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第八节 刹车装置和收放机构
一、刹车装置
现代飞机不仅在主轮，有的甚至在前轮均装有刹车装置。刹车装置的功用是制动机轮，把飞机高速前进的动能大部分变为摩擦热能消失掉，使飞机很快慢下来，以减少滑跑距离和所需跑道长度。另外，主轮单边刹车还可协助飞机滑行转弯，纠正滑行方向。飞机在起飞前开大车或地面试车以及固定停放时均要使用刹车。
刹车装置一般装在机轮的轮毂内，通过静、动摩擦件的相互接触，起刹车制动作用。刹车装置应能满足以下要求：正常着陆时的刹车作用；中止起飞时猛烈刹车不应起火或破坏；能满足多次连续起飞和着陆要求；并在整个使用期内应保证必要的效率。一般还要当发动机在最大状态（或额定状态）工作时，在起飞线上基本能刹住机轮。
"刹车装置应吸收的动能在正常的设计着陆重量下，着陆滑跑的水平动能除气动阻力、减速伞和其他辅助装置吸收一部分外，其余均应由机轮刹车装置吸收。可用下述经验公式进行估算 %& ’ ()*+, （, -. -/）
*
式中 %&———刹车装置应吸收的动能（0）；
(———系数，对前三点和自行车式起落架，可取为 1" 112；
)* ———飞机着陆时的重力（ 3）；
+* ———着陆速度（45 6 7）。
,"刹车装置的类型
（）圆盘式刹车装置。目前大多数飞机使用圆盘式刹车装置。它用冷气或液压
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动力驱使静、动两组刹车盘（也称散热片）挤紧，相互摩擦进行刹车。有时还在转动盘和固定盘的两侧装有摩擦垫片。盘式刹车结构紧凑，工作平稳，刹车力矩大，效率高，径向尺寸小，故获得广泛使用。但其结构重量较大，因摩擦产生的热量不易消散，易引起刹车盘变形，产生裂纹，甚至热熔合。目前正不断研究采用轻质的热稳定性好的摩擦材料来弥补其不足，例如在 "，% "&’等飞机上采用铍做刹车盘， "用铍代替钢使 (’个刹车装置节约重量 )(*+ ’,-。更近来则采用碳（如 ".，波音 " ))，协和号等）。用碳—碳复合材料制成的刹车片重量约只为钢的一半，且它具有高比热，高温中能保持强度，同时还有抗磨损、抗变形、抗粘结性好等优良性能，正逐渐推广使用。但由碳和铍制作刹车盘的刹车装置体积比较大，有时会引起设计上的困难。
（(）弯块式刹车装置。它用冷气或液压动力推刹车弯块向外张，与固定在轮毂上的刹车钢圈相摩擦而进行刹车；松刹时由恢复弹簧将弯块复位。这种形式由于弯块的表面很难与刹车钢圈同心，易使摩擦面压力不匀，因而效率不高。弯块与钢圈间的间隙须仔细检查调整，维护麻烦，但因其结构简单，重量轻，目前仍用于轻型低速飞机上。
（/）软管式刹车装置。它用冷气或液压动力将表面附有刹车块的软管（胶囊）鼓起，使其与刹车钢圈摩擦而进行刹车。由于软管可调节各处的压力，故刹车柔和，摩擦面接触良好，各处摩擦力较均匀，效率较高，重量也较轻。缺点是动作较慢，工作灵敏性稍差，刹车高温易使软管老化变质，软管易漏气漏油。软管式现多用于中、轻型飞机上。
/+刹车的滑动控制装置和自动刹车系统
为了保证刹车的高效率，同时为避免机轮刹死形成不转的“拖胎”（或称“打滑”）现象发生，现代飞机均装有滑动控制装置。因为打滑时被摩擦的轮胎能在数秒内烧穿许多层，甚至爆裂。此时滑动控制装置就可自动松刹，待打滑现象消除后又继续刹车。使用机械、电气和液压系统相结合的先进防滑控制系统就可达到此目的。目前最先进的以微处理机为基础的数字式防滑控制系统能围绕最佳打滑点自动调节刹车压力，因此也称之为自适应刹车控制系统。它可不断地计算轮胎的打滑度，并对刹车压力做小量调整进行补偿，调整得快又适度，从而减少了停机前的滑跑距离。
在波音 " ))和波音 " )*)等一些现代飞机上除装有滑动控制装置外，还装有自动刹车装置。它由机轮速度传感器传递信号，通过自动刹车控制匣自动刹车。
二、起落架的收放机构
现代飞机一般在 0123 4 (5,1 6 7时起落架均是可收放的。不可收起的起落架结构简单，重量较小，但飞行阻力增加很多。收放机构应保证起落架按预定的方式收藏 •/5•
于指定的机体空间或起落架舱内。一般有以下几种形式。
（）前起落架一般沿机身轴线方向收藏于机身内
（"）主起落架沿展向收入机翼，或将支柱收入机翼，而把尺寸较大的机轮直接、或转一角度后收入机身侧边或下方。（）主起落架收入机身或机身上的专用起落架舱内。对安装在机身上的外伸式起落架收放机构比较复杂，一般须折叠后收入机身侧边或下方。（）主起落架沿弦向收入机翼或专用短舱或发动机短舱内。但此时要与前起落架配合，减小全机重心沿纵向位置的变化。
总之，收放机构是一个复杂的空间机构，要满足各方面的要求有时是相当困难的。现在由于计算机辅助设计的应用发展，已能较方便地通过计算机计算协调，并直接用三维图像检查收放机构和起落架的运动轨迹及其与机体的协调关系。
起落架上还有其他一些系统和装置，如信号装置、应急系统等，此处不做阐述。
第九节 %起落架结构的疲劳设计与起落架的试验
—、上架结构的疲劳设计
飞机起落架结构目前均按安全寿命设计，只有个别飞机例外（如波音 & ’’有四个主起落架，任何一个有问题，其他三个仍能承受损伤容限载荷）。目前，歼击机、教练机的寿命约为 ((( ) *(((飞行小时；旅客机的寿命一般为 +((((飞行小时、 ’,(((次起落。起落架须经受的疲劳试验寿命应是其本身安全寿命的三倍。目前国外飞机起落架设计普遍能满足其主结构与机体结构同寿，国内也已有飞机可以做到这点，并正争取逐步都能达到这一要求。由此，为了提高起落架的疲劳寿命，大量零构件都必须精心设计。主要从以下几方面采取措施。
-材料和加工工艺选择
材料不仅要静强度高，而且要有良好的疲劳性能、断裂韧性和抗冲击性能。由于承载大，高强度钢是制造起落架大多数零件用得最多的材料，国外常用的钢有 (， (，((.等，目前国外还采用了常寿命钢 ’("等新材料。为了获得良好的机械性能和疲劳特性，加工工艺是十分重要的环节，如：钢锻件宜采用真空电弧再熔炼件；起落架构件表面进行表面喷丸强化处理；有的孔则可采用冷挤压方法进行强化处理（如波音 & ’,’，& ’+’起落架上的承力孔）；加工表面的粗糙度必须符合有关的要求；尽力减轻应力腐蚀（譬如采用卸载热处理）等。由于起落架构造复杂，过去在支柱上常采用焊接工艺焊有很多接头或直接与其他零件焊接。虽然焊接处进行了回火热处理，并尽量减小对附近区域的影响，但总的说焊接部位仍是大大影响起落架寿命的裂
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