【正文】 同時還要感謝我的同學們，三年的大學生活，他們幫助我學到了很多，使我懂得了很多道理，同時也打下了良好的基礎，我才能順利的完成這次的畢業(yè)論文設計，以及能在以后的工作生活中，不斷的開拓進取。 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 。 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 ,更是對我大學整個專業(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)了由理論轉為實踐的最終目的 。 Retractable form 30 致謝 我畢業(yè)設計及畢業(yè)論文的完成，得到了很多同學和老師的幫助，因此，我要向他們表示最真摯的感謝。Cam mechanism。s landing gear structure and system. Right landing gear conducted a systematic overview of the position of the landing gear, landing gear arrangement form, form retractable landing gear, landing gear systems, and landing gear wheel steering mechanism for a systematic exposition. And gives structure and landing gear can draw a picture related structures. Key words : Landing gear。 1987； 1011 [3]．史紀定．液壓系統(tǒng)故障診斷與維修技術．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］．空軍工程學院。 28 參考文獻 [1]． Gunther c 譜載荷對飛機主結構件中裂紋擴展的影響。所以本為就對起落架的結構個工作系統(tǒng)做出了統(tǒng)一性的概括。 起落架作為飛機起飛和著陸的重要零部件，因此在維護和檢修方面有很高的技術要求。 27 結束語 本文主要介紹了飛機的起落架結構及其系統(tǒng)。這些裂紋明顯對飛機安全使用構成威脅，甚至是巨大隱患。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，達到驗證或預測結構壽命的目的。 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，由于結構變形協(xié)調，必然產(chǎn)生彼此牽連的附加載荷，對半軸結構細節(jié)疲勞特性可能會產(chǎn)生影響。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)設計所采取的具體措施。如果機輪半軸應力水平過高、細節(jié)設計考慮不夠充分，就容易發(fā)生低周疲勞破壞，即高應力、低循環(huán)疲勞破壞。 5 經(jīng)驗教訓 設計載荷譜、變形預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致法蘭盤變形協(xié)調而產(chǎn)生附加作用力。 （ 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。 （ 4） 對機輪半軸的設計改進方案不應涉及其鍛造模具的更改，以節(jié)省周期和成本。機輪進行協(xié)調性更改。 主起落架機輪半軸結構設計改進 半軸結構設 計改進原則 （ 1） 基于成本和周期考慮，結構設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計更改。 （ 4）疲勞壽命實驗中機輪半軸的考核結果未能真實模擬實際使用情況。 （ 2）在實際使用中，因機輪和半軸會出現(xiàn)彈性變形，導致法蘭盤上產(chǎn)生側向載荷； 23％的超過正常著陸重量著陸的起落次數(shù)會進一步增大側向載荷作用，同時使半軸根部和法蘭盤的應力水平提高。 主起落架機輪半軸失效分析結論 （ 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相同，均屬于高應力低周疲勞斷裂。 （ 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，使其應力水平進一步提高；同時，使機輪和半軸產(chǎn) 24 生變形的趨勢增大，對法蘭盤的側向作用載荷加大，使其應力水平同時增加。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。因此，疲勞試驗中法蘭盤的應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。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，會使側向載荷的能力較弱。 23 圖 116 試驗結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模擬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。斷裂位置是根部銷釘孔處，如圖 11—6 所 示。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側下方 R2 處，屬于高應力低周疲勞斷裂，同外場斷裂件檢查結果。 表 4— 4 化學成分分析結果 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計要求。顯微硬度測試結果見表 4— 3。 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），符合設計要求。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。裂紋處未見劃傷、碰傷以及明顯的加工痕跡。 經(jīng)低倍檢查，裂紋位于零件法蘭盤內側輪軸 前端第一安裝孔 R2 尺寸根部，沿法蘭盤內側輪軸 R2 處延伸。疲勞源特征為線性多源，源區(qū)位于輪軸法蘭盤第一安裝孔附近的內側下方 R2 處。斷口比較平直，有氧化特征，為多源疲勞斷口形貌。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側下方 R2 處，屬于高應力低周疲勞斷裂 。 21 表 4— 2 化學成分分析結果 wt％ 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計要求。 用 4％的硝酸酒精溶液侵蝕樣品，在 400 倍顯微鏡下觀察組織，金相組織為正常的淬火、回火組織。 對照國標 GB 10561（鋼中非金屬夾雜物顯微評定方法），檢測樣品的硫化物等級為 級，氧化物夾雜等級為 1 級，夾雜物總和為 級，符合技術要求。 表 4—1 顯微硬度及換算值 序號 HRC(換算值 ) 強度值（換算值） /MPa 圖樣要求值/MPa 1 562 53 1928 1862177。10Kgf／㎜ 178。 輪軸由 GC4 鋼模鍛制造加工。 在掃描電鏡下觀察，在源區(qū)附近和擴展區(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)域為韌 窩形貌。疲勞裂紋從左下方沿法蘭盤圓周方向逆時針擴展了 300 余度后，分成兩叉，一叉沿法蘭盤外側輪軸快速擴展，另一叉沿法蘭盤內側輪軸快速擴展。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） 。正是作用在 R2 圓角處的剪應力和彎曲正應力的共同循環(huán)作用，結果在該處產(chǎn)生疲勞裂紋。 上述 3 種載荷傳至半軸根部，必然會產(chǎn)生較大的工作應力。應力分析結果表明，殲 8 機種主起落架機輪半軸的應力較高 19 圖 4—2 機輪剎車裝置借助 9 個螺栓將剎車殼體安裝在輪軸的法蘭盤上，法蘭盤 R2 圓角處與機輪剎車殼體有配合關系，剎車殼體該處倒角尺寸為 45176。 主起落架機輪半軸失效分析 機輪半軸在起落架上的安裝及其結構如圖 4—2 所示。 圖 4—1 裂紋方向均沿著變截面的交界線，裂紋長度最短的為 3mm，最長的為 80mm。在普查中陸續(xù)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 起落以上，近 20％ 在 1000—1300 起落之間，近 19％ 在 1000 起落以下。機輪半軸從法蘭盤內外兩側斷為 3 截，法蘭盤外側輪軸斷開不規(guī)則，呈 45176。 4 殲 8 飛機主起落架機輪半軸裂紋故障分析 主起落架機輪半軸故障概況 殲 8 后續(xù)機型某架飛機在夜航第二個起落著陸過程中，當距跑道端頭 550m 時，右側主機輪及剎車組件脫離飛機，右主起落架機輪半軸折斷、支柱著地，活塞桿連 18 接機輪半軸耳片處和機輪半軸下表面磨損約 15mm，飛機其他部位無損傷。輪轂通過錐形滾棒軸承安裝于減震支柱內筒下部的輪軸上。剎車系統(tǒng)用來止動飛機。當飛機前輪離地 10S 后，腳蹬轉彎機構切出。 當飛機接地后，腳蹬轉彎機構切入，把腳蹬機構和前輪轉彎機構聯(lián)系起來，當?shù)拍_蹬時，前輪也會偏轉，最大偏轉量為 177。前輪的最大偏轉量為 177。 工作 原理 位于駕駛艙的轉彎手輪被轉動時，通過操縱鋼索操縱轉彎計量活門，活門控制液壓進入轉彎作動筒，驅 動轉彎襯套轉動。 圖 55 主起落架收放工作電路 圖 17 前輪轉彎系統(tǒng) 功用 飛機在地面滑行時，前輪轉彎系統(tǒng)可以控制飛機的運動方向。而在起落架完 全收起后，雖然左主起落架收上終點電門的接觸點 1 斷開了電源，但聯(lián)鎖繼電器仍有 5， 6 接觸點保持通電工作，使其 1， 2 接觸點處于斷開狀態(tài)。 起飛前，襟翼和起落架均在放下位置，聯(lián)鎖繼電器通電工作， 5， 6 接觸點接通，1， 2 接觸點斷開。如果起落架尚在收上位置，則電源與左右主起落架放 下終點電門的接觸點 1 接通，經(jīng)過聯(lián)鎖繼電器的 1， 2 接觸點以及襟翼放下信號燈控制電門，使起落架信號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。當起落架放到終點位置時，左右主起落架放下終點電門受到壓動，電源與終點電門的接觸點 2 接觸，信號盤上左右主起落架放下信號燈（綠色）燃亮。 向下扳收放手柄，雙向電門接通電磁開關的另一個線圈，液壓將來兩