【文章內(nèi)容簡(jiǎn)介】 23％左右。由于主要在著陸滑跑過(guò)程中使用剎車，隨著超過(guò)正常著陸重量著陸次數(shù)的增多，飛機(jī)使用剎車也比過(guò)去嚴(yán)重，因此對(duì)于機(jī)輪半軸法蘭盤(pán)使用也比過(guò)去嚴(yán)重，導(dǎo)致其應(yīng)力偏高、壽命偏短。 （ 3）超常著陸所產(chǎn)生的沖 擊載荷和摩擦載荷對(duì)半軸根部和法蘭盤(pán)產(chǎn)生影響 飛機(jī)超正常著陸時(shí)，地面的垂直沖擊載荷和摩擦載荷的合力通過(guò)機(jī)輪傳給半軸，對(duì)半軸根部產(chǎn)生彎曲和剪切作用，使其應(yīng)力水平進(jìn)一步提高；同時(shí)，使機(jī)輪和半軸產(chǎn)生變形的趨勢(shì)增大，對(duì)法蘭盤(pán)的側(cè)向作用載荷加大，使其應(yīng)力水平同時(shí)增加。而這些實(shí)際情況在疲勞試驗(yàn)中未得到真實(shí)模型。 外場(chǎng)飛機(jī)使用特點(diǎn)分析 對(duì)外場(chǎng) 4 家單位的飛機(jī)起飛著陸情況進(jìn)行調(diào)查發(fā)現(xiàn)，超過(guò)最大著陸重量的著陸情況沒(méi)有發(fā)生過(guò)，而超過(guò)正常著陸重量的著陸次數(shù)已達(dá)到 20％左右。 考慮到少數(shù)起落中還要求機(jī)身掛副油箱。機(jī)翼中掛點(diǎn)掛 1枚或者 2枚導(dǎo)彈等因素，保守估計(jì)，超過(guò)正常著陸的起落次數(shù)將會(huì)達(dá)到 23％左右。 而通常要求飛機(jī)超過(guò)正常著陸重量著陸的起落次數(shù)不應(yīng)超過(guò) 10％。 西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 13 主起落架機(jī)輪半軸失效分析結(jié)論 （ 1）本文 b中所述的機(jī)輪半軸斷裂個(gè)案與外場(chǎng)普查所發(fā)現(xiàn)的機(jī)輪半軸裂紋性質(zhì)相同，均屬于高應(yīng)力低周疲勞斷裂。裂紋是在使用過(guò)程中產(chǎn)生的，其萌發(fā)和擴(kuò)展經(jīng)歷一段循環(huán)周期。 （ 2）在實(shí)際使用中，因機(jī)輪和半軸會(huì)出現(xiàn)彈性變形，導(dǎo)致法蘭盤(pán)上產(chǎn)生側(cè)向載荷； 23％的超過(guò)正常著陸重量著陸的起落次數(shù)會(huì)進(jìn)一步增大側(cè)向載荷作用，同時(shí)使半軸根部和法蘭盤(pán)的應(yīng)力水平 提高。 （ 3）半軸在法蘭盤(pán)根部過(guò)渡圓角處存在應(yīng)力集中，導(dǎo)致該處應(yīng)力水平提高。 （ 4）疲勞壽命實(shí)驗(yàn)中機(jī)輪半軸的考核結(jié)果未能真實(shí)模擬實(shí)際使用情況。 （ 5）半軸、法蘭盤(pán)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。 半軸結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)改進(jìn)原則 （ 1） 基于成本和周期考慮，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)改進(jìn)僅局部于機(jī)輪半軸和機(jī)輪，而不涉及更多零件組件的設(shè)計(jì)更改。 對(duì)半軸結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)進(jìn)行設(shè)計(jì)改進(jìn)，提高其抗疲勞開(kāi)裂能力。機(jī)輪進(jìn)行協(xié)調(diào)性更改。 （ 2） 加強(qiáng)對(duì)設(shè)計(jì)改進(jìn)后機(jī)輪半軸的疲勞特征評(píng)定 。 （ 3） 對(duì)機(jī)輪半軸的設(shè)計(jì)改進(jìn)方案不應(yīng)涉及其鍛造模具的更改，以節(jié)省周期和成本。 （ 4） 經(jīng)設(shè)計(jì)改進(jìn)后，新的機(jī)輪半軸能夠在外場(chǎng)條件下方便更換，以盡快滿足外場(chǎng)部隊(duì)的需要。 （ 5） 加強(qiáng)對(duì)原主起落架機(jī)輪半軸的監(jiān)控，保證飛機(jī)的使用安全。 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(pán)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(pán)和機(jī)輪剎車殼體的螺栓長(zhǎng)度增加 1mm； （ 3）將機(jī)輪剎車殼體與半軸法蘭盤(pán)配合部位的倒角寬度增加 2mm； （ 4）對(duì)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。 西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 14 經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn) 設(shè)計(jì)載荷譜、變形預(yù)測(cè)與實(shí)際使用情況相符 在機(jī)輪半軸故障整治過(guò)程中，通過(guò)深入分析發(fā)現(xiàn)，載荷譜中未計(jì)及 23％超常著陸載荷、著陸瞬間由機(jī)輪傳給半軸的沖擊載荷和摩擦載荷的影響；在外力作用下，機(jī)輪和半軸的彈性變形導(dǎo)致法蘭盤(pán)變形協(xié)調(diào)而產(chǎn)生附加作用力。這些因素在設(shè)計(jì)載荷譜中均未考慮，與飛機(jī)主起落架的實(shí)際使用情況不符，導(dǎo)致機(jī)輪半軸、法蘭盤(pán)的工作應(yīng)力水平過(guò)高。如果機(jī)輪半軸應(yīng)力水平過(guò)高、細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)考慮不夠充分，就容易發(fā)生低周疲勞破壞，即高應(yīng)力、低循環(huán)疲勞破壞。 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(kāi)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(zhǎng)結(jié)構(gòu)疲勞壽命的目的。將機(jī)輪半軸法蘭盤(pán)厚度增加 1mm、根部圓角半徑增加 、機(jī)輪剎車殼體與半軸法蘭盤(pán)配合部位的倒角寬度增加 2mm 都是為改進(jìn)細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)所采取的具體措施。合理的工藝強(qiáng)化措施可有效地獲取疲勞壽命增益，對(duì)機(jī)輪半軸的噴丸工藝參數(shù)、噴丸部位進(jìn)行優(yōu)化選取，是為了完善半軸結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)工藝強(qiáng)化措施。 地面疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證剛度模擬要真實(shí) 在主起落架疲勞試驗(yàn)中，機(jī)輪剛 度模擬與飛機(jī)實(shí)際使用情況相差較大，由于結(jié)構(gòu)變形協(xié)調(diào)，必然產(chǎn)生彼此牽連的附加載荷，對(duì)半軸結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)疲勞特性可能會(huì)產(chǎn)生影響。因此，地面疲勞試驗(yàn)所暴露的疲勞開(kāi)裂部位、周期、形態(tài)等與真實(shí)情況可能存在差異，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。因此，地面疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證模擬要盡量真實(shí)，這樣才能有效暴露疲勞薄弱部位，達(dá)到驗(yàn)證或預(yù)測(cè)結(jié)構(gòu)壽命的目的。 制定合理的檢修周期是確保使用安全的重要措施 如前面 Ab所述，在 909 個(gè)起落時(shí)右主起落架半軸首次發(fā)生斷裂事故；大修時(shí)發(fā)現(xiàn)機(jī)輪半軸 上裂紋的起落次數(shù)約在 1400個(gè)起落左右；普查中發(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 個(gè)起落以上，近 20％在西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 15 1000— 1300 個(gè)起落之間，近 19％在 1000 個(gè)起落以下。這些裂紋明顯對(duì)飛機(jī)安全使用構(gòu)成威脅，甚至是巨大隱患。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。 西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 16 2 殲七飛機(jī)起落架收放系統(tǒng)典型故障分析 究 起落架收放系統(tǒng)是飛機(jī)的重要組成部分，此系 統(tǒng)的工作性能直接影響到飛機(jī)的安全性和機(jī)動(dòng)性． 改 進(jìn)設(shè) 計(jì) 飛機(jī)起落架收放系統(tǒng)主要用于控制起落架的收上與放下，控制主起落架艙門(mén)和前起落架艙門(mén)的打開(kāi)與關(guān)閉，是飛機(jī)一個(gè)重要的系統(tǒng)，其能否正常工作將直接影響飛行安全。因此對(duì)該系統(tǒng)的維護(hù)和對(duì)所出現(xiàn)的故障進(jìn)行分析研究，并進(jìn)行有效的預(yù)防就顯得十分重要。某單位在對(duì)某新型飛機(jī)做出廠試飛準(zhǔn)備時(shí)，當(dāng)機(jī)組人員接上地面壓力源和電源進(jìn)行該機(jī)的停機(jī)剎車壓力調(diào)整時(shí)，在供壓13min 后，前起落架開(kāi)始緩慢收起，飛機(jī)機(jī)頭失去支撐最終導(dǎo)致機(jī)頭接地，造成雷達(dá)罩 和前機(jī)身 02 段蒙皮撕裂、結(jié)構(gòu)損壞和前起落架變形等嚴(yán) 重后果。本文將對(duì)前起落架自動(dòng)收起的故障進(jìn) 行分析研究，并在此基礎(chǔ)上針對(duì)性地提出預(yù)防措施。 起落架收放控制原理分析 圖 21 前起落架收放系統(tǒng)原理圖 前起落架收放系統(tǒng)原理如圖 21 所示。正常收起落 間隙時(shí)，起落架收放手柄 (下簡(jiǎn)稱手柄 )處于收上位 時(shí)，電液換向閥 l使高壓油進(jìn)入收上管路，放下管路 b回油管路相通。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(kāi)。另一路高壓油一方面液控單向閥 13 打開(kāi)，使艙門(mén)作動(dòng)筒 12 的回油 略溝通；另一方面油通過(guò)限 流活門(mén) 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(mén) 應(yīng)急轉(zhuǎn)換活門(mén) 電液換向閥 1 和應(yīng)急 排油活門(mén) 2 流入油箱。當(dāng)起落架收好后，協(xié)調(diào)活門(mén) 11 壓通，高壓油進(jìn)入艙門(mén)作動(dòng)筒 lO、 12 的收西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 17 上腔使 艙門(mén)收起。當(dāng)手柄處于放下位置時(shí)，來(lái)油與放下管路接通，收上管路與回油路相通，起落架放下。在系統(tǒng)中還設(shè)有地面聯(lián)鎖開(kāi)關(guān)，當(dāng)飛機(jī)停放時(shí)，聯(lián)鎖開(kāi)關(guān)自動(dòng)斷開(kāi)電液換向閥的電路，此時(shí)即使將手柄置于收起位置，電液換向閥也不會(huì)工作，從而防止了地面誤收起落架。 起落架自動(dòng)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 是由帶下位鎖的后撐桿來(lái)保持的，所以要使前起落架收起，必要條件是下位鎖開(kāi)鎖。而下位鎖開(kāi)鎖有兩種情況：第一種是機(jī)械原因，即放下起落架時(shí)下位鎖處于假上鎖狀態(tài)，在維修和使用過(guò)程中受到某種外力擾動(dòng)而開(kāi)鎖；第二種是液壓原因，即有液壓油進(jìn)入下位鎖開(kāi)鎖作動(dòng)筒，使作動(dòng)筒活塞桿縮進(jìn)導(dǎo)致下位鎖開(kāi)鎖。而外部檢查和事后的收放檢查均未發(fā)現(xiàn)下位鎖有假上鎖的現(xiàn)象。因此前起落架自動(dòng)收起是由液壓方面的原因引起的。而由液壓原因引起下位鎖開(kāi)鎖的因素很多。當(dāng)電液換向閥工作不正常使來(lái)油與收上管路相通，或者聯(lián)鎖開(kāi)關(guān)故障，地面又誤將手柄置于收上 位置，在電液換向閥工作時(shí)，當(dāng)給飛機(jī)供油壓時(shí)，都會(huì)使下位鎖開(kāi)鎖。但這兩種情況會(huì)使前起落架以較快的速度收起而不會(huì)緩慢收起，另外也會(huì)同時(shí)收起主起落架。但這與事故發(fā)生時(shí)的實(shí)際情況不符，因此基本可以排除。 電液換向閥性能不良 起落架電液換向閥用于 起落架收放管路的控制，是一種三位四通電液閥，當(dāng)手柄在中立位置時(shí) (不通電 )， 電液換向閥處于中立位置， 圖 22 電液換向閥中立位置 (斷電 ) 此時(shí)供油路堵死，起落架的收、放管路均與回油路相通，如圖 22所示。由于滑閥與閥套之間都有徑向間隙 6，由 6形成兩個(gè)相同的矩形 節(jié)流縫隙，此縫隙的節(jié)流面積為 A=W8，由于形 6，且通過(guò)此節(jié)流口的流 量很小，雷諾數(shù) m也很小，流動(dòng)狀態(tài)屬于層流，故 通過(guò)此節(jié)流口的流量 Q 為： 西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 18 232WPQ ????? 式中： P? —— 節(jié)流口兩側(cè)壓力差； ? —— 動(dòng)力粘度系數(shù)； W —— 節(jié)流口面積梯度。 則此時(shí)，通過(guò) 2 個(gè)節(jié)流口處的流量為： 2 012()32 sW P P P ??????? 式 中： sP —— 主液壓系統(tǒng)供油壓力； 0P —— 回油管路壓力 。 由上式可知，泄漏量的大小主要由節(jié)流口面積梯 度形和徑向間隙 6確定，當(dāng)間隙 6越大，則泄漏量 越大。而形的大小主要與閥芯的直徑有關(guān)，直徑越大梯度越大； 6 的大小主要與閥口的形狀、制造工藝和 加工質(zhì)量等有關(guān)，當(dāng)設(shè)計(jì)合理、工藝水平和加工質(zhì)量高、滑閥和閥套之間沒(méi)有偏心時(shí)，則 6 就小。如果是 新閥，徑向間隙小，故泄漏量也?。蝗绻桥f閥，由于控制邊被磨損，泄漏面積增大，則泄漏量也增 大。為測(cè)定泄漏量的大小，拆下電液換向閥，堵住通向作動(dòng)筒的兩個(gè)接頭，在供壓接頭處．加液壓 20． 59MPa． 在回油接頭處接上量杯。 3min 后，在回油接頭處 漏油量為 45mL，遠(yuǎn)大于 所規(guī)定的不超過(guò) 20mL 的 要求。電液換向閥泄漏示意圖如圖 23 所示。 圖 23 電液換向閥泄露示意圖 系統(tǒng)不完整，回油路堵死 西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 19 為了提高起落架收放系統(tǒng)的可靠性，在系統(tǒng)設(shè)計(jì) 中采用了余度技術(shù)。即當(dāng)正常收放起落架失效時(shí)，飛行員可以采用冷氣應(yīng)急放下起落架，以保證安全著陸，如圖 1所示。為防止應(yīng)急放起落架時(shí)，大量液壓 油回到密閉增壓油箱 ，使油箱因回油過(guò)多而引起爆破，為此在電液換向閥的回油路上安裝了應(yīng)急排油活門(mén)。應(yīng)急放起落架時(shí)，將收上管路的油液直接排到機(jī)外。平時(shí)，在主液壓系統(tǒng)供壓且電液換向閥不工作時(shí)，電液換向閥泄漏到收放管路中的油液可以通過(guò)應(yīng)急排油活門(mén)直接流入回油管路中，因此不會(huì)引起收放系統(tǒng)的壓力升高；如果回油管路被堵死，不能回油時(shí)，則泄漏油將進(jìn)入收放系統(tǒng) (參看圖 2l、 22)，使系 統(tǒng)壓力升高，當(dāng)壓力升高到一定值時(shí)就會(huì)引起系統(tǒng)故障。據(jù)了解，在發(fā)生本次事故前，應(yīng)急排油活門(mén)因故障拆下修理，用堵頭將回油路堵住，使起落架收放系統(tǒng)不能回油。這樣，電 液換向閥泄漏到收放管路的壓力油就不能釋放掉，收放系統(tǒng)的油壓將逐漸升高。由于前起落架下位鎖的開(kāi)鎖壓力比主起落架的小，因此當(dāng)壓力達(dá)到一定值后，就會(huì)首先使前起落架下位鎖開(kāi)鎖，這樣飛機(jī)在自重的作用下就會(huì)引起前起落架自動(dòng)收起。 故障驗(yàn)證 為了驗(yàn)證上述分析是否正確，在原飛機(jī)上進(jìn)行了 以下試驗(yàn)： (1)給主液壓系統(tǒng)供壓并通電，把手柄放在中 立位置。保持 30min 后，前起落架下位鎖沒(méi)有任何動(dòng) 作。這說(shuō)明在系統(tǒng)完整的情況下，因電液換向閥的滲漏而進(jìn)入收放系統(tǒng)的壓力油可以從應(yīng)急排油活門(mén)處及時(shí)排出系統(tǒng)回油箱。 (2)為模擬事故 當(dāng)時(shí)的系統(tǒng)環(huán)境，將應(yīng)急排油 活門(mén)拆下，并用堵頭堵住回油路。給主液壓系統(tǒng)供壓 5min 后，前起落架下位鎖就開(kāi)始動(dòng)作，到 6min 時(shí)下 位鎖完全開(kāi)鎖。該項(xiàng)試驗(yàn)足以證明從起落架電液換向閥泄漏進(jìn)入起落架收放系統(tǒng)的油液確實(shí)能夠?qū)⑶捌鹇浼芟挛绘i打開(kāi)，說(shuō)明上述分析是完全正確的。 由以上分析和驗(yàn)證可知，本次事故的原因有兩 個(gè)：一是起落架電液換向閥泄漏量超過(guò)規(guī)定；二是起落架收放系統(tǒng)不完整，使系統(tǒng)喪失了對(duì)不良因素的“自我消化”能力。為了有效預(yù)防此類事故的發(fā)生， 建議采取以下措施。 西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院