飞机起落架收放作动筒的常见故障及其排除
飞机起落架收放作动筒的常见故障及其排除
【摘要】
起落架是飞机的重要部件，在起落架的结构中作动筒起到至关重要的作用。在现代飞机起落架系统的各个工作部件中，收放机构在使用中发生失效的概率较高，为此，本文通过某飞机起落架收放作动筒的实际故障分析，来对收放作动筒的常见故障及其排除进行分析说明。
关键词：飞机起落架收放作动筒故障收放作动筒故障排除
目录
1作动筒的功用及特点 (2)
1.1作动筒的功用 (2)
1.2作动筒的特点 (2)
2收放作动筒的几个典型故障分析 (3)
2.1收放作动筒耳环螺栓断裂故障分析 (3)
2.1.1 断口理化分析及故障件检查 (3)
2.1.2 耳环螺栓强度校核 (4)
2.1.3 特殊情况受力分析 (5)
2.1.4 结论 (6)
2.2飞机起落架收放作动筒断裂分析 (6)
2.2.1试验过程与分析 (6)
2.2.2分析 (9)
2.2.3结论 (9)
2.3飞机起落架作动筒密封圈失效分析 (10)
2.3.1试验过程与结果 (10)
2.3.2分析与讨论 (11)
2.3.3结论 (13)
3 作动筒的修理（以带锁作动筒为例） (14)
3.1作动筒常遇故障及原因分析 (14)
3.2作动筒的分解 (14)
3.3作动筒检查和修理 (15)
3.4作动筒装配 (16)
3.5作动筒试验 (16)
4作动筒其它常见故障排除方法 (19)
结束语 (21)
谢辞 (22)
文献 (23)
1作动筒的功用及特点
1.1 作动筒的功用
作动筒是将输入的液压能转变为机械能的能量转换装置，是液压系统的执行元件，对外作功和转换能量。在起落架收放中，它通过液压油的液压能转化为机械能使起落架灵活收放。图1为某飞机的作动筒示意图。
图1 某飞机作动筒连接示意图
1.2 作动筒的特点
（1）作动筒可以很方便地获得直线往复运动，或具有某种规律地往复摆动。
（2）可以很方便地获得很大的推力，克服外部负载。
（3）结构简单，工作可靠。与其他元件配合可以方便地获得各种速度。
（4）由于橡胶密封元件的出现，改善了作动筒的加工工艺，使其易制造，提高了劳动生产效率。
2收放作动筒的几个典型故障分析
收放作动筒的主要故障有收放作动筒耳环螺栓断裂﹑收放作动筒的断裂﹑收放作动筒密封圈失效﹑爬行﹑冲击﹑外泄漏等。现在就某飞机收放作动筒耳环螺栓的断裂﹑收放作动筒的断裂及收放作动筒密封圈失效来进行分析。
2.1收放作动筒耳环螺栓断裂故障分析
2.1.1 断口理化分析及故障件检查
（1）断口理化分析
如果收放作动筒耳环螺栓发生断裂，一般情况下需要对耳环螺栓故障件进行硬度检查、化学成分分析、金相组织检查。以此来证明断口不是由于材料本身的问题所造成。某飞机收放作动筒的耳环螺栓发生断裂后，从分析结果来看，就说明该耳环螺栓故障件不是由材料及零件设计原因造成。
其次，对其宏观和微观断口进行综合分析。某飞机收放作动筒的耳环螺栓断口起始于耳环第七个螺纹处，起始处明显存在疲劳条带，且疲劳裂纹起始于螺纹根部和止动槽的相交点，长度为螺纹的四分之一圆周，既裂纹长度为9.7
πmm，深度为0.2mm。检查其宏观变形特征，发现耳环螺栓?
10=
/
4
103
.
存在明显的塑性变形，说明耳环螺栓是在很大的弯曲载荷作用下，由于弯曲应力超过材料的强度而发生断裂。
（2）收放作动筒故障的试验验证分析
对发生耳环螺栓断裂的收放作动筒进行了必要的检查和力学试验，结果如下：
①收放作动筒外观无碰伤，活塞杆前端螺母未冲点保险（出厂状态均冲点保险，未冲点保险属使用方拆动）；
②按技术要求用1942N压力检查上锁的牢固性，均能满足要求，分解前端螺母，将套筒从外筒内移出，作动筒在全伸展状态下，上锁情况良好；
③将作动筒进行分解，分解过程中无卡滞现象，所有的零件外观均无擦伤，外筒内腔完好；
④对作动筒重新装配复原，换上外场普查裂纹较严重的耳环螺栓，作动筒全伸展上锁后，在压力机上方施加轴向载荷，当加载到5.4吨载荷时，耳
环螺栓断裂，断口形状与故障件类似，耳环螺栓有永久塑性变形。
该试验验证分析说明了前边的分析是正确的。
2.1.2 耳环螺栓强度校核
（1）静强度分析
如图2为某型飞机起落架的耳环螺栓，其液压系统压力为21a MP ，收上
状态作动筒的活塞面积为790mm 2放下状态作动筒的活塞面积为1017.88mm 2，故收放作动筒在液压压力作用下能发出的使用载荷为：
图2 耳环螺栓结构图
收上状态 21790.916609shou P N =?=
放下状态 211017.8821375fang P N =?=
静强度校核安全系数f 取1.5
a)螺栓本体强度校核
拉应力 a shou
MP P 6.294188
.55.12=?=πσ 压应力 a fang MP P 2.379188.55.12=?=
πσ b)螺纹强度校核
螺纹剪切 a MP 250375.105.4875.021375
5.1=????=πτ
弯曲 a wq MP 5575.13375.10375.25.155.2=?????=
πσ 挤压 a jy MP 3065.13375.10213755.14.1=?????=πσ
c)耳孔强度校核
挤压 a jy MP 44598213755.1=??=
σ
边距剪切 a jq MP 198103.6216609213755.1=???=σ 耳环螺栓的材料为30CrMnSiA ,a b MP 1175=σ,从上边的计算可以看出，
各个应力的计算结果不大，其合成应力远小于极限强度，故强度可满足要求。
2.1.3 特殊情况受力分析
计算表明：在正常使用情况下，耳环螺栓是不会发生断裂的。通过分析，下面特殊情况下有可能引起耳环螺栓断裂。
叉形螺栓转动产生摩擦力，从而对耳环螺栓产生附加弯矩。叉形螺栓转动为滑动摩擦。钢与钢的滑动摩擦系数：正常润滑为0.04，轻微润滑为0.09，干燥表面为0.18至0.5。
收放作动筒载荷取放下状态使用载荷P=21375N,叉形螺栓转动光杆部分直径为20m m 。
'cos1021375cos1021050p P N ??===
'''2
47.5503P p ?=??
''29996P N =
叉形螺栓转动摩擦引起的力矩为
''
20M p μ=?? 传至耳环螺栓分解成弯矩和扭矩：
cos10W M M ?=
sin 10m M M ?=
可以计算出耳环螺栓螺纹处截面系数为4
375mm J = 3/5.18872.3w W J m m ==
3144n W m m = 225.18823 1.6974.4F mm π=?-??=
则耳环螺栓螺纹处截面应力水平为
w
w
M P W F σ=- n
n M W τ=
he σ=根据上述公式，可以求得当摩擦系数μ取干燥表面最小值0.18时，
1205he a M P σ=；当摩擦系数μ取正常润滑值0.04时，63.6h e a M P σ=；当摩擦
系数μ取轻微润滑值0.09时，462he a M P σ=。
从三种摩擦系数的应力计算可看出：当叉形螺栓为正常润滑、转动灵活情况时，叉形螺栓转动摩擦力对耳环螺栓产生的应力为63.6a M P ，远低于材
料强度极限1175b a M P σ=；当叉形螺栓转动为轻微润滑时，耳环螺栓应力为
462a M P ，没有超过材料b σ值，但由于应力水平很高，会在应力集中严重的
螺纹根部产生疲劳裂纹；当叉形螺栓转动面缺少润滑油（干燥表面）、转动不灵活，即使摩擦系数取最低值0.18（最高值为0.5），耳环螺栓的应力为1205a M P ，超过材料b σ值1175a M P ，耳环螺栓断裂。
2.1.4 结论
通过以上分析，证明了该飞机收放作动筒的耳环螺栓从设计上来看，是没有问题的，造成耳环螺栓弯曲断裂的主要原因是：当叉形螺栓转动面润滑不好，转动不灵活时，在收放作动筒处于放下状态时，耳环螺栓承受附加弯矩，产生很大的应力导致破坏。
2.2飞机起落架收放作动筒断裂分析
2.2.1试验过程与分析
（1）断口分析
①宏观观察
作动筒的直径约为57mm ，壁厚约为5.0mm 。端口垂直于作动筒轴线，无明显变形。断口有一棕褐色弧形断裂区，这弧形断裂区由外表面起始，平坦细腻，面积不大，约占整个断口面积的5%，但穿透了作动筒壁厚，为断口的主裂纹源区。在主裂纹源弧形扩展区两侧，还可见到很多次生裂纹源—由外
表面起始并扩展的细小弧形断裂区。断口在主、次裂纹源以外的外壁一侧和整个内壁一侧各有一斜断口（既剪切断裂区），斜口区宽度约为厚度的20%，其余断面为平断口区。平断口区具有人字纹花样的快速断裂特征，人字纹的顶尖指向棕褐色主裂纹源弧形扩展区。在作动筒主裂纹源区附近的外壁表面上，存在大量肉眼可见的表面裂纹。
②微观观察
1.体视显微镜观察
体视显微镜下观察，作动筒断口主裂纹源弧形扩展区的形貌特征可见。主裂纹源弧形扩展区中有一台阶，表明有两个主裂纹源，弧形扩展区内有数条疲劳弧线，可以确定裂纹是以疲劳形式扩展的。裂纹源区的附近外表侧有一带状断口区域，裂纹扩展棱线起始于断口带状区内侧，整个疲劳源均具有线状源的特点。主疲劳源两侧有多个起始于外表面的次生裂纹源，这些次生断裂也起源于断口带状区内侧，扩展区平坦细腻。主裂纹源表层的带状区域宽度较大，约为0.4mm，次生裂纹源的带状区域宽度约为0.12mm。
对作动筒外壁的表面裂纹进行观察。在断口主源区的附近的外壁表面上，有很多与断口平行的表面裂纹，裂纹最长近30mm。平行裂纹附近有很多网状分布的裂纹，只是横向裂纹比较轴向裂纹长，更加明显。作动筒其他区域的表面裂纹中选取较长的一条打开，其断口形貌示于图3，可见3个深浅不一的棕褐色区域，一部分基本保持带状形貌，尚未扩展，其余部分裂纹已有了明显的扩展，形成深浅不同的两个弧形扩展区。
图3 外壁与断口平行表面裂纹打开后的断口形貌
图4 作动筒断口主裂纹源区形貌
2.扫描电镜观察
图4为主裂纹源区域附近扫描电镜观察形貌，图中清楚地显示了裂纹扩展棱线从基体表层带状断口区域内侧边缘起始的特征。由于断口覆有较厚的腐蚀产物，源区未观察到典型断裂形貌特征。断裂扩展区未观察到明显的疲劳条带。在断口源区和扩展区均观察到典型的腐蚀特征—泥纹花样，人字纹快速断裂区微观断裂特征为细小韧窝。
（2）金相检验
在有网状表面裂纹的部位截取试块，沿作动筒轴向磨制金相试样。体视镜下观察，在试样外壁一侧，有大量垂直壁厚的表面裂纹，裂纹深0.14～0.90mm。在金相显微镜下观察，镀层厚度约为1.2mm，有不少裂纹位于镀层下，既基体表面存在裂纹，而镀层却保持完好。侵蚀后，镀层下有的基体裂纹开口处两侧均有镀层金属，这表明裂纹在电镀前已存在。
在有网状表面裂纹的部位截取试块，沿作动筒横向磨制金相试样。抛光状态下同样可以看到大量的基体表面裂纹，有的已经扩展到镀层表面，但裂纹深度较浅，在0.12～0.40mm之间。
基体材料显微组织为回火马氏体组织，组织未见异常。
（3）能谱成分分析
在裂纹金相试验上对镀层和基体材料进行能谱成分测试，镀层为铬，基体材料成分（质量分数）为Cr1.18%,Mn0.85%,Ni2.07%,Si1.42%和Fe95.48%,为含铬、镍、锰和硅的合金钢。
断口主裂纹源及次裂纹源的表层带状区域能谱成分分析结果表明，带状区域除基体材料成分外，还含有硫、铜、氯和磷等外来元素，而扩展区则未检测出硫、铜、氯等元素。
对完好镀层下近基体表面处的裂纹腐蚀产物进行能谱成分分析，结果也检测出硫和铜等外来元素。
2.2.2分析
作动筒断口有多个裂纹源，这些裂纹均起源于外壁表面；裂纹扩展区平坦细腻，主裂纹源扩展区可见数条弧线，属疲劳扩展；裂纹扩展区有腐蚀产物—泥纹花样，这些特征表明作动筒断口起始裂纹具有腐蚀疲劳的性质。起始裂纹以外95%的断口区为快速断裂区，断口无明显塑性变形，剪切断裂区窄小。综上所述，断口断裂性质为腐蚀疲劳加冲击脆性断裂。
断裂起始于基体表层的原始带状断口区域，能谱成分分析结果表明，原始带状断口区域含有硫、铜和氯等外来元素。金相检验结果表明,作动筒外壁镀层下的基体表面存在较多裂纹，而镀层却保持完好，有的镀层下裂纹开口处的裂纹表面、裂纹开口处的裂纹缝隙腐蚀产物中也含有硫和铜等外来元素。这些说明作动筒外壁表面裂纹在电镀前已经产生，腐蚀疲劳裂纹起始于作动筒外壁表面裂纹，断口源区表层带状区域的宽度既对应于作动筒外壁表面裂纹的起始深度。
网状表面裂纹只在作动筒个别区域存在，而且在网状表面裂纹区域截取的金相试块，其轴向和横向抛光面均观察到已扩展到镀层表面的基体表面裂纹。在使用过程中，部分横向裂纹发生扩展，而轴向裂纹基本未扩展，导致横向裂纹较轴向裂纹要求更深和更长。从裂纹的网状形态和带状区域的深度来看，这种表面裂纹符合磨削裂纹的特点，但由于不清楚其维修历史，无法对裂纹产生原因作进一步分析。
可见，该作动筒本身存在严重的原始加工缺陷—表面网状裂纹，在使用过程中表面裂纹发生了腐蚀疲劳扩散。腐蚀疲劳裂纹扩展区面积不是很大，但已穿透作动筒壁厚，在飞机无前起落架着陆的不正常受力状态下发生了瞬时失稳断裂。
2.2.3结论
（1）作动筒断裂属多源腐蚀疲劳断裂，其中腐蚀疲劳区穿透作动筒壁厚。腐蚀疲劳区面积不大，约占断口总面积的5%，瞬断区占绝大部分面积。断口无明显塑性变形，剪切唇窄小。端口断裂性质为腐蚀疲劳+冲击脆性断裂。
（2）腐蚀疲劳裂纹起源于作动筒外壁表面裂纹。这种表面裂纹大量存在于断裂区附近的外表面，在作动筒镀铬之前已经产生，为原始加工缺陷。
（3）作动筒外壁表面裂纹呈网状，横向裂纹在使用中发生了腐蚀疲劳扩展，纵向裂纹基本未扩展。作动筒表面裂纹的网状形态和初始深度符合磨削裂纹的特点。
2.3飞机起落架作动筒密封圈失效分析
2.3.1试验过程与结果
（1）失效件的外观检查
分解后的起落架作动筒及活塞连杆组件如图5所示，图中A处是安装密封圈的活塞。检查作动筒内壁，发现与密封圈断裂处相对应位置的作动筒内壁沿纵向有一条宽约1.5mm的明显擦伤痕迹，与活塞运动方向一致，相应的活塞凸台上也存在严重地磨损，密封圈仍在槽内。自然平放两个密封圈，1密封圈可以在一个平面内，而2密封圈的断裂两端向同一方向翘起，翘起的角度基本相同，且断裂的两端头相互向相反方向发生严重永久性扭转变形。
图5 作动筒及活塞连杆组件
（2）材质检查
制作该密封圈的材料牌号为试5171。对两个断裂密封胶圈和另一炉批制作的新密封圈进行材质分析，结果证实两个断裂密封圈的材料均属于丁腈与丁苯并用橡胶，符合技术条件要求。
对两个断裂密封圈和新密封圈进行硬度检查，硬度符合标准要求。
抽查2005年以来34批密封圈的报告，安GB/T1960—92进行体积变化试验，密封圈体积变化在0.8%～4.0%之间的有16个批次；在4.6%～6.2%之间的有16个批次；7.5%～8.3%之间的有2个批次，GJB250A—96规定的体积变化为0～10%。可见，工艺间的控制试验结果符合技术条件要求。
（3）溶胀后的物理特性试验
根据图纸要求，将密封圈装入活塞前必须进行耐油试验，而耐介质为YH-10
液压油。室温下浸泡五天，为了观察该橡胶密封圈耐油后的尺寸和重量变化，选取生产线上的密封圈三个（第一组），新制造的密封圈九个（第二组）,按照图纸要求进行耐油试验，其结果见表1和表2.
表1 第一组密封圈溶胀后的物理特性试验
表2 第二组密封圈溶胀后的物理特性试验结果
表1中的数据是三个试样的算术平均值。从表中可以看出，随着浸泡时间的延长，密封圈的内径尺寸逐渐变大，96h达到最大，然后又逐渐缩小；其重量随着浸泡时间的延长减轻。
表2中的数据是九个试样的算术平均值。从表中可以看出，随着浸泡时间的延长，密封圈的尺寸略有增加；其重量随着浸泡时间的延长减轻，但减轻的幅度比第一组试样要小；其直径随着浸泡时间的延长略有增加。
在条件相同的情况下，分别对第二组密封圈中未经过耐油试验和经过264h 耐油试验的密封圈进行拉断试验，未经耐油试验时的拉伸破断力为387N，经过264h耐油试验后的拉伸破断力为347N，破断力下降10.3%。
2.3.2分析与讨论
根据图3分析起落架作动筒的结构，活塞杆的一端与活塞相连，而另一端通过一个球面轴承与施加力系统连接，当活塞在作动筒内运动时，由于球面轴承的自调节作用，即使装配时有一些偏差，也不可能在刚装配投入使用就使活塞的外沿与作动筒内壁在运动中夹掉密封圈的外层橡胶。另外，查图纸发现，活塞的直径与作动筒内径仅相差约0.06mm，若密封圈的橡胶能进入这么小的间隙，在活塞的运动中必然会剪断所进入的橡胶。
几个密封圈均符合标准要求；其化学成分分析结果符合技术文件的规定；
工序间样品的体积变化试验虽然结果比较分散，但符合标准要求，证明原材料符合技术要求。
该密封圈的用材属硫化丁腈橡胶，硫化橡胶是一种弹性显著的高弹性材料，能在外力的作用下改变自己的尺寸，发生很大的可逆变形。橡胶的这一性能使其成为显著的密封结构材料之一。在液体密封机理中，其特殊作用是液体对固体产生的湿润过程。对任何密封机构，都可以看成是彼此贴合的两个“固体”。如果被密封液体对两接触面润湿良好，则它们之间会形成一层很薄的液膜，起一种胶粘层的作用。通常，O 型密封圈是在直径上按一定的过盈量Δ装入槽内工作，对于动密封结构，一般取过盈量Δ在10%≦ε≦25%之间，若超过这一范围，轻者密封圈的使用寿命减少，严重时就会导致密封圈早期失效。因为，随着密封圈对活塞筒内壁的压力上升，当超过a P 61010 时，摩擦条件便会接近半
干，甚至全干摩擦状态。此时，与接触面微观不平度平均高度具有直接关系的因变形引起的摩擦力会迅猛增大。根据失效的2密封圈变性特征，断裂两端向同一方向翘起，翘起的角度基本相同，并且相互向相反方向发生严重永久性扭转变形。说明在其失效的初期，曾因密封圈的某一部分与活塞筒内壁间的摩擦力显著增加，从而发生过干摩擦现象，致使该部分密封圈的分模线或其附近首先出现微裂纹。随着微裂纹的进一步扩展，密封圈碎片上可以看到明显的疲劳条带，证明这些碎片是经过多次反复载荷而脱落的。脱落的一部分密封圈碎片进入液压油箱内，另一部分很可能落在1密封圈上，进而制约1密封圈的自由运动，使该部分的摩擦阻力上升，在多次往复运动中破坏了表面的完整性，形成微裂纹，并使表面橡胶因疲劳而脱落。
两个密封圈的破坏位置基本相同，在1密封圈表面的橡胶脱落以后，由于密封圈其它地方的弹力作用，活塞杆向密封圈橡胶脱落一边偏离，进一步加剧两个密封圈破坏，当达到一定量时，两个密封圈都发生断裂，两个油箱体间出现了串油现象，起落架的作动筒失效，活塞外沿与作动筒内壁直接摩擦。
通过以上分析，2密封圈是首先失效件。在密封圈几何尺寸和工作环境相同情况下，2密封圈先失效，说明其物理性能发生了变化。根据有关资料介绍，在丁腈橡胶密封圈的耐油试验中，随着时间的延长，其内径由小变大，然后由大变小，主要原因是橡胶由一种部分交联的三维网状结构的大分子构成，在橡胶制品（如橡胶密封圈）加工过程中还加入了其它配合剂，如硫化剂、硫化促进剂、软化剂、防老剂和填充剂等。当橡胶浸泡在介质中，特别是在比较高的温度下，橡胶分子的链段运动加快，使这些低分子的介质渐渐渗入到橡胶的网状结构，加快了网状结构的胀大，但由于橡胶分子间化学键的作用，仅发生高弹性形变，这种变形产生的应力又阻止了介质分子的继续进入。当介质的渗透
压力与高弹变形产生的应力达到平衡时，橡胶不再胀大，也就是说它仅仅发生了有限溶胀。随着橡胶本身的分子结构、分子量的大小、极性、链的柔顺型、结晶度、对称性、支链程度与交联密度的不同，在不同介质中的溶胀程度也不同。溶胀后，期内径尺寸就会发生变化。另外，在橡胶被介质溶胀的过程中，还伴随着一些低分子的有机配合剂，尤其是防老剂、软化剂的提取，致使力学性能降低。从表1和表2中密封圈的重量变化可以看出，随着耐油时间的延长其重量逐渐减轻，说明在溶剂渗入的同时，密封圈中的添加剂被析出，耐油后的拉力下降。
作动筒的内壁与活塞的外径尺寸最大相差约0.06mm，若密封圈在装入活塞后发生溶胀，由于其空间的限制，密封圈对作动筒内壁的压力就会增加，二者之间的摩擦力增加，密封圈上的摩擦部位发生偏转。当压力达到一定程度时，发生干摩擦现象，在密封圈的分模线或其附近的拉应力最大，会成为密封圈多次反复移动时发生局部破损的根源，再加上溶胀后密封圈的抗拉力下降，表面产生疲劳微裂纹，在以后的使用中，密封圈表面的微裂纹扩展，使密封圈因表面橡胶掉碎块而断裂失效。
2.3.3结论
（1）2密封圈首先发生断裂，1密封圈是受到2密封圈的碎片影响后才发生断裂的；
（2）2密封圈的主要失效形式是扭转后的磨损疲劳，1密封圈主要是磨损和少量的疲劳；
（3）密封圈经过油浸泡后的过量溶胀是导致失效的根本原因。
3 作动筒的修理（以带锁作动筒为例）
3.1作动筒常遇故障及原因分析
使用中，作动筒的主要故障有：活塞杆运动过于迟缓速度不均匀或有间断现象；钢珠锁和卡环销开锁，上锁不灵活，使开、上锁压力超过规定，上锁不
牢靠，甚至不能上锁。
（1）活动杆运动迟缓
活动杆运动迟缓的原因，一是作动筒的密封装置损坏漏油，使进入作动筒推动活塞运动的油液量减小。如活塞上的胶圈损坏，工作腔的高压油液会泄漏到非工作腔去，使工作压力减小，反压力增大，活塞杆运动迟缓。二是外筒内壁、锥形活塞和活塞锈蚀，或活动迟缓。如果外筒内壁局部划伤或作动筒局部摩擦力增大，则会使活塞杆运动速度不均匀或有间断现象；如果装配不当，也
会引起活塞杆运动迟缓。
（2）开锁、上锁不灵活
钢珠锁开锁、上锁不灵活，主要是由于作动筒密封不良或活塞摩擦力过大，还可能由于钢珠在钢珠孔运动不灵活，或锥形活塞等零件运动不灵活，甚至不
能上锁。
（3）上锁不牢靠
钢珠锁上锁不牢靠，一般的原因是：钢珠孔和锁槽磨损、撞伤，使钢珠锁的活动间隙过大。因为间隙过大，活塞杆受外力作用时，钢珠锁承受很大的撞击载荷，容易自动脱锁，甚至将锁顶坏。此外，钢珠锁上弹簧疲乏或固定弹簧的螺帽松动，使弹簧张力减小，也会造成上锁不牢靠。
3.2作动筒的分解
作动筒活塞杆伸出长度直接影响各传动部分的正常工作，因此，分解前应对长度等可调节部分做好标记。分为左、右的零件，更应该做好标记，不得串件。将作动筒用相应夹具固定，然后依照修理技术标准依次分解各个零件。图6为作动筒活塞杆组件装配图。
图6 作动筒活塞杆组件装配图
3.3作动筒检查和修理
作动筒工作不良，主要是由于密封装置及外筒、活塞（或锥形活塞）的损坏。而带钢珠锁的作动筒工作不良，主要是由于钢珠、钢珠孔、锁槽（或锁圈）等受到损伤。因此，作动筒分解后应着重检查这些零件。
（1）外筒和活塞
外筒内壁如有轻微的磨损、划伤、锈蚀时，可用细砂纸打磨抛光处理；如损伤严重则可用珩磨的方法修复。但珩磨后应保持外筒内径和最小壁厚符合规定，以保证外筒有足够的强度，其表面粗糙度值应达到Ra0.2μm。
活塞或锥形活塞表面有轻微损伤，允许用细砂纸打磨或抛光排除；如损伤严重，则可用磨削加工排除。活塞杆表面铬层划伤或局部脱落，允许用磨削加工排除，但磨削后杆的最小直径应符合规定，然后镀铬，恢复尺寸。
在对各零件进行修理时，须特别注意各零件之间的配合精度，这样才能保证作动筒装配后的性能达到要求。例如，主起落架作动筒的外筒经珩磨后，内径增大，影响到外筒锥形活塞的配合间隙。因此，必须相应加大活塞和锥形活塞的尺寸，保持它们与外筒的配合间隙在规定的范围内，以保证胶圈的密封性和使用寿命。活塞与活塞杆的不同心度不大于0.03mm，以保障活塞杆运动灵活。
（2）钢珠锁的修理
为了保证开锁、上锁灵活，锁圈和锥形圈不允许有锈蚀、压伤。如有损伤，应予更换。外筒内的锁槽如有超过0.1mm的压痕，允许在保证钢珠锁间隙正常的情况下，车修有压伤的侧面，但不得加深锁槽。
在检修中，如发现钢珠锁间隙过大，可在规定钢珠直径公差范围内，选配较大的钢珠。装配钢珠时，应注意除去钢珠孔边缘及锁槽的毛刺，以保证钢珠运动灵活，而且同一活塞上各个钢珠的直径差值不得超过0.005mm，这样才能使所有钢珠受力较均匀。
3.4作动筒装配
装配作动筒前首先检查与之有关的小附件，如液压锁导管等，确保他
们是修理合格品，然后依照修理技术标准要求依次装配。装配时注意，筒
体内壁，活动部位和密封胶圈应涂YH-10液压油，严禁强行装配。
装配活塞杆组件时要求当螺套与锥形活塞的间距为0.5mm时，测量活
塞的行程为4±0.5mm，整个做动筒装配完毕后，机械锁的活动间隙应为
0.2~0.5mm,若不符合要求，可选配厚度为1~3mm的垫圈进行调整，作动筒
的各转动连接处应能自由转动。
3.5作动筒试验
为了保证作动筒运动灵活，各种作动筒经检修后，装机前应按大小要
求进行密封性和活塞运动摩擦力等实验。如果外筒经？行磨或焊修，装配
前应单独进行强度试验。对于带锁的作动筒，还要检验钢珠锁开锁，上锁
的灵活性和上锁的可靠性。下面以主起落架收放作动筒为例，说明它们的
实验内容，要求和方法。
（1）密封性试验
试验目的是检查作动筒的密封情况。要求在规定的工作油压作用下，
保持一定时间，各接合处不许漏油，试验压力亦不许下降。分别向“收上”，“放下”，接头加250×0.0981MPa的液压，各保持3min,各密封处不得漏油。
当向“放下”接嘴加压，压力由零增加到250×0.0981MPa，，然后将压力调
整至零，在加压250×0.0981MPa。循环5次，整个过程中气压接头泄漏量
不大于20cm3。分别向“收上”，“放下”管嘴加（3±0.5）×0.0981MPa的
液压，将万向接头和上转轴往复转动10次（转动角度大约为45°），各密封
处不得漏油。
（2）活塞运动摩擦力试验
在活塞杆上加载荷的条件下，分别从收上腔输入油压，测量活塞不上
锁的情况下开始运动的最低压力值，不得超过规定。这项试验实际上是检
查活塞与外筒及活塞杆与密封螺盖处的摩擦力是否超过规定。对主起落架
作动筒，分别向接管嘴加入7×0.0981MPa的液压。同时检查活塞杆应能平
稳的运动，不许有跳动、划纹或挂油现象。如果活塞杆运动有跳动现象，
说明外筒、活塞与活塞杆上有毛刺或变形，须分解检查。
（3）开锁上锁灵活性试验
机械锁开锁，上锁的灵活性，也是通过开上琐时的最低压力值来判断。具体方法是：在用（20~30）×0.0981MPa的液压上锁后，向“收上”管嘴加入液压，机械锁的打开压力应不大于20×0.0981MPa；在用210×0.0981MPa的液压上锁后，机械锁的打开压力为（50±5）×0.0981MPa，重复试验3次，工作性能均应正常。对主起落架作动筒，要求开锁压力不超过20×0.0981MPa。上锁压力为（50±5）×0.0981MPa，在油压进入作动筒的收上腔进行开锁时，由于活塞油
压作用的面积比较小，因此，规定开锁的压力略高于上锁的压力。
（4）钢珠锁上锁牢靠性试验
要保证机械锁上锁牢靠，应做到：第一，活塞的行程必须符合规定，使活塞杆在伸出后，卡环能准确的处于上锁的位置。第二，卡环进入锁槽后的活动间隙不得超过规定，以免在工作中卡环与锁槽的撞击力过大而脱锁。第三，卡环和锁槽必须有足够的强度。因此，在进行试验时，应分别检验活塞的行程、钢珠锁的活动间隙及外载荷作用下钢珠锁的强度。
①钢珠锁活动间隙的测量
机械锁活动间隙用百分表进行测量，方法是：待活塞杆伸出并上锁后，把百分表固定在活塞杆上，使百分表测量杆顶在外筒固定螺帽端面，并保持一定的压紧值。然后，沿活塞杆轴向加1000～1500kgf外力（P），先推入再拉出活塞杆，通过百分表测出活塞杆这一活动范围的数值就是机械锁的活动间隙。主起落架作动筒的该间隙应为0.2～0.5mm。
为了保证间隙测量准确，加入活塞杆的轴向力（P）应符合规定。为此，待作动筒活塞杆放下并上锁后，应卸开膨胀阀的进油接头。因为活塞杆受外力作用后，放下腔的油压要升高，这样，油压作用力会抵消一部分外力（P），从而影响测量的准确性。钢珠锁的活动间隙过大，可能是由于钢珠、钢珠孔和锁槽（或锁圈）配合不当，须分解检查。
②活塞行程的测量
向作动筒内输入一定的油压进行收放，分别测量出活塞杆收入时的外露长度和伸出时的外露长度。活塞的行程应等于活塞杆伸出时的外露长度减去收入时的外露长度和机械锁的实际间隙。对于主起落架作动筒，该行程应为435±0.2mm。
③钢珠锁的强度试验
当作动筒活塞伸出并上锁后，沿活塞杆轴线加7000kgf的推力，保持1min，
机械锁不得开锁。由于试验机械锁的强度后还应检验液压锁上锁的牢靠性。试验的方法是：将活塞杆往复运动，使作动筒充满油液，打开机械锁，往活塞杆上沿收上方向施加7000kgf的推力，保持1min，活塞杆不得回缩。活塞杆压缩量过大，通常是由于液压锁不密封，放下腔的油液泄漏所致。
④冷气应急上锁和密封性试验
以上各项都是用油压试验的。为了判断用冷气应急放起落架或襟翼时作动筒的密封性和上锁情况，往往规定还用气压进行试验。从应急放起落架的冷气接头加入（20~30）×0.0981MPa的气压，机械锁应能上锁。当压力升高到50×0.0981MPa时，保持3min，检查作动筒放下部分个接合处和液压放下来油接头处均不应漏气。试验后放出作动筒中的气压。
（5）外筒的强度试验
外筒经珩磨或焊修后，应单独进行强度试验。要求在1.5倍的工作油压下，外筒各处不允许变形或漏油。
4作动筒其它常见故障排除方法
TB飞机起落架机轮轴承失效的原因分析及维护(doc 8页)
TB飞机起落架机轮轴承失效的原因分析及维护(doc 8页)
TB飞机起落架机轮轴承失效的原因分析及维护 B8913号TB20飞机在执行本场起落训练过程中，飞行教员发现飞机着陆滑跑，起飞滑跑及起飞以后，飞机发生剧烈的抖动甚至于越来越剧烈，造成飞机滑跑困难。几个起落以后，飞行教员果断采取措施，退出飞行训练。经机务人员检查发现：前机轮轴承由于高温而熔化咬死，带动轮轴旋转，轮轴与轮叉发生滑动干摩擦，产生的热量将轮轴和轮叉部分熔化，产生巨大的变形，机轮组件几乎从轮叉上脱落。由于飞行教员果断的抉择，才避免了一场安全事故的发生。由此可见，机轮轴承不仅用来支承机轮，引导机轮的旋转方向，减小转动过程中的摩擦，并承受机轮和轮轴之间的各种载荷。而且，轴承对飞机的工作性能、寿命、各项经济指标及可靠性都有很大影响，甚至在某些情况下也会造成飞行安全事故。 一、轴承的基本结构及受力分析 TB飞机机轮轴承为铁姆肯(Timken)公司生产的圆锥形轴承，它由四部分组成：内滚道、外滚道、圆锥滚棒和保持架。正常情况下，内滚道、外滚道和滚棒承受载荷，而保持架使滚棒相互均匀地隔开，以免互相碰撞和摩擦，并使每个滚棒均匀和轮流地承受相等的载荷。内滚道、滚棒和保持架合称为滚道组件。通常它和外滚道是可分的(外滚道固定在可分解的轮毂上的)，使安装轴承比较方便。 轴承采用低碳钢，经表面渗碳处理，它使轴承有适合的硬度，抗疲劳、忍性的综合性能。正常使用情况下，轴承的最大温度范围在120-150℃，短时温度可达175℃，最大周期接触应力在2100～3100MPa，而保持架通常用低碳钢制成。 由于圆锥轴承的几何特点及设计特点，它可以承受经向和轴向的综合载荷。外滚道与轴承中心线的夹角越大，能承受的轴向推力和经向推力的比值越大，滚棒和滚道的接触线越长，那么承受载荷的能力越强。飞机处于不同的工作状态，轴承的受力情况不同： 1.飞机处于静止状态，轴承主要承受静止载荷。飞机的重力产生的停机载荷—P通过轴承的滚棒传递给外滚道，即轮毂。P可沿轴向分解为轴向力N和垂直于外滚道的力F。如图所示，P所产生的对外滚道的压力远大于P在这个轮子上的分力，对滚道施加很大的压强。 2.飞机在地面滑行时，主要也承受垂直载荷。由于地面的不绝对平整，飞机的上下震动的幅度大于飞机的重力。 3.着陆时，机轮接地的瞬间首先主要是受到巨大的静止垂直冲击载荷，继
飞机起落架结构及其系统设计
本科毕业论文题目：飞机起落架结构及其故障分析 专业：航空机电工程 姓名： 指导教师：职称： 完成日期： 2013 年 3 月 5 日
飞机起落架结构及其故障分析 摘要：起落架作为飞机在地面停放、滑行、起降滑跑时用于支持飞机重量、吸收撞击能量的飞机部件。为适应飞机起飞、着陆滑跑和地面滑行的需要， 起落架的最下端装有带充气轮胎的机轮。为了缩短着陆滑跑距离，机 轮上装有刹车或自动刹车装置。同时起落架又具有空气动力学原理和 功能，因此人们便设计出了可收放的起落架，当飞机在空中飞行时就 将起落架收到机翼或机身之内，以获得良好的气动性能，飞机着陆时 再将起落架放下来。本文重点介绍了飞机的起落架结构及其系统。对起落 架进行了系统的概述，对起落架的组成、起落架的布置形式、起落架的收 放形式、起落架的收放系统、以及起落架的前轮转弯机构进行了系统的论 述。并且给出了可以借鉴的起落架结构及其相关结构的图片。 关键词：起落架工作系统凸轮机构前轮转弯收放形式
目录 1. 引言 (1) 2. 起落架简述 (1) 2.1 减震器 (1) 2.2 收放系统 (1) 2.3 机轮和刹车系统 (2) 2.4 前三点式起落架 (2) 2.5 后三点式起落架 (3) 2.6 自行车式起落架 (5) 2.7 多支柱式起落架 (5) 2.8 构架式起落架 (6) 2.9 支柱式起落架 (6) 2.10 摇臂式起落架 (7) 3 起落架系统 (7) 3.1 概述 (7) 3.2 主起落架及其舱门 (7) 3.2.1 结构 (8) 3.2.2 保险接头 (8) 3.2.3 维护 (8) 3.2.4 主起落架减震支柱 (8) 3.2.5 主起落架阻力杆 (9) 3.2.6 主起落架耳轴连杆 (10) 3.3 前起落架和舱门 (10) 3.4 起落架的收放系统 (10) 3.4.1起落架收放工作原理 (10) 3.4.2 起落架收放过程中的的液压系统 (11) 3.4.3 主起落架收起时的液压系统工作过程 (12) 3.4.4 主起落架放下时的液压系统工作原理 (13) 3.4.5 在液压系统发生故障时应急放起 (14) 3.4.6 起落架收放的工作电路 (15) 3.5 前轮转弯系统 (17) 3.5.1 功用 (17) 3.5.2 组成 (17) 3.5.3 工作原理 (17) 3.6 机轮和刹车系统 (17) 4 歼8飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析 (17) 4.1 主起落架机轮半轴故障概况 (17) 4.2 主起落架机轮半轴失效分析 (18) 4.3 机轮半轴裂纹检测及断口分析 (20) 4.3.1 外场机轮半轴断裂检查 (20) 4.3.2 大修厂机轮半轴裂纹检查 (21) 4.4 主起落架机轮半轴疲劳试验结果 (22) 4.4.1 机轮半轴疲劳试验破坏部位 (22)
飞机起落架收放系统
歼七飞机起落架收放系统典型故障分析 【摘要】：飞机起落架液压收放系统的传动性能与系统或元件的结构参数、工作条件参数以及负载参数等有关．文中在对收放系统传动时间、传动速度等传动性能计算的基础上分析影响其性能的主要因素。比较其影响程度，并进一步探讨了判断故障原因的方法． 【关键词】：起落架自动收起传动性能压力流量特性液阻负载配合间隙摩擦力 【正文】： 一．歼七飞机前起落架自动收起的故障研究 起落架收放系统是飞机的重要组成部分，此系统的工作性能直接影响到飞机的安全性和机动性． 改进设计飞机起落架收放系统主要用于控制起落架的收上与放下，控制主起落架舱门和前起落架舱门的打开与关闭，是飞机一个重要的系统，其能否正常工作将直接影响飞行安全。因此对该系统的维护和对所出现的故障进行分析研究，并进行有效的预防就显得十分重要。某单位在对某新型飞机做出厂试飞准备时，当机组人员接上地面压力源和电源进行该机的停机刹车压力调整时，在供压13min后，前起落架开始缓慢收起，飞机机头失去支撑最终导致机头接地，造成雷达罩和前机身02段蒙皮撕裂、结构损坏和前起落架变形等严重后果。本文将对前起落架自动收起的故障进行分析研究，并在此基础上针对性地提出预防措施。 1起落架收放控制原理分析
图1 前起落架收放系统原理图 前起落架收放系统原理如图1所示。正常收起落间隙时，起落架收放手柄(下简称手柄)处于收上位时，电液换向阀l使高压油进入收上管路，放下管路b回油管路相通。在高压油的作用下，下位锁作动筒的活塞杆缩进，下位锁打开。另一路高压油一方面液控单向阀13打开，使舱门作动筒10、12的回油略沟通；另一方面油通过限流活门9进入收放作动筒，使活塞杆伸出，起落架收起，作动筒8的回油经脚向活门7、应急转换活门4、电液换向阀1和应急排油活门2流入油箱。当起落架收好后，协调活门11压通，高压油进入舱门作动筒lO、12的收上腔使舱门收起。当手柄处于放下位置时，来油与放下管路接通，收上管路与回油路相通，起落架放下。在系统中还设有地面联锁开关，当飞机停放时，联锁开关自动断开电液换向阀的电路，此时即使将手柄置于收起位置，电液换向阀也不会工作，从而防止了地面误收起落架。 2起落架自动收起原因分析 由起落架收放控制原理知道，前起落架放下位置是由带下位锁的
飞机手册及维修文件
飞机手册及维修文件 航空出版物有广义航空出版物和狭义航空维修文件。 1.1广义航空出版物的概念及简介 一、广义航空出版物的概念： 所谓广义航空出版物，就是用适航性来管理飞机，约束针对飞机的各类行为的出版物。这些出版物的编写是从维护乘坐飞机的人员的利益出发，起到限制飞机有关的人员（地勤人员、飞行人员、航管人员、机场人员，等）的作用。这些出版物具有法律效力。而狭义的航空维修文件是其中针对飞机地勤维护人员对飞机进行各种修理维护的行为制定的标准，违反其中的操作规程和原则可能造成飞机不适航。 二、广义航空出版物的种类及简介： （一）CCA《中国民用航空器规章》 CCAR 是在参考了世界上较有影响的美国的FAR英国的BCAR 欧洲联合航空局的JAR,主要参考了国际上应用最广泛的美国适航标准（FAR），结合中国国情制定的。CCAR是依据《中华人民共和国航空法》细化而来的《中华人民共和国民用航空器适航管理条例》起草和发布的。是国务院民用航空主管部门一一中国民用航空总局制定的、发布的涉及民用航空活动的、专业性具有法律效力的管理规章，凡从事民用航空活动的任何单位或个人都必须遵守. CCAR —37《中国民用航空器规章》中的技术标准的相关规定;
CCAR —39《中国民用航空器规章》中适航指令的相关规定； CCAR —66《民用航空器维修人员执照管理规定》基础、机型、签署和部件维修执照： CCAR0121《民用航空器运行适航管理规定》适航责任，报告记录运行监控等内容； CCAR —145《民用航空器维修许可审定的规定》厂房、设施、人员、技术文件和器材。 CCAR —183《民用航空器维修人员执照考试执考委任代表管理办法》中规定了委任主考代表的的资格和职权范围. (二)美国联邦航空条例(Federal Aviation Regulations) 美国联邦航空条例是根据法律而制定的，以保证安全和有序地管理飞行营运，并规定飞行员的权利和限制。由于所有飞机上所进行的工作必须符合美国航空条例的规定，因此在进行维护时，要具体有美国航空条例方面的知识。 (三)适航指令AD(Airworthiness Directives) 有关适航性在前面已经介绍过了，飞机是否适航，直接关系到坐飞机的旅客和购买飞机的航空公司的利益，鉴于此，适航性就显得尤为重要了，在CCAF中,有专门涉及到适航的内容。适航指令(AD)是—种把不安全情况通知飞机所有者和其他对飞机有利害关系的人员的
飞机前起落架驱动系统设计与性能分析
飞机前起落架驱动系统设计与性能分析 陈炎 南京航空航天大学，南京 210000 摘要：本文以大型民机起落架液压系统为研究对象，结合具体设计要求，采用电力传动技术，设计了一套起落架收放系统的新型驱动系统。本系统还利用一套双余度电控应急方案取代了传统的钢索滑轮应急放机构，并针对其蜗轮蜗杆传动机构进行了初步设计。最后在https://www.sodocs.net/doc/6610566593.html,b和https://www.sodocs.net/doc/6610566593.html,b软件平台上分别建立起落架收放机构及其控制系统的联合仿真模型，并分别对系统在正常收放和应急放模式下的性能进行仿真分析，初步实现了飞机收放系统的机电液一体化仿真。通过本文的研究工作，可以为飞机起落架液压系统的改进提供了一些有价值的经验和结论，为进一步的优化设计和试验工作奠定了的基础，对我国飞机起落架相关设计工作提供了技术支持。 关键词：民机起落架、系统设计、Virtual Lab Motion、Amesim、联合仿真 0前言 起落架系统在飞机滑跑起飞、着陆时支撑飞行器重量、承受着当飞机与地面接触时产生的静、动载荷、吸收和消耗飞机在着陆撞击、跑道滑行等地面运动时所产生的能量，在减缓飞机发生振动，降低飞机地面载荷，提高乘员舒适性，保证飞机飞行安全等方面发挥着极其重要的作用，是飞机设计过程中的重要环节。传统的飞机起落架设计中一般采用液压驱动装置。液压系统具有技术成熟、输出功率大、动态响应好、定位精度高的优点，但是由于液压系统采用了集中式液压源，飞机全身布满液压管路、造成其易泄露、易污染、易燃、结构复杂、重量大等问题，同时为了维持输出，液压系统需要工作在连续模式下，这使得其利用率很低，由此可见液压系统的可靠性问题成为了整个飞机系统中的薄弱环节之一，致使飞机不得不采用多余度作动系统，这又带来了重量、体积增加等新的问题。 近些年来，随着“功率电传”系统的不断发展，国外提出了“多电或者全电”驱动的设计思路。利用多电/全电技术，广泛采用电力作动器和功率电传技术，可以取代飞机上机械传动、气压、液压和润滑系统，从而大大减少飞机的重量和复杂性，可使飞机的可靠性、维修性、效率、生存能力和灵活性大为改善，同时由于燃油消耗量的减少、飞机出勤率的提高，可明显节省飞行成本。 目前，用于飞行控制、环境控制、刹车、燃油和发动机启动系统的电力作动系统已得到验证，国外也已经开始对飞机起落架驱动系统进行研究，他们预测用新型电力作动系统取代原来的液压系统将显着提高起落架系统的可靠性。可以说起落架驱动系统全电化的实现，无论对我国民用还是军用飞机性能的提高都具有重要的意义，是未来飞机起落架系统发展的新趋势。 本文以我国大型民机为设计背景，以多电/全电飞机为设计思想，针对飞机起落架驱动系统开展分析、设计和仿真工作，初步形成一套集机电一体化设计、仿真、分析流程。 1驱动系统方案设计 1.1起落架驱动系统设计要求 飞机前起落架驱动系统的主要作用是实现起落架的收放和转弯功能。传统的前起落架驱动系统是通过集中液压源进行驱动的，但随着目前飞机向全电/多电化方向发展的趋势，飞机内不再设有集中液压源，所以原有的液压系统就需要重新设计。以起落架收放系统为例，其设计要求如下： 飞机起落架收放系统的主要作用是在飞机起飞离地后，将起落架及起落架舱门收起并上锁，在飞机着陆前，打开舱门控制起落架放下并上锁，是飞机中的关键系统之一。同时，收放系统在起落架收起过程中，能控制起落架及相关部件（如舱门）按顺序开、关。 飞机前起落架收放系统的具体设计要求是：
飞机起落架收放系统的设计原理(1)
邯郸学院本科短学期报告 题目飞机起落架收放系统的设计原理 指导教师韩翔宇 年级2013 级 专业物流工程 班级 2012班物流工程本科班 成员20130408101047赵琛 20130408101038李苗苗 20130408101031麦苑怡 20130408101049高春盈 20130408101009王天 邯郸学院信息工程
目录 1.飞机起落架介绍 (1) 1.1什么是起落架的收放系统？ (1) 1.2起落架收放系统的目的 (1) 1.3对于收放系统的要求 (1) 1.4主要组成部件以及主要部件的应用 (1) 1.5什么是作动筒？ (1) 2.飞机起落架收放机构设计要求 (2) 2.1模型图 (2) 2.2机构简图 (3) 2.3最小传动角的计算 (4) 2.4静力分析 (5) 3.总结 (5)
1.飞机起落架介绍 我们都知道，起落架是唯一一种支撑整架飞机的部件，也正是因为这个原因，它成为了飞机不可分缺的一部份；没有它，飞机便不能在地面移动。当飞机起飞后，可以视飞机性能而收回起落架。那么问题来了，飞机是如何将起落架收回的呢？答案就是起落架的收放系统。 1.1 什么是起落架的收放系统？ 收放系统一般以液压作为正常收放动力源，以冷气、电力作为备用动力源。一般前起落架向前收入前机身，而某些重型运输机的前起落架是侧向收起的。主起落架收放形式大致可分为沿翼展方向收放和翼弦方向收放两种。收放位置锁用来把起落架锁定在收上和放下位置，以防止起落架在飞行中自动放下和受到撞击时自动收起。对于收放系统，一般都有位置指示和警告系统。 1.2 起落架收放系统的目的 起落架收放系统的目的：起落架控制系统控制主起落架和前起落架的放下和收上。 1.3 对于收放系统的要求 收放起落架所需要的时间应符合要求：保证起落架在收上和放下是都能可靠地锁住，并能使驾驶员了解起落架收放情况。 1.4 主要组成部件以及主要部件的应用 主要组成部件：起落架选择活门、收放作动筒、收上锁及放下锁作动筒、起落架舱门作动筒、主起落架小车定位作动筒及小车定位往复活门、液压管路等。 起落架选择活门：由起落架收放控制手柄作动，其作用是将收放的机械信号转换成液压信号，引导液压油通过起落架收放管路，从而实现起落架的液压收放。 主起落架舱门作动筒：利用液压打开及关闭主起落架舱门，且锁定舱门在关闭位置。 主起落架小车定位作动筒：增压时可使前机轮轴升起以使起落架顺利收进轮舱。 小车定位往复活门：将起落架收上或放下管路的压力输送到小车定位作动筒。 1.5 什么是作动筒？
歼七起落架故障分析
长沙航空职业技术学院毕业设计（论文） 歼七飞机起落架收放系统故障分析 系别航空装备维修工程系 专业飞机附件维修 姓名 班级 指导老师 及职称李向新 二〇一一年××月×××日 长沙航空职业技术学院
毕业设计（论文）任务书
毕业设计（论文）任务书 (2) 摘要................................. 错误！未定义书签。第1章歼七飞机前起落架自动收起的故障研究错误！未定义书签。 1.1起落架收放控制原理分析 ....................... 错误！未定义书签。 1.2起落架自动收起原因分析 ......................... 错误！未定义书签。 1.2.1电液换向阀性能不良 .............................. 错误！未定义书签。 1.2.2系统不完整，回油路堵死 ...................... 错误！未定义书签。 1.3 故障验证 .................................................... 错误！未定义书签。 1.4 维修对策 .................................................... 错误！未定义书签。第2章数据符合规定前起落架为何放不下错误！未定义书签。 2.1地面检查和模拟试验情况 ......................... 错误！未定义书签。 2.2原因分析 ..................................................... 错误！未定义书签。 2.3 结论............................................................. 错误！未定义书签。 第3章总结 (3) 参考文献............................... 错误！未定义书签。致谢错误！未定义书签。
飞机维修手册
Page 1 51?10?00 Aug 01/10 INVESTIGATION ? CLEANUP AND AERODYNAMIC SMOOTHNESS 1.General NOTE:The tolerances contained within this chapter can be used to determine the general aerodynamic smoothness requirements. These limits are derived for the aircraft in cruise condition and may be exceeded when measured on the ground. In this case the tolerances on the installa?tion drawings must be used.A.For a high aircraft performance it is necessary that the aircraft has an aerodynamically clean shape and a smooth external surface. Damage not re?paired, dents not filled and repairs which change the contour or rough?ens the surface can reduce the performance.B.The aerodynamic smoothness of the external surface is divided into three tolerance areas. You can find these tolerance areas under the heading ’Degree of Smoothness’.?Refer to Figure 2 and Figure 3 and Tables 1 thru 15 (1)Description of the tolerance areas (Refer to Figure 2 and 3): (a)Area ’A’: Surface areas with very good aerodynamic qualities and requiring close tolerances.(b)Area ’A1’: Surface areas which are parts of area ’A’. They are subject to further detailed improvements concerning fastener stan?dards.(c)Area ’B’: Surface areas with tolerances usually larger than area ’A’.(2)You must take precautions to protect the surface from damage when you work on it. You must wear soft?soled shoes and cover the area with rubber mats.2.Aerodynamic Smoothness Requirements A.Fuselage (1)Refer to : ?Figure 1, Figure 2, Figure 4, Figure 5, Figure 6, Figure 7 and Figure 8 and also to Tables 1, 5 and 6 for details of fuselage smoothness requirements. NOTE:For aerodynamic requirements in the region of static ports, angle of attack sensors, pitot probes and total air temperature probes refer to Chapter 53?00?11, Page Block 101, in which specific aerodynamic tolerances are included. B.Belly Fairing
飞机起落架机构设计及安全性分析开题报告
毕业设计（论文）开题报告 题目飞机起落架机构设计及安全性分析 一、毕业设计（论文）依据及研究意义： 飞机的起落架是飞机起飞和着陆的重要装置，它在工作过程中承受着极大的冲击载荷，所以采用高强度钢或超高强度钢制作。起落架在长期使用的过程中，受到外界各种因素的影响，它的坚固程度会变差，甚至产生裂纹。本文针对起落架的焊接进行了深入的分析与研究，并在此基础上研究了完善和加强飞机起落架的焊接工艺与材料的焊接性，从而大大的降低了飞机起落架焊接时出现的问题并提高了其焊接质量。起落架是飞机起飞、着陆系统，对飞机的性能和安全起着十分重要的作用 起落架是飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时用于支撑飞机重力，承受相应载荷的装置。简单地说，起落架有一点象汽车的车轮，但比汽车的车轮复杂的多，而且强度也大的多，它能够消耗和吸收飞机在着陆时的撞击能量。概括起来，起落架的主要作用有以下四个： ①承受飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时的重力。 ②承受、消耗和吸收飞机在着陆与地面运动时的撞击和颠簸能量。 ③滑跑与滑行时的制动。
④滑跑与滑行时操纵飞机。 二、国内外研究概况及发展趋势 起落架的收放机构运动复杂，起落架的收放，上、下位锁开锁和上锁，舱门的打开和关闭等均要正确匹配和协调，否则将会发生飞行事故。 我国开展了与起落架现代设计技术密切相关的专题研究，并取得了一大批研究成果，其中有些达到世界先进水平，如变油孔双腔缓冲器设计技术，飞机前轮防摆技术，飞机地面运动动力学分析技术，长寿命、高可靠性起落架设计及寿命评估技术，起落架结构优化设计技术，起落架收放系统仿真分析技术，起落架主动控制技术等，这些成果部分地应用于型号研制中，并取得了一定效果。许多学者与研究生在理论方面也开展了一系列研究工作。《起落架设计与评定技术指南》集中反应了我国近年来在起落架现代设计理论与方法方面的进展情况。但与国外相比，我国的大量研究成果是分散的，孤立的，没有作为模型、算法或程序模块集成于一套系统中，成为设计师的实用工具，更没有在高水平的硬件与软件平台上形成一套先进、实用、高效的起落架专业CAD/CAE软件系统，因而我国型号研制基本上仍是完全采用传统模式，费时、费力、耗资。 国内起落架的研究软件主要有南京航空航天大学和西北工业大学共同开发的起落架设计分析软件系统LCAE，功能比较强大，能进行结构布局设计、起落架机构运动分析或应力分析、有限元总体应力分析、变形及载荷分析、缓冲性能分析、损伤绒线分析、及破坏危险性分析。可以实现图形及文本的前处理功能、后处理功能、分析程序的过程处理功能。另外还有南京理工大学和沈阳飞机研究所的起落架设计专家系统ALGDES，它能进行结构布局设计和强度分析、系统空间位置造型仿真机干涉分析，它建立了起落架设计的知识表示形式和组织形式，即专家系统。北京航空航天大学和西北工业大学都做过起落架防滑刹车系统的机械装置和仿真软件。有人研究了飞机接地时所受到的加速度的计算方法[6]，介绍了最大过载对飞行、起落架和气动力参数的敏感性。从国外文献上来看，有的从动能的角度研究了起落架摆振，还有的对在各种条件下的起落架性能进行了仿真，主要是在载荷及变形方面给予仿真。 在起落架行业，国外在大力开展起落架理论与专题研究的基础上，发展和推广应用起落架现代设计技术。在与现代设计技术密切相关的起落架专业理论研究方面，国外从六十年代开始，己做了大量专题研究工作。如DAUTI等公司从六、
飞机起落架故障分析毕业设计论文
西安航空职业技术学院 毕业设计（论文） 所属系部： 指导老师：职称： 学生姓名：班级、学号: 专业： 西安航空职业技术学院制 2012年12 月26日
毕业设计（论文）原创性声明和使用授权说明 原创性声明 本人郑重承诺：所呈交的毕业设计（论文），是我个人在指导教师的指导下进行的研究工作及取得的成果。尽我所知，除文中特别加以标注和致谢的地方外，不包含其他人或组织已经发表或公布过的研究成果，也不包含我为获得及其它教育机构的学位或学历而使用过的材料。对本研究提供过帮助和做出过贡献的个人或集体，均已在文中作了明确的说明并表示了谢意。 作者签名：日期： 指导教师签名：日期： 使用授权说明 本人完全了解大学关于收集、保存、使用毕业设计（论文）的规定，即：按照学校要求提交毕业设计（论文）的印刷本和电子版本；学校有权保存毕业设计（论文）的印刷本和电子版，并提供目录检索与阅览服务；学校可以采用影印、缩印、数字化或其它复制手段保存论文；在不以赢利为目的前提下，学校可以公布论文的部分
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学位论文原创性声明 本人郑重声明：所呈交的论文是本人在导师的指导下独立进行研究所取得的研究成果。除了文中特别加以标注引用的内容外，本论文不包含任何其他个人或集体已经发表或撰写的成果作品。对本文的研究做出重要贡献的个人和集体，均已在文中以明确方式标明。本人完全意识到本声明的法律后果由本人承担。 作者签名：日期：年月日 学位论文版权使用授权书 本学位论文作者完全了解学校有关保留、使用学位论文的规定，同意学校保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子版，允许论文被查阅和借阅。本人授权大学可以将本学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存和汇编本学位论文。 涉密论文按学校规定处理。 作者签名：日期：年月日 导师签名：日期：年月日
飞机起落架收放作动筒的常见故障及其排除
飞机起落架收放作动筒的常见故障及其排除 【摘要】 起落架是飞机的重要部件，在起落架的结构中作动筒起到至关重要的作用。在现代飞机起落架系统的各个工作部件中，收放机构在使用中发生失效的概率较高，为此，本文通过某飞机起落架收放作动筒的实际故障分析，来对收放作动筒的常见故障及其排除进行分析说明。 关键词：飞机起落架收放作动筒故障收放作动筒故障排除
目录 1作动筒的功用及特点 (2) 1.1作动筒的功用 (2) 1.2作动筒的特点 (2) 2收放作动筒的几个典型故障分析 (3) 2.1收放作动筒耳环螺栓断裂故障分析 (3) 2.1.1 断口理化分析及故障件检查 (3) 2.1.2 耳环螺栓强度校核 (4) 2.1.3 特殊情况受力分析 (5) 2.1.4 结论 (6) 2.2飞机起落架收放作动筒断裂分析 (6) 2.2.1试验过程与分析 (6) 2.2.2分析 (9) 2.2.3结论 (9) 2.3飞机起落架作动筒密封圈失效分析 (10) 2.3.1试验过程与结果 (10) 2.3.2分析与讨论 (11) 2.3.3结论 (13) 3 作动筒的修理（以带锁作动筒为例） (14) 3.1作动筒常遇故障及原因分析 (14) 3.2作动筒的分解 (14) 3.3作动筒检查和修理 (15) 3.4作动筒装配 (16) 3.5作动筒试验 (16) 4作动筒其它常见故障排除方法 (19) 结束语 (21) 谢辞 (22) 文献 (23)
1作动筒的功用及特点 1.1 作动筒的功用 作动筒是将输入的液压能转变为机械能的能量转换装置，是液压系统的执行元件，对外作功和转换能量。在起落架收放中，它通过液压油的液压能转化为机械能使起落架灵活收放。图1为某飞机的作动筒示意图。 图1 某飞机作动筒连接示意图 1.2 作动筒的特点 （1）作动筒可以很方便地获得直线往复运动，或具有某种规律地往复摆动。 （2）可以很方便地获得很大的推力，克服外部负载。 （3）结构简单，工作可靠。与其他元件配合可以方便地获得各种速度。 （4）由于橡胶密封元件的出现，改善了作动筒的加工工艺，使其易制造，提高了劳动生产效率。
飞机维护手册AMM手册查询
飞机维护手册 第一节维护手册的概述和结构 3．1．1维护手册的概述 飞机维护手册是外场维护中使用最频繁的一本手册，是飞机工作人员的工作指南，这本手册的内容丰富、充实、多样。而且，在维修文件历史的传承中，出现了很多维护手册内容的分支，在不同时代出现了不同内容的维护手册，新旧不同版本的维护手册的内容也不尽相同。最新版本（波音737-600/700/800/900飞机）的维护手册在工作的分类上，将通用性、原理性的信息另成一册称为系统描述部分（Systems Description Section, SDS），继承了原来（波音737-300/400/500飞机）在01-99页部分的概述内容，由于这部分内容不涉及工作内容，波音公司可以免责其中的错误。而原有的第五章定时性检修的数据，都写在维修计划数据MPD中，这部分不再写在AMM中，现在第五章的内容只包含非定时性的维修检查。而原来停场封存数据专门成册的出版物，现在写在AMM手册11章中。 本书的第二章第一节简要介绍了AMM手册，AMM手册实际上是工作程序的集合，针对航线可更换件LRU进行的维护步骤和程序的集合。它是由飞机制造厂商发布的，依据各种组件、系统、APU、发动机的供货商提供的数据和制造厂商的技术数据综合编写而成，手册基本上都是严格按照ATAl00格式进行编排的，所以，掌握ATA100内容对手册的查阅是非常重要的。 下面以波音737-300飞机为例介绍AMM手册。学会查阅AMM的工作步骤，是机务维护人员的必修课程，是以维护手册为标准进行施工的必要前提。 3．1．2维护手册AMM的结构 维护手册的结构图已经出现在第二章第三节的内容中，维修手册依据ATAl00的章节形式“**--**--**”进行划分。除此之外维护手册根据自身的性质，按照工作的不同内容，将页码分成不同的区段。从表3-1中不难看出，页码的第一位是功能位，代表该页码段的工作内容和性质。而后面两位是顺序的页码，表明的是每页的排序，由于AMM手册的基本单位是页，因此页码对AMM手册的查询是一个关键点。 需特别指出的是，新的手册（波音737-600/700/800/900飞机）中，将飞机系统和组件的故障查找和故障隔离，另外编写了两本手册分别为故障隔离手册FIM（空客公司称为故障查找手册TSM）、故障报告手册FRM，故障隔离手册用于对故障的分析、隔离和排除，故障报告手册是故障发生时，如何使用故障代码等形式进行报告。这部分内容原载于AMM手册201-299页,而新手册201-299页则是描述组件在飞机中的位置。此外，新手册还增加了放行的偏离指南，以对应最低设备清单的内容。空客手册中401-499页，还有针对组件的脱开。因此在不同机型的AMM手册中，未熟练使用前，先应熟悉各页码段的内容，以方便查询。
民航客机起落装置
飞机起落架系统简介 起落架是飞机的重要部件，用来保证飞机在地面灵活运动，减小飞机着陆撞击与颠簸，滑行刹车减速；收上起落架减小飞行阻力，放下支持飞机。本文将简要介绍现代民用飞机起落架的组成及工作。一、起落架的作用起落架就是飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时用于支撑飞机重力，承受相应载荷的装置。概括起来，起落架的主要作用有以下四个：1、承受飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时的重力；2、承受、消耗和吸收飞机在着陆与地面运动时的撞击和颠簸能量；3、滑跑与滑行时的制动；4、滑跑与滑行时操纵飞机。二、起落架的配置形式起落架的布置形式是指飞机起落架支柱(支点)的数目和其相对于飞机重心的布置特点。目前，飞机上通常采用四种起落架形式：1、后三点式：这种起落架有一个尾支柱和两个主起落架。并且飞机的重心在主起落架之后。后三点式起落架的结构简单，适合于低速飞机，因此在四十年代中叶以前曾得到广泛的应用。目前这种形式的起落架主要应用于装有活塞式发动机的轻型、超轻型低速飞机上。 后三点式起落架具有以下优点：（1）在飞机上易于装置尾轮。与前轮相比，尾轮结构简单，尺寸、质量都较小；（2）正常着陆时，三个机轮同时触地，这就意味着飞机在飘落(着陆过程的第四阶段) 时的姿态与地面滑跑、停机时的姿态相同。也就是说，地面滑跑时具有较大的迎角，因此，可以利用较大的飞机阻力来进行减速，从而可以减小着陆时和滑跑距离。因此，早期的飞机大部分都是后三点式起落架布置形式。随着飞机的发展，飞行速度的不断提高，后三点式起落架
暴露出了越来越多的缺点：(1)在大速度滑跑时，遇到前方撞击或强烈制动，容易发生倒立现象(俗称拿大顶)。因此为了防止倒立，后三点式起落架不允许强烈制动，因而使着陆后的滑跑距离有所增加。(2)如着陆时的实际速度大于规定值，则容易发生“跳跃”现象。因为在这种情况下，飞机接地时的实际迎角将小于规定值，使机尾抬起，只是主轮接地。接地瞬间，作用在主轮的撞击力将产生抬头力矩，使迎角增大，由于此时飞机的实际速度大于规定值，导致升力大于飞机重力而使飞机重新升起。以后由于速度很快地减小而使飞机再次飘落。这种飞机不断升起飘落的现象，就称为“跳跃”。如果飞机着陆时的实际速度远大于规定值，则跳跃高度可能很高，飞机从该高度下落，就有可能使飞机损坏。 (3)在起飞、降落滑跑时是不稳定的。如处在滑跑过程中，某些干扰(侧风或由于路面不平，使两边机轮的阻力不相等)使飞机相对其轴线转过一定角度，这时在支柱上形成的摩擦力将产生相对于飞机质心的力矩，它使飞机转向更大的角度。(4)在停机、起、落滑跑时，前机身仰起，因而向下的视界不佳。基于以上缺点，后三点式起落架的主导地位便逐渐被前三点式起落架所替代，目前只有一小部分小型和低速飞机仍然采用后三点式起落架。2、前三点式：这种起落架有一个前支柱和两个主起落架。并且飞机的重心在主起落架之前。前三点式起落架是目前大多数飞机所采用的起落架布置形式，与后三点式起落架相比较，前三点式起落架更加适合于高速飞机的起飞降落。 前三点式起落架的主要优点有： 1）着陆简单，安全可靠。若着陆时的实际速度大于规定值，则在主轮
歼七起落架故障解析
西安航空职业技术学院 实训报告 论文题目：歼7飞机起落架维护 所属系部：航空维修工程系 指导老师：程军晋荣职称：教授 学生姓名：吴江波班级、学号: 10501119 专业：航空电子设备维修 西安航空职业技术学院制 2012年 03 月 25
飞机起落架故障分析 【摘要】 起落架是飞机的重要组成部分，飞机的停放、起飞着陆主要是由起落架来完成的。所以起落架的工作性能直接影响了飞机的安全性和机动性。 飞机起落架故障很多，本文主要针对歼七飞机的一些故障加以分析。主要阐述了歼七飞机主起落架机轮故障分析，飞机起落架收放系统典型故障分析。 歼7飞机起落架为前三点式布局，由1个前起落架、2个主起落架组成，其中主起落架安装左右机翼上。飞机停放时，起落架起着支撑作用；飞机地面滑行时、起飞着陆时，起落架起着缓冲作用，同时将地面载荷传迹到机身上。主起落架收起后，支柱收在机翼内，而机轮则绕活塞杆下部的转轴转动77°23′收入机身两侧。 主起落架为支柱式结构，由缓冲支柱、带刹车机轮、收放作动筒、转轮机构、上位锁、终点开关和护板等组成。 关键词：起落架机轮半轴裂纹法兰盘自动收起油路堵死电液换向阀
目录 目录 (2) 1.歼七飞机起落架收放系统典型故障分析 (3) 1.1歼七飞机前起落架自动收起的故障研究 (3) 1.1.1起落架收放控制原理分析 (3) 1.1.2起落架自动收起原因分析 (4) 1.1.3 电液换向阀性能不良 (5) 2.故障验证 (9) 3.改进起落架收放管路的设计 (10) 结束语 (11) 参考文献 (12)
1.歼七飞机起落架收放系统典型故障分析 1.1歼七飞机前起落架自动收起的故障研究 起落架收放系统是飞机的重要组成部分，此系统的工作性能直接影响到飞机的安全性和机动性． 改进设计飞机起落架收放系统主要用于控制起落架的收上与放下，控制主起落架舱门和前起落架舱门的打开与关闭，是飞机一个重要的系统，其能否正常工作将直接影响飞行安全。因此对该系统的维护和对所出现的故障进行分析研究，并进行有效的预防就显得十分重要。某单位在对某新型飞机做出厂试飞准备时，当机组人员接上地面压力源和电源进行该机的停机刹车压力调整时，在供压13min后，前起落架开始缓慢收起，飞机机头失去支撑最终导致机头接地，造成雷达罩和前机身02段蒙皮撕裂、结构损坏和前起落架变形等严重后果。本文将对前起落架自动收起的故障进行分析研究，并在此基础上针对性地提出预防措施。 1.1.1起落架收放控制原理分析 前起落架收放系统原理如图2-1所示。正常收起落间隙时，起落架收放手柄(下简称手柄)处于收上位时，电液换向阀l使高压油进入收上管路，放下管路b回油管路相通。在高压油的作用下，下位锁作
飞机维修手册资料
飞机维修手册资料 狭义航空出版物可分为三大类：飞机维修适用的手册、与飞机发动机相关的手册及与飞机适航性相关的手册。其中维修又按其工作性质分为：外场航线，定检时控，结构无损，深度维修。 (一)飞机维修适用的手册——外场航线： 1.飞机维护手册AMM(Airplane／Aircraft Maintenance Manual) 飞机和发动机制造厂所提供的维护手册，内容包括维护安装在飞机中的全部系统和功能部件的说明。 飞机维护手册的内容是用来满足外场人员维护安装在飞机上的组件、系统、结构的资料，而不是翻修和部件维人员使用的资料。 典型的飞机维护手册包括： (1)对各系统的描述； (2)润滑说明，加油次数，在不同系统中所用的润滑油脂和滑油; (3)在不同系统中的压力和电气负载; (4)使飞机正常工作的容差，及必需的调整； (5)水平校正、顶起和拖曳飞机的方法； (6)平衡操纵面的方法； (7)飞机在正常运行中所需的检查间隔和检查范围; (8)飞机的简单结构检查，维护方法； (9)一般的目视，孔探检验技术； (10)各种外场允许的专用工作单。 2.零件目录图解手册IPC(illustrated Parts Catalog) 由飞机生产厂家提供，记载飞机上各种零、部件的件号(Part Number)和图示。目录图手册按次序、归类、分解结构和机载设备的各种部件的各个剖面，从而标注出各个零、部件的件号、生产厂商、技术规范、使用数量、适用位置等信息。中间还包括飞机制造厂生产的所有组件的视图和剖面图。
3.系统图解手册SSM(System Schematics Manual) 由飞机生产厂商提供的，用以联系统一所有飞机系统的原理图示，以便理解系统原理和排除系统故障。图示展示了飞机机载系统的配置，系统功能，电路的操作，以及组件的辨识和位置，并且体现了机载电气、电子、液压系统与给定系统之间的逻辑关系。 4.线路图手册WDM(Wiring Diagram Manual) 由飞机制造厂商提供，列举所有安装在飞机上的电器设备及其装配线路，飞机各个系统连接线路的走向及排布。用于定位电器设备、线路的维护和排故。手册中对于所有的电器设备进行了编号，即：电器设备号(wiring Diagram Equipment Number)，也对所有导线和电缆编制了导线清单(Wire List)以及其它一些清单。 5.标准线路施工手册SWPM(Standard Wiring Practices Manual) 飞机制造商提供的飞机上的导线，电气部件必须遵守的修理方法，工具和材料。一般作为线路图手册(WDM)的标准施工部分使用，是线路维护必需的维护方法。 注：在老式飞机编写的手册中，标准线路施工手册的内容作为线路图手册中的一个章节，第二十章。现在，把标准线路施工的内容单独编写一本手册。鉴于此，标准线路施工手册俗称“二十章”。标准线路施工手册常与线路图手册结合使用。 6.自检手册BITE(Built—in test Equipment manual) 提供运行程序和故障隔离程序，给那些有自检设备的航线可更件LRU(Line Replaceable Unit)，以提高在飞机运行过程中的维修效率。 7.故障隔离手册和排故手册FIM&TSM(Fault Isolation Manual& Trouble Shooting Manual) 飞机制造厂商提供的，用于故障的隔离和排除的维修出版物。手册针对不同系统的故障代码，提供了推荐的故障隔离和排除程序，在没有故障代码的条件下，也提供了相应的故障处理方法以及排故思路。 8.故障报告手册FRM(Fault Report Manual) 飞机制造厂商提供给机组，用于故障的报告和排除的维修出版物。手册由不同的故障表现，提供了相应故障代码以便于维护人员进行排故。 9.工具设备图解清单ITEL(Illustrated Tool and Equipment List) 提供在航线和车间使用的特殊、专用工具设备的描述图表和使用图示，经飞机制造厂家认可的地面辅助设备供应商。
民航执照考试上册-第4章起落架系统
（上册）第4章起落架系统 1、后三点起落架的特点：结构比较简单、重量也较轻。但飞机在地面稳定性较差，易发生 所谓的“跳跃”现象，大力刹车可能使飞机发生倒立。 前三点起落架的特点：地面运动稳定性好，滑行中不容易偏转和倒立，可大力刹车。 主要缺点是前起落架承受的载荷较大。 2、支柱套筒是起落架特点：结构简单，易于收放；吸收水平撞击载荷性能差。 3、撑杆式支柱套筒起落架是现代民航飞机主起落架结构的一般形式。 4、摇臂式起落架结构特点：机轮通过摇臂与减震器连接，但结构复杂。 5、在小车架式起落架中，轮架与支柱是铰接的。 6、小车架俯仰稳定减震器在不平地面滑行时，减缓小车架的震动。小车架倾斜定位机构的目的是减小轮舱的设计尺寸。 7、大型飞机上使用小车架式起落架的主要目的是将飞机重量分散到更大的面积上。 8、减震原理：将吸收的撞击动能转换为飞机的势能和热能。 9、油气减震器主要是利用气体的压缩变形吸收撞击能量，起缓冲作用，利用油液高速流过小孔的摩擦消耗能量。 10、现代民航飞机起落架减震器支柱内灌充的油液为石油基液压油、气体为干燥的氮气。 11、油气减震器在伸张过程中，气体放出能量，其中一部分转变为飞机的势能，另一部分也由油液高速流过小孔时的摩擦以及密封装置等的摩擦，转变为热能消散掉。 12、油气减震器在压缩和伸张过程中，油液作用力与活塞运动速度的平方成正比，与油孔面积的平方成反比。 13、油液作用力随压缩量的增大，先增大后减小。 14、载荷高峰：减震器所受的载荷在压缩过程之初会出现一个起伏，这种现象叫载荷高峰。 15、调节油针的作用：消除载荷高峰，增大热耗系数。 16、单向调节活门：减小飞机减震柱伸张速度，从而消除反跳现象，同时也增大了热耗作用。单向调节活门又叫防反跳活门。 17：油气减震充灌不正常的危害： （1）油量正常、气压小于规定值：当飞机粗猛着陆的撞击动能等于规定的最大能量时，要产生刚性撞击；