民航专业文献 客机起落架系统

三客机起落架系统

1.功用：

起落架用于在地面停放及滑行时支撑飞机，使飞机在地面上灵活运动，并吸收飞机运动时产生的撞击载荷。以B737-300飞机为例。

B737-300飞机起落架为前三点式，采用油气式减震支柱进行减震。可利用液压进行起落架正常收放。也可以人工应急放下起落架。减震支柱的压缩可用于空地感应控制。在地面滑行时，可利用前轮进行转弯。刹车组件装在主起落架机轮内，防滞系统用于提高刹车效率。

1.1系统操纵和指示：

起落架收放和位臵指示：在P2板上有1个起落架收放手柄，可控制起落架液压收放。

当手柄在“UP”位，所有起落架收上。当手柄在“DN”位，起落架放下。手柄在“OFF”

位，是正常的巡航方式，所有起落架收放作动筒释压。有一个手柄电磁锁，用于限制在地面选择“UP”位。在手柄上方共有六个指示灯，可提供起落架位臵指示和警告。绿灯亮表示起落架放下锁好。红灯亮表示起落架处于运动过程中或收放手柄与起落架位臵不一致。灯都不亮，表示起落架收上锁好。3个红色人工应急放下手柄位于驾驶舱地板下，位于副驾驶座椅后部，用于液压A系统故障时人工放下起落架。应急放起落架时，起落架手柄应放在“OFF”位。

1.2前轮转弯：当飞机在地面运动时，前轮转弯系统可提供方向控制。转弯手轮位于机长座

椅旁边的侧壁上，可提供左右78°的最大转弯角度。飞机在地面时，通过方向舵脚蹬也可操纵前轮左右偏转7°。在P1板上有1个备用前轮转弯电门，提供备用压力（B 系统）进行前轮转弯操纵。

1.3正常刹车：驾驶员通过刹车脚蹬可以进行人工正常刹车。

1.4自动刹车：通过P2板上的自动刹车选择电门可以在飞机着陆前选用自动刹车，飞机接

地后，自动施加刹车压力。自动刹车解除指示灯（琥珀色）在选择电门的上方。

1.5防滞刹车：防滞刹车控制电门在P2板上，在电门上方有1个防滞不工作警告灯（琥珀

色）

1.6停留刹车：停留刹车的操纵手柄和工作指示灯（红色）在中央操纵台上。

2.主起落架及其舱门

2.1功用：主起落架的作用是支撑机身后部。当起落架收起后，舱门关闭，可以减小阻力。

采用油气式减震支柱来吸收、消耗着陆和滑行时的撞击能量，并消除滑行过程中所出现的震动。减摆器可以吸收摆动能量，消除机轮摆振。主起落架还将刹车力传送到飞机结构上。

2.2主起落架安装

结构：主起落架结构包括减震支柱、阻力杆、侧撑杆、耳轴连杆、反作用连杆、防扭臂、轮轴和机轮。

保险接头：每个主起落架有1个保险螺拴和2个保险紧固件。保险螺拴位于上阻力杆的上端，在承受过大载荷时会被剪断，从而减轻对主结构的破坏。阻力杆上部接头处的保险销被涂成黄色，以防止与阻力杆下部紧固件互换。2个保险紧固件用来固定耳轴连杆的2个球形轴承，避免起落架在收放过程中出现卡阻。

维护：起落架上有许多润滑加注口。当润滑油压力超过2500 PSI时，可能会导致加注口错位。加油枪的压力最大应限制在2500PSI。向主起落架转动轴承注油时，压力不能超过400 PSI。

2.3主起落架减震支柱组件

结构：起落架减震支柱是起落架的主要支承件。包括外筒、内筒、节流孔支撑管、缓冲活门和计量油针。另外上部和下部支承提供滑动表面。一个密封组件（包括O型密封圈和T型密封圈）可提供内外筒之间的静、动密封。外筒后轴承联接外筒到后支撑梁，前轴承联接耳轴连杆到后翼梁。前后轴承提供主起落架收放转轴。内筒上有轮轴、刹车凸缘(法兰盘)、计量销和放油管。可更换的衬套装于轮轴上提供安装机轮轴承和保护轮轴。刹车凸缘用于安装刹车组件。

主起落架减震支柱工作原理：减震支柱内外筒之间有液压油，还充有高压氮气或干燥空气。当减震支柱压缩时，气体受到压缩，吸收能量，起到缓冲减震作用。同时节流孔下面的容积减小油液必须通过节流孔向上流动。当减震支柱伸长时，气体膨胀，节流孔上面的油液又要通过节流孔向下流动。油液高速流过节流孔时，产生大量的热，起到消耗能量的作用。

计量油针：计量油针是锥形的。当减震支柱压缩时，油针向上运动，使得节流孔面积逐渐减小，油液的流量逐渐减小，减震支柱压缩速度逐渐减慢，可以防止内外筒之间发生刚性撞击。

缓冲活门：缓冲活门位于上支承结构内，其运动部件是一个外圈有槽的青铜环，在环上有3个小孔。当减震支柱伸缩时，上下支承间的容积也发生变化，油液要经过青铜

环流动。当减震支柱压缩时，上下支承间的容积增大，油液要经过青铜环向下流动。

此时，油液可以经过3个小孔，也可以经过外圈的槽，流动不受限制。当减震支柱伸长时，上下支承间的容积减小，油液要经过青铜环向上流动。此时，环被压紧到上支承上，外圈的槽被堵上，油液只能通过3个小孔流动，这就限制了减震支柱的伸长速度，可以防止飞机接地之后出现反跳。

主起落架减震支柱密封：一个密封组件位于下支承与隔块之间。密封组件上的T型密封圈在两个支撑环支撑下，与内筒接触，O型密封圈在两个支撑环支撑下与外筒接触。

提供内外筒之间的油气密封。备用密封圈装于下支承的环槽内。备用密封圈的存在，使得可以在不必分解整个减震支柱的情况下更换密封圈。当最后的备用O型密封圈和T型密封圈用坏后，必须分解减震支柱，以便更换每个密封圈。

2.4主起落架阻力杆

功用：主起落架阻力杆的作用是沿前后方向支撑起落架减震支柱。

组成：阻力杆包括上部阻力杆和下部阻力杆。上部阻力杆与耳轴连杆相联；下部阻力杆联接到外筒上的上扭力臂的凸耳上。一个保险销位于上部阻力杆上端，起落架受到猛烈撞击时，保险销先被剪断，可以减小对机翼结构的破坏。

2.5主起落架耳轴连杆

功用：耳轴连杆提供主起落架减震支柱的前部铰支点。主起落架减震支柱的载荷从阻力杆通过耳轴连杆传到飞机结构上。

组成：耳轴连杆后端和减震支柱铰接，前端铰支在机翼后梁上，可在球形轴承里转动。

2.6主起落架侧撑杆

功用：主起落架侧撑杆沿左右方向支持减震支柱。

组成：侧撑杆包括上部侧撑杆和下部侧撑杆，中间铰接在一起。上部侧撑杆上端和反作用连杆上的凸耳铰接，下部侧撑杆下端和减震支柱上的万向接头铰接。放下锁连杆两端分别与反作用连杆和侧撑杆中部铰接点铰接。当收进起落架时，侧撑杆折叠。

2.7万向接头：万向接头提供侧撑杆下端、舱门操纵杆与减震支柱外筒的联接。它通过一个

T型螺栓安装于外筒前侧。其上还有收上锁的锁扣。当主起落架收放时，万向接头为舱门摇臂和下部侧撑杆的转动提供转动支点。

2.8主起落架反作用连杆

功用：反作用连杆把侧撑杆承受的大部分侧向载荷传递到减震支柱的上部。

组成：反作用连杆的外端通过一个万向接头联接到耳轴连杆上，内侧连到主起落架收上

锁支架结构上。2个起落架锁作动筒和弹簧装在反作用连杆上。内侧作动筒操纵收上锁机构。外侧作动筒操纵放下锁机构。

收上锁机构：收上锁机构包括收上锁作动筒、收上锁钩、锁连杆、收上锁滚轮、弹簧等。

弹簧用于在无液压力作用时，保持锁钩和锁连杆在一个固定位臵。

放下锁机构：放下锁机构包括放下锁连杆、放下锁作动筒，弹簧等。放下锁弹簧可以在没有液压力时，施加作用力保持起落架在放下锁好位臵。当地面锁销插上时，锁连杆不能折叠，可防止地面收起落架。

2.9主起落架防扭臂

功用：防止减震支柱的内筒和外筒出现相对转动。

组成：分为上防扭臂和下防扭臂。上防扭臂上端和减震支柱外筒铰接，下防扭臂下端和减震支柱内筒铰接，上、下防扭臂也铰接在一起。3个铰链轴平行，且和减震支柱垂直，使得减震支柱的内筒和外筒能够伸缩运动，却不能相对转动。在上、下防扭臂铰接的铰链里有一个减摆器。

减摆器功用：在飞机滑跑时，消除主轮摆振。

减摆器组成：减摆器由上防扭臂内的缸筒和与下防扭臂固定的活塞组成，活塞上有节流小孔。另外，还有帮助减摆器工作的补偿器、单向活门和释压活门。

减摆器工作：当机轮出现摆振时，活塞在缸筒里运动，迫使液压油高速流过节流小孔，可以消耗摆振能量，消除摆振。缸筒里的油液消耗，由起落架收放系统回油来补充，补偿器保证缸筒里始终充满油液。75 PSI释压活门限制补偿器最大压力为75 PSI。

另外有一个3000PSI的热释压活门，用于防止液压油热膨胀超压。有三个放气口，用于从减摆器中排气。

2.10主起落架舱门

组成：包括外舱门、中舱门和内舱门。外舱门铰接在机翼上，通过一个连杆联接到耳轴连杆的下侧。中舱门通过卡箍固定在减震支柱和阻力杆上。内舱门铰接在中舱门下端，一个连杆将舱门连接到减震支柱的万向接头上。

运动：没有液压力操纵舱门。舱门运动是通过耳轴连杆转动和万向接头转动来打开和关闭的。

2.11主起落架减震支柱灌充：减震支柱使用MIL-H-5606液压油和干燥的压缩空气或氮气。

一个单向活门组件位于减震支柱底部，用来灌充或排防减震支柱内的油液。一个空气活门位于减震支柱的顶部，用来对减震支柱充气或放气。

注意：不要拆下空气活门体，内部压力会使活门体飞出，会打坏结构或伤人。

减震支柱灌充曲线：灌充曲线位于主起落架舱侧壁板后部。减震支柱灌充曲线反映的是支柱内部压力与减震支柱伸长量之间的关系。主起落架减震支柱灌充曲线有两个范围。“工作范围”用于飞机正常工作时检查，“勤务范围”用于灌充时的检查。例如：当进行航线检查时，安装一个压力表到空气活门上，读出压力为600 PSI；然后检查减震支柱伸出尺寸在5到7英寸之间，根据灌充曲线，是在“工作范围”内，所以不需灌充。如果检查发现减震支柱伸出尺寸在“工作范围”之外，则必须进行灌充，使其达到“勤务范围”。

灌充程序：

A、减震支柱上安装压力表。

B、读出正确的减震支柱伸出尺寸。

C、充压或排气以获得正确的减震支柱伸出长度。

3.前起落架和舱门

3.1功用：安装在驾驶舱后隔框上，提供机身前部的支持。

3.2前起落架包括阻力杆、减震支柱、防扭臂、前起落架液压收放作动筒和液压锁作动筒。

前起落架正常情况下是使用液压作动收放(向前收起)的。当起落架收进时，阻力杆折迭。

当操纵转弯时，减震支柱内筒可在外筒内转动。当起落架收上时，前起落架舱门机械作动关闭；当前起落架放下时，前起落架舱门机械作动打开。

3.3前起落架减震支柱

外部结构：减震支柱包括内筒和外筒。外筒的上部是Y形耳轴连杆，伸到轮舱的侧壁。

轴销将起落架连接到飞机结构上。Y型臂和轴销提供横侧稳定。在起落架收放过程中，起落架以轴销为转轴转动。一个拖车挂钩和插销用于安装前起落架拖把。防扭臂上端与转弯衬套联接，下端与减震支柱内筒相联，转弯作动筒可将转弯动作传递给转弯衬套，再由防扭臂传到减震支柱内筒，驱动前轮偏转。

内部结构：包括内筒、外筒、计量油针、上部和下部节流孔组件、上部和下部定中凸轮组件、上和下支承组件。上和下支承组件提供内、外筒滑动表面且保持减震支柱内外筒之间同心。定中凸轮位于减震支柱内筒和外筒上。当减震支柱伸出时，下部定中凸轮与上部定中凸轮配合，把前轮固定在中立位。

减震支柱工作：工作原理和主起落架减震支柱相同。当减震支柱被压缩时，计量油针上移，节流孔开度逐渐减小，限制了压缩后期飞机的下沉速度，防止出现刚性撞击。

在上部定中凸轮的环槽内有一个活塞环，活塞环上有两个小孔。当减震支柱压缩时，活塞环下移，离开上部定中凸轮的凸缘，油液绕过活塞环自由流动。当减震支柱伸出时，活塞环上移，靠在定中凸轮的凸缘，油液只能通过活塞环上的两个节流孔流动，这就限制了减震支柱的伸长速度，防止飞机接地后出现反跳。

3.4前起落架阻力杆

功用：承受前后方向的作用力，把前起落架保持在收上、放下位臵。

结构：由上阻力杆和下阻力杆组成。上阻力杆呈Y形，可绕转动轴转动，转动轴和飞机结构联接。上阻力杆下部有和收放作动筒连接的球形轴承。下阻力杆上部和上阻力杆铰接，锁连杆也铰接在此处。

3.5前起落架舱门

结构：前起落架舱门是两个蛤壳门式舱门，当起落架收起时，起整流作用。舱门是复合材料蜂窝夹层结构，铰接在轮舱侧壁上。

工作：前起落架舱门通过连杆、摇臂和减震支柱转轴上的凸耳连接，由减震支柱带动开关。运动特点是：在前起落架收上最后阶段，舱门迅速关上；在前起落架放下开始阶段，舱门迅速打开。

3.6前起落架维护：和主起落架类似。

主要区别：日常检查和灌充维护时，都使用同一个充气曲线范围。

4.起落架收放

4.1起落架收放系统控制起落架的收放运动。起落架正常收放是由A液压系统供压，由起落

架选择手柄控制。应急收起落架时，可使用B系统的压力。应急放起落架装臵可在没有液压的情况下，靠重力放下起落架。起落架液压收放系统包括起落架控制手柄、钢索鼓轮组件、操纵钢索和扇形轮组件、选择活门、手柄电磁锁等。应急放起落架系统包括三个T型手柄、钢索和应急开锁机构。

4.22 起落架控制手柄组件

功用：起落架控制手柄可将驾驶员的操纵动作通过钢索传递到选择活门，使用液压收放起落架。

位臵：控制手柄位于中央仪表板（P2板）的右侧。

工作：此手柄有三个位臵（UP、OFF、DN）。移动手柄时，需将手柄拔出。手柄电磁锁用于防止飞机在地面时将手柄移动到“UP”位，以防止地面意外收起落架。锁电磁线圈由继电器控制，当飞机在空中时，继电器通电；当飞机在地面时，继电器断电。

当继电器断电时，锁销伸出，上锁，可阻止起落架手柄板到“UP”位。

4.3起落架收放选择活门

位臵：位于主轮舱顶板。

工作：当控制手柄在“DOWN”位时，控制钢索和扇形轮移动使选择活门柱塞伸出，放下管路通压力油，收上管路通回油。当控制手柄在“UP”位时，控制钢索和扇形轮移动使选择活门柱塞缩入，收上管路通压力油，放下管路通回油。当控制手柄在“OFF”

位时，选择活门柱塞处于中立位，压力口被堵住，收上和放下管路都通回油。

4.4主起落架收放作动筒组件

功用：将液压能转换成收放起落架的机械作用力。

位臵：作动筒位于大翼内、减震支柱外侧。

安装：作动筒的缸筒一端与梁吊架和游动梁铰接，活塞杆端铰接于减震支柱的凸耳上。

液压油通过两条柔性软管供往动作筒。作动筒上的两个液压接头采用不同尺寸，以防止装错。

工作：当作动筒收上端加压时，在作动筒和游动梁反向力作用下使起落架转动，起落架向内收进轮舱。当作动筒放下端加压时，起落架放下。

作动筒缓冲器：主起落架作动筒内有缓冲器。其功用是，当活塞接近行程的末端时减慢运动速度。

游动梁：游动梁的内端连接于减震支柱的凸耳上。游动梁的外侧端连接于作动筒的头部和吊架上。吊架铰接在飞机结构(在起落架支撑梁和大翼后梁之间)上。游动梁与主起落架作动筒配合工作，既增大了收放起落架的作用力，又减小了通过梁吊架传递给飞机结构的力。

4.5主起落架锁机构

功用：主起落架锁机构可将主起落架锁定在放下位臵或收上位臵。

收上锁：锁机构包括锁钩、收上锁作动筒、锁弹簧，锁连杆等。收上锁作动筒伸出时，使收上锁钩倾斜，不能钩住锁扣，开锁；当收上锁作动筒缩入时，安装于万向接头上的锁扣滚轮进入锁钩，锁钩可以钩住锁扣，上锁。收上锁作动筒无液压时，锁弹簧保持收上锁机构在上锁位臵。

放下锁：放下锁机构是过中心锁。包括放下锁作动筒、锁弹簧、锁连杆等。起落架在放下位臵时，放下锁作动筒缩入，锁连杆处于过中心位臵，侧撑杆不能折叠，防止起落架收起。飞机离地后，若放下锁作动筒伸出，将使锁连杆转动，绕过中心位，侧

撑杆开始折叠。放下锁作动筒无液压时，锁弹簧保持锁连杆在过中心（上锁）位臵。

4.6主起落架液压组件

功用：保证协调、平稳、同步地收放起落架。

位臵：液压组件位于机翼后梁、起落架上方。

工作：在主起落架收上管路上有两个反向串联的单向限流器，用于限制进入或离开主起落架作动筒收上口的液压流动，限制作动筒的运动速度。在两个锁作动筒的开锁管路上都有一个单向限流器，在收上起落架、开放下锁时，不限流。在放下起落架、开放下锁时，也不限流。使得起落架在收放运动开始时，开锁动作迅速。一个优先活门和开锁管路上的单向限流器并联。当锁作动筒缩入，回油受限，压力超过3500 PSI时，优先活门打开释压。

4.7传压筒

功用：在起落架收放初期，使收放作动筒延时，让锁作动筒有足够的时间去开锁。

位臵：在液压组件上方。

工作：传压筒和收放作动筒并联。当起落架放出时，收上管路的油液由流动限制活门限流，活塞从放下管路侧向收上管路侧运动。所以传压筒将放下管路压力传递到收上管路。传压筒活塞的面积比收放作动筒活塞的面积大，则导致起落架收放作动筒短时在收上方向增压，使起落架有一个短时的收上动作，这样有利于收上锁开锁。同时到达收上锁作动筒的油液未受到限制，实现先开锁。当转换动作筒活塞运动到极限位臵时，起落架收放作动筒收上管路压力降低，起落架开始放出。

4.8前起落架收放作动筒组件

位臵：前起落架收放作动筒的头部连接于轮舱顶板的支架上，活塞杆端和上阻力杆铰接。

工作：当活塞杆伸出时，收前起落架；当活塞杆缩入时，放前起落架。作动筒带有缓冲活门，当接近行程极限时使作动筒减速。当活塞杆刚开始伸出时，缓冲活门关闭，限制油液流动，使收起动作缓慢。当活塞杆伸出0.65英寸后，缓冲活门打开，油液流动不受限制，起落架快速收起。当活塞杆距完全伸出还有1.0英寸时，缓冲活门开始关闭，起落架收上速度减慢。放前起落架时，工作情形相反。

4.9前起落架锁机构

功用：将前起落架锁定在收上和放下位臵。

位臵：锁连杆一端和阻力杆中部铰链连接，另一端和位于前起落架舱后隔框前面的支架铰接。

组成：是一个过中心锁。机构包括锁作动筒、锁连杆、锁弹簧等。

工作：当前起落架收上(或放下)时，锁连杆处于过中心锁定位臵。锁作动筒可作动锁连杆，使之离开过中心位臵而开锁。锁连杆上有地面锁销插孔，当插入地面锁销时，锁连杆不能折叠，以防止地面误收起落架。当收上前起落架时，液压力通到锁作动筒，使活塞杆缩入，锁连杆开锁、折叠，阻力杆在收放作动筒驱动下折迭，前起落架开始收上。同时，使锁连杆从水平位臵向垂直位臵运动，锁作动筒在运动后期会被强迫伸长。进入垂直位臵后，锁作动筒活塞杆再次缩入，拉动锁连杆进入过中心位臵，将前起落架锁定在收上位。当放下前起落架时，液压力通到锁作动筒，使活塞杆伸出，锁连杆开锁、折叠，起落架作动筒缩入，带动前起落架放下。同时，锁连杆从垂直位臵向水平位臵运动。锁作动筒在运动后期会被强迫缩入。进入水平位臵后，锁作动筒活塞杆再次伸长，推动锁连杆到过中心位臵，将前起落架锁在放下位臵。当作动筒没有液压力时，锁弹簧可保持锁连杆在过中心位臵。

4.10起落架转换活门

功用：当用2号发动机单发起飞时，转换活门引导B系统压力来收上起落架。在地面时，如果选定，转换活门也可以引导B系统压力到前轮转弯系统。

位臵：转换活门位于主起落架舱的龙骨梁的前端。

组成：转换活门包括电磁控制活门和分油活门。壳体上有六个通油接头，分别接A/B液压系统的压力油路和回油路以及起落架收放系统的压力油路和回油路。

自动转换：当下列条件同时满足时，电磁线圈通电，活门自动转换，以便备用收起起落架：

a.起落架控制手柄不在“DN”位；

b.至少一个主起落架未收上锁好；

c.1号发动机N2转速低于56% ；

d.飞机在“空中”。

人工转换：当飞机在“地面”时，若B系统压力正常，将P1板上的备用前轮转弯电门S941扳到“ALT”位，则转换活门电磁线圈通电，使B系统压力进入起落架放下管路，可驱动前轮转弯。

监控：在起落架逻辑架E11上有一个故障球，当故障球从正常的黑色变为白色时，表示转换活门移动到B系统位臵。此指示将一直保持，直到按压故障球复位。

地面检查：在E11上故障球右边，有两个测试电门，可测试两个电磁线圈的工作。当A

系统关断、B系统增压时，按压测试电门，如果故障球转换，说明转换活门工作正常。

4.11起落架旁通活门

功用：当自动缝翼工作和转换活门处于转换位臵时或自动缝翼工作且PTU控制活门打开时，起落架旁通活门关闭，限制流向起落架收放系统的液压流量。

位臵：活门和流量限制器位于左起落架舱顶板。

工作：活门是电机控制的双位臵活门，与流量限制器并联。旁通活门在正常情况下打开，使油液自由流向起落架选择活门。当自动缝翼工作且转换活门转换到B系统供压时，旁通活门关闭，起落架收放系统液压流量被流量限制器限制在5 GPM。当PTU控制活门打开且自动缝翼工作时，旁通活门也关闭。

4.12起落架正常收放

收上起落架：当起落架控制手柄放到“UP”位，起落架选择活门将压力引到起落架收上管路。先开锁，后收起落架。当起落架到达收上位臵时，锁机构上锁，把起落架锁在收上位臵。在收上过程中，液压还通到两个备用刹车计量活门，在主轮进入轮舱前使机轮停转。前起落架舱顶板上有两块弹簧板，当前轮接触弹簧板时，产生摩擦，使前轮停转。

放下起落架：当起落架控制手柄放到“DN”位，起落架选择活门将压力引到起落架放下管路。先开锁，后放起落架。当起落架到达完全放下位臵时，锁机构上锁，把起落架锁在放下位臵。

巡航飞行：巡航飞行时，将起落架控制手柄放到“OFF”位，选择活门将压力口堵死，使放下管路和收上管路都通回油。锁弹簧保持收上锁处于锁定位臵。

4.13应急放起落架：三个应急放起落架手柄，位于驾驶舱地板下。手柄通过钢索连接到三个

起落架的收上锁。当用力拉动应急放起落架手柄时，将人工打开收上锁，起落架在重力和气动力作用下就可放下。当操纵应急放起落架手柄时，起落架控制手柄须放在OFF 位，防止应急放起落架时产生液锁。在人工放起落架时，起落架位臵和警告指示灯工作正常。

4.14起落架放下锁目视检查

目的：起落架放下锁目视检查窗可在飞行中目视检查起落架是否放下锁好。

检查窗位臵：主起落架放下锁目视检查窗位于客舱过道地板下(大约在翼上应急出口后的第三个窗户)。前起落架放下锁目视检查窗位于驾驶舱地板下。

红色目视标记：主起落架目视标记在下侧撑杆连接凸耳和放下锁的下部连杆连接凸耳上。

当红色条带对齐、成一直线时，说明主起落架放下锁好。前起落架目视标记在锁连杆铰接处。当红色箭头对正时，说明前起落架放下锁好。

5.空地感应

5.1功用：起落架空地感应系统提供飞机在空中或在地面的确切信号，去控制有关的电路工

作。

5.2空/地安全传感器：空地传感系统包括右主起落架的安全传感器和前起落架的安全传感

器。

主起落架安全传感器：主起落架空地接近传感器和作动器位于右轮舱外侧。主起落架安全传感器有2个，一个是空中安全传感器，一个地面安全传感器，都是接近传感器，感受金属作动器是否接近。金属的作动器通过连接于右主起落架上防扭臂的软套管钢索作动，此钢索也操纵地面扰流板旁通活门。飞机在空中时，减震支柱伸长，作动器接近空中安全传感器且远离地面安全传感器。飞机在地面时，减震支柱至少压缩5英寸，作动器接近地面安全传感器且远离空中传感器。

前起落架安全传感器：前起落架接近传感器安装在前起落架转弯衬套的右下方，作动器固定在上防扭臂上。飞机在空中时，减震支柱伸长，作动器接近传感器。飞机在地面时，减震支柱被压缩，作动器远离传感器。

5.3起落架逻辑架E11

功用：根据空/地安全传感器的输入信号，去控制有关的飞机电路。

位臵：在飞机下前舱。

组成：E11内包括了空/地感应的接近电门和用来控制各相关电路的空/地继电器，以及控制这些继电器的印刷电路板。还包括了起落架位臵指示和警告的电路。

测试：在E11架前面有3个传感器测试按钮，分别是“AIR”（主起落架空中安全传感器）、“GROUND”（主起落架地面安全传感器）和“NOSE”（前起落架安全传感器）。在测试按钮上方，有3个对应的红色指示灯，当对应安全传感器控制的空/地继电器处于“空中”状态时，对应的红灯亮。当飞机在地面时，若按压测试按钮，就旁通了安全传感器，使相关的空/地继电器处于“空中”状态，则对应的红灯应点亮。如果红灯不亮，说明对应的空/地感应电路有故障。

5.4空/地感应系统工作：空/地感应系统包括传感器、和接近电门组件。接近电门组件在

E11架内。电瓶汇流条的28伏直流电供到调压器，然后供到放大器并经振荡器供到电桥，安全传感器是电桥的一部分。当作动器接近/远离状态改变时，电桥的不平衡信号经解调器送到放大器，由驱动器产生高电位使晶体管电门打开/闭合，即控制外接电路的通断。晶体管电门可以是常开型的，也可以是常闭型的。

6.六、起落架位臵指示和警告

6.1功用：起落架位臵和警告系统指示起落架是否放下并锁好、是否收上并锁好，并对起落

架位臵与控制手柄位臵的不一致状况和着陆前起落架未能及时放下并锁好的状况提出警告。

6.2组成：主起落架收上锁好位臵传感器和放下锁好位臵传感器；前起落架放下位臵传感器

和锁好传感器；油门杆位臵电门（位于电子电气设备舱和操纵台）；P2板上起落架位臵指示灯（3个绿灯、3个红灯）；襟翼位臵电门（位于襟翼控制组件）；警告喇叭（位于中央操纵台前方，副驾驶仪表板下方）。

6.3工作

位臵指示灯：

A、红灯和绿灯都不亮，表示对应起落架收上锁好。

B、绿灯亮，表示对应起落架放下锁好。

C、红灯亮，指示对应起落架位臵不正确，有3种情况：

a.控制手柄不在“DN”位，对应起落架未收上锁好；

b.控制手柄在“DN”位，对应起落架未放下锁好；

c.任一油门杆在慢车位，对应起落架未放下锁好。

警告喇叭：

警告：当后缘襟翼未收上，且至少有一个起落架未放下锁好时，有任一油门杆收回到慢车，警告喇叭即发出连续发声警告。

取消警告：当后缘襟翼放出小于15单位时，按压喇叭复位电门（位于中央操纵台上，起动手柄的右上方），音响警告解除。当后缘襟翼放出在15单位时，如果只有一个油门杆收回到慢车，按压喇叭复位电门，音响警告解除；如果两个油门杆都收回到慢车，按压喇叭复位电门，不能解除音响警告。当后缘襟翼放出超过15单位时，按压喇叭复位电门，不能解除音响警告。

7.前轮转弯系统

7.1功用：飞机在地面滑行时，前轮转弯系统可以控制飞机的运动方向。

组成：前轮转弯系统由转弯手轮、操纵钢索、脚蹬转弯机构、转弯计量活门、转弯作动筒等附件组成。

工作：位于驾驶舱的转弯手轮被转动时，通过操纵钢索操纵转弯计量活门，活门控制液压进入转弯作动筒，驱动转弯衬套转动。转弯衬套通过防扭臂驱动前轮偏转，使飞机运动方向改变。前轮的最大偏转量为±78°。当飞机接地后，脚蹬转弯机构切入，把脚蹬机构和前轮转弯机构联系起来，当蹬脚蹬时，前轮也会偏转，最大偏转量为±7°。当飞机前轮离地10S后，脚蹬转弯机构切出。

7.2旋转作动器

功用：控制脚蹬转弯机构的切入和切出。

位臵：位于前轮舱左边机身里，脚蹬转弯机构后面。

工作：当前起落架减震支柱压缩后，前起落架地面感应接近电门闭合，空/地继电器R321通电，前轮转弯继电器R366通电，旋转作动器转动，使脚蹬转弯机构切入。当前起落架减震支柱伸长后，前起落架地面感应接近电门打开，空/地继电器R321断电，10S后，前轮转弯继电器R366断电，旋转作动器反向转动，使脚蹬转弯机构切出。

7.3前轮转弯计量活门

功用：前轮转弯计量活门控制来自起落架放下管路的压力进入转弯作动筒。

位臵：装在前起落架减震支柱前面的一个玻璃纤维盖子里。

工作：飞机在地面时，液压系统压力经过起落架转换活门和起落架选择活门后，进入起落架放下管路。放下管路的压力经释压活门、油滤到达转弯计量活门。当操纵转弯时，钢索驱动转弯计量活门摇臂，使活门柱塞运动偏离中立位臵，就接通了转弯作动筒的液压油路，液压经旋转活门后，进入前轮转弯作动筒，作动筒输出驱动前轮转弯。由于钢索是绕在转弯衬套上的，所以在前轮偏转的同时，也带动钢索，使计量活门柱塞向中立位臵移动。当前轮偏转角度和操纵量一致时，计量活门刚好回到中立位，切断作动筒的液压，前轮保持此偏转角。

缓冲补偿活门：压力油通过一个节流器可以到达缓冲补偿器，弹簧保持补偿器内压力在

70 PSI到130 PSI之间。当计量活门柱塞在中立位时，转弯作动筒的两条油路通过

负重叠量的计量活门和补偿器连通。当前轮出现摆振时，油液被迫流过计量活门的负重叠口，起到减摆作用。

释压活门：按压释压活门，就切断了到达计量活门的压力油路，使计量活门通回油，方便拖飞机。按压释压活门后，可以插入一根销子，使活门保持在释压状态。

旁通活门：在地面拖飞机转弯（活门已释压）时，转弯作动筒的任一条油路出现高压，都可以打开旁通活门，使作动筒的两条油路直接连通，消除作动筒液锁。当计量活门有压力时，旁通活门保持在关闭位。

旋转活门：计量活门输出的压力要经过旋转活门才能到达作动筒。旋转活门体随转弯衬套转动。当刚开始转弯时，旋转活门把计量压力引导到两个作动筒的不同腔，使得两个作动筒一个推、一个拉，共同驱动转弯衬套。当偏转到大约33°时，拉的作动筒运动到极限位臵，在另一个作动筒的推动下，使拉的作动筒超过死点位臵。在偏转量超过33°后，通往拉的作动筒的压力被转向活门切断，两个腔都通回油。从33°至78°的转弯就完全依靠推的作动筒。转弯手轮最大转动角度为±95°，可使前轮达到最大转弯角度为±78°。

备用转弯压力：飞机在地面滑行时，失去了A系统压力，如果B系统压力正常，可以通过将P1板上的“备用前轮转弯”电门扳到“ALT”位，使起落架转换活门转换，把B系统压力引导到起落架放下管路，用于前轮转弯。

维护：机械听诊器可用于检查液压内漏。拖飞机前，必须按下释压活门上的按钮，并插上锁销。拖飞机结束，应拔出锁销。如果A系统有压力，人员应远离前起落架。每边前起落架舱门外面有一条红线，指示的是最大的拖飞机转弯角度。

8.机轮和刹车系统

8.1功用：在起飞、着陆、地面滑行时，机轮用来支撑飞机，并使飞机可以灵活运动。刹车

系统用来止动飞机。

8.2机轮：每个起落架有2个机轮，都使用无内胎的轮胎。轮毂通过锥形滚棒轴承安装于减

震支柱内筒下部的轮轴上。在主起落架机轮的轮毂里面安装有刹车组件。

8.3刹车系统：主轮刹车正常工作由B系统供压，B系统有刹车蓄压器，可用于停留刹车或

当A和B系统无压力时向刹车系统供压。当B系统供压时，人工刹车使用正常刹车计量活门控制刹车压力。备用工作可由A系统供压。当A系统正常供压而B系统压力低于1500 PSI时，备用刹车选择活门自动选择A系统压力进行备用刹车，由备用刹车计量活门控制刹车压力。从备用刹车选择活门来的压力也通到蓄压器隔离活门，当压力高于1500 PSI时，将蓄压器隔离。自动刹车由P2板上的电门选择，使用B系统压力，进行内侧和外侧机轮刹车。在中央操纵台上有停留刹车手柄和停留刹车指示灯，可以进行停留刹车。为了提高刹车效率，除停留刹车外，其它所有刹车都受到防滞刹车系统的控制。

正常刹车和自动刹车由正常防滞活门调节刹车压力，备用刹车由备用防滞活门调节刹车

压力。

刹车计量活门操纵连杆：将刹车脚蹬的动作通过钢索传递到计量活门，并把机长刹车脚蹬和副驾驶刹车脚蹬连接起来。

刹车计量活门功用：根据刹车脚蹬的作用来控制进入刹车系统的压力。

刹车计量活门位臵：共有4个刹车计量活门，2个正常刹车计量活门和2个备用刹车计量活门。分成2组，每组包含1个正常刹车计量活门和1个备用刹车计量活门，备用刹车计量活门与正常刹车计量活门同步动作。位于轮舱后顶板上，稍离开中线，左右各1组。

刹车计量活门工作：踩下刹车脚蹬，使滑阀缩入，关闭回油管路，打开供油管路，使压力油通到刹车装臵，活门开度越大，刹车压力就越大。另外，通过滑阀内的一个通道，刹车压力还通到补偿腔。补偿腔的压力产生恢复力，力图使滑阀伸出，使活门开度减小。此恢复力在刹车脚蹬上产生感觉力，且随刹车压力的增大而增大，当感觉力和驾驶员操纵力相等时，活门开度保持不变，刹车压力恒定。松开刹车脚蹬时，在补偿腔压力和复位弹簧的作用下，使滑阀伸出，关闭压力油路，打开回油路。当回油路打开时，刹车管中压力下降，从而解除刹车。在正常刹车时，正常刹车计量活门的刹车压力还通到感觉放大器，可增大脚蹬上的感觉力。收上起落架时，收上管道的压力进入备用刹车计量活门，自动产生刹车压力，可以使主轮在进入轮舱前停转。

刹车储压器功用：刹车储压器储存能量用于刹车，可减缓系统压力脉动，保证油液及时供往刹车装臵。

刹车储压器位臵：位于右主轮舱后壁板的下面。

刹车储压器组成：是活塞式储压器，一端充气，一端充油。可装200立方英寸液压油，正常充气压力1000 PSI（25℃时），可充干燥的氮气或空气。灌充活门，压力表，压力传感器位于右起落架舱后壁下侧。在液压管路有两个单向活门，使B系统液压油可进入储压器，并防止倒流。有释压活门，当储压器压力达到3500 PSI时，释放液压油通回油。当B系统无压力时，储压器隔离活门当备用刹车系统供压时，关闭储压器。如果备用液压系统失压时，将打开隔离活门，允许储压器压力供往正常刹车计量活门。

刹车压力指示器：压力传感器信号可输送到刹车压力指示器。刹车压力指示器位于P3板左侧，实际指示的是B系统的压力或者是储压器的压力，只有在停留刹车时，才

指示刹车管路的压力。

维护：检查储压器空气压力时，需要释放液压。方法是：关闭液压系统，然后踩几下脚蹬。

液压保险功用：在刹车系统里有6个液压保险，分别位于正常防滞活门和备用防滞活门下游。当下游刹车管路泄漏时，自动关断油路，防止液压油漏光。

液压保险位臵：正常防滞活门下游的4个液压保险位于主轮舱后壁板上，左边2个、右边2个。备用防滞活门下游的2个液压保险分别位于左、右轮舱侧壁板的上部。

液压保险工作：属于定量保险，当流过大约40 IN3的油液时，活门关闭，切断油路。当保险前后压差小于5PSI时，复位。

液压保险维护：在保险上有1个旁通活门，由一个操纵杆操纵。不操纵时，活门处在关闭位。若把操纵杆扳到打开位，旁通活门被打开，将液压保险上下游直接连通，用于对保险复位或对刹车管路放气。当松开操纵杆时，自动回到关闭位并保持。

刹车管路断开组件：用于将刹车管路连接到刹车组件上。组件带有2个自封接头，当拆卸螺栓断开管路时，可防止油液流失，方便维护工作。

刹车组件：多圆盘式刹车装臵，有4个动片，5个静片。6个刹车作动筒，2个排气活门，2个刹车片磨损指示销、4个刹车间隙自动调节器。

停留刹车连杆功用：用于飞机在地面停放时施加停留刹车。

停留刹车连杆位臵：手柄和指示灯在中央操纵台上，连杆组件在前舱。

停留刹车连杆工作：需要使用停留刹车时，先踩下刹车脚蹬，然后提起停留刹车手柄，再松开脚蹬。连杆上的棘爪切入刹车脚蹬机构，使刹车脚蹬一直保持刹车状态。要解除停留刹车，将脚蹬踩到底，使棘爪和脚蹬机构脱离，棘爪在复位弹簧的作用下被拉回，手柄回原位，脚蹬机构在松开脚蹬时可回到松刹车位臵。刹车连杆作动1个微动电门（S100），当施加停留刹车时，电门转换，点亮停留刹车指示灯，关闭停留刹车关断活门，并向防滞控制组件提供信号。

停留刹车关断活门位臵：位于四个正常防滞刹车控制活门和B系统回油管路之间。

停留刹车关断活门组成：停留刹车关断活门是28V直流电机控制的球型活门。活门上有人工超控手柄，也可作为活门位臵指示器。

停留刹车关断活门工作：当提起停留刹车手柄时，会作动一个电门，使活门的关闭线圈通电，活门关闭，切断了正常刹车防滞活门的回油路，使得机轮可以刹死。在中央操纵台上、停留刹车手柄附近，有1个红色的停留刹车指示灯。在外接电源面板（P19）

上还有1个琥珀色的停留刹车指示灯。

刹车系统工作：

人工正常刹车：当液压B系统正常时，踩刹车脚蹬，正常刹车计量活门计量对应的刹车压力到刹车管道，此压力提供到刹车作动筒，压紧刹车组件内的静片和动片，产生刹车力。若刹车压力太大，要产生拖胎时，可由正常防滞活门释放刹车压力。松开刹车脚蹬，正常刹车计量活门释放刹车压力，刹车作动筒在复位弹簧作用下复位，解除刹车。

人工备用刹车：当液压B系统失压、A系统正常时，踩刹车脚蹬，备用刹车计量活门计量对应的刹车压力到备用刹车管道，经换向活门到达刹车作动筒，进行刹车。防滞工作由备用防滞活门完成。每个主起落架的2个机轮的刹车由1个备用防滞活门控制。

自动刹车：在没有踩脚蹬时，如果自动刹车压力控制组件输出了刹车压力，则此压力经换向活门后，进入正常刹车管道，进行刹车。防滞工作由正常防滞活门完成。

停留刹车：当停留刹车施加时，B系统压力或储压器压力经正常刹车计量活门进入正常刹车管道，进行刹车。此时，正常防滞活门的回油路被停留刹车关断活门切断，防滞功能失效，机轮就被刹死。

收起落架刹车：当收上起落架时，起落架收放系统的收上管路压力提供到备用刹车计量活门，使备用刹车计量活门自动输出刹车压力。由于防滞控制组件此时处于抑制状态，备用防滞活门不工作，使得机轮在进入轮舱之前停转。

8.4防滞刹车系统

功用：在任何情况下，提供最大的刹车效率而不发生机轮拖胎。

工作原理：防滞刹车传感器（轮速传感器）提供每一个主轮的转速，并输送到防滞刹车控制组件。防滞刹车控制组件对轮速信号进行处理，当感受到轮速过低（或相对过低）或下降过快时，产生校正信号。防滞控制活门根据这些校正信号释放刹车压力，以防止发生拖胎。当轮速提高时，校正信号消失，防滞控制活门关闭（不释压），刹车压力恢复。

系统组成：防滞系统包括控制面板、防滞控制组件、防滞控制活门。防滞控制组件还接受轮速信号、空地信号、起落架手柄位臵信号、停留刹车手柄位臵信号的输入。

轮速传感器功用：提供机轮转速信号到防滞刹车控制组件。

轮速传感器位臵：轮速传感器位于每个主轮轮轴内。

轮速传感器工作：传感器相当于一个小发电机，它可产生与轮速成正比的交流电信号，并将此信号输送到防滞刹车控制组件。不用拆下机轮，就可以拆下传感器。

防滞控制活门功用：根据防滞控制组件的信号调节刹车压力。

防滞控制活门位臵：共有6个，分别位于正常刹车管道和备用刹车管道上。活门安装在主轮舱，正常防滞活门在后壁板，备用防止活门在侧壁板。

防滞控制活门工作：防滞控制活门由电控一级活门和液控二级活门组成。一级活门包括一个扭矩马达和一个喷嘴挡板，喷嘴挡板位于压力口和回油口之间。当没有控制信号到扭矩马达时，挡板靠在回油口上，二级活门在弹簧力作用下在极左位。刹车时，液压通过二级活门直接进入刹车组件。且压力通过喷嘴通到二级活门的右腔，保持活门在极左位。当防滞系统感受到机轮减速过快时，信号被传递到扭矩马达。导致喷嘴挡板向压力口运动，一级活门腔压力降低，使二级活门右腔压力下降。此时二级活门左腔压力迫使二级活门右移，使刹车管路通回油，减小刹车压力。二级活门的移动量根据扭矩马达的电流的大小而变化。到扭矩马达的电流越大，二级活门的移动量越大，则释放的刹车压力越多，刹车力越小。

单向活门：在刹车管路与供压管路之间有一个单向活门，用于当刹车计量活门释压时，防止刹车管路液锁。

防滞控制组件功用：防滞控制组件包括了所有防滞刹车和自动刹车的电路，进行防滞刹车和自动刹车控制。前面板上有防滞刹车系统和自动刹车系统的测试电门和灯，方便排故。

防滞控制组件位臵：位于电子/电气设备舱，E3-2设备架。

工作原理：当使用B系统或储压器压力进行刹车时，到每一个机轮的压力由各自的正常防滞活门调节。刹车锁轮保护通过比较两个起落架上对应位臵机轮的轮速进行控制。

使用A系统压力刹车时，每个起落架的二个机轮被一个防滞活门控制。根据减速率最大的机轮的信号来控制防滞活门。接地保护，是一个完全压力释放信号。当飞机在空中时，此信号输送到防滞活门，使其完全释放刹车压力。内侧机轮接地保护信号来自主起落架空地感应继电器，外侧机轮接地保护信号来自前起落架空地感应继电器。

防滞控制组件工作：

A、每个机轮的防滞控制由来自该机轮的轮速传感器信号控制。传感器产生一个与轮

速成正比的交流信号，此信号被转换成代表机轮速度的直流信号，此速度信号同

基准飞机速度信号比较，比较器输出信号分别送到瞬时控制电路、压力偏臵调节电路和超前电路，汇总后的信号送到活门驱动器，产生输出信号到防滞控制活门，调节刹车管路的压力。当轮速低于8 K时，防滞保护退出工作。

B、锁轮保护通过比较内侧（或外侧）的两个机轮的速度来进行。如果一个机轮的速

度降低到了另一个机轮速度的40%，则产生控制信号去释放速度较慢机轮的刹车压力。锁轮保护在飞机速度低于18 K时退出工作。

C、当右侧主起落架减震支柱伸出（空中状态），主起落架空地感应继电器的空中信

号输送到接地保护电路，刹车压力完全释放。直到空地感应继电器感受飞机在地面或轮速超过70 K时，超控接地保护信号。

D、当刹车系统从正常转换到备用工作时，右起落架的两轮由右备用防滞刹车活门控

制，左起落架的两轮由左备用防滞刹车活门控制。备用防滞活门收到的是两机轮中转速较低（或轮速下降较快）的轮子产生的信号。没有接地保护和锁轮保护。防滞刹车控制面板位臵：位于P2板的右侧。

防滞系统控制电门：正常情况下，电门处于“ON”位，向防滞控制组件提供电源。当把电门扳到“OFF”位时，防滞系统不工作。

防滞不工作（ANTISKID INOP）警告灯：

A、任何时候，有下列情况之一，灯亮。

a、传感器断路或短路；

b、正常防滞活门断路；

c、防滞控制组件失去电源或控制电门放“OFF”位；

d、防滞控制组件的正常防滞部分故障；

e、停留刹车活门和停留刹车电门不一致；

f、空中使用停留刹车。

B、当使用备用刹车或停留刹车时，备用防滞系统也被监控。有下列情况之一，灯亮。

a、备用防滞活门断路；

b、防滞控制组件备用防滞部分故障；

c、失去故障警告电源。

C、在使用停留刹车时，如果出现过强的接地保护信号或锁轮保护信号，灯亮。

防滞系统功能测试：

防滞控制组件里有监控电路和自检电路，在组件前面板上有1个琥珀色灯、2个红色灯、

3个绿色灯、1个轮子选择旋钮、5个测试按钮。选定轮子，按压测试按钮，就可以测试对应的电路。其中，琥珀色灯和“ABS”按钮用来测试自动刹车。防滞刹车部分测试见图176。

8.55 自动刹车系统

功用：自动刹车系统用于减轻驾驶员的工作量，并使刹车持续、平稳，使乘客感觉舒适。

工作原理：当P2板上的自动刹车控制旋钮选定减速率后，防滞刹车控制组件处理控制信号和监控自动刹车系统，如果条件满足，就输出控制信号到自动刹车压力控制组件。

自动刹车压力控制组件计量刹车压力，经换向活门后，进入正常刹车管路，进行刹车。在自动刹车过程中，防滞刹车系统监控自动刹车压力，以防止拖胎，具有接地保护和锁轮保护功能。

自动刹车压力控制组件：

功用：根据防滞控制组件的指令，计量刹车压力。

位臵：位于主轮舱顶板靠近后壁板处。

工作：自动刹车压力控制组件与B系统相联。组件包括一个两级的压力控制伺服活门（第一级是电控伺服活门，第二级是液控计量活门），一个电磁关断活门，两个压力电门(一个位于电磁关断活门的出口；一个位于压力计量活门的出口)，和一个进口压力油滤。当自动刹车系统接通时，电磁关断活门引导液压到电液伺服活门。当防滞控制组件的自动刹车伺服驱动器没有输出时，扭矩马达没有电流，喷嘴处于极左位，二级活门右腔是回油压力，计量活门处于最右端，切断压力油路，没有刹车压力输出。当自动刹车伺服驱动器有输出时，扭矩马达把喷嘴拉近压力收集管，管内压力随扭矩马达电流的增大而增大。二级活门右腔的压力升高后使得计量活门往左移动，压力油路和刹车管路连通。刹车管路压力也进入计量活门弹簧腔，当计量活门平衡时，活门开度一定，刹车压力就被调定。驱动器输出电流越大，计量的刹车压力就越大。

压力电门：用于自动刹车系统的故障判断。2个压力电门分别感受电磁关断活门和压力控制伺服活门后的压力。高压和低压以1000 PSI分界。

自动刹车控制面板：

位臵：位于P2板的右侧，防滞刹车控制面板下方。

自动刹车控制旋钮：有6个位臵。“OFF”位是关断位臵；“1”、“2”、“3”和“MAX”位用于着陆自动刹车，刹车减速率依次增大；“RTO”位用于中断起飞自动刹车，以最大