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某型飞机主起落架作动筒密封圈失效机理分析

【摘要】本文针对某型飞机在一次训练飞行中由于左主起落架收放不到位
而造成的液压系统失效的故障进行详细的分析，通过对其起落架作动筒进行外观
检查、并对其活塞上安装的断裂密封圈进行了物理性能测试、宏观分析、断口微
观分析以及模拟试验等。确定了故障失效机理并提出了预防措施。

【关键词】起落架作动筒失效

前言

起落架系统与飞机起飞、着陆性能的实现与飞行安全收放息息相关。收放作
动筒是飞机起落架收放机构的主要部件，是收放动作的执行元件，其工作的稳定
性将直接决定起落架是否能正常的收起或放下，对飞行安全起着至关重要的作
用。

某型飞机是我国第一款完全按照CCAR-23R2部法规要求、以市场需求为基
础、以适合通用训练飞行为原则、多方合作研制而成的轻型多用途通用飞机，具
有构造简单、维护方便、视野开阔、操纵灵敏、电子设备先等进特点。其起落架
系统系前三点、可收放设计，液压力为起落架收放运动的主要驱动力，主要结构
见图1：

本文将针对某型飞机在一次训练飞行中因收放作动筒密封圈失效而导致左
主起落架放不到位而造成的液压系统故障进行详细分析并提出相应的预防措施。

1收放作动筒组成及功用

主起落架收放作动筒由外筒1、上端盖2、下端盖3、带有接头的活塞杆4
和活塞5等组成。外筒两端用螺纹连接两个端盖，端盖与外筒连接处采用标准胶
圈和挡圈密封。活塞外表面有环形槽，其内装有橡胶密封圈和氟塑料挡圈。活塞
杆带有可调节的接头，以便调节作动筒的长度。两个端盖分别装有管接头。作动
筒全伸长状态时两关节轴承中心距不小于556mm，行程不小于169mm。见图2。

主起落架收放作动筒不但为收、放起落架提供动力，而且为撑杆锁提供开锁
动力。收放作动筒外筒一端用关节轴承与飞机机翼主梁上的支座相连接；活塞杆
一端用关节轴承与撑杆锁上的耳片连接，活塞杆上连接活塞，活塞上安装有两道
O型密封圈，密封圈一旦失效，将导致活塞杆无法正常活动，从而导致起落架无
法收上或放下。

2密封圈失效分析

2.1密封圈外观分析

通过分解失效起落架作动筒及其活塞组件，并详细检查作动筒的内壁,发现
在与密封圈断裂处相对应位置的作动筒内壁沿纵向有一条宽度约为1.2mm的擦
伤痕迹,相应的活塞凸台上也同时存在严重的磨损,而密封圈仍在槽内。密封圈的
断裂形貌如图3所示,从图中可以看出,密封圈的损伤程度比较严重；将密封圈以
自然状态平放,密封圈断裂的两端向同一方向翘起,且两端翘起的角度基本相同,
断裂的两端头相互向相反方向发生严重的永久性扭转变形。

2.2密封圈材质分析

参照该机型飞机维护手册上的标注：该密封圈的材料牌号为5171。对断裂
密封胶圈和库存的新密封圈进行材质分析,结果证实断裂密封圈的材料属于丁腈
与丁苯并用橡胶,符合技术条件要求。进行硬度对比检查,硬度符合标准要求。抽
查2008年以来20批密封圈的报告,按GB/T1960-92进行体积变化试验,密封圈体
积变化在0.7%～4.6%之间的有9个批次；在4.6%～6.5%之间的有9个批次；
7.3%～8.3%之间的有2个批次,而规定的体积变化为0～10%。由此可见,工艺间
的控制试验结果符合技术条件要求。

2.3密封圈的耐油性和拉断试验

据厂家要求,将密封圈装入活塞前须进行耐油试验,耐油介质为国产YH-10液
压油,为了观察该密封圈耐油后的重量和尺寸变化,选取库存的30件新密封圈进
行耐油试验，即在室温下浸泡四天，测试结果表明：随着浸泡时间的延长,密封
圈的内径尺寸先逐渐变大,72h达到最大，随后略微减小；其重量随着浸泡时间
的延长而减少。

在相同条件下,分别对未经耐油试验和经过耐油试验的密封圈进行拉断试
验。未经耐油的密封圈拉伸破断力为374N,耐油试验后的拉伸破断力为340N,
破断力下降10%。

2.4失效机理及预防措施

在正常情况下,O型密封圈工作时应该是其外沿部位与缸体的内壁相接触,因
此,密封圈受摩擦的位置也应该在其最大外沿处。然而，通过观察失效密封圈表
面,却发现密封圈的最大外沿处的分模线完好,附近表面基本上未受到磨损；而在
其侧面的圆周上却有严重的摩擦损伤,损伤区域内可见许多因摩擦而翘起的小橡
胶片,个别部位还可见与分模线呈一定角度的微裂纹,裂纹的一端几乎与分模线相
连。在密封圈的断头两端附近,发现有许多相互平行的微裂纹,裂纹方向与分模线
之间约有25°的夹角；在分模线和微裂纹处有橡胶碎块掉下后留下的小坑,小坑内
可见较为明显的疲劳特征。

密封圈所用的硫化丁腈橡胶,是一种高弹性材料。在液体密封机理中,起特殊
作用的是液体对固体产生的润湿过程。如果被密封液体对两接触面润湿良好,则

它们之间会形成一层很薄的液膜,起一种胶粘层的作用。根据