某型飛機(jī)主起落架漏油故障排除研究

■ 王金鐸 吳恒壯 欒宗/大連長豐實(shí)業(yè)總公司

某型飛機(jī)大修過程中，左主起落架密封部位出現(xiàn)漏油現(xiàn)象。由于起落架是飛機(jī)的主要承力部位，出現(xiàn)漏油故障會(huì)直接導(dǎo)致起落架內(nèi)部壓力降低，在飛機(jī)著陸時(shí)不能有效減少撞擊能量，可能造成起落架損壞，危及飛機(jī)著陸安全，因此必須對(duì)此故障進(jìn)行研究。

1 主起落架構(gòu)造和工作原理

1.1 主起落架構(gòu)造

主起落架構(gòu)造如圖1所示。在制動(dòng)套筒下部嵌入青銅制作的密封軸套和活塞桿軸套，組成活塞桿導(dǎo)向裝置。

密封軸套和軸套活塞由螺帽保持軸向定位。在此螺帽中嵌入帶密封圈的螺帽，密封圈用于清洗減震器壓縮時(shí)活塞桿工作表面。轉(zhuǎn)動(dòng)銷與主起落架動(dòng)作筒鉸接。

在內(nèi)筒活塞桿上固定有導(dǎo)向活塞和帶反阻限流環(huán)的單向限流活門。

1.2 主起落架工作原理

起落架工作過程由兩個(gè)行程組成，如圖2所示，即內(nèi)筒活塞桿的壓縮行程（正行程）和伸展行程（反行程）。

圖1 主起落架構(gòu)造圖

壓縮行程中，內(nèi)筒相對(duì)外筒向上移動(dòng)，油液經(jīng)擴(kuò)散器小孔，從“Б”腔流入“А”腔，壓縮“А”腔中的氮?dú)狻＿@時(shí)“Б”腔中的容積增加，通過打開的單向限流活門油液從“А”腔流入“Б”腔，此時(shí)限流環(huán)貼在下凸緣上，油液流入“Б”腔的通道較大，阻力較小，這樣可以保證減震支柱比較容易壓縮，防止出現(xiàn)載荷過大現(xiàn)象。在壓縮行程中，大部分的撞擊動(dòng)能由氮?dú)馕?，其余部分則由油液高速流過小孔時(shí)的摩擦和密封裝置等的機(jī)械摩擦轉(zhuǎn)為熱能消散。

伸展行程中，壓縮氮?dú)庾饔迷趦?nèi)筒活塞桿上，使其伸出，“Б”腔容積減小，油液從“Б”腔經(jīng)單向限流活門流出，限流環(huán)貼在上凸緣上，“Б”腔的油液經(jīng)過限流環(huán)間隙流入“А”腔，通道小阻力增大，因而能顯著增大熱耗作用，有效地減弱飛機(jī)的顛簸。在伸展行程中，一部分壓縮氣體的能量轉(zhuǎn)變?yōu)轱w機(jī)的勢能，另一部分由油液高速流過擴(kuò)散器小孔時(shí)的摩擦以及密封裝置的機(jī)械摩擦轉(zhuǎn)為熱能消散。

圖2 主起落架工作原理示意圖

圖3 活塞桿三維結(jié)構(gòu)圖

2 故障原因分析

根據(jù)上述主起落架構(gòu)造和工作原理，進(jìn)一步對(duì)活塞桿結(jié)構(gòu)、載荷情況進(jìn)行分析，查找可能導(dǎo)致起落架漏油的原因。

2.1 主起落架靜強(qiáng)度分析

1） 活塞桿結(jié)構(gòu)

活塞桿結(jié)構(gòu)如圖3所示。

2） 活塞桿載荷情況

活塞桿上軸套配合環(huán)槽唇口處可應(yīng)用上交點(diǎn)“B”處的載荷，由各個(gè)情況地面載荷和理論結(jié)構(gòu)幾何關(guān)系計(jì)算得出，見圖4、圖5。

上交點(diǎn)“B”的載荷，垂直于支柱軸線，是X向、Z向力的復(fù)合，合力沿周向的方位并不是固定的。

圖4 地面載荷與上交點(diǎn)載荷示意圖一

依據(jù)上述靜強(qiáng)度分析，可以看出主起落架活塞桿的受力位置以及受力的方向。結(jié)合起落架內(nèi)部構(gòu)造和工作原理，確定了起落架的密封部位，其中qB位置是裝有聚酰胺6材料的軸套，qH位置裝有密封軸套。因而得出：飛機(jī)著陸瞬間沖擊大，主起落架內(nèi)部零件承受比較大的撞擊載荷，活塞桿上裝有軸套和密封軸套的位置均為受力部位。當(dāng)各受力部位受力時(shí)，安裝在這些部位的零件容易產(chǎn)生變形，密封件受力不均，致使起落架失去密封作用出現(xiàn)漏油。

2.2 故障原因分析結(jié)論

1） 聚酰胺6（卡普龍B）材料零件變形

通過分析，起落架內(nèi)部聚酰胺6（卡普龍B）材料的軸套變形是產(chǎn)生漏油現(xiàn)象的原因之一。

聚酰胺6（卡普龍B）材料是在模具中進(jìn)行陰離子聚合的產(chǎn)物，熔點(diǎn)為220～225℃。在彎曲應(yīng)力1.8MPa時(shí)熱變形溫度為80～100℃。在溫度為-50～0℃區(qū)間內(nèi)，每提高1℃的直線熱膨脹平均系數(shù)為6.6×10-5；在溫度為0～50℃區(qū)間內(nèi)，每提高1℃的直線熱膨脹平均系數(shù)為9.8×10-5。

由于該材料的零件在起落架構(gòu)造中主要起到支撐作用，飛機(jī)在正常裝載重量的情況下以及正常操作下平穩(wěn)著陸時(shí)不會(huì)引起該材料變形，但當(dāng)飛機(jī)以較大慣性強(qiáng)力著陸時(shí)，起落架受到強(qiáng)烈撞擊以及活塞桿在工作過程中產(chǎn)生的高溫，便有可能使該材料零件的形狀發(fā)生變化，造成密封件受力不均達(dá)不到技術(shù)要求，密封部位失效致使起落架產(chǎn)生漏油現(xiàn)象。

2） 密封圈裝配不當(dāng)導(dǎo)致密封作用失效

圖5 地面載荷與上交點(diǎn)載荷示意圖二

裝配時(shí)，密封圈產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)、撕裂、剪斷或傾斜等現(xiàn)象，也會(huì)導(dǎo)致密封作用失效。

安裝密封圈時(shí)必須保持緊度，密封膠圈凸出量應(yīng)在0.5～0.7mm范圍內(nèi)。實(shí)際裝配時(shí)，可能密封圈的突出量未達(dá)到要求，致使緩沖支柱失去密封作用。

3） 密封軸套尺寸未達(dá)到技術(shù)要求，與外筒的配合間隙超差

密封軸套的材料為QAL10-4-4 G175×22.5（GB/Т1528-1997），其外徑尺寸Φ165f9（） 與外筒Φ165H8（）的配合間隙為0.043～0.206mm。飛機(jī)在使用過程中，密封軸套磨損后尺寸減小，使配合間隙變大，配合間隙不符合要求也是導(dǎo)致起落架漏油的一個(gè)原因。密封軸套的密封槽大，使密封圈的突出量無法達(dá)到要求，也會(huì)導(dǎo)致起落架失去密封作用。

4） 起落架外筒密封部位有腐蝕

飛機(jī)在使用過程中受到外界環(huán)境的影響，以及部分產(chǎn)品在制造過程中外筒存在輕微的腐蝕現(xiàn)象，都會(huì)導(dǎo)致密封效果不好，出現(xiàn)漏油現(xiàn)象。

3 解決措施

3.1 對(duì)主起落架支承軸套及軸套進(jìn)行校形

支承軸套和軸套的材料為聚酰胺6（ТУ6-05-988-83），根據(jù)該材料的特點(diǎn)，按照技術(shù)條件，其分解后應(yīng)按照飛機(jī)裝配結(jié)構(gòu)放在襯套內(nèi)進(jìn)行固定；軸套應(yīng)立即放入專用矯形夾具中進(jìn)行固定，并對(duì)其變形件進(jìn)行熱膨脹矯形，熱變形溫度為80～100℃。

3.2 嚴(yán)格控制主起落架密封軸套和密封 圈的尺寸、表面質(zhì)量

為保證密封軸套的密封作用，若該零件超差則不允許使用。對(duì)Φ165f9（）密封部位的尺寸，應(yīng)嚴(yán)格控制在Φ165f9（）內(nèi)，使緩沖支柱達(dá)到密封要求。

裝配前，檢查密封圈表面質(zhì)量，不允許有損傷；裝配時(shí)，將密封圈裝入膠圈槽并用滑針輕輕捋順，防止密封圈扭轉(zhuǎn)，并仔細(xì)測量該位置密封膠圈的尺寸和突出量，根據(jù)實(shí)際修理經(jīng)驗(yàn)，突出量應(yīng)保證在0.6mm左右。裝配完成后，在密封圈表面涂上一層潤滑脂，防止裝入外筒時(shí)密封圈受損。

3.3 對(duì)外筒腐蝕的處理措施

外筒Φ160H9（）內(nèi)徑表面允許存在深度不超過0.1mm的縱向劃傷和分散的深度不超過0.2mm的腐蝕點(diǎn)，但應(yīng)去毛刺。劃傷和腐蝕超出上述規(guī)定時(shí)，應(yīng)在保持最小壁厚不小于4mm、6.5mm、7mm的情況下進(jìn)行磨修，表面粗糙度要求 ，并相應(yīng)加大有關(guān)零件的尺寸；外筒Φ165H8（）內(nèi)徑表面如存在影響氣密的劃傷、腐蝕時(shí)，在保持最小壁厚4mm情況下允許磨修，但孔徑不能大于Φ165.4，達(dá)到表面粗糙度 要求，并相應(yīng)加大相關(guān)零件尺寸。

4 結(jié)論

分析認(rèn)為，當(dāng)主起落架內(nèi)部零件承受較大的撞擊載荷時(shí)，安裝在各受力部位的零件容易產(chǎn)生變形，密封件受力不均，會(huì)使緩沖支柱失去密封作用，出現(xiàn)漏油現(xiàn)象。盡管故障出現(xiàn)有一定的客觀原因，但仍然是可以避免的。通過在實(shí)際中應(yīng)用上述三個(gè)方面的解決措施，統(tǒng)計(jì)檢查發(fā)現(xiàn)此類故障再?zèng)]有發(fā)生，表明該措施可行有效。