【正文】 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)。機(jī)輪主要由輪轂和輪胎組成。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)放下和受到撞擊時(shí)自動(dòng)收起。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。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。對(duì)起落架進(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?rùn)C(jī)構(gòu)進(jìn)行了系統(tǒng)的論述。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。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。2. 起落架簡(jiǎn)述 減震器　　飛機(jī)在著陸接地瞬間或在不平的跑道上高速滑跑時(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。 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。對(duì)于收放系統(tǒng)，一般都有位置指示和警告系統(tǒng)。剎車裝置主要有彎塊式、膠囊式和圓盤式三種。兩個(gè)主輪左右對(duì)稱地布置在重心稍后處，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。優(yōu)點(diǎn)：（1）著陸簡(jiǎn)單，安全可靠。（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。（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)。 后三點(diǎn)式起落架點(diǎn)擊放大點(diǎn)擊放大早期在螺旋槳飛機(jī)上廣泛采用后三點(diǎn)式起落架（圖1b[起落架布置型式]）。與前輪相比，尾輪結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，尺寸、質(zhì)量都較小；（2）二是正常著陸時(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。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。以后由丁速度很快地減小而使飛機(jī)再次飄落。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。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]）。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。承力構(gòu)架中的桿件及減震支柱都是相互鉸接的。 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。這種形式的起落架構(gòu)造簡(jiǎn)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。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霞器的尺寸，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。當(dāng)起落架收起后，艙門關(guān)閉，可以減小阻力。起落架減震支柱是起落架的主要支承件。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。剎車凸緣用于安裝剎車組件。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。向主起落架轉(zhuǎn)動(dòng)軸承注油時(shí)，壓力不能超過400 PSI。當(dāng)減震支柱伸長(zhǎng)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)。（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)減震支柱伸長(zhǎng)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)。提供內(nèi)外筒之間的油氣密封。 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。 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鉸支點(diǎn)。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。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。另一路高壓油一方面液控單向閥13打開，使艙門作動(dòng)筒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)腳向活門應(yīng)急轉(zhuǎn)換活門電液換向閥1和應(yīng)急排油活門2流入油箱。圖51 前起落架收放系統(tǒng)原理圖 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。液體便能把這一壓力的大小不變的向四面八方傳遞，如圖52（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。圖52 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。傳動(dòng)部分的附件主要有：開關(guān)，液壓作動(dòng)筒和管路等。 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53所示。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。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(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。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。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。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。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54所示。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。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。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)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。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，使其1，2接觸點(diǎn)處于斷開狀態(tài)。 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)。當(dāng)飛機(jī)接地后，腳蹬轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)構(gòu)切入，把腳蹬機(jī)構(gòu)和前輪轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)構(gòu)聯(lián)系起來，當(dāng)?shù)拍_蹬時(shí)，前輪也會(huì)偏轉(zhuǎn)，最大偏轉(zhuǎn)量為177。剎車系統(tǒng)用來止動(dòng)飛機(jī)。4 殲8飛機(jī)主起落架機(jī)輪半軸裂紋故障分析 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)其他部位無損傷。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。 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。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。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(zhǎng)約25mm）。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)轫g窩形貌。10Kgf／㎜178。對(duì)照國標(biāo)GB 10561（鋼中非金屬夾雜物顯微評(píng)定方法），氧化物夾雜等級(jí)為1級(jí)，符合技術(shù)要求。表4—2 化學(xué)成分分析結(jié)果 wt％類別CMnSiCrMoVSPAl測(cè)量值標(biāo)準(zhǔn)值（YB1209—1983）~~~~~~≤≤≤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。斷口比較平直，有氧化特征，為多源疲勞斷口形貌。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，沿法蘭盤內(nèi)側(cè)輪軸R2處延伸。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。顯微硬度測(cè)試結(jié)果見表4—3。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。圖116 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