【正文】 陸次數(shù)的增多，飛機(jī)使用剎車也比過去嚴(yán)重，因此對于機(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。 （ 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。 25 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 ； （ 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。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， 26 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。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。 Operating system 。 完成論文期間我并沒有專業(yè)實(shí)習(xí)的機(jī)會 ,雖然我很努力地去寫好我的論文 ,但由于自己的知識面的狹窄及實(shí)習(xí)經(jīng)驗(yàn)的匱乏 ,這篇論文難免會有一些漏洞或不足 ,懇請您的諒解 ! 謝謝您 。尤其要感謝我的指導(dǎo)老師老師。 1987； 310 [2]．黃樹執(zhí)．殲七飛機(jī)構(gòu)造講義［ M］．空軍工程學(xué)院。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。 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。 （ 3） 加強(qiáng)對設(shè)計(jì)改進(jìn)后機(jī)輪半軸的疲勞特征評定。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。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，不會傳到法蘭盤上。 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。 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)轫g窩結(jié)構(gòu)，斷口上疲勞部分有氧化特征。 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。100 2 562 53 1928 3 577 54 2020 4 557 1921 平均值 1940 注：表中 HV 指維氏硬度， 表示測量沖擊壓力為 。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。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，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 4—3）； 圖 4—3 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 α 扇形區(qū)內(nèi)作用給半軸，對其根部形成剪切和彎曲作用。角；法蘭盤內(nèi)側(cè)輪軸斷口截面比較平整垂直 .在殲 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。 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)。 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。 飛機(jī)準(zhǔn)備著陸，放下襟翼后，襟翼放下信號燈控制電門接通了信號燈電路。手柄有收上，中立，放下三個(gè)位置。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。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 14 油，一方面流入動(dòng)作筒的收上腔，將起落架收上。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。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。 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，如果對液體的任一部分施加壓力。在高壓油的作用下，下位鎖作動(dòng)筒的活塞桿縮進(jìn)，下位鎖打開。 前起落架和艙門 安裝在駕駛艙后隔框上，提供機(jī)身前部的支持。當(dāng)最后的備用 O 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。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。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)。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 。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。 主起落架及其艙門 主起落架的作用是支撐機(jī)身后部。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。 6 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。 自行車式起落架 5 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)對稱面內(nèi)（即在機(jī)身下部），重心距前輪與主輪幾乎相等。接地瞬間，作用在主輪的撞擊力將產(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。優(yōu)點(diǎn) ：（ 1） 一是在 飛機(jī)上易于裝置尾輪。（ 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。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)。機(jī)輪主要由輪轂和輪胎組成。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?，使飛機(jī)撞擊后很快平穩(wěn)下來，不致顛簸不止。對起落架進(jìn)行了系統(tǒng)的概述，對起落架的組成、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。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。 2. 起落架簡述 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。對于收放系統(tǒng)，一般都有位置指示和警告系統(tǒng)。兩個(gè)主輪左右對稱地布置在重心稍 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。（ 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。 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 ]）。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。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)生相對于飛機(jī)質(zhì)心的力矩，它使飛機(jī)轉(zhuǎn)向更大的角度。顯然，采用多支柱、多機(jī)輪可以減小起落架對跑道的壓力，增加起飛著陸的安全性。 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。 起落架減震支柱是起落架的主要支承件。剎車凸緣用于安裝剎車組件。向主起落架轉(zhuǎn)動(dòng)軸承注油時(shí)，壓力不能超過 400 PSI。 （ 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。提供內(nèi)外筒之間的油氣密封。 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)。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。 11 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。 12 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。 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。 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。 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。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上的開關(guān)，如圖 54 所示。 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。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)。 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)拍_蹬時(shí)，前輪也會偏轉(zhuǎn)，最大偏轉(zhuǎn)量為 177。 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 18 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。 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。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） 。10Kgf／㎜ 178。 21 表 4— 2 化學(xué)成分分析結(jié)果 wt％ 類別 C Mn Si Cr Mo V S P Al 測量值 標(biāo)準(zhǔn)值（ YB1209—1983） ~ ~ ~ ~ ~ ~ ≤ ≤ ≤ 經(jīng)檢測，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。 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 R2 尺寸根部，沿法蘭盤內(nèi)側(cè)輪軸 R2 處延伸。顯微硬度測試結(jié)果見表 4— 3。 23 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。 （ 3）超常著陸所產(chǎn)生的沖擊載荷和摩擦載荷對半軸根部和法蘭盤產(chǎn)生影響 飛機(jī)