【航空工业行业标准(HB)】 飞机油气式缓冲器起落架

中华人民共和国航空工业都郡标准HB 6176 -88
飞机油气式缓冲器起落架
1988—04—10发布
中华人民共和国航空工业部
1988—09-01实施
主题内容与适用范围
引用标难·
术语·
技术要求·
5检验规则·
6贮存、包装、装箱、标志
附加说明·
（1）
（16)
中华人民共和国航空工业部部标准飞机油气式缓冲器起落架
1主题内容与适用范压
HB 6176 -88
本规范规定了飞机油气式缓冲器起落架（以下简称起落架）的技术要求。本规范是通用规范。适用于起落架的订货、研制和验证。对于具体型号应按合同条款执行。
2引用标准
GB4457～4460机械制图
机械制图
GB1031
表面粗糙度参数及其数值
军用飞机强度和刚度一地面试验HB5024
结构钢，不锈钢及耐热钢锻件
HB5204
HB5033
航空用铝合金锻件和模锻件
镀层和化学覆盖层的选择原则与厚度系列HB5034
零(组)件镀覆前质量要求
HB4一56~～57圆截面橡胶圈密封结构HB4—58
HB4—70
HB4-71
保护圈
活门注油嘴
压力注油嘴
HB4--72
·弯头压力注油嘴
HB5036
HB5038
HB5041
HB5055
镉镀层质量检验
镍镀层质量检验
铬镀层质量检验
铝及铝合金硫酸阳极氧化膜层质量检验圆截面橡胶圈密封结构设计与计算的指导性技术文件HB/Z5068
HB/Z5071
HB/Z5072
电镀镉工艺
化学镀镍工艺
电镀铬工艺
HB/Z5076
铝和铝合金的阳极化工艺
HB/Z60X射线检验说明
航空工业部1988-0410发布
1988—09—01实施
HB/Z72磁粉检验法
SY118110号航空液压油
3术语
HB6176·88
本规范中所用起落架的术语如图1所示。4技术要求
4.1试生产
本规范供试生产试验用。
4.2材料
材料的应用应符合本规范的规定。4.2.1钢
对于抗拉强度等于或大于1380MPa高强度钢材料的选用和热处理的选择应符合专用规范的要求。供选择用的评定资料包括：疲劳、应力腐蚀敏感性、缺口敏感性、断裂韧性、材料的纵向和横向机械性能、率透性，可成形性、加工所需考虑的事项和可用性。另外，应该用这些资料与其它可选择的材料相比较。任何处于离强度状态下钢零件的设计，应符合材料缺口敏感性的设计要求，即应有倒圆的橙进，平缓的切面变化，适宜能晶粒流线，在机械加工和装配中防止表面损坏的特殊操作。碳钢和合金钢应存专用规范的淬透性限度内使用。并须避守下列注意事项：
a．各种合金材料都应当避免在回火脆性温度范围内使用或回火。热处理强度等于或低于1240MPa的钢，在一55（试验温度时，短横向单梁式V型缺.口抗冲击能力应不小于20.3N一M。热处理强度大于1380MPa的钢，沿短横向应有不小于20%的断面收缩率，该面积的收缩是5个试样面积收缩的平均值，但任一试样的断面收缩率均不小于15%。这些试样应从每炉熔炼的第一块钢锭和最后块钢锭的自耗重熔钢锭.上切取。对于钢锻件，建议用真空电弧重熔钢。
b不应使用导致过度淬硬的合金材料。所选用的材料应有足够的淬透性，率火时在最大横截面中心处转变成马氏体的组织应不低于90%。C.淬火和回火零件，必须在低丁材料回火温度28℃以下的温度范围内才能采用。d．当用显微镜观察制好的切面时，对下关键和重要件的关键和重要部位，不允许有脱碳层，对于非关键和重要部位及一般零件，允许有局部脱碳层，局部脱炭层的深度限制在从试件表面到表面下任一点的洛氏硬度HRA的增值应不大于2。本试验不适用于厚度小于0.6mm的材料。
，e.在热处理达到大于或等于1240MPa强度级别后，只要可行，就必须避免在马氏体钢上进行机械钻孔、拉削、铰孔和去除孔边毛刺。当在萍硬的钢上不可避免使用上述的切削方法时，对丁关键零件的详细加工程序和检验方法应提交订货方审查。f.热处理强度≥1240MPa的零件经磨削加工的表面必须用硝酸酒精溶液漫蚀，以检验是否磨削过烧（见5.6.2.4）。
槽形六角爆母
率引接头
限流支撑管底座
限流支撑管
限流接头
限流孔板
HB6176--88
活塞螺,母
支撑村套
扭力臂
顶起接头
活案杆
活塞杆
法兰盘
名称术语
限油针下载标准就来标准下载网
活塞隔板
定位螺钉
缓冲器活门
活塞杆
限制套筒
一密封圈
封底螺母
半轮叉
轮轴村套
键垫围
槽形六角螺母
中立机构上凸轮
下凸轮
4.2.1.1热处理
HB6176-82
应按照专用规范进行热处理。热处理时，应采取一切合的预防措施，使翘曲减至最小。热处理强度等于或小于1380MPa的钢零件要求校正时，可以进行冷校正，但校正后要进行消除应力的热处理。热处理强度大于1380MPa的钢零件的校正，应在比该零件的回火温度低28℃的温度下进行。
4.2.2锻件
铝锻件和钢锻件应按照HB5204和HB5024或其他的有效专用规范进行设计和生严。钛合金锻件应符合专用规范。生产锻件的铸锭或坏料的化学成份应与所指定材料的专用规范相符合。锻件的坏料在锻造加工期间应能加工成晶粒大小基本均匀的可锻金相组织。坏料的尺寸应能使锻件在压制成最整寸后内部的晶粒形成基本均匀的流线。所采用的锻造工艺应能使锻件内部形成一定的晶粒流线谱，使得高应力区的晶粒流线方向基本上与主应力方向平行，并保证流线谱没有凹陷和明显的流线折叠。在设计承受简单载荷型式的零件的锻件时，锻件的分模线应位于低应力区。承受复杂载荷型式的高应力零件的锻件应设计和锻造成没有锻造飞边。在确定锻造工艺后，必须对第个未经处理的锻件作切片和腐蚀，以测定晶粒流线的组成状况。锻造工艺上的任何一项重要变更，均应重复上述切片工序。由应力腐蚀敏感的合金材料锻造的结构锻件，在最终机械加工后横珂晶粒暴露在外的所有表面，必须喷丸强化或者用其它合适的方法使其处子受状态，低直径小于2范孔除外。锻件设计应包括：每种锻造形状的锻件图，给定锻件外形、尺寸和公差；最终载期.外形·主应力方向，要求的晶粒流线谱：如果充许有锻造飞边，则应附有分模线位置：按照晶粒大小变化的充许范围来反映锻件加工的均度，试生产性锻造工艺的锻件试样的切片位置，供机械性能试验用的试样位置。4.2.3·铝
对于铝合金材料，应选用抗应力腐蚀的热处理或抗应力腐蚀的合金，对于铝合金零件其应力腐蚀敏感区域的表面应采用喷丸或其它使表面处于受压状态的措施。4.2.3.1铝锻件应力腐蚀评价
除了上述要求外，应从每种结构的首次生产批中选取件处于最终机械加工状态，且没有经过补充处理的锻件，在室温下用交替浸润法作浸润试验，作漫润用的3.5%氯化钠溶液应符合专用规范的纯度和pH值。交替浸润周期为浸润10分钟，溶液外放置50分钟，试验期为30天，以验证其抗应力腐蚀断裂的能力。在每一次漫润前样品应是干燥的。还应连续进行90天的交替浸润试验以供参考。
4.2.4疲劳因素
为了防止零件提前破坏，除紧固件外，在设计、制造（包括考虑脱碳层和某些金属镀层破坏性影啊）、装配和安装所有关键零件时，应使持续的或残余的拉应力和应为集中减至最小。只要可行，就必须避免像冷校正、冷成形和配合不当的装配等各种会产生持续或残余表面拉应力的操作。在这样的操作不可避免的情况下，必须采用诸如消除应力的热处理（除铅合金外）、最佳晶粒流线、喷丸或类似减小疲劳破坏提前的表面补充加工。4.2.5表面粗糙度
从疲劳分析被认为是关键的零件，其精加工后的表面粗糙度应不大于GB1031规定的4
HB6176-88
Ra1.6um或进行表面喷丸（喷丸前的表面粗糙度值不大于Ra3.2μm）。除已切去飞边的表面外，铝模锻件非机加表面的触觉和目视必须相当于Ra4.Oμm。目视和触觉的比较样块为-个标准机加铝板，该铝板的加工标定为Ra1.0um（按表面光度仪），然后将其放入温度为82士5C、浓度为10%（按重量）的苛性槽液中腐蚀，用冷水冲洗后，再浸入硝酸溶液中，并再用热水冲洗（对标难样块采用苛性腐蚀是为了模拟铝模锻件在锻造和热处理后，为检验和装运作推备所进行的常规清洗工序）。允许有如刮痕、凹痕和磨削痕迹等较小的表面不迁续，但受影响的锻造表面不得大于20%。这样的不连续必须与邻近的表面融放一体，不应留有锐边或凹口，而凹痕的底部应清晰可见。
4.2.6应力腐蚀因素
为了防止由于应力腐蚀开裂和氢脆引起零件的提前破坏：高强度铝合金、沉淀硬化钢和热处理到拉伸强度大于1500MPa的合金钢零件，必须设计、制造、装配和安装得使持续或残余拉伸应力和应力集中减至最小。凡可行时，应避免使用压配合或热压（冷缩）配合、锥形销、电于螺栓的拧紧使双耳承受弯曲载荷的U形接头、以及在这些材料中产生持续或残余表面拉应力的校正或装配的操作。在无法避免使用这些方法的情况下，则采用保护性处理，如消除应力的热处理（除铝合金外）、最佳的晶粒流线、“湿安装”（涂有防护材料）插入件和销、喷丸或类似的能使应力腐蚀开裂或氢脆破坏的危险减至最小的表面加工方法。4.2.7防护处理
在盐雾空气中或在服役使用期中可能出现的其它大气条件下，必须防护会受到腐蚀的起落架零件所用材料，以免受到腐饨。防护方法决不能妨碍性能要求。金属镀层和表面处理应符合HB5033和HB5034。面铝合金应按H13/Z5076进行阳极化，并按HB5055及有关专用规范进行检验。强度等于或大于1500MPa的钢零件在低于230℃温度下工作时，其外表面应按专用规范采用真空沉积镀镉或镀钛。受磨损区域的铬层应符合HB/Z5072和HB5041的要求，要镀铬的表面应在电镀前喷丸。其它镀覆方法可适用于在大于.230的温度工作的零件。对于按HB5034的清理和表通准备要求，应给予特别注意。一般的有机表面涂层应分别符合专用规范。特殊的表面涂层材料和工艺应征得订货方同意。所有铝零件应按HB/Z5076阳极化，按HB5055及有关专用规范检验。所有钢零件按HB/Z5068镀镉，按HB5036检验，或按有关专用规范真空积镀。凡环境温度大干230C的使用场合，不得使用镀层。4.3图纸
承制方应递交4.3.1和41.3.2条中所述起落架图纸。所有起落架应符合采购时由承制方负责提供的图纸，或者以后批准的更改图纸。4.3.1试生产图纸
每一种新型或新规格的起落架试生产图纸或其更改，应在投入生产前提交订货方同意。图纸应以足够的详图，清楚地表示构造和工作特性、材料、估算重量、适用的设计规范、飞机的标志、近似的压缩比以及伸出状态、停机状态和全压缩状态下的油液平面，主要金属构件的抗拉强度。还应给出所用的特殊表面处理规范。4.3.1.1应提供相对于飞机的起落架初步布置示意图，示出下列各项内容：a，在停机、全压缩和全伸出状态时，主轮和辅助轮的位置。5
HB6176-88
b．对于后三点飞机，在三点和水平着陆姿态下，缓冲器相对地平线的角度关系。对于前三点飞机，在三点和机尾最大下沉着陆姿态下，缓冲器相对地平线的角度关c.
对于其他起落架构造型式，在正常着陆姿态下，缓冲器相对地平线的角度关系。d.
最后和最前的重心位置及其相应的总重量。e.
停机状态时，在着陆总重量情况下的轮子反作用力。f.
4.3.1.2工具图纸
应提供组装和分解起落架所需的各种专用工具的试生产图纸及说明用法的草图。4.3.2定型图纸
承制方应在交付首件生产型产品的同时或之前，提交给订货方符合GB4457、GB4458、GB4459、GB4460及GB131要求的定型生产图纸，并请求批准。4.3.2.1生产图纸除在4.3.1和4.3.1.1条中列出的资料外，还应列出最终的重量、压缩比、伸出位置时的空气压力、供参考的性能和强度数据。4.3.2.2.工具图纸
定型的工具图纸应适于制造用来分解和维护起落架所必需的所有专用工具，还应提供说明用法的照片或草图。
4.3.3报告
如果在图中未能清楚地表示出下列设计数据时，则应和试生产图纸一起提交一份包括下列设计数据的报告。这些数据应适用于正常的和超载的着陆重量和起飞重量，以及地面操作总重量和它们相应的设计重心位置。&，轮胎尺寸和在每一临界设计情况及其相应设计重量下，使轮胎适当压缩的充气压力。b。飞机设计垂直下沉速度和相应的试验载荷，舰载飞机在无飞行约束时的前轮下沉速度。
c．在最不利的飞机重心位置时，起落架在全伸出、全压缩及停机位置的气体容积和停机压力，以及最大起飞重量下的停机压力。d。·着陆情况和所有附加强度要求所施加的初始载荷。4.4设计
起落架的油气式缓冲器的设计，应利用油液通过限油孔，吸收撞击能量，气体作为弹性介质，使下部活动部份在缓冲器压缩后能恢复到它们的规定伸出位置。4.4.1可互换的构件
起落架可互换的单个零件和组件应用初始设计所用的一图号标出。4.4.2效率
按下列公式用落震试验所得到的数据确定的效率，对于可变限油孔的缓冲器应不小于75%，对于不变限油孔的缓冲器可低到60%。效率= ×100%
式中：A--一缓冲器在其行程内所吸收的能量，该能量为起落架载荷与起落架行程的关6
系曲线下的面积积分。
HB617688
L-一一行程中得到的最大载荷。4错—一试验中得到的最大行程。4.4.3载荷系数
除非在合同或定货单中另有规定，落震试验应按照.GJB67.9的要求进行。试验所得到的载荷系数应不大于采用该起落架的飞机所规定的值。4.4.4液压油
缓冲器工作油液可选用符合SY1181的YH一10，或随飞机液压系统用油来选择，必须注意与设计温度范围和密封件材料相适应。4.4.5限油孔
使用限油针时，限油孔的入口边缘应很好地磨圆，使得油流的通道是光滑的，并且没有突变。当使用没有限油针的限油孔时，可以使用带锐边的限油孔，其边缘应清洁、光滑，没有倒角或圆角。无论采用那种型式，在限油孔附近不得有妨碍油液自由流过限油孔的障碍物。制造限油孔的材料应有足够的表面硬度，使影响限油作用的磨损减至最小。4.4.6限油针
必须牢固地安装限针，并加以可靠的保险和密封。限油针的轴线必须与起落架外简的轴线平行，并与限油孔同心。在所有设计状态下，在整个行程的始终，限油针和限油孔之间不应出现有害的接触。在预期限油针和限油孔会接触的情况时，必须按照在起落架预期使用寿命期中，使蘑损最小和获得不变的限油特性的要求来选择限油针和限油孔的材料。4.4.7密封接缝
维修拆卸所需要的任何接缝，不得使用熔接材料或粘接材料来密封。4.4.8充气管路连接件
充气管路连接件的安装应符合专用规范的要求。充气活门可选用QXF一32。若使用橡胶密封元件，应符合HB4-56和HB457，4.4.9充填规定
充油嘴和充气嘴应设置在易于接近的位置，以便维修。为了便于使用充填装置，必须留有足够的空间。应按铭牌上的说明充填，不允许油液面超过某一·值，超过该值会导致在压缩状态下气体容积减少到低于4.3.3（）条的规定值。活塞在外简中所形成的内部通道和空间，必须开有是够的通气孔，以便在整个充填期间消除气穴。应充许在不使用专用工具（充填设备除外)和飞机干斤顶的情况下充填缓冲器。用于充填所需时间应减至最少。4.4.10排放规定
在不影响最佳设计状态的条件下，应能在起落架分解或从飞机上拆除活塞前，排放大部份油液。为了使油液能在起落架放下状态排出，采用下部排油嘴是可取的。如果放下状态不能排油，则可在起落架收起位置时完成排放。4.4.11.全伸出位置的油面
在缓冲器全伸出情况下，限油孔上面的油量应足以避免由于泡沫油或泄漏引起的不满意的缓冲特性。这个要求应在5分钟间隔时间内通过接连两次落震试验来验证，落试验应符7
HB6176--88
合GJB67.9的规定。应在放掉相当12.5mm油行程的油量后，重复.上述试验。如果在限油孔上面的正常油面高至少为活塞直径的1.25%或为125mm（两者中取小者），则可免去上述的验证。
4.4.12接头
起落架安装接头的设计必须与安装该起落架的飞机相适应。凡是有相对运动的配合零件，在配合处必须装有衬套（关节轴承和持久润滑轴承除外），并装有符合HB4一70、HB4.7和HB4一72的注油嘴（持久润滑轴承除外）。4.4.13中立机构
中立机构在前起落架缓冲器全伸出时，应保证机轮在离地后处于预期的设计中立位置。在前起落架承受停机载荷时，中立机构保证脱离，不得妨碍前机轮的转弯偏转。4.5密封装量
4.5.1起落架必须配置防止油液泄漏和保持起落架内正常气体压力的密封圈。密封圈不得承受延伸载荷。
4.5.2除非另有规定，为了在指定的设计温度范围内和在相适应的油液中工作，密封圈必须符合专用规范的要求。
4.5.3密封装置螺母的锁紧装置必须提供不超过45的调节量。4.5.4除非另有规定，“0\型密封装置的设计与安装应符合HB1-56、HB4-57、HB4-58的要求。HB/Z4应作为密封装置的设计和计算的指导性文件。可以采用其他经过充分验证的、更好的密封结构。应在不分解起落架的情况下，给所有活动的密封提供充分的润滑。4.5.5所有起落架必须装有符合专用规范的刮油防尘装置，如刮油圈或毡圈。4.6封底螺母
封底螺母应根据不同型式具有符合表1和图2或图3的扳手槽。表1扳手槽
直径D
50~100
00~125
125～180
180~330
槽·宽
槽长Lm
要求4个槽
最小为
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图2外螺纹封底螺母1型
4.了活塞杆的裹面粗糙度
活塞杆滑动穿过密封和支撑的那部分应加以研磨、镀硬铬，并应符合GB1031R。二0.125~~0.400μm的表面粗糙度。铬镀层应符合HB/Z5072和HB5041的要求。铬镀层的最小厚度，对于陆基飞机应为0.025mm，对舰载飞机应为0.090mm。对于水陆两用飞机，镀层应预镀符合HB/Z5071和HB5038要求的镍层，镀层的厚度为0.025+6.00zmm，再镀最小厚度为0.100mm的铬层。所有镀层应没有凹坑、气泡或其他有害的表面缺陷。4.8拉伸使用载荷
当起落架活塞杆伸出时，活塞螺母与活塞杆的连接件以及在起落架中传递载荷的所有其他连接件，必须能承受至少20倍下部活动部份质量的拉伸使用载荷。舰载飞机起落架活塞杆突然伸出拉伸使用载荷为气体压力载荷的3倍，与前者比较取较大者。9
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