减震支柱的情况下更换密封圈。当最后的备用O型密封圈和T型密封圈用坏后，必须分解减震支柱，以便更换每个密封圈。3.2.5 主起落架阻力杆主起落架阻力杆的作用是沿前后方向支撑起落架减震支柱。阻力杆包括上部阻力杆和下部阻力杆。上部阻力杆与耳轴连杆相联；下部阻力杆联接到外筒上的上扭力臂的凸耳上。一个保险销位于上

21、部阻力杆上端，起落架受到猛烈撞击时，保险销先被剪断，可以减小对机翼结构的破坏。3.2.6 主起落架耳轴连杆耳轴连杆提供主起落架减震支柱的前部铰支点。主起落架减震支柱的载荷从阻力杆通过耳轴连杆传到飞机结构上。耳轴连杆后端和减震支柱铰接，前端铰支在机翼后梁上，可在球形轴承里转动。3.3 前起落架和舱门安装在驾驶舱后隔框上，提供机身前部的支持。前起落架包括阻力杆、减震支柱、防扭臂、前起落架液压收放作动筒和液压锁作动筒。前起落架正常情况下是使用液压作动收放(向前收起)的。当起落架收进时，阻力杆折迭。当操纵转弯时，减震支柱内筒可在外筒内转动。当起落架收上时，前起落架舱门机械作动关闭；当前起落架放下时，前

22、起落架舱门机械作动打开。3.4 起落架的收放系统 3.4.1起落架收放工作原理以前起落架收放为例来进行说明，系统原理如图5-1所示。正常收起落间隙时，起落架收放手柄(下简称手柄)处于收上位时，电液换向阀l使高压油进入收上管路，放下管路b回油管路相通。在高压油的作用下，下位锁作动筒的活塞杆缩进，下位锁打开。另一路高压油一方面液控单向阀13打开，使舱门作动筒10、12的回油略沟通；另一方面油通过限流活门9进入收放作动筒，使活塞杆伸出，起落架收起，作动筒8的回油经脚向活门7、应急转换活门4、电液换向阀1和应急排油活门2流入油箱。当起落架收好后，协调活门11压通，高压油进入舱门作动筒lO、12的收上腔

23、使舱门收起。当手柄处于放下位置时，来油与放下管路接通，收上管路与回油路相通，起落架放下。在系统中还设有地面联锁开关，当飞机停放时，联锁开关自动断开电液换向阀的电路，此时即使将手柄置于收起位置，电液换向阀也不会工作，从而防止了地面误收起落架。图5-1 前起落架收放系统原理图3.4.2 起落架收放过程中的的液压系统液压系统目前在飞机上使用最广泛。它不但用于收放起落架，也用于收放其他构件如襟翼等。同时也可以用来操纵助力器，它所作用的机构虽有不同，但其工作原理是一样的。液压系统之所以能够弥补驾驶员体力的不足，完成一定的传动动作，来推动高速或是重型飞机的某些构件工作，是因为它能完成两方面的任务，一方面它

24、能使油液传力，另一方面能使油液不断向附件运动的方向流动.根据物理学“巴斯加”原理，在密封的液体的容器中，如果对液体的任一部分施加压力。液体便能把这一压力的大小不变的向四面八方传递，如图5-2（液压系统传动基本工作原理）所示，用力F推动操纵手柄手柄带动液压泵，使它在较小的面积上施加压力，就能迫使油液不断流入液压作动筒，推动活塞，使活塞杆伸出，来带动构件。在传动过程中，倘若不考虑油液在管路中的流动阻力。那么油液压力的大小仅仅取决于活塞杆上的载荷P的大小，载荷越大，油液压力就越大。由于液压泵的受压面积很小，而作动筒活塞面积较大，因而液压泵在原动力不大的情况下，能使作动筒产生很大的传动力，来带动很重的

25、构件，这就是液压系统传动的基本原理。图5-2 液压系统传动基本工作原理液压系统包括供压部分和传动部分。供压部分的主要附件有：油箱，液压泵安全活门和管路等。油箱的作用是储存一定的液压油，液压泵则是把液压油输送到各个传动部分，如起落架收放部分。传动部分不工作时，液压泵还须不断的输送液压油，因此在输油管路上装有安全活门，如液压系统压力达到一定数值，就可以打开安全活门，使液压油流回油箱，以免压力过大，引起故障。传动部分的附件主要有：开关，液压作动筒和管路等。平时开关处于中立位置，堵住来油路，使传动部分不工作。如果需要工作就可以把开关扳到一定的工作位置，来油管路便可以与液压作动筒的一端连通，油液经过开关

26、而进入作动筒，推动活塞，使活塞杆运动便可以带动飞机某一构件工作了，在传动过程中，活塞另一边的油液被排除而经回路管流回油箱。根据上述对液压系统的基本工作原理和组成部分，下面就主起落架收，放两个方面做一简略介绍。3.4.3 主起落架收起时的液压系统工作过程起落架收放部分的组成如下图所示，它的工作规律是放起落架时，首先开锁，再放轮舱盖，最后放起落架；收起落架时，先收起落架，后收轮舱盖，如图5-3所示。图5-3 起落架收放系统原理图将起落架收放手柄板到放下位置，主供压部分来的高压油液即从起落架电磁开关的放下接头流出，分别到主起落架和前起落架放下管路去工作。进入主起落架放下管路的油液，首先进入开锁动作筒

27、打开收上锁，然后分为两路：一路经两用活门进入主轮舱盖收放动作筒的放下腔，放下轮舱盖；另一路经液压锁进入主起落架收放动作筒的放下腔，放下主起落架。进入前起落架收放动作筒的放下腔，经液压锁后，进入前起落架收放动作筒的放下腔，使活塞杆收缩，打开收上锁后再将前起落架放下。各动作筒收上腔的油液，通过收上管路，经电磁开关的回油接头流回油箱。主起落架和主轮舱盖放下后，分别由动作筒内的卡环锁和钢珠锁住。为了保险，系统中还利用液压锁来封闭起落架收放动作筒放下腔内的油液，将起落架锁在放下位置。前起落架放下后靠其头部的放下锁以及液压锁锁住。为了防止起落架在自身重量作用下放下速度太快，以致引起撞击，在主起落架收上管路

28、内装有直径1至2mm的单向限流活门，在前起落架收上管路内设有直径2至5mm的节流孔，用来增大放起落架时动作筒的回油阻力。3.4.4 主起落架放下时的液压系统工作原理将起落架收放手柄扳到收上位置，主供压部分来的高压油液从电磁开关的收上接头流出，分别通往向前和向后延伸的管路。油液进入向后延伸的管路，去收上主起落架和轮舱盖。其中：一路到开锁动作筒使活塞杆缩进，以便起落架收上后能够上锁；一路到协调活门准备收轮舱盖；一路顶开单向限流活门进入液压锁，一方面打开液压锁以便主起落架收放动作筒的放下腔回油，一方面流入动作筒的收上腔，将起落架收上。主起落架收起后，动作筒上的顶片顶开协调活门，高压油液就经过协调活门

29、进入轮舱盖收放动作筒，收上轮舱盖。进入向前延伸管路的油液：一路去打开前起落架液压锁；一路进入前起落架收放动作筒的收上腔退出活塞杆，打开放下锁并将前起落架收上。此外，还有一路进入自动刹车动作筒去操纵刹车调压器刹住机轮，以防止收起落架过程中机轮高速旋转而引起振动。收起落架时，各收放动作筒放下腔的油液通过放下管路和电磁开关回油接头流回油箱。将起落架收放手柄扳到中立位置，收放管路均经电磁开关与回油管路接通。起落架收放部分共有三个单项活门。左右主起落架放下管路内各一个，其功能是：收起落架时，使起落架和轮舱盖收放动作筒放下腔的油液能绕过开锁动作筒流回油箱；放起落架时又能保证先开锁。电磁开关回油接头上的单向

30、活门，用来防止收放减速板的回油压力传入起落架收放管路，引起起落架收放部分自动工作。电磁开关的放下接头内装有直径3mm的节流孔用来低回油压力。液压系统目前在飞机上使用最广泛。3.4.5 在液压系统发生故障时应急放起 液压系统发生故障时，可用机械操纵传动机构打开起落架收上位置锁将起落架放下。由于前主起落架的应急开锁是分开的，所以必须先将前起落架放下之后，才允许放下主起落架，当把收上位置锁打开后，起落架靠自重及飞行中的气流放下和上锁。此时，为了保证作动筒腔中的液压油能顺畅的快速回油便于起落架放下时上锁，必需打开位于中央操纵台上的开关，如图5-4所示。图5-4 主起落架收放系统液压原理图3.4.6 起

31、落架收放的工作电路收放起落架时，应先打开电源电门，起落架信号灯电门和起落架襟翼电磁开关电门，再操纵左仪表板上的起落架收放收放手柄（如图5-5所示）。起落架收放手柄通过拔杆操纵一个双向电门，来控制起落架电磁开关的工作。手柄有收上，中立，放下三个位置。手柄上有定位销，其支架上还装有限动卡，用来防止无意中将手柄碰到收上位置而造成事故。扳动手柄时，必须首先按压手柄，使定位销开锁；向上扳手柄前还必须扳开限动卡。向上扳动收放手柄，双向电门使起落架电磁开关一个线圈通电，液压将两个主起落架同时收起。当起落架收到终点位置时，左右主起落架的收上终点电门受到压动，电源与其接触点2接通，信号盘上左右主起落架的收上信号

32、灯（红色）燃亮。向下扳收放手柄，双向电门接通电磁开关的另一个线圈，液压将来两个主起落架同时放下。当起落架离开收上终点位置时，两个收上终点电门均转换工作，使两个收上信号灯熄灭。当起落架放到终点位置时，左右主起落架放下终点电门受到压动，电源与终点电门的接触点2接触，信号盘上左右主起落架放下信号灯（绿色）燃亮。飞机准备着陆，放下襟翼后，襟翼放下信号灯控制电门接通了信号灯电路。如果起落架尚在收上位置，则电源与左右主起落架放下终点电门的接触点1接通，经过联锁继电器的1，2接触点以及襟翼放下信号灯控制电门，使起落架信号盘和中央仪表板上的“放下起落架”警告灯接通，燃亮，提醒飞行员着陆前勿忘放起落架。待飞行员

33、扳动收放手柄，使起落架l离开收上位置时，左右主起落架收上终点电门就使联锁继电器通电工作，断开继电器的1，2接触点，两个警告灯随即熄灭。起飞前，襟翼和起落架均在放下位置，联锁继电器通电工作，5，6接触点接通，1，2接触点断开。这样，起飞后收起落架的过程中，电源就不能经两个主起落架放下终点电门的接触点1接通两个警告灯。而在起落架完全收起后，虽然左主起落架收上终点电门的接触点1断开了电源，但联锁继电器仍有5，6接触点保持通电工作，使其1，2接触点处于断开状态。因此，两个警告灯也不会燃亮。图5-5 主起落架收放工作电路图3.5 前轮转弯系统3.5.1 功用飞机在地面滑行时，前轮转弯系统可以控制飞机的运

34、动方向。3.5.2 组成前轮转弯系统由转弯手轮、操纵钢索、脚蹬转弯机构、转弯计量活门、转弯作动筒等附件组成。3.5.3 工作原理位于驾驶舱的转弯手轮被转动时，通过操纵钢索操纵转弯计量活门，活门控制液压进入转弯作动筒，驱动转弯衬套转动。转弯衬套通过防扭臂驱动前轮偏转，使飞机运动方向改变。前轮的最大偏转量为78。当飞机接地后，脚蹬转弯机构切入，把脚蹬机构和前轮转弯机构联系起来，当蹬脚蹬时，前轮也会偏转，最大偏转量为7。当飞机前轮离地10S后，脚蹬转弯机构切出。3.6 机轮和刹车系统在起飞、着陆、地面滑行时，机轮用来支撑飞机，并使飞机可以灵活运动。刹车系统用来止动飞机。每个起落架有2个机轮，都使用无

35、内胎的轮胎。轮毂通过锥形滚棒轴承安装于减震支柱内筒下部的轮轴上。在主起落架机轮的轮毂里面安装有刹车组件。4 歼8飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析4.1 主起落架机轮半轴故障概况 歼8后续机型某架飞机在夜航第二个起落着陆过程中，当距跑道端头550m时，右侧主机轮及刹车组件脱离飞机，右主起落架机轮半轴折断、支柱着地，活塞杆连接机轮半轴耳片处和机轮半轴下表面磨损约15mm，飞机其他部位无损伤。该右主起落架已使用了909个起落。机轮半轴从法兰盘内外两侧断为3截，法兰盘外侧轮轴断开不规则，呈45角；法兰盘内侧轮轴断口截面比较平整垂直.在歼8飞机大修时，在主起落架机轮半轴上连续发现裂纹，这些机轮半轴起落次

36、数约在1400个起落左右。在普查中陆续发现，约有23 的飞机机轮半轴出现裂纹，其中近61起落次数在1300起落以上，近20在10001300起落之间，近19在1000起落以下。 裂纹发生的部位在机轮半轴法兰盘外圆根部倒角变截面处，具体在安装止动螺钉的凹面台阶背面法兰盘弟1孔附近的变截面处角度的范围内，见图41。图41 裂纹方向均沿着变截面的交界线，裂纹长度最短的为3mm，最长的为80mm。在出现裂纹的这些机轮半轴上未发现锈蚀情况。4.2 主起落架机轮半轴失效分析 机轮半轴在起落架上的安装及其结构如图42所示。飞机在起飞、着陆、滑行、刹车和转弯等情况下，所有地面传来的载荷及飞机着陆接地时产生的撞

37、击能量均通过机轮半轴传到活塞杆上。应力分析结果表明，歼8机种主起落架机轮半轴的应力较高图42 机轮刹车装置借助9个螺栓将刹车壳体安装在轮轴的法兰盘上，法兰盘R2圆角处与机轮刹车壳体有配合关系，刹车壳体该处倒角尺寸为2.5mm45。机轮半轴的法兰盘主要承受飞机刹车时产生的扭矩，裂纹所在处的第1螺栓孔在刹车过程中受力较大，并且在R2圆角处的应力集中加大了剪切作用（图43）；图43 另外飞机着陆时机轮着地瞬间，地面载荷分别作用机轮垂直向上的载荷和逆航向载荷，二者的合力在扇形区内作用给半轴，对其根部形成剪切和弯曲作用。上述3种载荷传至半轴根部，必然会产生较大的工作应力。再考虑R2圆角多大应力集中因素，

38、其应力水平还将大幅度提高。正是作用在R2圆角处的剪应力和弯曲正应力的共同循环作用，结果在该处产生疲劳裂纹。4.3 机轮半轴裂纹检测及断口分析4.3.1 外场机轮半轴断裂检查目视观察，机轮断成3部分，法兰盘内侧轮轴断口比较平直，沿法兰盘R2处有近一周的封闭裂纹。封闭裂纹断口为疲劳断口形貌特征，疲劳源为线性多源（周向沿加工痕迹长约25mm）。源区位于轮轴法兰盘第一安装孔附近的内侧下方R2处，源区局部有擦伤，源区附近未发现明显的冶金缺陷。疲劳裂纹从左下方沿法兰盘圆周方向逆时针扩展了300余度后，分成两叉，一叉沿法兰盘外侧轮轴快速扩展，另一叉沿法兰盘内侧轮轴快速扩展。断口上疲劳弧线、放射棱线明显，粗大

39、的放射线指示出疲劳扩展方向，端口上有多条明显的疲劳弧线。在扫描电镜下观察，在源区附近和扩展区均可见到韧窝带或局部疲劳条带等疲劳微观特征，大部分区域为韧窝形貌。基于上述观察结果，初步判断轮轴断裂属于高应力低调疲劳断裂。轮轴由GC4钢模锻制造加工。在法兰盘部位沿模锻件纵向切取试样进行测评，平均强度值符合设计要求（19010Kgf），且偏于上线，见表41。表41 显微硬度及换算值序号HVO.2HRC(换算值)强度值（换算值）/MPa图样要求值/MPa1562531928186210025625319283577542004455752.81921平均值564.553.21940注：表中HV指维氏硬度

40、，0.2表示测量冲击压力为0.2Kgf。对照国标GB 10561（钢中非金属夹杂物显微评定方法），检测样品的硫化物等级为0.5级，氧化物夹杂等级为1级，夹杂物总和为1.5级，符合技术要求。经检测，样品晶粒度等级为7.5级，符合技术要求。用4的硝酸酒精溶液侵蚀样品，在400倍显微镜下观察组织，金相组织为正常的淬火、回火组织。化学成分检测结果见表42，其中碳含量偏于上线。表42 化学成分分析结果 wt类别CMnSiCrMoVSPAl测量值0.420.981.311.360.530.080.0020.0210.03标准值（YB12091983）0.360.420.801.201.201.601.20

41、1.500.450.600.070.120.0250.0250.10经检测，法兰盘腹板与机轮表面粗糙度、安装孔直径、法兰盘厚度、过渡圆角等均符合设计要求。由此可知，零件材质、尺寸符合设计要求；源区有磨损，附近未冶金缺陷和外来损伤，裂纹较平直，有氧化特征，为疲劳断口形貌。疲劳源特征为线性多源，裂纹始于轮轴法兰盘第一安装孔附近的内侧下方R2处，属于高应力低周疲劳断裂 。4.3.2 大修厂机轮半轴裂纹检查经外观检查，发现长约45mm、最深处约2mm的裂纹，为穿透壁厚。断口比较平直，有氧化特征，为多源疲劳断口形貌。断口上有多条明显的疲劳弧线，并有较粗大的放射棱线，指向疲劳裂纹的扩展方向。疲劳源特征为线

42、性多源，源区位于轮轴法兰盘第一安装孔附近的内侧下方R2处。源区局部有磨损，源区附近未见冶金缺陷。经低倍检查，裂纹位于零件法兰盘内侧轮轴前端第一安装孔R2尺寸根部，沿法兰盘内侧轮轴R2处延伸。裂纹具有台阶状线源疲劳开裂特征。裂纹处未见划伤、碰伤以及明显的加工痕迹。在扫描电子显微镜下观察断口，发现在源区附近及扩展区均存在韧窝带或局部疲劳条带等疲劳微观特征，其他大部分区域为韧窝结构，断口上疲劳部分有氧化特征。用3的硝酸酒精溶液浸蚀金相试样，在400倍显微镜下观察组织，基体金相组织为正常的淬火、回火组织。裂纹较平直，开口度约为5um，从裂纹形貌上看具有疲劳开裂的特征。在法兰盘部位沿模锻件纵向切取试样测

43、试，平均强度值偏上线（显微硬度值换算后与实际强度值有一定的偏差），符合设计要求。边缘显微硬度测试结果表明，零件边缘脱碳深度符合设计要求。显微硬度测试结果见表43。表43 显微硬度测试结果项目距边缘25um（HKO.5）距边缘50um（HKO.5）距边缘75um（HKO.5）中心（HKO.5）14965405565692499543553566349754255757144955435525685493541554570平均值496541.9554.45611.8化学成分测试结果符合零件材质要求，见表44。表44 化学成分分析结果类别CMnSiCrMoVSPAl测量值0.400.991.331.

44、350.500.090.0030.0020.05标准值（YB12091983）0.360.420.801.201.201.601.201.500.450.600.070.120.0250.0250.10 经检测，法兰盘腹板与机轮表面粗糙度、安装孔直径、法兰盘厚度、过渡圆角等均符合设计要求。 由此可知，零件材质、尺寸符合设计要求；源区有磨损，附近未见冶金缺陷和外来损伤，裂纹较平直，有氧化特征，为疲劳断口形貌。疲劳源特征为线性多源，裂纹始于轮轴法兰盘第一安装孔附近的内侧下方R2处，属于高应力低周疲劳断裂，同外场断裂件检查结果。4.4 主起落架机轮半轴疲劳试验结果4.4.1 机轮半轴疲劳试验破坏部位

45、歼8后续机型主起落架疲劳试验时，机轮半轴在20000多次起落时发生断裂，折合使用寿命为4000多个起落。断裂位置是根部销钉孔处，如图116所示。从中可以看出，与外场飞机发现裂纹的部位完全不同。图11-64.4.2 试验结果与使用情况差异分析 机轮半轴在疲劳试验和外场使用中所暴露的破坏部位、寿命存在较大差别，主要因为：（1）机轮半轴在疲劳试验模拟与飞机真实机轮的刚度存在差别疲劳试验用假机轮与真实机轮不同。前者采用钢材料制造，由焊接拼合制成，其刚度较大；而后者使用锻铝、钢等多种材料制成，轮毂上套装轮胎，其刚度比疲劳试验所用的假机轮刚度小的多。因此，在实际使用中，由于真实机轮刚度较小，容易产生变形，会使侧向载荷的能力较弱。而疲劳试验所用的假机轮由于刚度较大，不存在变形，侧向载荷直接通过轮轴传走，不会传到法兰盘上。因此，疲劳试验中法兰盘的应力水平低于外场使用情况，这是出现二者寿命差异的因素之一。（2）外场刹车载荷谱偏重虽然疲劳试验采用的是实测过载谱，但由于使用情况的不断变化，实测的刹车谱已经不能反映出所有外场飞机使用刹车的实际情况。统计数据表明，后续机型在外场使用中，超过正常着陆重量的着陆次数已达到23左右。由于主要在着陆滑跑过程中使用刹车，随着超过正常着陆重量着陆次数的增多，飞机使用刹车也