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1.2.1主起落架机轮半轴受力分析
机轮半轴在起落架上的安装及其结构如图11—4所示。飞机在起飞、着陆、滑行、刹车和转弯等情况下，所有地面传来的载荷及飞机着陆接地时产生的撞击能量均通过机轮半轴传到活塞杆上。应力分析结果表明，歼8机种主起落架机轮半轴的应力较高
图11-4
机轮刹车装置借助9个螺栓将刹车壳体安装在轮轴的法兰盘上，法兰盘R2圆角处与机轮刹车壳体有配合关系，刹车壳体该处倒角尺寸为2.5mm×45°。机轮半轴的法兰盘主要承受飞机刹车时产生的扭矩，裂纹所在处的第1螺栓孔在刹车过程中受力较大，并且在R2圆角处的应力集中加大了剪切作用（图11-5）；
图11-5
另外飞机着陆时机轮着地瞬间，地面载荷分别作用机轮垂直向上的载荷和逆航向载荷，二者的合力在α扇形区内作用给半轴，对其根部形成剪切和弯曲作用。 上述3种载荷传至半轴根部，必然会产生较大的工作应力。再考虑R2圆角多大应力集中因素，其应力水平还将大幅度提高。正是作用在R2圆角处的剪应力和弯曲正应力的共同循环作用，结果在该处产生疲劳裂纹。
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1.2.2 机轮半轴裂纹检测及断口分析
1 外场机轮半轴断裂检查
目视观察，机轮断成3部分，法兰盘内侧轮轴断口比较平直，沿法兰盘R2处有近一周的封闭裂纹。封闭裂纹断口为疲劳断口形貌特征，疲劳源为线性多源（周向沿加工痕迹长约25mm）。源区位于轮轴法兰盘第一安装孔附近的内侧下方R2处，源区局部有擦伤，源区附近未发现明显的冶金缺陷。疲劳裂纹从左下方沿法兰盘圆周方向逆时针扩展了300余度后，分成两叉，一叉沿法兰盘外侧轮轴快速扩展，另一叉沿法兰盘内侧轮轴快速扩展。断口上疲劳弧线、放射棱线明显，粗大的放射线指示出疲劳扩展方向，端口上有多条明显的疲劳弧线。 在扫描电镜下观察，在源区附近和扩展区均可见到韧窝带或局部疲劳条带等疲劳微观特征，大部分区域为韧窝形貌。
基于上述观察结果，初步判断轮轴断裂属于高应力低调疲劳断裂。
轮轴由GC4钢模锻制造加工。在法兰盘部位沿模锻件纵向切取试样进行测评，平均强度值符合设计要求（190±10Kgf／㎜2），且偏于上线，见表11—2。
表11—2 显微硬度及换算值
序号 强度值（换算图样要求值值）/MPa /MPa 1 562 53 1928 1862±100 2 562 53 1928 3 577 54 2004 4 557 52.8 1921 平均值 564.5 53.2 1940 注：表中HV指维氏硬度，0.2表示测量冲击压力为0.2Kgf。 对照国标GB 10561（钢中非金属夹杂物显微评定方法），检测样品的硫化物等级为0.5级，氧化物夹杂等级为1级，夹杂物总和为1.5级，符合技术要求。 经检测，样品晶粒度等级为7.5级，符合技术要求。
用4％的硝酸酒精溶液侵蚀样品，在400倍显微镜下观察组织，金相组织为正常的淬火、回火组织。化学成分检测结果见表11—3，其中碳含量偏于上线。
表11—3 化学成分分析结果 wt％ 类别 C Mn Si Cr Mo V S P Al 测量值 0.42 0.98 1.31 1.36 0.53 0.08 0.002 0.021 0.03 标准值0.36 0.80 1.20 1.20 0.45 0.07 ≤ ≤ ≤ （YB1209—~ ~ ~ ~ ~ ~ 0.025 0.025 0.10 1983） 0.42 1.20 1.60 1.50 0.60 0.12 经检测，法兰盘腹板与机轮表面粗糙度、安装孔直径、法兰盘厚度、过渡圆角等均符合设计要求。
由此可知，零件材质、尺寸符合设计要求；源区有磨损，附近未冶金缺陷和外来损伤，裂纹较平直，有氧化特征，为疲劳断口形貌。疲劳源特征为线性多源，裂纹始于轮轴法兰盘第一安装孔附近的内侧下方R2处，属于高应力低周疲劳断裂 。
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HVO.2 HRC(换算值) 西安航空职业技术学院 毕业设计论文
2大修厂机轮半轴裂纹检查
经外观检查，发现长约45mm、最深处约2mm的裂纹，为穿透壁厚，裂纹位置同图11—2。断口比较平直，有氧化特征，为多源疲劳断口形貌。断口上有多条明显的疲劳弧线，并有较粗大的放射棱线，指向疲劳裂纹的扩展方向。疲劳源特征为线性多源，源区位于轮轴法兰盘第一安装孔附近的内侧下方R2处。源区局部有磨损，源区附近未见冶金缺陷。
经低倍检查，裂纹位于零件法兰盘内侧轮轴前端第一安装孔R2尺寸根部，沿法兰盘内侧轮轴R2处延伸。裂纹具有台阶状线源疲劳开裂特征。裂纹处未见划伤、碰伤以及明显的加工痕迹。 在扫描电子显微镜下观察断口，发现在源区附近及扩展区均存在韧窝带或局部疲劳条带等疲劳微观特征，其他大部分区域为韧窝结构，断口上疲劳部分有氧化特征。用3％的硝酸酒精溶液浸蚀金相试样，在400倍显微镜下观察组织，基体金相组织为正常的淬火、回火组织。裂纹较平直，开口度约为5um，从裂纹形貌上看具有疲劳开裂的特征。
在法兰盘部位沿模锻件纵向切取试样测试，平均强度值偏上线（显微硬度值换算后与实际强度值有一定的偏差），符合设计要求。边缘显微硬度测试结果表明，零件边缘脱碳深度符合设计要求。显微硬度测试结果见表11—4.
表11—4 显微硬度测试结果
项目 距边缘25um距边缘50um距边缘75um（HKO.5） （HKO.5） （HKO.5） 1 496 540 556 2 499 543 553 3 497 542 557 4 495 543 552 5 493 541 554 平均值 496 541.9 554.4 化学成分测试结果符合零件材质要求，见表11—5。 表11—5化学成分分析结果
中心（HKO.5） 569 566 571 568 570 5611.8 类别 测量值 标准值（YB1209—1983） C 0.40 0.36 ~ 0.42 Mn 0.99 0.80 ~ 1.20 Si 1.33 1.20 ~ 1.60 Cr 1.35 1.20 ~ 1.50 Mo 0.50 0.45 ~ 0.60 V 0.09 0.07 ~ 0.12 S 0.003 ≤ 0.025 P 0.002 ≤ 0.025 Al 0.05 ≤ 0.10 经检测，法兰盘腹板与机轮表面粗糙度、安装孔直径、法兰盘厚度、过渡圆角等均符合设计要求。
由此可知，零件材质、尺寸符合设计要求；源区有磨损，附近未见冶金缺陷和外来损伤，裂纹较平直，有氧化特征，为疲劳断口形貌。疲劳源特征为线性多源，裂纹始于轮轴法兰盘第一安装孔附近的内侧下方R2处，属于高应力低周疲劳断裂，同外场断裂件检查结果。
1.3 主起落架机轮半轴疲劳试验结果
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1.3.1 机轮半轴疲劳试验破坏部位
歼8后续机型主起落架疲劳试验时，机轮半轴在20000多次起落时发生断裂，折合使用寿命为4000多个起落。断裂位置是根部销钉孔处，如图11—6所
示。从中可以看出，与外场飞机发现裂纹的部位完全不同。
图11-6
1.3.2 试验结果与使用情况差异分析
机轮半轴在疲劳试验和外场使用中所暴露的破坏部位、寿命存在较大差别，主要因为：
（1）机轮半轴在疲劳试验模拟与飞机真实机轮的刚度存在差别
疲劳试验用假机轮与真实机轮不同。前者采用钢材料制造，由焊接拼合制成，其刚度较大；而后者使用锻铝、钢等多种材料制成，轮毂上套装轮胎，其刚度比疲劳试验所用的假机轮刚度小的多。因此，在实际使用中，由于真实机轮刚度较小，容易产生变形，会使侧向载荷的能力较弱。而疲劳试验所用的假机轮由于刚度较大，不存在变形，侧向载荷直接通过轮轴传走，不会传到法兰盘上。因此，疲劳试验中法兰盘的应力水平低于外场使用情况，这是出现二者寿命差异的因素之一。 （2）外场刹车载荷谱偏重
虽然疲劳试验采用的是实测过载谱，但由于使用情况的不断变化，实测的刹车谱已经不能反映出所有外场飞机使用刹车的实际情况。统计数据表明，后续机型在外场使用中，超过正常着陆重量的着陆次数已达到23％左右。由于主要在着陆滑跑过程中使用刹车，随着超过正常着陆重量着陆次数的增多，飞机使用刹车也比过去严重，因此对于机轮半轴法兰盘使用也比过去严重，导致其应力偏高、寿命偏短。
（3）超常着陆所产生的冲击载荷和摩擦载荷对半轴根部和法兰盘产生影响 飞机超正常着陆时，地面的垂直冲击载荷和摩擦载荷的合力通过机轮传给半轴，对半轴根部产生弯曲和剪切作用，使其应力水平进一步提高；同时，使机轮和半轴产生变形的趋势增大，对法兰盘的侧向作用载荷加大，使其应
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