飛機著陸狀態(tài)對輪載信號觸發(fā)時間的影響分析

許成杰

摘 要：輪載信號是飛機相關系統(tǒng)進行空地狀態(tài)判斷的重要信號，輪載信號觸發(fā)時間對飛機各系統(tǒng)工作狀態(tài)具有重要影響。該文依據(jù)動力學方法，初步建立了飛機從機輪接地至觸發(fā)輪載信號的動力學模型，分析了飛機著陸狀態(tài)對輪載信號觸發(fā)時間的影響，對于飛機相關系統(tǒng)設計工作具有一定參考價值。

關鍵詞：著陸狀態(tài) 輪載信號觸發(fā)時間 動力學模型

中圖分類號：TB47 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）10（a）-0093-02

Analysis of the impact of aircraft landing status on the time to trigger the Weight on Wheel signal

XU Chengjie

（Shanghai Aircraft Design and Research Institute， Shanghai 200436，China）

Abstract：Weight on Wheel（WOW） signal is an electrical signal which plays an important role in confirming the air/ground condition of the airplane during landing phase. The time to trigger the WOW signal has important influence on the working condition of aircraft systems. Preliminary dynamic model from touchdown to the WOW signal is triggered was established according to dynamics method. Based on the dynamic model， the impact of landing status was analyzed.This model may have some reference value on the design of related aircraft systems.

Key words：Landing status Time to trigger the Weight on Wheel signal Dynamic model

輪載信號是直接表征飛機地空狀態(tài)的電氣信號，在著陸過程中，只有當輪載信號明確指示飛機在地面時，相關飛機系統(tǒng)（剎車系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)等）才能開始工作[1][2]。例如，對于剎車系統(tǒng)，自動剎車只有當飛機在地面時才開始工作，而自動剎車可以有效縮短著陸滑跑距離、降低飛機對機場跑道的要求，因此輪載信號的觸發(fā)時間對飛機地面工作狀態(tài)有重要影響。經(jīng)研究，對輪載信號觸發(fā)時間的影響主要來自兩方面：一方面是緩沖器自身的設計參數(shù)，主要是緩沖支柱的充氣壓力、阻尼孔的阻尼系數(shù)等；另一方面是飛機的著陸狀態(tài)，主要是升力、重力、下沉速度等因素。在機型已經(jīng)確定的情況下，影響輪載信號觸發(fā)時間的主要是外部因素，該文著重研究飛機著陸狀態(tài)對輪載信號觸發(fā)時間的影響。

1 輪載信號的觸發(fā)

輪載信號的觸發(fā)一般通過傳感器檢測起落架緩沖支柱的位置變化來實現(xiàn)，當前飛機的輪載信號傳感器多為接近式傳感器[3]，接近式傳感器包含一個由振蕩回路產(chǎn)生的高頻電磁場，該電磁場從傳感器感應面輻射出來，根據(jù)感應定律，當具有導電能力的物體進入該磁場會形成渦電流，渦電流消耗了振蕩回路的能量，振幅減小，傳感器可將該變化轉(zhuǎn)換成開關信號，進而判斷緩沖支柱的位置變化。

在實際設計中，一般將傳感器與緩沖支柱外筒固定，將標靶設計成與扭力桿聯(lián)動，當緩沖支柱處于全伸長狀態(tài)時，傳感器與標靶保持“接近”狀態(tài)，即飛機處于“空中”；當緩沖支柱壓縮時，標靶“遠離”傳感器，即飛機處于“地面”。

2 分析模型

根據(jù)已有設計經(jīng)驗，著陸時，飄降（即飛機接地瞬時下沉速度為0）最不利于輪載信號的觸發(fā)，本文即針對這一情況進行計算分析。以主起緩沖支柱氣腔以上的飛機部分為研究對象，對其彈跳過程即緩沖支柱壓縮過程進行分析。

飛機接地時在垂直方向上的作用力為：重力、升力、緩沖支柱氣腔的支持力、緩沖支柱油孔阻尼力。其中重力即為飛機接地時總重，升力為：

（1）

式中為飛機升力系數(shù)，為空氣密度，為飛機著陸空速，機翼參考面積，由于接地至產(chǎn)生輪載信號時間很短，忽略這一過程中姿態(tài)角及空速變化，同時，在這一過程中，姿態(tài)角及空速應逐漸減小，均有利于輪載信號的產(chǎn)生。同時，本模型假設擾流板打開過程中，飛機升力系數(shù)按線性關系減小至完全打開。

緩沖支柱氣腔支持力為：

（2）

式中為緩沖支柱初始充氣壓力，為氣腔橫截面積，為緩沖支柱行程。

緩沖支柱油孔阻尼力為：

（3）

式中為油孔阻尼系數(shù)，為緩沖支柱壓縮速度。

飛機豎直方向上的動力學關系滿足：

ma （4）

式中，為飛機著陸時豎直方向所受合外力，為飛機著陸時質(zhì)量。

通過以上關系得到飛機著陸過程中各個時刻的加速度，再通過積分得到緩沖支柱行程的變化。根據(jù)輪載信號的觸發(fā)要求，緩沖支柱壓縮量在達到一定數(shù)量也就是標靶遠離接近傳感器一定距離且保持一段時間時即可確保觸發(fā)輪載信號，在以上模型中應用這一邊界條件可以得出觸發(fā)輪載信號所需時間。

分析模型中，取t=0為緩沖支柱開始壓縮的時刻，同時，該模型僅考慮飛機著陸時為雙側(cè)主起同時著陸的情形，單側(cè)主起著陸后，多數(shù)情形下另一側(cè)主起也會迅速接地，同樣適用于本模型。

3 計算結(jié)果

根據(jù)某型飛機的起落架緩沖支柱充氣壓力，機翼參考面積，氣腔橫截面積，油孔阻尼系數(shù)，基于Matlab R2012b，計算了幾種典型著陸狀態(tài)（大重量、中重量、小重量、大迎角、小迎角、大空速、中空速、小空速）下，從緩沖支柱開始壓縮到輪載信號觸發(fā)（標靶遠離傳感器距離達到設定值）所需的時間，圖2及圖3為典型工況下緩沖支柱壓縮變化曲線。

由圖2可知，在著陸重量相同的情況下，升力越大，觸發(fā)輪載信號所需時間越長，同時，在緩沖支柱壓縮量達到滿足輪載信號觸發(fā)的要求（圖中紅線所示為輪載信號觸發(fā)所需的臨界壓縮量）后，緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足觸發(fā)輪載信號所需要求。

由圖3可知，在升力變化相同的情況下，重力越大，觸發(fā)輪載信號所需時間越短，同時，在緩沖支柱壓縮量達到滿足輪載信號觸發(fā)的要求（圖中紅線所示為輪載信號觸發(fā)所需的臨界壓縮量）后，緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足觸發(fā)輪載信號所需要求。

根據(jù)以上各狀態(tài)計算結(jié)果，典型著陸狀態(tài)下輪載信號觸發(fā)時間范圍為0.15 s至1.5 s，同姿態(tài)角、同空速條件下，重量越大、觸發(fā)時間越短；同重量時，升力越小，觸發(fā)時間越短，且在達到輪載信號觸發(fā)所需壓縮量后緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足輪載信號觸發(fā)要求。經(jīng)過與某機型實際飛行數(shù)據(jù)對比，以上緩沖支柱壓縮量變化趨勢與試驗數(shù)據(jù)基本一致，且輪載信號觸發(fā)時間與試驗結(jié)果基本相當。

4 結(jié)語

該文基于動力學模型，建立了飛機從機輪接地至觸發(fā)輪載信號的動力學模型，根據(jù)某型飛機實際參數(shù)，初步分析了重力、升力等因素對輪載信號觸發(fā)時間的影響，計算結(jié)果與試驗結(jié)果基本一致，對其它機型的輪載信號觸發(fā)時間的計算有一定借鑒意義。

參考文獻

[1] 《飛機設計手冊》總編委會.飛機設計手冊第14冊：起飛著陸系統(tǒng)設計[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.

[2] 中國民航局.CCAR25-R4 中國民用航空規(guī)章第25部-運輸類飛機適航標準[S].中國：中國民用航空局，2011.

[3] 馮永勝.起落架系統(tǒng)輪載信號分析[J].科技資訊，2011（29）：28.endprint

摘 要：輪載信號是飛機相關系統(tǒng)進行空地狀態(tài)判斷的重要信號，輪載信號觸發(fā)時間對飛機各系統(tǒng)工作狀態(tài)具有重要影響。該文依據(jù)動力學方法，初步建立了飛機從機輪接地至觸發(fā)輪載信號的動力學模型，分析了飛機著陸狀態(tài)對輪載信號觸發(fā)時間的影響，對于飛機相關系統(tǒng)設計工作具有一定參考價值。

關鍵詞：著陸狀態(tài) 輪載信號觸發(fā)時間 動力學模型

中圖分類號：TB47 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）10（a）-0093-02

Analysis of the impact of aircraft landing status on the time to trigger the Weight on Wheel signal

XU Chengjie

（Shanghai Aircraft Design and Research Institute， Shanghai 200436，China）

Abstract：Weight on Wheel（WOW） signal is an electrical signal which plays an important role in confirming the air/ground condition of the airplane during landing phase. The time to trigger the WOW signal has important influence on the working condition of aircraft systems. Preliminary dynamic model from touchdown to the WOW signal is triggered was established according to dynamics method. Based on the dynamic model， the impact of landing status was analyzed.This model may have some reference value on the design of related aircraft systems.

Key words：Landing status Time to trigger the Weight on Wheel signal Dynamic model

輪載信號是直接表征飛機地空狀態(tài)的電氣信號，在著陸過程中，只有當輪載信號明確指示飛機在地面時，相關飛機系統(tǒng)（剎車系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)等）才能開始工作[1][2]。例如，對于剎車系統(tǒng)，自動剎車只有當飛機在地面時才開始工作，而自動剎車可以有效縮短著陸滑跑距離、降低飛機對機場跑道的要求，因此輪載信號的觸發(fā)時間對飛機地面工作狀態(tài)有重要影響。經(jīng)研究，對輪載信號觸發(fā)時間的影響主要來自兩方面：一方面是緩沖器自身的設計參數(shù)，主要是緩沖支柱的充氣壓力、阻尼孔的阻尼系數(shù)等；另一方面是飛機的著陸狀態(tài)，主要是升力、重力、下沉速度等因素。在機型已經(jīng)確定的情況下，影響輪載信號觸發(fā)時間的主要是外部因素，該文著重研究飛機著陸狀態(tài)對輪載信號觸發(fā)時間的影響。

1 輪載信號的觸發(fā)

輪載信號的觸發(fā)一般通過傳感器檢測起落架緩沖支柱的位置變化來實現(xiàn)，當前飛機的輪載信號傳感器多為接近式傳感器[3]，接近式傳感器包含一個由振蕩回路產(chǎn)生的高頻電磁場，該電磁場從傳感器感應面輻射出來，根據(jù)感應定律，當具有導電能力的物體進入該磁場會形成渦電流，渦電流消耗了振蕩回路的能量，振幅減小，傳感器可將該變化轉(zhuǎn)換成開關信號，進而判斷緩沖支柱的位置變化。

在實際設計中，一般將傳感器與緩沖支柱外筒固定，將標靶設計成與扭力桿聯(lián)動，當緩沖支柱處于全伸長狀態(tài)時，傳感器與標靶保持“接近”狀態(tài)，即飛機處于“空中”；當緩沖支柱壓縮時，標靶“遠離”傳感器，即飛機處于“地面”。

2 分析模型

根據(jù)已有設計經(jīng)驗，著陸時，飄降（即飛機接地瞬時下沉速度為0）最不利于輪載信號的觸發(fā)，本文即針對這一情況進行計算分析。以主起緩沖支柱氣腔以上的飛機部分為研究對象，對其彈跳過程即緩沖支柱壓縮過程進行分析。

飛機接地時在垂直方向上的作用力為：重力、升力、緩沖支柱氣腔的支持力、緩沖支柱油孔阻尼力。其中重力即為飛機接地時總重，升力為：

（1）

式中為飛機升力系數(shù)，為空氣密度，為飛機著陸空速，機翼參考面積，由于接地至產(chǎn)生輪載信號時間很短，忽略這一過程中姿態(tài)角及空速變化，同時，在這一過程中，姿態(tài)角及空速應逐漸減小，均有利于輪載信號的產(chǎn)生。同時，本模型假設擾流板打開過程中，飛機升力系數(shù)按線性關系減小至完全打開。

緩沖支柱氣腔支持力為：

（2）

式中為緩沖支柱初始充氣壓力，為氣腔橫截面積，為緩沖支柱行程。

緩沖支柱油孔阻尼力為：

（3）

式中為油孔阻尼系數(shù)，為緩沖支柱壓縮速度。

飛機豎直方向上的動力學關系滿足：

ma （4）

式中，為飛機著陸時豎直方向所受合外力，為飛機著陸時質(zhì)量。

通過以上關系得到飛機著陸過程中各個時刻的加速度，再通過積分得到緩沖支柱行程的變化。根據(jù)輪載信號的觸發(fā)要求，緩沖支柱壓縮量在達到一定數(shù)量也就是標靶遠離接近傳感器一定距離且保持一段時間時即可確保觸發(fā)輪載信號，在以上模型中應用這一邊界條件可以得出觸發(fā)輪載信號所需時間。

分析模型中，取t=0為緩沖支柱開始壓縮的時刻，同時，該模型僅考慮飛機著陸時為雙側(cè)主起同時著陸的情形，單側(cè)主起著陸后，多數(shù)情形下另一側(cè)主起也會迅速接地，同樣適用于本模型。

3 計算結(jié)果

根據(jù)某型飛機的起落架緩沖支柱充氣壓力，機翼參考面積，氣腔橫截面積，油孔阻尼系數(shù)，基于Matlab R2012b，計算了幾種典型著陸狀態(tài)（大重量、中重量、小重量、大迎角、小迎角、大空速、中空速、小空速）下，從緩沖支柱開始壓縮到輪載信號觸發(fā)（標靶遠離傳感器距離達到設定值）所需的時間，圖2及圖3為典型工況下緩沖支柱壓縮變化曲線。

由圖2可知，在著陸重量相同的情況下，升力越大，觸發(fā)輪載信號所需時間越長，同時，在緩沖支柱壓縮量達到滿足輪載信號觸發(fā)的要求（圖中紅線所示為輪載信號觸發(fā)所需的臨界壓縮量）后，緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足觸發(fā)輪載信號所需要求。

由圖3可知，在升力變化相同的情況下，重力越大，觸發(fā)輪載信號所需時間越短，同時，在緩沖支柱壓縮量達到滿足輪載信號觸發(fā)的要求（圖中紅線所示為輪載信號觸發(fā)所需的臨界壓縮量）后，緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足觸發(fā)輪載信號所需要求。

根據(jù)以上各狀態(tài)計算結(jié)果，典型著陸狀態(tài)下輪載信號觸發(fā)時間范圍為0.15 s至1.5 s，同姿態(tài)角、同空速條件下，重量越大、觸發(fā)時間越短；同重量時，升力越小，觸發(fā)時間越短，且在達到輪載信號觸發(fā)所需壓縮量后緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足輪載信號觸發(fā)要求。經(jīng)過與某機型實際飛行數(shù)據(jù)對比，以上緩沖支柱壓縮量變化趨勢與試驗數(shù)據(jù)基本一致，且輪載信號觸發(fā)時間與試驗結(jié)果基本相當。

4 結(jié)語

該文基于動力學模型，建立了飛機從機輪接地至觸發(fā)輪載信號的動力學模型，根據(jù)某型飛機實際參數(shù)，初步分析了重力、升力等因素對輪載信號觸發(fā)時間的影響，計算結(jié)果與試驗結(jié)果基本一致，對其它機型的輪載信號觸發(fā)時間的計算有一定借鑒意義。

參考文獻

[1] 《飛機設計手冊》總編委會.飛機設計手冊第14冊：起飛著陸系統(tǒng)設計[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.

[2] 中國民航局.CCAR25-R4 中國民用航空規(guī)章第25部-運輸類飛機適航標準[S].中國：中國民用航空局，2011.

[3] 馮永勝.起落架系統(tǒng)輪載信號分析[J].科技資訊，2011（29）：28.endprint

摘 要：輪載信號是飛機相關系統(tǒng)進行空地狀態(tài)判斷的重要信號，輪載信號觸發(fā)時間對飛機各系統(tǒng)工作狀態(tài)具有重要影響。該文依據(jù)動力學方法，初步建立了飛機從機輪接地至觸發(fā)輪載信號的動力學模型，分析了飛機著陸狀態(tài)對輪載信號觸發(fā)時間的影響，對于飛機相關系統(tǒng)設計工作具有一定參考價值。

關鍵詞：著陸狀態(tài) 輪載信號觸發(fā)時間 動力學模型

中圖分類號：TB47 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）10（a）-0093-02

Analysis of the impact of aircraft landing status on the time to trigger the Weight on Wheel signal

XU Chengjie

（Shanghai Aircraft Design and Research Institute， Shanghai 200436，China）

Abstract：Weight on Wheel（WOW） signal is an electrical signal which plays an important role in confirming the air/ground condition of the airplane during landing phase. The time to trigger the WOW signal has important influence on the working condition of aircraft systems. Preliminary dynamic model from touchdown to the WOW signal is triggered was established according to dynamics method. Based on the dynamic model， the impact of landing status was analyzed.This model may have some reference value on the design of related aircraft systems.

Key words：Landing status Time to trigger the Weight on Wheel signal Dynamic model

輪載信號是直接表征飛機地空狀態(tài)的電氣信號，在著陸過程中，只有當輪載信號明確指示飛機在地面時，相關飛機系統(tǒng)（剎車系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)等）才能開始工作[1][2]。例如，對于剎車系統(tǒng)，自動剎車只有當飛機在地面時才開始工作，而自動剎車可以有效縮短著陸滑跑距離、降低飛機對機場跑道的要求，因此輪載信號的觸發(fā)時間對飛機地面工作狀態(tài)有重要影響。經(jīng)研究，對輪載信號觸發(fā)時間的影響主要來自兩方面：一方面是緩沖器自身的設計參數(shù)，主要是緩沖支柱的充氣壓力、阻尼孔的阻尼系數(shù)等；另一方面是飛機的著陸狀態(tài)，主要是升力、重力、下沉速度等因素。在機型已經(jīng)確定的情況下，影響輪載信號觸發(fā)時間的主要是外部因素，該文著重研究飛機著陸狀態(tài)對輪載信號觸發(fā)時間的影響。

1 輪載信號的觸發(fā)

輪載信號的觸發(fā)一般通過傳感器檢測起落架緩沖支柱的位置變化來實現(xiàn)，當前飛機的輪載信號傳感器多為接近式傳感器[3]，接近式傳感器包含一個由振蕩回路產(chǎn)生的高頻電磁場，該電磁場從傳感器感應面輻射出來，根據(jù)感應定律，當具有導電能力的物體進入該磁場會形成渦電流，渦電流消耗了振蕩回路的能量，振幅減小，傳感器可將該變化轉(zhuǎn)換成開關信號，進而判斷緩沖支柱的位置變化。

在實際設計中，一般將傳感器與緩沖支柱外筒固定，將標靶設計成與扭力桿聯(lián)動，當緩沖支柱處于全伸長狀態(tài)時，傳感器與標靶保持“接近”狀態(tài)，即飛機處于“空中”；當緩沖支柱壓縮時，標靶“遠離”傳感器，即飛機處于“地面”。

2 分析模型

根據(jù)已有設計經(jīng)驗，著陸時，飄降（即飛機接地瞬時下沉速度為0）最不利于輪載信號的觸發(fā)，本文即針對這一情況進行計算分析。以主起緩沖支柱氣腔以上的飛機部分為研究對象，對其彈跳過程即緩沖支柱壓縮過程進行分析。

飛機接地時在垂直方向上的作用力為：重力、升力、緩沖支柱氣腔的支持力、緩沖支柱油孔阻尼力。其中重力即為飛機接地時總重，升力為：

（1）

式中為飛機升力系數(shù)，為空氣密度，為飛機著陸空速，機翼參考面積，由于接地至產(chǎn)生輪載信號時間很短，忽略這一過程中姿態(tài)角及空速變化，同時，在這一過程中，姿態(tài)角及空速應逐漸減小，均有利于輪載信號的產(chǎn)生。同時，本模型假設擾流板打開過程中，飛機升力系數(shù)按線性關系減小至完全打開。

緩沖支柱氣腔支持力為：

（2）

式中為緩沖支柱初始充氣壓力，為氣腔橫截面積，為緩沖支柱行程。

緩沖支柱油孔阻尼力為：

（3）

式中為油孔阻尼系數(shù)，為緩沖支柱壓縮速度。

飛機豎直方向上的動力學關系滿足：

ma （4）

式中，為飛機著陸時豎直方向所受合外力，為飛機著陸時質(zhì)量。

通過以上關系得到飛機著陸過程中各個時刻的加速度，再通過積分得到緩沖支柱行程的變化。根據(jù)輪載信號的觸發(fā)要求，緩沖支柱壓縮量在達到一定數(shù)量也就是標靶遠離接近傳感器一定距離且保持一段時間時即可確保觸發(fā)輪載信號，在以上模型中應用這一邊界條件可以得出觸發(fā)輪載信號所需時間。

分析模型中，取t=0為緩沖支柱開始壓縮的時刻，同時，該模型僅考慮飛機著陸時為雙側(cè)主起同時著陸的情形，單側(cè)主起著陸后，多數(shù)情形下另一側(cè)主起也會迅速接地，同樣適用于本模型。

3 計算結(jié)果

根據(jù)某型飛機的起落架緩沖支柱充氣壓力，機翼參考面積，氣腔橫截面積，油孔阻尼系數(shù)，基于Matlab R2012b，計算了幾種典型著陸狀態(tài)（大重量、中重量、小重量、大迎角、小迎角、大空速、中空速、小空速）下，從緩沖支柱開始壓縮到輪載信號觸發(fā)（標靶遠離傳感器距離達到設定值）所需的時間，圖2及圖3為典型工況下緩沖支柱壓縮變化曲線。

由圖2可知，在著陸重量相同的情況下，升力越大，觸發(fā)輪載信號所需時間越長，同時，在緩沖支柱壓縮量達到滿足輪載信號觸發(fā)的要求（圖中紅線所示為輪載信號觸發(fā)所需的臨界壓縮量）后，緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足觸發(fā)輪載信號所需要求。

由圖3可知，在升力變化相同的情況下，重力越大，觸發(fā)輪載信號所需時間越短，同時，在緩沖支柱壓縮量達到滿足輪載信號觸發(fā)的要求（圖中紅線所示為輪載信號觸發(fā)所需的臨界壓縮量）后，緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足觸發(fā)輪載信號所需要求。

根據(jù)以上各狀態(tài)計算結(jié)果，典型著陸狀態(tài)下輪載信號觸發(fā)時間范圍為0.15 s至1.5 s，同姿態(tài)角、同空速條件下，重量越大、觸發(fā)時間越短；同重量時，升力越小，觸發(fā)時間越短，且在達到輪載信號觸發(fā)所需壓縮量后緩沖支柱均繼續(xù)壓縮，滿足輪載信號觸發(fā)要求。經(jīng)過與某機型實際飛行數(shù)據(jù)對比，以上緩沖支柱壓縮量變化趨勢與試驗數(shù)據(jù)基本一致，且輪載信號觸發(fā)時間與試驗結(jié)果基本相當。

4 結(jié)語

該文基于動力學模型，建立了飛機從機輪接地至觸發(fā)輪載信號的動力學模型，根據(jù)某型飛機實際參數(shù)，初步分析了重力、升力等因素對輪載信號觸發(fā)時間的影響，計算結(jié)果與試驗結(jié)果基本一致，對其它機型的輪載信號觸發(fā)時間的計算有一定借鑒意義。

參考文獻

[1] 《飛機設計手冊》總編委會.飛機設計手冊第14冊：起飛著陸系統(tǒng)設計[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.

[2] 中國民航局.CCAR25-R4 中國民用航空規(guī)章第25部-運輸類飛機適航標準[S].中國：中國民用航空局，2011.

[3] 馮永勝.起落架系統(tǒng)輪載信號分析[J].科技資訊，2011（29）：28.endprint