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1、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 21.1 作动筒的功用 21.2 作动筒的特点 22 收放作动筒的几个典型故障分析 32.1 收放作动筒耳环螺栓断裂故障分析 32.1.1 断口理化分析及故障件检查32.1.2 耳环螺栓强度校核42.1.3 特殊情况受力分析5
2、2.1.4 结论62.2 飞机起落架收放作动筒断裂分析 62.2.1 试验过程与分析62.2.2 分析92.2.3 结论92.3 飞机起落架作动筒密封圈失效分析 102.3.1 试验过程与结果102.3.2 分析与讨论1.12.3.3 结论133 作动筒的修理（以带锁作动筒为例） 143.1 作动筒常遇故障及原因分析 143.2作动筒的分解 143.3作动筒检查和修理 153.4 作动筒装配 163.5 作动筒试验 164作动筒其它常见故障排除方法 19结束语 21谢辞 22文献 231 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
3、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。2 收放作动筒的几个典型故障分析收放作动筒的主要故障有收放作动筒耳环螺栓断裂、收放 作动筒的断 裂、收放作动筒密封圈失效、爬行、冲击、外泄漏等。现在就某飞
4、机收放作 动筒耳环螺栓的断裂、收放作动筒的断裂及收放作动筒密封圈失效来进行 分析。2.1 收放作动筒耳环螺栓断裂故障分析2.1.1 断口理化分析及故障件检查（1）断口理化分析如果收放作动筒耳环螺栓发生断裂，一般情况下需要对耳环螺栓故障件 进行硬度检查、化学成分分析、金相组织检查。以此来证明断口不是由于材 料本身的问题所造成。某飞机收放作动筒的耳环螺栓发生断裂后，从分析结 果来看，就说明该耳环螺栓故障件不是由材料及零件设计原因造成。其次，对其宏观和微观断口进行综合分析。某飞机收放作动筒的耳环螺 栓断口起始于耳环第七个螺纹处，起始处明显存在疲劳条带，且疲劳裂纹起 始于螺纹根部和止动槽的相交点，长度
5、为螺纹的四分之一圆周，既裂纹长度 为n X 10.103/4 = 7.9 mm,深度为0.2mm。检查其宏观变形特征，发现耳环螺栓 存在明显的塑性变形，说明耳环螺栓是在很大的弯曲载荷作用下，由于弯曲 应力超过材料的强度而发生断裂。（2）收放作动筒故障的试验验证分析 对发生耳环螺栓断裂的收放作动筒进行了必要的检查和力学试验，结果如下： 收放作动筒外观无碰伤，活塞杆前端螺母未冲点保险（出厂状态均冲 点保险，未冲点保险属使用方拆动）； 按技术要求用 1942N 压力检查上锁的牢固性，均能满足要求，分解前 端螺母，将套筒从外筒内移出，作动筒在全伸展状态下，上锁情况良好； 将作动筒进行分解，分解过程中无
6、卡滞现象，所有的零件外观均无擦 伤，外筒内腔完好； 对作动筒重新装配复原，换上外场普查裂纹较严重的耳环螺栓，作动 筒全伸展上锁后，在压力机上方施加轴向载荷，当加载到 5.4 吨载荷时，耳环螺栓断裂，断口形状与故障件类似，耳环螺栓有永久塑性变形。该试验验证分析说明了前边的分析是正确的。2.1.2 耳环螺栓强度校核（1）静强度分析如图 2 为某型飞机起落架的耳环螺栓，其液压系统压力为 21MP ，收上 a状态作动筒的活塞面积为790mm?放下状态作动筒的活塞面积为1017.88mm2,故收放作动筒在液压压力作用下能发出的使用载荷为：图 2 耳环螺栓结构图收上状态9 = 16609 Nshou放下状
7、态P = 21 x 1017.88 = 21375 Nfang静强度校核安全系数f取1.5a）螺栓本体强度校核拉应力1.5Pcy shou 294 .6MP兀 x 5.188 2a压应力1.5Py 熙379 .2MP冗 x 5.188 2ab）螺纹强度校核螺纹剪切1.5x 21375t 250 MP0.875 x 兀 x 4.5 x 10.375a弯曲2.55 x1.5x 2.375Q = 557 MPwq n x 10 .375 x 3 x 1.5a挤压1.4x1.5x 21375Q = 306 MPjy n x10.375 x 3x1.5aC）耳孔强度校核挤压1.5x 21375q = 4
8、45 MPjy8 x 9a边距剪切1.5 x1660921375q = 198 MPjq2 x 6.3 x 10a耳环螺栓的材料为30CrMnSiA , a = 1175 MP，从上边的计算可以看出， ba各个应力的计算结果不大，其合成应力远小于极限强度， 故强度可满足要求2.1.3 特殊情况受力分析计算表明：在正常使用情况下， 耳环螺栓是不会发生断裂的。 通过分析， 下面特殊情况下有可能引起耳环螺栓断裂。叉形螺栓转动产生摩擦力，从而对耳环螺栓产生附加弯矩。叉形螺栓转 动为滑动摩擦。钢与钢的滑动摩擦系数：正常润滑为 0.04，轻微润滑为 0.09 干燥表面为 0.18 至 0.5。收放作动筒载
9、荷取放下状态使用载荷 P=21375N, 叉形螺栓转动光杆部分 直径为 20 m m 。p二 P 。二 21375 coslO。二 21050 NcoslO2P x 47.5 = p ” x x 503P = 29996 N叉形螺栓转动摩擦引起的力矩为M =卩 x p x 20传至耳环螺栓分解成弯矩和扭矩：M = MWcos10 M = Mmsin 10 可以计算出耳环螺栓螺纹处截面系数为 J = 375mm 4W = J / 5.188 = 72.3 m m 3wW = 144 m m 3nF = n x 5.188 2 2 x 3 x 1.69 = 74.4 mm 2则耳环螺栓螺纹处截面应
10、力水平为M PQ = WFwMT = nWng = Pg 2 + 3t 2he根据上述公式，可以求得当摩擦系数卩取干燥表面最小值0.18时， g = 1205 M P ； 当摩擦系数卩取正常润滑值0.04时 ， g = 6 3. 6M P ； 当摩擦 he ah ea系数卩取轻微润滑值0.09时，g = 462 MP。he a从三种摩擦系数的应力计算可看出：当叉形螺栓为正常润滑、转动灵活 情况时，叉形螺栓转动摩擦力对耳环螺栓产生的应力为 63.6 MP ，远低于材 a料强度极限g = 1175 MP ；当叉形螺栓转动为轻微润滑时，耳环螺栓应力为ba462 MP ，没有超过材料 g 值，但由于应
11、力水平很高，会在应力集中严重的 ab螺纹根部产生疲劳裂纹；当叉形螺栓转动面缺少润滑油（干燥表面） 、转动 不灵活，即使摩擦系数取最低值 0.18（最高值为 0.5），耳环螺栓的应力为 1205 M P ，超过材料 g 值1175 M P ， 耳环螺栓断裂。a b a2.1.4 结论通过以上分析，证明了该飞机收放作动筒的耳环螺栓从设计上来看，是 没有问题的，造成耳环螺栓弯曲断裂的主要原因是：当叉形螺栓转动面润滑 不好，转动不灵活时，在收放作动筒处于放下状态时，耳环螺栓承受附加弯 矩，产生很大的应力导致破坏。2.2飞机起落架收放作动筒断裂分析2.2.1试验过程与分析（1 ）断口分析宏观观察作动筒的
12、直径约为 57mm ，壁厚约为 5.0mm 。端口垂直于作动筒轴线，无 明显变形。断口有一棕褐色弧形断裂区，这弧形断裂区由外表面起始，平坦 细腻，面积不大，约占整个断口面积的 5%，但穿透了作动筒壁厚，为断口的 主裂纹源区。在主裂纹源弧形扩展区两侧，还可见到很多次生裂纹源由外表面起始并扩展的细小弧形断裂区。断口在主、次裂纹源以外的外壁一侧和 整个内壁一侧各有一斜断口（既剪切断裂区） ，斜口区宽度约为厚度的 20%， 其余断面为平断口区。平断口区具有人字纹花样的快速断裂特征，人字纹的 顶尖指向棕褐色主裂纹源弧形扩展区。 在作动筒主裂纹源区附近的外壁表面 上，存在大量肉眼可见的表面裂纹。微观观察1
13、.体视显微镜观察体视显微镜下观察，作动筒断口主裂纹源弧形扩展区的形貌特征可见。 主裂纹源弧形扩展区中有一台阶，表明有两个主裂纹源，弧形扩展区内有数 条疲劳弧线，可以确定裂纹是以疲劳形式扩展的。裂纹源区的附近外表侧有 一带状断口区域，裂纹扩展棱线起始于断口带状区内侧，整个疲劳源均具有 线状源的特点。主疲劳源两侧有多个起始于外表面的次生裂纹源，这些次生 断裂也起源于断口带状区内侧，扩展区平坦细腻。主裂纹源表层的带状区域 宽度较大，约为 0.4mm ，次生裂纹源的带状区域宽度约为 0.12mm 。对作动筒外壁的表面裂纹进行观察。在断口主源区的附近的外壁表面上， 有很多与断口平行的表面裂纹，裂纹最长近
14、30mm。平行裂纹附近有很多网状分 布的裂纹，只是横向裂纹比较轴向裂纹长，更加明显。作动筒其他区域的表面 裂纹中选取较长的一条打开，其断口形貌示于图3，可见3个深浅不一的棕褐 色区域，一部分基本保持带状形貌，尚未扩展，其余部分裂纹已有了明显的扩 展，形成深浅不同的两个弧形扩展区。图 3 外壁与断口平行表面裂纹打开后的断口形貌图 4 作动筒断口主裂纹源区形貌2.扫描电镜观察图 4 为主裂纹源区域附近扫描电镜观察形貌，图中清楚地显示了裂纹扩展 棱线从基体表层带状断口区域内侧边缘起始的特征。由于断口覆有较厚的腐蚀 产物，源区未观察到典型断裂形貌特征。断裂扩展区未观察到明显的疲劳条带。 在断口源区和扩
15、展区均观察到典型的腐蚀特征泥纹花样，人字纹快速断裂区 微观断裂特征为细小韧窝。（2）金相检验 在有网状表面裂纹的部位截取试块，沿作动筒轴向磨制金相试样。体视镜 下观察，在试样外壁一侧，有大量垂直壁厚的表面裂纹，裂纹深0.140.90mm。 在金相显微镜下观察，镀层厚度约为1.2mm，有不少裂纹位于镀层下，既基体 表面存在裂纹，而镀层却保持完好。侵蚀后，镀层下有的基体裂纹开口处两侧 均有镀层金属，这表明裂纹在电镀前已存在。在有网状表面裂纹的部位截取试块，沿作动筒横向磨制金相试样。抛光状 态下同样可以看到大量的基体表面裂纹，有的已经扩展到镀层表面，但裂纹深度较浅，在0.120.40mm之间。 基体材料显微组织为回火马氏体组织，组织未见异常。（3）能谱成分分析 在裂纹金相试验上对镀层和
