飞机起落架故障分析.docx
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飞机起落架故障分析
西安航空职业技术学院
毕业设计（论文）
论文题目：
飞机起落架故障分析
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西安航空职业技术学院制
2012年12月26日
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飞机起落架故障分析
【摘要】
飞机起落架装置是供飞机在地面或在水面上起飞、降落、滑跑和停放时使用的一种机构，它主要由受力结构、减震器、机轮、刹车和收放机构组成。
实践证明，如果起落装置不能正常工作，就会危及飞机安全，可能造成机毁人亡。
所以，做好起落装置的检查于维护工作，对保证飞机处于安全状态有着重要意义。
本文首先介绍起落装置的构造及工作原理，然后，用以前起落装置发生的故障进行分析说明，并阐述了故障产生的原因和检查维护应注意的事项。
关键词：
机轮减摆器前轮摆震
Abstract:
Aircraftlandinggearfortheaircraftonthegroundorinthewatertotakeoff,landing,taxiingandparkedabody,itismainlybyforcestructure,shockabsorbers,wheels,brakesandretractableinstitutions.
Practicehasprovedthatifthelandinggearisnotworkingproperly,itwillendangerthesafetyofaircraft,maycausethemachinetocrash.Sodochecklandinggearmaintenancework,isofgreatsignificancetoensurethattheaircraftisinasafestate.
Thispaperfirstintroducesthestructureandworkingprincipleofthelandinggear,andthen,withthepreviouslandinggearfailuresanalysisshows,andelaboratedthecausesforthefailureandinspectionandmaintenanceprecautions.
Keywords:
WheelShimmyNoseWheelearthquake
1概述
从第一架飞机的诞生到现在已有一百多年，在这一百多年里，飞机得到了飞速的发展。
起落架是飞机在地面停放、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。
由于飞机起落架的重要性，所以我们必须了解和掌握飞机起落架的故障和维护，这也有利于飞机未来的发展和飞机的安全性。
2飞机起落架的作用以及重要性
2.1起落架的基本组成部分
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。
2.1.1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。
2.1.2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。
2.1.3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，并使飞机在地面上具有良好的机动性。
机轮主要由轮毂和轮胎组成。
刹车装置主要有弯块式、胶囊式和圆盘式三种。
应用最为广泛的是圆盘式，其主要特点是摩擦面积大，热容量大，容易维护。
2.2起落架的主要功用及意义
概括起来，飞机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。
在过去，由于飞机的飞行速度低，对飞机气动外形的要求不十分严格，因此飞机的起落架都是固定的，这样对制造来说不需要有很高的技术。
当飞机在空中飞行时，起落架仍然暴露在机身之外。
随着飞机飞行速度的不断提高，飞机很快就跨越了音速的障碍，由于飞行的阻力随着飞行速度的增加而急剧增加，这时，暴露在外的起落架就严重影响了飞机的气动性能，阻碍了飞行速度的进一步提高。
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。
然而，有得必有失，这样做的不足之处是由于起落架增加了复杂的收放系统，使得飞机的总重增加。
但总的说来是得大于失，因此现代飞机不论是军用飞机还是民航飞机，它们的起落架绝大部分都是可以收放的，只有一小部分超轻型飞机仍然采用固定形式的起落架。
2.3飞机起落架的配置形式
2.3.1前三点式起落架
飞机上使用最多的是前三点式起落架（图1a[起落架布置型式]）。
前轮在机头下面远离飞机重心处，可避免飞机刹车时出现“拿大顶”的危险。
两个主轮左右对称地布置在重心稍后处，左右主轮有一定距离可保证飞机在地面滑行时不致倾倒。
飞机在地面滑行和停放时，机身地板基本处于水平位置，便于旅客登机和货物装卸。
重型飞机用增加机轮和支点数目的方法减低轮胎对跑道的压力，以改善飞机在前线土跑道上的起降滑行能力,例如美国军用运输机C-5A，起飞重量达348吨，仅主轮就有24个,采用4个并列的多轮式车架（每个车架上有6个机轮），构成4个并列主支点。
加上前支点共有5个支点,但仍然具有前三点式起落架的性质。
优点
（1）着陆简单，安全可靠。
若着陆时的实际速度大于规定值，则在主轮接地时，作用在主轮的撞击力使迎角急剧减小，因而不可能产生象后三点式起落架那样的“跳跃”现象。
（2）具有良好的方向稳定性，侧风着陆时较安全。
地面滑行时，操纵转弯较灵活。
（3）无倒立危险，因而允许强烈制动，因此，可以减小着陆后的滑跑距离。
（4）因在停机、起、落滑跑时，飞机机身处于水平或接近水平的状态，因而向下的视界较好，同时喷气式飞机上的发动机排出的燃气不会直接喷向跑道，因而对跑道的影响较小。
缺点
（5）前起落架的安排较困难，尤其是对单发动机的飞机，机身前部剩余的空间很小。
（6）前起落架承受的载荷大、尺寸大、构造复杂，因而质量大。
（7）着陆滑跑时处于小迎角状态，因而不能充分利用空气阻力进行制动。
在不平坦的跑道上滑行时，超越障碍（沟渠、土堆等）的能力也比较差。
F-35飞机后起落架
（8）前轮会产生摆振现象，因此需要有防止摆震的设备和措施，这又增加了前轮的复杂程度和重量。
尽管如此，由于现代飞机的着陆速度较大，并且保证着陆时的安全成为考虑确定起落架形式的首要决定因素，而前三点式在这方面与后三点式相比有着明显的优势，因而得到最广泛的应用。
2.3.2后三点式起落架
早期在螺旋桨飞机上广泛采用后三点式起落架（图1b[起落架布置型式]）。
其特点是两个主轮在重心稍前处，尾轮在机身尾部离重心较远。
后三点起落架重量比前三点轻，但是地面转弯不够灵活，刹车过猛时飞机有“拿大顶”的危险，现代飞机已很少采用。
优点：
（1）是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）是正常着陆时，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。
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。
如过在滑跑过程中，某些干扰（侧风或
飞机起落架小车
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。
2.3.3多支柱式起落架
这种起落架的布置形式与前三点式起落架类似，飞机的重心在主起落架之前，但其有多个主起落架支柱，一般用于大型飞机上。
如美国的波音747旅客机、C-5A（军用运输机（起飞质量均在350吨以上）以及苏联的伊尔86旅客机（起飞质量206吨）。
显然，采用多支柱、多机轮可以减小起落架对跑道的压力，增加起飞着陆的安全性。
在这四种布置形式中，前三种是最基本的起落架形式，多支柱式可以看作是前三点式的改进形式。
目前，在现代飞机中应用最为广泛的起落架布置形式就是前三点式。
2.4起落架的结构分类
2.4.1构架式起落架
构架式起落架的主要特点是：
它通过承力构架将机轮与机翼或机身相连。
承力构架中的杆件及减震支柱都是相互铰接的。
它们只承受轴向力（沿各自的轴线方向）而不承受弯矩。
因此，这种结构的起落架构造简单，质量也较小，在过去的轻型低速飞机上用得很广泛。
但由于难以收放，现代高速飞机基本上不采用。
2.4.2支柱式起落架
支柱式起落架的主要特点是：
减震器与承力支柱合而为一，机轮直接固定在减震器的活塞杆上。
减震支柱上端与机翼的连接形式取决于收放要求。
对收放式起落架，撑杆可兼作收放作动筒。
扭矩通过扭力臂传递，亦可以通过活塞杆与减震支柱的圆筒内壁采用花键连接来传递。
这种形式的起落架构造简单紧凑，易于放收，而且质量较小，是现代飞机上广泛采用的形式之一。
支柱式起落架的缺点是：
活塞杆不但承受轴向力，而且承受弯矩，因而容易磨损及出现卡滞现象，使减震器的密封性能变差，不能采用较大的初压力。
摇臂式起落架
起落架
摇臂式起落架的主要特点是：
机轮通过可转动的摇臂与减震器的活塞杆相连。
减震器亦可以兼作承力支柱。
这种形式的活塞只承受轴向力，不承受弯矩，因而密封性能好，可增大减震器的初压力以减小减霞器的尺寸，克服了支柱式的缺点，在现代飞机上得到了广泛的应用。
摇臂式起落架的缺点是构造较复杂，接头受力较大，因此它在使用过程中的磨损亦较大。
3飞机起落架的收放
3.1正常伸出和收起系统
起落架正常伸出和收起是由位于中央仪表板副驾驶侧的三锁定挡位手柄控制。
这个手柄控制位于液压舱顶的起落架选择活门。
由绿色液压系统供压。
经由液压机械顺序活门，单独完成每个起落架的连续的舱门开启。
起落架伸出或者收回和舱门关闭程序：
一个由起落架控制的舱门顺序活门，另一个是由舱门控制的起落架顺序活门。
起落架选择活门和每个舱门顺序活门本质上是两个串联的三档位电门。
选择活门由起落架控制杆的位置上、中间、下控制。
通过起落架的位置控制顺序活门：
上位锁--移动--下位锁。
在舱门完全打开时，起落架顺序活门打开并供给相关起落架作动筒的适当伸出或者收回。
这个特性是这样的：
只要起落架不在所选择的位置上，起落架舱门作动筒和上位锁是增压打开的。
而处于全开位的起落架舱门，按需要允许起落架伸出或者收回：
锁松开--运动--上位锁或下位锁。
一旦起落架上位锁或者下位锁，起落架舱门即关闭，上位锁定且保持增压关闭。
在起落架正常操纵手柄处于中间位的情况下，所有作动筒腔被连接到绿系统油箱回油。
3.2.重力放轮
如果正常系统发生故障，通过一个摇臂手柄从驾驶舱处可以机械地放下起落架。
手柄的旋转控制下列事件的顺序：
7圈的时候高压供给的切断，14圈的时候起落架和舱门作动筒收回容腔到油箱回油管连接，15圈到16圈的时候MLG舱门上位锁松开，18.25圈到18.5圈的时候NLG舱门上位锁松开，18圈到18.5圈的时候MLG上位锁松开，18圈到19圈的时候NLG上位锁松开，20.4圈的时候机械止动。
在重力放轮动作下，起落架伸出。
通过用于主起落架的锁弹簧和用于前起落架的气动力协助下位锁定，起落架舱门保持打开。
4前轮摆振的故障分析
4.1前轮摆振的影响
根据空速管裂纹发生的规律和特征，结合对起落架、机身，空速管等振动特性测试数据分析，并经高速摄影证实，空速管除其自身的结构因素外，主要是由前轮摆振引起的。
这是因为：
空速管裂纹均发生在水平孔边，断口呈疲劳特征，说明只有横向的高频振动才能导致一个飞行起落即出现空速管断裂。
在发审空速管裂纹的飞行起落中，伴随着地评仪损坏和前轮搭地线甩出现象，说明机头有横向振动和前轮有强烈摆动现象。
飞机滑跑速度在200-260Km/h时振动加剧，刹车和放伞时尤为明显，这与摆振计算结果相吻合。
歼8飞机在该速度范围稳定性差，摆阵趋势增强，当机轮刹车或放阻力伞等较大的外力干扰时，可激发前轮摆振，如图2-1.
通过对起飞，着陆过程进行高速摄影观察（150张/s和600张/s），凡出现空速管故障的飞机在着陆滑跑过程中，前轮均出现瞬时高频（约30Hz）、小角度（2-3）的左右摆动；而未出现空速管裂纹的飞机侧滑行平稳。
图2-1不同载荷下稳定性边界曲线
通过摆振计算和高速摄影观察，前轮摆振频率为27-31Hz；由地面测振得知，机身水平二阶振动频率为34.54Hz，空速管水平二阶振动频率为33.2-34Hz，三者非常靠近（见表2-1）
4.2前轮摆振历史回顾
表2-1歼8飞机地面共振实验结果
限于设计年代和设计经验，歼8原型机前起落架原始设计的结构形式、设计参数对滑行的稳定性考虑不足，尤其是抗摆振性能方面更是如此，如支柱细长、扭转系统构件偏弱、前轮稳定距接近1/4机轮直径是摆振趋势增大等。
在试飞阶段，飞机每飞行10-20个起落、滑行速度250-300km/h、前轮接地或主轮刹车时，前轮就多次出现摆振。
经检查发现，在扭力臂对接处以及旋转套筒、轮叉连接处垫圈、衬套出现挤压变形、间隙扩大现象。
经更换垫圈、拧紧螺母后，摆振现象消失。
这种因结构强度、刚度及间隙等原因而引起的摆振，经过设计更改（如防扭臂的材料由用锻铝而改用30CrMnsiA钢等），已于飞机定型前予以排除。
然而，飞机大批服役后，摆振问题再度发生。
4.3前轮摆振的特点和规律
前轮摆振是一种复杂的系统振动，它与结构参数、运动参数、轮胎特性、减摆器阻尼特性一级飞行员操作等多种因素有关。
（1）依据空速管裂纹故障的规律和特征，说明摆振集中发生在装有ZJB-1B型减摆器的飞机上。
而装有ZJB-1A型减摆器的飞机，仅有2架的空速管出现裂纹，且都出现在200个人飞行起落之后。
（2）摆振主要发生在滑行速度大于200km/h的高速阶段，飞行员难于分辨振动方向，对飞行方向无显著影响，振幅小、频率高（摆角2-3，频率27-31Hz）。
（3）新出厂飞机滑行平稳无振动感觉，未发现空速管裂纹。
在30个起落以后，震动普遍发生。
对前起落架分解检查时，发现主按扭构件的扭力臂耳片及连接螺栓有较大配合间隙即残余变形，减摆器传动摇臂与转子连接处松动。
4.4前起落架两种型号减摆器的特点
ZJB-1A与ZJB-1B两种型号减摆器的基本阻尼曲线相同，主要是减摆器与起落架之间的传动形式的差别。
ZJB-1A型减摆器通过两个齿轮啮合传动，而ZJB-1B型减摆器则通过摇臂、连杆传动，见图2-2。
图2-2两种型号减摆器的传动形式
歼8原型机采用ZJB-1A型减摆器，为保证齿轮啮合传动的高精度装配，要求与支柱上旋转套筒的安装耳孔一起配铰。
虽然在耳片孔中采取压入偏心衬套措施，但仍然不便于生产装配，特跌势互换性较差，减摆器外场更换非常不方便。
ZJB-1A型改为花键轴式的ZJB-1B型。
ZJB-1B型减摆器经过多次地面滑行和试飞，滑出及左右转弯灵活适中，滑行过程无抖动、摆头等异常现象，与齿轮式减摆器无明显差异。
经过鉴定后，后续生产的飞机都安装了ZJB-1B型减摆器。
ZJB-1A型传动机构只有1对传动副，系统间隙小、刚度大、传动比大、减摆器工作效率高。
4.5前轮摆振分析
4.5.1摆振计算与减摆器的阻尼特性
具有足够阻尼值的减摆器是防止前轮摆振的有效措施，其阻尼特性通过简化设计计算并结合摆振试验予以确定。
ZJB-1A型减摆器的传动形式为齿轮啮合，传动比为1:
1：
4;ZJB-1B型减摆器以摇臂连杆与起落架支柱连接，传动比为1:
1.两者之间的主要差别在于传动形式和传动比的不同。
为保持防摆阻尼力矩不变，采用了以机轮角速度为自变量的同一条临界阻尼曲线来控制最小阻尼值，即Mw-w测试曲线，如图2-3所示。
图2-3减摆器阻尼曲线
采用可以计算支柱侧向刚度和扭转刚度（但不能考虑支持刚度和系统间隙）的计算程序对摆振稳定性进行分析，结果表明，减摆器只要正常工作，防摆阻尼是足够的。
同时在排振试飞过程中也证实，提高减摆器阻尼值对于排振无明显效果。
4.5.2前起落架支柱结构差异
空速管裂纹较集中地发生在交付使用以后的正常型支柱的飞机上，因此，除减摆器差异外，对支柱结构的差异也需要对比分析和测试，试图从刚度和质量分布方面寻找原因。
配重型支柱和正常型支柱的侧向弯曲刚度与侧向固有振动频率无明显差异。
装有ZJB-1A型减摆器的支柱与装有ZJB-1B型减摆器的支柱相比，前者的扭转刚度较大（见表2-2）。
在防扭臂处加配重改变质量分布，对支柱的固有频率及摆振频率影响不大（例如，加2kg配重时固有频率变化为零，摆振频率降低1Hz）。
表2-2两种减摆器的支柱测试结果
前轮载荷的影响，由摆振计算曲线（见图2-1）明显看出前轮载荷对摆振稳定性的影响。
某机场飞机机头重量较其他机场飞机轻约180kg，经过加配重试飞证明，较小的前轮载荷改变对排振无明显效果。
4.6摆振分析结论
根据分析和测试结果可以确定，安装ZJB-1B型减摆器的歼8飞机普遍出现前轮摆振，这是由于经多次飞行后，前起落架防摆系统结构出现磨损或产生变形，使系统出现扭转活动间隙，并逐渐扩大。
当该间隙扩大到某一量值后，如受到外力作用（如刹车或放阻力伞），便可激发在间隙或间隙-刚度范围内的摆振。
减摆器对这种形式的摆振无法起到阻尼作用，而系统的机械摩擦才具有抑制作用（库伦阻尼）。
随着飞行起落次数的增加，系统间隙却逐渐扩大，库伦阻尼逐渐减小，振动会更加剧烈。
这与飞机几十个起落之后空速管故障频率发生现象相吻合。
这就是说，发生在歼8原型机上的因前起落架支柱扭转刚度不足和局部结构强度弱而引发的间隙-刚度型摆振，虽然已经得到排除，但因后续机型更换减摆器的转动形式而再度诱发。
5减摆器的维护
减摆器工作中最常见的故障是传动摇臂折断，为了防止它折断，维护工作中应着重注意以下三个方面：
5.1保证减摆器内油量正常
减摆器的加油量必须符合标准。
因为油量不足，活塞两端就有空气，在前轮摆动的最初一段行程内，空气从活塞一端被挤到另一端，活塞没有受到油液的阻碍，很容易移动。
当活塞的一端空气被挤完时，活塞便受到油液的阻碍，突然变得不容易移动。
这就会使传动摇臂受到较大的撞击力而容易折断。
但是，油液也不易加的过多，否则将使减摆器内流出的空隙太小，当温度升高时，油液膨胀将受到限制，压力急剧增大，将向下压传动摇臂使活塞下部与壳体挤紧，从而使传动摇臂受力增大，也容易折断。
5.2油液必须清洁
油液不清洁时，容易把活塞上的小孔堵住，使活塞难以移动。
这样，减摆器工作时，传动摇臂就会受力过大，容易折断
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