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

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。结合当时事故发生的情况，导致前起落架自动收起的原因如下。

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：

232W P Q πδ

μ?=

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

图3电液阀滑阀泄漏示意图

的要求。电液换向阀泄漏示意图如图3所示。

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l、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。

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。

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。

(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)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。

二．数据符合规定前起落架为何放不下

1995年4月13日，我部歼七×××，号机飞完第一个起落着陆时，前起落架未放下，两主轮接地后正常滑跑，机头触地后又滑行约800米停在跑道中段右侧。机务人员及时赶到现场，抬起机头，这时前起落架自动掉下，机务人员将前起落架推上锁，进行初步检查后，即将该机牵引至定检中队。

该机于1992年12月19日第二次大修出厂后飞行236小时446个起落。，在这之前的445个起落均无异常现象。

1、地面检查和模拟试验情况

为查清故障原因，检查组对可能造成前起落架放不好的有关部位进行了专项检查。

1.1 飞机着陆后，飞机主液压系统尚有余压60kgf／cm2，油量正常，油箱密封增压良好。在定检中队进行起落架收放共10次，均未发现异常，起落架收上时间为8秒(规程规定不超过15秒)，左右起落架收上时问差为1秒(规程规定不大于1．5秒)。

1.2开车检查液压泵及液压系统工作情况，系统工作正常，从起动至慢车压力达到140kgf／cm2。，符合规定(规程规定为140一5 kgf／cm2)。

1.3将该机与另一架良好的歼教七飞机同时拉至起飞线，顶起千斤顶，作慢车工作状态下的收放情况对比，收放起落架10次，未见异常；测量前起落架各部间隙，均符合规定

1.4检查前起落架锁臂、锁槽．表面光滑无毛刺，摇臂转动灵活。测量前起落架开锁动作筒活塞杆与开锁臂之间的间隙h值为3.5mm，其值虽在上极限，但仍住规定值的允许范围内。

1.5模拟飞机着陆状态，发动机在小转速液压泵处在卸荷末期，先放襟翼减速板，紧接着放起落架，再次进行收放起落架的试验(将地面油泵车压力调至80kgf／cm2。)。这样的试验共做了12次，其中3次主起落地已开锁并放到位，主起落架放下指示灯亮后，前起落架仍未开锁。等到系统压力恢复至所调压力值时，前起落架才开锁并放到位，但前起落架开锁时响声很大。

2、原因分析

针对模拟收放试验中该机前起落架3次出现开锁难、放下晚的情况，检查组集中分析了该机前起落架开锁动作筒工作失常导致前起落架放不下的可能性。

如图（4）所示，正常情况下，前起落架开锁动作筒的工作可分

开锁动作筒工作原理图（4）

为三个阶段：第一阶段，活塞杆伸出长度h为2—3.5mm，消除活塞杆与开锁臂的间隙；第二阶段，活塞杆伸出长度L为20-21mm，锁钩机构开锁，活塞上(右)端面在“B”管咀通油孔的边缘；第三阶段，活塞杆伸出长度S为29～31mm时,“B”管咀打开，前起落架收放动作筒通油工作。一般情况下，只要能够达到上述的顺序条件，就能保证先开锁后放起落架。

经测量，该机h值为3．5mm，L值为20.5mm，S值为30.5mm。从测量情况看，该机除h值在上极限位置外，其余均正常。

根据开锁动作筒的作原理可知，当h值分别在上极限位置(3.5mm)极限位置(2mm)时,值达1．5mm。对于一个既定的开锁动作筒而言，如果当其h值为2mm时，活塞杆伸出L后锁钩机构即开锁，而此时活塞上(右)端面又正好处在“B”管咀即将通油的边缘的话，那么，当其h值因某种原因变为3.5mm时,活塞杆伸出L后，就可能出现在锁钩机构尚未开锁(需要活塞杆再伸出1.5mm才能开锁)的情况下，“B”管咀的油路已通，前起落架收放动作筒的上腔已提前通油，使前起落架产生一个放下力矩，而该力矩又通过支柱上凸部的锁槽作用在锁块上，增大相互的摩擦力，如此时液压系统压力小于80kgf／cm2。，此摩擦力与锁簧拉力之和就很可能大于前起落架开锁动作筒活塞杆的开锁力，造成前起落架开不了锁、放不下。

为进一步判明该机此次故障是否符合上述分析，检查组在地面做了如下试验：用手摇泵给开锁动作筒的“A”管咀加压，并拆开“B”管咀接头(便于检查“B”管咀的通油时机).查发现，活塞杆伸出长度

21mm起落架锁钩机构尚未开锁，而“B”管咀开始通油。这项试验结果与以上分析完全吻合

为什么该机在翻修出厂后的445个飞行起落中，工作都正常，而到第446个起落着陆时前起落架放不好呢?为什么发生问题后，地面收放起落架102次均正常呢?检查组分析，这可能是因为在液压系统压力较大(80～lOOkgf／cm2。)时，虽然也存在开锁动作筒“B”管咀通的问题，但由于开锁动作连续(中间不停顿)，动摩擦力较小，所以，前起落架放不下来的故障就暴露不出来。而只有在小压力、连续收放和开锁停顿等几个因素同时存在的情况下，前起落架放不下来的故障才会发生。据飞行员反映，该机本次飞行是小航线着陆，着陆放起落架前飞行员可能使用了减速板。因此，当时的情况就可能是：飞行员使用减速板时，液压系统已处于卸荷末期，系统压力很小，放减速板后，压力进一步减小，接着再放起落架，则压力减至更小(据地面试验，压力可减小至0)，使开锁动作筒活塞杆的伸出过程有停顿，使开锁动作不能连续完成。而在液压系统压力回升时，“B”管又恰通油，因而收放动作筒对锁钩机构施加了压紧力，增大了开锁摩擦力。所以，在这次着陆时，小压力、．连续收放和开锁停顿等几个因素恰好向时具备，致使前起落架开不了锁、放不下，加上该机本次是小航线着陆，从飞行员放起落架到飞机着陆接地的时间缩短，在液压系统压力尚未回升到足以使前起落架开锁放出之前，机头已接地。

3、结论

根据以上分析，开锁动作筒活塞杆与开锁臂之间的间隙偏大(虽

在规定范围内，但处在上极限)是造成该机本次着陆时前起落架未放好的直接原因。

三、总结：通过以上的分析说明，歼七飞机起落收不上、放不下、动作筒错为等故障，其原因主要是油液污染，油泵的供油性能不足和某些设计缺陷等，经过理论计算，检修或实验，可以把问题透明化，就有可能更好的解决问题，为提高飞机的飞行品质和可靠性提供了保障，提高了飞行安全系数，最后，也可能为航修企业提供一些必要的规则。

四、致谢：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。

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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,这篇在时间上相对紧迫的论文难免会有一些漏洞或不足,恳请您的谅解! 谢谢您,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！

五、参考文献

1．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，1990．7．

2．某型飞机地勤培训教材第二册．西安：航空工业总公司第603研究所，1995．10．

3．黄树执．歼七飞机构造讲义［M］．空军工程学院，1987：70- 71 4．杨闽桢．飞机机体传动与控制［M］．空军工程学院。1986：276-287

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

(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

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

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.wendangku.net/doc/304794078.html,b和https://www.wendangku.net/doc/304794078.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：

飞机起落架结构优化设计及制造加工

2011 年春季学期研究生课程考核 起落架结构优化设计及制造加工 关键词：起落架设计改进制造技术 为满足某型飞机的研制需要，采用现代起落架的设计理念，在保持原起落架结构以及起落架与飞机的协调关系(连接形式、接口尺寸、电液和操作习惯)等方面基本不变的情况下，从设计、T艺方面进行改进，达到了增强承载能力、减轻重量和提高寿命的目的。试验验证和装机使用表明，改型后的飞机起落架性能优于原型机的性能，实现了减重、增寿,以及增强飞机使用安全性的目标。 1 设计改进 根据飞机起落架改进技术方案要求，在保证飞机安全性的前提下，尽量减轻起落架的重量，并达到增寿的目的。经设计分析和计算，对不满足强度要求的零部件进行加强改进，对强度较富裕的零部件进行减重改进。 1.1 缓冲支柱优化设计 飞机着陆蕈量的增加，相应引起起落架吸收动量增加，导致起落架着陆冲击载荷的增加。为了尽可能地降低着陆冲击过载，须对起落架的缓冲系统进行优化设计。为此，在充分利用原结构的前提下，进行缓冲器充填参数、阻尼油针的优化设计，选取多组缓冲结构并通过落震试验验证。通过一系列比较和验证，阻尼油针选用圆角方形截面结构，如图1所示。该油针的选用，使飞机起落架阻尼特性稳定、磨损小，同时提高了缓冲器系统承载能力。 1．2部分零(组)件结构重新设计 对起落架的部分零(组)件结构重新进行设计，改善了零件的受力状态，从而提高了起落架的承载能力。如将主起落架斜撑杆由刚性结构改为弹性结构，以改善起落架斜撑杆的协调承载能力，减少结构不 圈1圆角方形截面油针 Fig．1 Square section pin with round comer 协调引起的结构超载损伤，降低中部接头的应力水平，提高主起落架外筒中部接头的寿命。改进前后的结 构如图2、图3所示。 图2刚性斜撑杆(原结构) Fig．2 Rigid batter brace(original structure)

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？

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

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、

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。

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

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）