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一、起落架系统1.滑跑过程中前轮摆振故障。
在起飞、着陆滑跑过程中，前轮的摆振导致飞机在起飞、着陆过程中不平稳。
Y12F 型飞机在飞行百余小时后，飞机开始出现前轮摆振现象，并随着飞行小时数的增加，摆振现象越来越严重。
至三百飞行小时左右时飞行员已明显感觉到飞机前起落架摆振所带来的严重影响。
一般情况下，引起飞机前起落架摆振的主要原因包括：（1）转弯-减摆助力器传动机构螺栓松动；（2）转弯-减摆系统管路内存在空气；（3）转弯-减摆防扭臂间隙过大；（4）转弯-减摆电磁阀故障；（5）前机轮安装间隙过大；（6）前机轮轮胎磨损变形；（7）前起落架缓冲气压低；（8）前起落架减摆系统的阻尼过小。
在Y12F 飞机摆振现象出现后，分别针对上述可能原因进行了相关检查，结果发现：（1）更换前起落架存在磨损的机轮后，前起落架摆振现象有所缓解；（2）上、下防扭臂在意外损坏后进行了更换，更换后发现前起落架摆振现象大幅度缓解。
在日后的飞机维护使用中，可采取以下预防措施：（1）飞机牵引前、相应飞机起落次数检查时检查转弯-减摆系统各活动间隙，特别是在螺栓连接处间隙、防扭臂间隙；（2）每次顶起飞机时，检查前机轮轴向活动间隙，检查前机轮磨损是否导致机轮形状变形；（3）若飞机存在长期停放时，飞行前应进行排气；（4）定期检查前起落架缓冲支柱气压符合要求。
2.前起落架抖动故障。
与前轮摆振现象近似。
飞机的前起落架抖动也是导致飞机在起降过程中出现不稳定情况。
通过试飞验证表明，Y12F 飞机存在起落架抖动现象，通过对前起落架结构的检查，发现其在安装结构上确实存在安装间隙。
对于此现象，虽采取增加垫片的方式来减少一部分间隙的存在，但其效果并不显著，随着飞机飞行小时与起降次数的增加，间隙有逐步扩大的趋势。
由于此现象短期内不能通过改变结构方式来解决，只能对其进行定期检查。
每次定期飞机时，晃动前起落架结构，检查其横向移动情况，对间隙值进行测量记录。
若间隙值一直存在扩大趋势，则应停止飞行，对该现象进行有效彻底的解决。
飞机起落架收放常见故障及解决对策研究何飞发表时间：2018-03-05T15:27:50.383Z 来源：《基层建设》2017年第33期作者：何飞[导读] 摘要：起落架收放是飞机起落系统发生故障较多的一个环节。
身份证号码：33068119850522XXXX 浙江杭州 310000摘要：起落架收放是飞机起落系统发生故障较多的一个环节。
这与其结构复杂，零部件众多有密切关系。
起落架位置、舱门的开关状态和待命手柄的位置都和接近传感器密切相关，依靠接近传感器提供的电信号。
所以，要立足收放系统的基本原理和构造，对常见故障进行系统、详尽地分析，形成有效的解决方法。
基于此，文章就飞机起落架收放常见故障及解决对策进行分析。
关键词：飞机起落架；收放故障；解决对策1 对飞机起落架收放系统基本原理的阐述某型飞机由接近传感器、收放电磁阀、起落架结构、收放控制单元等零部件、成品一同构成了起落架收放系统。
在起落架收上时，收放控制单元（以下简称PDCU）首先采集各个传感器的信号，来判断起落架、舱门的位置状态，通过PDCU逻辑运算判定起落架是否可以进行收上。
当条件满足时，PDCU首先供给起落架收放电磁阀一个额定电压，控制起落架收放电磁阀换向，液压油就会通过起落架收上管路进入收放系统，液压油首先流经起落架下位锁，将下位锁打开，当下位锁打开后，起落架收放作动筒收缩，控制将起落架收起，起落架收起到位后，起落架上位锁自动锁闭，并通过上位锁接近传感器传给PDCU一个上锁信号，PDCU收到所有上位锁传感器的上锁信号后，将起落架收放电磁阀电压断掉，起落架收放电磁阀回到中立位置，切断了起落架收放系统的压力；同时PDCU供给起落架舱门收放电磁阀一个额定电压，控制舱门收放电磁阀换向，液压油进入舱门收放系统，起落架舱门收放作动筒收缩，将起落架舱门关闭，当起落架舱门关闭传感器接收到关闭信号时，PDCU切断起落架舱门收放电磁阀的电压，起落架收放电磁阀回到中立位置，整个起落架收上过程完成。
会引起起落架放下不到位，将会造成放下信号灯不亮；由于起落架放下的后撑杆锁是一套机械锁，如果转轴润滑不良，摩擦力增大就会引起上锁困难或上锁不到将会造成放下信号灯不亮；如果微动电门AKC2-1故障，或者线路断路，会造成前起落架放下信号灯不亮。
1.1.3故障排除情况经地面试验，发现挠度符合规定，前起落架放下的后撑杆锁摩擦阻力大，经地面注油后排除了润滑不良引起故障的可能。
进一步检查微动电门AKC2-1，发现其壳体裂纹引起接触不良，起落架已上锁，但未提供上锁信号。
前起落架收上不上锁某型飞机在进行起落架联合收放试验时，系统供压前起落架在收上位置不能上锁。
故障现象表现为在前起落架收上后，将起落架收放开关扳回中立，架在自重的作用下慢慢到放下位置。
故障原因分析前起落架舱门如果对缝间隙小于规定值或变形，会造成前起落架收上不上锁；前起落架后撑杆各活动关节如果润滑不良图2断裂的电门图1后撑杆的挠度8~10mm因是油箱下壁板结构刚性不足，经过对油箱舱下壁板用型材加强后，排除了故障。
1.3主起落架收上不上锁1.3.1故障现象某飞机高度6900m ，飞行速度420km/h ，飞行员报告2.3①可按下起落架回升至保持5架时的飞行速度应在2.4上位锁弹簧变形现象。
由于变形出现在簧圈处，公式，1.5mm 。
经计算，建议设计部门将弹簧外径增加至ϕ16mm ，同时将钢丝直径增加至系数不变的情况下，会使钢丝的扭转剪应力降低以提高弹簧的抗塑性变形能力。
图6上位锁弹簧图5起落架收放按钮图3前起落架后支撑各活定关节动作筒固定座开关舱门用滑轮曲轴摇臂连杆开锁作动筒后撑杆开关舱门用滑轮曲轴固定座后撑杆图4前起落架上位锁活塞衬筒锁体来自刹车供压部分弹簧活塞杆10毫米密封圈来自主供压部分锁臂锁钩锁键锁臂滑轴。
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 (2)1.1作动筒的功用 (2)1.2作动筒的特点 (2)2收放作动筒的几个典型故障分析 (3)2.1收放作动筒耳环螺栓断裂故障分析 (3)2.1.1 断口理化分析及故障件检查 (3)2.1.2 耳环螺栓强度校核 (4)2.1.3 特殊情况受力分析 (5)2.1.4 结论 (6)2.2飞机起落架收放作动筒断裂分析 (6)2.2.1试验过程与分析 (6)2.2.2分析 (9)2.2.3结论 (9)2.3飞机起落架作动筒密封圈失效分析 (10)2.3.1试验过程与结果 (10)2.3.2分析与讨论 (11)2.3.3结论 (13)3 作动筒的修理（以带锁作动筒为例） (14)3.1作动筒常遇故障及原因分析 (14)3.2作动筒的分解 (14)3.3作动筒检查和修理 (15)3.4作动筒装配 (16)3.5作动筒试验 (16)4作动筒其它常见故障排除方法 (19)结束语 (21)谢辞 (22)文献 (23)1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。
起落架系统是飞机的一个至关重要的组成部分，在飞机着陆及地面滑跑过程中，对于保证飞机的正常安全飞行起着举足轻重的作用。
起落架系统是否正常直接影响着飞机性能能否正常发挥，并且关系到飞机的飞行安全。
某型飞机起落架收放系统在进行台架试验时，有时会出现起落架收起或放下后再进行反向操作时无法放下或收起起落架的故障，具体现象为：当主起落架处于放下状态时，主起落架上位锁打开后就一直处在开锁位置附近，致使起落架无法放下。
有时也会出现当起落架处于放下状态时，将控制手柄再推至收上位，前起落架收上，而主起落架下位锁未开锁，致使主起落架无法收起。
起落架收放系统是机、电、液（即机械、电气、液压）一体化的混合复杂系统，影响收放性能的因素较多，笔者通过分析起落架收放系统故障的原因，给出了解决措施。
1起落架收放系统的组成及原理前起落架是飞机的前支点，为双轮支柱式结构起落架。
它由缓冲支柱、操纵转弯机构、收放作动筒、可折叠撑杆以及机轮、轮胎等组成。
主起落架是飞机的主支点，为双轮支柱式结构起落架。
它布置在机身上，起落架舱则布置在机身左右两侧，主要由缓冲支柱、收放装置、下位锁、上位锁、滚动部件等组成。
根据液压原理，起落架收放系统采用控制盒与电磁阀来控制舱门与起落架的动作顺序，采用节流阀来控制起落架收放作动筒与锁作动筒之间的动作顺序以及速度，实现起落架的收放。
驾驶员通过将操纵开关扳到“放下”或“收起”位置，收放电磁阀接通，来自液压源系统的高压油进入起落架收放系统的管路中，并分为两路。
一路通过转换阀后进入前起落架舱门开关管路中；另一路同时进入左右主起落架的上位锁、下位锁和收放作动筒的管路中。
这两路同时开始动作，实现起落架收放[1]。
2起落架收放系统故障原因分析根据起落架收放系统原理，笔者分析了可能造成起落架收放系统故障的原因。
电气控制系统的故障原因包括2个方面：一是电磁阀未通电；二是控制盒未发出收放起落架信号。
液压控制系统的故障原因包括5个方面：一是前起落架收放作动筒放下单向节流阀堵塞；二是主起落架收放作动筒放下单向节流阀堵塞；三是电磁阀回油不畅；四是单向阀未开启；五是回油活门回油不畅。
浅谈主起落架舱门放下故障及对策主起落架舱门左右对称，分布在机身对称面两侧。
起落架舱门关闭时由舱门上位锁（以下简称上位锁）锁住，经上位锁开锁后，由收放作动筒将其打开。
在地面收放起落架时，舱门可能出现的故障为：上位锁未开锁，收放作动筒已开始动作，将舱门打开。
此故障可能造成舱门变形甚至结构损坏，并将影响飞行安全。
1 主起落架舱门收放原理舱门收放时工作部件的液压原理为：在舱门放下过程中，液压油先由进油管路进入上位锁开锁作动筒（以下简称开锁作动筒）的后腔，推动活塞杆作伸出运动，当活塞杆运动到一定行程之后，进油管路和出油管路连通，液压油再从出油管路进入到收放作动筒的放下腔，推动活塞杆伸出将舱门放下。
从上述原理可知，舱门放下时的正常程序应是上位锁先开锁，然后收放作动筒伸出将舱门打开。
2 故障分析及解决方案研究2.1 上位锁开锁行程问题图1 上位锁主要部件工作简图图1为上位锁主要部件工作简图。
系统压力从进油管嘴进入开锁作动筒推动活塞杆伸出，顶压锁键，活塞运动到一定行程后，进油管嘴与出油管嘴连通，之后系统压力由出油管嘴出去，再进入到舱门收放作动筒放下腔。
若此时上位锁未开锁，开锁作动筒因出油管嘴卸压而无法继续将上位锁顶开。
图1中：L0——出油管嘴通液压时活塞杆的运动行程L——活塞杆从初始位置至终点位置时的运动行程L1——活塞杆从初始位置至与锁键接触时的运动行程L2——活塞杆从与锁键接触至上位锁开锁时的运动行程L3——活塞杆从上位锁开锁至终点位置时的运动行程d——活塞杆运动至终点位置时锁键与锁钩的间隙h——电门顶杆从上位锁开锁至活塞杆终点位置时的运动行程解决措施：为解决上述问题，可以从改变活塞杆的总行程L或出油管嘴通液压时活塞杆的运动行程L0两方面着手分析。
微动开关的超行程（从动作位置到全行程位置的位移）≮a。
在对微动开关进行装配和调试时，电门顶杆到达微动开关的动作位置后，为保证微动开关工作可靠，还需要在压电门顶杆的方向上继续调整≮b，则电门顶杆允许的最大剩余行程hmax=a-b。
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起落架收放系统常见故障分析故障现象：在起落架收放系统中，最常见的故障是起落架的指示故障，指示故障主要与起落架手柄组件和线路传感器有关。
其次是起落架收放时的手柄不正常，主要表现为在收起落架时手柄不能从OFF位正常提到UP位，这主要也是由于线路、传感器问题引起的，当电气不能修复时，就需要我们更换手柄组件了。
另外，就是起落架做动不正常的故障了，这类故障多是由于我们的机械部件引发的故障。
以下是几个故障案例：1.2007-09-20 B-2996起落架放下三个红灯亮，手柄在down位时，偶尔不能卡到锁定位。
更换起落架控制手柄。
2.2006-05-17B-2534落地过程中放起落架时红、绿灯均亮清洁并润滑手柄收放测试正常。
从某航空公司统计的737－300飞机出现的起落架指示方面的故障来看，故障主要现象为指示灯异常或者控制手柄卡滞，故障主要源于起落架控制手柄组件、锁定传感器、空地传感器、E11架逻辑线路板。
其中，起落架控制手柄组件出现11起，锁定传感器8起，空地传感器3起。
从故障原因来看，随着飞机老龄化问题，起落架控制手柄内部活动机械部件腐蚀、沉积了灰尘杂物造成摩擦力偏大，手柄上的位置电门安装位置不当、松动造成手柄不能在DN位不能触发该电门，近位传感器以及作动器松动、间隙偏大或偏小、挤压变形、油迹污染造成传感器功能下降。
原理分析：1.收上将起落架控制手柄放到“收上”位置，液压系统收上管路增压，起落架均由液压收起。
控制手柄通过钢索、扇型轮将动作传给选择活门。
选择活门活塞缩进。
压力从P 流向收上管路（C2），这时，放下管路（C1）液压油直接回路（R）。
液压从选择活门进入调节组件，由于限流器和转换动作筒的作用，控制锁动作筒先解锁，然后主起落架和起落架动作筒工作操纵起落架收起，在起落架收起的过程中，主起落架的收上锁动作筒活塞缩进。
【摘要】：飞机起落架液压收放系统的传动性能与系统或元件的结构参数、工作条件参数以及负载参数等有关．文中在对收放系统传动时间、传动速度等传动性能计算的基础上分析影响其性能的主要因素。
比较其影响程度，并进一步探讨了判断故障原因的方法．【关键词】：起落架自动收起传动性能压力流量特性液阻负载配合间隙摩擦力【正文】：一．歼七飞机前起落架自动收起的故障研究起落架收放系统是飞机的重要组成部分，此系统的工作性能直接影响到飞机的安全性和机动性．改进设计飞机起落架收放系统主要用于控制起落架的收上与放下，控制主起落架舱门和前起落架舱门的打开与关闭，是飞机一个重要的系统，其能否正常工作将直接影响飞行安全。
因此对该系统的维护和对所出现的故障进行分析研究，并进行有效的预防就显得十分重要。
某单位在对某新型飞机做出厂试飞准备时，当机组人员接上地面压力源和电源进行该机的停机刹车压力调整时，在供压13min后，前起落架开始缓慢收起，飞机机头失去支撑最终导致机头接地，造成雷达罩和前机身02段蒙皮撕裂、结构损坏和前起落架变形等严重后果。
本文将对前起落架自动收起的故障进行分析研究，并在此基础上针对性地提出预防措施。
1起落架收放控制原理分析图1 前起落架收放系统原理图前起落架收放系统原理如图1所示。
正常收起落间隙时，起落架收放手柄(下简称手柄)处于收上位时，电液换向阀l使高压油进入收上管路，放下管路b回油管路相通。
在高压油的作用下，下位锁作动筒的活塞杆缩进，下位锁打开。
另一路高压油一方面液控单向阀13打开，使舱门作动筒10、12的回油略沟通；另一方面油通过限流活门9进入收放作动筒，使活塞杆伸出，起落架收起，作动筒8的回油经脚向活门7、应急转换活门4、电液换向阀1和应急排油活门2流入油箱。
当起落架收好后，协调活门11压通，高压油进入舱门作动筒lO、12的收上腔使舱门收起。
当手柄处于放下位置时，来油与放下管路接通，收上管路与回油路相通，起落架放下。
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 (2)1.1作动筒的功用 (2)1.2作动筒的特点 (2)2收放作动筒的几个典型故障分析 (3)2.1收放作动筒耳环螺栓断裂故障分析 (3)2.1.1 断口理化分析及故障件检查 (3)2.1.2 耳环螺栓强度校核 (4)2.1.3 特殊情况受力分析 (5)2.1.4 结论 (6)2.2飞机起落架收放作动筒断裂分析 (6)2.2.1试验过程与分析 (6)2.2.2分析 (9)2.2.3结论 (9)2.3飞机起落架作动筒密封圈失效分析 (10)2.3.1试验过程与结果 (10)2.3.2分析与讨论 (11)2.3.3结论 (13)3 作动筒的修理（以带锁作动筒为例） (14)3.1作动筒常遇故障及原因分析 (14)3.2作动筒的分解 (14)3.3作动筒检查和修理 (15)3.4作动筒装配 (16)3.5作动筒试验 (16)4作动筒其它常见故障排除方法 (19)结束语 (21)谢辞 (22)文献 (23)1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，长度为螺纹的四分之一圆周，既裂纹长度为9.7πmm，深度为0.2mm。
检查其宏观变形特征，发现耳环螺栓⨯10=/4103.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：①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）；②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；③将作动筒进行分解，分解过程中无卡滞现象，所有的零件外观均无擦伤，外筒内腔完好；④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21a MP ，收上状态作动筒的活塞面积为790mm ²放下状态作动筒的活塞面积为1017.88mm ²，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 21790.916609shou P N =⨯=放下状态 211017.8821375fang P N =⨯=静强度校核安全系数f 取1.5a)螺栓本体强度校核拉应力 a shouMP P 6.294188.55.12=⨯=πσ 压应力 a fang MP P 2.379188.55.12=⨯=πσ b)螺纹强度校核螺纹剪切 a MP 250375.105.4875.0213755.1=⨯⨯⨯⨯=πτ弯曲 a wq MP 5575.13375.10375.25.155.2=⨯⨯⨯⨯⨯=πσ 挤压 a jy MP 3065.13375.10213755.14.1=⨯⨯⨯⨯⨯=πσc)耳孔强度校核挤压 a jy MP 44598213755.1=⨯⨯=σ边距剪切 a jq MP 198103.6216609213755.1=⨯⨯⨯=σ 耳环螺栓的材料为30CrMnSiA ,a b MP 1175=σ,从上边的计算可以看出，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20m m 。
'cos1021375cos1021050p P N ︒︒==='''247.5503P p ⨯=⨯⨯''29996P N =叉形螺栓转动摩擦引起的力矩为''20M p μ=⨯⨯ 传至耳环螺栓分解成弯矩和扭矩：cos10W M M ︒=sin 10m M M ︒=可以计算出耳环螺栓螺纹处截面系数为4375mm J = 3/5.18872.3w W J m m ==3144n W m m = 225.18823 1.6974.4F mm π=⨯-⨯⨯=则耳环螺栓螺纹处截面应力水平为wwM P W F σ=- nn M W τ=he σ=根据上述公式，可以求得当摩擦系数µ取干燥表面最小值0.18时，1205he a M P σ=；当摩擦系数µ取正常润滑值0.04时，63.6h e a M P σ=；当摩擦系数µ取轻微润滑值0.09时，462he a M P σ=。
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63.6a M P ，远低于材料强度极限1175b a M P σ=；当叉形螺栓转动为轻微润滑时，耳环螺栓应力为462a M P ，没有超过材料b σ值，但由于应力水平很高，会在应力集中严重的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1205a M P ，超过材料b σ值1175a M P ，耳环螺栓断裂。
2.1.4 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①宏观观察作动筒的直径约为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。
②微观观察1.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0.14～0.90mm。
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0.12～0.40mm之间。
