ICS 49.045 V 36
HB 8449-2014
民用飞机起落架结构设计通用要求
General design requirement for landing gear structures of civil aircraft
2014-05-19 发布 2014-10-01 实施
中华人民共和国工业和信息化部发布
前言
本标准按照 GB/T 1. 1-2009《标准化工作导则第 1 部分：标准的结构和编写》给出的规则起草。本标准由中国航空综合技术研究所归口。
本标准起草单位：中航工业第一飞机设计研究院、中国航空综合技术研究所。
本标准主要起草人：毛艳梅、李旭东、任志勇、王哲、贾晓。
民用飞机起落架结构设计通用要求
1 范围
本标准规定了民用飞机起落架结构设计与验证应遵循的要求。
本标准适用于民用飞机起落架结构设计与验证。
2 规范性引用文件
下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件， 仅所注日期的版本适用于本文件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。
GB/T 1031-1995 表面粗糙度参数及其数值
HB 4-56～57-1987 圆截面橡胶圈密封结构
HB 4-58-1987 圆截面橡胶圈密封结构保护圈
HB 4-70-1983 活门注油嘴
HB 4-71-1983 压力注油嘴
HB 4-72-1983 弯头压力注油嘴
HB 6176-1988 飞机油气式缓冲器起落架
HB 6645-1992 飞机起落架缓冲器落震试验方法和要求
HB 7666-2000 飞机起落架系统性能试验验证要求
HB/Z 4-1995 O 型密封圈及密封结构的设计要求
《中国民用航空规章第 25 部〈运输类飞机适航标准〉》(CCAR-25-R4) 中国民用航空局 2011年 11 月 7 日中国民用航空局令第 209 号
3 一般要求
3.1 总体布局/结构形式
起落架上的机轮数量及机轮布置形式，根据具体承载及性能要求选择单轮式、单串联双轮式、并联三轮式、并联双轮式、双并列四轮小车式、双三串六轮式、双并列四轮式或并列双四轮小车八轮式等。
3.2 材料选择
起落架材料选择应：
a) 满足起落架使用功能、使用条件和使用部位的要求;
b) 优先考虑可制造性、可维护性、可保障性、可维修性以及相同或类似材料的适用性;
c) 综合考虑材料的强度及经济性等;
d) 与全机其他结构材料选择相匹配。
3.3 结构承载
起落架应有足够的结构承载能力，具体要求如下：
a) 应能承受飞机起飞、着陆、滑行以及其他使用情况下的载荷，并具有一定安全裕度;
b) 起落架应能适应各种地面载荷情况。
3.4 结构强度分析
在起落架发图前，应对所有承载零部件进行如下强度分析：
a) 限制载荷作用下的强度分析;
b) 极限载荷作用下的强度分析;
c) 刚度分析;
d) 结构稳定性分析。
3.5 结构寿命分析
要建立最低可接受的起落架设计使用寿命，需满足以下要求：
a) 应对起落架进行安全寿命分析，确定应力集中区域;
b) 采用疲劳载荷分析方法对每个危险位置进行裂纹扩展分析;
c) 当已知起落架的损伤容限时，确定危险区域集中应力的大小以及疲劳寿命;
d) 结构寿命设计应考虑起落架维修时零部件的储备，同时要考虑飞机重量的增加。
3.6 能量吸收
起落架应能吸收飞机着陆撞击时所产生的能量，保证飞机在着陆撞击过程中结构元件不超载。承载能力通过落震试验来验证。
3.7 动态稳定性
飞机在滑行、起飞、着陆撞击时， 起落架应有良好的弹性和阻尼特性以保证飞机有足够的动态稳定性。
3.8 收放可靠性
起落架收放机构应满足以下要求：
a) 起落架上、下位锁机构应具有良好的可靠性;
b) 起落架应具有良好的收放可靠性;
c) 起落架在放下位置，应保证飞机在地面的移动、起飞、着陆滑跑的安全;
d) 起落架在收起位置，应保证飞机良好的气动外形及飞行性能。
4 详细要求
4.1 缓冲器
4.1.1 缓冲器尺寸确定
缓冲器结构尺寸定应考虑如下因素：
a) 通过缓冲器终值力与缓冲器内部峰值压力计算外筒内孔面积，确定活塞杆直径。最后在经过校核来取值。
b) 对于支柱式起落架，在静止条件下，缓冲器终值力一般取飞机的最大停机载荷。
c) 对于摇臂式起落架，在相同载荷作用下，应考虑后摇臂的机械性能的影响，缓冲器所受载荷增大。
4.1.2 缓冲器行程
应根据缓冲器的减震能力确定起落架缓冲器的结构行程，根据能量守恒定律，考虑缓冲器和轮胎吸收飞机的动能和势能，公式中包括的参数有：飞机的设计下沉速度、起落架过载系数、缓冲器效率和轮
胎变形及效率。简化的数学公式为：
= GNStnt+GNSns…………………………………
式中：
GV2
——飞机着陆动能;
2g
(G 一 L)(S+St)——飞机位能;
GN St ns ——缓冲支柱吸收的动能;
GN Stnt ——轮胎吸收的动能;
St ——N 倍停机载荷下轮胎变形;
S ——机轮的垂直行程(未知数);
nt ——轮胎效率(一般假设为 0.47);
ns ——缓冲器效率;
N——过载;
G——飞机重力;
g——重力加速度;
L——升力;
V——下沉速度。
根据 CCAR-25-R4 对于运输类飞机的规定，升力等于重力，即 G-L=0。所以由方程(1)可得：
S…………………………………………
设计中，经上述计算得到的结构行程再增加 25.4mm，为最终确定的缓冲器结构行程。
4.1.3 缓冲器效率
缓冲器的效率应满足以下要求：
a) 当缓冲支柱行程超出 4.1.2 中定义的行程时，允许缓冲器效率达到最低值。
b) 缓冲器效率最终通过落震试验得到的数据确定：
1) 对变油孔的缓冲器应不小于 75%;
2) 对于定油孔的缓冲器可低至 60%。
4.1.4 轮胎效率
设计时采用的轮胎效率如下：
a) 对于大多数飞机，假设轮胎效率为 47%(近似值)，并假设轮胎载荷与位移曲线呈线性变化;
b) 单个轮胎的阻尼忽略不计。
4.1.5 反弹阻尼器
缓冲器应备有反弹阻尼器，通过反弹阻尼器限制缓冲装置的反弹速度，保证飞机在刚刚着陆时，其反弹趋势应不影响飞机的稳定性、操纵性和刹车性能。
4.1.6 油孔
油孔设计的基本要求如下：
a) 定油孔在结构上一般应对称布置;
b) 油孔通道应光滑;
c) 当不考虑油液所含的气体时，对于带油针或无油针油孔，可以使用带锐边的油孔，其边缘应清
洁、光滑、没有倒角或圆角。
4.1.7 油针
油针的设计应确保油针和可变油孔在所有操作条件下保持确定的关系，具体要求如下：
a) 油针结构应根据阻尼特性确定;
b) 油针的轴线应与起落架外筒的轴线平行，并与油孔同心;
c) 在所有设计状态下，在整个缓冲器结构行程中，油针和油孔之间不应出现有害的接触;
d) 在油针和油孔发生接触的情况下，应按照起落架在预期使用寿命中磨损最小，并获得不变的限油特性要求来选择油针和油孔材料;
e) 油针的安装应牢固，并有可靠的保险和密封装置。
4.1.8 油液充填量
油液充填和其注入方法要求如下：
a) 缓冲器全伸长状态下，油孔上面的油量应足以避免因油液泡沫或泄漏引起的缓冲性能损失;
b) 充填时操纵不当、油液中的气泡或油液的轻微缺陷不应削弱油液的阻尼特性;
c) 当油液体积比规定值少约 10%时，不应引起缓冲器明显的功能损失;
d) 当结构本身没有油-气分离活塞时，可变油孔上面的正常油面高至少为活塞直径的 125%或比活塞直径大 125mm (两者中取小者)。
4.1.9 内腔
缓冲支柱内腔的设计应满足以下要求：
a) 设计缓冲支柱内部结构时，应详细考虑内腔之间的油液流动;
b) 缓冲支柱内部结构的设计应保证缓冲器在收起角度大于 10˚或倒置恢复后，缓冲器的性能不受影响;
c) 在确定缓冲器不同内腔之间的连接方法和尺寸时，应保证在所有操作和维修情况下，缓冲器内没有截留空气或油液错位，保证缓冲器的所有功能。
4.1.10 维护性
维护性设计应满足如下要求：
a) 起落架应设计成可以被顶起;顶起点应布置在合适的位置上，应在使用顶起装置时不影响起落架工作;
b) 在顶起起落架的情况下，在不拆离任何其他起落架零件的条件下应能分解机轮;
c) 在缓冲支柱下轴套处应设置备用密封结构，保证飞机在应急情况下无须分解缓冲支柱就可以更换密封件;
d) 不顶起飞机或损坏相邻机体结构时，可调节气体压力和油液体积;
e) 所有液压机构的充填嘴、放油塞、空气阀应布置在易于接近的位置并留有足够的空间;
f) 充气嘴应采用标准件;
g) 维护所需的时间应最少。
4.1.11 动静密封
防止油液泄漏和保持起落架内正常气压的密封结构的设计应满足以下要求：
a) 应配置防止油液泄漏和保持起落架内正常气体压力的密封圈。密封圈不得承受延伸载荷。
b) 安装的密封要能够预防结构载荷带来的损坏。
c) 滑动密封的选择和安装应能防止油液泄漏。
d) 被密封件要有足够的密封槽宽度，应在不便维修的情况下能使用备用密封圈。
e) 滑动密封一般不能直接使用 O 型密封作为摩擦面和密封面。
f) 在以其他材料作为摩擦面和密封面的装配件里，可以使用O型密封作为滑动密封。 O型密封的设计与安装应符合 HB 4-56-1987、HB 4-57-1987、HB 4-58-1987 的要求。
g) 密封装置设计和计算参考 HB/Z 4-1995。也可以采用其他经过充分验证的、更好的密封结构。
h) 滑动密封材料要与指定油液的特性相容。
i) 应在不分解起落架的情况下，给所有滑动密封提供充分的润滑。
j) 滑动密封和静密封的数量应尽量少，满足易更换性。
4.1.12 油液
油液选择应注意：
a) 工作油液可选 YH-15，或随飞机液压系统的油液密度来选择;
b) 油液对于缓冲器中所用的构造材料，如钢、硬铝、青铜、皮革、橡胶、夹布胶木等不应产生有害影响;
c) 当使用磷酯基类充填液时，应使用与之相适应的合成橡胶密封圈;
d) 标牌上应注明缓冲器所用的充填液牌号及充填方法。
4.1.13 刮油涨圈
所有起落架应装有符合专用规范规定的刮油防尘装置，如刮油涨圈。刮油涨圈应满足以下要求：
a) 刮油涨圈应被安装在缓冲支柱的末端(在压紧螺母组件里)，用来保护密封支撑件和滑动密封不被零件的研磨污染所损坏;
b) 最好选用(铝铍合金)螺纹涨圈，涨圈安装在压紧螺母下;
c) 涨圈应与缓冲器中油液相兼容。
4.1.14 活动面粗糙度
滑动密封和滑动支撑件之间的距离应满足以下要求：
a) 当密封槽侧面不是支承零件一部分时，应避免槽脊和轴承接合面之间的接触;
b) 经疲劳分析确定为关键件的零件，其精加工后表面粗糙度不大于 Ra 1.6μm 或进行表面喷丸(喷丸前的表面粗糙度值不大于 Ra3.2μm);
c) 活塞杆滑动穿过密封和支撑的部分应加以研磨、镀硬铬， 并应符合 Ra0. 125～Ra0.4 的表面粗糙度要求。
4.1.15 滑动支撑
所有油气缓冲器滑动支撑的位置、尺寸、材料、配合间隙和所用的润滑油的选择应考虑下列因素：
a) 活塞杆处于不同行程时的支柱变形和支柱所承受的载荷;
b) 不同的内压力产生的零件的径向应变;
c) 油液暴晒或温度变化下支承材料的尺寸稳定性;
d) 支承摩擦及其变化对缓冲器性能包括缓冲器伸展性能的敏感性;
e) 摩擦热和相关曝露零件的机械性能对缓冲器稳定性的影响。
4.1.16 止动台设置
在缓冲器全行程时，应该有行程止动点。止动台的设计应满足以下要求：
a) 在缓冲器正常操作情况下，在接近全行程时缓冲器的载荷不应使起落架损伤;
b) 应考虑不正确的支柱维修情况(例如：不正确的预加压力、连续充填气体、油液缺乏等)。
4.1.17 气体充填
对起落架缓冲器使用的充填气体，应满足以下要求：
a) 在着陆时，要求缓冲器在任何压缩比条件下均应没有压缩起爆的危险。
b) 当确实需要高的压缩比时，应在标牌上注明：“仅用氮气——不得用空气 ”。
c) 当缓冲器与飞机起落架其他部分共同工作时，缓冲器无论在着陆滑行或地面操作时，缓冲器所受所有载荷均不应损害缓冲器行程止动点。
d) 缓冲器内的气体压力应保证在起飞后缓冲器能够处于全伸长状态。并在所有可能的飞行条件下，起落架在收上位置时，保证缓冲器能到达其所设计的结构行程。
e) 保证起落架在收上位置时，缓冲器的行程不会引起飞机的损坏或起落架的失灵。
f) 气体的泄漏不会影响飞机安全着陆。
g) 除非另有规定，起落架正常起飞、停机充气压力不应超过 17. 16MPa。
4.2 收放机构
4.2.1 下位锁
所有的可收放式起落架均应有使起落架保持在放下状态的下位锁。下位锁的设计应满足以下要求：
a) 应使起落架支柱在所有的极限载荷(空中、地面、惯性等)和结构偏差下保持在放下位置;
b) 无论支柱是正常或应急放下，下位锁均应能在起落架放下后锁定;
c) 飞机地面安全措施解除后，给起落架收放机构供应动力，下位锁能够自动从它的锁定机构内脱离;
d) 下位锁的设计应避免由于腐蚀、冰、灰尘累积、缺乏润滑等引起的故障;
e) 下位锁一般不应承受较大的地面载荷，在不可避免的情况下，下位锁应有足够的强度和刚度，且是不可调的，同时应易于检查;
f) 起落架设计的结构偏差、振动或其他方面均不应引起下位锁移动;
g) 当下位锁锁定后，系统的任何运动不应使锁松脱。
4.2.2 下位锁位置检查
应提供下位锁位置检查方法。
4.2.3 下位锁状态指示
下位锁状态指示应满足以下要求：
a) 在驾驶舱里应有指示起落架下位锁“锁定”或“未锁定”的装置;
b) 指示装置不应发生误指示。
4.2.4 上位锁
所有的可收放式起落架均应有使起落架保持在收上状态的上位锁。上位锁的设计应满足以下要求：
a) 如未选择 “放下起落架”操作，上位锁应使起落架总保持在收上位置;
b) 起落架收起后，上位锁自动锁定;
c) 如果起落架收放机构和舱门连动，上位锁锁定后，舱门也应随之关闭，并且当过载使起落架舱门产生裂纹或损毁时，上位锁不应损坏;
d) 当在驾驶舱操作面板上选择了“起落架放下”按钮后，上位锁应从锁定状态打开;
e) 上位锁应设有应急开锁装置，以保证正常开锁系统发生故障时仍能开锁;
f) 上位锁的设计应能够防止由于腐蚀、冰、和灰尘积累、缺乏润滑而引起的故障;
g) 起落架在收上并锁定位置，应停止液压或电力供应。
4.2.5 上位锁状态指示器
上位锁状态指示应满足以下要求：
a) 在驾驶舱里，应有指示起落架上位锁“锁定”或“未锁定”的装置;
b) 指示装置通过起落架控制系统控制。
4.2.6 起落架收放系统
起落架收放系统的设计应考虑以下因素：
a) 起落架设计阶段，应确定收放作动筒的尺寸(几何尺寸和有效压力面积)。
b) 在应急情况下，前、主起落架均应能够被放下。对于向后收起的起落架， 应使用助推装置放下起落架。
4.2.6.1 起落架收放控制
起落架收放控制系统应满足以下要求：
a) 当驾驶舱给出“收起”控制信号后，所有可收放起落架应完全收入到起落架舱内并锁定;
b) 当收到放下的控制信号后，起落架应能够放下并锁定;
c) 起落架所有收放动作，如：开锁、支柱收起及舱门运动， 可以通过机械方法或者完全依赖电传或液压系统完成;
d) 系统故障不得引起起落架损伤;
e) 系统的误操作不得引起起落架的损伤。
4.2.6.2 起落架恢复控制
对于可收放起落架的飞机，应有起落架收放恢复控制系统，系统应满足以下要求：
a) 在起落架收起或放下过程中，可以对起落架收放作动筒实施反向控制;
b) 收放过程中，液压力或气动载荷超出设计值并引起机构暂时卡滞时，使起落架恢复正常的控制操作应简单。
4.2.7 地面安全装置
应设置地面安全装置，以防止起落架意外收起。地面安全装置应满足以下要求：
a) 飞机在地面停放时，液压力分别作用的每个作动筒均应有预防起落架收起的装置;
b) 支柱在受载状态时，地面安全装置应能够预防选择“起落架收起”操作;
c) 提供在地面检查时容易看到的警告装置;
d) 在装有地面安全装置的情况下选择收起起落架操作时，地面安全装置不应损坏。
4.2.8 收放作动筒
收放作动筒提供起落架收起放下的作用力。收放作动筒的设计应考虑以下因素：
a) 收放作动筒的安装应便于维护和检查，若有可能，应将作动筒安装在受防护部位;
b) 如果作动筒处于外露部位，则须对它加以保护，使其免受起飞和着陆时飞起砂石的破坏。
4.2.9 应急放机构
应设计应急放机构，保证在液压系统失效时，通过应急放操纵机构打开起落架上位锁释放起落架，使起落架在重力作用下运动到完全放下位置并锁定。应急放机构应满足以下要求：
a) 起落架和舱门收放装置应设置独立的应急放下系统;
b) 独立的应急放下系统应具有打开舱门、放下起落架的能力;
c) 应确保应急放机构的运动不损害起落架的其他支撑结构。
4.3 其他部件
4.3.1 轮轴
轮轴的设计应满足以下要求：
a) 轮轴轴端应有机轮锁定螺母，螺母应能承受一定的机轮支撑载荷;
b) 所有使用机轮轴承固定螺母的轮轴应具有 90˚间隔的两个开口销通孔，并采用规定的螺母和止动垫圈;
c) 所有的轮轴应有保护措施，应保证机轮防摩擦支撑密封件和刹车衬套不受腐蚀;
d) 如果轮轴上装配了起落架机轮转速传感器，应提供合适的尺寸保证传感器能够精确地安装在轮轴上;
e) 应按型号专用规范的设计要求分别考虑牵引和顶起措施。
4.3.2 机轮及刹车装置
刹车装置应在各种状态下提供多样的制动性能。刹车装置的设计应满足以下要求：
a) 刹车装置在起落架上的安装应符合飞机承制方与机轮生产商双方的技术协议;
b) 在设计包线内，任一单独的刹车装置结构不应损坏;
c) 机轮和刹车装置在极限载荷作用下，应能承受载荷 3s 不破坏;
d) 机轮和刹车装置在限制载荷和最大刹车力矩作用下，其变形应不影响刹车的正常使用。
4.3.3 机体结构
进行起落架结构设计前，应先确定起落架与机身连接点的位置、尺寸、间隙以及起落架支撑载荷的分配。
4.3.4 润滑
起落架的所有接头，无论受静载或动载，都应润滑。润滑设计应满足以下要求：
a) 由于结构变形而发生相对运动的所有接头处，应提供固定润滑的支撑和合适的润滑方法;
b) 起落架安装接头的设计应与安装该起落架的飞机相适应，凡是有相对运动的配合零件，在配合处应装有衬套(关节轴承和持久润滑轴承除外)，并安装符合 HB 4-70-1983、HB4-71-1983和 HB 4-72-1983 规定的注油装置(持久润滑轴承除外)。
4.3.5 牵引
前起落架应有合适的牵引装置;起落架牵引设计应满足以下要求：
a) 在牵引工具的控制下，牵引装置能够快速的牵引或推动飞机;
b) 起落架应能够承受结构设计中所确定的牵引载荷;
4.3.6 顶起
起落架应设计顶起点及专用的顶起装置，顶起点的设计应满足以下要求：
a) 顶起点的设计应靠近起落架的轮轴;
b) 在飞机的任一轮胎(或一对轮胎)压瘪或损坏时，应能够使用千斤顶;
c) 当飞机受到从任意方向来的侧风极限值为 7.7m/s 的侧风作用时，轮轴或机体顶起系统应能把最大设计总重的飞机顶起到足够的高度，以便能完成所要求的维护。
4.3.7 系留
飞机系留应与标准系留形式相匹配，其一般要求如下：
a) 通常情况下系留和应急牵引可共用一个接头;
b) 提供系留点时，主系留点及局部结构应能承受任何方向的 120km/h(65 节)水平风引起的限制载荷。
4.3.8 应急断离
起落架应急断离结构应满足 CCAR-25-R4 §25.721 要求，起落架应急断离设计应满足：
a) 如果飞机在起飞着陆过程中起落架因超载而损坏(假定超载向上向后作用，同时，侧向载荷向内向外作用)，其损坏状态不可能使燃油系统任何部分溢出足够量燃油构成起火危险;
b) 如果使用支柱式起落架，起落架损坏后不能穿透机身，从而防止对人员产生的伤害及对机体结构产生的损坏。
4.3.9 机轮及轮胎附加要求
机轮及轮胎应满足以下要求：
a) 机轮在收起期间应停止转动;
b) 当轮胎破坏时，应保证起落架在收起位置不产生旋转，保证轮胎碎片不损坏轮舱内的零件。
5 设计验证项目及要求
5.1 验证项目
民用飞机起落架结构设计验证的主要项目为：
a) 检查;
b) 静强度试验;
c) 落震试验;
d) 摆振试验;
e) 寿命周期试验;
f) 耐压试验;
g) 静密封试验;
h) 温度试验;
i) 飞行试验。
5.2 验证要求
5.2.1 检验
应对起落架按以下要求进行检验：
a) 检验起落架与图纸、技术条件、互换性、装配和制造质量相符性， 缓冲器行程正确，能安全放下;
b) 使用的油液符合图纸规定。
5.2.2 静强度试验
为验证起落架静强度的承载能力，考核缓冲器的性能，应进行静强度试验。静强度试验基本要求如下：
a) 静强度试验用的起落架应是符合装机使用的完整起落架试验件;
b) 试验件制造商交付的试验件，缓冲器应充满油液并处于全伸长状态;
c) 操纵作动筒、机轮等非考核件可用假件代替;
d) 静强度试验应由适航代表目击。
5.2.3 落震试验
应根据 CCAR-25-R4 §25.723 要求进行落震试验，通过落震试验验证起落架满足 3.7 的要求。落震试验基本要求如下：
a) 落震试验用的起落架应是符合装机使用的完整的起落架;
b) 缓冲器部件应装配正确，功能正常，不允许达到最大结构行程;
c) 不应有引起起落架性能降低的油气泄漏现象;
d) 落震试验应与起落架的运动方向一致;
e) 应验证起落架的应力及载荷分析所获得的载荷/时间/冲击特性;
f) 具体落震试验按 HB 6645-1992 执行。
5.2.4 摆振试验
起落架必须有足够的防摆能力，并应通过合理的分析或摆阵试验验证，摆振试验基本要求如下：
a) 应保证前轮有足够的防摆能力，可通过摆振试验验证;
b) 具体试验按 HB 7666-2000 进行。
5.2.5 寿命周期试验
起落架寿命周期试验基本要求如下：
a) 无特殊要求情况下，结构在载荷谱作用下最少能承受 4 倍设计使用寿命而不发生疲劳破坏;
b) 如果供应合同允许，可采用轴承或轴等疲劳零件的代用品。
5.2.6 耐压试验
起落架的缓冲器应进行静压试验，压力试验的一般要求如下：
a) 起落架高压腔应经受最大的设计极限工作压力，时间为 15min;
b) 在进行压力试验时，应避免气室承受该试验压力;
c) 试验中所使用的油液应按 4.1. 12 选取;
d) 试验结束后，起落架不应出现屈服或永久变形和泄漏迹象。
5.2.7 静密封试验
缓冲器应按本标准或详细规范规定的方法进行静密封试验，一般应包括低压、高压、工作压力等条件的静密封试验。
在下列试验条件下，缓冲器不应有引起飞机性能降低的油液泄漏或气压损失：
a) 水平位置：起落架在全伸出位置和正常充气压力情况下，持续水平放置 8h;
b) 垂直位置：起落架在正常起飞停机载荷和正常充气压力情况下，持续垂直放置 6h 和在正常着陆停机载荷情况下，持续垂直放置 24h。
5.2.8 温度试验
如有必要，还应进行缓冲器的温度试验。温度试验应满足以下要求：
a) 温度试验应按图纸或技术条件要求进行;
b) 如订货方有特殊要求，可按双方鉴订的合同进行。
5.2.9 飞行试验
应通过飞行试验验证起落架系统满足所有性能要求(系统耐久力、可靠性、维修性除外)。在可能情况下，应尽量收集并分析获得的飞行试验数据以验证起落架是否满足所有要求。主要包括以下试验：
a) 收放试验：除非另有规定，起落架和舱门的收放系统应作为飞机飞行试验验证的一部分来进行
飞行试验。对起落架及舱门机构的收起、放下功能进行验证; 验证起落架系统的收放是否满足收放时间和操作速度;验证收放系统及其附件的安装特性、匹配性、适用性和可靠性。
b) 应急放下试验：在飞行中，在所有可能动力源或应急操作模式下放下起落架系统，保证起落架功能正常。
c) 结构试验：要求在所有规定的飞机重量和各种不同的重心条件下，起落架都应能正常安全的起飞和着陆，起落架和舱门装置的强度满足设计要求。
d) 缓冲器性能试验：在所规定的飞机重量和各种不同的重心状态下，进一步在滑行、起飞和着陆的飞行试验中验证起落架缓冲性能、密封性能。
e) 防摆性能试验：除非另有规定，新研飞机应进行防摆性能的飞行试验，以验证飞机在地面滑行、起飞和着陆过程中起落架不发生摆振现象。
f) 转弯操纵试验：新研飞机应进行转弯操纵试验，以验证转弯系统在规定的跑道和侧风条件下应能顺利的操纵转弯。
g) 纠偏机构试验：飞行试验中验证起落架纠偏机构的功能。
h) 机轮刹车防滑系统性能试验：进一步在飞行试验中验证机轮刹车防滑系统的性能。
i) 轮胎试验：进一步在飞行试验中验证航空轮胎的使用性能。
j) 顶起及牵引试验：应在飞行试验期间，验证飞机牵引系统的性能及顶起系统抗侧风能力。
