【正文】 同時(shí)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(shí)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(jì)，以及能在以后的工作生活中，不斷的開拓進(jìn)取。在以后的工作中,我會(huì)繼續(xù)秉承您的教誨,以一個(gè)優(yōu)秀員工的行動(dòng)給老師爭光,給航院添彩。歷經(jīng)近三個(gè)月的時(shí)間,我的論文終于圓滿完成,這不僅僅是我完成了老師下達(dá)的任務(wù),更是對我大學(xué)整個(gè)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(jìn)一步的完善,基礎(chǔ)知識還得進(jìn)一步夯實(shí)!知識面的狹窄是我完成這篇論文最突出的一個(gè)問題,在充分認(rèn)清了我的不足后,我更加努力地利用我打工業(yè)余的時(shí)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(dú)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(shí)現(xiàn)了由理論轉(zhuǎn)為實(shí)踐的最終目的。 Retractable form 致謝我畢業(yè)設(shè)計(jì)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。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(jì)定．液壓系統(tǒng)故障診斷與維修技術(shù)．北京：機(jī)械工業(yè)出版社，1990．1113[4]．楊閩楨．飛機(jī)機(jī)體傳動(dòng)與控制［M］．空軍工程學(xué)院。參考文獻(xiàn)[1]．Gunther c 譜載荷對飛機(jī)主結(jié)構(gòu)件中裂紋擴(kuò)展的影響。所以本為就對起落架的結(jié)構(gòu)個(gè)工作系統(tǒng)做出了統(tǒng)一性的概括。起落架作為飛機(jī)起飛和著陸的重要零部件，因此在維護(hù)和檢修方面有很高的技術(shù)要求。結(jié)束語本文主要介紹了飛機(jī)的起落架結(jié)構(gòu)及其系統(tǒng)。這些裂紋明顯對飛機(jī)安全使用構(gòu)成威脅，甚至是巨大隱患。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)測結(jié)構(gòu)壽命的目的。 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，對半軸結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)疲勞特性可能會(huì)產(chǎn)生影響。將機(jī)輪半軸法蘭盤厚度增加1mm、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都是為改進(jìn)細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)所采取的具體措施。如果機(jī)輪半軸應(yīng)力水平過高、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。5 經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn) 設(shè)計(jì)載荷譜、變形預(yù)測與實(shí)際使用情況相符在機(jī)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(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)致法蘭盤變形協(xié)調(diào)而產(chǎn)生附加作用力。（6）加強(qiáng)對原主起落架機(jī)輪半軸的監(jiān)控，保證飛機(jī)的使用安全。（4）對機(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。機(jī)輪進(jìn)行協(xié)調(diào)性更改。 主起落架機(jī)輪半軸結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)改進(jìn) 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。（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。（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(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的應(yīng)力水平提高。 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。（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)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機(jī)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(shí)，使機(jī)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(shí)增加。統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)表明，后續(xù)機(jī)型在外場使用中，超過正常著陸重量的著陸次數(shù)已達(dá)到23％左右。因此，疲勞試驗(yàn)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。因此，在實(shí)際使用中，由于真實(shí)機(jī)輪剛度較小，容易產(chǎn)生變形，會(huì)使側(cè)向載荷的能力較弱。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)椋海?）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。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(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。表4—4 化學(xué)成分分析結(jié)果類別CMnSiCrMoVSPAl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。顯微硬度測試結(jié)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(qiáng)度值偏上線（顯微硬度值換算后與實(shí)際強(qiáng)度值有一定的偏差），符合設(shè)計(jì)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(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。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(nèi)側(cè)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(nèi)側(cè)下方R2處，屬于高應(yīng)力低周疲勞斷裂 。表4—2 化學(xué)成分分析結(jié)果 wt％類別CMnSiCrMoVSPAl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。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(biāo)GB 10561（鋼中非金屬夾雜物顯微評定方法），氧化物夾雜等級為1級，符合技術(shù)要求。表4—1 顯微硬度及換算值序號HRC(換算值)強(qiáng)度值（換算值）/MPa圖樣要求值/MPa15625319281862177。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(kuò)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?yàn)轫g窩形貌。疲勞裂紋從左下方沿法蘭盤圓周方向逆時(shí)針擴(kuò)展了300余度后，分成兩叉，一叉沿法蘭盤外側(cè)輪軸快速擴(kuò)展，另一叉沿法蘭盤內(nèi)側(cè)輪軸快速擴(kuò)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(yīng)力和彎曲正應(yīng)力的共同循環(huán)作用，結(jié)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(huì)產(chǎn)生較大的工作應(yīng)力。應(yīng)力分析結(jié)果表明，殲8機(jī)種主起落架機(jī)輪半軸的應(yīng)力較高圖4—2 機(jī)輪剎車裝置借助9個(gè)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(jī)輪剎車殼體有配合關(guān)系，45176。 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。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(jī)機(jī)輪半軸出現(xiàn)裂紋，其