飞机起落架故障分析.doc
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1、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:Abstract: Landing gear is an important part of the plane, the planes parking, off and landing is
2、 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 annihil
3、ates 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. KeyKey wordswords:Landing gear Tire half shaft Crack F
4、langes Automatic pack up Oil-wayquartz Electro-hydraulic reversing valves 目目 录录 1.1.歼歼 8 8 飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析2 1.1 引论 .2 1.1.1 主起落架结构设计概况2 1.1.2 主起落架机轮半轴故障概况.3 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4 1.2.2 机轮半轴裂纹检测及断口分析.5 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.7 1.3.2 试验结果与使用情况差异分析.7
5、1.3.3 外场飞机使用特点分析8 1.3.4 主起落架机轮半轴失效分析结论.8 1.4 主起落架机轮半轴结构设计改进 .8 1.4.1 半轴结构设计改进原则8 1.4.2 半轴结构细节设计改进9 1.5 经验教训.9 1.5.1 设计载荷谱、变形预测与实际使用情况相符.9 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9 1.5.3 地面疲劳试验验证刚度模拟要真实9 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歼七飞机起落架收放系统典型故障分析.10 2.1 歼七飞机前起落架自动收起的故障研究 .10 2.1.
6、1 起落架收放控制原理分析10 2.1.2 起落架自动收起原因分析11 2.2.1 电液换向阀性能不良.11 2.3 故障验证.13 2.4 维修对策 .13 2.4.1 改进起落架收放管路的设计13 2.4.2 提高产品质量,加强安装前的检查14 结束语结束语15 谢谢 辞辞16 参考文献参考文献17 1.1.歼歼 8 8 飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析 1.11.1 引论引论 1.1.11.1.1 主起落架结构设计概况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
7、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 111 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、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
9、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。 1.1.21.1.2 主起落架机轮半轴故障概况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
10、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 10001300 起落之间,近 1
11、9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 的范围内,见图 113。 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。 1.21.2 主起落架机轮半轴失效分析主起落架机轮半轴失效分析 1.2.11.2.1 主起落架机轮半轴受力分析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 114 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
12、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 2.5mm45。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 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,
13、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。 1.2.21.2.2 机轮半轴裂纹检测及断口分析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
14、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(19010Kgf) ,且偏于上线,见表 112。 表 112 显微硬度及换算值 序号 HVO.2 HRC(换算值)强度值(换算 值)/M
15、Pa 图样要求值 /MPa 1562531928 2562531928 3577542004 455752.81921 平均值 564.553.21940 1862100 注:表中 HV 指维氏硬度,0.2 表示测量冲击压力为 0.2Kgf。 对照国标 GB 10561(钢中非金属夹杂物显微评定方法) ,检测样品的硫化物 等级为 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 113,其中碳含
16、量偏于上线。 表 113 化学成分分析结果 wt 类别 CMnSiCrMoVSPAl 测量值 0.420.981.311.360.530.080.0020.0210.03 标准值 (YB1209 1983) 0.36 0.42 0.80 1.20 1.20 1.60 1.20 1.50 0.45 0.60 0.07 0.12 0.025 0.025 0.10 经检测,法兰盘腹板与机轮表面粗糙度、安装孔直径、法兰盘厚度、过渡圆 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
17、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 112。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
18、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 114. 表 114 显微硬度测试结果 项目距边缘 25u
19、m(HKO.5 ) 距边缘 50um(HKO.5 ) 距边缘 75um(HKO.5 ) 中心 (HKO.5) 1496540556569 2499543553566 3497542557571 4495543552568 5493541554570 平均值 496541.9554.45611.8 化学成分测试结果符合零件材质要求,见表 115。 表 115 化学成分分析结果 类别 CMnSiCrMoVSPAl 测量值 0.400.991.331.350.500.090.0030.0020.05 标准值 (YB1209 1983) 0.36 0.42 0.80 1.20 1.20 1.60 1.
20、20 1.50 0.45 0.60 0.07 0.12 0.025 0.025 0.10 经检测,法兰盘腹板与机轮表面粗糙度、安装孔直径、法兰盘厚度、过渡 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。 1.31.3 主起落架机轮半轴疲劳试验结果主起落架机轮半轴疲劳试验结果 1.3.11.3.1 机轮半轴疲劳试验破坏部位机轮半轴疲劳试验破坏部位 歼 8 后续机型主起落架疲劳
21、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 116 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 1.3.21.3.2 试验结果与使用情况差异分析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
22、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
23、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。 1.3.31.3.3 外场飞机使用特点分析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
24、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。 1.3.41.3.4 主起落架机轮半轴失效分析结论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
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