1、飛機起落架故障分析【摘要】起落架是飛機的重要組成部分，飛機的停放、起飛著陸主要是由起落架來完 成的。所以起落架的工作性能直接影響了飛機的安全性和機動性。飛機起落架故障很多，本文主要針對殲七和殲八飛機的一些故障加以分析。 主要闡述了殲八飛機主起落架機輪半軸裂紋故障分析和殲七飛機起落架收放系 統典型故障分析。關鍵詞：起落架機輪半軸裂紋法蘭盤自動收起油路堵死電液換向 閥Abstract:Landing gear is an important part of the plane, the plane's parking, off and landing is mainly composed

2、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 somefault analysis. Mainly expounds the main annihilates eight plane ae

3、roplane 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.Key words : Landing gear Tire half shaft Crack FlangesAutomatic pack up Oi

4、l-wayquartz Electro-hydraulic reversing valves目錄1 .殲8飛機主起落架機輪半軸裂紋故障分析 31.1 弓|論 31.1.1 主起落架結構設計概況 31.1.2 主起落架機輪半軸故障概況 41.2 主起落架機輪半軸失效分析 41.2.1 主起落架機輪半軸受力分析51.2.2 機輪半軸裂紋檢測及斷口分析 61.3 主起落架機輪半軸疲勞試驗結果 71.3.1 機輪半軸疲勞試驗破壞部位 81.3.2 試驗結果與使用情況差異分析81.3.3 外場飛機使用特點分析 91.3.4 主起落架機輪半軸失效分析結論 91.4 主起落架機輪半軸結構設計改進 91.4.

5、1 半軸結構設計改進原則91.4.2 半軸結構細節設計改進91.5 經驗教訓 101.5.1 設計載荷譜、變形預測與實際使用情況相符 101.5.2 完善細節抗疲勞設計和強化工藝是提高結構抗疲勞開裂的重要技術途徑 101.5.3 地面疲勞試驗驗證剛度模擬要真實 101.5.4 制定合理的檢修周期是確保使用安全的重要措施 102殲七飛機起落架收放系統典型故障分析 112.1 殲七飛機前起落架自動收起的故障研究 112.1.1 起落架收放控制原理分析 112.1.2 起落架自動收起原因分析 121.1.1 電液換向閥性能不良122.3 故障驗證 142.4 維修對策 142.4.1 改進起落架收放

6、管路的設計 142.4.2 提高產品質量，加強安裝前的檢查 15結束語 16謝辭 17參考文獻 191 .殲8飛機主起落架機輪半軸裂紋故障分析1.1 引論1.1.1 主起落架結構設計概況殲8飛機起落架為前三點式布局，由1個前起落架、2個主起落架組成，其中 主起落架安裝左右機翼上。飛機停放時，起落架起著支撐作用；飛機地面滑行 時、起飛著陸時，起落架起著緩沖作用，同時將地面載荷傳跡到機身上。主起 落架收起后，支柱收在機翼內，而機輪則繞活塞桿下部的轉軸轉動77° 23'收入機身兩側。圖 11-1主起落架為支柱式結構，由緩沖支柱、帶剎車機輪、收放作動筒、轉輪機構、上位鎖、終點開關和護

7、板等組成，如圖 11-1所示。其中緩沖支柱主要是由外筒、活塞桿、機輪半軸、扭力臂和裝于支柱內部的柱塞式緩沖器所組成。由鍛 鋁合金制造的帶剎車的機輪即安裝在機輪半軸上。輪軸的一端制有接頭，與活 塞桿下端耳片較接，并制有連接轉輪機構的耳片。輪軸上還制有千斤頂頂窩和 安裝傳遞撞擊載荷的止動螺栓的軸孔。早期殲8飛機的支柱外筒、活塞桿、輪軸等主要受力件均采用超高強度鋼GC4(40CrMnSiMoVA模鍛件制造，并進行噴丸強化及直接涂漆表面處理。在后續機型中，支柱外筒、活塞桿、輪軸等主要受力件采用了更為先進的超高強度鋼 300M (40CrNi2Si2MoVA模鍛件制造，并進行噴丸強化及鍍銘一鈦、涂漆的表

8、 面處理和表面防護。GC4鋼是超高強度鋼，具有良好的工藝性能和綜合力學性能，對缺口和氫脆有 較高的敏感性。熱壓力加工成形性能良好，但對過熱較敏感，不允許采用氣焊 和鍍鋅工藝。300M鋼也是一種中碳低合金超高強度鋼，具有高淬透性，淬火加低溫回火后 強度達1960MPa兼有優良的橫向塑性、斷裂韌度、抗疲勞性能，但對缺口和氫脆也有較高的敏感性，一般不推薦焊接。無論是GC4!岡還是300M鋼，由于對應力集中的敏感性，所以在零件設計時， 盡可能選用大的截面過渡半徑，并用選用較小的粗糙度值，保持零件表面光滑。 此外，在生產和使用中要嚴格控制熱處理、表面處理等工藝過程，防止產生氫對于GC41岡制造的機輪半軸

9、，早期機型機輪半軸壽命為3000多個起落，后續機型機輪半軸壽命4000多個起落，并規定在弟二次大修時更換機輪半軸， 載荷 譜中沒有考慮腐蝕因素。1.1.2 主起落架機輪半軸故障概況殲8后續機型某架飛機在夜航第二個起落著陸過程中，當距跑道端頭550m時,右側主機輪及剎車組件脫離飛機，右主起落架機輪半軸折斷、支柱著地，活塞 桿連接機輪半軸耳片處和機輪半軸下表面磨損約15mm飛機其他部位無損傷。該右主起落架已使用了 909個起落。機輪半軸從法蘭盤內外兩側斷為 3截，法蘭盤外側輪軸斷開不規則，呈 45° 角；法蘭盤內側輪軸斷口截面比較平整垂直.在殲8飛機大修時，在主起落架機輪半軸上連續發現裂

10、紋， 這些機輪半軸起落 次數約在1400個起落左右。在普查中陸續發現，約有 23 %的飛機機輪半軸出 現裂紋，其中近61%起落次數在1300起落以上，近20%在1000-1300起落之 問，近19%在1000起落以下。裂紋發生的部位在機輪半軸法蘭盤外圓根部倒角變截面處，具體在安裝止動螺 釘的凹面臺階背面法蘭盤弟1孔附近的變截面處角度a的范圍內，見圖113。用u-3機輪半-軸裂紋位置不意圖圖 11-3裂紋方向均沿著變截面的交界線， 裂紋長度最短的為3mm最長的為80mm在 出現裂紋的這些機輪半軸上未發現銹蝕情況。1.2 主起落架機輪半軸失效分析1.2.1 主起落架機輪半軸受力分析機輪半軸在起落架

11、上的安裝及其結構如圖 114所示。飛機在起飛、著陸、滑 行、剎車和轉彎等情況下，所有地面傳來的載荷及飛機著陸接地時產生的撞擊 能量均通過機輪半軸傳到活塞桿上。應力分析結果表明，殲8機種主起落架機輪半軸的應力較高圖 11-4機輪剎車裝置借助9個螺栓將剎車殼體安裝在輪軸的法蘭盤上，法蘭盤 R2圓 角處與機輪剎車殼體有配合關系，剎車殼體該處倒角尺寸為2.5mm< 450。機輪半軸的法蘭盤主要承受飛機剎車時產生的扭矩，裂紋所在處的第1螺栓孔在剎車過程中受力較大，并且在R2圓角處的應力集中加大了剪切作用（圖11-5）;圖 11-5另外飛機著陸時機輪著地瞬間，地面載荷分別作用機輪垂直向上的載荷和逆航

12、 向載荷，二者的合力在a扇形區內作用給半軸，對其根部形成剪切和彎曲作用。上述3種載荷傳至半軸根部，必然會產生較大的工作應力。再考慮 R2圓角多 大應力集中因素，其應力水平還將大幅度提高。正是作用在R2圓角處的剪應力 和彎曲正應力的共同循環作用，結果在該處產生疲勞裂紋。1.2.2 機輪半軸裂紋檢測及斷口分析1外場機輪半軸斷裂檢查目視觀察，機輪斷成3部分，法蘭盤內側輪軸斷口比較平直，沿法蘭盤R2處有近一周的封閉裂紋。封閉裂紋斷口為疲勞斷口形貌特征，疲勞源為線性多源（周向沿加工痕跡長約 25mm。源區位于輪軸法蘭盤第一安裝孔附近的內側下方R2處，源區局部有擦傷，源區附近未發現明顯的冶金缺陷。疲勞裂紋

13、從左下 方沿法蘭盤圓周方向逆時針擴展了 300余度后，分成兩叉，一叉沿法蘭盤外側 輪軸快速擴展，另一叉沿法蘭盤內側輪軸快速擴展。斷口上疲勞弧線、放射棱 線明顯，粗大的放射線指示出疲勞擴展方向，端口上有多條明顯的疲勞弧線。在掃描電鏡下觀察，在源區附近和擴展區均可見到韌窩帶或局部疲勞條帶等疲 勞微觀特征，大部分區域為切窩形貌?；谏鲜鲇^察結果，初步判斷輪軸斷裂屬于高應力低調疲勞斷裂。輪軸由GC雄風模鍛制造加工。在法蘭盤部位沿模鍛件縱向切取試樣進行測評， 平均強度值符合設計要求（190± 10Kgf/mm2）,且偏于上線，見表112。表112 顯微硬度及換算值廳PHVO.2HRC秧算值）強

14、度值（換算 值）/MPa圖樣要求值/MPa15625319281862± 10025625319283577542004455752.81921平均值564.553.21940注：表中HV旨維氏硬度，0.2兄號示測量沖擊壓力為0.2Kgf。對照國標GB10561 （鋼中非金屬夾雜物顯微評定方法），檢測樣品的硫化物等級為0.5級，氧化物夾雜等級為1級，夾雜物總和為1.5級，符合技術要求。經檢測，樣品晶粒度等級為7.5級，符合技術要求。用4%的硝酸酒精溶液侵蝕樣品，在400倍顯微鏡下觀察組織，金相組織為正常的淬火、回火組織?；瘜W成分檢測結果見表 113,其中碳含量偏于上線。表113化學成

15、分分析結果wt類別CMnSiCrMoVSPAl測量值0.420.981.311.36 10.530.080.002r 0.0210.03標準值 (YB12091983)0.360.420.801.201.201.601.201.500.450.600.070.120.0250.0250.10經檢測，法蘭盤腹板與機輪表面粗糙度、安裝孔直徑、法蘭盤厚度、過渡圓角 等均符合設計要求。由此可知，零件材質、尺寸符合設計要求；源區有磨損，附近未冶金缺陷和外 來損傷，裂紋較平直，有氧化特征，為疲勞斷口形貌。疲勞源特征為線性多源， 裂紋始于輪軸法蘭盤第一安裝孔附近的內側下方 R2處，屬于高應力低周疲勞斷 裂。

16、2大修廠機輪半軸裂紋檢查經外觀檢查，發現長約 45mm最深處約2mmi勺裂紋，為穿透壁厚，裂紋位置 同圖112。斷口比較平直，有氧化特征，為多源疲勞斷口形貌。斷口上有多條 明顯的疲勞弧線，并有較粗大的放射棱線， 指向疲勞裂紋的擴展方向。疲勞源特 征為線性多源，源區位于輪軸法蘭盤第一安裝孔附近的內側下方R2處。源區局部有磨損，源區附近未見冶金缺陷。經低倍檢查，裂紋位于零件法蘭盤內側輪軸前端第一安裝孔R2尺寸根部，沿法蘭盤內側輪軸R2處延伸。裂紋具有臺階狀線源疲勞開裂特征。裂紋處未見劃 傷、碰傷以及明顯的加工痕跡。在掃描電子顯微鏡下觀察斷口，發現在源區附近及擴展區均存在韌窩帶或局部 疲勞條帶等疲勞

17、微觀特征，其他大部分區域為切窩結構，斷口上疲勞部分有氧化 特征。用3%的硝酸酒精溶液浸蝕金相試樣，在 400倍顯微鏡下觀察組織，基體 金相組織為正常的淬火、回火組織。裂紋較平直，開口度約為 5um從裂紋形貌 上看具有疲勞開裂的特征。在法蘭盤部位沿模鍛件縱向切取試樣測試，平均強度值偏上線（顯微硬度值換 算后與實際強度值有一定的偏差），符合設計要求。邊緣顯微硬度測試結果表明， 零件邊緣脫碳深度符合設計要求。顯微硬度測試結果見表11 -4.表11 4顯微硬度測試結果項目距邊緣25um (HKO.5距邊緣50um (HKO.5距邊緣75um (HKO.5中心（HKO.51496540556569249

18、9543553566349754255757144955435525685493541554570平均值496541.9554.45611.8化學成分測試結果符合零件材質要求，見表 11-5表115化學成分分析結果類別CMnSiCrMoVSPAl測量值0.400.991.331.350.50 10.0910.003 10.0020.05標準值 (YB12091983)0.36 0.420.801.201.201.601.201.500.45 0.600.07 0.120.0250.0250.10經檢測，法蘭盤腹板與機輪表面粗糙度、安裝孔直徑、法蘭盤厚度、過渡 圓角等均符合設計要求。由此可知，零

19、件材質、尺寸符合設計要求；源區有磨損，附近未見冶金缺陷和 外來損傷，裂紋較平直，有氧化特征，為疲勞斷口形貌。疲勞源特征為線性多源, 裂紋始于輪軸法蘭盤第一安裝孔附近的內側下方R2處，屬于高應力低周疲勞斷裂，同外場斷裂件檢查結果。1.3 主起落架機輪半軸疲勞試驗結果1.3.1 機輪半軸疲勞試驗破壞部位殲8后續機型主起落架疲勞試驗時，機輪半軸在20000多次起落時發生斷裂，折合使用壽命為4000多個起落。斷裂位置是根部銷釘孔處，如圖116所示。從中可以看出，與外場飛機發現裂紋的部位完全不同。圖 11-61.3.2 試驗結果與使用情況差異分析機輪半軸在疲勞試驗和外場使用中所暴露的破壞部位、壽命存在較

20、大差別，主要因為：(1)機輪半軸在疲勞試驗模擬與飛機真實機輪的剛度存在差別疲勞試驗用假機輪與真實機輪不同。 前者采用鋼材料制造，由焊接拼合制成， 其剛度較大；而后者使用鍛鋁、鋼等多種材料制成，輪轂上套裝輪胎，具剛 度比疲勞試驗所用的假機輪剛度小的多。因此，在實際使用中，由于真實機 輪剛度較小，容易產生變形，會使側向載荷的能力較弱。而疲勞試驗所用的 假機輪由于剛度較大，不存在變形，側向載荷直接通過輪軸傳走，不會傳到 法蘭盤上。因此，疲勞試驗中法蘭盤的應力水平低于外場使用情況，這是出 現二者壽命差異的因素之一。(2)外場剎車載荷譜偏重雖然疲勞試驗采用的是實測過載譜，但由于使用情況的不斷變化，實測的

21、 剎車譜已經不能反映出所有外場飛機使用剎車的實際情況。統計數據表明， 后續機型在外場使用中，超過正常著陸重量的著陸次數已達到23%左右。由于主要在著陸滑跑過程中使用剎車，隨著超過正常著陸重量著陸次數的增多， 飛機使用剎車也比過去嚴重，因此對于機輪半軸法蘭盤使用也比過去嚴重， 導致其應力偏高、壽命偏短。(3)超常著陸所產生的沖擊載荷和摩擦載荷對半軸根部和法蘭盤產生影響 飛機超正常著陸時，地面的垂直沖擊載荷和摩擦載荷的合力通過機輪傳給半軸，對半軸根部產生彎曲和剪切作用，使其應力水平進一步提高；同時， 使機輪和半軸產生變形的趨勢增大，對法蘭盤的側向作用載荷加大，使其應力水平同時增加。而這些實際情況在

22、疲勞試驗中未得到真實模型。1.3.3 外場飛機使用特點分析對外場4家單位的飛機起飛著陸情況進行調查發現，超過最大著陸重量的著陸情況沒有發生過，而超過正常著陸重量的著陸次數已達到20%左右?？紤]到少數起落中還要求機身掛副油箱。機翼中掛點掛1枚或者2枚導彈等因素，保守估計，超過正常著陸的起落次數將會達到23%左右。而通常要求飛機超過正常著陸重量著陸的起落次數不應超過10%。1.3.4 主起落架機輪半軸失效分析結論(1)本文b中所述的機輪半軸斷裂個案與外場普查所發現的機輪半軸裂紋性 質相同，均屬于高應力低周疲勞斷裂。裂紋是在使用過程中產生的，其萌發 和擴展經歷一段循環周期。(2)在實際使用中，因機輪

23、和半軸會出現彈性變形，導致法蘭盤上產生側向 載荷；23%的超過正常著陸重量著陸的起落次數會進一步增大側向載荷作用， 同時使半軸根部和法蘭盤的應力水平提高。(3)半軸在法蘭盤根部過渡圓角處存在應力集中，導致該處應力水平提高。(4)疲勞壽命實驗中機輪半軸的考核結果未能真實模擬實際使用情況。(5)半軸、法蘭盤與機輪的材質、幾何尺寸、表面粗糙度等均符合設計要求， 未發現意外損傷。1.4 主起落架機輪半軸結構設計改進1.4.1 半軸結構設計改進原則(1) 基于成本和周期考慮，結構設計改進僅局部于機輪半軸和機輪,而不涉及更多零件組件的設計更改。(2) 對半軸結構細節進行設計改進，提高其抗疲勞開裂能力。機輪

24、進行協調性更改。(3) 加強對設計改進后機輪半軸的疲勞特征評定。(4) 對機輪半軸的設計改進方案不應涉及其鍛造模具的更改，以節省周期和成本。(5) 經設計改進后，新的機輪半軸能夠在外場條件下方便更換，以盡快滿足外場部隊的需要。(6) 加強對原主起落架機輪半軸的監控，保證飛機的使用安全。1.4.2 半軸結構細節設計改進(1)將機輪半軸法蘭盤厚度增加1mm根部圓角半徑增加1.5mm(2)將連接機輪半軸法蘭盤和機輪剎車殼體的螺栓長度增加1mm(3)將機輪剎車殼體與半軸法蘭盤配合部位的倒角寬度增加2mm(4)對噴丸工藝參數進行優化選取，提高半軸結構細節工藝強化的壽命 增益。1.5經驗教訓1.5.1 設

25、計載荷譜、變形預測與實際使用情況相符在機輪半軸故障整治過程中，通過深入分析發現，載荷譜中未計及23%超常著陸載荷、著陸瞬間由機輪傳給半軸的沖擊載荷和摩擦載荷的影響；在外力作用下，機輪和半軸的彈性變形導致法蘭盤變形協調而產生附加作用力。這些因素在設計載荷譜中均未考慮，與飛機主起落架的實際使用情況不符，導致機輪半軸、 法蘭盤的工作應力水平過高。如果機輪半軸應力水平過高、細節設計考慮不夠充 分，就容易發生低周疲勞破壞，即高應力、低循環疲勞破壞。1.5.2 完善細節抗疲勞設計和強化工藝是提高結構抗疲勞開裂的重要技術途徑改進細節設計，可有效地消除剛度突變、降低應力集中程度，進而控制薄 弱細節的工作應力水

26、平，達到延長結構疲勞壽命的目的。 將機輪半軸法蘭盤厚度 增加1mm根部圓角半徑增加1.5mm機輪剎車殼體與半軸法蘭盤配合部位的倒 角寬度增加2mmiB是為改進細節設計所采取的具體措施。合理的工藝強化措施可 有效地獲取疲勞壽命增益，對機輪半軸的噴丸工藝參數、噴丸部位進行優化選取, 是為了完善半軸結構細節工藝強化措施。1.5.3 地面疲勞試驗驗證剛度模擬要真實在主起落架疲勞試驗中，機輪剛度模擬與飛機實際使用情況相差較大，由于結 構變形協調，必然產生彼此牽連的附加載荷，對半軸結構細節疲勞特性可能會產 生影響。因此，地面疲勞試驗所暴露的疲勞開裂部位、周期、形態等與真實情況 可能存在差異，亦即由于模擬不

27、夠真實，可能導致地面疲勞考核試驗的結果不能 完全反映飛機的使用情況。因此，地面疲勞試驗驗證模擬要盡量真實， 這樣才能 有效暴露疲勞薄弱部位，達到驗證或預測結構壽命的目的。1.5.4 制定合理的檢修周期是確保使用安全的重要措施如前面A-b所述，在909個起落時右主起落架半軸首次發生斷裂事故； 大修時 發現機輪半軸上裂紋的起落次數約在 1400個起落左右；普查中發現，約有 23% 的飛機機輪半軸出現裂紋，其中近61 %起落次數在1300個起落以上，近20%在1000-1300個起落之間，近19 %在1000個起落以下。這些裂紋明顯對飛機安全 使用構成威脅，甚至是巨大隱患。只有制定并執行安全檢查，及

28、時發現并排除半 軸裂紋，才能保證飛機的使用安全。2殲七飛機起落架收放系統典型故障分析2.1 殲七飛機前起落架自動收起的故障研究起落架收放系統是飛機的重要組成部分，此系統的工作性能直接影響到飛 機的安全性和機動性.改進設計飛機起落架收放系統主要用于控制起落架的收上與放下，控制主起落架艙門和前起落架艙門的打開與關閉，是飛機一個重要的系統，其能否正常 工作將直接影響飛行安全。因此對該系統的維護和對所出現的故障進行分析研 究，并進行有效的預防就顯得十分重要。 某單位在對某新型飛機做出廠試飛準備 時，當機組人員接上地面壓力源和電源進行該機的停機剎車壓力調整時，在供壓13min后，前起落架開始緩慢收起，飛

29、機機頭失去支撐最終導致機頭接地，造成 雷達罩和前機身02段蒙皮撕裂、結構損壞和前起落架變形等嚴重后果。本文將 對前起落架自動收起的故障進行分析研究，并在此基礎上針對性地提出預防措 施。放三左起放F普路問油2J主系統供油十主占31_收 去主起收上管路圖2-1前起落架收放系統原理圖2.1.1 起落架收放控制原理分析-冷氣1 .電液換向閥2 .應急排油活門3,單向活門4 .應急轉化活門5 .上位鎮作動簡0下位使作動簡7,單向活門».收放作動簡9 .限流活門10.12,艙門作動簡1L協調活門13,液壓鋤前起落架收放系統原理如圖2-1所示。正常收起落間隙時，起落架收放手柄（下 簡稱手柄）處于收

30、上位時，電液換向閥l使高壓油進入收上管路，放下管路 b回 油管路相通。在高壓油的作用下，下位鎖作動筒的活塞桿縮進，下位鎖打開。另一路高壓油一方面液控單向閥13打開，使艙門作動筒10、12的回油略溝通；另一方面油通過限流活門9進入收放作動筒，使活塞桿伸出，起落架收起， 作動筒8的回油經腳向活門7、應急轉換活門4、電液換向閥1和應急排油活門2流入 油箱。當起落架收好后，協調活門11壓通，高壓油進入艙門作動筒10、12的收 上腔使艙門收起。當手柄處于放下位置時，來油與放下管路接通，收上管路與回 油路相通，起落架放下。在系統中還設有地面聯鎖開關，當飛機停放時，聯鎖開 關自動斷開電液換向閥的電路，此時即

31、使將手柄置于收起位置，電液換向閥也不 會工作，從而防止了地面誤收起落架。2.1.2起落架自動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帶下位鎖的后撐桿來保 持的，所以要使前起落架收起，必要條件是下位鎖開鎖。而下位鎖開鎖有兩種情 況：第一種是機械原因，即放下起落架時下位鎖處于假上鎖狀態，在維修和使用過程中受到某種外力擾動而開鎖； 第二種是液壓原因，即有液壓油進入下位鎖開 鎖作動筒，使作動筒活塞桿縮進導致下位鎖開鎖。 而外部檢查和事后的收放檢查 均未發現下位鎖有假上鎖的現象。因此前起落架自動收起是由液壓方面的原因引 起的。而由液壓原因引起下位鎖開鎖的因素很多。當電液換向閥工作不正常

32、使來油與收上管路相通，或者聯鎖開關故障， 地面又誤將手柄置于收上位置，在電液 換向閥工作時，當給飛機供油壓時， 都會使下位鎖開鎖。但這兩種情況會使前起 落架以較快的速度收起而不會緩慢收起， 另外也會同時收起主起落架。但這與事 故發生時的實際情況不符，因此基本可以排除。1.1.1 電液換向閥性能不良起落架電液換向閥用于起落架收放管路的控制，是一種三位四通電液閥，當手柄在中立位置時（不通電），電液換向閥處于中立位置，圖2-2電液換向閥中立位置（斷電）此時供油路堵死，起落架的收、放管路均與回油路相通，如圖 2-2所示。由于滑 閥與閥套之間都有徑向間隙6,由6形成兩個相同的矩形節流縫隙，此縫隙的節 流

33、面積為A=W8由于形6,且通過此節流口的流量很小，雷諾數 m也很小，流動 狀態屬于層流，故通過此節流口的流量 Q為：W p 2Q =-32式中：P 節流口兩側壓力差;口 一一動力粘度系數;W 節流口面積梯度。則此時，通過2個節流口處的流量為:Qi = Q2二 W P 2(PS - P0)32式中：FS主液壓系統供油壓力；P)回油管路壓力由上式可知，泄漏量的大小主要由節流口面積梯度形和徑向間隙 6確定，當間隙 6越大，則泄漏量越大。而形的大小主要與閥芯的直徑有關， 直徑越大梯度越大； 6的大小主要與閥口的形狀、制造工藝和加工質量等有關，當設計合理、工藝水 平和加工質量高、滑閥和閥套之間沒有偏心時

34、，則 6就小。如果是新閥，徑向問 隙小，故泄漏量也小；如果是舊閥，由于控制邊被磨損，泄漏面積增大，則泄漏 量也增大。為測定泄漏量的大小，拆下電液換向閥，堵住通向作動筒的兩個接頭， 在供壓接頭處.加液壓20. 59MPa在回油接頭處接上量杯。3min后，在回油接頭處漏油量為45mL遠大于所規定的不超過20mL的要求。電液換向閥泄漏示意圖如圖2-3所示圖2-3電液換向閥泄露示意圖1.1.2 系統不完整，回油路堵死為了提高起落架收放系統的可靠性， 在系統設計中采用了余度技術。即當正常 收放起落架失效時，飛行員可以采用冷氣應急放下起落架，以保證安全著陸， 如 圖1所示。為防止應急放起落架時，大量液壓油

35、回到密閉增壓油箱， 使油箱因回油過多而引起爆破，為此在電液換向閥的回油路上安裝了應急排油活門。應急放起落架時，將收上管路的油液直接排到機外。 平時，在主液壓系統供壓且電液換 向閥不工作時，電液換向閥泄漏到收放管路中的油液可以通過應急排油活門直接 流入回油管路中，因此不會引起收放系統的壓力升高；如果回油管路被堵死，不能回油時，則泄漏油將進入收放系統(參看圖2-1、2-2),使系統壓力升高，當 壓力升高到一定值時就會引起系統故障。據了解，在發生本次事故前，應急排油活門因故障拆下修理，用堵頭將回油路堵住，使起落架收放系統不能回油。這樣, 電液換向閥泄漏到收放管路的壓力油就不能釋放掉，收放系統的油壓將

36、逐漸開 高。由于前起落架下位鎖的開鎖壓力比主起落架的小，因此當壓力達到一定值后，就會首先使前起落架下位鎖開鎖，這樣飛機在自重的作用下就會引起前起落架自 動收起。2.3 故障驗證為了驗證上述分析是否正確，在原飛機上進行了以下試驗：(1)給主液壓系統供壓并通電，把手柄放在中立位置。保持 30min后，前起落架 下位鎖沒有任何動作。這說明在系統完整的情況下，因電液換向閥的滲漏而進入 收放系統的壓力油可以從應急排油活門處及時排出系統回油箱。 為模擬事故當時的系統環境，將應急排油活門拆下，并用堵頭堵住回油路。給主液壓系統供壓5min后，前起落架下位鎖就開始動作，到6min時下位鎖完全 開鎖。該項試驗足以

37、證明從起落架電液換向閥泄漏進入起落架收放系統的油液確 實能夠將前起落架下位鎖打開，說明上述分析是完全正確的。2.4 維修對策由以上分析和驗證可知，本次事故的原因有兩個：一是起落架電液換向閥泄漏 量超過規定；二是起落架收放系統不完整， 使系統喪失了對不良因素的“自我消 化”能力。為了有效預防此類事故的發生，建議采取以下措施。2.4.1 改進起落架收放管路的設計經仔細分析后不難發現，該型飛機在系統的設計方面存在一些不足。應急排油 活門的功用是應急放起落架時將收上管路的油液排到機外。由于應急排油活門是安裝在系統的回油管路上的，一方面當應急排油活門出現故障時， 將會影響整個 系統的回油，進而影響系統的工作；另一方面當電液換向閥故障使收上管路不能 回油時，則在應急放起落架時，收上管路的油液就無法從應急排油活門排到機外， 就會使起落架無法應急放下，即應急放起落架還要受到電液換向閥工作的影響。該型飛機在定型試飛過程中就曾發生過應急放起落架未放到位的故障， 其原因就 是由于電液換向閥的故障引起的。 所以這種安裝是不科學的，它使系統的可靠性 和安全性降低。但是如果將應急排油活門安裝到收上管路， 即電液換向閥收上接 頭的出口處，則既不會影響應急排油活門的功能，又能提高系統的可靠性， 也不會發生上述事故。因此，建議有關部門經充分論證后，將應急排油活門安裝到電 液換向閥收上接頭的