某型飞机主起落架漏油故障排除研究

■ 王金铎 吴恒壮 栾宗/大连长丰实业总公司

某型飞机大修过程中，左主起落架密封部位出现漏油现象。由于起落架是飞机的主要承力部位，出现漏油故障会直接导致起落架内部压力降低，在飞机着陆时不能有效减少撞击能量，可能造成起落架损坏，危及飞机着陆安全，因此必须对此故障进行研究。

1 主起落架构造和工作原理

1.1 主起落架构造

主起落架构造如图1所示。在制动套筒下部嵌入青铜制作的密封轴套和活塞杆轴套，组成活塞杆导向装置。

密封轴套和轴套活塞由螺帽保持轴向定位。在此螺帽中嵌入带密封圈的螺帽，密封圈用于清洗减震器压缩时活塞杆工作表面。转动销与主起落架动作筒铰接。

在内筒活塞杆上固定有导向活塞和带反阻限流环的单向限流活门。

1.2 主起落架工作原理

起落架工作过程由两个行程组成，如图2所示，即内筒活塞杆的压缩行程（正行程）和伸展行程（反行程）。

图1 主起落架构造图

压缩行程中，内筒相对外筒向上移动，油液经扩散器小孔，从“Б”腔流入“А”腔，压缩“А”腔中的氮气。这时“Б”腔中的容积增加，通过打开的单向限流活门油液从“А”腔流入“Б”腔，此时限流环贴在下凸缘上，油液流入“Б”腔的通道较大，阻力较小，这样可以保证减震支柱比较容易压缩，防止出现载荷过大现象。在压缩行程中，大部分的撞击动能由氮气吸收，其余部分则由油液高速流过小孔时的摩擦和密封装置等的机械摩擦转为热能消散。

伸展行程中，压缩氮气作用在内筒活塞杆上，使其伸出，“Б”腔容积减小，油液从“Б”腔经单向限流活门流出，限流环贴在上凸缘上，“Б”腔的油液经过限流环间隙流入“А”腔，通道小阻力增大，因而能显著增大热耗作用，有效地减弱飞机的颠簸。在伸展行程中，一部分压缩气体的能量转变为飞机的势能，另一部分由油液高速流过扩散器小孔时的摩擦以及密封装置的机械摩擦转为热能消散。

图2 主起落架工作原理示意图

图3 活塞杆三维结构图

2 故障原因分析

根据上述主起落架构造和工作原理，进一步对活塞杆结构、载荷情况进行分析，查找可能导致起落架漏油的原因。

2.1 主起落架静强度分析

1） 活塞杆结构

活塞杆结构如图3所示。

2） 活塞杆载荷情况

活塞杆上轴套配合环槽唇口处可应用上交点“B”处的载荷，由各个情况地面载荷和理论结构几何关系计算得出，见图4、图5。

上交点“B”的载荷，垂直于支柱轴线，是X向、Z向力的复合，合力沿周向的方位并不是固定的。

图4 地面载荷与上交点载荷示意图一

依据上述静强度分析，可以看出主起落架活塞杆的受力位置以及受力的方向。结合起落架内部构造和工作原理，确定了起落架的密封部位，其中qB位置是装有聚酰胺6材料的轴套，qH位置装有密封轴套。因而得出：飞机着陆瞬间冲击大，主起落架内部零件承受比较大的撞击载荷，活塞杆上装有轴套和密封轴套的位置均为受力部位。当各受力部位受力时，安装在这些部位的零件容易产生变形，密封件受力不均，致使起落架失去密封作用出现漏油。

2.2 故障原因分析结论

1） 聚酰胺6（卡普龙B）材料零件变形

通过分析，起落架内部聚酰胺6（卡普龙B）材料的轴套变形是产生漏油现象的原因之一。

聚酰胺6（卡普龙B）材料是在模具中进行阴离子聚合的产物，熔点为220～225℃。在弯曲应力1.8MPa时热变形温度为80～100℃。在温度为-50～0℃区间内，每提高1℃的直线热膨胀平均系数为6.6×10-5；在温度为0～50℃区间内，每提高1℃的直线热膨胀平均系数为9.8×10-5。

由于该材料的零件在起落架构造中主要起到支撑作用，飞机在正常装载重量的情况下以及正常操作下平稳着陆时不会引起该材料变形，但当飞机以较大惯性强力着陆时，起落架受到强烈撞击以及活塞杆在工作过程中产生的高温，便有可能使该材料零件的形状发生变化，造成密封件受力不均达不到技术要求，密封部位失效致使起落架产生漏油现象。

2） 密封圈装配不当导致密封作用失效

图5 地面载荷与上交点载荷示意图二

装配时，密封圈产生扭转、撕裂、剪断或倾斜等现象，也会导致密封作用失效。

安装密封圈时必须保持紧度，密封胶圈凸出量应在0.5～0.7mm范围内。实际装配时，可能密封圈的突出量未达到要求，致使缓冲支柱失去密封作用。

3） 密封轴套尺寸未达到技术要求，与外筒的配合间隙超差

密封轴套的材料为QAL10-4-4 G175×22.5（GB/Т1528-1997），其外径尺寸Φ165f9（） 与外筒Φ165H8（）的配合间隙为0.043～0.206mm。飞机在使用过程中，密封轴套磨损后尺寸减小，使配合间隙变大，配合间隙不符合要求也是导致起落架漏油的一个原因。密封轴套的密封槽大，使密封圈的突出量无法达到要求，也会导致起落架失去密封作用。

4） 起落架外筒密封部位有腐蚀

飞机在使用过程中受到外界环境的影响，以及部分产品在制造过程中外筒存在轻微的腐蚀现象，都会导致密封效果不好，出现漏油现象。

3 解决措施

3.1 对主起落架支承轴套及轴套进行校形

支承轴套和轴套的材料为聚酰胺6（ТУ6-05-988-83），根据该材料的特点，按照技术条件，其分解后应按照飞机装配结构放在衬套内进行固定；轴套应立即放入专用矫形夹具中进行固定，并对其变形件进行热膨胀矫形，热变形温度为80～100℃。

3.2 严格控制主起落架密封轴套和密封 圈的尺寸、表面质量

为保证密封轴套的密封作用，若该零件超差则不允许使用。对Φ165f9（）密封部位的尺寸，应严格控制在Φ165f9（）内，使缓冲支柱达到密封要求。

装配前，检查密封圈表面质量，不允许有损伤；装配时，将密封圈装入胶圈槽并用滑针轻轻捋顺，防止密封圈扭转，并仔细测量该位置密封胶圈的尺寸和突出量，根据实际修理经验，突出量应保证在0.6mm左右。装配完成后，在密封圈表面涂上一层润滑脂，防止装入外筒时密封圈受损。

3.3 对外筒腐蚀的处理措施

外筒Φ160H9（）内径表面允许存在深度不超过0.1mm的纵向划伤和分散的深度不超过0.2mm的腐蚀点，但应去毛刺。划伤和腐蚀超出上述规定时，应在保持最小壁厚不小于4mm、6.5mm、7mm的情况下进行磨修，表面粗糙度要求 ，并相应加大有关零件的尺寸；外筒Φ165H8（）内径表面如存在影响气密的划伤、腐蚀时，在保持最小壁厚4mm情况下允许磨修，但孔径不能大于Φ165.4，达到表面粗糙度 要求，并相应加大相关零件尺寸。

4 结论

分析认为，当主起落架内部零件承受较大的撞击载荷时，安装在各受力部位的零件容易产生变形，密封件受力不均，会使缓冲支柱失去密封作用，出现漏油现象。尽管故障出现有一定的客观原因，但仍然是可以避免的。通过在实际中应用上述三个方面的解决措施，统计检查发现此类故障再没有发生，表明该措施可行有效。