【導(dǎo)讀】簡單地說，起落架有一點象汽車的車輪，但比汽車的車輪復(fù)雜的多，而且強。度也大的多，它能夠消耗和吸收飛機在著陸時的撞擊能量。概括起來，起落架的主要。行時，起落架仍然暴露在機身之外。架就嚴重影響了飛機的氣動性能，阻礙了飛行速度的進一步提高。得良好的氣動性能，飛機著陸時再將起落架放下來。之處是由于起落架增加了復(fù)雜的收放系統(tǒng)，使得飛機的總重增加。的，只有一小部分超輕型飛機仍然采用固定形式的起落架。起落架向前收入前機身，而某些重型運輸機的前起落架是側(cè)向收起的。上和放下位置，以防止起落架在飛行中自動放下和受到撞擊時自動收起。主起落架上裝有剎車裝置，可用來縮短飛機著陸。行和停放時，機身地板基本處于水平位置，便于旅客登機和貨物裝卸。性，側(cè)風(fēng)著陸時較安全。立，后三點式起落架不允許強烈制動，因而使著陸后的滑跑距離有所增加。則跳躍高度可能很高，飛機從該高度下落，就有可能使飛機損壞。機仍然采用后三點式起落架。

　　

【正文】 觀察組織，基體金相組織為正常的淬火、回火組織。裂紋較平直 ，開口度約為 5um，從裂紋形貌上看具有疲勞開裂的特征。 在法蘭盤部位沿模鍛件縱向切取試樣測試，平均強度值偏上線（顯微硬度值換算后與實際強度值有一定的偏差），符合設(shè)計要求。邊緣顯微硬度測試結(jié)果表明，零件邊緣脫碳深度符合設(shè)計要求。顯微硬度測試結(jié)果見表 11— 4. 表 11— 4 顯微硬度測試結(jié)果 項目 距邊緣 25um（ ） 距邊緣 50um（ ） 距邊緣 75um（ ） 中心（ ） 1 496 540 556 569 2 499 543 553 566 3 497 542 557 571 4 495 543 552 568 5 493 541 554 570 平均值 496 化學(xué)成分測試結(jié)果符合零件材質(zhì)要求，見表 11— 5。 表 11— 5 化學(xué)成分分析結(jié)果 類別 C Mn Si Cr Mo V S P Al 測量值 標 準值（ YB1209— 1983） ~ ~ ~ ~ ~ ~ ≤ ≤ ≤ 經(jīng)檢測，法蘭盤腹板與機輪表面粗糙度、安裝孔直徑、法蘭盤厚度、過渡圓角等均符合設(shè)計要求。 由此可知，零件材質(zhì)、尺寸符合設(shè)計要求；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。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，同外場斷裂件檢查結(jié)果。 3. 主起落架機輪半軸疲勞試驗結(jié)果 1. 機輪半軸疲勞試驗破壞部位 殲 8 后續(xù)機型主起落架疲勞試驗時，機輪半軸在 20210 多次起落時發(fā)生斷裂，折合使用壽命為 4000 多個起落。斷裂位置是根部銷釘孔處，如圖 11— 6 所示。從中可以看出，與外場飛機發(fā)現(xiàn)裂紋的部位完全不同。陜西航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 機電工程系 2021 屆畢業(yè)設(shè)計（論文） 21 圖 116 2. 試驗結(jié)果與使用情況差異分析 機輪半軸在疲勞試驗和外場使用中所暴露的破壞部位、壽命存在較大差別，主要因為： （ 1）機輪半軸在疲勞試驗?zāi)M與飛機真實機輪的剛度存在差別 疲勞試驗用假機 輪與真實機輪不同。前者采用鋼材料制造，由焊接拼合制成，其剛度較大；而后者使用鍛鋁、鋼等多種材料制成，輪轂上套裝輪胎，其剛度比疲勞試驗所用的假機輪剛度小的多。因此，在實際使用中，由于真實機輪剛度較小，容易產(chǎn)生變形，會使側(cè)向載荷的能力較弱。而疲勞試驗所用的假機輪由于剛度較大，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。因此，疲勞試驗中法蘭盤的應(yīng)力水平低于外場使用情況，這是出現(xiàn)二者壽命差異的因素之一。 （ 2）外場剎車載荷譜偏重 雖然疲勞試驗采用的是實測過載譜，但由于使用情況的不斷變化，實測的剎車譜已經(jīng)不能反映出所有外場飛機使用剎車的實際情況。統(tǒng)計數(shù)據(jù)表明，后續(xù)機型在外場使用中，超過正常著陸重量的著陸次數(shù)已達到 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重，因此對于機輪半軸法蘭盤使用也比過去嚴重，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。 對外場 4 家單位的飛機起飛著陸情況進行調(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％。 陜西航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 機電工程系 2021 屆畢業(yè)設(shè)計（論文） 22 4. 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。 （ 1） 基于成本和周期考慮，結(jié)構(gòu)設(shè)計改進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。 （ 2） 對半軸結(jié)構(gòu)細節(jié)進行設(shè)計改進，提高其抗疲勞開裂能力。機輪進行協(xié)調(diào)性更改。 （ 3） 加強對設(shè)計改進后機輪半軸的疲勞特征評定。 （ 4） 對機輪半軸的設(shè)計改進方案不應(yīng)涉及其鍛造模具的更改，以節(jié)省周期和成本。 （ 5） 經(jīng)設(shè)計改進后，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。 （ 6） 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。 構(gòu)細節(jié)設(shè)計改進 （ 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)進行優(yōu)化選取，提高半軸結(jié)構(gòu)細節(jié)工藝強化的壽命增益。 5 .經(jīng)驗教訓(xùn) 1. 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陜西航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 機電工程系 2021 屆畢業(yè)設(shè)計（論文） 23 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。 改進細節(jié)設(shè)計，可有效地消除剛度突變、降低應(yīng)力集中程度，進而控制薄弱細節(jié)的工作應(yīng)力水平，達到延長結(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 都是為改進細節(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)、噴丸部位進行優(yōu)化選取，是為了完善半軸結(jié)構(gòu)細節(jié)工藝強化措施。 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，達到驗證或預(yù)測結(jié)構(gòu)壽命的目的。 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 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。陜西航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 機電工程系 2021 屆畢業(yè)設(shè)計（論文） 24 結(jié)束語 經(jīng)過三個月時間我順利的完成了我的畢業(yè)設(shè)計，這三個月對我來說很重要。讓我受益匪淺，不僅鍛煉了良好的邏輯思維能力，而且培養(yǎng)了我棄而不舍的求學(xué)精神和嚴謹作風(fēng)?；仡櫞舜萎厴I(yè)設(shè)計，是大學(xué)三年所學(xué)知識很好的總結(jié) 此次到處尋找文件不僅重溫了過去所學(xué)知識，而且學(xué)到了很多新的內(nèi)容。相信這次畢業(yè)設(shè)計對我今后的工作會有一定的幫助。所以我用心的把它完成。在設(shè)計中體味艱辛，在艱辛中體味快樂。 陜西航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 機電工程系 2021 屆畢業(yè)設(shè)計（論文） 25 謝辭 我畢業(yè)設(shè)計及畢業(yè)論文的完成，得到了很多同學(xué)和老師的幫助，因此，我要向他們表示最真摯的感謝。尤其要感謝我的指導(dǎo)老師老師。 歷經(jīng)近三個月的時間 ,我的論文終于圓滿完成 ,這不僅僅是我完成了老師下達的任務(wù) ,更是對我大學(xué)整個專業(yè)知識的一次升華 !在寫論文的過程中 ,我深深感覺到我的專業(yè)知識還待進一步的完善 ,基礎(chǔ)知識還得進一步夯實 !知識面的狹窄是我完成這篇論文最突出的一個問題 ,在充分認清了我的不足后 ,我更加努力地利用我打工業(yè)余的時間來搜集大量的專業(yè)資料 ,并盡量吸收其中的 精華 ,最終通過自己的獨立思考將之轉(zhuǎn)變?yōu)樽约旱臇|西 ,并在一定程度上提出了自己的一些見解 ,較成功的實現(xiàn)了由理論轉(zhuǎn)為實踐的最終目的 ! 當然 ,論文能順利完成離不開指導(dǎo)教師的教誨 ,特別在學(xué)期的實習(xí)中 ,您一直灌輸我們 “ 多思考 ,多動手 ” 的意識 ,這在我構(gòu)思論文時去積極的獨立思考并解決一些實際的問題起到了很好的啟蒙作用 !在此向您及所有的指導(dǎo)教師道一聲 :您辛苦了 !在以后的工作中 ,我會繼續(xù)秉承您的教誨 ,以一個優(yōu)秀員工的行動給老師爭光 ,給航院添彩 ! 完成論文期間我并沒有專業(yè)實習(xí)的機會 ,雖然我很努力地去寫好我的論文 ,但由于自己的知識 面的狹窄及實習(xí)經(jīng)驗的匱乏 ,這篇論文難免會有一些漏洞或不足 ,懇請您的諒解 ! 謝謝您 ,! 同時還要感謝我的同學(xué)們，三年的大學(xué)生活，他們幫助我學(xué)到了很多，使我懂得了很多道理，同時也打下了良好的基礎(chǔ)，我才能順利的完成這次的畢業(yè)論文設(shè)計，以及能在以后的工作生活中，不斷的開拓進取。 再次的感謝你們，謝謝！ 陜西航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 機電工程系 2021 屆畢業(yè)設(shè)計（論文） 26 參考文獻 1． Gunther c 譜載荷對飛機主結(jié)構(gòu)件中裂紋擴展的影響。 1987；310 2． 黃樹執(zhí)．殲七飛機構(gòu)造講義 ［ M］ ．空軍工程學(xué)院 。 1987； 1011 3． 史紀定．液壓系統(tǒng)故障診斷與維修技術(shù)．北京：機械工業(yè)出版社， 1990． 1113 4． 楊閩楨．飛機 機 體傳動與控制 ［ M］ ．空軍工程學(xué)院。 1986； 14