航空起落架的设计.doc

1、 前言 起落架就是飞机在地面停放、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。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由固定的支架和机轮组成，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

2、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（如蜜蜂系列超轻型飞机）。 第一章 起落架简述1.1减震器飞机在着

3、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。 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

4、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。 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。1.4前三点式起落架 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

5、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 * 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。 * 具有良好的方向

6、稳定性，侧风着陆时较安全。地面滑行时，操纵转弯较灵活。 * 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。 * 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 * 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。 * 前起落架承受的载荷大、尺寸大、构造复杂，因而质量大。 * 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。 * 前轮会产生摆振现象，因此需要有防止摆震的设备

7、和措施，这又增加了前轮的复 F-35飞机后起落架杂程度和重量。 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。 1.5后三点式起落架点击放大点击放大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 一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； 二是正常着陆时，三个机轮同

8、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

9、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。以后由丁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(侧风或由于 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

10、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。 1.6自行车式起落架 还有一种用得不多的自行车式起落架，它的前轮和主轮前后布置在飞机对称面内（即在机身下部），重心距前轮与主轮几乎相等。为防止转弯时倾倒，在机翼下还布置有辅助小轮（图1c起落架布置型式）。这种布置型式由于起飞时抬头困难而较少采用。 1.7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

11、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。 1.8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。 1.9支柱式起落架点击放大 点击放大 点击放大点击放大支柱式起落架的主要特点是：减震器与承力支柱合而

12、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。 1.10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

13、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。第二章 起落架系统1. 概述起落架用于在地面停放及滑行时支撑飞机，使飞机在地面上灵活运动，并吸收飞机运动时产生的撞击载荷。2. 主起落架及其舱门主起落架的作用是支撑机身后部。当起落架收起后，舱门关闭，可以减小阻力。采用油气式减震支柱来吸收、消耗着陆和滑行时的撞击能量，并消除滑行过程中所出现的震动。减摆器可以吸收摆动能量，消除机轮摆振。主起落架还将刹车力传送到飞机结构上2.1 结构主起落架结构包括减震支柱、阻力杆、侧撑杆、耳轴连杆、反

14、作用连杆、防扭臂、轮轴和机轮。2.2 保险接头每个主起落架有1个保险螺拴和2个保险紧固件。保险螺拴位于上阻力杆的上端，在承受过大载荷时会被剪断，从而减轻对主结构的破坏。阻力杆上部接头处的保险销被涂成黄色，以防止与阻力杆下部紧固件互换。2个保险紧固件用来固定耳轴连杆的2个球形轴承，避免起落架在收放过程中出现卡阻。2.3 维护起落架上有许多润滑加注口。当润滑油压力超过2500 PSI时，可能会导致加注口错位。加油枪的压力最大应限制在2500PSI。向主起落架转动轴承注油时，压力不能超过400 PSI。2.4 结构起落架减震支柱是起落架的主要支承件。包括外筒、内筒、节流孔支撑管、缓冲活门和计量油针。

15、另外上部和下部支承提供滑动表面。一个密封组件（包括O型密封圈和T型密封圈）可提供内外筒之间的静、动密封。外筒后轴承联接外筒到后支撑梁，前轴承联接耳轴连杆到后翼梁。前后轴承提供主起落架收放转轴。内筒上有轮轴、刹车凸缘(法兰盘)、计量销和放油管。可更换的衬套装于轮轴上提供安装机轮轴承和保护轮轴。刹车凸缘用于安装刹车组件。2.5 主起落架减震支柱（1） 工作原理减震支柱内外筒之间有液压油，还充有高压氮气或干燥空气。当减震支柱压缩时，气体受到压缩，吸收能量，起到缓冲减震作用。同时节流孔下面的容积减小油液必须通过节流孔向上流动。当减震支柱伸长时，气体膨胀，节流孔上面的油液又要通过节流孔向下流动。油液高速

16、流过节流孔时，产生大量的热，起到消耗能量的作用。（2） 计量油针计量油针是锥形的。当减震支柱压缩时，油针向上运动，使得节流孔面积逐渐减小，油液的流量逐渐减小，减震支柱压缩速度逐渐减慢，可以防止内外筒之间发生刚性撞击。（3） 缓冲活门缓冲活门位于上支承结构内，其运动部件是一个外圈有槽的青铜环，在环上有3个小孔。当减震支柱伸缩时，上下支承间的容积也发生变化，油液要经过青铜环流动。当减震支柱压缩时，上下支承间的容积增大，油液要经过青铜环向下流动。此时，油液可以经过3个小孔，也可以经过外圈的槽，流动不受限制。当减震支柱伸长时，上下支承间的容积减小，油液要经过青铜环向上流动。此时，环被压紧到上支承上，外

17、圈的槽被堵上，油液只能通过3个小孔流动，这就限制了减震支柱的伸长速度，可以防止飞机接地之后出现反跳。（4） 主起落架减震支柱密封一个密封组件位于下支承与隔块之间。密封组件上的T型密封圈在两个支撑环支撑下，与内筒接触，O型密封圈在两个支撑环支撑下与外筒接触。提供内外筒之间的油气密封。备用密封圈装于下支承的环槽内。备用密封圈的存在，使得可以在不必分解整个减震支柱的情况下更换密封圈。当最后的备用O型密封圈和T型密封圈用坏后，必须分解减震支柱，以便更换每个密封圈。2.6 功用及组成 （1）功用主起落架阻力杆的作用是沿前后方向支撑起落架减震支柱。 （2）组成阻力杆包括上部阻力杆和下部阻力杆。上部阻力杆与

18、耳轴连杆相联；下部阻力杆联接到外筒上的上扭力臂的凸耳上。一个保险销位于上部阻力杆上端，起落架受到猛烈撞击时，保险销先被剪断，可以减小对机翼结构的破坏。2.7 主起落架耳轴连杆 （1）功用耳轴连杆提供主起落架减震支柱的前部铰支点。主起落架减震支柱的载荷从阻力杆通过耳轴连杆传到飞机结构上。（2）组成耳轴连杆后端和减震支柱铰接，前端铰支在机翼后梁上，可在球形轴承里转动。杆3. 前起落架和舱门安装在驾驶舱后隔框上，提供机身前部的支持。前起落架包括阻力杆、减震支柱、防扭臂、前起落架液压收放作动筒和液压锁作动筒。前起落架正常情况下是使用液压作动收放(向前收起)的。当起落架收进时，阻力杆折迭。当操纵转弯时，

19、减震支柱内筒可在外筒内转动。当起落架收上时，前起落架舱门机械作动关闭；当前起落架放下时，前起落架舱门机械作动打开。3.3 前起落架减震支柱（1）外部结构减震支柱包括内筒和外筒。外筒的上部是Y形耳轴连杆，伸到轮舱的侧壁。轴销将起落架连接到飞机结构上。Y型臂和轴销提供横侧稳定。在起落架收放过程中，起落架以轴销为转轴转动。一个拖车挂钩和插销用于安装前起落架拖把。防扭臂上端与转弯衬套联接，下端与减震支柱内筒相联，转弯作动筒可将转弯动作传递给转弯衬套，再由防扭臂传到减震支柱内筒，驱动前轮偏转。 （2） 内部结构包括内筒、外筒、计量油针、上部和下部节流孔组件、上部和下部定中凸轮组件、上和下支承组件。上和下

20、支承组件提供内、外筒滑动表面且保持减震支柱内外筒之间同心。定中凸轮位于减震支柱内筒和外筒上。当减震支柱伸出时，下部定中凸轮与上部定中凸轮配合，把前轮固定在中立位。（3）减震支柱工作工作原理和主起落架减震支柱相同。当减震支柱被压缩时，计量油针上移，节流孔开度逐渐减小，限制了压缩后期飞机的下沉速度，防止出现刚性撞击。在上部定中凸轮的环槽内有一个活塞环，活塞环上有两个小孔。当减震支柱压缩时，活塞环下移，离开上部定中凸轮的凸缘，油液绕过活塞环自由流动。当减震支柱伸出时，活塞环上移，靠在定中凸轮的凸缘，油液只能通过活塞环上的两个节流孔流动，这就限制了减震支柱的伸长速度，防止飞机接地后出现反跳。（4） 功

21、用承受前后方向的作用力，把前起落架保持在收上、放下位置。4. 起落架收放起落架收放系统控制起落架的收放运动。起落架正常收放是由A液压系统供压，由起落架选择手柄控制。应急收起落架时，可使用B系统的压力。应急放起落架装置可在没有液压的情况下，靠重力放下起落架。起落架液压收放系统包括起落架控制手柄、钢索鼓轮组件、操纵钢索和扇形轮组件、选择活门、手柄电磁锁等。应急放起落架系统包括三个T型手柄、钢索和应急开锁机构。5. 空地感应起落架空地感应系统提供飞机在空中或在地面的确切信号，去控制有关的电路工作。空地传感系统包括右主起落架的安全传感器和前起落架的安全传感器。6. 起落架位置指示和警告起落架位置和警告

22、系统指示起落架是否放下并锁好、是否收上并锁好，并对起落架位置与控制手柄位置的不一致状况和着陆前起落架未能及时放下并锁好的状况提出警告。主起落架收上锁好位置传感器和放下锁好位置传感器；前起落架放下位置传感器和锁好传感器；油门杆位置电门（位于电子电气设备舱和操纵台）；P2板上起落架位置指示灯（3个绿灯、3个红灯）；襟翼位置电门（位于襟翼控制组件）；警告喇叭（位于中央操纵台前方，副驾驶仪表板下方）。7. 前轮转弯系统（1） 功用飞机在地面滑行时，前轮转弯系统可以控制飞机的运动方向。（2） 组成前轮转弯系统由转弯手轮、操纵钢索、脚蹬转弯机构、转弯计量活门、转弯作动筒等附件组成。（3） 工作位于驾驶舱的

23、转弯手轮被转动时，通过操纵钢索操纵转弯计量活门，活门控制液压进入转弯作动筒，驱动转弯衬套转动。转弯衬套通过防扭臂驱动前轮偏转，使飞机运动方向改变。前轮的最大偏转量为78。当飞机接地后，脚蹬转弯机构切入，把脚蹬机构和前轮转弯机构联系起来，当蹬脚蹬时，前轮也会偏转，最大偏转量为7。当飞机前轮离地10S后，脚蹬转弯机构切出。8. 机轮和刹车系统在起飞、着陆、地面滑行时，机轮用来支撑飞机，并使飞机可以灵活运动。刹车系统用来止动飞机。每个起落架有2个机轮，都使用无内胎的轮胎。轮毂通过锥形滚棒轴承安装于减震支柱内筒下部的轮轴上。在主起落架机轮的轮毂里面安装有刹车组件。第三章 飞机密封技术一.现有飞机密封防

24、水结构的特征和不足1密封技术的选型及其影响因素密封的作用是隔绝系统内外的物质交换，可以分成两个方面：一是，防止内部的物质向外泄漏；二是，阻止外部的物质渗入内部。泄漏是一种在机械设备中常出现的故障，而密封可以阻止泄漏。能起密封作用的零部件称为密封件。密封件存在于各种机械产品中，应用广泛。在机器和设备的使用过程中，出现的大量工作介质的“跑、冒、滴、漏”现象，反映了在密封件的设计与制造过程中所存在的问题。密封形式的选取对于密封件密封防水性能起着十分重要的作用，只有根据实际具体应用条件的要求去选用或设计适合的密封形式，才能达到最优的密封防水效果。2. 密封材料与密封件密封材料的选用要考虑密封介质及其具

25、体工作条件，对密封材料所具有的一般性要求如下：1)材料微观结构致密，不发生渗透；2)机械强度和硬度适合所应用的环境；3)密封件多在受压状态下工作，要压缩回弹性好，应力松弛小；4)适用温域广，高低温条件下都能保持常温时的优良性能；5)对所应用的介质耐受性好，不腐蚀，不老化：6)易加工，取材方便；7)对应用于动密封而言，要摩擦系数小，耐磨性好。完全满足这些特点的通用密封材料是不存在的，但性能优良的密封材料是可以满足其中大部分性能要求，因此要根据实际需要来选择相应的密封材料。橡胶是最常用的密封材料，除橡胶外，适合做密封材料的还有石墨、聚四氟乙烯以及各种纤维、陶瓷和金属，以便满足着不同情况对密封材料的

26、要求。根据具体密封结构形式的不同，密封材料分类如下：1.适用于胶密封的液体密封胶、胶体密封剂；2.适用于填科密封垫密封的各种动植物纤维、石棉等；3.对可以制成各种成型密封件的橡胶和塑料：4.适用温度范围广的石墨和工程陶瓷；5.可用于高真空、高压、低温等特殊条件F的各种金属。3. 密封技术分类由于实际密封形式的多样性，可以按照不同的方法进行分类。根据机器和设备在正常运转时相对接合面之间是否存在相对运动可分为接合面相对静止的静密封和接合面相对运动的密封；根据接合面之间是否接触可分为接触式密封和非接触式密封；根据密封时的工作时的温度、压力等条件的不同可分为高真空密封、高压密封和低温密封等。这些密封分

27、类方法之间的主要区别在于密封的结构类型、密封机理、密封件所选材料以及密封的工作环境等存在不同。产过程自动化和高温、低温、高压、真空以及各种强腐蚀性介质、含同体颗粒介质等苛刻工况的密封要求。但机械密封结构较复杂，对加工制造要求高，安装与更换比较麻烦，价格高。迷宫密封是在转轴周围设若干个依次排列的环形密封齿，齿与齿之间形成一系列节流间隙与膨胀空腔，被密封介质在通过曲折迷宫的间隙时产生节流效应而达到阻漏的目的。迷宫密封的轴与机壳间存在间隙，无固体接触，无需润滑，并允许有较大的热膨胀，适应高温、高压、高旋转速率的场合。迷宫密封泄漏量较大，可以用在密封性要求不高而工作条件极端恶劣的场合，如迷宫密封被广泛

28、用于汽轮机、燃气轮机、压缩机、鼓风机的轴端和级间的密封，或其他动密封的前置密封。动力密封有离心密封、浮环密封、螺旋密封等，是靠动力元件产生压头抵消密封两侧的压力差以克服泄漏，具有很高的密封性，但能耗大，且产生的压头不高，不宜在高压密封中设计使用。此外，还有用于特殊场合的高压密封，真空密封和磁流体密封等。密封形式的选取要考虑实际需要与应用环境。在满足密封性能的情况下，-T艺越简单越好。通常情况下，为了达到良好的密封效果，所有静密封均采用接触式密封。根据实际需要，动密封既有接触式的，也有非接触式的类型。一般来说，接触式密封要比：IE接触式密封的密封效果好。在动密封中，如果密封面的线速度较小，可以采

29、刚密封性能较好的接触式密封，考虑到接触式密封中摩擦和磨损，在线速度较高时可以采用非接触式密封。根据实际密封条件的不同和密封要求的不同，发展出来各种各样的密封形式，在应用过程中，要根据实际的应用环境和工程需要去确定所选用的密封形式，或者重新设计新型的密封形式。4. 密封性能的影响因素密封性能的好坏可以用密封度来衡量。密封度可以用单位时间内介质的体积或质量的泄漏量即泄漏率来表示。密封的理想情况是零泄漏，泄漏率为零，即没有介质能够通过密封副到达另一侧。但是密封结构、密封材料、密封环境等密封条件是多种多样的，影响最终密封性能的冈素繁多。从绝对的理论意义上来说，没有什么样的密封结构能够做到零泄漏，因为物

30、质都是由分子构成的，分子之间有空隙，分子总是永不停息地做无规则热运动，一种物质的分子可以渗入另一种物质的分子彼此进入对方而形成扩散。有入曾经做过试验，把油密封在厚壁钢筒里，然后向里面加上2万个大气压，经过一段时间，钢筒表面没有裂纹出现，仍然可以观察到钢质容器壁上有细密的油珠出现，这是油分子透过钢壁从内部渗透到表面上来。但是从工程实际的意义上来说，密封结构只要保证泄漏量在工程许用的范围内就可以了。造成泄露的内冈是介质本身的压力和介质分子的吸附和扩散作用，这也是需要采取密封措施的原因；造成泄漏的外因是密封结构的设计缺陷。机械加工的精度对泄露量有较大影响，机械加工使机械产品表面可能存在各种缺陷出现形

31、状尺寸偏差，或粗糙度不能满足要求，装配零部件的联接处就会存在缝隙；在两侧介质压力差驱动下，工作介质就可沿着缝隙流向低压侧而产生泄漏。而密封的措施可以是用密封件封填联接面上的缝隙，隔离两侧介质，或给泄漏物质以反向压力，以抵消引起泄漏的动力。机械加工精度是广泛影响密封性能的一个重要因素，在各种形式的密封结构中都直接影响着密封的性能。在常规介质压力作用下，密封介质直接通过密封结构是产生泄漏主要形式：但在考虑低压或真空系统的密封时，在消除了直接泄漏之后，有时仍不能达到工程要求的密封性能，这时主要的泄漏形式是渗漏和扩散，即在压力差和浓度差作用下，介质通过密封材料的毛细孔的物质传递。这种情况下的密封性能由

32、密封材料的性能有关，性能优良的密封材料可以把渗漏和扩散降至最低。采用胶密封形式的密封结构其性能由密封剂的性质来决定，如密封剂的粘附力，粘度，是否硫化，硫化后的强度等。最终密封的实现要通过一系列装配工艺来实现，所以密封工艺与密封剂的质量、被密封结构设计的合理性是同等重要的，先进、合理的密封工艺可实现结构的优质密封。综上所述，影响密封性能的因素有密封的环境条件、密封的型式、所选用密封材料、密封工艺和实际操作等。二飞机结构密封技术及其指标要求1飞机结构密封技术按照密封件的物理形态，可将飞机结构的密封方式分成三种基本类型：同体密封、液体密封、胶体密封。1)固体密封通常是指采用橡胶密封条(片、块、垫)等

33、物质进行密封。它的密封机理是利用这些同体密封件具有超弹性，在受剑压缩时出现大的变形量而将缝隙填满。其优点是：对大缝隙的填充性好、简单易行、经济。其缺点是：对于表面不连续部位、细小缝隙部位、粗糙不平部位的密封性不好；不能用于飞机上活动构件部位的密封。用室温固化橡胶密封剂对飞机窗口边框部位直接密封的方式，也是属于固体密封。它的密封防水性能和使用寿命等都有很大提高。但是，使用一段时间后密封效果就会变差。问题的主要原因是：密封剂是多组分，施工工艺较复杂，涂层质量难以得到保障，特别是粘敷力不易得到保障，胶层容易剥落；胶层的弹性不够好，硫化后呈平板状簿层结构，于是可压缩变形量很小；窗口框架上整体灌胶，导致

34、开启窗口盖困难，有时只有用敲打等办法强行开盖，这样窗口盖周边容易变形，使原有的密封性遭到破坏；不能用于复杂的活动构件部位密封。2)液体密封液体密封，是指用密封油对机件进行密封。它适用于精密机件表面的密封。因为密封油的粘度小，流动性大，不适用于飞机设备窗口边框部位的密封。这种密封技术主要由于密封性要求很高的场所。它要求需密封的表面加工精细。3)胶体密封胶体是指物理形态介于固态和液态之间的物质，它既不像固体那样有一定的形状，也不像液体那样具有很好的流动性。胶体密封，就是指用胶体状物质实施密封作业。在外力作用下，它的外形很容易发生变化；当外力停止作用时，它的外形则保待不变。因此它适应性强，适用于活动

35、构件部位、细小缝隙部位的密封防水。但是它的强度低，不宜单独用于较宽缝隙部位的密封。胶体密封的突出优点就是在外力作用下形状可以随意的改变，填充性能好，对于结构复杂的细小缝隙有良好的密封防水效果。但这也是它的主要缺点是：强度低，容易被挤跑或粘走，因此用于经常打开的部位例如活动窗口，就需要适时地补充。所以在实施胶体密封时，要根据情况来选取密封剂，使之具有能满足要求的粘度。2飞机结构密封技术的指标和要求根据密封技术在飞机结构密封防水应用中的实际调研情况可知，当前的飞机结构的密封技术方案需要满足如下技术指标和要求：1)具有多种防护功能。不仅能用于机载设备窗口(缝隙)的密封防水，而且能用于活动构件部位的密

36、封防水。2)具有优良的密封性、防水性、防腐性、电绝缘性。3)实旅方法和工艺简单易行、安全。4)粘附性适中好，填充性和可维护性好，经济，使用寿命长(一般应超过五年)。3.飞机密封的技术难点分析航空工业尽管己经有百年历史，但密封防水技术确是我国飞机结构设计、制造和修理的薄弱环节。这是因为：飞机机构各部件间所存在的各种缝隙以及外部机载设备的窗口和口盖不仅数量多，而且大小不等、形状各异。这给制定密封防水方案增加很大难度、带来很多麻烦。机载设备窗口和口盖都是活动类型的结构设计。窗口和口盖上的固定装置、锁紧装置都是属于复杂的活动构件。这就要求所采取的密封防水措施，既要具有良好的密封防水性，又要能保持活动构

37、件的原有活动功能特性。许多窗口盖是用薄铝板制作的，不仅面积大、而且结构复杂，在使用过程中边缘很容易发生变形翘曲，这样很容易破坏相应结构的密封防水性能。对于现役飞机来说，任何防护措施都必须以确保飞行安全为前提。这对密封防水技术研究又增加了许多限止条件。4. 现有的飞机密封结构的特征及其不足根据前期的调研工作，得出当前飞机结构密封防水的状况是位于机头及机身上部重要的电子、电气设备窗口基本上都有密封防水措施。而其它部位的大多数窗口基本上没有密封防水措施。除座舱部位以外，整个飞机机体是非密封结构设计，因此，机体外部所有缝隙及活动构件部位都是进水途径。飞机机载设备窗口密封防水的传统方法都采用了固体密封技

38、术：粘贴橡胶密封条(带)进行密封。由于橡胶密封条通常是呈扁平状，压缩回弹性很小；很难形成连续的密封带，因此，防水效果较差。用室温硫化橡胶密封胶进行密封。它的防水效果比粘贴橡胶密封条有明显提高。新制造出厂的飞机与老旧飞机的密封结构的状况又有所不同，具体为：老旧飞机窗口的密封方法：通常是采用粘贴橡胶密封条(带、圈、片等)的方法进行密封。其优点是：对大缝隙的填充性好、简单易行、经济。其缺点是：防水效果差。出现密封失效问题的主要原因是：窗口盖板形状复杂，密封条只能是分段粘贴，不可能形成一条连续的警封闭状态的密封带；密封条呈扁平状的簿层结构，可压缩变形量很小，再加上粘贴不牢，部分产品耐老化性不好等原因，

39、因此有效使用寿命短；有的窗口盖板面积很大，结构强度不够，在使用过程中很易发生变形：现有密封方法都不能用于复杂的活动构件部位密封。新制造出厂飞机窗口的密封方法：通常是采用多组分的室温硫化聚硫橡胶密封剂，直接在窗口框架上形成整体的密封胶层。因此，它的密封防水性能和使用寿命等都有很大提高。但是，使用一段时间后密封效果就会变差。出现密封失效问题的主要原因是：密封剂是多组分，施工工艺较复杂，涂层质量难以得到保障，特别是粘敷力不易得到保障，胶层容易剥落；胶层的弹性不够好，又呈平板状簿层结构，于是可压缩变形量很小；窗口框架上整体灌胶，导致开启窗口盖困难，有时只有用敲打等办法强行开盖，这样窗口盖周边容易变形，

40、使原有的密封性遭到破坏：现有的各种密封方法都不能用于复杂的活动构件部位密封。活动构件部位密封防水的最大技术难度就是既要有优良的密封防水性能，同时又要能保障活动构件能正常活动。现有的这些固体密封技术存在的最大问题就是不能解决这一技术难题。因此，现役飞机外部众多活动构件，例如，机载设备窗口盖的边缘缝隙、固定锁扣、固定螺钉、固定螺孔、活动铰链、活动把手等部位的渗漏水问题就一直未能得到很好地解决，严重地影响飞机的使用可靠性和安全性。综上所述，通过对我国现役飞机结构密封防水技术的全面梳理，为了解决现有的飞机密封防水结构所存在的不足，应该积极开展飞机结构的密封防水新技术研发及其实际应用研究。三.典型飞机结

41、构密封防水新技术应用方案的内容通过对传统密封技术在现有飞机中的实际应用现状的调研工作，在第二中提出了飞机结构密封技术方案的指标和基本要求。为了满足所提出的新型密封技术方案的指标和技术要求，需要制定出飞机结构密封防水新技术方案的内容。1密封新技术方案内容的确定为了达到理想的效果，必须根据各个密封部位的具体状况，正确地选择或设计具体的密封防水方案。可应用的密封防水材料主要有道轨式密封条、JMF-01胶体密封防护剂、MF93 1可剥型橡塑涂料、重防护橡塑涂料和DL-609厌氧密封胶等。根据不同部位，密封防水方案的具体措施有所不同。经过研究小组的共同研究决定，主要的技术方案初步确定，可分为如下三个方面

42、：1)机载设备窗口部位的密封防水方案对于不常打开的窗口缝隙，将窗口边框及所有同定螺孔、螺钉、把手、塔扣等部位清洗干净，填充涂覆足量的胶体密封防护剂。对于需经常打开的活动类型的窗口，如果窗口深度较浅，采用填充粘胶体密封剂的方法。实施方法同；如果窗口深度较深，采取“道轨式密封条+胶体密封剂”的方法。对于原来用密封条密封的窗口，如果原有的密封条完好，则作清洁处理。如果原有的密封条如果己损坏，则作更换处理。然后在窗口框架上及所有同定螺孔、螺钉、把手、塔扣等部位填充涂覆胶体密封防护剂。对于原来用窒温硫化聚硫橡胶密封剂实施整体密封的窗口，如果原有的密封胶层完好，则作清洁处理，然后在窗口框架上及所有同定螺孔

43、、螺钉、把手、塔扣等部位填充胶体密封防护剂。如果原有的密封胶层己经损坏，则先清除损坏的胶层，然后按照方法进行防护处理。2)飞机外部易进水缝隙的密封防水方案对于可拆卸蒙皮等部位的缝隙，采用涂敷可剥型橡塑涂料的方法进行外部整体密封。对于不可拆卸蒙皮等部位的缝隙，采用涂敷可剥型橡塑涂料的方法进行外部整体密封。也可以采用涂敷重防护橡塑涂料的方法进行永久性外部密封。3)飞机外部其它活动部位的密封防水方案对于飞机外部其它活动部位，例如铰链、活动把手、指示杆等部位，采用填充足量胶体密封防护剂的方法进行密封。根据所确定的密封防水新技术方案，制定了针对典型案例中所描述问题的密封防水方案。采用的具体密封防水方案如

44、下：对于l，2，3型飞机螺栓槽部位的密封防水问题，采取“道轨式密封条+胶体密封剂”的方案进行密封。对于l型飞机编队灯部件的密封方案，方案同，将道轨式密封条的具体形状改为单条空心圆柱型密封条进行密封。对于4、5和6型飞机平尾大轴内腔密封防水问题，采取了向平尾大轴上销轴和销孔之间的缝隙渗入DL-609型厌氧密封胶的方案。2密封防水新技术方案的装配工艺流程“道轨式密封带+胶体密封剂”是密封防水新技术方案的核心内容，适用于大部分的飞机窗口密封装配。合理的装配工艺流程是最终实现密封性能的理论基础，但工艺流程的最终确定要在实际工程应用中不断摸索，反复修改，才能最终满足需要工程需要。基本的密封带装配工艺流程

45、如下：1)清理相关部位在需要进行密封操作的部位，打开飞机窗口，伤的情况下，必要时可以使用有机溶剂进行清理，2)根据边框形状裁剪并粘贴密封带去掉边框上的灰尘等，在不给飞机结构造成损为粘贴密封带做好准备工作。一般飞机窗口边框为矩形，量出各个边框的长度，按照长度在飞机边框转折的地方把密封带剪成斜角对折，尽量使密封带在边框上自然平整铺开，无褶皱，无缝隙，接缝处尽量短。然后在飞机边框上涂抹胶黏荆，为保证粘贴牢同，保证密封带位置合理，不变形。推荐使用502粘合剂，粘贴时注意扶正密封带的位置。对于如编队灯这样的窄小圆形窗口边框，使用单条圆筒式密封带，可以先顺着边框圆周粘贴，在完成一周时在合适的位置剪断密封带

46、。粘贴时要注意使密封带自然弯曲，无附加扭曲或其他变形。3)涂覆胶体密封剂在粘贴好的密封带中间的道轨槽和道轨两侧涂抹JMF01胶体密封防护剂。要涂抹均匀，厚度适中，在边框上的螺栓孔里也要填入密封剂。对于平直边框的拐角处，密封带裁剪对接的地方缝隙较大，尤其注意涂抹足量密封剂。在填涂密封剂时，可以使用刷子等工具进行。4)盖上盖板，在螺栓孔等部位涂抹密封剂盖上盖板之后，在盖板上的螺栓孔中填入密封剂，然后再拧紧螺栓或螺钉。拧紧螺栓或螺钉之后，再在其表面涂抹密封剂。在已盖严盖板的边缘缝隙处，也要均匀涂抹密封剂。5)注意事项在使用过程中，如果发现密封剂流失，应当及时补充。在施工时，应做好充分的防护工作，以免

47、密封剂沾染到人体如皮肤衣物或其他不必要的部位。如果不慎沾染皮肤，可以使用肥皂，洗衣粉等清洗。对于衣服或其他部位，可以使用汽油或其他有机溶剂进行清洗。3螺栓槽部位和编队灯部位的防水改进效果试验验证通过第一章中的典型案例已经了解到，所要进行密封的9个螺栓槽部位全部位于飞机上部，在服役期间要经受雨水渗透和高低温的交替作用；而编队灯也要经受潮湿空气和雨水渗透，同时在服役期间还要受到高低温的交替作用，二者密封结构所处环境相似。采用“淋雨+浸渍腐蚀+高低温”的加速模拟环境考核验证试验方法，以验证这些部位所采取的密封防水新技术方案能否满足预期的密封防水效果。第四章 歼8飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析一.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7723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