Page 87 - 现代航空维修理论及应用研究

第三章 起落架结构性能

臂、轮轴等；连接部件有转轴、扭力臂铰点连接轴等。起落架的使用寿命考核指
标是起降次数，现代飞机要求起落架的使用寿命和飞机的额定起降次数相同，即
起落架与飞机同寿。起落架的首翻期不小于安全设计寿命的 1/4。

（一）飞机起落架用超高强度钢的发展和应用历程
飞机起落架用钢的发展过程与飞机设计思想、设计需求和材料制造技术的前
进是同步的。起落架承受静载荷、动载荷以及重复载荷，核心设计思想是保证安
全使用的前提下尽可能减轻其重量和缩小其尺寸，具体的设计原则不断完善进步。

早期飞机采用静强度设计，我国 20 世纪 50 年代飞机设计即强调静强度设计。
结构的安全性主要通过选取适当的安全系数来保证，一般取材料的抗拉强度除
以安全系数即为使用强度。起落架制造材料强调抗拉强度、屈服强度，并具有优
良的塑性以及冲击韧性。起落架主承力构件主要由 1175MPa 级高强度钢 4130，

30CrMnSiA 等材料，经手工电弧焊等方法制造。
随着各国采用静强度设计的飞机相继出现疲劳破坏事故，在静强度基础上发
展了对飞机疲劳强度的要求，即强调安全寿命设计。第二代战斗机开始全面采用
安全寿命设计。安全寿命就是假定结构不存在初始裂纹或损伤。对制造材料 S-N

曲线，依据损伤累积理论，根据估算裂纹形成寿命或根据实验获得裂纹形成实验
寿命，再用裂纹形成寿命除以分散系数即为使用寿命。起落架的安全使用寿命通
常取起落架实验寿命的 1/4~1/6。安全寿命设计尤其适用于结构复杂、造价高的
起落架主承力结构，如起落架外筒、活塞杆、轮轴等。因此，此时起落架制造用

钢不仅要求具有较高的强度和刚度，还要有优异的抗疲劳特性。较高的强度有利
于获得较高的裂纹形成寿命，同时高强度 / 刚度可以减重和提高机体内空间利用
率。随着超高强度钢技术的发展，超高强度结构钢制造大型飞机起落架主承力构
件成为必然的选择。

起落架主承力件采用强度更高的 1580~1760MPa 级超高强度钢 30CrMnSiNi2A，
4330M，4340 等，采用焊接方法制造。苏联主要采用 30CrMnSiNi2A 钢，是在 30Cr-
MnSiA 的基础上，加入 1.4%~1.8% 的 Ni 和适量的 Mn，增加了马氏体过饱和度、
相变应变和位错密度，同时提高了马氏体基体的韧性，并降低 M s 点，提高淬透性。

30CrMnSiNi2A 钢的 C 含量为 0.27%~0.34%，容易产生焊接裂纹，因此需要焊前
预热和焊后回火，多层焊时控制层间温度，焊接接头强度不低于母材的 90%。
随后相继开发了 1800~1900MPa 级的 H11，D6AC，300M 等超高强度钢，

79