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第八節 剎車裝置和收放機構
一、剎車裝置
現代飛機不僅在主輪，有的甚至在前輪均裝有剎車裝置。剎車裝置的功用是制動機輪，把飛機高速前進的動能大部分變為摩擦熱能消失掉，使飛機很快慢下來，以減少滑跑距離和所需跑道長度。另外，主輪單邊剎車還可協助飛機滑行轉彎，糾正滑行方向。飛機在起飛前開大車或地面試車以及固定停放時均要使用剎車。
剎車裝置一般裝在機輪的輪轂內，通過靜、動摩擦件的相互接觸，起剎車制動作用。剎車裝置應能滿足以下要求：正常著陸時的剎車作用；中止起飛時猛烈剎車不應起火或破壞；能滿足多次連續起飛和著陸要求；并在整個使用期內應保證必要的效率。一般還要當發動機在最大狀態（或額定狀態）工作時，在起飛線上基本能剎住機輪。
"剎車裝置應吸收的動能在正常的設計著陸重量下，著陸滑跑的水平動能除氣動阻力、減速傘和其他輔助裝置吸收一部分外，其余均應由機輪剎車裝置吸收�？捎孟率鼋涷灩竭M行估算 %& ’ ()*+, （, -. -/）
*
式中 %&———剎車裝置應吸收的動能（0）；
(———系數，對前三點和自行車式起落架，可取為 1" 112；
)* ———飛機著陸時的重力（ 3）；
+* ———著陸速度（45 6 7）。
,"剎車裝置的類型
（）圓盤式剎車裝置。目前大多數飛機使用圓盤式剎車裝置。它用冷氣或液壓
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動力驅使靜、動兩組剎車盤（也稱散熱片）擠緊，相互摩擦進行剎車。有時還在轉動盤和固定盤的兩側裝有摩擦墊片。盤式剎車結構緊湊，工作平穩，剎車力矩大，效率高，徑向尺寸小，故獲得廣泛使用。但其結構重量較大，因摩擦產生的熱量不易消散，易引起剎車盤變形，產生裂紋，甚至熱熔合。目前正不斷研究采用輕質的熱穩定性好的摩擦材料來彌補其不足，例如在 "，% "&’等飛機上采用鈹做剎車盤， "用鈹代替鋼使 (’個剎車裝置節約重量 )(*+ ’,-。更近來則采用碳（如 ".，波音 " ))，協和號等）。用碳—碳復合材料制成的剎車片重量約只為鋼的一半，且它具有高比熱，高溫中能保持強度，同時還有抗磨損、抗變形、抗粘結性好等優良性能，正逐漸推廣使用。但由碳和鈹制作剎車盤的剎車裝置體積比較大，有時會引起設計上的困難。
（(）彎塊式剎車裝置。它用冷氣或液壓動力推剎車彎塊向外張，與固定在輪轂上的剎車鋼圈相摩擦而進行剎車；松剎時由恢復彈簧將彎塊復位。這種形式由于彎塊的表面很難與剎車鋼圈同心，易使摩擦面壓力不勻，因而效率不高。彎塊與鋼圈間的間隙須仔細檢查調整，維護麻煩，但因其結構簡單，重量輕，目前仍用于輕型低速飛機上。
（/）軟管式剎車裝置。它用冷氣或液壓動力將表面附有剎車塊的軟管（膠囊）鼓起，使其與剎車鋼圈摩擦而進行剎車。由于軟管可調節各處的壓力，故剎車柔和，摩擦面接觸良好，各處摩擦力較均勻，效率較高，重量也較輕。缺點是動作較慢，工作靈敏性稍差，剎車高溫易使軟管老化變質，軟管易漏氣漏油。軟管式現多用于中、輕型飛機上。
/+剎車的滑動控制裝置和自動剎車系統
為了保證剎車的高效率，同時為避免機輪剎死形成不轉的“拖胎”（或稱“打滑”）現象發生，現代飛機均裝有滑動控制裝置。因為打滑時被摩擦的輪胎能在數秒內燒穿許多層，甚至爆裂。此時滑動控制裝置就可自動松剎，待打滑現象消除后又繼續剎車。使用機械、電氣和液壓系統相結合的先進防滑控制系統就可達到此目的。目前最先進的以微處理機為基礎的數字式防滑控制系統能圍繞最佳打滑點自動調節剎車壓力，因此也稱之為自適應剎車控制系統。它可不斷地計算輪胎的打滑度，并對剎車壓力做小量調整進行補償，調整得快又適度，從而減少了停機前的滑跑距離。
在波音 " ))和波音 " )*)等一些現代飛機上除裝有滑動控制裝置外，還裝有自動剎車裝置。它由機輪速度傳感器傳遞信號，通過自動剎車控制匣自動剎車。
二、起落架的收放機構
現代飛機一般在 0123 4 (5,1 6 7時起落架均是可收放的。不可收起的起落架結構簡單，重量較小，但飛行阻力增加很多。收放機構應保證起落架按預定的方式收藏 •/5•
于指定的機體空間或起落架艙內。一般有以下幾種形式。
（）前起落架一般沿機身軸線方向收藏于機身內
（"）主起落架沿展向收入機翼，或將支柱收入機翼，而把尺寸較大的機輪直接、或轉一角度后收入機身側邊或下方。（）主起落架收入機身或機身上的專用起落架艙內。對安裝在機身上的外伸式起落架收放機構比較復雜，一般須折疊后收入機身側邊或下方。（）主起落架沿弦向收入機翼或專用短艙或發動機短艙內。但此時要與前起落架配合，減小全機重心沿縱向位置的變化。
總之，收放機構是一個復雜的空間機構，要滿足各方面的要求有時是相當困難的。現在由于計算機輔助設計的應用發展，已能較方便地通過計算機計算協調，并直接用三維圖像檢查收放機構和起落架的運動軌跡及其與機體的協調關系。
起落架上還有其他一些系統和裝置，如信號裝置、應急系統等，此處不做闡述。
第九節 %起落架結構的疲勞設計與起落架的試驗
—、上架結構的疲勞設計
飛機起落架結構目前均按安全壽命設計，只有個別飛機例外（如波音 & ’’有四個主起落架，任何一個有問題，其他三個仍能承受損傷容限載荷）。目前，殲擊機、教練機的壽命約為 ((( ) *(((飛行小時；旅客機的壽命一般為 +((((飛行小時、 ’,(((次起落。起落架須經受的疲勞試驗壽命應是其本身安全壽命的三倍。目前國外飛機起落架設計普遍能滿足其主結構與機體結構同壽，國內也已有飛機可以做到這點，并正爭取逐步都能達到這一要求。由此，為了提高起落架的疲勞壽命，大量零構件都必須精心設計。主要從以下幾方面采取措施。
-材料和加工工藝選擇
材料不僅要靜強度高，而且要有良好的疲勞性能、斷裂韌性和抗沖擊性能。由于承載大，高強度鋼是制造起落架大多數零件用得最多的材料，國外常用的鋼有 (， (，((.等，目前國外還采用了常壽命鋼 ’("等新材料。為了獲得良好的機械性能和疲勞特性，加工工藝是十分重要的環節，如：鋼鍛件宜采用真空電弧再熔煉件；起落架構件表面進行表面噴丸強化處理；有的孔則可采用冷擠壓方法進行強化處理（如波音 & ’,’，& ’+’起落架上的承力孔）；加工表面的粗糙度必須符合有關的要求；盡力減輕應力腐蝕（譬如采用卸載熱處理）等。由于起落架構造復雜，過去在支柱上常采用焊接工藝焊有很多接頭或直接與其他零件焊接。雖然焊接處進行了回火熱處理，并盡量減小對附近區域的影響，但總的說焊接部位仍是大大影響起落架壽命的裂
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