6第六章 起落装置
第六章起落装置
起落装置通常包括起落架和改善起落架性能的装置两大部分。起落架主要用来使飞机能在地面滑跑和灵活地运动。飞机在着陆接地和地面运动时，会与地面产生不同程度的撞击，起落架应能减缓这种撞击，以减小飞机的受力；起落架还应保证飞机在地面运动时，具有良好的稳定性和操纵性；对现代飞机来说，为了减小飞行阻力，起落架必须是可收放的。基于这些要求，现代飞机的起落架，通常由承力结构、减震器、机轮和收放机构等组成。
6.1起落架简介
起落架的配置型式、结构型式、滑行装置的型式和收放型式，是有关起落架全貌的一般知识。了解这些知识，便于对起落架各部分进行深入的研究。起落架的配置形式和收放机构的工作是否良好，直接影响着飞机起飞、着陆的性能和安全；而结构型式不同的起落架，在受力方面又各有特点。因此，懂得这些知识，还可以帮助我们正确地操纵和维护飞机。
一、起落架的配置形式
图 6-1 起落架的配置型式
起落架在飞机上的配置型式，通常有三种。
后三点式（图6-1a）；两个支点（主轮）对称地安置在飞机重心前面，第三个支点（尾轮）位于飞机尾部。
前三点式（图6-1b）：两个支点（主轮）对称安置在飞机重心后面，第三支点（前轮）位于机身前部。前三点式起落架的飞机，尾部通常还装有保护座。
自行车式（图6-1c）：两组主轮分别安置在机身下部、飞机重心的前后，另有两个辅助轮对称地装在左右机翼下面。
二、起落架的收放形式
起落架的收放型式通常是对主起落架而言的，因为前起落架和尾起落架的收放比较
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简单，而且总是向前或向后收入机身的。主起落架的收放型式，大致可分为沿翼展方向收放的和沿翼弦方向收放的两种。
1、沿翼展方向收放
单发动机飞机的起落架，大多是沿翼展方向收放的。由于机翼根部厚度较大，起落架通常都向里收入机翼根部或机身。但有的飞机为了在翼根处安装油箱或其他原因，起落架也有向外收入机翼的。有些飞机的起落架上装有转轮机构。收起落架时，转轮机构能使机轮平面相对于支柱旋转一个角度，以便把机轮收入机身两侧的轮舱内。
2、沿翼弦方向收放
这种收放型式广泛地用在双发动机和多发动机飞机上。因为在这些飞机的机翼上，通常部设有发动机短舱，有较大的容积来收藏起落架。沿翼弦方向收放的起落架，有向后收的，也有向前收的。
6.2起落架减震装置
起落架减震装置由轮胎和减震器两部分组成。它的功用是：减小飞机在着陆接地和地面运动时所受的撞击力，并减弱飞机因撞击而引起的颠簸跳动。
6.2.1 油气式减震器
一、基本工作原理
油气式减震器主要利用气体的压缩变形吸收撞击动能，利用油液高速流过小孔的摩擦消耗能量。它的基本组成包括外筒、活塞、活塞杆、带小孔的隔板和密封装置等（图6-2）。外筒内腔下部装油，上部装气。减震器在未受外力时，由于冷气压力的作用，活塞处在最低位置。
飞机着陆接地后，要继续下沉而压缩减震器。在压缩行程中，撞击动能的大部分由冷气吸收，其余则由油液高速流过小孔时的摩擦和密封装置等的摩擦，转变为热能消散掉。
飞机停止下沉时，减震器的压缩量最大，冷气作用力大大超过了停机时作用在减震器上的力（叫减震器的停机载荷），所以减震器随即伸张，飞机向上运动的速度逐渐增大。这时，油液在冷气压力作用下，经小孔高速向下流动，油平面逐渐下降，气压降低，冷气作用力随着减震器的伸张而逐渐减小。同时油液作用和密封装置等的机械摩擦力要抵消一部分冷气作用力，因此，减震器的伸张力总是小于冷气作用力的，而且它随着减震器不断伸张而减小。当减震器的伸张力小于其停机载荷时，飞机向上运动的速度逐渐减小。减震器伸张而顶起飞机的过程，叫做减震器的伸张行程（或反行程）。在伸张行程中，冷气放出能量，其中一部分转变成飞机的位能，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。
飞机停止向上运动时，减震器的伸张力已小于其停机载荷，飞机便开始第二次下沉，减震器重新被压缩。由于在第一次压缩和伸张行程中，已有很大一部分能量转变为热能消散掉，所以，减震器在第二次压缩行程中吸收的能量比第一次小得多。经过若干次压
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缩和伸张，减震器就能将全部撞击动能逐步地转变成热能消散掉，使飞机很快平稳下来。
飞机在不平的地面上滑行时，减震器的工作原理与上述情况相同。一般地说，飞机滑行时撞击动能较小，减震器压缩量也较小。
二、减震器性能的调节装置 调节减震器的性能，就是改变它的工作特性，使之更好地符合飞机对减震器的要求。减震器性能的调节装置，通常就是改变通油孔面积的装置。 1、通油孔面积调节装置
飞机粗猛着陆时，减震器的压缩速度一开始增加得特别迅速，如果通油孔面积比较小，油液作用力就会突然增大，减震器所受的载荷也突然增大。这样减震器所受的载荷，在压缩行程之初会出现一个起伏，如图6-3曲线adb 所示，这种现象称为“载荷高峰”。在这种情况下，减震器所受的载荷可能超过规定的最大值。
增大通油孔面积，能减小油液作用力，从而避免载荷高峰；但飞机在正常着陆和滑行时，减震器的压缩速度较小，油液作用力很小，减震器的热耗系数会大大降低。为了既能避免载荷高峰，又能取得较大的热耗系数，目前大多数减震器，其通油孔面积在工作过程中是可以改变的。
现代减震器广泛地采用了通油孔面积随压缩量变化的调节装置。它的基本原理（参看图6-4a ）是：在压缩行程的最初阶段，通油孔面积很大，油液流过通油孔时，基本上没有流动阻力，这段行程称为自由行程；随着压缩量的增大，油针使通油孔面积逐渐减小。这种减震器不仅能消除载荷高峰并取得较大的热耗系数，而且还可以减小飞机在高速滑跑中受到的载荷。它的工作特性曲线如图6-4b 中曲线adb 所示。
根据各种飞机对减震器的不同要求，通油孔面积随压缩量变化的方式是多种多样的。改变调节装置的形状，即可取得各种不同的通油孔面积变化方式。
通油孔面积调节装置的构造型式有油针式（见图6-4a ）和油槽式（图6-5）两种。
图6-3 出现载荷高峰
时减震器的工作特性曲线
图6-2 油气式减震器原理图
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2、反行程制动活门（防反跳活门）
具有通油孔面积调节装置的减震器，在伸张行程中，由于通油孔面积逐渐变大，热耗系数也较小。为了增大热耗系数，有的减震器装有在伸张行程中堵住一部分通油孔的反行程制动如图6-6所示。
图6-6 具有反行程制动活门的减震器
示意图及其工作特性曲线
6.2.2 油气式减震支柱的维护
目前飞机普遍采用的是油气式减震支柱。因此，下面重点介绍油气式减震支柱的维护。
一、油、气灌充量不正常对减震性能的影响
6-4具有油针的减震器示意图
及其工作特性曲线
图6-5 具有油槽的减震器示意图
每一种飞机的起落架减震装置，油、气灌充量都有规定。如果油、气灌充量不符合规定，减震装置会变得过软或过硬，它的减震性能就不符合这种飞机的要求。
减震装置过软或过硬的原因及危害如下。
（1）减震器的气压或减震器的油量小于规定数据
这时减震装置变软。减震装置变软后，虽然在正常着陆和滑行时，飞机各部分所承受的撞击载荷较小，但是，由于它阻止飞机下沉（即反抗压缩）的力较小，当飞机粗猛着陆的撞击动能等于规定的最大能量时，减震装置即使完全被压缩，也还不能把撞击动能吸收完，因此，飞机要继续下沉，使减震器内的活塞与限动装置相撞，以致飞机各部分的受力急剧增大。这种情况严重时，可能引起飞机某些结构损坏。
图6-7 油量正常和油量不足的减震器示意图
（2）减震器的气压或减震器的油量大于规定数据轮胎或减震器的气压过大，减震装置就会因反抗压缩的力增大而变硬。减震器的油量过多时，冷气的初始体积减小，与油量过少的情况相反，减震装置也要变硬。
减震装置变硬后，即使在正常着陆和滑行时，飞机各部分受到的力也要比灌充量正常时大。因此，飞机各部分结构容易因疲劳而提前损坏。在粗猛着陆的情况下，变硬的减震装置虽然能吸收完规定的最大能量，但撞击力已超过规定的最大值。这时，起落架和飞机的某些结构也可能损坏。
综上所述，当减震支柱油、气充灌不正常时，会影响减震支柱的工作性能，甚至会损坏其结构，所以，掌握减震支柱的油、气量充灌标准和正确的充灌程序是相当重要的。现代飞机减震支柱通常有两个充灌嘴，充气嘴和充油嘴分离，这为维护提供了方便。
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6.3起落架收放系统
现代飞机起落架收放系统一般都以液压为正常收放动力源，以液压、冷气或电力作为备用应急动力源。起落架收放系统能否正常工作直接影响到飞机和旅客的安全，因此了解起落架收放系统的工作原理，掌握正确的维护方法是相当重要的。
6.3.1 锁机构
收放位置锁用来把起落架锁紧在收上和放下位置，以防止起落架在飞行中自动放下和受到撞击时自动收起。
收放位置锁的构造型式是多种多样的，收上锁通常采用挂钩式，利用摇臂、弹簧和动作筒等机构来上锁或开锁。图6-8所示为比较常见的收上锁。
图6-8 收上锁的构造及上锁原理
收起落架时，安装在主起落架上的锁扣向上顶锁钩，使锁钩的尾端沿着锁臂向上滑动，当锁钩的尾端滑过锁臂时，弹簧收缩，通过开锁臂将锁臂拉入（因锁臂与开锁臂固定在同一转轴上），顶在锁钩尾端的下面，这时锁扣挂在锁钩上，起落架即被锁住；放起落架时，高压油液推出开锁动作筒的活塞杆，顶动开锁臂，使锁臂离开锁钩的尾端，起落架便在本身重量和收放动作筒的作用下脱离锁钩。
起落架在放下位置通常靠锁支柱锁住。在放下位时，锁支柱呈过中立状态，以防止侧撑杆折起，将起落架可靠地保持在放下位，不致在飞机滑行和停放时起落架收起。
6.3.2 正常收放系统
一、正常收放系统工作原理
常用的典型以液压为动力的起落架收放系统基本组成包括动作筒，选择阀、收上锁、放下锁、顺序阀、管路及一些的液压附件。这些附件是以能保证起落架和舱门的顺序运动而互相连接起来的。
液压转动起落架收放系统的工作情况是非常重要的，所以必须相当详细地掌握。图6-9收放系统原理图首先，考虑当收上起落架的工作情况。把选择阀（图6-9）扳向“收上”位置，压力油直接进入起落架收上油路。液体流到八个部件；进入顺序阀C和D，进入三个起落架放下锁，进入前起落架动作筒和两个主起落架动作筒。
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注意当液压油刚刚流进顺序阀会遇到的情况。由于顺序阀是关着的，这时压力油不能流入舱门动作筒。因而舱门是不能关闭的。但压力油进入三个放下锁动作筒是上边，此时起落架开始收上。前起落架因为它的动作筒尺寸小，所以首先收好并使收上锁锁上。另外，因为前起落架舱门由前起落架联动装置单独操纵，所以舱门也关闭。同时，主起落架仍在收上动作中，并将每个主起落架动作筒放下端的液体挤出去。此时，油液畅通无阻地通过单向限流阀，压开顺序阀A和B，并流经起落架选择阀进入液压系统的回油管路。然后，当主起落架达到完全收上位置并且使收上锁锁好时，传动机构的连杆则推动顺序阀C和D的栓塞，打开顺序阀内的活门并使压力油进入舱门动作筒，并关闭起落架舱门。
主起落架是在侧撑杆关节处涂一条红色线，当起落架放下锁定时，侧撑杆伸直，观察到一条实线，而当此线变为虚线时，则表示起落架没有可靠锁定。这是一种机械指示方式。
二、警告系统
为了确保飞机安全着陆，当飞机处于某种着陆状态而起落架的位置不正确时，警告系统会发出警告提醒驾驶员，警告系统一般包括灯光警告和音响警告。
1、灯光警告
以B-737为例，红色指示灯是非安全着陆警告灯。红灯点亮发出警告的条件为：
①收放手柄位置与起落架位置不一致；
②任一发动机油门杆在慢车位而起落架不在放下锁定位。
2、音响警告
为了进一步提醒驾驶员飞机处于危险的状态，飞机上除了灯光警告外，还需有音响警告系统，还是以B-737为例，系统发出警告的条件为：
（1）一个油门手柄收回，襟翼放下，而起落架（任一个）不在放下锁定位，系统将发出连续音响警告，此时可通过按压复位电门进行人工停响。
（2）襟翼放下超过十个单位，若此时两个油门手柄同时收回，而起落架（任一个）不在放下锁定位，系统将发出连续音响警告，但不能通过按压复位电门进行人工停响。
（3）襟翼放下超过十五个单位，而起落架（任一个）不在放下锁定位，系统将发出连续音响警告，但不能通过按压复位电门进行人工停响。
三、地面防收安全措施
飞机在地面停放时，要有地面防收装置，防止起落架意外地收起，造成人员的伤亡和设备的损坏，起落架的防收措施有以下几种：
（1）起落架手柄不能直接扳动，防止由于维护人员的触碰而收起起落架。在空中，驾驶员收起起落架时，要扳动扳机才能扳动起落架手柄。
（2）起落架手柄在地面不能扳到收上位。飞机在地面停放时，由空/地传感器发出信号，起落架手柄锁继电器断电，起落架手柄锁锁柱立起，使起落架手柄只能处于下位和关断位，在地面进行起落架收放试验时，必须将飞机顶起，使空/地传感器发出空中信号，起落架手柄锁继电器通电，起落架手柄锁柱倒下，才能使起落架手柄扳到收上位。
起落架的空/地传感器感受飞机的空地信号，一般以感觉起落架支柱的压缩与伸张
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来判断飞机是在空中还是在地面。前起落架的空/地传感器装在扭力臂上，直接由扭力臂的伸张与压缩来作动靶标接近传感器，获得空/地信号，而主起落架只在右起落架装有空/地传感器，由减震支柱的伸张与压缩驱动一根推拉钢索作动空/地安全电门，获得空/地信号。
（3）地面锁除上述安全措施外，飞机还配有附加的安全装置———地面锁。常用的方法是将锁销插入起落架支承结构的定位孔内，并挂上红色标签，提醒人们注意。
此外，为使起落架处于良好的工作状态，起落架维修中涉及到收放有关的零附件时应进行收放试验，起落架收放试验是查找起落架系统中存在的故障的一种可靠的方法。
图6-9 起落架收放系统原理图
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6.4前轮转弯系统
对于起落架为前三点式配置的飞机，前轮转弯系统为飞机在地面机动滑行时提供方向控制。
6.4.1 前起落架支柱的构造特点和前轮的稳定距
一、前起落架支柱的构造特点
为了使前轮能绕支柱轴
线偏转，前起落架在构造上采
取了一些措施。图6-10a表示
一种支柱套筒式前起落架，前
轮固定在减震支柱活塞杆下
部的轮叉上，轮叉通过扭力臂
与可绕支柱外筒转动的旋转
筒相连。这样前轮便可连同轮
叉、活塞杆、扭力臂和旋转筒
等一起绕支柱轴线转动。支柱
和旋转筒上分别有限动块，用
来限制前轮的最大偏转角。图
6-10b
表示一种摇臂式前起落架，前轮图6-10 前轮绕支柱轴线偏转的前起落架
可以连同轮叉、旋转臂一起绕支柱轴线转动。支柱和旋转臂上也有限动块。
二、前轮的稳定距
在各种型式的前起落架上，前轮的接地点都在其偏转轴线与地面交点的后面。前轮接地点（即地面对前轮的反作用力着力点）至偏转轴线的垂直距离，叫做稳定距t（图6-11）。有了稳定距，飞机滑行时，前轮的运动就可以保持稳定。如图6-11所示，当前轮因某种原因偏转了一个角度 时，作用于前轮的侧向摩擦力T对支柱轴线的力矩，就能使前轮转回到原来位置。
图6-11 前轮的稳定距图6-12 稳定距对飞机在地面转弯的作用
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为了使飞机在滑行时能够灵活地转弯，也需要前轮具有稳定距。例如飞机在滑行中，利用单刹车使两边主轮的滚动阻力不等、形成转弯力矩而转弯时，如果前轮没有稳定距（图6-12a），前轮的侧向摩擦力对支柱轴线的力矩等于零，前轮不能偏转，只能被飞机带着向一侧滑动，这时前轮上的侧向摩擦力很大，转弯比较困难；如果前轮有稳定距（图6-12b），则当飞机转弯时，作用在前轮上的侧向摩擦力对支柱轴线产生一个力矩，使前轮相应地偏转，这样飞机就比较容易转弯。
在构造上取得稳定距的方式主要有两种：一种是把前起落架支柱安装成斜的（图6-13a）；另一种是利用轮叉或其他构件将前轮向后伸出（图6-13b、c）。此外还有同时采用上述两种方法的（图6-13d）。
图6-13 取得稳定距的构造方式
稳定距的大小会随着地面条件的不同而改变。例如飞机在软跑道上滑行时，由于前轮陷入地面，地面对前轮的反作用力着力点向前移，稳定距会减小（图6-14a）。如
果道面太软，地面对前轮的反作用力着力点还可能移到支柱轴线与地面交点的前面，使稳定距变为负值（图6-14b）。在这种情况下，滑行中前轮偏转后，侧向摩擦力反而要使前轮的偏转角增大（即不稳定），并容易导致前起落架的损坏。
图6-14 道面软硬对稳定距的影响
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6.4.2 前轮转弯机构与前轮中立机构
一、前轮转弯机构
1、前轮转弯系统工作原理
图6-15为前轮转弯系统工作原理图。从图中可以看出，前轮转弯系统是一套典型的机械－液压位置伺服系统，主要由输入机构（手轮和脚蹬）、控制钢索、伺服活门、反馈钢索和转弯作动筒组成。
该系统除了具有正常的转弯功能外，通过伺服活门在中立位时，两个油路上的节流装置，还具有中立减摆的功能，压力补偿器的作用是增加回油压力，防止空隙现象发生。拖行释压活门作用是在拖飞机时，通过按压该活门将作动筒两端油路接通，可使前轮自由转动。
图6-15 前轮转弯系统工作原理
二、前轮中立机构
中立机构的功用是：在前轮离地后和接地前，使前轮保持在中立位置，以便顺利地收入起落架舱。
凸轮式中立机构简称凸轮机构，它安装在前起落架减震支柱的内部，由上、下凸
轮组成（图6-16）。下凸轮固定在减震支柱外筒轮的上端与减震支柱内筒底部贴合，下端用连杆与轮叉相连，它可以与减震支柱内筒一起上下运动，前轮偏转时，又可以与轮叉和前轮一起绕支柱轴线转动。
在飞机起飞离地后或着陆接地前，由于前轮没有受到垂直载荷的作用，减震支柱内
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12 的冷气使上下凸轮吻合（图6-16a ），保持前轮在中立位置。飞机在地面滑行时，减震支柱在垂直载荷作用下受到压缩，上下凸轮脱开，便于前轮左右偏转（图6-16b ）。
6.5 机轮和刹车系统
机轮由轮胎、轮毂等组成。它用来减小飞机在地面运动的阻力，并吸收飞机在着陆接地和地面运动时的一部分撞击动能。装有刹车装置的机轮，还可用来缩短飞机的着陆滑跑距离，并使飞机在地面运动时具有良好的机动性。
6.5.1 轮胎、轮毂的构造 一、轮胎的构造
1、轮胎的分类和各类轮胎的特点 轮胎通常根据其充气压力的大小分为低压轮胎（2～3公斤／厘米2
）、中压轮胎（3～
5公斤／厘米2）、高压轮胎（6～10公斤／厘米2）和超高压轮胎（10公斤／厘米2
以上）四类。这四类轮胎的直径和宽度的比值也不相同。一般说来，直径相同时，低压轮胎最宽，超高压轮胎最窄（图6-17所示）。
轮胎的直径和宽度标在胎侧外壁上。例如“660 160”表示这种轮胎的直径是660毫米，宽度是160毫米。在尺寸标记附近，一般还标有该轮胎的类别和出厂日期等。
2、轮胎的构造
轮胎分为有内胎轮胎和无内胎轮胎。有内胎轮胎通常由内胎和外胎组成。 （1）内胎
内胎是一个用优质软橡皮制成的密封环形囊。内胎上有一个充气嘴，充气嘴内装有气门心。
（2）外胎
外胎由帘线层、外表橡皮层、缓冲层和胎圈四部分组成（图6-18）。
帘线层是外胎的主要受力部分。目前帘线采用的材料有四种――棉线、人造丝、合
图6-17 轮胎的类型
图6-16 凸轮机构
成纤维（如卡普隆）和钢丝。帘线是由若干层涂胶的帘线叠合而成的。为了使各层帘线结合得更紧，在各层帘线之间都有一层隔离胶。在制造中，外胎沿圆周方向的质量分布不可能绝对均匀。为了使外胎各部分的重量基本上平衡，工厂采取了一些措施。如在质量较小的部位的外胎内壁贴上胶皮；有的外胎，还附有“轻点”标记，向这种外胎内安装内胎时，充气嘴应对准“轻点”标记的地方，使装配好的轮胎更接近于平衡。有的飞机已采用无内胎轮胎这种轮胎用外胎内的橡肢气密层来代替内胎（图6-19）。无内胎轮胎与轮毂之间，靠胎圈紧压在轮缘齿槽上来密封。这种轮胎与普通轮胎相比：重量较轻；轮胎被刺破时，漏气慢；充气嘴直接装在轮毂上，当轮胎与轮毂相对转动时，不致损坏充气嘴。
图6-18 外胎图6-19 无内胎轮胎
3、轮胎的使用与维护
各类飞机轮胎的充气压力都有明确规定，它是根据机轮的停机载荷，承受重复载荷的状况，使用的速度范围，减震性能和经济性等方面要求确定的。维护工作中，应按规定数据充气。气压过大，过小都是不好的。
二、轮毂的构造
轮毂通常用镁合金或铝合金制成。它们与同等重量的钢制轮毂相比，具有较大的刚度，在同样的受热情况下，温度升高也较少。后一特点对高速飞机来说是很重要的。因为刹车时，有大量的热传给轮毂，如果轮毂温度升高得很多，就容易使轮胎（特别是内胎）受高温影响而损坏。
通常有三种构造型式：固定轮缘式轮毂、可卸轮缘式轮毂和分离式轮毂。
6.5.2 刹车减速原理与刹车装置
飞机着陆时，具有很大的水平分速度，在滑跑过程中，为使飞机很快减速，缩短着陆滑跑距离，现代飞机均装有高性能的机轮刹车装置和高效率的刹车系统。
一、刹车减速原理
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飞行员操纵刹车时，冷气（或有压力的油液）进入固定在轮轴上的刹车装置，增大了阻止机轮滚动的力矩，所以机轮在滚动中受到的地面摩擦力显著增大，飞机的滑跑速度随之减小。飞行员刹车越重，进入刹车盘的冷气或油液的压力就越大，阻止机轮滚动的力矩越大，因而作用在机轮上的地面摩擦力也越大。
必须指出，地面摩擦力的增大是有限度的。随着刹车压力的增大，地面摩擦力增大到某一极限值时，既使继续加大刹车压力，它也不会再增加。这时机轮与地面之间产生相对滑动，即出现通常所说的“拖胎”现象。机轮与地面之间的最大摩擦力，称为机轮与地面之间的结合力T结合。飞机在着陆滑跑过程中，如果因刹车过猛而产生拖胎，不仅不能有效地缩短滑跑距离，而且会使轮胎过度磨损甚至爆胎。所以，拖胎是应该竭力避免的。
为了防止拖胎，飞行员应该适当地控制刹车压力，使地面摩擦力尽量接近结合力。实验证明：着陆滑跑过程中，正确的刹车方法应该是：随着飞机滑跑速度的减小而逐渐增大刹车压力。如果跑道上有积水或结了冰，它就变得比较光滑，结合力要减小，在这种情况下使用刹车，就应该更缓和地增加刹车压力。实际上影响结合力的因素很多，所以现代飞机均使用防滞刹车和自动刹车系统，以取得高的刹车效率和防止爆胎。
二、刹车装置的构造和工作原理
刹车装置应能产生足够的刹车力矩，以保证获得高的刹车效率，高的吸热和散热特性，并在规定的时间内吸收和消耗完着陆滑跑时飞机的大部分动能。目前飞机上采用的刹车装置，主要有弯块式、胶囊式和圆盘式三种。
1、弯块式与胶囊式刹车装置
（1)弯块式刹车盘
图6-20表示一种弯块式刹车盘的构造。它的主体与轮轴固定，弯块一端用螺栓铰接在主体上，另一端与动作筒相连。不刹车时，弯块与刹车套之间，保持有一定的间隙——刹车间隙，它的大小可以通过调整螺钉进行调整。
刹车时，冷气（或有压力的油液）推动动作筒内的带杆活塞，使弯块压住刹车套，利用弯块与刹车套之间的摩擦力，形成刹车力矩。解除刹车时，压力消失，弹簧将弯块拉回到原来位置。
从弯块式刹车盘的工作过程中可以看出，如果机轮旋转方向与弯块张开方向一致，作用在弯块上的摩擦力，是帮助弯块张开的（图6-20a），它使弯块与刹车套压得更紧，因而能加大刹车力矩；反之，如果机轮旋转方向与弯块张开方向相反，摩擦力就要阻碍弯块张开（图6-20b），使刹车力矩减小。前一种叫助动式刹车盘，后一种叫直接作用式刹车盘。飞机上大多采用助动式刹车盘，因为它可以利用较小的刹车压力，产生较大的刹车力矩。安装弯块式刹车盘时，必须注意它的张开方向，不要装错。此外，维护助动式刹车盘，还应该特别注意保持它的刹车间隙适当。间隙过小，弯块与刹车套可能因振动等原因而自动接触，一旦接触，由于助动作用的影响，滑行中机轮就会发生卡滞现象；间隙过大，则会使刹车工作的灵敏性降低。
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图6-20 弯块式刹车盘
（2）胶囊式刹车盘
图6-21表示一种胶囊式刹车盘的构造。它由主体、胶囊、刹车片及弹簧片等组成。主体由镁合金制成，固定在轮轴上，它的四周有带卡槽的外环：刹车片由耐磨材料和金属骨架压制而成，它们利用弹簧片卡在外环的卡槽内；胶囊安装在主体与刹车片之间。
刹车时，冷气（或有压力的油液）进入胶囊，使胶囊鼓起，把刹车片紧压在刹车套上，产生摩擦力，形成刹车力炬。解除刹车时，胶囊收缩，刹车片靠弹簧片的弹力恢复到原来位置。
在维护装有胶囊式刹车盘的刹车装置时，为避免刹车盘的损坏，在刹车盘卸下后，便不能进行充压试验。
（3）刹车套
弯块式与胶囊式刹车装置的刹车套，用螺栓固定在轮毂内。刹车装置工作时，温度很高，为了防止轮胎受高温影响而损坏，刹车套外表面和轮毂之间，通常留有一定间隙，以构成隔热的空气层。有的机轮，在刹车套与轮毂的固定面之间，还垫有橡胶石棉绝热片。
刹车套有钢制的与双金属材料制的两种。后者在高速飞机上应用得较广泛。双金属刹车套分内外两层，内层通常用耐磨性与耐热性高的生铁制成，外层是一个加强钢套。由于内层是用离心力浇铸在外层内表面上的，所以内外层结合得很牢固。
2、圆盘式刹车装置
图6-22表示一种圆盘式刹车装置的构造。它没有刹车套，而是利用摩擦片离合器的原理进行刹车的。这种刹车装置有两组互相穿插的钢制圆盘，其中一组装在轮毂上，与机轮一起转动，叫旋转圆盘；另一组通过刹车装置的主体固定在轮轴上，不能转动，叫固定圆盘。旋转圆盘与固定圆盘之间的刹车间隙可以通过调节盘调整。工作时，两组圆盘都可以沿着轮轴方向移动。
刹车时，有压力的油液（或冷气）进入工作室，推动活塞，将固定圆盘与旋转圆盘紧紧地压在一起。固定圆盘组的另一端，则与装在主体上的调节盘压紧。解除刹车时，压力消失，活塞靠弹簧张力恢复到原来位置，各圆盘即互相松开。
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图6-21 胶襄式刹车盘图6-22 圆盘式刹车装置
圆盘式刹车装置的主要缺点，是重量较大和冷却条件不好。在连续使用刹车时，圆盘容易因过热而翘曲，严重时，甚至相邻的圆盘可能熔焊在一起。
近几年来，出现了通风的圆盘式刹车装置，它的冷却条件有了较大的改善，因而目前不少高速、重型飞机，采用了这种刹车装置。
通风的圆盘式刹车装置（图6-23）的基本构造和工作原理，与上述普通圆盘式刹车装置是一样的，其不同点在于：圆盘由几个扇形块连接而成，因而不易翘曲；各扇形块之间形成了通风间隙，可以利用经过通风间隙的气流进行冷却，并将各圆盘磨下来的粉未带走。因此，在连续刹车时，这种刹车装置所能产生的最大刹车力矩，不致因温度过高而显著降低。此外，
为了改善摩擦性能，这种刹车装置旋转圆盘表面通常铆有金属陶瓷，固定圆盘表面则铆有特种生铁
。图6-23 通风的圆盘式刹车装置
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6.5.3 刹车系统的工作原理
刹车系统用来控制机轮刹车装置的工作。由机轮刹车减速原理可知，飞机着陆滑跑过程中，刹车压力必须根据外界条件的变化随时进行调节。刹车系统的中心问题就是调节刹车压力，因此刹车系统都装有刹车调节器等附件；为了刹车过程中获得理想的刹车效率，现代刹车系统普遍采用了防滞刹车系统，在刹车过程中自动精确控制刹车压力。
一、刹车系统组成
图6-24所示为某现代民航机刹车系统结构图，从图中可看出，现代飞机的刹车系统由以下分系统组成：
1、正常刹车系统
主要部件有刹车储压器、正常刹车计量活门、液压保险器组成。
2、应急（备用）刹车系统
通过备用刹车计量活门可在主刹车系统失效时，提供应急（备用）刹车。
3、防滞刹车系统
由防滞传感器、防滞控制器、防滞活门组成，可在刹车过程中自动控制刹车压力，达到最高的刹车效率。
4、自动刹车系统
在飞机着陆前，打开自动刹车系统，不需要驾驶员用脚操纵。
5、停留刹车
在飞机停场时，将飞机刹住，此时，供油压力源为刹车储压器。
二、刹车系统的维护
刹车系统的正常工作对飞机非常重要，所以在日常维护中要仔细检查，并注意以下事项：
1、检查系统渗漏时，应在系统工作压力下进行；
2、在拧紧松动的接头时，必须将压力断开；
3、检查刹车软管是否老化，开裂，是否腐蚀；
4、防止空气进入刹车系统，维护后对刹车系统应进行排气；
5、防滞系统功能检查
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图6-24 刹车系统结构图18
汽水分离器介绍
文件：2 FLQ20—18/C型汽水分离及计量装置 产品介绍 中国石油天然气第八建设有限公司
二ОО五年八月 一、前言 随着我国稠油开采的不断深入，用常规锅炉（80%蒸汽干度）注蒸汽的方法已不能满足稠油开采新技术日益发展的需要。根据国外最新研究成果显示，稠油后期的高轮次开采注入95%以上干度的蒸汽可有效提高采收率。目前在用的注汽锅炉，由于受其水处理设备技术的限制，其锅炉出口最高额定蒸汽干度为80%，实际运行时仅为75%左右，满足不了稠油蒸汽热力开采，特别是“SAGD”重力泄油蒸汽辅助法的工艺条件。 提高注汽锅炉的蒸汽干度，一种方法是将锅炉给水进行除盐处理，这将大大增加水处理设备的投资费用和运行费用，而且受地面条件所限，很难实现；同时还增加了控制系统运行管理的难度。另一种方法是锅炉及水处理设备基本保持不变，在锅炉出口安装一套汽水分离装置，将汽和水分开，分离出的饱和水其热量通过锅炉给水预热器回收，蒸汽则通过计算机进行流量计量、分配控制管理。本公司研制的FLQ20-18/C汽水分离及计量装置就是采取这种方法，并有效使其分离干度达到99%以上，满足了高干度注汽的工艺技术条件。 二、主要技术参数 1、设计压力18 MPa
2、工作压力3-17.2 Mpa 3、设计流量≤22.5 t/h 4、入口蒸汽干度>70 % 5、出口蒸汽干度>95 % 6、排水温度<60 ℃ 7、液位控制全自动 8 三、基本工作原理和结构 由于两相流体的分离过程相当复杂，往往是靠几种分离作用的综合效应来实现的。我们是采取旋风分离方法，综合了离心分离、重力分离及膜式分离作用来进行汽水分离的。首先由锅炉出口来的具有很大动能的汽水混合物沿切线方向引入旋风分离器的筒体，使其由直线运动转变为旋转运动，形成离心力（比重力大17.9～47.5倍），由于汽和水存在重度差，汽在旋风筒中螺旋上升,形成汽柱,而水则抛向筒壁并旋转下降,在筒内形成抛物面，还有少量水滴被汽流带入旋风筒中部的汽空间，这些水滴在随汽流螺旋上升的过程中，逐渐被推向壁面，当蒸汽通过旋风筒上部的百叶窗波形板顶帽时，又靠膜式分离使蒸汽进一步被分离，水则由下部经环形缝中的导流叶片平稳地导入水空间，为防止水流旋转而引起水位偏斜，在筒体底部安装一十字形挡板以消除筒内水流的旋转运动。为进一步将蒸汽中的细小水滴分离出来，在蒸汽出口又安装水平式百叶窗波形板分离器，经设置在汽、水空间的引出管道连续不断的将汽、水引出，最后达到将汽、水分离的目的。
第六章辅助装置
第6章辅助装置 液压系统中的辅助装置，如蓄能器、滤油器、油箱、热交换器、管件等，对系统的动态性能、工作稳定性、工作寿命、噪声和温升等都有直接影响，必须予以重视。其中油箱需根据系统要求自行设计，其它辅助装置则做成标准件，供设计时选用。 第一节蓄能器 一、功用和分类 功用蓄能器的功用主要是储存油液多余的压力能，并在需要时释放出来。在液压系统中蓄能器常用来： 1. 1. 图6-1液压系统中的流量供应情况 T—一个循环周期 (1)在短时间内供应大量压力油液：实现周期性动作的液压系统(见图6-1)，在系统不需大量油液时，可以把液压泵输出的多余压力油液储存在蓄能器内，到需要时再由蓄能器快速释放给系统。这样就可使系统选用流量等于循环周期内平均流量q m的液压泵，以减小电动机功率消耗，降低系统温升。 (2)维持系统压力：在液压泵停止向系统提供油液的情况下，蓄能器能把储存的压力油液供给系统，补偿系统泄漏或充当应急能源，使系统在一段时间内维持系统压力，避免停电或系统发生故障时油源突然中断所造成的机件损坏。 (3)减小液压冲击或压力脉动：蓄能器能吸收，大大减小其幅值。 2.分类蓄能器主要有弹簧式和充气式两大类，其中充气式又包括气瓶式、活塞式和皮
囊式三种，它们的结构简图和特点见表6-1。过去有一种重力式蓄能器，体积庞大，结构笨重，反应迟钝，现在工业上已很少应用。 二、容量计算蓄能器容量的大小和它的用途有关。下面以皮囊式蓄能器为例进行说明。 蓄能器用于储存和释放压力能时(图6-2)，蓄能器的容积V A是由其充气压力p A、工作中要求输出的油液体积V W、系统最高工作压力p1和最低工作压力p2决定的。由气体定律有 图6-2皮囊式蓄能器储存和释放能量的工作过程
液压辅助装置汇总.
第六章辅助装置 液压系统中的辅助装置，如蓄能器、滤油器、油箱、热交换器、管件等，对系统的动态性能、工作稳定性、工作寿命、噪声和温升等都有直接影响，必须予以重视。其中油箱需根据系统要求自行设计，其它辅助装置则做成标准件，供设计时选用。 第一节蓄能器 一、功用和分类 1.功用蓄能器的功用主要是储存油液多余的压力能，并在需要时释放出来。在液压系统中蓄能器常用来： 图6-1液压系统中的流量供应情况 T—一个循环周期 (1)在短时间内供应大量压力油液：实现周期性动作的液压系统(见图6-1)，在系统不需大量油液时，可以把液压泵输出的多余压力油液储存在蓄能器内，到需要时再由蓄能器快速释放给系统。这样就可使系统选用流量等于循环周期内平均流量q m的液压泵，以减小电动机功率消耗，降低系统温升。 (2)维持系统压力：在液压泵停止向系统提供油液的情况下，蓄能器能把储存的压力油液供给系统，补偿系统泄漏或充当应急能源，使系统在一段时间内维持系统压力，避免停电或系统发生故障时油源突然中断所造成的机件损坏。 (3)减小液压冲击或压力脉动：蓄能器能吸收，大大减小其幅值。 2.分类蓄能器主要有弹簧式和充气式两大类，其中充气式又包括气瓶式、活塞式和皮囊式三种，它们的结构简图和特点见表6-1。过去有一种重力式蓄能器，体积庞大，结构笨重，
反应迟钝，现在工业上已很少应用。 表6.1 蓄能器和种类和特点 二、容量计算 蓄能器容量的大小和它的用途有关。下面以皮囊式蓄能器为例进行说明。 蓄能器用于储存和释放压力能时(图6-2)，蓄能器的容积V A 是由其充气压力p A 、工作中要求输出的油液体积V W 、系统最高工作压力p 1和最低工作压力p 2决定的。由气体定律有 图6-2皮囊式蓄能器储存和释放能量的工作过程 p A V n A =p 1V n 1=p 2V n 2=const (6- 式中:V 1和V 2分别为气体在最高和最低压力下的体积；n 为指数。
总体分册第五章机车辅助传动装置
第五章辅助传动装置 辅助传动装置的作用是起动柴油机，并在机车运用中驱动辅助机械及电气设备进行工作。辅助传动装置采用机械传动、液压传动及直流电机驱动三种传动方式。牵引电动机通风机、同步主发电机通风机、励磁机、起动发电机采用机械传动；冷却风扇采用液压传动；其余机车辅助机械如空气压缩机、起动机油泵、燃油泵等采用直流电机直接驱动。下面主要介绍机械传动装置和液压传动装置。 第一节机械传动装置 一、前变速箱 （一）结构与原理 前变速箱为单级对称型带惰轮圆柱直齿齿轮传动变速箱，如图5-1所。它有五根轴，中间轴为主动轴，与万向轴(一)刚性连接，经两根惰轮轴分别带动两根从动轴。左从动轴前端经传动法兰(尼龙绳连轴器)与前转向架通风机相连；后端经传动法兰(弹性柱销连轴 6－过渡齿轮；7－从动齿轮；8－中间轴；9－主动轴；10－各种法兰。 流柜通风机相连；后端经传动法兰(弹性柱销连轴器)与感应子励磁机相连。各轴与输入、输出法兰均为1：50锥度配合。各轴与法兰、齿轮、密封圈之间均采用过盈配合。并在各法兰、齿轮或轴上设有相同的专门的拆卸用的M12×1.5螺纹孔。拆卸时,经此孔注入高压油后, 法兰一般可自行脱落, 各齿轮与轴的圆柱面过盈配合处，注压力油后，还需一定的
轴向力配合，方可分解。变速箱采用飞溅式润滑，各轴伸处与箱体之间的密封，采用逆向螺旋挡圈和迷宫圈两道密封结构。 前变速箱三维拆装图 （二）主要技术参数 ⒈外形尺寸及质量
外形尺寸(mm) 1118×495×675 重量(kg) 476 ⒉齿轮技术参数 安装位置模数齿数分度圆直径修正系数精度 7－6－6 从动轴 6 23 138 0.3974 惰轮轴 6 33 198 0.3248 7－6－6 7－6－6 主动轴 6 62 372 0.0172 ⒊滚动轴承(mm) 安装位置轴承型号主要尺寸(dDB) 径向游隙 主动轴6317/p5 85×180×41 0.012~0.036 惰轮轴NJ2213m/c3 65×120×31 0.06~0.09 从动轴5313/p5 65×140×33 0.008~0.028 （三）原形尺寸及限度(mm) 序号名称原形中修限度 1 齿轮啮合间隙 0.25～0.45 0.70 2 轴承盖与轴承外圈间隙 0.3～0.6 3 轴承外圈与箱体孔径向过盈量 0.006～0.038 4 轴承盖内孔与挡圈径向间隙 0.340～0.507 0.65 5 主动轴与大齿轮过盈量 0.124～0.168 6 其余各齿轮与轴过盈量 0.083～0.121 7 主动轴与输入法兰过盈量 0.120～0.171 8 起动发电机传动法兰与输出轴过盈量 0.10～0.13 9 其余各法兰与轴过盈量 0.05～0.08 10 轴及法兰的锥度1:50 11 主动轴与挡圈迷宫圈过盈量 0.036～0.093 12 从动轴与挡圈迷宫圈过盈量 0.023～0.072 （四）主要工装设备及工具 磨合试验台、变速箱拆装专用架、轮轴存放架、电阻炉、压力机、拔出器、气动扳手、专用扳手和常用测量工具。 （五）中修工艺过程 ⒈解体 解体前对有关零件的位置应做好标记，组装时应原位组装。 ⑴变速箱解体 ①解体变速箱前，须将箱体固定在支架上。 ②解体前拧下油堵，排出箱体中的润滑油。 ③检查箱体结合面和油封处有无润滑油漏泄；箱体有无裂纹；转动各轴端法兰，感觉是否有卡滞和异音。在解体过程中，应尽量测量出齿轮的啮合间隙。进行这些检查的目的是初步了解有关零件的技术状态，以便正确确定检修方法。 ④过盈装配在轴上的齿轮等零件，外观检查状态良好允许不分解探伤。 ⑤用改锥撬开主动轴法兰和通风机轴法兰的止动垫圈，用专用扳手拆下圆螺母。 ⑥用高压油注入拆卸用的M12×1.5螺纹孔，拆下主动轴法兰和通风机轴法兰。 ⑦用气动扳手拆下各轴承盖的压紧螺栓，取下轴承盖。
《汽车发动机电控技术原理与维修》习题及答案 第5章 辅助控制系统
1．利用进气的惯性效应来提高充气效率的措施有两种，一是____，二是在进气管中部加设一个大容量的____和相应的控制装置。 装配可变进气歧管长度系统；真空气室 2．当发动机高速运转时，谐波进气增压系统的真空电磁阀____，进气管中的控制阀____。此时，由于____的参与，缩短了压力波传播距离，能得到较好的气动增压效果。 开启；打开；大容量空气室 3．提高充入气缸的空气密度常用的两种方法是____增压和____增压，现代汽车以____为主。 废气涡轮；机械 4．废气涡轮增压器是废气涡轮增压系统最重要的部件，由____、____及中间体三部分组成。 动力涡轮；增压涡轮 5．设置____是调节增压压力最简单而又十分有效的方法。 废气旁通阀； 6．废气涡轮增压系统工作时，若废气旁通阀阀门打开，则通过动力涡轮的废气数量和气压____，动力涡轮转速____，增压涡轮的进气增压压力____。 减小；降低；减小 7．现代汽车发动机采用可变气门电子控制后，能适时的改变____和____，有利于更好地发挥汽油发动机的性能。 气门正时；气门升程 8．大众车系的可变气门正时系统大多采用____控制，在进气凸轮轴和排气凸轮轴之间设置一个____，可以上升和下降以调整发动机____的位置。 正时链条；凸轮轴调整器；进气凸轮轴 9．丰田VVT-i智能可变气门正时系统在进气凸轮轴与传动链轮之间具有____。 油压离合装置； 10．VVT-i智能可变气门正时系统其主要部件是调整凸轮轴转角的____和对传送的机油压力进行控制的____。 VVT-i控制器；凸轮轴正时机油控制阀 11．凸轮轴正时机油控制阀可处于____、____或保持这三个不同的工作状态。 提前；滞后 12．VVTL-i与VVT-i的结构不同之处是采用了____和____，以及能实现两个不同升程量转换的____。 低、中速用凸轮；高速用凸轮；凸轮转换机构
5第五章 飞机燃油系统
第五章飞机燃油系统 燃油系统是为存储和输送动力装置所需燃料而设置的。对燃油系统的要求是：储存所需的全部燃油，并在飞机的所有飞行阶段（包括改变飞行高度、剧烈机动和突然加速或减速等）都能可靠地连续不断地向动力装置输送所需的洁净燃油。 一架飞机的完整的燃油系统包括两大部分，飞机燃油系统与发动机燃油系统。 一、对燃油系统的要求 为了保证在所有正常飞行状态下能够可靠地向发动机供给所需燃油，并且确保飞行中飞机和乘员、旅客的安全，许多国家都颁布有各类飞机的适航条例。例如：在美国有联邦航空条例FAR，在欧洲有联合航空条例JAR，中国有中国民用航空适航条例CCAR。在条例中对燃油系统都有详细具体的要求，这些要求是必需满足的。 二、飞机加油时的静电 飞机加油时产生静电失火和爆炸事故，在世界各航空公司几乎每年都有发生，造成生命财产的重大损失。随着大型飞机加油量的增加和加油速度的提高以及加油操作的不当，使飞机在加油过程中产生的静电灾害的危险性有所增加。这个问题不仅涉及到油料部门，也涉及到各航空公司飞机加油时的操作。 飞机加油时产生静电灾害必须具备以下4个条件：（1）必须具有产生静电的条件（包括感应带电）；（2）必须具有静电电荷积累的并能产生火花放电；（3）放电时具备足够的放电能量；（4）放电必须在浓度适宜的爆炸混合气内发生。 所以在飞机加油时产生静电灾害有一定的机会或偶然性。正是由于这个原因，加油人员与飞行机组或有关人员往往思想麻痹，怀着侥幸心理。从国内外多起飞机加油静电灾害的分析来看，大多是人为造成的，即和管理、操作、维护有关，这点必须引起高度重视。 5.1燃油配置、传输与重心控制 一、燃油配置 从机翼的受载角度来说，机翼上装燃油是有利的。因为在飞行中机翼主要是受升力作用，方向向上，而燃油重量是重力，方向朝下，起了卸载的作用。故对减轻机翼结构重量是有利的。然而，在着陆时燃油重量恰好增加了机翼固定装置的载荷，又是不利的，但往往这时燃油已大部分消耗掉了，所剩无几了。因此，有的飞机装有紧急放油系统，是准备在紧急着陆时，放掉大部分机翼中的燃油。 机翼中的油箱，有的全是整体油箱，有的部分是整体油箱部分是软油箱，有的飞机还设有备用油箱。 二、飞机重心和耗油顺序 理论上讲燃油可以布置在机身和机翼的任一容积空间，但燃油消耗中对飞机重心的
第六章 一回路辅助系统
- 60 - 第六章 一回路辅助系统 一回路辅助系统是核辅助系统的一个重要组成部分。除了一回路辅助系统之外，核 辅助系统还包括有辅助冷却水系统、三废处理系统、核岛通风空调系统以及核燃料装卸贮存和工艺运输系统。 一回路辅助系统包括化学和容积控制系统（RCV ）、反应堆硼和水补给系统（REA ）、余热排出系统（RRA ）和核取样系统（REN ）。 RCV 与核安全有关，REA 的调硼和加硼部分与核安全有关，RRA 与核安全密切相关，完全按专设安全设施的要求来设计。REN 在监督一回路水质、保证一回路系统正常运行、减少厂房内剂量及延长设备使用寿命等方面起着重要的作用。 本章只介绍前三个系统，即：RCV 、REA 和RRA 。 6.1 化学和容积控制系统(RCV) 6.1.1 系统功能 1. 主要功能 化学和容积控制系统(以下简称化容系统)保证反应堆冷却剂系统（RCP ）所必需的三种功能,即：容积控制、化学控制和反应性控制。 （1）关于容积控制 ——水容积变化的原因 当一回路水温变化时，回路中水的容积也随之变化（图6.1）。从图中可以看出，一回路水温自冷态（60℃）变到热态（291.4℃），水容积将增加近40%。正常运行时，一回路水的平均温度随着功率的增加而增加，功率的改变也将引起水容积的变化。一回路水容积的变化必将导致稳压器水位的波动； 一回路是个高压（15.5MPa ）水回路，压力容器一号密封、主泵2号轴封和一些大的阀门、阀杆等一回路边界将不可避免地产生泄漏，这些泄漏也会引起稳压器水位的波动。 ——容积控制的目的 就是要吸收一回路的水容积变化，将稳压器的液位维持在整定值上。不同功率下稳压器液位的整定值是不同的，称为程序液位。 ——容积控制原理 简单来说，就是通过化容系统的上充、下泄来吸收一回路的水容积变化，将稳压器的水位维持在程序液位（图6.2）。