ICS 49.020 V 36
HB 8498-2014
民用飞机起落架系统性能试验验证要求
Test requirement for landing gear system performance of civil aircraft
2014-07-09 发布 2014-11-01 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：中国飞机强度研究所、中国航空综合技术研究所。
本标准主要起草人：史惟琦、李旭东、贾晓、杨宇、刘秦智。
民用飞机起落架系统性能试验验证要求
1 范围
本标准规定了民用飞机起落架系统性能试验准则、试验要求、程序和方法。
本标准适用于民用飞机起落架系统性能试验，也适用于军用运输型飞机起落架系统性能试验。
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。
《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 术语和定义
下列术语和定义适用于本文件。
3.1
反行程制动效率系数 efficiency coefficient reverse brake travel
控制起落架撞击弹跳的系数。
3.2
机械稳定距 mechanical trail distance
机轮轴心到起落架缓冲支柱中心线的垂直距离。
3.3
定向稳定距 directional trail distance
起落架缓冲支柱中心线与地面交点到机轮轴心垂线与地面交点之间的距离。
4 一般要求
4.1 概述
根据民用飞机研制情况，对起落架系统结构强度设计、缓冲器吸收能量效率、前轮防摆系统的稳定性、转弯纠偏机构功能、收放作动筒的运动可靠性、起落架缓冲支柱静态检查的正确性、收放运动机构可靠性及刹车功能等进行试验要求规定，为适航性设计、适航验证及适航取证提供基础平台。
4.2 试验目的
检验起落架系统结构设计强度、功能及地面运动的可靠性， 与建模计算数据进行对比分析，给出正确结果，为适航制造、适航检查提供基础性技术支持。
4.3 试验件状态
试验件应是符合装机性能要求的部件，返修件应带检查检验单及返修安装合格证，应符合适航制造性检查。
4.4 试验任务书编写
试验任务书即试验技术要求，由试验委托方提出，其主要内容一般应包括：
a) 试验名称;
b) 试验目的;
c) 试验项目;
d) 试验内容;
e) 试验件状态/试验件支持状态及试验件产品清单;
f) 试验设备、测试仪表说明及精度;
g) 试验测试项目、方法和数据处理方法;
h) 试验结果的给出;
i) 试验结果与民机适航标准的符合性;
j) 试验使用技术文件清单等。
4.5 试验大纲
试验大纲由试验承担方依据试验任务书编制。试验大纲内容一般应包括：
a) 任务来源和试验依据;
b) 试验名称;
c) 试验性质;
d) 试验目的;
e) 试验项目及要求;
f) 试验件安装;
g) 试验方法与基本原理;
h) 数据采集处理方法与试验程序;
i) 试验安全保护及质量保证措施;
j) 试验过程条款与适航检查的符合性;
k) 试验现场使用的有效技术文件清单等。
4.6 试验件移交和验收
试验件由生产单位或设计单位在试验现场向试验单位移交并办理移交手续。试验单位在确认试验件没有因运输而损坏后，按配套目录验收，试验件制造应通过适航制造检查，签发试验件符合适航制造性检查标签。
生产单位在试验件移交的同时，应提供试验件合格证书和影响试验性能的试验件超差、代料文件。设计单位提供必要的设计报告和有关图样。
4.7 试验设备和测试设备仪器
试验设备由模拟机械设备、电气控制设备、液压加载设备、固定安装设备与数据采集与处理设备、运动机构设备等组成。
试验测试设备应为高速动态采样设备， 采集器采样频率一般情况应不低于 50kHz，采集器带宽0-10V(或 5V)，采集器应配合适的抗混滤波及采样率满足采样要求，对信号可进行程控放大与平滑处理(或滤波处理)。
技术参数可选：
a) 电压范围：±10V;
b) 工作温度：-20℃~40℃;
c) 频率精度：0. 1%。
采集设备可不配调理器，但采样信号的分辨率应从 1 毫伏开始采样有效。一般情况可用采集器、放大器、计算机、各种测试传感器、打印机等设备构成试验测试系统。传感器经国家三级以上计量单位标检/校准，误差控制在±1%以内，采集器与放大器经计量部门标检误差控制在±1%以内。
试验设备运行应符合适航性要求。
4.8 试验过程中的问题处理
在试验中若机械、液压、电器控制与测试设备出现异常现象时应中断试验， 待试验设备问题排查清楚并处理后再进行试验。当试验件出现卡滞、压到底、爆胎、结构塑性变形、结构裂纹和结果参数有问题时应中断试验，待问题排查清楚后，经试验委托方确认后继续进行试验。
5 详细要求
5.1 结构试验
5.1.1 静力试验
5.1.1.1 试验目的
鉴定起落架结构的设计静强度，为验证强度和刚度设计提供必要的数据和资料。
5.1.1.2 试验项目
试验项目应在试验大纲及 CCAR-25-R4 中规定并经订购方同意。试验项目的规定应保证所有受载情况得到验证。
5.1.1.3 试验要求
静力试验使用的起落架应是符合装机使用的完整试验件。交付前缓冲支柱应充满液压油处于全伸展状态。
5.1.1.4 试验程序
按试验大纲的规定程序执行。一般应按先非破坏试验后破坏试验进行，先一般后严重的受载情况试验。
试验应采用能同时对所有载荷点提供精确载荷控制的加载系统逐级协调加载到限制载荷与极限载荷，极限载荷施加时要严格控制，系统应有防超载的应急能力。
5.1.1.5 载荷增量与保持时间
试验过程中应逐级协调加载。加载按试验大纲中的规定载荷级数进行。施加载荷时应均匀稳定加载。加载到使用载荷时应保持载荷停留时间 30s。加载到设计载荷时，保持载荷时间不少于 3s。
5.1.1.6 试验件支持状态
试验件支持状态和夹具的设计符合试验大纲及要求。试验件可正装或反装，但姿态应符合规定要求。
5.1.1.7 预试
预试的目的是检查整个试验系统是否处于良好状态，将试验件初步拉紧，消除间隙。预试载荷一般
应不超过设计载荷的 30%。
5.1.1.8 限制载荷试验
使用载荷试验的目的是鉴定试验件承受使用载荷的能力。按照大纲逐级加载， 对主要设计情况，进行应变、 位移的测试。
5.1.1.9 极限载荷试验
设计载荷试验的目的是鉴定试验件承受设计载荷的能力。按照大纲逐级协调加载，测量和记录应变、位移及检查试验件损伤情况。要求试验件应能承受设计载荷，在设计载荷时至少保持时间 3s 结构不应发生破坏。
5.1.1.10 破坏试验
目的是验证飞机起落架的实际承载能力与强度裕量，破坏试验施加载荷由静强度试验大纲确定，并符合适航标准要求。
5.1.2 疲劳试验
5.1.2.1 试验目的
验证起落架结构的抗疲劳能力，暴露结构疲劳薄弱部位;为更改细节设计改进工艺，确定起落架安全寿命、首翻期和翻修间隔周期。
5.1.2.2 试验件
试验使用的起落架应是符合装机使用的完整试验件，并带适航规定的检查标签。交付前， 缓冲支柱应充满液压油处于全伸展状态。对带有假件试验件，假件应带合格证及适航规定的检查标签。
5.1.2.3 试验件支持
试验件既可正装，也可倒装。试验件支持状态和夹具的设计符合试验大纲要求。
5.1.2.4 试验程序
试验载荷谱按试验大纲的规定程序执行。试验载荷谱应满足以下要求：
a) 对于已有实测谱的飞机起落架可直接使用实测谱;
b) 一般应是飞-续-飞谱，也允许采用程序块谱，但均应提供三向载荷的时间历程曲线和相对应的行程变化历程曲线。
5.1.2.5 加载频率
选择一个合适的加载频率，进行各点协调加载。加载频率应以结构及加载设备产生的惯性载荷不影响试验结果为宜。
5.1.2.6 载荷精度
试验过程中加载误差一般应不大于 2%满量程。
5.1.2.7 行程控制与测量
行程控制与测量要求如下：
a) 行程误差应符合试验大纲要求。
b) 正式试验时应对载荷-行程曲线进行标定，载荷-行程曲线应有良好的重复性。
c) 位移测量，正式试验前进行测量，测量轮轴中心处的航向和侧向位移，按试验大纲逐级加载，
数据整理绘制载荷-位移曲线，经分析数据和曲线正常后，方可进行正式疲劳试验。
d) 应力测量，按试验大纲要求进行贴片，并对每个起落的各种受载情况进行应力测量。将所测定的数据整理编写应力测量试验报告。经分析无异常时，方可进行正式疲劳试验。
5.1.2.8 试验终止判据
试验终止判据为：
a) 外筒、活塞杆等主体结构破坏时，应终止试验，非主要构件破坏，及时更换后可继续试验;
b) 完成试验大纲规定的试验内容，视为试验终止。
5.1.2.9 试验方法
可采用变行程疲劳试验法或固定行程试验法。一般情况下固定行程试验法，缓冲器行程不变加载，变行程疲劳试验法加载变化缓冲器行程可采用下列方法的任意一种：
a) 活塞杆不动，缓冲器外筒运动;
b) 缓冲器外筒不动，活塞杆运动。
行程、载荷施加控制程序行程、载荷施加控制程序可采用下列方法的任意一种：
a) 先变化行程达到规定值，再施加载荷;
b) 同步变化行程和载荷;
c) 其他要求应满足 CCAR-25-R4 的相关要求。
试验内容包括：
a) 调试：完成试验件安装后，应按试验载荷谱进行试验调试，在满足试验任务书的要求并运转正常后，方可进行正式试验;
b) 安全寿命试验：在起落架疲劳试验中，主要构件关键部位出现工程可检裂纹，如未达到目标寿命，可根据大纲的要求进行修理，然后进行试验;
c) 裂纹扩展寿命试验：当达到目标寿命后出现工程可检裂纹，如有必要可转入裂纹扩展寿命试验，应按一定周期检查并记录裂纹扩展量，绘制出裂纹的扩展曲线，以便能对其进行结构完整性与损伤容限评定;
d) 剩余强度试验：当疲劳试验完成目标试验寿命或关键部位裂纹扩展到临界裂纹尺寸时，一般应按试验大纲要求进行剩余强度试验，以检查完成疲劳试验后，起落架结构的剩余强度是否满足设计要求及适航标准要求。
5.2 起落架落震试验
5.2.1 试验目的
验证民用飞机起落架缓冲系统在满足吸收能量的同时其撞击载荷、结构行程和充填参数与设计要求的符合性，给出适航使用的可靠性保证。
5.2.2 试验条件
5.2.2.1 试验件
试验件应是符合装机性能要求的起落架，起落架附件应齐全。
5.2.2.2 试验设备
试验设备要求如下：
a) 机械系统：落震台为框架式结构，由导向滑轮、承力框架、液压升降作动筒、小吊篮、电磁锁、大吊篮、地面测力平台及仿升装置组成。
b) 控制系统：控制系统由控制台、机械控制系统和液压控制系统等组成， 用来控制起落架落体系统的上升、下降与投放，投放高度与重量误差控制在 1%以内。
c) 机轮带转系统：机轮带转系统分直接式与间接式带转设备，直接式带转设备驱动机轮或皮带轮传动机轮，当机轮速度达到要求的带转速度时落体系统直接投放，无带转速度的时差修正，间接式带转设备由摩擦轮驱动机轮，当机轮速度达到要求的带转速度时根据摩擦轮回撤时间对要求速度进行修正，带转误差控制在 0.5%以内。
d) 数据采集与处理设备：数据采集与处理设备应为高速动态采样设备，采集器应配备合适的抗混滤波及采样率满足采样要求，对信号可进行程控放大与平滑处理(或滤波处理)，数据采集与处理设备一般包括采集器、放大器、计算机、各种测试传感器、打印机等设备。传感器误差控制在 0.5%以内。
e) 试验环境：除非另有规定，试验一般在室温下进行。
5.2.3 试验中断及故障处理
在试验中若机械、液压、仿升、电器控制、机轮带转与测试设备出现异常现象时应中断试验， 待试验设备问题排查清楚并处理后再进行试验。当试验件出现卡滞、压到底、爆胎、结构塑性变形和试验过载超过设计值时应中断试验，待问题排查清楚后，经试验委托方确认后继续进行试验。起落架支柱漏油时应中断试验，分解更换密封装置后可进行试验。
试验设备应符合适航工程检查。
5.2.4 试验项目和试验顺序
5.2.4.1 试验项目
试验前可以根据试验委托方要求或飞机类型综合选做刚度模拟试验、带升力模拟试验、缓冲系统漏气试验和轮胎泄气试验。
起落架落震试验项目分为缓冲系统性能调参试验与起落架性能验证试验，其中起落架性能验证试验主要包括：
a) 限制落震试验;
b) 储备能量吸收落震试验。
5.2.4.2 试验顺序
试验顺序为：
a) 缓冲系统性能调参试验;
b) 限制落震试验;
c) 储备能量吸收落震试验。
5.2.5 试验安装
起落架在落震台上的安装姿态应与飞机着陆情况一致。
5.2.6 带刚度模拟的落震试验
在进行刚度模拟试验时，刚度模拟器与飞机机体的等效准则应满足以下要求：
a) 模拟器的 1～3 阶固有振动频率与飞机机体模态 1～3 阶频率相近;
b) 在同样载荷作用下，模拟器和起落架交点的垂直响应与飞机机体和起落架交点垂直响应一致;
c) 民用飞机起落架落震试验应进行刚度模拟。
5.2.7 缓冲系统漏气试验
主要包括缓冲器漏气试验和轮胎泄气试验。缓冲器漏气试验应按实际工作气压的-10%进行缓冲器漏气试验验证。轮胎泄气试验应按实际工作气压的-10%进行轮胎泄气试验验证。在缓冲器与轮胎同时漏气时应严格的控制机体到地面之间的距离，这也是民用飞机起落架适航设计验证的一项基本保证。
5.2.8 缓冲系统性能调参试验
新研制与改型的起落架在进行缓冲系统性能鉴定试验前应先进行缓冲系统性能调参试验，缓冲系统性能调参试验宜按调气、调油与更改油孔结构(调整油孔流量系数)的顺序进行，确定起落架缓冲系统结构参数与充填参数。
5.2.9 起落架性能验证试验
5.2.9.1 一般要求
在起落架性能验证试验中，应根据地面载荷的规定分别按起飞和着陆重量所选定的用于设计的限制载荷系数不能被超过。这一点必须用能量吸收试验来验证，但是如在原先已批准的起飞和着陆重量的基础上加大重量，则可以用分析的方法，该分析必须以能量吸收特性相似、基本结构相同的起落架系统所做过的试验为依据。
起落架在演示其储备能量吸收能力的试验中不得损坏，此试验模拟在设计着陆重量时下沉速度为3.66m/s。并假定在着陆撞击时飞机的升力不大于飞机重量。
5.2.9.2 限制落震试验
限制落震试验根据下列要求进行：
a) 如果用自由落震试验来表明满足限制落震试验的要求，则必须用完整的飞机或用位置正确的机轮、轮胎及缓冲器组成的装置进行试验，自由落震的高度不小于下列值：
1) 在设计着陆重量情况下为 475mm;
2) 在设计起飞重量情况下为 170mm。
b) 如果用空气筒或别的机械手段模拟飞机升力，落震的重量必须等于 W，如果在自由落震试验
中用一个等效减缩重量来代表飞机升力效应，则起落架必须以下述有效重量进行落震：
We=W
式中：
We ——落震试验中使用的有效重量(kg);
h ——规定的自由落震高度(mm);
d ——为轮胎(充以批准的压力)在受撞击时的压缩量加上轮轴相对于落震重量位移的垂直分量;
W ——用于主起落架，等于飞机水平姿态下作用在此起落架上的静重量(如为前轮式飞机，前轮离地);用于尾轮，等于飞机尾沉姿态下作用在尾轮上的静重量;用于前轮(kg);等于作用在前轮上的静反作用力的垂直分量，假定飞机的质量集中在重心上并产生 1.0g
的向下力和 0.25g 的向前力;
L ——假定的飞机升力与飞机重力之比，不大于 1.0。
c) 起落架落震试验的姿态和试验时相应施加的阻力必须模拟飞机的各种着陆情况，模拟方式要能产生合理的或保守的限制载荷系数。
d) 计算本条 b)中 We 所用的 d 值不得超过落震试验中实际达到的值。
e) 限制惯性载荷系数 n 必须根据本条 b)的自由落震试验按下列公式确定：
n =nj +L………………………………………………(2)
式中：
nj ——落震试验中达到的载荷系数(即落震试验中所记录到的用 g 表示的加速度 dv/dt)加 1.0; We、W 和 L 的定义与落震试验所用的相同。
f) 按本条 e)确定的 n 值不得超过着陆情况所用的限制惯性载荷系数。
5.2.9.3 储备能量吸收落震试验
储备能量吸收落震试验按下列要求进行：
a) 如果用自由落震试验来表明满足起落架在演示其储备能量吸收能力的试验中按规定的储备能量吸收，则落震高度不得小于 686mm。
b) 如果用空气筒或其他机械手段模拟飞机升力，则落震所用的重量必须等于 W。如果在自由落震试验中用一个等效减缩重量来代表飞机升力效应，则起落架必须以下列有效重量进行落震：
h+d式中的符号与限制落震试验其他细节相同。
5.2.10 试验的受控参数
落震试验中的受控参数应满足如下要求：
a) 下沉速度控制：不同的下沉速度应由改变投放高度实现，控制误差±1%。
b) 行程控制：缓冲系统漏气试验时系统行程不应达到结构设计的使用行程。
c) 功量误差控制：起落架缓冲系统在试验中吸收的功量与设计要求功量的误差控制应不超过±3%。
d) 机轮反弹控制：在无仿升落震试验中起落架机轮不应跳离地面。在仿升落震试验中起落架机轮允许跳离地面，但缓冲器的反行程阻尼系数应达到 0.7～1。
e) 撞击时间控制：起落架缓冲器在 5min 内应恢复原缓冲性能，以便再次撞击。缓冲器正反行程不超过 0.8s。
f) 试件控制：落震时起落架不应有硬撞击和滞涩现象。
g) 滑动摩擦系数：起转与回弹载荷系指飞机在地面着陆并使轮胎与地面的滑动摩擦系数达到 0.55的严重情况时的载荷。机轮与地面之间的滑动摩擦系数按使用设计情况应达到 0.55，在进行储备功时该滑动摩擦系数可降低到 0.5，轮胎与着陆表面之间的滑动摩擦系数随着瞬时滑移比与水平速度的变化而变化，滑移比为轮胎滑动速度和轮轴水平速度的比值。
h) 试验数据的采集和处理：落震试验应同步采集地面垂直载荷、起转与回弹载荷、侧向载荷、缓冲器行程、吊篮重心位移、吊篮重心加速度、轮胎变形和平台航向惯性力修正等参数的时间历程。
5.2.11 试验结果评定
试验结果除应符合适航标准要求还应满足如下条件：
a) 系统参数评定：起落架缓冲系统在保证符合吸收设计能量的前提下，过载与行程不能超出设计参数。
b) 机轮反弹参数评定：在无仿升落震试验中起落架机轮不应跳离地面，在带仿升模拟的落震试验中起落架机轮允许跳离地面，但缓冲器的反行程阻尼系数应达到 0.7 以上。
c) 缓冲系统性能参数评定：支柱式起落架系统吸能效率系数达到 80%以上，过载与设计行程均应满足设计要求的起落架为良好性能。吸能效率系数达到 70%以上，过载与行程均满足设计要求的起落架为一般性能。吸能效率系数 70%以下，过载与行程虽然满足设计要求，但支柱在试验中的压缩行程小于设计值的 80%，这样的起落架尽管性能鉴定试验通过但仍应进行油孔修型。
对于缓冲器支柱行程与升降位移不能随动的起落架，应进行结构参数改进。摇臂式起落架优劣的判据应在支柱式起落架系统吸能效率的基础上降低 10%进行判别。
5.3 民用飞机前轮防摆试验
5.3.1 试验目的
前轮防摆试验虽然可以通过计算分析来给出结论，但在必要的情况下还应进行前轮防摆试验，鉴定前起落架在起飞、着陆滑行过程在速度与载荷范围内防摆系统的稳定性。前轮防摆试验主要涉及到减摆器设计功能与轮胎刚度/阻尼特性，通过验证为适航摆振分析提供技术支持。
5.3.2 试验项目
前轮防摆试验包括下列试验项目：
a) 减摆器阻尼特性试验;
b) 轮胎刚度、阻尼试验;
c) 飞机滑跑验证试验。
飞机前轮摆振问题在设计时应进行分析计算，必要时应通过摆振试验验证。
5.3.3 减摆器阻尼试验
5.3.3.1 试验项目
试验项目包括减摆器(或减摆转弯操纵装置) 的动态阻尼系数测定试验、轮胎刚度和阻尼试验、前轮防摆试验。
5.3.3.2 试验目的
通过模拟减摆器工作环境和真实工作状态的试验，确定最佳阻尼特性，发现减摆系统潜在问题，为起落架制定防摆分析提供依据。
5.3.3.3 试验原理
防摆阻尼应在动态工作条件下以当量阻尼确定。根据外激振力在一个周期内做功与减摆器工作一周消耗的能量等效的原理，利用强迫振动的方法，模拟减摆器的工作状态，按试验大纲规定的频率和振幅进行试验，测量外力在一个工作周期内的做功，在谐振动状态下防摆阻尼按线性处理，用能量等效的方法计算出减摆器相对起落架提供的当量防摆阻尼。
5.3.3.4 试验设备与试验工装
试验设备工作特性应能满足试验频率、振幅和推力的要求。试验测试设备应能满足动态测量要求。试验件安装在刚性的试验夹具上，减摆器的工作状态应与在起落架上的真实条件一致。试验台架及工装不应产生影响试验结果的间隙和变形。试验设备与工装应满足适航工程检查要求。
5.3.3.5 试验件
用于阻尼特性验证试验的减摆器及其附件，应有产品出厂检验合格证及适航规定的检查标签。减摆器系统充填状态与安装尺寸应符合起落架系统结构设计要求。
5.3.3.6 试验条件
试验条件如下：
a) 减摆器试验要模拟对阻尼特性有影响的实际工作环境，应考虑液压减摆器工作介质在常温、高温和低温工作环境条件下试验。
b) 减摆器试验频率和振幅应根据起落架结构合理确定。民用飞机起落架减摆器试验频率和振幅范围应选接近 15Hz，低频时最大振幅不宜超过±10˚。在所有工作频率和振幅的组合下， 减摆器应能满足相应的减摆阻尼要求。
5.3.3.7 试验方法
按照试验大纲规定的试验条件，利用闭环控制方法，通过控制系统输入试验振幅和频率，试验设备以给定频率进行增幅振动，控制系统对振幅连续调节，使幅值达到试验大纲要求值。数据采集系统开始采集数据，然后系统进行减幅振动直至振动停止。分析试验数据，给出试验结果。
5.3.3.8 数据采集与处理
当减摆器系统在激振力的推动下进行等幅振动时，采集外激振力(或力矩)、振幅(或角位移)和两腔压力信号的变化过程，计算系统在一个工作周期内的做功(或取N个周期的做功平均值)并按公式(4)计算出其相对起落架提供的当量阻尼：
h =W /(π⑴θax)=W /(2π 2J θax )……………………………………(4)
式中：
h ——起落架防摆系统当量阻尼，单位为牛 ·米 ·秒(N ·m ·s);
W ——减摆器系统在一个工作周期内的做功，单位为千焦(kJ);
⑴ ——系统振动圆频率，单位为弧度/秒(rad/s);
J ——系统振动频率，单位为赫兹(Hz);
θmax ——机轮偏转角幅度，单位为弧度(rad)。
5.3.3.9 试验结果的评定
试验实测的起落架防摆阻尼值(当量值)达到设计指标，则满足防摆要求，同时也为选择最佳防摆阻尼提供依据。
5.3.4 轮胎刚度、阻尼试验
5.3.4.1 试验原理
轮胎受力变形后，由于阻尼的存在，加载力随变形的关系曲线为如图 1 所示迟滞曲线。迟滞曲线的斜率反映轮胎的刚度，变形为零时力的大小反映轮胎的阻尼。机轮刚度和阻尼应根据轮胎在不同垂直载荷下，按正、反方向连续加载与卸载的迟滞曲线(力与轮胎的弹性变形曲线)确定。
图 1 轮胎刚度、阻尼试验曲线
图 1 中：
F ——轮胎载荷坐标，单位为千牛(kN)或千牛米(kN ·m); S ——轮胎变形坐标，单位为米(m)或弧度(rad);
F( =0) ——轮胎变形为零时的正向载荷，单位为千牛(kN)或千牛米(kN ·m);
F(z =0) ——轮胎变形为零时的反向载荷，单位为千牛(kN)或千牛米(kN ·m);
Fmax ——正向最大载荷，单位为千牛(kN)或千牛米(kN ·m);
Fmin ——反向最大载荷，单位为千牛(kN)或千牛米(kN ·m);
Smax ——正向最大变形，单位为米(m)或弧度(rad);
Smin ——反向最大变形，单位为米(m)或弧度(rad)。
5.3.4.2 试验设备与试验工装
轮胎刚度、阻尼试验设备应能真实的模拟轮胎的实际受力状态。试验加载设备应满足载荷(垂直载荷、侧向载荷、纵向载荷、力矩等)、变形(垂直压缩变形、侧向变形、纵向变形、扭转变形)等试验加载与测量的要求。
试验工装要有足够的刚度，确保试验夹具和试验台不产生影响轮胎特性测试的变形和位移。试验设备与工装应满足适航工程检查要求。
5.3.4.3 试验件
用于验证试验的轮胎应是符合装机要求的未使用过的轮胎，并有产品出厂合格证及适航规定的检查标签。
5.3.4.4 试验条件
轮胎刚度阻尼试验条件应根据实际使用状态确定，并应充分考虑如下轮胎接地面摩擦系数的变化因素：
a) 轮胎刚度试验应在不同充气压力和不同垂直载荷的组合下进行。轮胎充气压力应不少于三种(额定压力、高于额定压力、低于额定压力);
b) 垂直载荷大小根据不同起落架实际使用范围确定，在最大使用载荷范围内应选择不少于五种垂直载荷;
c) 轮胎与试验台接触面要用水泥台面或根据需要用与跑道基本一致的其他介质台面形式，轮胎与台面之间摩擦系数尽量和轮胎与跑道之间摩擦系数一致;
d) 除在干的水泥台面上试验外，还应考虑在湿的水泥台面和带薄冰的水泥台面条件下进行试验;
e) 试验时确保轮胎与试验台面之间不产生相对滑移。
5.3.4.5 试验方法
按照试验大纲规定的试验条件，给轮胎充气，在给定的垂直载荷下确定最大加载力，然后开始试验。首先施加垂直载荷，再从零开始施加侧向(或纵向、扭转)载荷到最大加载力， 达到最大加载力后开始卸载至零，再由反向从零施加侧向(或纵向、扭转)载荷到最大加载力，达到最大加载力后开始卸载至零，连续记录试验过程力、变形数据。绘制封闭的迟滞曲线图， 计算轮胎的刚度、阻尼参数。按不同充气压力重复上述试验过程直至完成全部试验。
5.3.5 前起落架摆振试验
5.3.5.1 概述
试验在专用的跑道模拟设备-摆振试验台上进行，通过旋转的飞轮装置实现无级调速，用激励装置对前起落架予以外界干扰，在整个起飞、着陆速度范围内的各级载荷下验证前起落架系统的稳定性; 检查前起落架系统设计结构参数是否合理;通过试验发现是否产生摆振，分析摆振原因，为排除摆振和确定防摆措施提供可靠的依据，确保飞机安全。
5.3.5.2 试验件
试验件应有合格证，为带有机轮、符合装机使用的前起落架， 并附有各种孔径的阻尼活门，以及根据试验所需要设计的改装件等。
5.3.5.3 试验要求
采用初偏角干扰时缓冲器内的纠偏凸轮应改换成平端面的衬套，以保证使摆动部分在应该摆动的条件下产生摆振。缓冲器内可以在充满液压油即全伸长状态下进行试验。也可以在不改变缓冲器内充填参数的更接近真实情况下进行试验，此时要求摆振台的升降机构和加载装置有较大的行程。
试验前，设计单位应提供试验件的轮胎和缓冲器的静压曲线，缓冲器位移和稳定矩的关系曲线，减摆器阻尼系数传递比、减摆系统传动机构传动比以及各种孔径活门下测得的阻尼系数和角速度关系曲线。
5.3.5.4 试验模拟条件
摆振试验的起落架应安装在专门设计的试验夹具上。试验夹具应满足强度和刚度要求， 必要时应能模拟起落架/机身局部连接刚度。机身动力特性内容应当包括对前起落架摆振特性具有重要影响的机身模态频率：
a) 机身前一阶(或两阶)水平弯曲振动频率、模态与广义质量;
b) 机身前一阶(或两阶)扭转振动频率、模态与广义质量。
5.3.5.5 试验载荷
摆振试验在所有载荷范围内，试验模拟垂直载荷分级大小应不少于五级。如果发生摆振， 应适当增加试验载荷级数(减小每级载荷增量)，直至找出临界载荷。
5.3.5.6 试验位移控制
摆振试验在加载过程中，可用缓冲支柱位移控制的方法来进行试验，位移控制的分级可与载荷分级相同。
5.3.5.7 试验速度
试验速度可在地面滑跑速度范围内按不低于 20km/h 的增量分级(也可根据飞机实际需要确定)。如果发生摆振，逐次减小速度增量直至找出临界速度。
5.3.5.8 试验干扰激励
干扰激励载荷应模拟起落架在滑跑过程中受到瞬态或突加载荷。干扰激励设备应能对起落架施加足够大的单冲击载荷或周期冲击载荷，以克服支柱扭转摩擦和机轮侧向摩擦约束。激励点应选在能使起落架产生最大激励响应的位置。一般加在起落架轮轴上或在距起落架支柱最远处。为了避免影响起落架的恢复运动，干扰激励设备释放速度应比起落架回弹的更快。除另有规定， 实际干扰激励幅度应根据不同起落架在机轮偏转 2˚~6˚(对于大稳定距起落架可适当减小)范围内确定。
5.3.5.9 摆振试验轮胎充气压力
由于轮胎漏气、温度变化和轮胎环境突变对机轮充气压力的改变， 应考虑轮胎非线性特性影响，摆振试验轮胎充气压力应至少按三种不同充气压力试验，对于双轮结构的机轮还应考虑非对称轮胎气压的影响。
5.3.5.10 试验方法
按照摆振试验大纲规定的试验内容，检查起落架状态和机轮充气压力，起动设备并调节飞轮速度达
到试验速度，利用干扰机构给起落架施加激励干扰，利用加载系统按预定载荷大小把起落架压在旋转的大飞轮上，同时自动释放干扰机构，数据采集系统记录试验过程的全部响应数据。
对前起落架而言，转向系统还可进行操纵摆振试验，即模拟飞机在滑跑过程中进行地面操纵对起落架稳定性带来的影响。在起落架承载滑行状态操纵前机轮偏转最大不超过±5˚。
5.3.5.11 试验数据采集
摆振试验数据采集由计算机自动完成，每通道采样速率至少高于 1kHz，抗混滤波频率 100Hz。主要测量参数包括垂直载荷、侧向载荷、航向载荷、扭转力矩、侧向加速度、减摆器两腔压力、干扰角大小、摆振频率、摆振幅度等。每次试验记录时间应不少于 2s。
5.3.5.12 试验结果的评定
在试验结果分析时，摆振稳定性按以下方法判定：
a) 给起落架施加激励，当这种初始扰动消失后，起落架摆振幅度经三个周期摆动后衰减到初始扰动的 1/4 或更小，则该起落架系统具有足够稳定度。
b) 如果发生摆振，应根据试验记录曲线确定摆振频率、幅度和其他测量参数。根据测量参数变化及摆振特征分析，确定摆振类型，分析发生摆振的原因，采取防摆措施，最终经试验验证使起落架系统达到稳定要求。
5.4 收放试验
5.4.1 试验目的
起落架系统收放试验的目的：
a) 验证起落架收放系统的收放机构和作动装置的原理是否正确，运动是否灵活，各运动构件之间、构件与机体之间是否协调和有足够的运动间隙;
b) 验证起落架收放机构中的上位锁、下位锁、舱门锁机构原理是否正确， 运动是否灵活，间隙是否满足要求，锁紧与开锁功能是否正常;
c) 验证机轮和轮胎与舱门、机体结构之间的间隙是否满足设计要求;
d) 确定收放系统运动构件的疲劳寿命，测定运动构件的应力、应变;
e) 起落架系统收放试验应满足适航工程检查要求。
5.4.2 试验项目
包括模拟试验台架和飞机起落架收放运动试验。
5.4.3 试验要求
5.4.3.1 试验件及安装要求
试验应采用正式装机使用的经检验合格的收放零部件，包括参与收放过程中的锁、舱门系统。
试验件在试验台架上及飞机上的安装应符合图样及文件的要求。
5.4.3.2 起落架及舱门的加载要求
收放试验中的起落架支柱组件的重量应为飞机上真实状态的起落架组件重量，收放系统的起落架舱门可按详细规范规定的加载要求分别选用橡皮绳、配重加载或橡皮绳和配重联合加载的方法等模拟气动载荷。施加于舱门上的均布的气动载荷的大小和方向，以模拟舱门关闭或打开状态为主。
在收放试验中起落架及舱门作动筒根据设计要求可带有负载。
5.4.3.3 测试内容及要求
收放试验中一般应测试下列内容：
a) 收放作动筒压力-行程曲线;
b) 下位锁作动筒压力-行程曲线;
c) 上位锁作动筒压力-行程曲线;
d) 舱门作动筒压力-行程曲线;
e) 应急放下作动筒压力-行程曲线;
f) 起落架正常收起、放下时间;
g) 起落架应急放下时间;
h) 起落架收放系统的运动间隙;
i) 上、下位锁、舱门锁机构的间隙。
5.4.3.4 收放机构可靠性试验
在模拟试验台架上，尽量模拟真实环境条件。按任务书及详细规范的规定进行起落架收放循环试验。
5.4.3.5 收放疲劳试验
在模拟试验台架上，按任务书及详细规范规定的飞行循环次数进行起落架收放试验，并应满足适航工程检查要求。
5.5 转弯操纵试验
5.5.1 试验目的
飞机前轮转弯操纵试验验证的目的是：
a) 验证在飞机外界环境条件范围内，转弯系统能否在规定的跑道长度、宽度、侧风和跑道表面条件下提供安全操纵飞机的能力;
b) 验证前轮转弯系统的主要零部件使用寿命能否达到飞机设计寿命要求;
c) 验证前轮转弯系统在规定的工作环境下的适用性。
5.5.2 试验项目
飞机前轮转弯操纵试验验证包括以下几类试验：
a) 环境试验;
b) 耐久性试验;
c) 操纵转弯的灵活性和随动性试验。
5.5.3 试验要求
试验要求如下：
a) 环境试验应按 CCAR-25-R4 25.495 的规定进行。
b) 耐久性试验应该用前轮转弯的一个试件进行设计额定系统压力的循环试验，为了满足实际工作条件，寿命试验的一部分模拟温度、湿度极限环境条件， 试件抽样按大纲要求进行，耐久性试验循环数应该按照前轮转弯系统设计规范所确定的工作循环数、工作载荷、系统接通循环数确定，耐久性试验循环谱可根据使用中可能经受的滑行-起飞-着陆-滑行典型循环确定。
c) 操纵转弯的灵活性和随动性试验应假定飞机处于静态位置，用操纵前起落架或采用足够的发动机动力差的方法进行定常转弯，以使作用在重心处的限制载荷系数在垂直方向为 1.0，在横向为 0.5。每一个机轮的侧向地面反作用力必须是垂直反作用力的 50%。
5.6 纠偏机构试验
5.6.1 试验目的
验证前轮纠偏机构是否具有足够的纠偏力矩，确保前轮到中立位置。
5.6.2 试验项目
前轮回中立位置性能试验。
5.6.3 试验要求
5.6.3.1 试验件
试验件包括前起支柱、纠偏机构、转弯一减摆机构和机轮组件，应是经检验的合格件。
5.6.3.2 载荷模拟
进行前机轮回中立性能试验时，作用于起落架支柱组件上的气动载荷的大小和方向应符合装机使用状态要求，应用合适的方法模拟。
5.6.3.3 前机轮纠偏性能试验
前机轮纠偏性能试验应分别在试验台架和飞机上进行。
5.7 作动筒性能试验
5.7.1 试验目的
检查作动筒的设计和制造是否满足设计安全性要求。
5.7.2 试验项目
飞机起落架作动筒性能试验验证应包括下列项目：
a) 外泄漏试验;
b) 气密耐压试验;
c) 极限温度试验;
d) 工作性能试验;
e) 耐久试验;
f) 爆破压力试验。
5.7.3 试验要求
5.7.3.1 试验件
作动筒符合装机使用的完整试验件，提供产品合格证。
5.7.3.2 试验温度
试验应在室温下进行。油液温度范围为 20℃-50℃。
5.7.3.3 气密耐压试验
采用专用设备将作动筒的活塞杆限制在一个或多个规定的伸出位置，在作动筒的管嘴处施加 15kPa压力和 1.5 倍的工作压力，保持 5min。此时，另一端管嘴接通大气。然后交换管嘴重复进行。除设计特许外，外部和内部泄漏不应成滴，不得出现组件松动、永久变形或零件破坏。
5.7.3.4 工作性能试验
5.7.3.4.1 承载作动筒的试验
作动筒应模拟飞机实际情况进行加载试验以验证作动筒运动是否灵活、是否满足设计要求， 作动筒的运动不应有紧涩现象。
5.7.3.4.2 工作循环试验
作动筒的工作循环试验按试验大纲要求进行。
5.7.3.4.3 压力脉冲循环试验
作动筒的压力脉冲循环试验按试验大纲要求进行。
5.7.3.4.4 爆破压力试验
作动筒在承受 3 倍工作压力的情况下不应破坏。施加压力的速率不应超过每秒 3MPa。
5.8 缓冲器静态性能试验
5.8.1 试验目的
验证在规定的温度范围和所有适用的载荷状态下，起落架是否能正常工作。
5.8.2 试验项目
缓冲器性能试验验证包括：
a) 温度试验;
b) 耐压试验;
c) 伸长泄漏试验;
d) 静密封试验;
e) 缓冲器静压缩曲线试验。
缓冲器试验验证项目按试验大纲的规定进行。
5.8.3 试验要求
5.8.3.1 液压油
试验液压油应与缓冲器工作油液相一致。用航空液压油 YH-15，或引进飞机随带的液压油。
5.8.3.2 充填气体
试验充填气体应与缓冲器工作的气体相一致。
5.8.3.3 试验温度
试验应在室温下进行，油液温度范围由任务书确定。
5.8.3.4 耐压试验
按最大的设计极限工作压力对油气式缓冲器充压后，使该压力持续 5min。试验按试验大纲规定进行。
5.8.3.5 静密封试验
缓冲器装配完成后，可按本标准进行静密封试验，一般应包括低压、高压、工作压力等条件下的静密封试验。
5.8.3.6 垂直位置的泄漏试验
起落架在停机载荷，正常充气压力情况下垂直放置 6h，正常着陆停机载荷下放置 24 h，均不应有
液压油的泄漏或气压的损失。
5.8.3.7 缓冲器静压缩曲线试验
油-气式缓冲器静压缩曲线试验的目的是：验证性能试验前和性能试验结束后的充填参数是否正确、装配是否正确、缓冲器内摩擦力是否满足设计要求。试验按规定的速率、行程范围内进行正、 反行程静态压缩绘制曲线，验证缓冲器运动的平稳性与灵活性;单腔式缓冲器的静压缩曲线应是连续光滑上升;双腔式油一气缓冲器的静压缩曲线在行程范围内有转折点，转折点之外应是光滑的。
5.9 刹车试验
5.9.1 试验目的
通过刹车试验验证刹车装置设计的可靠性及与 CCAR-25-R4 要求的符合性。
5.9.2 试验设备
机轮刹车试验在专门设计的惯性台或刹车台完成，试验台以大飞轮为核心，由液压系统、机械部分、传动装置、供气系统、电机驱动系统及其相应的辅助设备和测试设备组成。
大飞轮用于模拟飞机跑道和滑跑速度，由大功率电动机驱动。通过控制系统无级调速， 飞轮速度及其承载能力必须满足民机起落架刹车试验要求。
试件通过工装设备用液压作动筒加载、加载设备满足加载能力与结构刚度要求。电气控制由大功率直流电动机、直流发电机、同步电动机和相应的系统进行驱动控制， 也可采用交流电机带变频控制器的方法进行驱动控制，电动机通过弹性联轴节驱动大飞轮旋转，驱动功率要满足机轮刹车的无级加载与加速要求。
试验设备应能对试验机轮进行侧偏加载，侧偏角由设计给出，也可用夹具设计来模拟偏角。
微机控制的数据采集与处理系统设备，由各种测量传感器、高速模数转换器、放大器、计算机配备打印机等外设组成。
试验加载时，对轮胎压力及温度应进行实测显示，对于爆胎现象要有预防措施。
机轮刹车设备应经定期检查，挂有检查合格证的设备。
5.9.3 试验要求
刹车试验应满足下列要求：
a) 刹车试验应根据设计的速度、载荷及要求的激励偏航角度进行试验。
b) 刹车系统及其相关系统的设计和构造，必须使其在任何电气、气动、液压或机械连接元件或传动元件(操纵脚蹬或手柄除外)损坏或者任何单个液压源或其他刹车能源丧失时，能使飞机在按着陆规定的条件下停至，其着陆滑跑过程中的平均减速度至少等于按该条确定着陆距离时所得减速度的 50%，除非表明刹车组件中的分组件，诸如刹车鼓轮、刹车块及作动筒(或其等效装置)的密封元件损坏引起的液压渗漏不会使刹车效率低于本款的要求，否则这些装置均应视为连接元件或传动元件。
c) 使用刹车操纵器件时所需的操纵力不得过大。
d) 飞机必须具有停机刹车装置，当临界发动机为起飞功率(推力)时，驾驶员使用此装置后，无需进一步关注就能防止机轮在有铺面的水平跑道上滚动。
e) 如果装有防滑装置，则该装置及其有关系统的设计必须使在发生任何可能的单个故障时都不会使飞机的刹车能力或方向操纵损失到危险的程度。
f) 在对于适用的技术标准规定或可接受的等效规定的刹车鉴定试验中应采用每个主轮刹车装置的设计着陆刹车动能容量额定值。
g) 在对于适用的技术标准规定或可接受的等效规定的刹车鉴定试验中，应采用每个主轮刹车装置
在其允许磨损范围内的磨损极限状态下的中止起飞刹车动能容量额定值，该动能容量额定值不得小于按下列方法之一确定的动能吸收要求：
1) 必须根据对加速-停止机动时预期会出现的事件序列进行的合理分析确定刹车动能吸收要求。这一分析必须计及使用刹车时保守的飞机速度值、轮胎与跑道间的刹车磨擦系数、气动阻力、螺旋桨阻力或动力装置的向前推力和(如果更为临界)最不利的单台发动机或螺旋桨故障。
2) 如果不用合理分析，每个主轮刹车装置的动能吸收要求可以按下列公式计算，如刹车分配不相等，公式必须修正：
KE =……………………………………………(5)
N
式中：
KE ——每个机轮的动能，单位为(kg ·m);
W ——飞机重量，单位为千克(kg);
V ——飞机速度，单位为 kn(1kn=0.514444m/s);
N ——装有刹车的主轮个数;
W 和 V 为在中止起飞中得到的起飞重量和地面速度的最临界组合。
