飞机起落架结构及其系统设计

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。 对起落

2、 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

4、轮半轴故障概况 174.2 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

5、.255.3 地面疲劳试验验证刚度模拟要真实 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

6、跑道上高速滑跑时，与地面发生剧烈的撞击，除充气轮胎可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 股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

7、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。2.3 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

8、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）

9、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，

10、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

11、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

12、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，

13、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后三点式起落架。2.6 自行车式起落架前上轮两个辅助轮后上轮起琴耍上轮起常架辅轮飞机看I> /飞机飒植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

14、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。*落架*卿02.8 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较接的。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。

15、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

16、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震器的尺寸， 克服了支柱式的缺点，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

17、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

18、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

19、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。(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，上下支承问的容积也发生变化，油液要经过青铜环流动。当 减震支柱压缩

20、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，。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

21、封圈。当最后的备用。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较支点。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较接，前端较支在机翼后梁上，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

22、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

23、 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10、12的收上腔使舱门 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。主系统供油t1主回油, 1* 冷气1 1.

24、电液换向阀Jf放去主起放F管珞_收去主起收上管路I Z.应急持油活门* 3.单向活口44.应急转化活门5,上位锁作动简6 .下位锁作动简7 .单向右舌门».收放作动简 以限流活门 10,12.舱门作动简 ir协峭活门13.液压锁图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

25、方面它能使油液传 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

26、产生很 大的传动力，来带动很重的构件，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

27、路便可以与液压作动筒的一端连通，油液经过开关而进入作动筒，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

28、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

29、防止起落架在自身重量作用下放下速度太快， 以致引起撞击，在主起落架收 上管路内装有直径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

30、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

31、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

32、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

33、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

34、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 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，

35、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。彝号n超安若物图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 与8°。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，

36、前轮也会偏转，最大偏转量为 立。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

37、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.在歹f 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1000-1300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 a的范围内，见图41。南口 -3机轮半轴裂纹位置

38、示.意图图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 4-2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2.5mm<45°。机轮半轴的法兰盘主要承受飞机刹车时产生的扭矩

39、，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砺一期着醒却黏鼻2奈足 6 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a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，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

40、 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，大部分区域为切窝形貌。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

41、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（190dd0Kgf/mm2）,且偏于上线，见表41。表4-1显微硬度及换算值厅PHVO.2HRC（换算值）强度值（换算值）/MPa图样要求值/MPa15625319281862 ±0025625319283577542004455752.81921平均值564.553.21940注：表中HV指维氏硬度，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

42、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。类别CMnSiCrMoVSPAl测量值0.420.981.311.360.530.080.0020.0210.03标准值(YB1209 1983)0.360.420.801.201.201.601.201.500.450.600.070.120.0250.0250.10表42化学成分分析结果wt%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

43、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

44、，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，其他大部分区域为切窝结构，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

45、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4-4表44化学成分分析结果类别CMnSiCrMoVSPAl测量值0.400.991.331.350.500.090.0030.0020.05标准值(YB12091983)0.360.420.801.201.201.601.201.

46、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，

47、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

48、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，飞机使用刹车也比过去严重， 因此对于机轮半轴法兰盘使用也比过去严重，导致其应力偏高、寿命偏短。(3)超常着陆所产生的冲击载荷和摩擦载荷对半轴根部和法兰盘产生影响飞机超正常着陆时，地面的垂直冲击载荷和摩擦载荷的合力通过

49、机轮传给半轴， 对半轴根部产生弯曲和剪切作用，使其应力水平进一步提高；同时，使机轮和半轴产生变形的趋势增大，对法兰盘的侧向作用载荷加大，使其应力水平同时增加。而这些 实际情况在疲劳试验中未得到真实模型。4.5 主起落架机轮半轴失效分析结论(1)本文b中所述的机轮半轴断裂个案与外场普查所发现的机轮半轴裂纹性质 相同，均属于高应力低周疲劳断裂。裂纹是在使用过程中产生的，其萌发和扩展经历 一段循环周期。(2)在实际使用中，因机轮和半轴会出现弹性变形，导致法兰盘上产生侧向载荷；23%的超过正常着陆重量着陆的起落次数会进一步增大侧向载荷作用，同时使半轴根部和法兰盘的应力水平提高。(3)半轴在法兰盘根部过

50、渡圆角处存在应力集中，导致该处应力水平提高。(4)疲劳寿命实验中机轮半轴的考核结果未能真实模拟实际使用情况。(5)半轴、法兰盘与机轮的材质、几何尺寸、表面粗糙度等均符合设计要求， 未发现意外损伤。4.6 主起落架机轮半轴结构设计改进4.6.1 半轴结构设计改进原则(1)基于成本和周期考虑，结构设计改进仅局部于机轮半轴和机轮，而不涉及 更多零件组件的设计更改。(2)对半轴结构细节进行设计改进，提高其抗疲劳开裂能力。机轮进行协调性 更改。(3)加强对设计改进后机轮半轴的疲劳特征评定。(4)对机轮半轴的设计改进方案不应涉及其锻造模具的更改，以节省周期和成 本。(5)经设计改进后，新的机轮半轴能够在外

51、场条件下方便更换，以尽快满足外 场部队的需要。(6)加强对原主起落架机轮半轴的监控，保证飞机的使用安全。4.6.2 半轴结构细节设计改进(1)将机轮半轴法兰盘厚度增加1mm,根部圆角半径增加1.5mm；(2)将连接机轮半轴法兰盘和机轮刹车壳体的螺栓长度增加1mm;(3)将机轮刹车壳体与半轴法兰盘配合部位的倒角宽度增加2mm；(4)对喷丸工艺参数进行优化选取，提高半轴结构细节工艺强化的寿命增益。5经验教训5.1 设计载荷谱、变形预测与实际使用情况相符在机轮半轴故障整治过程中，通过深入分析发现，载荷谱中未计及23%超常着陆载荷、着陆瞬间由机轮传给半轴的冲击载荷和摩擦载荷的影响；在外力作用下，机轮和

52、半轴的弹性变形导致法兰盘变形协调而产生附加作用力。这些因素在设计载荷谱中均未考虑，与飞机主起落架的实际使用情况不符， 导致机轮半轴、法兰盘的工作应 力水平过高。如果机轮半轴应力水平过高、细节设计考虑不够充分，就容易发生低周 疲劳破坏，即高应力、低循环疲劳破坏。5.2 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改进细节设计，可有效地消除刚度突变、降低应力集中程度，进而控制薄弱细节 的工作应力水平，达到延长结构疲劳寿命的目的。将机轮半轴法兰盘厚度增加1mm、根部圆角半径增加1.5mm、机轮刹车壳体与半轴法兰盘配合部位的倒角宽度增加 2mm 都是为改进细节设计所采取的具体措施。合

53、理的工艺强化措施可有效地获取疲劳寿命 增益，对机轮半轴的喷丸工艺参数、喷丸部位进行优化选取，是为了完善半轴结构细 节工艺强化措施。5.3 地面疲劳试验验证刚度模拟要真实在主起落架疲劳试验中，机轮刚度模拟与飞机实际使用情况相差较大，由于结构 变形协调，必然产生彼此牵连的附加载荷，对半轴结构细节疲劳特性可能会产生影响。 因此，地面疲劳试验所暴露的疲劳开裂部位、周期、形态等与真实情况可能存在差异，亦即由于模拟不够真实，可能导致地面疲劳考核试验的结果不能完全反映飞机的使用 情况。因此，地面疲劳试验验证模拟要尽量真实，这样才能有效暴露疲劳薄弱部位， 达到验证或预测结构寿命的目的。5.4 制定合理的检修周

54、期是确保使用安全的重要措施如前面所述，在909个起落时右主起落架半轴首次发生断裂事故； 大修时发现机 轮半轴上裂纹的起落次数约在1400个起落左右；普查中发现，约有23%的飞机机轮 半轴出现裂纹，其中近61%起落次数在1300个起落以上，近20%在1000-1300个 起落之间，近19%在1000个起落以下。这些裂纹明显对飞机安全使用构成威胁，甚 至是巨大隐患。只有制定并执行安全检查，及时发现并排除半轴裂纹，才能保证飞机 的使用安全。结束语本文主要介绍了飞机的起落架结构及其系统。对飞机的起落架结构进行了系统的 阐述，同时也介绍了起落架的组成，起落架的布置形式，起落架的收放形式，起落架 的收放工

55、作系统，以及起落架的前轮转弯机构。起落架作为飞机起飞和着陆的重要零部件，因此在维护和检修方面有很高的技术 要求。只有充分地了解起落架的结构形式和工作系统，才能在日常的起落架维护过程中达到事半功倍的效果。所以本为就对起落架的结构个工作系统做出了统一性的概 括。由于个人的能力有限，文中所提到的若有不足之处、 不当之处或错误之处，热烈 欢迎各界朋友提出宝贵意见，并且悉心接受各位的教诲。参考文献1987; 3-101 . Gunther c k.Goranson UG.斯而健 谱载荷对飞机主结构件中裂纹扩展的影响。2 .黄树执.歼七飞机构造讲义 M.空军工程学院。1987; 10-113 .史纪定.液压系统故障诊断与维修技术.北京：机械工业出版社，1990. 11-134 .杨闽桢.飞机机体传动与控制 M.空军工程学院。1986; 145:王细洋.航空才论.航空工业出版社，2004.6: 姜孝怀.歼强飞机构造学.西安航空职工大学出版社，2009.7:宋晓军.飞机附件检修.航空工业出版社2006.128:程秀全.航空工程材料.国防工业出版社2004.9: 王志谨.飞机结构设计.国防工业出版社.2004.Aircraft La