飞机起落架故障分析

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，本文主要针对歼七和歼八飞机的一些故障加以分析。主要阐述了歼八飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析和歼七飞机起落架收放系统典型故障分析。

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

Abstract:

Landing gear is an important part of the plane, the plane's parking, off and landing is mainly composed of landing gear to finish. So the landing gear on the working performance directly affect the safety of the aircraft and mobility.

Landing gear fault many, this article mainly aims at annihilates seven and fighters eight aircraft some fault analysis. Mainly expounds the main annihilates eight plane aeroplane undercarriage tyre half axle crack fault analysis and fighters seven aircraft gear fault analysis of typical positioning systems. And explained how to judge whether these faults and some trouble-shooting reason method.

Key words：Landing gear Tire half shaft Crack Flanges Automatic pack up Oil-wayquartz Electro-hydraulic reversing valves

目录

1.歼8飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析 (3)

1.1引论 (3)

1.1.1主起落架结构设计概况 (3)

1.1.2 主起落架机轮半轴故障概况 (4)

1.2主起落架机轮半轴失效分析 (4)

1.2.1主起落架机轮半轴受力分析 (5)

1.2.2 机轮半轴裂纹检测及断口分析 (6)

1.3主起落架机轮半轴疲劳试验结果 (7)

1.3.1 机轮半轴疲劳试验破坏部位 (8)

1.3.2 试验结果与使用情况差异分析 (8)

1.3.3外场飞机使用特点分析 (9)

1.3.4 主起落架机轮半轴失效分析结论 (9)

1.4主起落架机轮半轴结构设计改进 (9)

1.4.1半轴结构设计改进原则 (9)

1.4.2半轴结构细节设计改进 (9)

1.5经验教训 (10)

1.5.1 设计载荷谱、变形预测与实际使用情况相符 (10)

1.5.2完善细节抗疲劳设计和强化工艺是提高结构抗疲劳开裂的重要技术途径 (10)

1.5.3地面疲劳试验验证刚度模拟要真实 (10)

1.5.4制定合理的检修周期是确保使用安全的重要措施 (10)

2歼七飞机起落架收放系统典型故障分析 (11)

2.1歼七飞机前起落架自动收起的故障研究 (11)

2.1.1起落架收放控制原理分析 (11)

2.1.2起落架自动收起原因分析 (12)

2.2.1 电液换向阀性能不良 (12)

2.3故障验证 (14)

2.4维修对策 (14)

2.4.1改进起落架收放管路的设计 (14)

2.4.2提高产品质量，加强安装前的检查 (15)

结束语 (16)

谢辞 (17)

参考文献 (19)

1.歼8飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析

1.1引论

1.1.1主起落架结构设计概况

歼8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。

图11-1

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，如图11—1所示。其中缓冲支柱主要是由外筒、活塞杆、机轮半轴、扭力臂和装于支柱内部的柱塞式缓冲器所组成。由锻铝合金制造的带刹车的机轮即安装在机轮半轴上。轮轴的一端制有接头，与活塞杆下端耳片铰接，并制有连接转轮机构的耳片。轮轴上还制有千斤顶顶窝和安装传递撞击载荷的止动螺栓的轴孔。

早期歼8飞机的支柱外筒、活塞杆、轮轴等主要受力件均采用超高强度钢GC4（40CrMnSiMoVA）模锻件制造，并进行喷丸强化及直接涂漆表面处理。在后续机型中，支柱外筒、活塞杆、轮轴等主要受力件采用了更为先进的超高强度钢300M（40CrNi2Si2MoVA）模锻件制造，并进行喷丸强化及镀铬—钛、涂漆的表面处理和表面防护。

GC4钢是超高强度钢，具有良好的工艺性能和综合力学性能，对缺口和氢脆有较高的敏感性。热压力加工成形性能良好，但对过热较敏感，不允许采用气焊和镀锌工艺。

300M钢也是一种中碳低合金超高强度钢，具有高淬透性，淬火加低温回火后强度达1960MPa，兼有优良的横向塑性、断裂韧度、抗疲劳性能，但对缺口和

氢脆也有较高的敏感性，一般不推荐焊接。

无论是GC4钢还是300M钢，由于对应力集中的敏感性，所以在零件设计时，尽可能选用大的截面过渡半径，并用选用较小的粗糙度值，保持零件表面光滑。此外，在生产和使用中要严格控制热处理、表面处理等工艺过程，防止产生氢脆。

对于GC4钢制造的机轮半轴，早期机型机轮半轴寿命为3000多个起落，后续机型机轮半轴寿命4000多个起落，并规定在弟二次大修时更换机轮半轴，载荷谱中没有考虑腐蚀因素。

1.1.2 主起落架机轮半轴故障概况

歼8后续机型某架飞机在夜航第二个起落着陆过程中，当距跑道端头550m时，右侧主机轮及刹车组件脱离飞机，右主起落架机轮半轴折断、支柱着地，活塞杆连接机轮半轴耳片处和机轮半轴下表面磨损约15mm，飞机其他部位无损伤。该右主起落架已使用了909个起落。

机轮半轴从法兰盘内外两侧断为3截，法兰盘外侧轮轴断开不规则，呈45°角；法兰盘内侧轮轴断口截面比较平整垂直.

在歼8飞机大修时，在主起落架机轮半轴上连续发现裂纹，这些机轮半轴起落次数约在1400个起落左右。在普查中陆续发现，约有23 ％的飞机机轮半轴出现裂纹，其中近61％起落次数在1300起落以上，近20％在1000—1300起落之间，近19％在1000起落以下。

裂纹发生的部位在机轮半轴法兰盘外圆根部倒角变截面处，具体在安装止动螺钉的凹面台阶背面法兰盘弟1孔附近的变截面处角度α的范围内，见图11—3。

图11-3

裂纹方向均沿着变截面的交界线，裂纹长度最短的为3mm，最长的为80mm。在出现裂纹的这些机轮半轴上未发现锈蚀情况。

1.2主起落架机轮半轴失效分析

1.2.1主起落架机轮半轴受力分析

机轮半轴在起落架上的安装及其结构如图11—4所示。飞机在起飞、着陆、滑行、刹车和转弯等情况下，所有地面传来的载荷及飞机着陆接地时产生的撞击能量均通过机轮半轴传到活塞杆上。应力分析结果表明，歼8机种主起落架机轮半轴的应力较高

图11-4

机轮刹车装置借助9个螺栓将刹车壳体安装在轮轴的法兰盘上，法兰盘R2圆角处与机轮刹车壳体有配合关系，刹车壳体该处倒角尺寸为 2.5mm×45°。机轮半轴的法兰盘主要承受飞机刹车时产生的扭矩，裂纹所在处的第1螺栓孔在刹车过程中受力较大，并且在R2圆角处的应力集中加大了剪切作用（图11-5）；

图11-5

另外飞机着陆时机轮着地瞬间，地面载荷分别作用机轮垂直向上的载荷和逆航向载荷，二者的合力在α扇形区内作用给半轴，对其根部形成剪切和弯曲作用。上述3种载荷传至半轴根部，必然会产生较大的工作应力。再考虑R2圆角多大应力集中因素，其应力水平还将大幅度提高。正是作用在R2圆角处的剪应力和弯曲正应力的共同循环作用，结果在该处产生疲劳裂纹。

1.2.2 机轮半轴裂纹检测及断口分析

1 外场机轮半轴断裂检查

目视观察，机轮断成3部分，法兰盘内侧轮轴断口比较平直，沿法兰盘R2处有近一周的封闭裂纹。封闭裂纹断口为疲劳断口形貌特征，疲劳源为线性多源（周向沿加工痕迹长约25mm）。源区位于轮轴法兰盘第一安装孔附近的内侧下方R2处，源区局部有擦伤，源区附近未发现明显的冶金缺陷。疲劳裂纹从左下方沿法兰盘圆周方向逆时针扩展了300余度后，分成两叉，一叉沿法兰盘外侧轮轴快速扩展，另一叉沿法兰盘内侧轮轴快速扩展。断口上疲劳弧线、放射棱线明显，粗大的放射线指示出疲劳扩展方向，端口上有多条明显的疲劳弧线。在扫描电镜下观察，在源区附近和扩展区均可见到韧窝带或局部疲劳条带等疲劳微观特征，大部分区域为韧窝形貌。

基于上述观察结果，初步判断轮轴断裂属于高应力低调疲劳断裂。

轮轴由GC4钢模锻制造加工。在法兰盘部位沿模锻件纵向切取试样进行测评，平均强度值符合设计要求（190±10Kgf／㎜2），且偏于上线，见表11—2。

表11—2 显微硬度及换算值

级为0.5级，氧化物夹杂等级为1级，夹杂物总和为1.5级，符合技术要求。经检测，样品晶粒度等级为7.5级，符合技术要求。

用4％的硝酸酒精溶液侵蚀样品，在400倍显微镜下观察组织，金相组织为正常的淬火、回火组织。化学成分检测结果见表11—3，其中碳含量偏于上线。

等均符合设计要求。

由此可知，零件材质、尺寸符合设计要求；源区有磨损，附近未冶金缺陷和外来损伤，裂纹较平直，有氧化特征，为疲劳断口形貌。疲劳源特征为线性多源，裂纹始于轮轴法兰盘第一安装孔附近的内侧下方R2处，属于高应力低周疲劳断裂。

2大修厂机轮半轴裂纹检查

经外观检查，发现长约45mm、最深处约2mm的裂纹，为穿透壁厚，裂纹位置同图11—2。断口比较平直，有氧化特征，为多源疲劳断口形貌。断口上有多条明显的疲劳弧线，并有较粗大的放射棱线，指向疲劳裂纹的扩展方向。疲劳源特征为线性多源，源区位于轮轴法兰盘第一安装孔附近的内侧下方R2处。源区局部有磨损，源区附近未见冶金缺陷。

经低倍检查，裂纹位于零件法兰盘内侧轮轴前端第一安装孔R2尺寸根部，沿法兰盘内侧轮轴R2处延伸。裂纹具有台阶状线源疲劳开裂特征。裂纹处未见划伤、碰伤以及明显的加工痕迹。

在扫描电子显微镜下观察断口，发现在源区附近及扩展区均存在韧窝带或局部疲劳条带等疲劳微观特征，其他大部分区域为韧窝结构，断口上疲劳部分有氧化特征。用3％的硝酸酒精溶液浸蚀金相试样，在400倍显微镜下观察组织，基体金相组织为正常的淬火、回火组织。裂纹较平直，开口度约为5um，从裂纹形貌上看具有疲劳开裂的特征。

在法兰盘部位沿模锻件纵向切取试样测试，平均强度值偏上线（显微硬度值换算后与实际强度值有一定的偏差），符合设计要求。边缘显微硬度测试结果表明，零件边缘脱碳深度符合设计要求。显微硬度测试结果见表11—4.

表11—4 显微硬度测试结果

表11—5化学成分分析结果

圆角等均符合设计要求。

由此可知，零件材质、尺寸符合设计要求；源区有磨损，附近未见冶金缺陷和外来损伤，裂纹较平直，有氧化特征，为疲劳断口形貌。疲劳源特征为线性多源，裂纹始于轮轴法兰盘第一安装孔附近的内侧下方R2处，属于高应力低周疲劳断裂，同外场断裂件检查结果。

1.3 主起落架机轮半轴疲劳试验结果

1.3.1 机轮半轴疲劳试验破坏部位

歼8后续机型主起落架疲劳试验时，机轮半轴在20000多次起落时发生断裂，折合使用寿命为4000多个起落。断裂位置是根部销钉孔处，如图11—6所示。从中可以看出，与外场飞机发现裂纹的部位完全不同。

图11-6

1.3.2 试验结果与使用情况差异分析

机轮半轴在疲劳试验和外场使用中所暴露的破坏部位、寿命存在较大差别，主要因为：

（1）机轮半轴在疲劳试验模拟与飞机真实机轮的刚度存在差别

疲劳试验用假机轮与真实机轮不同。前者采用钢材料制造，由焊接拼合制成，其刚度较大；而后者使用锻铝、钢等多种材料制成，轮毂上套装轮胎，其刚度比疲劳试验所用的假机轮刚度小的多。因此，在实际使用中，由于真实机轮刚度较小，容易产生变形，会使侧向载荷的能力较弱。而疲劳试验所用的假机轮由于刚度较大，不存在变形，侧向载荷直接通过轮轴传走，不会传到法兰盘上。因此，疲劳试验中法兰盘的应力水平低于外场使用情况，这是出现二者寿命差异的因素之一。

（2）外场刹车载荷谱偏重

虽然疲劳试验采用的是实测过载谱，但由于使用情况的不断变化，实测的刹车谱已经不能反映出所有外场飞机使用刹车的实际情况。统计数据表明，后续机型在外场使用中，超过正常着陆重量的着陆次数已达到23％左右。由于主要在着陆滑跑过程中使用刹车，随着超过正常着陆重量着陆次数的增多，飞机使用刹车也比过去严重，因此对于机轮半轴法兰盘使用也比过去严重，导致其应力偏高、寿命偏短。

（3）超常着陆所产生的冲击载荷和摩擦载荷对半轴根部和法兰盘产生影响飞机超正常着陆时，地面的垂直冲击载荷和摩擦载荷的合力通过机轮传给半轴，对半轴根部产生弯曲和剪切作用，使其应力水平进一步提高；同时，使机轮和半轴产生变形的趋势增大，对法兰盘的侧向作用载荷加大，使其应

力水平同时增加。而这些实际情况在疲劳试验中未得到真实模型。

1.3.3外场飞机使用特点分析

对外场4家单位的飞机起飞着陆情况进行调查发现，超过最大着陆重量的着陆情况没有发生过，而超过正常着陆重量的着陆次数已达到20％左右。

考虑到少数起落中还要求机身挂副油箱。机翼中挂点挂1枚或者2枚导弹等因素，保守估计，超过正常着陆的起落次数将会达到23％左右。

而通常要求飞机超过正常着陆重量着陆的起落次数不应超过10％。

1.3.4 主起落架机轮半轴失效分析结论

（1）本文b中所述的机轮半轴断裂个案与外场普查所发现的机轮半轴裂纹性质相同，均属于高应力低周疲劳断裂。裂纹是在使用过程中产生的，其萌发和扩展经历一段循环周期。

（2）在实际使用中，因机轮和半轴会出现弹性变形，导致法兰盘上产生侧向载荷；23％的超过正常着陆重量着陆的起落次数会进一步增大侧向载荷作用，同时使半轴根部和法兰盘的应力水平提高。

（3）半轴在法兰盘根部过渡圆角处存在应力集中，导致该处应力水平提高。

（4）疲劳寿命实验中机轮半轴的考核结果未能真实模拟实际使用情况。

（5）半轴、法兰盘与机轮的材质、几何尺寸、表面粗糙度等均符合设计要求，未发现意外损伤。

1.4主起落架机轮半轴结构设计改进

1.4.1半轴结构设计改进原则

（1）基于成本和周期考虑，结构设计改进仅局部于机轮半轴和机轮，而不涉及更多零件组件的设计更改。

（2）对半轴结构细节进行设计改进，提高其抗疲劳开裂能力。机轮进行协调性更改。

（3）加强对设计改进后机轮半轴的疲劳特征评定。

（4）对机轮半轴的设计改进方案不应涉及其锻造模具的更改，以节省周期和成本。

（5）经设计改进后，新的机轮半轴能够在外场条件下方便更换，以尽快满足外场部队的需要。

（6）加强对原主起落架机轮半轴的监控，保证飞机的使用安全。

1.4.2半轴结构细节设计改进

（1）将机轮半轴法兰盘厚度增加1mm，根部圆角半径增加1.5mm；

（2）将连接机轮半轴法兰盘和机轮刹车壳体的螺栓长度增加1mm；

（3）将机轮刹车壳体与半轴法兰盘配合部位的倒角宽度增加2mm；

（4）对喷丸工艺参数进行优化选取，提高半轴结构细节工艺强化的寿命增益。

1.5 经验教训

1.5.1 设计载荷谱、变形预测与实际使用情况相符

在机轮半轴故障整治过程中，通过深入分析发现，载荷谱中未计及23％超常着陆载荷、着陆瞬间由机轮传给半轴的冲击载荷和摩擦载荷的影响；在外力作用下，机轮和半轴的弹性变形导致法兰盘变形协调而产生附加作用力。这些因素在设计载荷谱中均未考虑，与飞机主起落架的实际使用情况不符，导致机轮半轴、法兰盘的工作应力水平过高。如果机轮半轴应力水平过高、细节设计考虑不够充分，就容易发生低周疲劳破坏，即高应力、低循环疲劳破坏。

1.5.2完善细节抗疲劳设计和强化工艺是提高结构抗疲劳开裂的重要技术途径

改进细节设计，可有效地消除刚度突变、降低应力集中程度，进而控制薄弱细节的工作应力水平，达到延长结构疲劳寿命的目的。将机轮半轴法兰盘厚度增加1mm、根部圆角半径增加1.5mm、机轮刹车壳体与半轴法兰盘配合部位的倒角宽度增加2mm都是为改进细节设计所采取的具体措施。合理的工艺强化措施可有效地获取疲劳寿命增益，对机轮半轴的喷丸工艺参数、喷丸部位进行优化选取，是为了完善半轴结构细节工艺强化措施。

1.5.3地面疲劳试验验证刚度模拟要真实

在主起落架疲劳试验中，机轮刚度模拟与飞机实际使用情况相差较大，由于结构变形协调，必然产生彼此牵连的附加载荷，对半轴结构细节疲劳特性可能会产生影响。因此，地面疲劳试验所暴露的疲劳开裂部位、周期、形态等与真实情况可能存在差异，亦即由于模拟不够真实，可能导致地面疲劳考核试验的结果不能完全反映飞机的使用情况。因此，地面疲劳试验验证模拟要尽量真实，这样才能有效暴露疲劳薄弱部位，达到验证或预测结构寿命的目的。

1.5.4制定合理的检修周期是确保使用安全的重要措施

如前面A-b所述，在909个起落时右主起落架半轴首次发生断裂事故；大修时发现机轮半轴上裂纹的起落次数约在1400个起落左右；普查中发现，约有23％的飞机机轮半轴出现裂纹，其中近61％起落次数在1300个起落以上，近20％在

1000—1300个起落之间，近19％在1000个起落以下。这些裂纹明显对飞机安全使用构成威胁，甚至是巨大隐患。只有制定并执行安全检查，及时发现并排除半轴裂纹，才能保证飞机的使用安全。

2歼七飞机起落架收放系统典型故障分析

2.1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。

2.1.1起落架收放控制原理分析

图2-1 前起落架收放系统原理图

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。

2.1.2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后撑杆来保持的，所以要使前起落架收起，必要条件是下位锁开锁。而下位锁开锁有两种情况：第一种是机械原因，即放下起落架时下位锁处于假上锁状态，在维修和使用过程中受到某种外力扰动而开锁；第二种是液压原因，即有液压油进入下位锁开锁作动筒，使作动筒活塞杆缩进导致下位锁开锁。而外部检查和事后的收放检查均未发现下位锁有假上锁的现象。因此前起落架自动收起是由液压方面的原因引起的。而由液压原因引起下位锁开锁的因素很多。当电液换向阀工作不正常使来油与收上管路相通，或者联锁开关故障，地面又误将手柄置于收上位置，在电液换向阀工作时，当给飞机供油压时，都会使下位锁开锁。但这两种情况会使前起落架以较快的速度收起而不会缓慢收起，另外也会同时收起主起落架。但这与事故发生时的实际情况不符，因此基本可以排除。

2.2.1 电液换向阀性能不良

起落架电液换向阀用于起落架收放管路的控制，是一种三位四通电液阀，当手柄在中立位置时(不通电)，电液换向阀处于中立位置，

图2-2电液换向阀中立位置(断电)

此时供油路堵死，起落架的收、放管路均与回油路相通，如图2-2所示。由于滑阀与阀套之间都有径向间隙6，由6形成两个相同的矩形节流缝隙，此缝隙的节流面积为A=W8，由于形6，且通过此节流口的流量很小，雷诺数m也很小，流动状态属于层流，故通过此节流口的流量Q为：

2

32W P Q πδμ?=

式中：P ?——节流口两侧压力差；

μ——动力粘度系数；

W

——节流口面积梯度。

则此时，通过2个节流口处的流量为：

2012()32s W P P P Q Q πδμ

?-== 式中：s P ——主液压系统供油压力；

0P ——回油管路压力。

由上式可知，泄漏量的大小主要由节流口面积梯度形和径向间隙6确定，当间隙6越大，则泄漏量越大。而形的大小主要与阀芯的直径有关，直径越大梯度越大；6的大小主要与阀口的形状、制造工艺和加工质量等有关，当设计合理、工艺水平和加工质量高、滑阀和阀套之间没有偏心时，则6就小。如果是新阀，径向间隙小，故泄漏量也小；如果是旧阀，由于控制边被磨损，泄漏面积增大，则泄漏量也增大。为测定泄漏量的大小，拆下电液换向阀，堵住通向作动筒的两个接头，在供压接头处．加液压20．59MPa ．在回油接头处接上量杯。

3min 后，在回油接头处漏油量为45mL ，远大于所规定的不超过20mL 的要求。电液换向阀泄漏示意图如图2-3所示。

图2-3电液换向阀泄露示意图

2.2.2 系统不完整，回油路堵死

为了提高起落架收放系统的可靠性，在系统设计中采用了余度技术。即当正常收放起落架失效时，飞行员可以采用冷气应急放下起落架，以保证安全着陆，如图1所示。为防止应急放起落架时，大量液压油回到密闭增压油箱，使油箱因回

油过多而引起爆破，为此在电液换向阀的回油路上安装了应急排油活门。应急放起落架时，将收上管路的油液直接排到机外。平时，在主液压系统供压且电液换向阀不工作时，电液换向阀泄漏到收放管路中的油液可以通过应急排油活门直接流入回油管路中，因此不会引起收放系统的压力升高；如果回油管路被堵死，不能回油时，则泄漏油将进入收放系统(参看图2-l、2-2)，使系统压力升高，当压力升高到一定值时就会引起系统故障。据了解，在发生本次事故前，应急排油活门因故障拆下修理，用堵头将回油路堵住，使起落架收放系统不能回油。这样，电液换向阀泄漏到收放管路的压力油就不能释放掉，收放系统的油压将逐渐升高。由于前起落架下位锁的开锁压力比主起落架的小，因此当压力达到一定值后，就会首先使前起落架下位锁开锁，这样飞机在自重的作用下就会引起前起落架自动收起。

2.3 故障验证

为了验证上述分析是否正确，在原飞机上进行了以下试验：

(1)给主液压系统供压并通电，把手柄放在中立位置。保持30min后，前起落架下位锁没有任何动作。这说明在系统完整的情况下，因电液换向阀的渗漏而进入收放系统的压力油可以从应急排油活门处及时排出系统回油箱。

(2)为模拟事故当时的系统环境，将应急排油活门拆下，并用堵头堵住回油路。给主液压系统供压5min后，前起落架下位锁就开始动作，到6min时下位锁完全开锁。该项试验足以证明从起落架电液换向阀泄漏进入起落架收放系统的油液确实能够将前起落架下位锁打开，说明上述分析是完全正确的。

2.4维修对策

由以上分析和验证可知，本次事故的原因有两个：一是起落架电液换向阀泄漏量超过规定；二是起落架收放系统不完整，使系统丧失了对不良因素的“自我消化”能力。为了有效预防此类事故的发生，

建议采取以下措施。

2.4.1改进起落架收放管路的设计

经仔细分析后不难发现，该型飞机在系统的设计方面存在一些不足。应急排油活门的功用是应急放起落架时将收上管路的油液排到机外。由于应急排油活门是安装在系统的回油管路上的，一方面当应急排油活门出现故障时，将会影响整个系统的回油，进而影响系统的工作；另一方面当电液换向阀故障使收上管路不能回油时，则在应急放起落架时，收上管路的油液就无法从应急排油活门排到机外，就会使起落架无法应急放下，即应急放起落架还要受到电液换向阀工作的影响。该型飞机在定型试飞过程中就曾发生过应急放起落架未放到位的故障，其原因就是由于电液换向阀的故障引起的。所以这种安装是不科学的，它使系统的可靠性和安全性降低。但是如果将应急排油活门安装到收上管路，即电液换向阀收上接头的出口处，则既不会影响应急排油活门的功能，又能提高系统的可靠性，也不

会发生上述事故。因此，建议有关部门经充分论证后，将应急排油活门安装到电液换向阀收上接头的出口处。

2.4.2提高产品质量，加强安装前的检查

电液换向阀是起落架收放控制系统的核心附件，对其制造质量和性能指标都有具体的要求。但在实际生产和使用过程中，人们往往重视它的功能，而对它的泄漏量等指标的规定不太重视，总认为泄漏量的大小对系统的工作和性能没有什么影响。因此建议一方面要努力提高工艺水平和加工质量，保持滑阀和阀套的同心，以尽可能地减少滑阀与阀套之间的径向间隙，另一方面在装机使用前一定要加强对其各种性能指标的测定，对泄漏量超过规定的电液换向阀不允许安装使用。

结束语

经过三个月时间我顺利的完成了我的毕业设计，这三个月对我来说很重要。让我受益匪浅，不仅锻炼了良好的逻辑思维能力，而且培养了我弃而不舍的求学精神和严谨作风。回顾此次毕业设计，是大学三年所学知识很好的总结

此次到处寻找文件不仅重温了过去所学知识，而且学到了很多新的内容。相信这次毕业设计对我今后的工作会有一定的帮助。所以我用心的把它完成。在设计中体味艰辛，在艰辛中体味快乐。

谢辞

我毕业设计及毕业论文的完成，得到了很多同学和老师的帮助，因此，我要向他们表示最真挚的感谢。尤其要感谢我的指导老师宋双杰老师。

历经近三个月的时间,我的论文终于圆满完成,这不仅仅是我完成了老师下达的任务,更是对我大学整个专业知识的一次升华!在写论文的过程中,我深深感觉到我的专业知识还待进一步的完善,基础知识还得进一步夯实!知识面的狭窄是我完成这篇论文最突出的一个问题,在充分认清了我的不足后,我更加努力地利用我打工业余的时间来搜集大量的专业资料,并尽量吸收其中的精华,最终通过自己的独立思考将之转变为自己的东西,并在一定程度上提出了自己的一些见解,较成功的实现了由理论转为实践的最终目的!

当然,论文能顺利完成离不开指导教师的教诲,特别在学期的实习中,您一直灌输我们“多思考,多动手”的意识,这在我构思论文时去积极的独立思考并解决一些实际的问题起到了很好的启蒙作用!在此向您及所有的指导教师道一声:您辛苦了!在以后的工作中,我会继续秉承您的教诲,以一个优秀员工的行动给老师争光,给航院添彩!

完成论文期间我并没有专业实习的机会,虽然我很努力地去写好我的论文,但由于自己的知识面的狭窄及实习经验的匮乏,这篇论文难免会有一些漏洞或不足,恳请您的谅解! 谢谢您,宋老师!

同时还要感谢我的同学们，三年的大学生活，他们帮助我学到了很多，使我懂得了很多道理，同时也打下了良好的基础，我才能顺利的完成这次的毕业论文设计，以及能在以后的工作生活中，不断的开拓进取。

再次的感谢你们，谢谢！

参考文献

1．Gunther c k.Goranson UG.斯而健谱载荷对飞机主结构件中裂纹扩展的影响。 1987；3-10

2．黄树执．歼七飞机构造讲义［M］．空军工程学院。1987；10-11 3．史纪定．液压系统故障诊断与维修技术．北京：机械工业出版社，1990．11-13

4．杨闽桢．飞机机体传动与控制［M］．空军工程学院。1986；14

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)

300M飞机起落架外筒锻件生产过程中关键技术研究_国内外飞机起落架

1.2 国内外飞机起落架生产及研究现状 1.2.1 飞机起落架简介 起落架是飞机四大关键部件（发动机、机翼、机身、起落架）之一[17]。飞机起落架是飞机在地面停放、滑行、起飞、着陆时用于支撑飞机重力，承受相应载荷的装置[18]。图1-1为波音777的主起落架，飞机起落架是关系飞机安全运行的重要功能部件，概括起来，起落架的主要作用有以下四个[18-21]：(1)承受飞机在地面停放、滑行、起飞、着陆时的重力； (2)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)提供滑跑与滑行时的制动；(4)滑跑与滑行时操纵飞机。 图1-1 波音777飞机主起落架 飞机的安全性能对起落架的主体材料有高要求，既要求有较高的抗拉强度和足够的韧性，又要求能承受较大的冲击载荷，还要求有良好的抗疲劳和抗腐蚀性能[22]。低合金超高强度钢因其良好的综合性能、低廉的生产成本、简单的生产工艺，而广泛应用于起落架的生产工艺中。目前我国飞机起落架的主体材料广泛采用300M钢整体锻件、钛合金整体锻件制造技术，300M钢抗拉强度高达到1860MPa，断裂韧性高。300M钢与同强度的低合金超高强钢相比，300M钢的抗疲劳性能明显优于4340、30CrMnSiNi2A、40CrMnSiMoV A等钢种，同时介质中裂纹扩展速率显著降低，这些特点使得300M钢成为飞机起落架的主导应用材料 [21]。 1.2.2 国内外飞机起落架的发展与研究现状 飞机起落架形状复杂，结构不对称。同时主起落架、前起落架等均为飞机的主要承力构件，既要求起落架锻件整体、精密、流线随形和表面少、无损伤，也要求

起落架长寿命、高可靠、结构轻和经济性。国外在飞机起落架研发设计、生产、制造等发面处于国际领先水平，起落架的制造技术已达到高度专业化，飞机起落架的制造产业也非常成熟 [23-25]。国外起落架用材料主要有超高强度合金结构钢和高强高韧钛合金，如300M、35NCD16、AerMetl00等钢，以及Ti-1023、Ti6Al4V等钛合金均为高纯度的原材料，能够保证锻件在锻造过程中晶粒可控。国外起落架锻造设备先进，起落架锻件既有在锤上模锻的，也有在液压机或螺旋压力机上模锻的，同时先进的制坯技术使得终锻过程金属变形的流线随形，同时避免折叠、裂纹等缺陷。这是西方发达国家起落架锻件品质优良、价格昂贵且供不应求的技术诀窍。 20世纪50年代起，我国开始研制飞机起落架，经过60余年不断探索，国产起落架已装备了多种类型飞机[17]。在八五期间，超高强度合金300M起落架研制与应用研究课题中，将抗疲劳制造技术理念贯穿于课题研究全过程，从改善起落架低应力集中细节设计入手，提高原材纯净度，首次将焊接结构起落架更改设计成整体结构锻件，着力于从整体锻件制坯技术上获得整体锻件具有良好的均匀细晶组织和包络流线。通过查找相关国内文献发现[26-31]，对飞机起落架的研究主要集中在起落架建模与仿真、着陆动态仿真、滑行性能分析、断裂损伤分析、结构疲劳寿命预测。随着有限元软件及计算机硬件基础的迅速发展以及实际生产的需求，对于起落架的生产研究也逐渐增多，陈春利用有限元仿真平台制订了起落架锻造成形工艺的不同路线，研究了不同工艺参数对起落架成形的影响规律，建立了起落架主体材料的锻造成形过程中微观组织演变模型，分析了不同工艺参数对锻件微观组织的影响[32]。 与西方发达国家相比，我国的起落架制造技术还比较薄弱，主要表现在[21,31-32]: (1)起落架寿命短，现阶段我国自主生产的民用起落架寿命只能达到2万次起落，而西方发达国家生产的起落架起落寿命可达6万次。(2)起落架使用性能差，受材料领域发展的制约，材料制备工艺的稳定性差，材料的纯净度相对较低，材料的流线以及晶粒难以控制，使得飞机起落架很难承使用过程的高冲击载荷。(3)质量稳定性不高，设计方法和生产工艺普遍落后于国外的起落架现代设计技术，导致起落架的合格率较低。(4)生产周期长，生产成本较高。我国起落架的研制及生产周期高达5-10年，而西方发达国家的研制生产周期仅为2-3年，较长的周期相对的延长，导致生产的成本居高不下。以上这些因素影响了我国的飞机自主研发技术的发展，也大大的制约着我国航空航事业的发展。 受制于设备条件和技术能力不足，现阶段国内大部分起落架只能采用对击锤或

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

NG飞机结构与起落架复习资料

NG飞机结构与起落架复习资 料

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737NG飞机结构与起落架复习资料 一、填空题 1、可用下列标注尺寸在机身上查找部件：机身站位线、机身纵剖线、水线。 2、垂直安定面有四个基准尺寸：垂直安定面站位、垂直安定面前缘站位、方向舵站位、垂直安定面水线 3、飞机有八个主要分区帮助查找并识别飞机部件和零件：100 -下半机身、200 —上半机 身、300 —机尾、400 —动力装置和吊舱支柱、 500 —左机翼、600 —右机翼、700 —起落架和起落架舱门、800 —舱门 4、发动机工作时周围的危险：进气吸力、排气热量、排气速度、发动机噪音。 5、飞行操纵系统包括：主操纵系统、辅助操纵系统。 6、驾驶舱内的主要面板：P宜机长仪表板、PZ中央仪表板、P5前顶板、P5后顶板、P 乙遮光板、P3副驾驶仪表板、P9前电子面板、控制台、P8后电子面板。 7、在控制台上的操纵和指示装置包括以下部件：前油门杆、反推油门杆、速度刹车手 柄、水平安定面配平轮和指示器、停留刹车手柄和指标灯、襟翼手柄、安定面配平切断 电门、起动手柄。 & 737NG 飞机液压动力系统由：主液压系统、地面勤务系统、辅助液压系统、液压指 示系统组成。 9、备用液压系统是一个必备系统，为以下部件提供备用液压动力：方向舵、前缘襟翼和缝翼、两个反推装置 10、备用油箱低油量电门在油箱内油液少于50%时，向位于驾驶舱内飞行操纵面板上的琥珀色备用液压低油量灯发送信号，使灯点亮。 11、当飞行控制面板上的任一盏琥珀色灯亮时，主警告灯和位于系统通告面板（ P7） 上的飞行控制灯也会点亮。 12、当油泵压力低于1300 psi时，液压系统A和B的发动机驱动泵（EDP ）和电动马达驱动泵（EMDP ）的琥珀色油泵低压指示灯会点亮。当液压压力高于1600psi时，琥珀色 低压指示灯熄灭 13、利用地面勤务车为系统增压时，首先必须卸掉液压油箱的压力

(完整word版)飞机起落架基本结构

起落架 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。任何人造的飞行器都有离地升空的过程，而且除了一次性使用的火箭导弹和不需要回收的航天器之外，绝大部分飞行器都有着陆或回收阶段。对飞机而言，实现这一起飞着陆（飞机的起飞与着陆过程）功能的装置主要就是起落架。 基本介绍 起落架就是飞机在地面停放、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。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：承受飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时的重力；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；滑跑与滑行时的制动；滑跑 与滑行时操纵飞机。 2结构组成 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。此外还包括承力支柱、减震器（常用承力支柱作为减震器外筒）、收放机构、前轮减摆器和转弯操纵机构等。承力支柱将机轮和减震器连接在机体上，并将着陆和滑行中的撞击载荷传递给机体。前轮减摆器用于消除高速滑行中前轮的摆振。前轮转弯操纵机构可以增加飞机地面转弯的灵活性。对于在雪地和冰上起落的飞机，起落架上的机轮用滑橇代替。 2.1减震器 飞机在着陆接地瞬间或在不平的跑道上高速滑跑时，与地面发生剧烈的撞击，除充气轮胎可起小部分缓冲作用外，大部分撞击能量要靠减震器吸收。现代飞机上应用最广的是油液空气减震器。当减震器受撞击压缩时，空气的作用相当于弹簧，贮存能量。而油液以极高的速度穿过小孔，吸收大量撞击能量，把它们转变为热能，使飞机撞击后很快平稳下来，不致颠簸不止。 2.2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。 2.3机轮和刹车系统 机轮的主要作用是在地面支持收飞机的重量，减少飞机地面运动的阻力，吸收飞机着陆和地面运动时的一部分撞击动能。主起落架上装有刹车装置，可用来缩短飞机着陆的滑跑距离，并使飞机在地

飞机起落架死点分析

飛機起落架（鼻輪）收放機構之研究分析 專題學生 林庭煒 Ting -Wei Lin 指導老師 張志鋒 教授 Chi-Feng Chang 一、中文摘要 飛機起落架為安裝於機體的裝置，其功能為(1) 負責起飛後及降落時輪子的收放；(2) 支撐飛機的載重；(3) 具備避震功能，吸收著地後的震動；(4) 鼻輪必須要具備轉向功能。 飛機起落架收放機構主要採用油壓驅動器作為主動件，而起落架為了要支撐飛機的載重，並承受著地時地面給予起落架的瞬間衝擊力，通常將起落架設計為具有死點的機構，使得起落架能成為穩定的結構來承受降落時所產生的負荷。 關鍵詞： 起落架(Landing Gear)、油壓驅動器、死點(Dead Center) 二、目的 使用電腦繪圖軟體描繪出各機件的形狀後，組合成一個完整的飛機起落架收放機構，並透過電腦模擬加以分析了解飛機起落架的收起與放下的確切作動情形。 三、內容 圖（一）為一飛機起落架的機構簡圖，是一個六連桿機構且自由度為一的拘束機構，可產生確切的收放運動。桿1為整個飛機起落架收放機構的固定端，固定於飛機機體；桿2與桿3為一組油壓驅動器，控制整個起落架的收放；桿4與桿5為連接桿，負責傳遞由油壓驅動器所產生的運動傳遞至桿6；桿6為連接桿，連接桿5以及機架並且與輪軸相連接。而在設計起落架收放機構時，應先滿足機構的自由度以及運動鏈的部分，『必須是為六連桿運動鏈且自由度必須為一』，再來為選定機構內的固定桿與連接桿、運動對接頭。 四、繪圖成果 五、未來展望 目前這只是飛機鼻輪(nose landing gear)部分的起落架收放機構分析，未來可以加入主起落架(main landing gear)以及飛機機體，並將起落架固定於飛機機體，形成一個完整的模型。再利用機構學所學的觀念，完成整套飛機的起落架收放機構的速度與位置分析與死點分析，導入力學的觀念，可以計算受力情形、選擇適合材料、決定機件形狀 大小。並用Open GL 模擬，使得整套的起落架收放機構，有更完善健全的內容。 圖一 起落架展開 起落架收合

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

基于疲劳寿命的飞机起落架结构优化技术国内外研究现状

地保证预期疲劳寿命的问题。该方法已经成为目前新产品设计的一个有效手段，是航空、车辆等重要装备结构设计的发展方向。因此，研究疲劳寿命优化方法在起落架结构设计中的应用具有重大的工程意义。 1.2 国内外研究现状 1.2.1 起落架结构疲劳研究现状 飞机起落架疲劳破坏机理和疲劳寿命分析一直是国内外的研究热点，理论研究成果被有效地应用到起落架设计、制造、维护等各个环节。从1956年Gentric开始研究起落架结构应力分布规律和细节设计策略开始，国内外逐步形成了完整的起落架疲劳寿命研究。 国内学者近年来从不同的侧面对起落架的疲劳寿命问题进行了广泛研究。在细节设计方面，绍永起系统化阐述了起落架结构典型耐久性分析方法[9]，马康民研究了起落架半轮叉疲劳寿命分析方法[10]。理论方面，左富纯等对某型机起落架全尺寸疲劳试验件断口进行分析，得到了局部应力导致改型起落架发生疲劳失效的结论[11]，李乐新等研究了通过起落架全尺寸疲劳试验件的断口分析确定起落架翻修期的方法[12]，陈大明等研究了飞机起落架用钢贝氏体组织的屈强比与裂纹形成的关系[13]。制造工艺方面，周兰钦研究了起落架制造过程中抗结构疲劳的一些措施[14]，江治俊等研究了解决疲劳问题所采取的设计与工艺改进措施[15]。疲劳实验方面，龙凤鸣等研究了扭力臂变行程疲劳试验技术[16]，戈阿丽对运七飞机起落架外筒收放作动筒连接摇臂的断裂损伤进行了分析[17]，冯培礼研究了飞机起落架连续变行程疲劳试验技术[18]。 1.2.2 结构疲劳寿命优化研究现状 疲劳寿命的结构优化是上世纪70年代兴起的一种长寿命、高可靠性结构设计方法，它克服了传统结构设计固有的缺点。1973年，Latos开始研究基于疲劳寿命的结构优化方法[19]，此后国外学者从不同侧面提出了一些切实有效的适用方法。 1997年，Gerhard提出了用响应面方法来代替具有复杂几何外形和复杂加载条件下结构的疲劳寿命，讨论了设计过程中响应面的构造程序，将结构的耐久性引入到以疲劳寿命为约束，以最小重量为优化目标的结构优化中[20]。2003年，Haiba提出了不同应力状态下结构寿命的评估方法，通过多体动力学分析确定疲劳载荷，实现了车辆悬架系统关键部件的疲劳寿命优化问题[21]。2005年，Hauber通过有限元分析和多体动力学分析等手段探讨了基于耐久性的结构形状优化设计问题[22]；同年，Haiba从优化算法的角度研究了结构疲劳优化的进化算法，提出采用基于分析寿命进行有限元单元删减的策略[23]；Jones把结构损伤作为约束条件研究了具有初始缺陷的结构疲劳寿命优化问题，并提出利用集群计算提高计算效率[24]；A.J.Arrieta提出了考虑损伤容限分析（DTA）的飞行器机翼全局结构的优化设计，把残余应力和疲劳寿命要求设为新的设计约束[25]。2007年，Mrzyglod提出基于参数化有限元分析的结构疲劳寿命优化方法， 2

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。

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

飞机起落架结构及其系统设计_本科毕业论文

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 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) 4.4.2 试验结果与使用情况差异分析 (23) 4.5 主起落架机轮半轴失效分析结论 (24) 4.6 主起落架机轮半轴结构设计改进 (24)

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？

飞机起落架载荷实测技术研究

飞机起落架载荷实测技术研究 摘要应变法是飞机起落架载荷飞行测量的一种重要方法，采用该方法首先要对飞机起落架进行应变改装及载荷标定试验，然后根据标定试验数据建立载荷与应变之间的关系模型，即载荷方程。起落架载荷方程建立通常采用多元线性回归法，为保证方程精度及稳定性，还要对方程进一步优化。飞行中将实测应变数据代入通过优化得到的载荷方程即可得到高精度的飞机起落架实测载荷。 关键词载荷；应变法；载荷方程；优化；实例分析 0 引言 飞机在起飞、着陆过程中，起落架承受较为严重的载荷，飞机起落架载荷的大小和传递方式对于起落架及其与机体连接部分的结构强度有很大的影响作用。飞机起落架飞行实测载荷较理论计算、落震试验结果具有无可比拟的真实性、可靠性，是飞机结构完整性验证试飞的一项重要内容，对飞机起落架结构设计定型、疲劳定寿具有重要意义。通过校准试验建立起落架载荷与应变之间的关系模型（即载荷方程）是起落架载荷飞行实测的关键环节，载荷方程的建立及优化直接决定了起落架载荷实测的精度。文中用到以下符号： Px：作用在轮胎接地点的航向载荷；Fx：作用在轮轴中心的航向载荷 Py：作用在轮胎接地点的垂向载荷；Pz：作用在轮胎接地点的侧向载荷 Fz：作用在轮轴中心的侧向载荷；DS：缓冲器支柱压缩量（×20mm） 1应变测载法的基本原理 当飞机在地面运动时，起落架上通常作用有三个方向的载荷，即航向Px、侧向Pz和垂向Py。由于这些载荷的作用，使起落架结构产生变形。如果假定起落架受载时其应力都在弹性范围内，那么起落架载荷校准问题就属于线性模型问题。为了测量这些载荷，可在被测起落架结构的某些部位粘贴应变片，并按一定的方式组成应变电桥。由于测量误差的存在和除了Px、Py、Pz以外的其他独立未知外载荷（如偏心力矩）的作用，各电桥的输出值与外载荷的函数关系式为： 建立应变方程为： （1）

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。

飞机基本结构

飞机结构详细讲解 机翼 机翼是飞机的重要部件之一，安装在机 上。其最主要作用是产生升力，同时也 在机翼内布置弹药仓和油箱，在飞行中 收藏起落架。另外，在机翼上还安装有 起飞和着陆性能的襟翼和用于飞机横向 纵的副翼，有的还在机翼前缘装有缝翼 加升力的装置。 由于飞机是在空中飞行的，因此和一般的运输工具和机械相比，就有很大的不同。的各个组成部分要求在能够满足结构强度和刚度的情况下尽可能轻，机翼自然也不外，加之机翼是产生升力的主要部件，而且许多飞机的发动机也安装在机翼上或机翼因此所承受的载荷就更大，这就需要机翼有很好的结构强度以承受这巨大的载荷，也要有很大的刚度保证机翼在巨大载荷的作用下不会过分变形。 机翼的基本受力构件包括纵向骨架、横向骨架、蒙皮和接头。其中接头的作用是将上的载荷传递到机身上，而有些飞机整个就是一个大的飞翼，如B2隐形轰炸机则根就没有接头。以下是典型的梁式机翼的结构。 一、纵向骨架 机翼的纵向骨架由翼梁、纵 樯和桁条等组成，所谓纵向是指沿翼展方 向，它们都是沿翼展方向布置的。 * 翼梁是最主要的纵向构件，它承受 全部或大部分弯矩和剪力。翼梁一般由凸 缘、腹板和支柱构成（如图所示）。凸缘通 常由锻造铝合金或高强度合金钢制成，腹板 用硬铝合金板材制成，与上下凸缘用螺钉或 铆钉相连接。凸缘和腹板组成工字型梁，承 受由外载荷转化而成的弯矩和剪力。 * 纵樯与翼梁十分相像，二者的区别在 樯的凸缘很弱并且不与机身相连，其长 时仅为翼展的一部分。纵樯通常布置在 的前后缘部分，与上下蒙皮相连，形成 盒段，承受扭矩。靠后缘的纵樯还可以 襟翼和副翼。 * 桁条是用铝合金挤压或板材弯制而成，铆接在蒙皮内表面，支持蒙皮以提高其承力，并共同将气动力分布载荷传给翼肋。 二、横向骨架 机翼的横向骨架主要是指翼肋，而翼肋又包括普通翼肋和加强翼肋，