【文章內(nèi)容簡介】 23％左右。由于主要在著陸滑跑過程中使用剎車，隨著超過正常著陸重量著陸次數(shù)的增多，飛機使用剎車也比過去嚴(yán)重，因此對于機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。 （ 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 飛機超正常著陸時，地面的垂直沖擊載荷和摩擦載荷的合力通過機輪傳給半軸，對半軸根部產(chǎn)生彎曲和剪切作用，使其應(yīng)力水平進(jìn)一步提高；同時，使機輪和半軸產(chǎn)生變形的趨勢增大，對法蘭盤的側(cè)向作用載荷加大，使其應(yīng)力水平同時增加。而這些實際情況在疲勞試驗中未得到真實模型。 外場飛機使用特點分析 對外場 4 家單位的飛機起飛著陸情況進(jìn)行調(diào)查發(fā)現(xiàn)，超過最大著陸重量的著陸情況沒有發(fā)生過，而超過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)起落中還要求機身掛副油箱。機翼中掛點掛 1枚或者 2枚導(dǎo)彈等因素，保守估計，超過正常著陸的起落次數(shù)將會達(dá)到 23％左右。 而通常要求飛機超過正常著陸重量著陸的起落次數(shù)不應(yīng)超過 10％。 西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 畢業(yè)設(shè)計論文 13 主起落架機輪半軸失效分析結(jié)論 （ 1）本文 b中所述的機輪半軸斷裂個案與外場普查所發(fā)現(xiàn)的機輪半軸裂紋性質(zhì)相同，均屬于高應(yīng)力低周疲勞斷裂。裂紋是在使用過程中產(chǎn)生的，其萌發(fā)和擴展經(jīng)歷一段循環(huán)周期。 （ 2）在實際使用中，因機輪和半軸會出現(xiàn)彈性變形，導(dǎo)致法蘭盤上產(chǎn)生側(cè)向載荷； 23％的超過正常著陸重量著陸的起落次數(shù)會進(jìn)一步增大側(cè)向載荷作用，同時使半軸根部和法蘭盤的應(yīng)力水平 提高。 （ 3）半軸在法蘭盤根部過渡圓角處存在應(yīng)力集中，導(dǎo)致該處應(yīng)力水平提高。 （ 4）疲勞壽命實驗中機輪半軸的考核結(jié)果未能真實模擬實際使用情況。 （ 5）半軸、法蘭盤與機輪的材質(zhì)、幾何尺寸、表面粗糙度等均符合設(shè)計要求，未發(fā)現(xiàn)意外損傷。 半軸結(jié)構(gòu)設(shè)計改進(jìn)原則 （ 1） 基于成本和周期考慮，結(jié)構(gòu)設(shè)計改進(jìn)僅局部于機輪半軸和機輪，而不涉及更多零件組件的設(shè)計更改。 對半軸結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)進(jìn)行設(shè)計改進(jìn)，提高其抗疲勞開裂能力。機輪進(jìn)行協(xié)調(diào)性更改。 （ 2） 加強對設(shè)計改進(jìn)后機輪半軸的疲勞特征評定 。 （ 3） 對機輪半軸的設(shè)計改進(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)計改進(jìn)后，新的機輪半軸能夠在外場條件下方便更換，以盡快滿足外場部隊的需要。 （ 5） 加強對原主起落架機輪半軸的監(jiān)控，保證飛機的使用安全。 半軸結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)設(shè)計改進(jìn) （ 1）將機輪半軸法蘭盤厚度增加 1mm，根部圓角半徑增加 ； （ 2）將連接機輪半軸法蘭盤和機輪剎車殼體的螺栓長度增加 1mm； （ 3）將機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)計論文 14 經(jīng)驗教訓(xùn) 設(shè)計載荷譜、變形預(yù)測與實際使用情況相符 在機輪半軸故障整治過程中，通過深入分析發(fā)現(xiàn)，載荷譜中未計及 23％超常著陸載荷、著陸瞬間由機輪傳給半軸的沖擊載荷和摩擦載荷的影響；在外力作用下，機輪和半軸的彈性變形導(dǎo)致法蘭盤變形協(xié)調(diào)而產(chǎn)生附加作用力。這些因素在設(shè)計載荷譜中均未考慮，與飛機主起落架的實際使用情況不符，導(dǎo)致機輪半軸、法蘭盤的工作應(yīng)力水平過高。如果機輪半軸應(yīng)力水平過高、細(xì)節(jié)設(shè)計考慮不夠充分，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)計和強化工藝是提高結(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，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。將機輪半軸法蘭盤厚度增加 1mm、根部圓角半徑增加 、機輪剎車殼體與半軸法蘭盤配合部位的倒角寬度增加 2mm 都是為改進(jìn)細(xì)節(jié)設(shè)計所采取的具體措施。合理的工藝強化措施可有效地獲取疲勞壽命增益，對機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)工藝強化措施。 地面疲勞試驗驗證剛度模擬要真實 在主起落架疲勞試驗中，機輪剛 度模擬與飛機實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，對半軸結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)疲勞特性可能會產(chǎn)生影響。因此，地面疲勞試驗所暴露的疲勞開裂部位、周期、形態(tài)等與真實情況可能存在差異，亦即由于模擬不夠真實，可能導(dǎo)致地面疲勞考核試驗的結(jié)果不能完全反映飛機的使用情況。因此，地面疲勞試驗驗證模擬要盡量真實，這樣才能有效暴露疲勞薄弱部位，達(dá)到驗證或預(yù)測結(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 個起落時右主起落架半軸首次發(fā)生斷裂事故；大修時發(fā)現(xiàn)機輪半軸 上裂紋的起落次數(shù)約在 1400個起落左右；普查中發(fā)現(xiàn)，約有 23％的飛機機輪半軸出現(xiàn)裂紋，其中近 61％起落次數(shù)在 1300 個起落以上，近 20％在西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 畢業(yè)設(shè)計論文 15 1000— 1300 個起落之間，近 19％在 1000 個起落以下。這些裂紋明顯對飛機安全使用構(gòu)成威脅，甚至是巨大隱患。只有制定并執(zhí)行安全檢查，及時發(fā)現(xiàn)并排除半軸裂紋，才能保證飛機的使用安全。 西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 畢業(yè)設(shè)計論文 16 2 殲七飛機起落架收放系統(tǒng)典型故障分析 究 起落架收放系統(tǒng)是飛機的重要組成部分，此系 統(tǒng)的工作性能直接影響到飛機的安全性和機動性． 改 進(jìn)設(shè) 計 飛機起落架收放系統(tǒng)主要用于控制起落架的收上與放下，控制主起落架艙門和前起落架艙門的打開與關(guān)閉，是飛機一個重要的系統(tǒng)，其能否正常工作將直接影響飛行安全。因此對該系統(tǒng)的維護(hù)和對所出現(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。某單位在對某新型飛機做出廠試飛準(zhǔn)備時，當(dāng)機組人員接上地面壓力源和電源進(jìn)行該機的停機剎車壓力調(diào)整時，在供壓13min 后，前起落架開始緩慢收起，飛機機頭失去支撐最終導(dǎo)致機頭接地，造成雷達(dá)罩 和前機身 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。本文將對前起落架自動收起的故障進(jìn) 行分析研究，并在此基礎(chǔ)上針對性地提出預(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，起落架收放手柄 (下簡稱手柄 )處于收上位 時，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，下位鎖作動筒的活塞桿縮進(jìn)，下位鎖打開。另一路高壓油一方面液控單向閥 13 打開，使艙門作動筒 12 的回油 略溝通；另一方面油通過限 流活門 9進(jìn)入收放作動筒 ，使活塞桿伸出，起落架收起，作動筒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。當(dāng)起落架收好后，協(xié)調(diào)活門 11 壓通，高壓油進(jìn)入艙門作動筒 lO、 12 的收西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 畢業(yè)設(shè)計論文 17 上腔使 艙門收起。當(dāng)手柄處于放下位置時，來油與放下管路接通，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)鎖開關(guān)，當(dāng)飛機停放時，聯(lián)鎖開關(guān)自動斷開電液換向閥的電路，此時即使將手柄置于收起位置，電液換向閥也不會工作，從而防止了地面誤收起落架。 起落架自動收起原因分析 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保持的，所以要使前起落架收起，必要條件是下位鎖開鎖。而下位鎖開鎖有兩種情況：第一種是機械原因，即放下起落架時下位鎖處于假上鎖狀態(tài)，在維修和使用過程中受到某種外力擾動而開鎖；第二種是液壓原因，即有液壓油進(jìn)入下位鎖開鎖作動筒，使作動筒活塞桿縮進(jìn)導(dǎo)致下位鎖開鎖。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鎖的因素很多。當(dāng)電液換向閥工作不正常使來油與收上管路相通，或者聯(lián)鎖開關(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，當(dāng)給飛機供油壓時，都會使下位鎖開鎖。但這兩種情況會使前起落架以較快的速度收起而不會緩慢收起，另外也會同時收起主起落架。但這與事故發(fā)生時的實際情況不符，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 (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，且通過此節(jié)流口的流 量很小，雷諾數(shù) m也很小，流動狀態(tài)屬于層流，故 通過此節(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)計論文 18 232WPQ ????? 式中： P? —— 節(jié)流口兩側(cè)壓力差； ? —— 動力粘度系數(shù)； W —— 節(jié)流口面積梯度。 則此時，通過 2 個節(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)計合理、工藝水平和加工質(zhì)量高、滑閥和閥套之間沒有偏心時，則 6 就小。如果是 新閥，徑向間隙小，故泄漏量也??；如果是舊閥，由于控制邊被磨損，泄漏面積增大，則泄漏量也增 大。為測定泄漏量的大小，拆下電液換向閥，堵住通向作動筒的兩個接頭，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 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 中采用了余度技術(shù)。即當(dāng)正常收放起落架失效時，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，大量液壓 油回到密閉增壓油箱 ，使油箱因回油過多而引起爆破，為此在電液換向閥的回油路上安裝了應(yīng)急排油活門。應(yīng)急放起落架時，將收上管路的油液直接排到機外。平時，在主液壓系統(tǒng)供壓且電液換向閥不工作時，電液換向閥泄漏到收放管路中的油液可以通過應(yīng)急排油活門直接流入回油管路中，因此不會引起收放系統(tǒng)的壓力升高；如果回油管路被堵死，不能回油時，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就會引起系統(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，就會首先使前起落架下位鎖開鎖，這樣飛機在自重的作用下就會引起前起落架自動收起。 故障驗證 為了驗證上述分析是否正確，在原飛機上進(jìn)行了 以下試驗： (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，前起落架下位鎖沒有任何動 作。這說明在系統(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)急排油活門處及時排出系統(tǒng)回油箱。 (2)為模擬事故 當(dāng)時的系統(tǒng)環(huán)境，將應(yīng)急排油 活門拆下，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始動作，到 6min 時下 位鎖完全開鎖。該項試驗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)的油液確實能夠?qū)⑶捌鹇浼芟挛绘i打開，說明上述分析是完全正確的。 由以上分析和驗證可知，本次事故的原因有兩 個：一是起落架電液換向閥泄漏量超過規(guī)定；二是起落架收放系統(tǒng)不完整，使系統(tǒng)喪失了對不良因素的“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