【正文】 當把收上位置鎖打開后，起落架靠自重及飛行中的氣流放下和上鎖。 15 圖 54 主起落架收放系統(tǒng)液壓原理圖 起落架 收放的工作電路 收放起落架時，應先打開電源電門，起落架信號燈電門和起落架襟翼電磁開關電門，再操縱左儀表板上的起落架收放收放手柄（如圖 55 所示）。手柄有收上，中立，放下三個位置。扳動手柄時，必須首先按壓手柄，使定位銷開鎖；向上扳手柄前還必須扳開限動卡。當起落架收到終點位置時 ，左右主起落架的收上終點電門受到壓動，電源與其接觸點 2 接通，信號盤上左右主起落架的收上信號燈（紅色）燃亮。當起落架離開收上終點位置時，兩個收上終點電門均轉換工作，使兩個收上信號燈熄滅。 飛機準備著陸，放下襟翼后，襟翼放下信號燈控制電門接通了信號燈電路。待飛行員扳動收放手柄，使起落架 l 離開收上位置時，左右主起落架收上終點電門就使聯(lián)鎖繼電器通電工作，斷開繼電器的 1， 2 接觸點，兩個警告燈隨即熄滅。這樣，起飛后收起落架的過程中，電源就不能經(jīng)兩個主起落架放下終點電門的接觸點 1 接通兩個警告燈。因此，兩個警告燈也不會燃亮。 組成 前輪轉彎系統(tǒng)由轉彎手輪、操縱鋼索、腳蹬轉彎機構、轉彎計量活門、轉彎作動筒等附件組成。轉彎襯套通過防扭臂驅動前輪偏轉，使飛機運動方向改變。78176。7176。 機輪和剎車系統(tǒng) 在起飛、著陸、地面滑行時，機輪用來支撐飛機，并使飛機可以靈活運動。 每個起落架有 2 個機輪，都使用無內胎的輪胎。在主起落架機輪的輪轂里面安裝有剎車組件。該右主起落架已使用了 909 個起落。角；法蘭盤內側輪軸斷口截面比較平整垂直 .在殲 8 飛機大修時，在主起落架機輪半軸上連續(xù)發(fā)現(xiàn)裂紋，這些機輪半軸起落次數(shù)約在 1400 個起落左右。 裂紋發(fā)生的部位在機輪半軸法蘭盤外圓根部倒角變截面處，具體在安裝止動螺釘?shù)陌济媾_階背面法蘭盤弟 1 孔附近的變截面處角度 α 的范圍內，見圖 4—1。在出現(xiàn)裂紋的這些機輪半軸上未發(fā)現(xiàn)銹蝕情況。飛機在起飛、著陸、滑行、剎車和轉彎等情況下，所有地面?zhèn)鱽淼妮d荷及飛機著陸接地時產(chǎn)生的撞擊能量均通過機輪半軸傳到活塞桿上。機輪半軸的法蘭盤主要承受飛機剎車時產(chǎn)生的扭矩，裂紋所在處的第 1 螺栓孔在剎車過程中受力較大，并且在 R2 圓角處的應力集中加大了剪 切作用（圖 4—3）； 圖 4—3 另外飛機著陸時機輪著地瞬間，地面載荷分別作用機輪垂直向上的載荷和逆航向載荷，二者的合力在 α 扇形區(qū)內作用給半軸，對其根部形成剪切和彎曲作用。再考慮 R2 圓角多大應力集中因素，其應力水平還將大幅度提高。 20 機輪半軸裂紋檢測及斷口分析 外場機輪半軸斷裂檢查 目視觀察，機輪斷成 3 部分，法蘭盤內側輪軸斷口比較平直，沿法蘭盤 R2 處 有近一周的封閉裂紋。源區(qū)位于輪軸法蘭盤第一安裝孔附近的內側下方 R2 處，源區(qū)局部有擦傷，源區(qū)附近未發(fā)現(xiàn)明顯的冶金缺陷。斷口上疲勞弧線、放射棱線明顯，粗大的放射線指示出疲勞擴展方向，端口上有多條明顯的疲勞弧線。 基于上述觀察結果，初步判斷輪軸斷裂屬于高應力低調疲勞斷裂。在法蘭盤部位沿模鍛件縱向切取試樣進行測評，平均強度值符合設計要求（ 190177。），且偏于上線，見表 4—1。100 2 562 53 1928 3 577 54 2020 4 557 1921 平均值 1940 注：表中 HV 指維氏硬度， 表示測量沖擊壓力為 。 經(jīng)檢測，樣品晶粒度等級為 級，符合技術要求?；瘜W成分檢測結果見表 4— 2，其中碳含量偏于上線。 由此可知，零件材質、尺寸符合設計要求；源區(qū)有磨損，附近未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。 大修廠機輪半軸裂紋檢查 經(jīng)外觀檢查，發(fā)現(xiàn)長約 45mm、最深處約 2mm 的裂紋，為穿透壁厚。斷口上有多條明顯的疲勞弧線，并有較粗大的放射棱線，指向疲勞裂紋的擴展方向。源區(qū)局部有磨損，源區(qū)附近未見冶金缺陷 。裂紋具有臺階狀線源疲勞開裂特征。 在掃描電子顯微鏡下觀察斷口，發(fā)現(xiàn)在源區(qū)附近及擴展區(qū)均存在韌窩帶或局部疲勞條帶等疲勞微觀特征，其他大部分區(qū)域為韌窩結構，斷口上疲勞部分有氧化特征。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。邊緣顯微硬度測試結果表明，零件邊緣脫碳深度符合設計要求。 22 表 4— 3 顯微硬度測試結果 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 化學成分測試結果符合零件材質要求，見表 4— 4。 由此可知，零件材質、尺寸符合設計要求；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。 主起落架機輪半軸疲勞試驗結果 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 20200 多次起落時發(fā)生斷裂，折合使用壽命為 4000 多個起落。從中可以看出，與外場飛機發(fā)現(xiàn)裂紋的部位完全不同。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。而疲勞試驗 所用的假機輪由于剛度較大，不存在變形，側向載荷直接通過輪軸傳走，不會傳到法蘭盤上。 （ 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。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，導致其應力偏高、壽命偏短。而這些實際情況在疲勞試驗中未得到真實模型。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。 （ 3）半軸在法蘭盤根部過渡圓角處存在應力集中，導致該處應力水平提高。 （ 5）半軸、法蘭盤與機輪的材質、幾何尺寸、表面粗糙度等均符合設計要求，未發(fā)現(xiàn)意外損傷。 （ 2） 對半軸結構細節(jié)進行設計改進，提高其抗疲勞開裂能力。 （ 3） 加強對設計改進后機輪半軸的疲勞特征評定。 （ 5） 經(jīng)設計改進后，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。 25 半軸結構細節(jié)設計改進 （ 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，提高半軸結構細節(jié)工藝強化的壽命增益。這些 因素在設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，導致機輪半軸、法蘭盤的工作應力水平過高。 完善細節(jié)抗疲勞設計和強化工藝是提高結構抗疲勞開裂的重要技術途徑 改進細節(jié)設計，可有效地消除剛度突變、降低應力集中程度，進而控制薄弱細節(jié)的工作應力水平，達到延長結構疲勞壽命的目的。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，是為了完善半軸結構細節(jié)工藝強化措施。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， 26 亦即由于模擬不夠真實，可能導致地面疲勞考核試驗的結果不能完全反映飛機的使用情況。 制定合理的檢修周期是確保使用安全的重要措施 如前面所述，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。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。對 飛機的起落架結構進行了系統(tǒng)的闡述，同時也介紹了起落架的組成，起落架的布置形式，起落架的收放形式，起落架的收放工作系統(tǒng)，以及起落架的前輪轉彎機構。只有充分地了解起落架的結構形式和工作系統(tǒng)，才能在日常的起落架維護過程中達到事半功倍的效果。 由于個人的能力有限，文中所提到的若 有不足之處、不當之處或錯誤之處，熱烈歡迎各界朋友提出寶貴意見，并且悉心接受各位的教誨。 1987； 310 [2]．黃樹執(zhí)．殲七飛機構造講義［ M］．空軍工程學院。 1986； 14 [5] ：王細洋 .航空概 論 .航空工業(yè)出版社， 2020. [6] : 姜孝懷 .殲強飛機構造學 .西安航空職工大學出版社， 2020. [7] ：宋曉軍 .飛機附件檢修 .航空工業(yè)出版社 [8] : 程秀全 .航空工程材料 .國防工業(yè)出版社 2020. [9] : 王志謹 .飛機結構設計 .國防工業(yè)出版社 .2020. 29 Aircraft Landing Gear Structure and Failure Analysis Abstract :Landing gear as the aircraft parked on the ground, taxiing, taking off and landing roll when used to support the weight of the aircraft, aircraft ponents absorb impact energy. To meet the takeoff, landing roll, and the need for taxiing, landing gear lowermost fitted with a pneumatic tire wheel. To shorten the landing distance, brake or wheel is equipped with automatic brakes. While the landing gear also has aerodynamics and functionality, so people will design a retractable landing gear, when the aircraft will be flying in the air wing or fuselage landing gear received within to get a good aerodynamic performance,aircraft landing gear down when it is ing. This article focuses on the aircraft39。 Operating system 。 Nose wheel steering。尤其要感謝我的指導老師老師。 當然 ,論文能順利完成離不開指導教師的教誨 ,特別在學期的實習中 ,您一直灌輸我們 “多思考 ,多動手 ”的意識 ,這在我構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教師道一聲 :您辛苦了 。 完成論文期間我并沒有專業(yè)實習的機會 ,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 。 再次的感謝你們，謝謝！