飞机起落架收放系统

1、歼七飞机起落架收放系统典型故障分析【摘要】：飞机起落架液压收放系统的传动性能与系统或元件的结构 参数、工作条件参数以及负载参数等有关.文中在对收放系统传动时 间、传动速度等传动性能计算的基础上分析影响其性能的主要因素。 比较其影响程度，并进一步探讨了判断故障原因的方法.【关键词】：起落架 自动收起 传动性能压力流量特性 液阻负载配合间隙摩擦力【正文】：一.歼七飞机前起落架自动收起的故障研究起落架收放系统是飞机的重要组成部分，此系统的工作性能直接 影响到飞机的安全性和机动性.改进设计飞机起落架收放系统主要用于控制起落架的收上与放下，控制主起落架舱门和前起落架舱门的打开与关闭， 是飞机一个重 要的

2、系统，其能否正常工作将直接影响飞行安全。因此对该系统的维 护和对所出现的故障进行分析研究，并进行有效的预防就显得十分重 要。某单位在对某新型飞机做出厂试飞准备时，当机组人员接上地面压力源和电源进行该机的停机刹车压力调整时，在供压13min后，前起落架开始缓慢收起，飞机机头失去支撑最终导致机头接地， 造成雷 达罩和前机身02段蒙皮撕裂、结构损坏和前起落架变形等严重后果。本文将对前起落架自动收起的故障进行分析研究， 并在此基础上针对 性地提出预防措施。1起落架收放控制原理分析iill IXPI9116收+ o去主起收上管路一卜放I去全起放F管路i a-HM >.R T图1前起落架收放系统原理

3、图主系统供油1主回油Z应急排油活门3 .单向活门4 .应急转化活门5,上位锁祚动箭6 .下位锁作动稔7 .单向活门年收放作动简9 .限流活门10舱门作动简1U协调活门13.液压做前起落架收放系统原理如图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

4、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。、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。2起落架自动收起原因分析由起落架收放控制原理知道，前起落架放下位置是由带下位锁的后撑杆来保持的，所以要使前起落架收起，必要条件是下位锁开锁。 而下位锁开锁有两种情况：第一种是机械原因，即放下起落架时下位 锁处于假上锁状态，在维修和使用过程中受到某种外力扰动而

5、开锁； 第二种是液压原因，即有液压油进入下位锁开锁作动筒，使作动筒活 塞杆缩进导致下位锁开锁。而外部检查和事后的收放检查均未发现下 位锁有假上锁的现象。因此前起落架自动收起是由液压方面的原因引 起的。而由液压原因引起下位锁开锁的因素很多。 当电液换向阀工作 不正常使来油与收上管路相通，或者联锁开关故障，地面又误将手柄 置于收上位置，在电液换向阀工作时，当给飞机供油压时，都会使下 位锁开锁。但这两种情况会使前起落架以较快的速度收起而不会缓慢 收起，另外也会同时收起主起落架。但这与事故发生时的实际情况不 符，因此基本可以排除。结合当时事故发生的情况，导致前起落架自 动收起的原因如下。2. 1电液换

6、向阀性能不良起落架电液换向阀用于起落架收放管路的控制， 是一种三位四通 电液阀，当手柄在中立位置时（不通电），电液换向阀处于中立位置,图2电液换向阀中立位置（断电）此时供油路堵死，起落架的收、放管路均与回油路相通，如图2所示 由于滑阀与阀套之间都有径向间隙 6,由6形成两个相同的矩形节流 缝隙，此缝隙的节流面积为 A=W8由于形6,且通过此节流口的流量 很小，雷诺数m也很小，流动状态属于层流，故通过此节流口的流量 Q为：2二 W PQ 二32日式中： P 节流口两侧压力差；动力粘度系数；W 节流口面积梯度。则此时，通过2个节流口处的流量为：. 一 2 一 一二 W : P、（ Ps - P0）

7、Q 1 = Q2 =32 口式中：Ps主液压系统供油压力；Po 回油管路压力。由上式可知，泄漏量的大小主要由节流口面积梯度形和径向间隙6确定，当间隙6越大，则泄漏量越大。而形的大小主要与阀芯的直 径有关，直径越大梯度越大；6的大小主要与阀口的形状、制造工艺 和加工质量等有关，当设计合理、工艺水平和加工质量高、滑阀和阀 套之间没有偏心时，则6就小。如果是新阀，径向间隙小，故泄漏量 也小；如果是旧阀，由于控制边被磨损，泄漏面积增大，则泄漏量也 增大。为测定泄漏量的大小，拆下电液换向阀，堵住通向作动筒的两个接头，在供压接头处.加液压20. 59MPa在回油接头处接上量杯。3min后，在回油接头处漏油

8、量为45mL远大于所规定的不超过20mL的要求。电液换向阀泄漏示意图如图 3所示。2. 2系统不完整，回油路堵死为了提高起落架收放系统的可靠性，在系统设计中采用了余度技 术。即当正常收放起落架失效时，飞行员可以采用冷气应急放下起落 架，以保证安全着陆，如图1所示。为防止应急放起落架时，大量液 压油回到密闭增压油箱，使油箱因回油过多而引起爆破，为此在电液 换向阀的回油路上安装了应急排油活门。 应急放起落架时，将收上管 路的油液直接排到机外。平时，在主液压系统供压且电液换向阀不工 作时，电液换向阀泄漏到收放管路中的油液可以通过应急排油活门直 接流入回油管路中，因此不会引起收放系统的压力升高；如果回

9、油管 路被堵死，不能回油时，则泄漏油将进入收放系统 （参看图1、2）, 使系统压力升高，当压力升高到一定值时就会引起系统故障。 据了解, 在发生本次事故前，应急排油活门因故障拆下修理，用堵头将回油路堵住，使起落架收放系统不能回油。这样，电液换向阀泄漏到收放管 路的压力油就不能释放掉，收放系统的油压将逐渐升高。由于前起落 架下位锁的开锁压力比主起落架的小，因此当压力达到一定值后，就会首先使前起落架下位锁开锁，这样飞机在自重的作用下就会引起前 起落架自动收起。3故障验证为了验证上述分析是否正确，在原飞机上进行了以下试验：(1)给主液压系统供压并通电，把手柄放在中立位置。保持 30min 后，前起落

10、架下位锁没有任何动作。这说明在系统完整的情况下，因 电液换向阀的渗漏而进入收放系统的压力油可以从应急排油活门处 及时排出系统回油箱。(2)为模拟事故当时的系统环境，将应急排油活门拆下，并用堵头堵住回油路。给主液压系统供压 5min后，前起落架下位锁就开始 动作，到6min时下位锁完全开锁。该项试验足以证明从起落架电液 换向阀泄漏进入起落架收放系统的油液确实能够将前起落架下位锁 打开，说明上述分析是完全正确的。4维修对策由以上分析和验证可知，本次事故的原因有两个：一是起落架电 液换向阀泄漏量超过规定；二是起落架收放系统不完整，使系统丧失 了对不良因素的“自我消化”能力。为了有效预防此类事故的发生

11、， 建议采取以下措施。(1)改进起落架收放管路的设计经仔细分析后不难发现，该型飞机在系统的设计方面存在一些不 足。应急排油活门的功用是应急放起落架时将收上管路的油液排到机 外。由于应急排油活门是安装在系统的回油管路上的，一方面当应急 排油活门出现故障时，将会影响整个系统的回油，进而影响系统的工 作；另一方面当电液换向阀故障使收上管路不能回油时，则在应急放起落架时，收上管路的油液就无法从应急排油活门排到机外，就会使起落架无法应急放下，即应急放起落架还要受到电液换向阀工作的影 响。该型飞机在定型试飞过程中就曾发生过应急放起落架未放到位的 故障，其原因就是由于电液换向阀的故障引起的。 所以这种安装是

12、不 科学的，它使系统的可靠性和安全性降低。 但是如果将应急排油活门 安装到收上管路，即电液换向阀收上接头的出口处，则既不会影响应 急排油活门的功能，又能提高系统的可靠性，也不会发生上述事故。 因此，建议有关部门经充分论证后，将应急排油活门安装到电液换向 阀收上接头的出口处。(2)提高产品质量，加强安装前的检查电液换向阀是起落架收放控制系统的核心附件， 对其制造质量和 性能指标都有具体的要求。但在实际生产和使用过程中，人们往往重 视它的功能，而对它的泄漏量等指标的规定不太重视， 总认为泄漏量 的大小对系统的工作和性能没有什么影响。 因此建议一方面要努力提 高工艺水平和加工质量，保持滑阀和阀套的同

13、心，以尽可能地减少滑 阀与阀套之间的径向间隙，另一方面在装机使用前一定要加强对其各 种性能指标的测定，对泄漏量超过规定的电液换向阀不允许安装使用。二.数据符合规定前起落架为何放不下1995 年4月13日，我部歼七x x X ,号机飞完第一个起落着陆 时，前起落架未放下，两主轮接地后正常滑跑，机头触地后又滑行约 800米停在跑道中段右侧。机务人员及时赶到现场，抬起机头，这时 前起落架自动掉下，机务人员将前起落架推上锁，进行初步检查后， 即将该机牵引至定检中队。该机于1992年12月19日第二次大修出厂后飞行 236小时446 个起落。，在这之前的445个起落均无异常现象。1 、地面检查和模拟试验

14、情况为查清故障原因，检查组对可能造成前起落架放不好的有关部 位进行了专项检查。1.1 飞机着陆后，飞机主液压系统尚有余 压60kgf/cM,油量 正常，油箱密封增压良好。在定检中队进行起落架收放共 10次，均 未发现异常，起落架收上时间为 8秒（规程规定不超过15秒），左右 起落架收上时问差 为1秒（规程规定不大于1. 5秒）。1.2 开车检查液压泵及液压系统工作情况，系统工作正常，从起动至慢车压力达到140kgf/cm2。，符合规定（规程规定为140 5 kgf /cmi）。1.3 将该机与另一架良好的歼教七飞机同 时拉至起飞线，顶起 千斤顶，作慢车工作状态下的收放情况对比，收放起落架 10

15、次，未 见异常；测量前起落架各部间隙，均符合规定1.4 检查前起落架锁臂、锁梢.表面光滑无毛刺，摇臂转动灵活。 测量前起落架开锁动作筒活塞杆与开锁臂之间的间隙 h值为3.5mm 其值虽在上极限，但仍住规定值的允许范围内。1.5 模拟飞机着陆状态，发动机在小转速液压泵处在卸荷末期， 先放襟翼减速板，紧接着放起落架，再次进行收放起落架的试验（将地面油泵车压力调至80kgf/cM。）。这样的试验共做了 12次，其中 3次主起落地已开锁并放到位，主起落架放下指示灯亮后，前起落架 仍未开锁。等到系统压力恢复至所调压力值时， 前起落架才开锁并放 到位，但前起落架开锁时响声很大。2 、原因分析针对模拟收放试

16、验中该机前起落架 3次出现开锁难、放下晚的情 况，检查组集中分析了该机前起落架开锁动作筒工作失常导致前起落 架放不下的可能性。如图（4）所示，正常情况下，前起落架开锁 动作筒的工作可分 . _ _ . . . . . 开锁动作筒工作原理图（4）为三个阶段：第一阶段，活塞杆伸出长度 h为23.5mm消除活塞 杆与开锁臂的间隙；第二阶段，活塞杆伸出长度L为20-21mm锁钩机构开锁，活塞上（右）端面在“B”管咀通油孔的边缘；第三阶段， 活塞杆伸出长度S为2931mmt "B”管咀打开，前起落架收放动 作筒通油工作。一般情况下，只要能够达到上述的顺序条件，就能保 证先开锁后放起落架。经测量

17、，该机h值为3. 5mm L值为20.5mm S值为30.5mm 从测量情况看，该机除h值在上极限位置外，其余均正常。根据开锁动作筒的作原理可知，当h值分别在上极限位置（3.5mm） 极限位置（2mm>t,值达1. 5mm对于一个既定的开锁动作筒而言， 如果当其h值为2mm寸，活塞杆伸出L后锁钩机构即开锁，而此时活 塞上（右）端面又正好处在“ B”管咀即将通油的边缘的话，那么，当 其h值因某种原因变为3.5mm时，活塞杆伸出L后，就可能出现在锁 钩机构尚未开锁（需要活塞杆再伸出1.5mm才能开锁）的情况下，"B' 管咀的油路已通，前起落架收放动作筒的上腔已提前通油，使前

18、起落架产生一个放下力矩，而该力矩又通过支柱上凸部的锁梢作用在锁块 上，增大相互的摩擦力，如此时液压系统压力小于80kgf/cm2。，止匕摩擦力与锁簧拉力之和就很可能大于前起落架开锁动作筒活塞杆的 开锁力，造成前起落架开不了锁、放不下。为进一步判明该机此次故障是否符合上述分析， 检查组在地面做 了如下试验：用手摇泵给开锁动作筒的“ A管咀加压，并拆开“ B” 管咀接头（便于检查“ B”管咀的通油时机）.查发现，活塞杆伸出长度21m谯落架锁钩机构尚未开锁，而“ B”管咀开始通油。这项试验结 果与以上分析完全吻合为什么该机在翻修出厂后的445个飞行起落中，工作都正常，而 到第446个起落着陆时前起落

19、架放不好呢？为什么发生问题后，地面 收放起落架102次均正常呢？检查组分析，这可能是因为在液压系统 压力较大（80lOOkgf/cnt ）时，虽然也存在开锁动作筒“ B”管咀 通的问题，但由于开锁动作连续（中间不停顿），动摩擦力较小，所以， 前起落架放不下来的故障就暴露不出来。 而只有在小压力、连续收放 和开锁停顿等几个因素同时存在的情况下， 前起落架放不下来的故障 才会发生。据飞行员反映，该机本次飞行是小航线着陆，着陆放起落 架前飞行员可能使用了减速板。因此，当时的情况就可能是：飞行员 使用减速板时，液压系统已处于卸荷末期，系统压力很小，放减速板 后，压力进一步减小，接着再放起落架，则压力减

20、至更小（据地面试验，压力可减小至0）,使开锁动作筒活塞杆的伸出过程有停顿，使 开锁动作不能连续完成。而在液压系统压力回升时，“B”管又恰通油， 因而收放动作筒对锁钩机构施加了压紧力， 增大了开锁摩擦力。所以， 在这次着陆时，小压力、.连续收放和开锁停顿等几个因素恰好向时 具备，致使前起落架开不了锁、放不下，加上该机本次是小航线着陆， 从飞行员放起落架到飞机着陆接地的时间缩短， 在液压系统压力尚未 回升到足以使前起落架开锁放出之前，机头已接地。3、结论根据以上分析，开锁动作筒活塞杆与开锁臂之间的间隙偏大（虽在规定范围内，但处在上极限）是造成该机本次着陆时前起落架未放 好的直接原因。三、总结：通过以上的分析说明，歼七飞机起落收不上、放不下、 动作筒错为等故障，其原因主要是油液污染，油泵的供油性能不足和 某些设计缺陷等，经过理论计算，检修或实验，可以把问题透明化， 就有可能更好的解决问题，为提高飞机的飞行品质和可靠性提供了保 障，提高了飞行安全系数，最后，也可能为航修企业提供一些必要的 规则。四、致谢：我毕业设计及毕业论文的完成，得到了很多同学 和老师的帮助，因此，我要向他们表示最真挚的感谢。历经近三个月的时间，我的论文终于圆满完成，这不仅仅是我完 成了老师下达的任务，更是对我大学整个专业知识的一次升华！在写论 文