艦載飛機起降裝置動力學試驗研究進展

胡銳 劉小川 白春玉 楊正權 陳熠

摘要：艦載飛機起降階段通常被認為是事故率最高的階段，其特殊的起降環(huán)境導致艦載機起飛和攔阻著艦的過程相較于陸基飛機更加復雜，所涉及的動力學問題一直是國內(nèi)外相關研究人員的研究熱點。從艦載機起落架和攔阻鉤等起降裝置著手，重點對艦載機起落架動力學試驗、攔阻鉤動力學試驗以及全機落震試驗進行了綜述，詳細地論述了艦載飛機起降過程涉及到的關鍵動力學試驗問題及其研究現(xiàn)狀。最后，對艦載飛機起降裝置動力學試驗研究的發(fā)展進行了總結和展望。

關鍵詞：起降裝置；起落架；攔阻鉤；艦載飛機；動力學試驗

中圖分類號：V226文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.01.002

艦載飛機（簡稱艦載機）起降裝置是飛機重要的承力部件，在其安全起降的過程中擔負著極其重要的使命，已經(jīng)成為關系飛機起降性能及駕駛員生命安全的重要裝置。根據(jù)動力學試驗研究所針對的對象，艦載飛機起降裝置動力學試驗研究包括起落架動力學試驗研究、攔阻鉤動力學試驗研究以及全機落震試驗研究。

艦載機受到航母甲板長度的限制，需要在短距離內(nèi)起飛、攔阻著陸，相較于陸基飛機，其起飛、著陸環(huán)境均發(fā)生了變化，起降裝置的設計及試驗驗證都有了新的要求?！盾娪蔑w機結構強度規(guī)范地面試驗》（GJB 67.9A—2008）[1]明確規(guī)定艦載機需進行起落架突伸試驗、起落架落震試驗、全機落震試驗及起落架擺振試驗等內(nèi)容，并明確了試驗要求及項目內(nèi)容，涉及艦載機彈射、攔阻過程的相關試驗要求未有直接表述。在《軍用飛機結構強度規(guī)范地面載荷》（GJB 67.4A—2008）[2]及《飛機攔阻鉤裝置》（HB 6648—1992）中，明確提出了艦載機起飛及著艦過程中所受到的牽制、釋放、彈射載荷及攔阻鉤撞擊載荷、彈跳高度、攔阻載荷的確定方法及要求，可見驗證艦載機起降裝置在彈射攔阻過程中的性能考核也非常必要。

本文從艦載機相關規(guī)范要求出發(fā)，依據(jù)艦載機研制、驗證需求，明確相關試驗規(guī)劃，梳理國內(nèi)外艦載機起落裝置的動力學試驗研究工作進展，以期完善艦載機起降裝置動力學試驗驗證體系。

1起落架動力學試驗

1.1起落架落震試驗

飛機起落架落震試驗是在地面試驗設施上進行模擬飛機著陸撞擊地面的一種動力學試驗，是飛機起落架設計驗證的關鍵環(huán)節(jié)[3]。GJB 67.9A—2008明確要求需進行起落架落震試驗以驗證起落架緩沖系統(tǒng)在滿足吸收能量的同時其撞擊載荷、結構和充填參數(shù)與設計要求的符合性。艦載機由于其獨特的降落環(huán)境，使其在進行起落架落震試驗時具有較大的下沉速度，并需要考慮起落架直接降落在攔阻索上的情況。

美國國家航空航天局（NASA）蘭利研究中心在漢普頓建造的飛機落震試驗臺是帶活動地面、活動駕車的落震試驗臺，該設施主要由推進、滑動車架、制動三大系統(tǒng)組成。這種試驗裝置能夠準確模擬飛機著陸時起落架真實的運動過程和受力狀況，是較為理想的飛機著陸地面試驗裝置[4]。

國內(nèi)的起落架落震試驗主要是在立柱式試驗臺上以自由落體的形式進行[5]，根據(jù)是否提供升力分為仿升法及減縮質(zhì)量法[6]，以落體系統(tǒng)模擬飛機分配在起落架上的當量質(zhì)量，以機輪帶轉(zhuǎn)設備預先反向轉(zhuǎn)動飛機起落架機輪模擬起落架航向運動速度，通過測量撞擊載荷及緩沖器壓縮量等參數(shù)來判斷起落架緩沖器受力工作情況，進而優(yōu)化起落架性能[7]。齊丕騫等[8]對起落架落震試驗中的仿升力進行了模擬，基于能量等效的原則提出了一種仿升力均值的概念，有效控制了振蕩仿升力的精度，并在國內(nèi)首次成功實施了帶空氣作動筒仿升的起落架落震試驗。楊建波等[9]對起落架落震試驗中緩沖系統(tǒng)投放功量進行了研究，建立了起落架二質(zhì)量模型，改進了投放功量的計算方法，提出了一種試驗中適用的監(jiān)測、修正下沉速度的試驗方法，提高了測試精度。

起落架落震試驗經(jīng)過多年的研究發(fā)展，已形成相關的標準規(guī)范，艦載機起落架落震試驗可直接沿用。現(xiàn)階段的落震試驗研究多針對落震試驗中的測量參數(shù)或起落架系統(tǒng)的性能參數(shù)等方面進行研究分析，以提高落震試驗測試精度，使試驗更準確地反映真實的起落架性能。

1.2起落架擺振試驗

起落架擺振是以機輪擺動為主的一種自激振動，隨著擺振角度的變大，前起落架支柱會產(chǎn)生劇烈晃動，影響飛行安全[10]。GJB 67.9A—2008提出飛機起落架需進行擺振試驗，以驗證起落架在地面滑行的擺振穩(wěn)定性，為設計更改提供依據(jù)，保證飛機滑行安全[1]。

針對擺振進行的試驗包括輪胎特性試驗和結構特性試驗，這些試驗在試驗車架上或飛輪試驗臺上進行，以研究起落架擺振特性?；苘嚰苘壍涝囼炇前哑鹇浼芄潭ㄔ趯ｉT的試驗車架上，試驗車架在專門的跑道上進行滑跑擺振試驗。美國蘭利研究中心以滑跑車架軌道設備對航天飛機的前起落架的擺振特性進行測試研究，詳細論述了擺振測試裝置的特點，傳感器的安裝以及測試的關鍵參數(shù)，包括道面條件、車架速度、前起落架垂直載荷和支柱壓力、輪胎充氣壓力以及轉(zhuǎn)向系統(tǒng)特性[11]。

國內(nèi)的擺振試驗通常在飛輪試驗臺上進行，起落架被具有能模擬機體彈性的試驗夾具固定，以旋轉(zhuǎn)的大飛輪模擬飛機跑道，在起落架預壓縮的情況下，以激勵裝置對起落架進行瞬時擾動，考核起落架的擺振穩(wěn)定性。國內(nèi)從事擺振試驗研究的主要有中國飛機強度研究所，其建成使用的擺振試驗臺是驗證飛機起落架擺振穩(wěn)定性的專用設備，完成了多項型號起落架擺振性能的研究及驗證工作[12-13]。劉勝利等[14]依托中國飛機強度研究所的擺振試驗臺研究了機體連接處局部剛度對輕型飛機起落架擺振穩(wěn)定性的影響，建立了考慮起落架與機體連接處局部剛度影響的起落架擺振分析模型，并設計了可模擬局部剛度的試驗裝置進行了試驗驗證。研究表明，起落架與機體連接處局部剛度對起落架擺振穩(wěn)定性影響顯著，連接處局部剛度越小，系統(tǒng)所需臨界阻尼越大，系統(tǒng)擺振頻率越小，系統(tǒng)越不穩(wěn)定，反之亦然。

驗證起落架擺振性能的試驗方法已趨于成熟，但由于擺振現(xiàn)象本身的復雜性以及起落架系統(tǒng)非線性的特點，在試驗環(huán)境下起落架擺振預測的不準確性依然存在。擺振試驗需通過更準確的邊界模擬研究起落架系統(tǒng)的擺振性能，以提出有效的減擺措施。

1.3艦載機起落架離艦突伸試驗

艦載機在起飛、著艦復飛或連續(xù)起飛等過程中，機輪越過甲板邊緣時，起落架緩沖支柱的突然伸出撞擊，可能造成起落架支柱局部結構的嚴重損傷。GJB 67.9A—2008提出為防止起落架的這種損傷，應進行離艦突伸試驗驗證[1]。

美國等西方國家在艦載機起飛動力學及試驗研究上較為成熟，但公開文獻資料非常少。國內(nèi)主要有中國飛機強度研究所相關人員從事離艦突伸試驗的研究，并已成功建成國內(nèi)首套可完成艦載機起落架離艦突伸的試驗臺。試驗在立柱式試驗臺進行，起落架通過伺服作動器壓至承載平臺上，承載平臺通過氣壓控制實現(xiàn)突然釋放向下運動，模擬機輪越過甲板邊緣時甲板突然消失的狀態(tài)，使起落架下部質(zhì)量自由伸出。通過數(shù)字采集系統(tǒng)記錄全部過程中的機輪突伸位移、速度、加速度，以及起落落架鉸點載荷等關鍵參數(shù)。試驗表明，承載平臺在起落架離艦突伸時，能快于下部質(zhì)量伸出，滿足GJB 67.9A—2008中關于甲板支對起落架的反力是瞬間消失的要求，其典型數(shù)據(jù)曲線如圖1和圖2所示。

國內(nèi)關于艦載機起落架離艦突伸試驗的研究尚處于起步階段，目前僅有中國飛機強度研究所進行了試驗方法的相關研究，對于影響起落架離艦突伸性能的因素尚未進行深入的研究。

1.4艦載機起落架彈射突伸試驗

艦載機在彈射起飛時，由于彈射器的拖拽及發(fā)動機的推力作用，會在短時間內(nèi)迅速獲得較大的滑跑速度[15]。在彈射行程結束時，前起落架彈射桿與彈射器分離，儲存在緩沖器內(nèi)的能量被釋放，前起落架突伸，使飛機頭部迅速抬起增大起飛迎角以獲得附加升力，起落架在垂向及航向都會產(chǎn)生較大的振動響應，此突伸動態(tài)響應過程可能對起落架造成損傷，影響飛行安全。而且起落架突伸性能直接影響艦載機短距離起飛性能[16-17]。

魏小輝等[18]提出了基于當量質(zhì)量的前起落架突伸動力學試驗方法，如圖3所示，并設計了試驗方案，建立了前起落架突伸動力學試驗分析模型，進行了突伸動力學分析。依據(jù)全機突伸動力學分析結果，對基于當量質(zhì)量的前起落架突伸動力學試驗中相關參數(shù)的選取進行了研究。

張明等[19]發(fā)明了一種艦載機前起落架突伸試驗裝置及試驗方法。該裝置主要由艦載機質(zhì)量慣量模擬機構和前起落架加載機構組成，該試驗方法可實現(xiàn)艦載機俯仰慣量以及前起落架停機載荷的真實模擬，并且可通過調(diào)整飛機質(zhì)量慣量模擬機構的重心高度，以等效艦載機氣動力對前起落架突伸性能的影響，同時可在試驗過程中模擬飛機的俯仰運動。

豆清波等[20]設計了一種適用彈射起飛艦載機起落架突伸性能測試試驗方案，搭建了試驗系統(tǒng)，并對某型飛機前起落架突伸性能進行了試驗驗證，對起落架突伸過程進行了分析。結果表明，對于雙氣腔油氣式起落架，起落架突伸性能提升往往會導致起落架緩沖系統(tǒng)效率降低和最大著艦載荷增大。

以上關于突伸試驗的研究均只考慮了起落架受垂直載荷壓縮后，能量釋放時的起落架突伸性能，未能真實模擬彈射突伸時起落架的受載情況，對于起落架突伸后的航向動態(tài)響應無法考核。中國飛機強度研究所已建成的國內(nèi)首套專用突伸試驗臺，其彈射突伸試驗在立柱式試驗臺內(nèi)進行，利用仿升筒模擬彈射過程中飛機產(chǎn)生的升力，吊籃及配重模擬前起落架當量質(zhì)量，在彈射桿下壓狀態(tài)時對彈射桿水平加載，模擬真實彈射突伸時的加載，緩沖支柱壓縮至試驗要求值時，瞬間釋放加載系統(tǒng)，起落架系統(tǒng)突伸，觸發(fā)測試系統(tǒng)，測試起落架系統(tǒng)的動力學響應。典型數(shù)據(jù)曲線如圖4所示，試驗結果表明彈射桿可瞬間釋放。

關于艦載機起落架彈射突伸試驗的方法已有多種，根據(jù)所提出的試驗方法也能夠?qū)ζ鹇浼芡簧煨阅苓M行一定的研究。但關于驗證起落架彈射突伸性能的試驗方法尚未形成統(tǒng)一的標準規(guī)范，仍需要大量的試驗研究，以確立可真實模擬彈射突伸邊界約束的試驗方案。

2攔阻鉤動力學試驗

艦載機著艦時，不允許平飛減速和飄落，而是通過著艦制動攔阻索強制使飛機減速制動[21]。由于航母不規(guī)則的海上運動使得飛機的著艦環(huán)境復雜且多變，艦載機攔阻鉤動力學試驗研究，對于艦載機攔阻鉤和起落架設計具有重要的指導意義，由于攔阻沖擊問題的復雜性，相關試驗研究將真實的攔阻過程分解為攔阻鉤碰撞彈跳、攔阻鉤掛索沖擊、掛索后攔停沖擊三個步驟進行。

艦載機著艦時，攔阻鉤很有可能在飛機未接地之前撞擊甲板，由于飛機下沉速度較大，攔阻鉤將會產(chǎn)生很大的反彈角速度，若不及時阻止這種上轉(zhuǎn)趨勢，最終將導致鉤上轉(zhuǎn)過高不能使鉤上索，甚至會上轉(zhuǎn)碰到機身[22]。攔阻鉤碰撞彈跳過程如圖5所示。

印度在LCA艦載機研制項目中，建設了采用飛輪模擬水平速度沖擊、自由下落模擬下沉速度的攔阻鉤頭沖擊磨損試驗臺，試驗臺由俄羅斯恰普雷金航空研究院（SIBNIA）設計。

我國學者在攔阻鉤碰撞彈跳的理論建模及影響因素分析等方面進行了廣泛研究，但涉及攔阻鉤碰撞彈跳試驗較少。豆清波等[23]開展了艦載機攔阻鉤緩沖器動力學特性研究，提出了艦載機攔阻鉤緩沖器動態(tài)力學特性及攔阻鉤系統(tǒng)沖擊性能試驗方法，進行了攔阻鉤系統(tǒng)垂向沖擊試驗，揭示了攔阻鉤緩沖器阻尼力隨行程的變化規(guī)律，其研究結果表明，緩沖器氣腔的初始充填壓力將影響攔阻鉤掛索性能。

李成偉等[24]發(fā)明了一種攔阻鉤落艦模擬試驗裝置，試驗在立柱式臺架上進行，通過控制落體系統(tǒng)的高度實現(xiàn)不同的沖擊速度，通過控制多面體滾輪的轉(zhuǎn)速模擬攔阻鉤沖擊跑道時水平方向上的運動，以此測量飛機攔阻鉤沖擊模擬跑道時的力學性能參數(shù)。聶宏等[25]、彭一明等[26]發(fā)明了一種模擬攔阻鉤撞擊甲板的試驗裝置及試驗方法，通過控制攔阻鉤系統(tǒng)的高度實現(xiàn)不同的下沉速度控制，其水平速度通過旋轉(zhuǎn)的圓盤提供，在攔阻鉤與圓盤碰撞后由緩沖器對落體系統(tǒng)進行減速緩沖，以實現(xiàn)與真實著艦時主起落架的緩沖效果。以上研究關于攔阻鉤碰撞彈跳試驗提出了兩種不同的航向速度模擬方法，以旋轉(zhuǎn)的多面體滾輪模擬攔阻鉤撞艦水平速度時，由于撞擊點及滾輪旋轉(zhuǎn)速度的不同會影響攔阻鉤的撞擊角度，而以旋轉(zhuǎn)的圓盤進行模擬航向速度時，其自身的剛度較差，將直接影響攔阻鉤撞擊后的彈跳性能。

攔阻鉤在撞擊艦面反彈后，與略高出航母甲板表面懸空橫放的攔阻索嚙合，成功上索之后，還要承受巨大的縱向載荷。國外對攔阻鉤載荷問題已有幾十年的試驗研究歷史，美軍標MIL-STD-2066[27]在大量試驗數(shù)據(jù)的基礎上給出了不同攔阻系統(tǒng)中不同質(zhì)量、速度的艦載機的攔阻鉤載荷的變化規(guī)律，這也成為此后理論和試驗研究的主要參考。

國內(nèi)從事攔阻鉤沖擊載荷試驗研究主要是南京航空航天大學。彭一眀等[28]發(fā)明了一種攔阻鉤掛索沖擊載荷測試裝置及試驗方法，該試驗裝置包括攔阻鉤落鉤系統(tǒng)和掛索系統(tǒng)，以攔阻鉤落鉤系統(tǒng)模擬下沉速度，以高速旋轉(zhuǎn)的掛索系統(tǒng)模擬航向速度，在實驗室環(huán)境下模擬攔阻鉤掛索時的狀態(tài)，測量掛索時的沖擊載荷。張奇[29]設計了攔阻鉤掛索沖擊試驗方法和試驗裝置，并進行了試驗模擬艦載機著艦時攔阻鉤嚙合攔阻索發(fā)生碰撞時的真實狀態(tài)，測量了攔阻鉤動態(tài)載荷響應數(shù)據(jù)，并對航向速度及下沉速度對鉤臂應力的影響做了對比研究。以上研究所采用的試驗方法僅模擬了掛索時攔阻鉤與攔阻索的相對速度關系，未能考慮碰撞時物體的慣量特性。

從上述研究可以看出，艦載機攔阻鉤動力學試驗研究多為試驗方法研究，其簡化的加載方式也僅對攔阻鉤主要特性進行了探索性的研究，并未能真實模擬攔阻鉤攔阻過程的速度及質(zhì)量特性，還未能形成統(tǒng)一的試驗驗證標準對攔阻鉤性能進行有效的分析、驗證，而涉及攔阻鉤掛索后攔停沖擊的試驗研究尚未開展。

3艦載機全機落震試驗

艦載機著艦的下沉速度通常為陸基飛機下沉速度的兩倍，為了全面評估并驗證艦載機著艦過程中機體所承受的動態(tài)載荷和響應，在艦載機研制過程中，一般通過全機落震試驗，以驗證起落架、機體結構和機載設備耐受大能量落震沖擊的能力。GJB 67.9A—2008中對此也提出明確要求[1]。

美軍標明確規(guī)定艦載機需在實驗室進行全機落震試驗，并在諸多型號（如A-7、F-8、S-3A、F-35等）艦載機研制過程中進行了全機落震試驗[30-31]。2009年，美國研制艦載型F-35C時在VOUGHT飛機公司進行了全機落震試驗考核（試驗圖如圖6所示），試驗中模擬飛機降落狀態(tài)1g升力狀態(tài)的升力模擬裝置，發(fā)動機、電子設備和系統(tǒng)件用模擬慣性特性的假件替代，水模擬燃油，同時控制重心，所有落震試驗均按設計著艦質(zhì)量進行。以壓潰裝置支撐后機身，通過協(xié)調(diào)控制提升/釋放點及壓潰裝置（見圖7），模擬飛機自由飛行鉤住工況[32-33]。進行全機落震的試驗機為全狀態(tài)飛機，可對飛機操作性能、油箱密封性能及機載設備抗沖擊性能等進行考核。

姚念奎等[34-35]根據(jù)固定翼艦載機研制特點，結合美軍標相關要求，提出全機落震試驗是艦載機設計和研究的關鍵技術之一。艦載機應通過在實驗室實施全尺寸飛機落震試驗，考核飛機在各邊界著艦條件下的強度，驗證起落架和機身各部件應承受巨大沖擊載荷而不產(chǎn)生結構失效的能力，以此驗證機體結構的完整性。基于對飛機設計和試驗規(guī)范的分析研究，給出了全機落震試驗的分析方法和工程解決措施。

豆清波等[36-37]依托中國飛機強度研究所全機落震試驗場，完成了國內(nèi)首次艦載機全機落震試驗。提出了艦載機全機落震試驗的試驗方法，并對試驗過程中機翼升力模擬、試驗件下沉速度控制、試驗件航向速度模擬，以及機體動態(tài)載荷測試等試驗過程中的關鍵技術問題提出了解決方案，并通過試驗對技術方案進行了驗證。最后，通過全機落震試驗系統(tǒng)驗證了試驗方法的可行性及有效性，為艦載機著艦動態(tài)載荷及響應的測試提供了可行的試驗方法，并為艦載機研制提供可靠的試驗數(shù)據(jù)。中國飛機強度研究所相關技術人員在進行全機落震自由飛行鉤住工況時，提出以前后兩點提升飛機，通過爆炸螺栓觸發(fā)裝置控制前吊點1號爆炸螺栓和后吊點2號爆炸螺栓前后間隔斷開，模擬自由飛行鉤住工況的試驗方案，如圖8所示，前、主起落架下沉速度最大誤差為6.17%，起落架下沉速度數(shù)據(jù)見表1。

國內(nèi)關于全機落震的試驗方案延續(xù)了美國的試驗方案，對試驗機的狀態(tài)進行了裁剪，未進行飛機操作性能、油箱密封性能及機載設備抗沖擊性能的考核，試驗均采用了集中式的升力模擬裝置模擬飛機真實著艦所受升力，但集中式升力模擬會對作用點產(chǎn)生瞬間的沖擊載荷，與飛機真實著艦過程所受分布載荷有所不同，將對著艦過程中機翼的響應影響較大。

4結論與展望

起落架落震及擺振試驗經(jīng)過多年的研究發(fā)展，已形成相關的標準規(guī)范，而涉及艦載機彈射起飛、攔阻著艦過程的試驗技術，國內(nèi)尚處于探索研究階段，對于彈射及攔阻著艦的試驗模擬及性能研究無法為艦載機起降裝置設計提供精確的理論指導，仍需大量的飛行實測數(shù)據(jù)作為試驗研究的基礎，優(yōu)化試驗方案。

國內(nèi)關于艦載機彈射及攔阻著艦的相關理論研究已涉及艦載機起降全過程[38-42]，而相關的試驗研究卻仍有多個方面未曾涉及，且關于艦載機彈射及攔阻的過程也是進行分步化模擬實施。隨著相關試驗研究的繼續(xù)深入，艦載機起降裝置動力學試驗可以進行以下幾個方面的研究：

（1）前起落架牽制桿釋放試驗研究。艦載機彈射起飛牽制、釋放瞬間，前起落架航向振動和緩沖器以及彈射器動態(tài)響應的耦合問題對起落架壽命產(chǎn)生一定的影響。

（2）攔阻鉤掛索后攔停沖擊試驗研究。攔阻鉤成功上索之后，需要承受巨大的縱向載荷，為了避免結構損壞，需要研究攔阻過程中攔阻鉤所受載荷情況。

（3）飛機偏航著陸/著艦試驗研究。飛機在有偏航角的情況下，著陸/著艦時起落架會受到較大的側(cè)向載荷作用，其地面載荷的變化以及其與緩沖器行程之間的關系需深入研究。

（4）艦載機彈射沖擊試驗研究。艦載機彈射過程為牽制桿張緊、牽制桿拉斷/釋放、彈射器拖拽以及彈射桿釋放等過程，在形成彈射過程中每個階段試驗的成熟驗證方案后，可考慮完整模擬彈射沖擊過程以考核前起落架及其部件的性能。

（5）艦載機攔阻沖擊試驗研究。艦載機攔阻過程為攔阻鉤碰撞彈跳、攔阻鉤掛索沖擊以及掛索后攔停沖擊等過程，在形成攔阻沖擊過程中每個階段試驗的成熟驗證方案后，可考慮完整模擬攔阻沖擊過程以考核攔阻鉤及其部件的性能。

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Research Progress on Dynamic Test of Carrier Aircraft Take-off and Landing Device

Hu Rui，Liu Xiaochuan，Bai Chunyu，Yang Zhengquan，Chen Yi

Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Structure Impact Dynamics，Aircraft Strength Research Institute of China，Xi’an 710065，China

Abstract： The take-off and landing stage of carrier-based aircraft is generally considered to be the stage with the highest accident rate. Its special take-off and landing environment leads to more complex than land-based aircraft， and the dynamic issues involved have always been the research hotspots of domestic and foreign researchers. This paper starts with landing gear and arresting hooks of carrier aircraft， then summarizes dynamic test of landing gear， dynamic test of arresting hook and full-scale aircraft drop tests， discusses in more detail the key dynamic test problems involved in the take-off and landing progress of carrier aircraft and their research status. Finally， the development of dynamic test research of carrier aircraft take-off and landing device is summarized and prospected.

Key Words： take-off and landing device； landing gear； arresting hook； carrier aircraft； dynamic test

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