Civil Aviation University of China
毕业设计 （论文）
专 业：航空维修工程管理
学 号： [1**********]0
学生姓名： XX
所属学院： XX学院
指导老师： XX
二0一六年四月
中国民航大学本科生毕业设计(论文)
A320起落架典型故障分析
Typical Trouble Analysis of A320 Landing Gear
专 业：航空维修工程管理
学 号： [1**********]0
学生姓名： XX
所属学院： XX 学院
指导老师： XX
2016年4月
创见性声明
本人声明：所呈交的毕业论文是本人在指导教师的指导下进行的工作和取得的成果，论文中所引用的他人已经发表或撰写过的研究成果，均加以特别标注并在此表示致谢。与我一同工作的同志对本论文所做的任何贡献也已在论文中作了明确的说明并表示谢意。
毕业论文作者签名：签字日期：年月日
本毕业设计（论文）作者完全了解中国民航大学有关保留、使用毕业设计（论文）的规定。特授权中国民航大学可以将毕业设计（论文）的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，并采用影印、缩印或扫描等复制手段保存、汇编以供查阅和借阅。同意学校向国家有关部门或机构送交毕业设计（论文）的复印件和磁盘。
（保密的毕业论文在解密后适用本授权说明）
毕业论文作者签名： 指导教师签名：
签字日期： 年 月 日 签字日期： 年 月 日 本科毕业设计（论文）版权使用授权书
摘 要
起落架是飞机重要的组成部分，支撑飞机在地面滑行和停放，吸收在飞机起飞和着陆时由于颠簸而产生的能量。同时在飞机着陆的时候放出起落架增大空气阻力，为飞机减速。飞机的起落架系统由液压系统，操作系统，刹车系统组成。文中先说明了起落架的收放原理，刹车系统的工作原理，前轮转弯工作原理。然后结合在航线工作中的实际案例，以及收集到的故障信息，总结出A320起落架在工作中出现刹车组件松不开，前轮转弯故障；起落架刹车液压管路漏油；起落架减震支柱漏油；重着陆对起落架的损伤。查阅相关文献结合工作经验，提出了提高排故效率的方案，为日后的工作中遇到这些故障能够快速判断并找到切入点，提供依据。
关键词：A320；起落架；典型故障
ABSTRACT
The landing gear is an important part of the aircraft, which supports the aircraft to glide and park on the ground, absorbing the energy that is generated when the plane takes off and lands. At the same time the aircraft landed at the release of the landing gear to increase air resistance, for the aircraft to slow down. Aircraft landing gear system is composed of hydraulic system, operating system and brake system. This paper first explains the principle of the retractable landing gear, the working principle of the brake system, and the working principle of front wheel turning. Then combined with route in the actual case, and to collect the fault information, summed up the A320 landing gear frame at work appear brake component loose is not open, nose wheel steering fault; landing gear brake management of hydraulic oil leakage; the shock strut oil spill; landing gear on and common fault. Referring to the relevant literature and working experience, put forward to improve the efficiency of the scheme, for the future work in the face of these failures can quickly determine and find the entry point, provide the basis for.
Key Words: A320；Landinggear；Typical fault
目录
1 绪 论 ............................................................................................................................. 1
1.1 工程背景 .............................................................................................................. 1
1.2 A320起落架收放原理 ........................................................................................ 1
1.3 论文研究的内容 .................................................................................................. 2
2 刹车故障 ......................................................................................................................... 3
2.1 刹车组件故障 ...................................................................................................... 3
2.1.1 刹车组件工作原理 ..................................................................................... 3
2.1.2 刹车片裂开 ................................................................................................. 4
2. 2 ABCU故障总结 ................................................................................................. 6
2. 2.1 系统原理 .................................................................................................... 6
2. 2 .2 排故总结 ................................................................................................... 6
3 起落架接近电门传感器故障 ......................................................................................... 9
3.1起落架接近电门传感器工作原理 ......................................................................... 9
3.2 接近传感器的作用 ................................................................................................ 9
3.3与传感器相关的起落架故障信息 ....................................................................... 10
3.4故障总结 ............................................................................................................... 10
4 起落架油液渗漏故障分析 ........................................................................................... 11
4.1起落架减震支柱油液渗漏分析 ........................................................................... 11
4.1.1主起落架减震支柱组成及原理 ................................................................ 11
4.1.2故障总结 .................................................................................................... 12
4.2刹车组件作动筒漏油 ........................................................................................... 12
4.3刹车组件液压快卸接头漏油 ............................................................................... 13
5 前轮转弯故障分析 ....................................................................................................... 15
5.1 前轮转弯故障 .................................................................................................... 15
5.1.1前轮转弯原理 ............................................................................................ 15
5.1.2前起落架安全活门失效 ............................................................................ 16
5.2 前起落架滑行转弯中产生异响故障 ................................................................ 17
6 起落架重着陆检查 ....................................................................................................... 18
6.1 重着陆定义 .......................................................................................................... 18
6.2 重着陆对起落架的损伤总结 .............................................................................. 18
7 结 论 ......................................................................................................................... 20
参考文献 ............................................................................................................................. 22
致 谢 ............................................................................................................................... 23
附录A: 缩写翻译 ............................................................................................................. 24
附录B: 外文翻译资料 ..................................................................................................... 25
1 绪 论
1.1 工程背景
起落架系统是飞机重要的组成系统，起落架支撑飞机滑行和起飞，在大型民营客机里面曾经出现过一些起落架故障，造成飞机的返航，中断起飞，给航空安全带来隐患。飞机的起落架系统是机务维修中重点维护的系统，只有不断减小起落架的故障，才能最大限度的保障飞机的起飞和着陆的安全。
飞机的起落架在着陆时要承受巨大的撞击力，起落架上有各种油液以及长期的雨水腐蚀，起落架工作环境复杂，也就造成了起落架是一频发故障的系统。起落架在整个运行当中出现最多就是循环收放，经常性的收放也就造成了起落架各链接点出现磨损，着陆时承受巨大撞击力，起落架各受力结构很容易出现裂纹。结构一旦出现裂纹，就有可能在一些关键部位断裂，给飞机造成巨大的安全隐患。
控制起落架收放相关的液压系统，钢索，收放作动筒，计算机等，这些系统在工作中由于环境复杂多变，时间久了很容易出现结构疲劳，漏油。组成起落架系统的部件繁多，出现故障的几率也就增加，某一个部件失效，都有可能导致起落架收不上或是放不下。现代民用客机起落架出现故障比较多的就是：结构磨损，腐蚀，裂纹；减震支柱上受损的封圈可能会导致漏油和泄气;收放机构变形过大出现卡阻，起落架和舱门的接近电门传感器失效导致起落架位置信息不一致；起落架位置锁销失效等。一直以来一些航空事故都跟起落架系统失效相关，所以进一步加深对起落架故障的研究意义非常重大。
1.2A320起落架收放原理
A320飞机起落架采用前三点式，每个主起落架上有一对并排的轮子。主起落架在液压作动筒的作动下，分别收上机腹中，主轮舱关闭，保持飞机的气动性。前起落架在液压作动下向前方收起，前起落架舱门关闭。其中主起落架包括：起落架减震支柱，轮子，刹车组件，收放作动筒和下位锁作动筒，侧撑杆，扭力臂，固定整流罩和铰链整流罩门，进近传感器电门，液压作动舱门等组成。前起落架包括：减震器，扭力臂，收放作动筒，转弯作动筒，侧撑杆。随动门，液压作动前轮舱门，前轮，接近传感器等组成。
A320飞机起落架收放通过电门解锁，控制液压作动，来操纵起落架的收放。驾驶舱的起落架收上手柄放置DOWN位时，收上手柄传感器将信号发送给LGCIU(起落架控制与接口组件)，LGCIU接送来至空地电门的信号，做出分析。然后控制起落
架舱门上位锁解锁，这个解锁过程是电控机械操纵解锁。同时液压选择活门作动，LGCIU发送信号给电-液控制活门，先打开舱门，然后起落架上位锁解锁，起落架收放作动筒伸出，放下起落架当起落架完全伸出以后，侧干上的两根弹簧迫使侧干伸直，下位锁锁住，最后舱门关闭。
当飞机离开地面以后，起落架手柄放置UP位，LGCIU控制相应的电-液活门，控制舱门和起落架收上的顺序。主起落架有一个短暂的刹车，以防止主轮在收上以后在轮舱里面转动。前轮收上以后起落架减震支柱内有定中凸轮，确保前轮在收上以后保持在中立位。
起落架在空中如果出现故障无法放下来的时候，驾驶舱的中央操纵台有一个起落架人工放出手柄，把手柄提起来，缓慢顺时针旋转三圈，手柄旋转1.5圈：作动CUT-OUT VALVES和两个VENT VALVES释压系统通过连接整个起落架系统的回油管；手柄旋转1.6到1.8圈：轮舱门的收上锁解锁;手柄旋转1.9到3圈起落架收上锁释放并在重力作用下放出起落架。
当飞机在地面上是，起落架手柄有一个阻碍机械装置，这个装置可以防止手柄运动到收上位时一个LGCIU将信号发送到阻尼装置，这时起落架就无法在地面收上。LGCIU连接的中央故障警告系统在驾驶舱将信号转化成音响，并在ECAM页面上显示。
1.3 论文研究的内容
论文通过查阅相关的空客资料和参考文献，针对实际工作中出现的起落架故障，从分析起落架的某个系统原理开始，列举了在航线工作中出现的故障，听取机组反应故障，查找相关手册进行排故。最后分析产生故障的原因，如何以最短的路线解决这一故障，缩短航线排故时间，同时避免航材浪费，为航空公司节约成本。
论文研究的主要内容有：
（1）总结了A320飞机起落架的收放原理，针对组成起落架的各部件进行功能原理和故障分析。
（2）在分析A320起落架的具体部件故障时，有针对性的列举了航空运输中由于具体的某一类故障导致的不安全事件。
（3）为了更好的分析组成起落架的部件工作原理，起落架子系统的控制原理,文中引用了部件的结构图和原理图，图文对照，看起来比较直观。
（4）分析起落架系统的故障，并对这一类故障进行总结。
（5）最后进行总结本文的工作，并提出了未来机务维护的发展方向。
2 刹车故障
2.1 刹车组件故障 飞机的刹车系统帮助飞机在着陆以后能够快速减速，同时在飞机中段起飞阶段，设置最大刹车，让飞机停下来。飞机在地面停稳以后，设置停留刹车，防止飞机在地面移动。刹车系统分为：正常刹车，备份刹车和停留刹车。正常刹车使用绿系统，备份刹车使用黄系统压力，停留刹车使用黄系统储压器压力。刹车系统在整个起落架系统中是重要组成部分，同时也是最容易出现故障。
2.1.1刹车组件工作原理
当在驾驶舱踩脚蹬或是在中央操纵台设置停留刹车时，系统供压，液压压力使作动筒伸出，作动筒挤压刹车盘，刹车盘相互之间摩擦增大，从而给飞机减速。参考图2-1，A320飞机刹车组件有4个动片，5个静片组件和一个压力盘组成，动片组件之间有一些键槽，它与轮毂的键刚好吻合，并且动片组件随轮子一起转动。当机组踩刹车，液压动力供给刹车作动筒，作动筒伸出挤压动片组件，并与静片组件贴合，摩擦力增大，给飞机减速。作动筒内有弹簧，当无液压动力时，作动筒在弹簧张力作用下弹回，动片组件松开。刹车片在长期磨损后会变薄，在主轮内侧有一个刹车磨损指示销，它指示刹车磨损程度，刹车组件磨损超过标准时就必须更换。一般规定对于A320系列飞机，正常情况要求刹车磨损指示销长度最少1mm,如果飞高高原的飞机要求刹车磨损指示销最少2mm。对于刹车指示销的长度测量，要求打压刹上。
飞机在着陆时踩刹车使刹车盘摩擦力增大，同时刹车组件由于摩擦力作用自身温度升高，为了保护刹车组件和轮子，在主轮外面有一个刹车风扇，这个刹车风扇专门给刹车组件降温。当温度超过300摄氏度时，在ECAM轮子页面有琥珀色信息警告，刹车风扇是人工在驾驶舱开启的。当温度下降到100摄氏度以下，警告信息消失。
如图2-1所示，刹车组件包括：刹车片刹车；作动筒刹车磨损指示销；刹车温度传感器；刹车放气接头。
图2-1刹车组件结构
2.1.2刹车片裂开 案例1：2015年12月一架A320飞机在重庆机场着陆以后，在滑行道上滑行时，机组踩刹车停下来让前方的飞机滑出，当机组松开刹车以后发现刹车组件无法松开。飞机不能继续滑行，后来机务人员赶到以后，经排故后确定是刹车组件故障，最后向塔台申请，原地拆下刹车组件，才将飞机拖到停机位。
刹车组件对于飞行安全至关重要，如果刹车组件失效飞机无法在着陆后减速，就有可能冲出跑道，飞机就无法快速停下来。如图2-1检查刹车组件：外部边缘有无裂纹；可动刹车片能否在扭力管周围移动；驱动块有没有损坏。
如果驱动块损坏了就需要（参考图2-2）进行损伤极限评估，是否需要更换刹车组件。
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图2-2 刹车片损伤容限
故障总结：
这起故障是因为刹车盘裂开了卡住了旁边的刹车盘，导致刹车组件卡死。后来检查发现，刹车组件里面的动片裂开，卡住静片组件。当时飞机刚着陆，机组使用了刹车，此时的刹车动片组件不仅温度很高，而且高速旋转。那么当飞机减速下来时，由于刹车温度高，机组在驾驶舱看到刹组超温后，采用冷却风扇降温。同时也受到当时环境因素影响，刹车组件在急剧升温以后，又快速降温，材料快速膨胀又收缩，还受到外界的压迫，就有可能导致刹车片裂开。
所以日常维护工作中，需要做以下工作：
（1）如果刹车指示销变短了，就需要经常测量刹车指示销的长度，如果超过了标准，说明刹车组件磨损严重，就必须更换刹车组件。
（2）在航后更换刹车组件的时候，严格按照工卡手册施工，认真检查相应的件号和有效性，检查刹车组件的外观正常。
（3）换上新的刹车组件以后做测试，观察刹车是否正常，各种参数符合手要求。
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2.2 ABCU故障总结
故障现象：B-6195航后报有BRAKES-N/WS MINOR FAULT 警告和 ABCU（95GG）故障信息，更换 ABCU 后测试正常，后续正常了几天后，机组反应又出现了 BRAKES-N/WS MINOR FAULT 信息。
2.2.1 系统原理
A320飞机刹车分为：正常刹车，备用刹车，停留刹车和空中刹车。备用刹车又分为备用有防滞和备用无防滞刹车两种，由 BSCU 和 ABCU 共同控制。备用刹车由黄液压系统提供压力，从黄系统高压总管出来的液压油经过备用刹车选择活门→备用刹车伺服活门→双梭活门→安全活门→黄系统刹车压力传感器→供给到主起落架的两个刹车组件上实现备用刹车。
2.2.2 排故总结
根据相应的故障信息找到相应的 TSM32-43-00-810-833-A，引起该故障的可能部件有：ABCU、左/右黄系统刹车压力传感器、左/右备用刹车伺服活门和左/右备用刹车总管。
（1）确认 BSCU 排故数据的故障代码。在 MCDU 上进入-SYSTEM REPORT TEST ---L/G---BSCU 1（2）下的TROUBLE SHOOTING DATA 上识别故障代码（如图2-3）， 本次的故障代码为1560。
图2-3 维护报告
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（2）做备用刹车飞行构型操作测试（参考AMM32-43-00-710-002）和 BSCU 地面扫描 （参考AMM32-46-00-740-002）确保故障信息和故障代码是一致的。
（3）在增压黄液压系统和停留刹车手柄设置在 ON位的情况下在MCDU上进入 -SYSTEM REPORT TEST ---L/G---BSCU 1 （ 2 ）---SPECIFIC DATA---SYSTEM DATA—REFRESH,在SYSTEM DATA上读取左/右备用刹车传感器（ APTL/APTR）的数值（如图2-4），正常范围是：2103.05±145.04psi，在范围之内就正常继续步骤四，不在范围之内就更换相应的压力传感器。如下图所示APTL和APTR的值都在范围之内，排 除左/右黄系统刹车压力传感器（101GG/100GG）故障的可能。
图2-4维护报告
（4）回到 BSCU1（2）的排故数据中读取APTL和APTR的压力值(图2-5)，如果APTL压力值大于1232.82psi则更换左备用刹车伺服活门（97GG），如果APTR压力值大于 1232.82psi则更换右备用刹车伺服活门，如下图 APTL的值为1262已超标,所以左备用刹车伺服活门就是隔离出来的故障件，航后更换后测试正常。排故过程中，如果测试都是正常的，就可能需要根据实际经验，考虑备用刹车伺服活门或备用刹车总管组件。
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图2-5维护报告
对于以上的故障要按TSM手册一步一步的进行排除的，如果刚开始也是其他的故障代码也是按此类似的方法进行。
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3 起落架接近电门传感器故障
3.1 起落架接近电门传感器工作原理
安装在起落架不同位置的两组各 16个共32个接近传感器(PROXIMITY SENSOR)来检测起落架和舱门的位置。A320 起落架上的传感器位置分布：每个位置都有两个传感器,分别向LGCIU1 号和 LGCIU2号传送数据。
起落架接近电门由一个电插头，一个传感器，一个目标组件组成（图3-1）。 当LGCIU内部的逻辑卡将周期性的脉冲或正弦波励磁信号传送到传感器内部感应线圈，线圈产生感应磁场，飞机离开地面以后，起落架减震支柱伸长，两块电门接近，线圈的感应系数变化，感应系数增加，系统显示Target near信号，飞机落地，起落架减震支柱被压缩，两块电门远离，感应系数减小，系统会显示Target far信号。传感器和两块电门之间的间隙对信号感应很重要，有时需要参考空客AMM手册对间隙进行调整。
图3-1起落架接近传感器和模块
3.2接近传感器的作用
（1）提供起落架位置指示及警告。
（2）LGCIU通过各位置核算出起落架舱门及起落架状态构型，提供对起落架收放的控制。
（3）提供给其他系统起落架位置/空地信号。 因为起落架及其舱门系统均有两套独立的控制系统，每套系统包括一部LGCIU和16个接近电门传感器，每次仅一部 LGCIU控制起落架收放，当这部LGCIU故障或起落架收放手柄离开DOWN位时自动转为另一部LGCIU工作。
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3.3与传感器相关的起落架故障信息
在ECAM上会显示以下故障信息：
LGCIU 1(2) FAULT
L/G SHOCK ABSORBER FAULT
L/G NOT DOWNLOCKED
L/G NOT UPLOCKED
L/G DOOR NOT CLOSED
L/G NOT DOWN
L/G UPLOCK FAULT
L/G SYS DISAGREE
有时候机组报告起落架相关故障：起落架位置指示异常；起落架操作异常；其他使用起落架位置/空地逻辑进行控制的系统异常。
3.4故障总结
（1）传感器与目标块的间隙
传感器与目标块的间隙对信号的感应很重要，如果距离太远（Z）偏大或者偏心（Y或Z偏离），这样可能造成传感器接受的电感值偏小。对于探测回路阻抗值小，如果没有达到规定值，系统将会给出Target Rear 信号。同时也要注意传感器目标块外形，在检查是要注意确认目标快有无变形、破裂、松动等。
（2）LGCIU 本身的问题
LGCIU 本身出现了问题，也有可能造成出现故障信息。因此在排故时，如果不能通过测量或测试找到真正的故障原因，为了进一步排除故障，建议即使更换了传感器，最好将 LGCIU 对调，同时考虑到放行问题，建议与其他飞机的LGCIU2 对调。当出现LGCIU故障时，首先查看CFDS记录，然后根据所记录的故障信息排故。如果CFDS没有记录，说明故障可能是LGCIU内部故障引起。首先，应更换或对调LGCIU。如果有相应的传感器记录，则可根据该记录，对相应的传感器、线路和目标进行检查，排除故障。
（3）有其它系统的ECAM警告/信息。该故障原因是接近传感器的电气故障，该类故障容易从LGCIU BITE中得到明确的信息。
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4 起落架油液渗漏故障分析
4.1起落架减震支柱油液渗漏分析
A320飞机起落架采用油气减震，外筒上有两个封圈将油气密封。因为起落架减震支柱随着飞机的起降起落架支柱不断的伸缩。密封圈长期摩擦导致封圈密封效果下降，油液从内筒伸出。如果渗漏严重，出现硬着陆，飞机在着陆后猛烈撞击力很有可能损坏起落架的凸台，机身结构等。
4.1.1起落架减震支柱组成及原理
如图4-1前起落架减震支柱由：
（1）减震支柱密封外筒；
（2）减震支柱内筒（前起落架减震支柱转弯作动筒，用于前轮转弯）
（3）两个封圈，其中一个是备用封圈。
（4）上部氮气和下部液压油。
起落架减震支柱归纳起来有以下功能：
(1)吸收飞机着陆时与地面的撞击力；
(2)支撑飞机在地面移动
(3)减小飞机着陆时的颠簸。
图4-1前起落架减震支柱
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如图4-1起落架分为外筒和内筒，在减震支柱内部充有油液和氮气，上部为氮气，下部容腔中有液压油，在内筒上有两个封圈，封圈将油液和氮气密封在里面，防止油液渗漏。当飞机着陆时，起落架减震支柱压缩，油液和气体快速通过阻尼孔，将飞机与地面的撞击力转变为油气通过阻尼孔时产生的热量。内筒上部是一个圆锥体，圆锥体通过阻尼孔，起落架压缩时，圆锥体往上运动，阻尼孔缝隙越来越小，油气通过量减少，使得减震支柱越来越难压缩，从而达到起落架减震效果。
前起落架的上有定中凸轮，在起落架伸出后，滑动筒伸长，内筒的凸轮刚好与外筒的凹槽吻合，前轮处于中立位。内筒上有半齿轮与对称转弯作动筒的齿条贴合，液压作动筒内的活塞伸缩驱动内筒旋转，操纵前轮转弯。
4.1.2故障总结
起落架减震支柱漏油是起落架系统中出现先故障率比较高的，通常油液从起落架里面沿着起落架内筒镜面漏出来。在做短停和航后的工作时，明显就能看到。起落架减震器油液渗漏，如果不是大面积渗漏是可以根据MEL保留放行的。起落架减震器漏油大部分都是因为减震器里面的封圈坏了，在内筒上有两个封圈，其中一个是备用封圈。如果两个封圈都受损，起落架减震器里面的油液在压力作用下就会渗出来。封圈受损很多原因都是因为起落架减震器镜面受到污染，各种杂质附着镜面，随着起落架内筒伸缩，灰尘就进入封圈内，长时间的工作，磨坏封圈，密封效果就比较差，最后造成油液渗漏。另外各种杂质进入起落架油液中，造成严重的污染。
对于起落架减震支柱故障主要有：起落架减震支柱漏油；起落架镜面低。对于故障第一种故障，是因为封圈受损。第二种故障就是没有漏油，而是里面的氮气不足。
改良措施：（1）为了有效减少起落架减震支柱漏油事件，延长封圈寿命，去除上面的杂质，每天晚上航后工作需要用红油清洁起落架减震支柱的镜面，并用镜面纸擦干净。（2）早上航前有卷尺测量起落架的镜面高度，对照主起落架的高度差在规定值范围内，如果起落架镜面高度低，重点检查起落架充气活门密封情况，并进行相应的起落架充气工作。
4.2 刹车组件作动筒漏油
主起落架刹车作动筒环形的分布在刹车组件上，刹车作动筒由金属壳体和活塞组成，活塞上有一个使活塞收回壳体内的弹簧。在提供液压压力下，液压动力克服弹簧张力使活塞伸出，挤压刹车盘。当没有压力作用的时候，在弹簧张力作用下，活塞收回。活塞与金属壳体之间有橡胶密封圈，防止液压油渗出，如图4-2。
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图4-2 刹车作动筒
故障总结：
刹车组件作动筒容易出现漏油。因为轮子碎屑以及各种杂质附在作动筒上腐蚀封圈，封圈一旦受损，不仅作动筒漏油，而且带到金属壳体内，活塞在伸出和收回的时候很容易将这些杂子带到金属壳体内，污染液压油。这个区域是油液渗漏检查的重点，而且在刹车组件的下方不好观察作动筒，容易漏检，所以在晚上做航后的时候用手电筒彻底检查作动筒。 刹车作动筒出现的故障主要有两种：(1)作动筒漏油;(2)活塞上的封圈被挤出。如果出现以上故障，在航线工作就是直接更换刹车组件。为了减少故障发生，在刹车组件维护中要定期检查，并清洁相关区域。
4.3 刹车组件液压快卸接头漏油
A320飞机刹车组件由绿系统和黄系统提供液压压力。通常正常刹车采用绿系统，备用刹车和停留刹车用黄系统。黄系统和绿系统都能提供3000PSI的压力，这么高的液压压力对于输送液压油的管路结构和密封性要求很高。如果结构受损，密封效果不好，那么液压油就会渗漏，刹车组件无法工作。
刹车组件有两个液压快卸接头，一个是绿系统，一个是黄系统。液压快卸接头主要是方便拆下，不需要泄压，而且防渗漏等优点。
参考图4-3，液压快卸接头就是一个单项活门，油液只能从单方向流通。里面是一个弹簧和一个堵头，当快卸接头连接在刹车组件上，弹簧被顶开，油液通向刹车组件作动筒，当拆下快卸接头时，弹簧张力将堵头堵住出口。单向活门在每个端头都有一个安装了液压接头的圆柱形壳体。壳体包含一个弹簧保持提升活门靠在壳体表面。当单向活门在接通位置,提升活门和活门座之间的金属与金属接触使内部密封。活门进口旁的液压油压力依靠压在提升活门表面。当液压油的压力大于弹簧的压力,提升活门从壳体表面移走。液压油流过槽活门和通过出口流出。如果在活门出口旁的压力超过进口旁边的压力,弹力关闭提升活门。确保液压油只可在一个方向流动。
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图4-3单向活门
故障总结：刹车组件液压快卸接头经常发生液压油渗漏。连接液压快卸接头和起落架支柱上的液压金属管之间的液压软管，因为起落架内筒的伸缩，这部分软管长期受到拉力和震动，容易出现接头松动而导致油液渗漏。为了减少刹车液压快卸接头在工作中的故障，需要改进维护工作：（1）在安装快卸接头管路时，大致测量一下接头到液压金属管之间的距离，按照手册要求的力矩值给接头打力矩，安装好以后打保险，喷射显眼剂，进行打压踩刹车测试，观察有无渗漏。（2）在航后维护的时候经常清洁该区域，确保油液渗漏时便于观察。
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5 前轮转弯故障分析
5.1 前轮转弯故障
5.1.1前轮转弯原理
可以通过驾驶舱的转弯手轮和方向舵脚蹬来控制前轮的转向。转弯手轮和方向舵脚蹬将控制信号传输给BSCU（刹车和转弯控制组件），由BSCU来控制选择活门的打开和关闭，前起落架的前后成一条直线的两个作动筒内有齿条，齿条与前起落架内筒上的齿轮贴合，液压动力推动作动筒伸缩，从而控制轮子转弯（参考图5-1）。
BSCU还接受来自轮子转速信号和ADIRU（大气数据基准惯导组件）的信号，控制轮速，调节刹车压力。以最佳的刹车性能控制刹车。对系统监控和自检，向电子中央监控系统，中央故障显示系统发送警告和提示信息。其中的ABCU（备份刹车控制组 件）是作为备份用的。
飞机在地面滑行时，操控转弯手轮最大转弯范围是-74度至+74度；转弯手轮输出信号是-75度至+75度；方向舵脚蹬控制前轮转弯范围是-6度至+6度；推托飞机的时候插上前轮转弯销的转弯范围是-95度至+95度。其中手轮的输出转向信号与前轮的转向不成线性。输入的信号与飞机的速度有关，当飞机的速度大于130节时，转弯控制失效。手轮只是在低速滑行时使用，脚蹬在飞机起飞和着陆时使用。手轮上有一个按钮用来脱开脚蹬输入的角度信号。其中两个手轮的输出信号和脚蹬的输出信号会成 代数叠加，但转弯的最大角度不会超过74度。飞机在起飞后，前轮的凸轮定中机构会将前轮置于中立位置，收上轮舱。
在地面推托飞机时要在电气控制盒5GC上插上前起落架转弯销，把上面的手柄扳到TOWING位置。实际上就是断开BSCU和前轮转弯系统的信号，再由BSCU断开选择活门，然后由旁通活门将两个转弯作动筒的液压旁通，避免在推托飞机的过程中由于启动发动机前轮自动定中造成事故。
如图5-1 两个对称的前轮转弯作动筒上的齿条与前起落架的半齿轮贴合，液压动力驱动一边作动筒伸出，另一个作动筒收缩，齿条带动半齿轮旋转，实现前轮转动。液压旁通活门将两个作动筒的容腔旁通，里面液压压力相等，确保在推托飞机的时候不会损坏里面的转弯机构。
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图5-1转弯系统原理
5.1.2前起落架安全活门失效
如图5-2，安全活门分别有一个油液出口和进口，里面有一个堵头，堵头上有张力弹簧，当出现管路漏油时，出口的油液压力急剧变小，该压力完全小于弹簧的张力，堵头在弹簧张力的作用下伸出并堵住液压油出口，油液渗漏停止，不让更多的液压渗漏。
图5-2安全活门
故障总结：在整个液压系统中都有安全活门，安全活门的作用是在液压系统出现油液渗漏并且渗漏大于或等于4L/min时，安全活门关闭。由于安全活门故障导致前
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轮无法转弯，因此安全活门对于前轮转弯非常重要。控制飞机前轮转弯的液压系统中的安全活门出现故障多数是弹簧张力下降，导致在系统发生油液渗漏的时候不能完全 关闭。对于安全活门故障，在维护工作中直接更换活门。对于安全活门需要进一步改进的是，在一个液压 系统的总管上安装安全活门，在起落架转弯控制系统中再安装一个安全活门，有效降低油液渗漏风险。
5.2 前起落架滑行转弯中产生异响故障
A320飞机前起落架在滑行转弯过程中产生异常响声。在厂家的TSM手册给出的是进行前起落架润滑，因为初步判断异常响声是因为起落架连接处摩擦产生的，但是即使润滑了还是没有彻底解决该故障。按照MEL手册要求可以放行，但是对于飞行员来说始终心里面还是有阴影。
故障总结：
首先明确前起落架产生异常响声主要有三个来源：（1）起落架的连接处，接头磨损松动和间隙超标；（2）前轮转弯的作动筒摩擦；（3）前起落架减震支柱内部摩擦。前起落架减震支柱内部摩擦产生的异常响声，那么这个产生异常响声的应该是减震支柱的上部轴承，该轴承是一个多空的结构，当外部载荷通过作动筒施加到轴承上 时，小孔中集成的空气就会释放掉，从而造成不正常的响声。经过对该区域润滑以后可以消除异常声响。
消除该声响采用两种方法:(1)在不顶升飞机的情况下，在前起落架后面注油孔缓慢注油。然后通过转弯手轮测试转弯系统，重复几次注油，以便油液进入内部轴承。
（2）顶升飞机的情况下，用千斤顶将前起落架顶起，让凸轮脱离，顶升两次。手动转动前轮+45度，让油液渗入内部轴承。
对于前起落架在滑行转弯时产生的异常响声，在不顶升飞机的情况下，解决的最好方法就是定期的对前起落架注油润滑，异常响声逐渐消失。润滑前起落架的相关部件不仅可以消除异常声响，而且减少连接处的磨损，延长起落架的结构寿命。
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6起落架重着陆检查
6.1重着陆定义
飞机重着陆：当飞机接触跑道时由于垂直加速度过大，触地载荷超过了该机型的规定值。飞机重着陆对起落架和机身结构造成很大损伤，如果垂直加速过大，也有可能导致起落架折断，机身结构出现裂纹。重着陆有两种类型：（1）硬着陆：着陆时重力中心的垂直加速度超过 2.6 g 或者是垂直速度超过 540 ft./min；（2）超重着陆：着陆超过最大着陆重量,重心垂直加速度超过 1.7 g 或者是垂直速度(V/S)超过 360 ft./min。
6.2重着陆对起落架的损伤总结
造成飞机重着陆的因素很多：（1）飞行员操纵技术。如果飞机着陆的时候过早减小发动机推力，接地弹跳处理不当。（2）恶劣的天气。飞机突然遇到风切变，升力急剧减小，飞行员没用及时的修正天气因素造成的偏差，飞机过快下降，也有可能造成重着陆。（3）由于视觉效果造成的偏差。白天或是黑夜导致能见度变差，飞行员误判。
判断飞机有无出现重着陆主要有三个参数：（1）着陆重量；（2）垂直加速度
（3）垂直速率。这三个数据都可以通过机组报告，在MCDU的载荷报告中得出数据。重着陆容易损坏起落架与机身连接的接头，侧杆变形，轴变松等。所以要目视检查主起落架下位锁弹簧和侧面撑杆中央接头连杆和套头。检查弹簧有无变型，冲击损坏。检查扭力杆间隙是否变大，检查扭力臂阻尼器以确保: 在油箱和阻尼器之间没有液压泄漏；阻尼器组件外部没有损坏；用保险丝正确地保险螺栓；护罩正确地安装的并没有损坏； 标签和指示器位置水平线清晰而且状况良好。
飞机重着陆对于飞机的结构和起落架会造成很大损伤，对于起落架的损伤程度也不同。在检查起落架的时，目前在航线工作中就是通过机组报告，打印载荷报告得出的相关数据进行分析。
检验主起落架锁簧和侧面撑杆中央接头连杆和套头：
（1）有无冲击损坏（2）有无变形（3）有无擦伤锁簧和 (4) 检查垫片是否有撞毁,磨损和腐蚀的迹象。从中轴线看，起落架滑动杆直径要控制在180MM值570MM之间。圆度要少于40微米。检验转弯系统作动筒是否有裂纹,漆层损坏和变形。在它端部测量作动筒壳体直径:直径不准大于 88.3 MM，手动移动上扭力臂转动旋转管，确保转动管自由转动。
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飞机出现重着陆首先进行目视检查：
侧撑杆有无变形，主起落架下位锁作动筒有无明显的弯曲，侧撑杆上的弹簧变形是否过大。目视检查起落架外筒边缘与内筒凸台是否有撞击的痕迹，如果飞机在接触跑道时接触地面的垂直速度过大，外筒下部边缘很有可能撞击到起落架内筒的凸台上。在侧撑杆与起落架连接的万向接头处进行孔径测量，侧撑杆与机身连接的接头，测量轴的直径和孔的内径。万向接头处有无裂纹，受损是否严重。主要仔细检查起落架两个主接头与机身的连接处孔径大小，机身是否有裂纹。把轮子拆下来，测量轮轴的直径和轮子的孔径。观察轮毂是否有裂纹。
出现过重着陆的飞机根据相关的载荷数据进行判断是否需要进行无损探伤，无损探伤对于飞机的整体结构进行彻底的检查。
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7 结 论
本次论文结合实际工作中的一些案例，工作中碰到的故障，并咨询了一些多年工作经验的老师傅，认真听取他们的排故经验，经过自己收集关于起落架方面的故障，在工作中碰到的一些故障，完成了这次论文设计。论文主要完成了一下工作：
（1）把起落架一个大的系统分成了很多子系统，在涉及到具体的哪一个子系统的某个部件故障时，先阐述了这个子系统的工作原理。从原理进行排故，在知道部件工作原理以后，处理故障比较简单。然后重点突出故障并如何解决故障。
（2）本论文涵盖了起落架系统中比较典型的故障案例，通过列举工作中出现的案列，来分析产生故障的原因，然后以最快的速度排除故障。不仅大大缩短了航线的维护时间，而且也减少不必要的航材浪费，为航空公司节约成本。
（3）文中在介绍起落架的某个系统或是部件工作原理的时候，都配的有原理图，看上去更直观，在解决故障时，原理图发挥很好的作用。
本次论文设计为A320飞机起落架系统典型故障分析，在写论文前的准备，前期收集相关资料，制作和完成的各阶段遇到了很多困难。但是在自己不断努力和老师，同事们的帮助下，克服种种困难，把遇到的难题都解决，最后完成了该论文。
论文的前期阶段，主要是收集相关资料，结合自己的兴趣，认真听取老师的建议，最终确定论文的大致方向。工作中积极参与有关起落架系统故障的排故和维护工作，工作结束后总结排故过程。在工作之余，不断查阅与我们工作相关的维护手册比如空客公司的AMM手册，TSM手册，ASM手册等。为完成论文框架积累一定的基础。
中期阶段，论文大致框架已经完成，里面的内容需要做进一步修改。上班的时候，利用空闲时间学习起落架系统的原理，晚上的航后涉及到的起落架故障和维护工作时，并亲自参与。利用白天和工作之余的时间学习的起落架系统，晚上工作拆开观察并如何去排除故障。亲自碰到的故障，对完成本次毕业设计起到了很好的作用。在此区间，通过网络查阅了相关文献，收集了一些飞机维修基地的期刊，同时在网络平台——机务在线，得到了很多师傅提出的宝贵意见。
后期阶段，为论文撰稿和完善阶段，通过实际工作中碰到的故障，查阅手册和收集相关文献，撰写论文主体。论文中涉及的起落架子系统或是某个部件的工作原理，文字描述不一定很清楚，通过原理图更好的理解系统的工作原理。论文的主要结构为：前面从大的方面叙述了起落架的整体收放原理以及相关的控制部件；后面的几个章节中都是先叙述部件的工作原理；再介绍起落架部件的故障模式；后分析并如何解决故障；最后进行总结。
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未来机务维修的发展：
随着我国加快民航事业的发展，民用飞机数量增多，在维护飞机的机务人员配备上严重不足，现阶段处于超负荷运转。飞机数量增多就需要更多的机务人员保障，但是机务需要一段时间的成长，要成为一名成熟的机务人员大概需要3至5年的时间。作为机务人员在初始阶段要不断努力学习，养成总结排故经验和看手册的好习惯。公司在机务人才培养方面，营造酿好的学习氛围，建立起一套各阶段的培训内容。
未来在飞机维修领域，会建立起一套完善的维修体系和维修人员信息交流平台，维修资源的信息共享。飞机的重要系统将在电脑的远程监控之下，各种故障信息会反馈给专门监控的计算机，维修人员只需通过计算机查看故障信息，及时排故。这样不仅大大减少了维修人员的排故时间，而且也减少了飞机的停场维修，在保障航班正点率这一块做贡献，为航空公司减少维护成本。
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参考文献
[1]刘伟. A320起落架接近传感器应用及典型故障案例分析.科技视界.2013（23）：48—49.
[2]A319/A320/A321 AIRCRAFTMAINTENANCEMANUAL [Z].2015
[3]任仁良,张铁纯.涡轮发动机飞机结构与系统.北京：兵器工业出版社.2014.4
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[5]A320 147机型培训手册.2013
[6]A320 机型教材.德国：汉莎航空.2010.5
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[8]胡可赢.A320主起落架减震支柱充气勤务.中国科技博览，2015(23)：318-319.
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[13]王勇.重着陆对飞行安全的危害及预防.中外企业家，2013（3）:165-165.
[14]吕长春.对优化A320飞机刹车使用探讨.民航管理，2012，10（10）:65-73.
[15]何永乐.飞机刹车系统控制.西安：西北工业大学出版社.2007.10.
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致 谢
本次论文制作过程中得到了工作中的同事和我的导师的帮助，老师悉心指导我完成论文设计。使得我的论文得以顺利完成。在此对工作中的各位同事和老师表示最真挚的感谢！老师一直悉心教导我，督促我完成论文设计，从论文的设计之初，老师提了多个方案，在选题上，给了很多建议。在论文设计过程中遇到了各种困难时，向老师和工作中的同事们寻求帮助，他们都耐心的帮助我解决问题，在论文设计上，起到了关键性的作用。正是在老师的指导下，我才顺利完成毕业论文设计。
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附录A：缩写翻译
ABCU Alternate Breaking Control Unit 备用刹车控制组件
ABSORBER减震器
ACCU Accumulator 储压器
ADIRU Air Data Inertial Reference Unit 大气数据基准惯导组件
AMM Aircraft maintenance 飞机维护手册
ASM Aircraft Schematic Manual 飞机图解手册
BITE Built-In Test Equipment 机内测试设备
BSCU Breaking Steering Control Unit 刹车转弯控制组件
CFDS Central Fault Display System 中央故障显示系统
ECAM Electronic Centralized Aircraft Monitor 飞机电子中央显示器
LGCIU Landing Gear Control Interface Unit 起落架控制与界面组件
L/G Landing Gear 起落架
LVDT 位移传感器
MCDU Multifunction Control Display Unit 多功能控制显示组件
MEL Minimum Equipment List 最低设备清单
PHC Probe Heat Computer 探头加热计算机
PSI Pounds Per Square Inch 磅/平方英寸
Target Near 目标接近
Target Fear 目标远离
TSM Trouble Shooting Manual 飞机排故手册
附录B: 外文翻译资料
MAIN GEAR DOORS
Three doors close each Main Landing Gear (MLG) bay. These are: - a hydraulically-operated main door - a mechanically-operated hinged-fairing door - a fixed fairing door on the MLG leg. The MLG doors are made from Carbon-Fiber Reinforced-Plastic (CFRP) with a NOMEX honeycombed core. Each door has flexible seals at its structure interface which protect the CFRP/ metal interfaces from damage by the airflow. When the MLGretracts，all the doors close. When the MLG extends, the hydraulically operated doors close and the mechanically operated doors stay open. A door opening mechanism lets the hydraulically operated doors open on the ground, for access to the MLG bay. A ground door-opening handle operates a bypass valve in the doors hydraulic circuit and releases the doors uplocks. A ground lock-sleeve can be installed on each door actuator, to keep it open.
Main Door Each main door has: - a related MLG door actuating-cylinder - access steps - door ramps - position proximity switches. Each main door has hinges at the keel beam and closes outboard to an uplock in the fuselage. The main body of the door actuating cylinder attaches to a fitting on the keel beam. Steps on the internal surface of the door give access to the MLG bay, without other support equipment. Two fixed ramps and (not on all A320s) one adjustable ramp, are installed on the inside of the main door. These ramps make sure that the main gear does not get caught on the door during a free-fall extension. The MLG door actuating-cylinder operates the main door during the extension and retraction sequence. The door opens in sequence, before movement of the main gear. The door closes only when the main gear is locked in the fully extended or retracted position. An uplock roller assembly, installed on the main door, engages with the MLG door uplock. The uplock roller assembly and the MLG door uplock keep the door in the closed position. Proximity Sensors
Proximity sensors and targets are used to show the position of the main door. The proximity sensors are installed on the center-fuselage keel-structure. The targets are installed on the main door, on a bracket at the door hinge line. During the operation of the door, the positions of the proximity sensors change in relation to their targets. The sensors
send a signal to the Landing Gear Control and Interface Units (LGCIUs). This signal shows when the door is ’fully open’ or ’not fully open’. This data is used to: - control the retraction and extension sequences of the landing gear - supply indication/failure data of the MLG doors, to the indication and warning system in the flight compartment.
MLG DOOR OPENING ON GROUND
Each main door has a ground door-opening mechanism to open the door for maintenance. The mechanism has these components: - a ground door-opening handle - a bypass valve 2517GM (2518GM) - a release mechanism in the door uplock 2520GM (2521GM). Access to the ground door-opening handle is by the panel 195BB (196BB) - (access to the hydraulic compartment)-, which is in the center fuselage, adjacent to its related MLG door. This location gives the operator a safe position and a clear view of the door travel. The handle connects, through a push-pull cable, to a lay shaft on the door by-pass valve on the outboard side of the MLG bay. The initial movement of the ground door-opening handle causes the bypass valve to: - isolate the door actuating-cylinders from the door-close hydraulic line (the Green hydraulic system does not have to be pressurized) - connect together the two chambers of each door actuating-cylinder, to move the hydraulic fluid during the actuating cylinder extension. More movement of the ground door-opening handle makes the rod on the layshaft turn a splinted shaft on the door uplock. This operates a release mechanism in the uplock, which releases the uplock hook, and lets gravity open the main door. If the ground door-opening handle is put in the closed position, with the doors open, a hydraulic pressurization of the system will cause the doors to close. The locking plunger in the bypass valve will prevent movement of the ground door-opening handle to the doors-close position (unless the Green hydraulic system is pressurized). When the handle is moved to the doors-close position, the main doors close at the same time.
Door Bypass Valve
The door bypass valve is installed in the close line of each MLG door actuating-cylinder. During the operation of the Normal Extension and Retraction System, hydraulic fluid goes through the door bypass valve. When the ground door-opening mechanism is operated, the door bypass valve: - closes the hydraulic supply pressure - connects each side of the door actuating-cylinder together.This prevents a hydraulic lock,
and allows the hydraulic fluid to be released from under the door actuating-cylinder piston. The door then moves under gravity.
EXTENSION AND RETRACTION
The extension and retraction system extends and retracts the landing gear (L/G). The system is divided into two sub-systems: - the Normal Extension and Retraction System - the Free Fall Extension System.
Normal Extension and Retraction
The normal extension and retraction system is used to extend and retract the landing gear. The system is electrically controlled and hydraulically operated. The hydraulic supply is from the Green hydraulic power system. A Landing Gear Control and Interface Unit (LGCIU) control the sequence of operations. The L/G control lever (6GA) operates the extension and retraction of the landing gear. It is on the First Officers side of the center instrument panel. The two control and position-sensing systems each have a LGCIU, proximity sensors and targets.
Free Fall Extension
If the normal extension and retraction system is not serviceable, you can operate the free-fall extension system. It extends the nose landing gear (NLG) and the main landing gears (MLG) by gravity. The system is mechanically operated by cables, rods, and levers, used to make the necessary extend selections. The free-fall extension control-handle operates the L/G mechanically and is on the rear of the center pedestal.
When you operate the free-fall extension control-handle, it releases the uplocks on:- the main landing gear doors - the nose landing gear doors - the main landing gears - the nose landing gear.
A mechanically-operated valve isolates the hydraulic supply. To prevent cavitation and hydraulic locks, other mechanically-operated valves let fluid move in the hydraulic components of the normal extension and retraction system.When the uplocks release, gravity extends the L/G doors and the L/G. Springs pull the downlock-links of the L/G into the locked position and the L/G doors stay open.When you put the free-fall extension control-handle to the NORMAL position and set the L/G control handle to DOWN: - the main doors close - the system is set to the normal extension and retraction mode.
BRAKE SYSTEM
Normal Braking
The Normal braking system is electro hydraulic and includes a computer, which is the Brake and Steering Control Unit (BSCU). The BSCU controls the operation of the electro hydraulic valves in the system. The System includes a switch, the A/SKID & N/W STRG switch, which isolates the system when set to OFF. The hydraulic pressure that operates the brake pistons is supplied from the Green Main Hydraulic Power System. The system has two modes of operation, manual and automatic, and gives automatic anti-skid protection in each mode. During manual braking, the input signals to the computer come from two pairs of brake pedals. The input signals are proportional to the amount of pedal travel and supply braking independently to each MLG. For automatic braking, three Pushbutton Switches (P/BSW) each set an automatic braking program (LO, MED or MAX) in the BSCU, which gives a different deceleration rate. Use of the pedals cancels an automatic braking program. The BSCU uses the input signals to make output signals which control the operation of the electro hydraulic valves. The WHEEL page shows data for the anti-skid and braking functions. Lights on each P/BSW show the program selection and when it is in operation. If specified failures occur in the system, control automatically changes to the Alternate braking system mode.
Alternate Braking with Anti-Skid
The Alternate braking system with anti-skid is the secondary, electro hydraulic braking system. It automatically becomes available if: specified failures occur in the Normal braking system the pressure of the Green main hydraulic power supply is less than a specified value. Braking inputs can only be made at the brake pedals. These operate a low-pressure hydraulic system. This system causes the Yellow main hydraulic power supply to go to the second set of pistons in the brakes. The quantity of hydraulic pressure that goes to the brakes (of the left and right MLG) is in proportion to the travel of each brake pedal. The BSCU controls the four servo valves in the system to supply the anti-skid function.
The alternate braking without anti-skid system is the secondary mode of operation of the alternate braking with anti-skid system. The system is automatically available when the anti-skid function is not available. This occurs when: the A/SKID & N/W STRG switch is set to OFF electrical control of the Alternate Braking with Anti-Skid System is not
available. The system uses the same hydro mechanical components as the alternate braking with anti-skid system. Braking inputs can only be made at the brake pedals. When the brake pedals are operated, hydraulic pressure from the Yellow main hydraulic power system is connected to the brakes. If the Yellow hydraulic supply is not available, an accumulator (filled from the Yellow hydraulic system) gives sufficient pressure for at least 7 full operations of the brakes. As electrical power is not necessary to operate the brakes, this system is usually used when the aircraft is towed. A triple pressure indicator shows the supply pressure and the pressure at the brakes.
Parking Braking
The parking braking system is an electro hydraulic system. Its primary function is to prevent movement of the aircraft when it is parked. It can also be used to stop the aircraft. The parking braking system gets its hydraulic power supply from the accumulator of the Alternate braking system or the Yellow main hydraulic power system. The accumulator has sufficient capacity to hold the brakes on for a minimum time of twelve hours. The brake pressure supplied to each MLG and the accumulator pressures are shown on the triple pressure indicator.
外文翻译资料译文部分
主起落架舱门
主起落架有三个舱门分别是：液压作动主舱门；机械随动铰链门；整流门。主起落架舱门由加固型蜂窝状的复合材料制成。在每个舱门的连接处都有橡胶型密封沿，部件可以保护连接处，还拥有良好的启动外形。当主起落架收回时，所有的主起落架舱门都关闭。当主起落架放出时，液压作动的舱门关闭，其他两个随动门打开。当飞机在地面上时，可以机械打开液压作动的舱门。其接近盖板在主起落架舱门傍边。地面舱门打开手柄，它有一个液压旁通活门，在液压回路中，将液压旁通，并松开舱门上位锁。地面安全锁套筒安装在每个主起落架锁作动筒上，并保持起落架打开。
每个主起落架舱门有：主舱门作动筒；接近盖板；舱门封严；位置传感器电门；每个舱门在与机身连接处有密封封严和舱门上位锁，保持舱门收上以后锁上固定。主舱门作动筒安装在机身的龙骨梁上，在每个舱门的内表面有一些可以接近主起落架舱门的台阶，外表面没有起来的支撑设备。有两个固定的斜坡（并不是所有的320飞机都有）和一个可调节的斜坡都是安装在主起落架舱门的内表面。这些斜坡的作用就是确保在主起落架处于自由放下的时候主起落架不会撞到舱门里面。主起落架收放顺序的时候，主起落架舱门作动筒作动舱门收放顺序。在主起落架运动之前，主起落架舱门安顺序打开。当主起落架完全放出并锁住或是完全收回并锁上的时候，舱门才会关闭。每个上位锁挂钩安装在主起落架舱门上，与作动机构舱门上位锁。上位锁保持舱门在关闭的时候舱门锁上。
接近电门传感器
接近电门传感器和目标块用于显示主起落架舱门的位置信息。接近传感器安装机身中央的龙骨结构上面，目标块安装在主起落架舱门上，在舱门铰链线上的支架上。当舱门运动的时候，位置传感器与目标块之间的距离就会改变。接近传感器就会将位置信号发送给LGCIU，就会显示舱门全开或是没有打开的信号。这些数据用于：控制起落架的收放顺序；在飞行控制组件中的警告和指示系统中提供指示或起落架舱门的故障数据。
主起落架舱门地面打开
每个主起落架舱门都有一个地面打开机构由于打开舱门进行维护。作动机构有以下组件：舱门地面打开手柄；旁通活门2517GM（2518GM）;舱门上位锁松开机构2520GM（2521GM）。舱门地面打开手柄的接近盖板是在机身的中央，靠近主起落架舱门。这
位置是操作员操纵的安全位置，清除舱门附近的障碍物并观察舱门的大致行程。手柄连接到机身上，手柄是推拉式的，上面有一根绳子。在起落架舱外侧有一个接近盖板里面有一个舱门放下手柄，这个手柄相当于一个旁通活门。地面舱门放出手柄作动旁通活门：从舱门液压管中隔离通往舱门作动筒的液压（绿系统无需增压）；连接到每个起落架舱门作动筒的腔，当作动筒处于伸出的时候壳体内油液可以流动。地面舱门打开手柄作动舱门上位锁打开舱门。这种运动就是机械式的打开舱门上位锁，松开挂钩，重力放下起落架舱门。手柄放在收上位，如果有液压的情况下，起落架舱门在作动筒的作用力下将舱门收上关闭。手柄上的插销预防手柄收上到舱门关闭的位置（除非绿系统增压）。当手柄扳到收上位的时候，舱门同时关闭。
舱门旁通活门
舱门旁通活门安装在舱门作动筒的液压管路上。当处于正常收放的时候液压通过旁通活门流通。当地面舱门打开机构作动时：关闭液压供压；连通舱门作动筒两边的液压。这样做就是为了防止液锁，并允许液压从舱门作动筒的下面液压出口往液压进口流动，然后舱门依靠重力放下。
起落架收上和放出
起落架收放系统控制收放起落架，这个系统又分为两个子系统：正常收放系统；自由放出系统。
正常收放
正常收放系统用于起落架的放出和收回。这个系统是电动控制和液压作动的，由绿系统提供液压。LGCIU控制起落架的收放顺序。起落架控制面（6GA）控制起落架的伸出和收回。它位于副驾驶旁边的中央操纵面板上。两个控制和位置传感器各自有一台LGCIU，传感器和目标组件。
自由放出
如果正常收放系统失效，就可以采用自由放出系统。通过重力放下前起落架和主起落架。该系统采用手柄机械放出，自由放出起落架的手柄位于中央操纵台的后面。
当作动自由放出手柄的时候，机械式的松开上位锁:主起落架舱门；前起落架舱门；主起落架；前起落架。
机械作动活门隔离液压，防止气穴和液压锁住。其他的机械作动活门也让油液在正常收放系统的部件中流动。当上位锁松开，重力放出舱门和起落架。弹簧推开下位锁并保持在锁住位置，起落架舱门保持打开。当把起落架自由放出手柄放在正常位，设置起落架控制手柄到放下位的时候:主起落架舱门关闭；系统设置在正常收放模式。
正常刹车系统
正常刹车
正常刹车系统是电液控制包括一个BSCU计算机。在系统中BSCU主要是控制电液活门的作动。这个系统包括防滞和前轮转弯开关。当系统设置在关位的时候，这些开关隔离液压。由绿系统供给刹车作动筒液压，该系统有两种作动模式，手动刹车和自动刹车，在一种模式下都有自动带防滞保护。当处于手动刹车的时候，来自于两个刹车脚蹬的信号传输给计算机。输入信号与脚蹬的行程是成比例的，并独立的供给每个主起落架。对于自动刹车来说有三个刹车按钮（低，中，高），可以在BSCU中进行设置。每种模式将给出不同的减速度，使用方向舵脚蹬可以取消自动刹车模式。BSCU使用输入的信号发出信号进行操控电液控制活门。轮子页面显示了防滞刹车的功能。当系统在工作的时候每个相对于的灯亮表示相应的按钮作动。如何在系统中有特殊的故障发生，就会自动的切换到备用刹车模式。
备用刹车带防滞
带防滞的备用刹车系统是次级系统，电液刹车系统，出现以下情况时自动有效:正常刹车系统出现故障；绿系统提供的压力低于一定的水平值；刹车输入信号由方向舵脚蹬提供。 作动一个低压系统，将会触动液压黄系统提供液压给刹车作动筒。进入到刹车组件里面的液压压力与脚蹬的行程成比例的。在系统中BSCU控制四个伺服活门，提供防滞功能。
不带防滞功能的备用刹车系统是带防滞功能的备用刹车系统的子系统。当带防滞功能的刹车系统失效的时候该系统自动生效。当出现以下情况时：防滞和前轮转弯开关设置在关断位；带防滞的备用刹车系统失效。刹车信号来至脚蹬，当刹车脚蹬作动的时候，来至黄系统的液压压力供给刹车组件。如果黄系统液压失效，由刹车储压器（黄系统供压）提供的压力维持至少7次刹车。要作动电动泵，因为在托飞机的时候该系统经常使用，有三块表针指示刹车。
停留刹车
停留刹车系统是电液控制系统。它的主要功能就是当飞机停住的时候防止飞机在地面移动。停留刹车系统的液压压力由备用刹车提供压力，或者是黄系统的压力。刹车储压器可以维持刹车12小时的时间，刹车压力提供给主起落架，刹车储压器的压力以三个指针的形式显示。