飞机起落架装置

第三章 起落架装置

起落架装置通常包括起落架和改善起落架性能的装置两大部分。起落架主要用来在地面支撑飞机并使飞机能在地面滑跑和灵活地运动。飞机在着陆接地和地面运动时，会与地面产生不同程度的撞击，起落架应能减缓这种撞击，以减小飞机的受力；起落架还应保证飞机在地面运动时，具有良好的稳定性和操纵性；对现代飞机来说，为了减小飞行阻力，起落架必须是可收放的。基于这些要求，现代飞机的起落架，通常由承力结构、减震器、机轮和收放机构、机轮刹车装置等组成。

起落架是飞机上受力较大的部件之一，同时，起落装置各部分工作性能的好坏，直接影响着飞机的起飞、着陆性能和安全。这就要求我们深入地理解与掌握起落架装置的受力特点和工作性能的变化规律，以便在维护、使用中正确地进行操作，充分发挥其良好的工作性能。

3.1 起落架简介

起落架的配置型式、结构型式、滑行装置的型式和收放型式，是有关起落架全貌的一般知识。了解这些知识，便于对起落架各部分进行深入的研究。起落架的配置形式和收放机构的工作是否良好，直接影响着飞机起飞、着陆的性能和安全；而结构型式不同的起落架，在受力方面又各有特点。因此，懂得这些知识，还可以帮助我们正确地操纵和维护飞机。

3.1.1 起落架的配置形式

图3-1 起落架的配置型式

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起落架在飞机上的配置型式，通常有三种。

后三点式（图3-1a）；两个支点（主轮）对称地安置在飞机重心前面，第三个支点（尾轮）位于飞机尾部。

前三点式（图3-1b）：两个支点（主轮）对称安置在飞机重心后面，第三支点（前轮）位于机身前部。前三点式起落架的飞机，尾部通常还装有保护座。

自行车式（图3-1c）：两组主轮分别安置在机身下部、飞机重心的前后，另有两个辅助轮对称地装在左右机翼下面。

后三点式起落架与前三点式起落架相比，除了具有在螺旋桨飞机上容易配置和便于利用气动阻力使飞机减速等优点外，它的构造比较简单，重量也较轻。但是，具有后三点式起落架的飞机地面运动的稳定性较差，例如飞机员操纵不当时，飞机容易打地转。此外，这种飞机着陆时不是地面反作用力使飞机上仰，而是重心下沉引起机头上仰，支点在机轮。如果飞机以较大的速度两点接地，因两主轮位于飞机重心前，因重心惯性下沉使飞机的迎角增大，升力增大，飞机就要向上飘起，即发生所谓的“跳跃”现象。另外大力刹车可能发生倒立。这些缺点对低速飞机来说，并不十分严重，所以，在数十年（约二十世纪初到三十年代末）间，后三点式起落架曾得到极为普遍的应用。

随着飞机的起飞、着陆速度日益增大，后三点式起落架的性能与对飞机在地面运动的要求之间的矛盾日趋尖锐。例如，为了缩短滑跑距离，在机轮上安装了强力刹车装置，结果却增大了飞机向前倒立（拿大顶）的可能性；又如在起飞、着陆速度较大的情况下，后三点飞机还容易打地转。为了解决上述矛盾，在新的条件下（如着陆减速问题已经解决），前三点式起落架得到了应用。具有前三点式起落架的飞机，地面运动的稳定性好，滑行中不容易偏转和倒立。此外，这种飞机在地面运动时，机身与地面接近平行，飞行员的视界较好。对喷气式飞机来说，前三点式起落架还能使发动机轴线基本上与地面平行，避免发动机喷出的燃气损坏跑道。前三点式起落架的主要缺点，是前起落架承受的载荷较大。总的看来，前三点式起落架比较适用于速度较大的飞机。因此，从二十世纪四十年代初开始，它得到了迅速的推广，目前已成为起落架在飞机上配置的主要型式。

随着飞行速度继续增大，机翼的厚弦比不断减小，这样，要把尺寸较大的主起落架收入较薄的机翼，就比较困难。因此，近年来有些高速重型飞机采用了自行车式起落架。采用自行车式起落架的飞机，主要靠两个主起落架来承受载荷和滑行，虽然它们的尺寸较大，但机身内的容积也较大，因而收藏还比较容易；机翼上的两个辅助轮，可以使飞机在停放和滑行时稳定，它们的尺寸也较小，比较容易收入较薄的机翼内。这种起落架的结构比较复杂，目前应用得还不广泛。

3.1.2 起落架的结构型式

起落架的结构型式，可分为构架式、支柱套筒式和摇臂式三类。

一、构架式起落架

这类起落架的机轮通过一套承力构架与机翼或机身连接（图3-2）.承力构架中的减

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震支柱及其它杆件，都是相互铰接的，当起落架受到地面反作用力时，它们只承受拉伸或压缩的轴向力，不承受弯矩，因此结构重量较轻，构造较简单，在一些轻型低速飞机上采用得较多。但这种起落架很难收入飞机内部，因而它的发展受到了限制，在高速飞机上已不采用。

图3-2 构架式起落架

二、支柱套筒式起落架

这类起落架的支柱就是由外筒和活塞杆套接起来的减震支柱，机轮轴直接连接在支柱下端，支柱上端固定在机体骨架上（参看图3-3）支柱套筒式起落架分单支柱套筒式和双支柱套筒式。双支柱套筒式起落架的重量和体积较大，且两个减震支柱的动作很难做到完全一致，因此目前已很少采用。

图3-3 张臂式起落架 图3-4 撑杆式起落架

单支柱套筒式起落架又可分为张臂式和撑杆式两种。图3-3所示为张臂式起落架，它的支柱就象一根一端固接在机体骨架上的张臂梁。为了减小起落架支柱的受力，很多飞机上采用了撑杆式起落架（图3-4）这种起落架的支柱相当于一根双支点外伸梁,由于

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斜撑杆的支持作用，支柱所承受的侧向弯矩可大大减小。在能够收放的起落架上，斜撑杆往往还作为起落架的收放连杆，或者斜撑杆本身就是收放动作筒。

支柱套筒式起落架容易做成可收放的型式，因此长期以来得到广泛应用。但这种起落架承受水平撞击时，减震支柱不能很好地起减震作用。因为，在没有倾斜角的支柱套筒式起落架上，水平撞击力P水平不能使减震支柱受压缩（图3-5a），在有倾斜角的支住套筒式起落架上，虽然P水平的轴向分力可以压缩减震支住（图3-5b），但它的倾斜角一般都较小，减震支柱所起作用并不显著。此外，在飞机着陆和滑行过程中，起落架上的载荷通常是不通过支柱轴线的，而支柱套筒式起落架的减震支柱，在这种载荷作用下，要承受较大弯矩，使活塞杆和外筒接触的地方（支点），产生较大的摩擦力。这样，不仅减震支柱的密封装置容易磨损，而且它的工作性能也要受到很大影响。

图3-5 支柱套筒式起落架承

受水平撞击的情形

三、摇臂式起落架

这种起落架的机轮通过一个摇臂（轮臂或轮叉）悬挂在承力支柱和减震器下面。根据减震器配置的不同,它可以分为以下三种型式(图3-6)。

（l）减震器与承力支柱分开的摇臂式起落架（图3-6a）。 （2）减震器与承力支柱合成一体的摇臂式起落架（图3-6b）。它往往用作前三点飞 机的前起落架。

（3）没有承力支柱，减震器和摇臂直接固定在飞机承力构件上的摇臂式起落架（图3-6c）。它一般用作后三点飞机的尾部起落架。

摇臂式起落架与支柱套筒式起落架相比，具有以下优点：

a．承受水平撞击时，减震器能较好地发挥作用。如图3-7所示，当起落架受到水平撞击时，撞击力P水平对轮臂固定点（a点）的力矩P水平h，要使轮臂绕a点转动而压缩减震器，因此减震器能够较好地发挥作用，来减小水平撞击力。这一点，对滑跑速度

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较大的高速飞机是很重要的，因为滑跑速度越大，水平撞击就可能越厉害。

b．上述第一和第三两种摇臂式起落架的减震器只受轴向力，不受弯矩。例如第一

种摇臂式起落架的减震器，通过在两个互相垂直的平面内都可以转动的万向接头，连接在支柱和轮臂之间（图3-7）；万向接头能够保证传给减震器的力始终通过减震器的轴线。由于减震器不受弯矩，密封装置的工作条件要好得多。

图3-6 摇臂式起落架

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包括检查因机轮带起的尘沙引起的损伤，轮胎的擦伤标痕或损伤的连杆表明的不正确的安装，通常小的损伤做保留，并在恰当的时候做部分再保护；但裂纹、管路的扭结及超过维护手册规定的磨损是不允许的。气源系统中一些部件的渗漏是允许的，但严重的渗漏将影响系统工作。有时，液压系统的渗漏通过清洗和重装连接处而解决，持续渗漏的部件应更换。

3.3.6 部件的安装

只要在收放系统中安装一个新的部件，应对其进行仔细的调整以防止其机械的损伤及确保它的正常工作。安装后，校准部件和连杆的一般方法是先顶起飞机，起落架不工作时，装上地面锁销，使系统断电，处于安全状态。使用手动泵单独操纵收放作动筒。这就可保证缓慢、可控制地进行工作，并可对机构进行个别校准并根据相应维护手册进行测量。校装后，系统被重新连接并排气，然后进行收放试验。

3.3.7 收放试验 发生下列情况时要进行收放试验，包括更换有故障的部件，发生或怀疑有不正确的工作及发生硬着陆和重着陆。操作的程序将根据特殊的设备和涉及的收放系统的类型，并且全部的详细说明都可以从相应的维护手册中得到。对于大多数可收放的起落架，下列工作程序是可实施的。

1、顶起飞机使机轮离地，并固定好千斤顶。确保没有地面设备和人员在起落架和舱门附近。

注：在某些飞机上，收放期间机轮运行非常靠近地面，在这种情况下，地面应进行进一步的清理。

2、接上电源和外部液压源及相应的气源勤务设备。

3、进行几次收放。起初采用低动力源已保证起落架低速运行，并使用正常及应急系统，检查以下事项：

（1）起落架是否正常工作。

（2）舱门是否正常工作及安装。

（3）当起落架收进时，机轮与机舱的间隙，因为机轮旋转产生离心力，这使得它们之间的间隙是否合适显得尤为重要。

（4）连杆是否工作正常和正确安装。

（5）锁、电门、警告设备及机械指示是否正常工作。 （6）收放期间，管路尤其是柔性管应顺畅。 （7）全部机构是否平稳工作。

注：在初始装配、更换或重大调整后，应进行收放试验，包括从支柱上拆下舱门、如果需要，可用手操纵顺序阀；松动的操纵杆应离开结构。这个工作程序将允许直接检查间隙及校准情况，同样也允许机械止动块、顺序连接点、上、下位锁和过中心连杆的调整。

4、拆下勤务设备，放下飞机和安装地面锁。

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5、最后要立即紧固和锁定试验前安装的设备。

3.4 前轮转弯系统

对于起落架为前三点式配置的飞机，前轮转弯系统为飞机在地面机动滑行时提供方向控制。本节在重点介绍前轮转弯系统的同时，还将介绍与此有关的前轮稳定距概念和自动定中机构。

3.4.1 前轮稳定距

稳定距的大小，对前三点飞机在地面运动的稳定性和前起落架支柱的受力有较大的影响。稳定距过小，地面运动的稳定性不好；稳定距过大，则支柱承受的弯矩会大为增加。可见，稳定距过大、过小都是不好的。

稳定距的大小会随着地面条件的不同而改变。例如飞机在软跑道上滑行时，由于前轮陷入地面，地面对前轮的反作用力着力点向前移，稳定距会减小（图3-22a）。如果道面太软，地面对前轮的反作用力着力点还可能移到支柱轴线与地面交点的前面，使稳定距变为负值（图3-22b）。在这种情况下，滑行中前轮偏转后，侧向摩擦力反而要使前轮的偏转角增大（即不稳定），并容易导致前起落架的损坏。

图3-22 地面软硬对稳定距的影响

3.4.2 前轮转弯系统 一、轻型飞机

一般来说，轻型飞机通过一个与方向舵脚蹬相连的机械联杆的简单机构使飞机具有前轮转弯功能。最常见的是利用与脚蹬相连的推——拉杆，它呈角状地被安装在前轮支柱的可转动的部分。

通常推——拉杆有一个弹簧筒来减小飞机滑行震动对方向舵脚蹬的影响（见图3-23）。上防扭臂和一个盘相连，该盘能够相对支柱外筒转动。

安装可收放起落架的飞机使用一种机构可使前轮转弯连杆在飞机离地后与脚蹬脱开，以减小飞行时方向舵脚蹬上的载荷。

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二、重型飞机

对于大型飞机，由于它们有更大的质量，所以需利用动力源为前轮转弯提供动力。尽管大型飞机前轮转弯系统在其构造特点上有所不同，但所有这些系统基本上有类似的工作原理，并且需要相同类型的设备，例如，每个转弯系统通常包括：

（1）驾驶舱控制，包括一个手轮、手柄、控制杆、脚蹬、或一个控制起动和停止的电门，这些将控制系统的工作。

（2）将驾驶舱操纵动作传递给转弯控制设备的机械、电气或液压的传动机构。

（3）一个控制组件，通常用计量或控制活门。 （4）一个动力源，大多数飞机采用液压系统。

（5）管路系统，用于将油液输送到系统各个部分及从各个部分返回。

（6）一个或多个转弯作动筒及所需要的连杆，在高压油作动下，它们可偏转前轮。 （7）一个压力补偿组件，它将使每个转弯作动筒内的油液维持一定压力以防止前轮摆动。

（8）一个随动机构，由齿轮、钢索、杆、鼓轮和/或铃型摇臂组成，它使转弯控制活门返回到中立位置并保持前轮在一个正确的偏转角度。

（9）若干安全活门，它们保证即使主液压系统失效，前轮仍可以使用备用动力源控制，在地（）面拖行时自由偏转。

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图3-23 机械式前轮转弯

1、液压转弯系统

主要工作压力来自于起落架“放下”管路，储压器作为应急压力源。图3-24所示的系统，液压通过一个转换活门，它保证只要在前起落架放下时，转换系统才能工作。

（1）转弯系统的工作

高压油通过控制阀供到转弯作动筒，二个作动筒分别伸出和缩入来转动右整流罩内的前减震支柱。通过机械连杆将转弯手轮的运动按照一定转动的方向和角度传给控制阀，控制阀将液压动力送到转弯作动筒，使前起落架偏转。前起落架上的随动连杆随着前轮的转动逐渐地将控制阀复位，并且当前轮转动到所选择的角度时，控制阀处于中立位，防止前轮进一步地转动。

在每个转弯作动筒中的定中筒与起落架“收上”管路相连并且当收起起落架时向其供油。在高压油被供到前起落架收放作动筒之前，二个转弯作动筒在定中拴塞作用下同时等量伸出将前轮定中，并且旁通阀允许该作动筒液压油流到回油管路。

（2）转动

在系统中还安装了拖行释压活门在拖飞机时使油液可以在两个转弯作动筒之间

自由流动，因此允许拖行飞机，一些型式的快拔销用来使转弯作动筒与系统脱开，以便在地面勤务时前轮可转动更大的角度。

c．阻尼

在控制阀和转弯作动筒之间有若干个节流器，为前起落架提供阻尼起减摆器作用。 2、维护

转弯系统的润滑和检查和3.3.5节中所讲的可收放式起落架的情况是非常相似的。下面阐述了机械连杆的安装、调节和功能测试。

（1）机械连杆

机械连杆适当调整是最重要的，因为松动或不正确安装可能导致系统不正常的工作。为了便于部件的安装，要在转弯手轮、鼓轮组件和随动连杆的定位孔上插入校装销以固定它们的位置。然后将前轮定中，相应地安装和调节钢索和杆。 应该通过反复操作转弯手轮使其全行程运行，使它们嵌入，然后将钢索再次拉紧。

（2）功能测试

对于图3.4-3所示的系统，以下测试是可行的，并且包括有关相似转弯系统测试的基本要素。某一特殊飞机上的液压设备可能需要另外的工作，有关这些内容可在相应的维护手册上查到。

a.确保对减震支柱进行正确的勤务。 b.将飞机顶起使全部机轮悬空并确保没有地面设备或人员在起落架附近。 c.将主液压系统释压，并检查前轮能否在其整个转动角度范围内自由转动。

d.连接液压测试设备和地面电源，并为了液压系统正常工作，使控制开关和电门定位。

e.在全行程内转动手轮，并检查前轮是否能平稳地随手轮运动而转动及停止在所选

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择的位置上。

f.将前轮向一侧转动一个小角度并将起落架手柄置于收上位，检查在下锁位打开之

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图3-33 分离式机轮

3-34 可拆轮缘式机轮41

图

图3-35 喷气式飞机机轮的易熔塞可使过热轮胎放气而不是爆胎

某些飞机轮上装有释压活门，其目的是为了防止轮胎压力过高。

通常情况下，将机轮安装在与轮轴直接相连的滚珠轴承或滚柱轴承上，轮轴上轴承套用轮轴螺帽固定并安装保险销。

二、机轮的安装和拆卸 1、拆卸

拆卸机轮前，必须按照批准使用的维护手册的要求作准备工作并将飞机顶起。这些准备工作可能很简单，如给相应机轮放上轮挡并使用轮轴千斤顶将要拆卸的机轮顶起，但在大型运输机上可能需要另外的程序，如在起落架、起落架舱门和机轮转向机构上安装地面锁。在某些情况下，可通过将双机轮中的另外一个机轮抬起并放在一个斜面垫块上，而将其中的一个机轮抬离地面。在装有多盘式刹车装置的飞机上，通常在拆卸机轮前进行刹车，以便转动盘与轮毂上的传动锁销对准；在装有鼓式刹车的飞机上，使用刹车将阻止机轮拆卸，并将释放刹车。

典型的机轮拆卸程序如下所述：

a．按照相应的飞机维护手册的要求，准备顶起飞机。

b．根据实际情况，抬起轮轴或转向架直到轮胎离开地面。

c．给轮胎放气或将压力降至较低值。 注：轮胎释压过程中，气门可能出现结冰而给出全部放气的错误指示。在放气气流已经停止以后必须放置足够长的时间，以确保所有的冰都融化以及机轮充分放气。

d．在需要的地方拆下冷却风扇或轮毂盘组件。 e．拆下轮轴螺母的保险装置。

f．拆下轮轴螺母并安装螺纹保护器。

g．确定好机轮小车的位置，并仔细拆下机轮，这样就不会损伤轮轴。 注：在某些飞机上，建议拆卸机轮时使用一种批准使用的分离器。 h．拆下油脂密封装置和轴承。 i．安装轮轴保护器。

j．如果没有立即重新安装机轮，则给刹车组件安装防护罩。 2、安装

安装机轮和轮胎前，应检查机轮、轮胎和轴承的整体状况。还应检查轮轴有无腐蚀、擦伤和其它损伤，特别是在轴承支撑区域，而且如果安装了轮轴轴套，应该检查其轴承区域的容许磨损，并将其正确地安装在轮轴上。新机轮或替换机轮上的轴承应填充存放油脂，并在使用时将原封存油脂清除掉，换上规定使用的油脂。

典型的安装程序如下所述：

a．用规定使用的油脂润滑内轴承和密封圈，并将其安装在轮轴上。

b．将机轮滑动到其轮轴的位置上，根据需要使用合适的校准夹具，使轮毂上的刹车片传动锁销与传动片上的槽口对齐。

c．润滑并安装外轴承和密封圈。

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d．拆下螺纹保护器并润滑轮轴螺纹。

e．安装轮轴螺帽并将其拧紧至建议的初始力矩值，拧紧螺帽时转动机轮。 f．然后松开轮轴螺帽，再转动机轮，将其拧紧至规定的最终力矩值并安装保险装置。 g．重新安装冷却风扇或轮毂盖组件。

h．检查轮胎压力和轮胎膨胀间隙，需要时可收上起落架进行检查，然后放下飞机并拆下为防止转向机构或起落架舱门工作而安装的地面锁。

三、维护

对于安装在飞机上的机轮可进行表面检查和小修。当轮胎放气后，拆下机轮更换轮胎时，（在双轮布局中的配套轮胎放气后），可进行详细检查，并按照批准的维护细则中规定的间隔时间进行检查。

1、已经安装好的机轮

a．应该检查机轮有无裂纹、腐蚀、变形、压痕和划伤，特别应该注意轮缘区域。尽管通常可在规定的限制的范围内将轮缘外侧的压痕打磨好，但是通常不允许轮缘与轮胎相接触的地方有损伤。当打磨掉压痕或擦伤时，应该仔细检查外露金属有无裂纹并对其重新进行防护处理。对于镁合金机轮来说，修理后进行防护处理工作应高度重视。

b．应该检查轮毂连接螺栓和螺帽、充气气门、配重以及可看见的轮轴螺帽保险装置的牢固性及是否损伤。如果发现任何连接螺栓失效，应该拆下机轮并重新进行全面调整。

c．应该检查机轮、刹车和轮胎有无过热迹象，例如，油漆起皮或褪色、变形以及从机轮轴承泄漏油脂。

注：如果发现易熔塞已熔化掉，则应废弃轮胎并重新密闭易熔塞密封装置，但根据需要进行某些检查机轮应满足要求（3.5.2--三--h）。

d．定期将机轮抬高离地，以便检查其是否自由转动和轴承内的轴向活动量。 2、从飞机上拆卸下来的机轮

a．在分解机轮或拆卸轮胎前必须给轮胎完全放气。

b．应该在合适的清洗液中彻底清洗分解的机轮，然后检查有无裂纹、腐蚀、变形或其它损伤。

c．某些制造厂要求在检查有无裂纹前应从机轮上彻底清除油漆层。使用化学油漆清除剂的地方，最重要的是通过冲洗能去除化学物质。

d．应该仔细检查螺栓孔周围、轮缘基座（胎缘座）的径向和其它高应力点或变化部分有无裂纹。通常使用超声波或涡流方法进行检查。

e．较轻的表面腐蚀可以清洗掉，经微的表面损伤可在规定限制范围内进行修补，但是超过限制范围的深度腐蚀、擦伤、压痕或裂纹将使机轮不能使用。

f．应该检查刹车毂有无变形、磨损、擦伤和裂纹，不应该有轮毂相对机轮的运动的迹象。对于盘式刹车装置，应该检查与刹车片相接的驱动块是否牢固，有无损伤、磨损或锤击。

g．通过将机轮放位于V型垫块中的芯轴上，并使用刻度盘试验指示器检查轮缘，还应该检查机轮有无变形及同心度。还可以使用大型卡尺检查有无变形。检查完成后应对机轮做静平衡。

h．由于过热机轮可能已经损坏但是没有发现变形而且还能使用，可能需要检查材

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料的硬度。当规定做该项检查时，在批准使用的维护手册中查找检查方法和能接受的硬度范围。

i．有时在安装位置上检查轴承，但是必须经常拆下轴承（必要时使用分离工具）以便对其进行彻底清洗和检查。应该用如白节油对其进行清洗，并检查有无腐蚀、轴承座圈剥落、滚珠或滚柱碎裂、止推定位圈状态是否良好、粗糙度和褪色。如果轴承可以使用，则应该在检查后立刻给轴承填充润滑油脂，以防止尘土和油泥。

j．应该检查用于夹紧分离式轮毂两半部分的连接螺栓，有无腐蚀、变形、裂纹和螺纹的状况。在某些情况下，发现具有满意的锁定扭力的自锁螺帽可以再使用，但是制造厂可能要求分解后报废所有的刚性螺帽。

k．按照制造厂的要求和规定，应该给机轮刷漆并重新组装机轮，并且特别要注意装配顺序和连接螺栓的拧紧力矩。通常建议在重新装配时应该装上新的密封圈。

l．在机轮上安装轮胎时，应该对整个组件作静态平衡。

3.5.3 刹车系统 一、刹车装置概述

在飞机上刹车装置能否正常发挥其作用是很重要的。刹车装置用于使飞机减速、停止、保持或转向。它们必须在合适的距离内产生足够使飞机停下来的力；发动机正常运转时刹车装置必须使飞机保持不动；刹车装置必须允许飞机在地面上可转向。刹车装置安装在每个主起落架机轮上，并且相互之间是独立驱动的。通过向右方向舵脚蹬施加脚蹬力控制右侧起落架机轮，通过左方向舵脚蹬控制左侧起落架机轮。

为使刹车装置有效地发挥其作用，刹车系统中每个零件都必须正常工作，并且飞机上的每个刹车组件必须以相同的效率进行工作。重要的是经常检查整个刹车系统并使系统中保持足够液压油供给量。必须合理地调整每个刹车组件并保持摩擦面上没有润滑油脂和滑油。

刹车效率取决于：

a．刹车面积及其散热能力。 b．施加力的大小。

c．机轮与地面的结合力。 为了防止机轮“抱死”，经常在刹车系统中安装有防滞组件。该组件感受机轮转动情况并根据需要释放刹车压力以保持最大效率。

二、刹车组件

通常用在飞机上的刹车组件有鼓式刹车、单片刹车和多片刹车。 1、气囊刹车

尽管在早期飞机上广泛使用鼓式刹车，但是在多数现代高性能飞机上，液压驱动刹车片刹车已大量地代替了鼓式刹车。然而，仍然可以发现有气压驱动鼓式刹车在使用。

刹车组件的主要零件有后板、刹车毂、膨胀管（压力袋）和刹车衬片（图3-36）。 后板是圆管形的并被装配到轮轴凸缘上。它容纳有膨胀管、刹车衬片和气压接头。 膨胀管是圆形普通横截面的加强橡胶管，并被安装在后板周围。它有一个通过后板引至飞机气压系统的气源接头。整个刹车衬片组件由几块阻热摩擦材料组成，围绕着膨

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胀管形成了一个环，其形状与刹车鼓的内圆相一致。将每块粘接或铆接到一个金属接头上，其穿过后板伸出并用弹簧夹加以紧固。

磷青铜网状隔离层装在刹车衬片块的端面之间，以降低渗透到膨胀管的热量并排除碳颗粒。

刹车毂是个重型筒，被装到机轮上与之一起转动，刹车衬片块膨胀后顶住刹车鼓而产生刹车作用。

（1）操作

图3-36 气囊式刹车

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