【航空工业行业标准(HB)】 飞机起落架缓冲器落震试验方法和要求

中华人民共和国航空航天工业部航空工业标准
HB6645
飞机起落架缓冲器落震
试验方法和要求
1993-02—22发布
中华人民共和国航空航天工业部92
1993··03．01实施
中华人民共和国航空航天工业部航空工业标准
HB6645
飞机起落架缓冲器落震
试验方法和要求
1993-02—22发布
中华人民共和国航空航天工业部92
1993··03．01实施
主题内容与适用范围
1.1主题内容
1.2适用范围
引用标准
技术要求
般要求
试验方法
试验要求
试验设备·
试验报告数据·
机翼升力·
过载系数·
舰载直升机起落架落震试验·
滑撬式起落架落震试验
中华人民共和国航空航天工业部航空工业标准飞机起落架缓冲器落震试验方法和要求1主题内容和适用范围
1.1主题内容
HB6645---92
本标准规定了军用飞机和直升机起落架缓冲器落震试验的方法和要求。1.2适用范围
本标准适用于军用飞机和直升机起落架油气式缓冲器和液压弹簧（全油液）缓冲器的落震试验。
2引用标准
下列文件在本标准规定的范围内构成本标准的一部分：GJB67.1军用飞机强度和刚度规范总则GJB67.4军用飞机强度和刚度规范地面载荷GJB67.12军用飞机强度和刚度规范文件和报告GJB720.1军用直升机强度和刚度规范总则GJB720.2军用直升机强度和刚度规范载荷GJB720.9军用直升机强度和刚度规范文件和报告HB6176\飞机油气式缓冲器起落架3技术要求
3.1一般要求
飞机承制方应提供试验大纲·并安排本标准规定的或合同及支持合同文件要求的试验。3.1.1试验目的
起落架缓冲器落震试验的目的：验证缓冲系统吸收设计着陆功量和功量储备能力。并用于修正缓冲支柱油孔尺寸及对缓冲支柱提出设计要求。3.1.2试验项目
试验项目包括设计着陆试验，充填参数容差试验，飞机增重试验.储备能量试验和耐久性落震试验。
3.2试验方法
当量自由落体的落震试验的机轮需预先反向起转以模拟阻力载荷对起落架缓冲器性能的影响。若使用其它落震试验方法（摇臂式，倾斜平台等)必须经使用部门认可。航空航天工业部199302—22发布1993-03—01实施
3.3试验要求
HB 6645-—92
落震试验用的起落架应是符合装机使用的完整起落架。刹车装置可用具有惯性模拟、旋转或直线运动模拟相应试件代替。整个试验过程中，除密封件外，缓冲器零件不允许更换。更换密封后的后继试验不允许再出现密封件损坏现象，若再次出现密封件损坏现象，必须进行分析研究，确保这种损坏现象不会发展成习惯性故障.或成为设计中的固有缺陷。并应提供经使用部门认可的产品合格证，缓冲器及轮胎的静压曲线、缓冲器性能计算与起落架载荷计算资料及有关图纸。
3.3.1设计着陆试验
为了验证起落架缓冲系统在设计着陆条件下的功量吸收能力，应按表1规定的试验项目进行试验，直升机的升力取2/3设计着陆重量。是否进行气支柱的落震试验，应通过落震模拟计算证实后才能进行。当这些试验完成后，结构应无有害的永久变形，缓冲系统功能无弱。3.3.1.1重量
表1的重量按GJB67.1和GJB720.1的规定计算确定。3.3.1.2姿态
表1中规定的姿态按GJB67.4和GJB720.2定义确定。对于前兰点式飞机主起落架落震试验取水平着陆（前轮刚离地主轮以两点着陆）和机尾下沉着陆二种姿态。对于前三点式飞机前起落架落震试验只取兰点着陆姿态。3.3.1.3机轮触台速度
在与平台接触时，机轮应沿逆航向旋转，并按表1中的规定计算机轮触台速度。表中的Vs为飞机在进场位置，以零推力水平着陆时的失速速度。对直升机V×值按GJB720.1定义确定。
3.3.1.4缓冲系统充填
表1规定的试验项国，除泄气支柱的落震试验以外，轮胎与缓冲支柱充填压力应为飞机最大设计重量状态对应的数值，缓冲器油液面应处于设计推荐的状态。泄气支柱的落震试验的充气压力应取对应缓冲器全伸状态【个大气压的压力。表1设计着陆试验
飞机【试验
着陆设计重量
着陆设计重量
最大着陆设计重量
最大着陆设计重量
下沉速度
3. 6~~ 4. 0
3. 6~~ 4. 0
2.34～2.6
着陆姿态
机尾下沉
2. 34~~2. 6
最大着陆设计重量2.34～2.6机尾下沉机轮触台速度
最大垂直反力
由设计单位提下载标准就来标准下载网
供数据
泄气支柱的落
震试验
由设计单位提
供数据
着陆设计重量
着陆设计重量
最大着陆设计重量
最大着陆设计重量
最大着陆设计重量
基本设计重量
基本设计重量
基本设计重量
基本设计重量
最大设计重量
最大设计重量
最大设计重基
HB 664592
续表1
下沉速度
着陆姿态
机尾下沉
机尾下沉
机尾下沉
机尾下沉
机尾下沉
机轮触台速度
注：1）泄气支柱的落震试验对应缓冲支柱充气压力全滞光，仅存有」个大气压状态。3.3.2充填参数容差试验
最大垂直反力
由设计单位提
供数据
泄气支柱的落
震试验\》
由设计单位提
供数据
由设计单位提
供数据
泄气支柱的落
震试验\
由设计单位提
供数据
完成3.3.1条规定的设计着陆试验后，应用同一起落架组件进行表2中规定的试验，以验证缓冲系统在充填参数容差范围内的功量吸收能力。当这些试验完成后，结构应无有害的永久变形，缓冲系统功能无削弱。
3.3.2.1重量
同3.3.1.1条。
3.3.2.2姿态
同 3.3.1. 2条。
3.3.2.3机轮触台速度
同3.3.1.3条。
3.3.2.4缓冲系统充填
HB 6645-92
表2规定的试验项目中轮胎充填压力为对应于飞机最大设计重量所要求的压力。表中试验编号为1和2的二项落震试验取不同的支柱充填压力，用以评估GJB67.4和GJB720.2所规定的缓冲器的缓冲能力。表中试验编号为5和6的二项落震试验仅适用于按HB6176设计的缓冲器。
3.3.2.5起落架收起模拟
当起落架空中收起时，缓冲支柱中心线处于水平线以上10°的位置，或者缓冲支柱不在全伸位置，表2中试验编号为1.2，3的三项试验按下列步骤进行：a．将收上位置的缓冲支柱置于水平位置或正常收起位置上；b.放下缓冲支柱到正常着陆姿态，并保持120士20S；C.按表2中要求进行落震试验。
其中，对于2条当能证实缓冲支柱处于收上位置时，缓冲器的动力腔仍处于正常状态，则可免作起落架收起模拟试验。
3.3.3飞机增重试验
在完成3.3.2条规定的充填参数容差试验后，应用同一起落架组件进行表3中规定的试验，以验证缓冲器系统适应飞机超载着陆能力。当这些试验完成后，结构应无有害的永久变形，缓冲系统功能无削弱。
3.3.3.1重量
筒3.3.1.1条。
3.3.3.2姿态
同3.3.1.2条。
3.3.3.3机轮触台速度
同3.3.1.3条。
3.3.3.4缓冲系统充填
着陆设计重量
着陆设计重量
着陆设计重量
着陆设计重量
着陆设计重量
着陆设计重量
着陆设计重量
着陆设计重量
着陆设计重量
着陆设计重量
着陆设计重量
着陆设计重量
下沉速度
3.6～4.0
3.6~～4.0
机轮触
台速度
充填参数容差试验
缓冲支柱(器）
充气压力%
（100%为试验
确定值）
缓冲支柱（器）
充油量%
（100%为试验
确定值）
100%减12.7
mm支柱行程
当量油量
100%减12.7
mm支柱行程
当量油量
第3项与第4项试验之间以及第
5项与第6项试验之间的时间间
隔不大于5min。
如果油液高于油孔上端至少为
125%活塞直径或127mm两个数
值较小者，则可免作以上试验。如果缓冲器的空气和油液是
分离的也可以免作以上试验。
HB 6645-92
类型编号
基本设计重量
基本设计重量
基本设计重量
基本设计重量
基本设计重量
基本设计重量
下沉速度
机轮触
容速度
续表2
缓冲支柱（器）
充气压力%
（100%为试验
确定值）
缓冲支柱器）
充油量%
（100%为试验
确定值）
100%减12.7
mm支柱行程
当量油量
HB6645-92
HB 6645—92
在表3的当量能量试验中，当试验重量小于或等于飞机最大设计重量时，轮胎与缓冲支柱的充填压力应取10.0%试验确定值。当试验重量超过最大设计重量时，轮胎和缓冲支柱充填压力应根据规定的产品使用说明书提出的细节进行调正。对多腔式缓冲支柱要求分别充压，需按设计要求进行协调，并假设仅有一个影响正常着陆条件的腔室。3.3.3.5使用评定试验
在表3的使用评定试验中，轮胎充填压力应为最大设计重量对应数值的100%。缓冲支柱的充填压力应以50%额定压力或者较小值递增，直到17.25MPa的最大停机充填压力或达到使用垂直载荷值所对应的缓冲支柱充填压力。如按HB6176定义的17.25MPa充填压力限制的偏差，则充填压力的限制可以加大到偏差允许的数值。3.3.3.6垂直使用载荷
试验中最大垂直载荷不超过使用载荷，这里的垂直使用载荷是指在着陆设计重量，水平姿态和使用下沉速度下着陆时的最大载荷。3.3.4储备能量试验
在完成3.3.1条、3.3.2条和3.3.3条规定的试验后，用同一个起落架组件进行表4规定的试验。当这些试验完成后，起落架允许产生不失去功能的永久变形，但不应破坏。3.3.4.1重量
同3.3.1.1条。
3.3.4.2姿态
同3.3.1.2条
3.3.4.3机轮触台速度
同3.3.1.3条。
3.3.4.4缓冲系统充填
轮胎和缓冲器的充填压力按表4规定取值。3.3.5耐久性落震试验
对于未在专门的试验台上进行过缓冲器密封装置及内部结构元件耐久性考核的起落架，应进行本条规定的试验。在完成3.3.1～3.3.4条规定的试验后，允许用同-一起落架进行表5中规定的试验，以考核缓冲器密封装置和内部结构元件在给定的起落架使用寿命周期内的耐久性。对于继续进行耐久性试验的起落架，其耐久性试验投放的总次数应含表1～表4试验的投放次数，对于用全新起落架单独进行耐久性试验的投放次数应不含表1～表4试验的投放次数。
在进行表5规定的试验中起落架投放时机轮是否带转·出承制方与订购方商定。直升机耐久性落震试验可参考表5的规定进行。7
0.75倍着陆设计重量
1.174倍着陆设计重量
1.397倍着陆设计重量
最小飞行重量
最小飞行重量
0.825倍着陆设计重基
1.2346倍着陆设计重
1.5倍着陆设计重盘
最小飞行重量
最小飞行重量
0.827倍基本设计重量
1.3倍基本设计重量
1.5倍基本设计重量
最小设计重量
最小设计重基
最小设计重量
最小设计重量
下沉速度
4.157~4.619
3.321~3.690
3.05~3.389
飞机增重试验
机轮触
台速度
缓冲支柱(器）
充气压力%
（100%为试验
确定值）
见3.3.3.4条
见3.3.3.4条
见3.3.3.5条
见3.3.3.4条
见3.3.3.4条
见3.3.3.5条
根据重量调节
（最小100%）
根据重基调节
缓冲支柱（器）
充油量%
（100%为试验
确定值）
第1.2、3项试验为当基能量
试验，其余各项试验为使用
评定试验。连续增大充填压
力进行试验，但应保证有
试验的最大垂直载荷不得超
过设计着陆使用载荷。
HB 6645--92
着陆设计重量
着陆设计重量
着陆设计重量
着陆设计重量
着陆设计重量
着陆设计重量
基本设计重量
基本设计重量
基本设计重量
下沉速度
3.735~4.15
1.014～4.46
4.41~4.90
表4储备能基试验
机轮触
台速度
缓冲支柱（器）充气压
（100%为试验确定值）
缓冲支柱（器）充油地
（100%为试验确定值）
无功能损失
无功能损失
结构允许产
生采失去功
能的永发变
无功能损失
无功能损失
结构允许产
生不失去功
能的永久变
无功能损失
无功能损失
结构允许产
生不失去功
能的永久变
HB 6645-92