Главная Проектирование самолета 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52 53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 [ 85 ] 86 87 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100 101 характеристик управляемости и устойчивости контура управления. Насыщение систем управления скоростных самолетов автоматическими системами стабилизации и повышения устойчивости, использующими сигналы угловых скоростей и перегрузок, создало новую проблему проектирования этих систем - необходимость учета влияния упругих колебаний конструкции фюзеляжа на устойчивость контуров стабилизации и повышения устойчивости самолета. Эта проблема особенно сильно проявляется у больших самолетов, у которых вследствие большой длины фюзеляжей собственные частоты их упругих колебаний могут оказаться достаточно близкими к частотам колебаний всего самолета (как твердого тела) в воздухе. При изгибных колебаниях фюзеляжа в зависимости от их тонов в различных участках по его длине образуются пучности и узлы (рис. 18.24). В узлах будут возникать максимальные местные угловые скорости, а в пучностях - перегрузки. Эти перегрузки и угловые скорости воспринимаются датчиками перегрузок и угловых скоростей, если они окажутся установленными неудачно. Отфильтровать эти ложные сигналы при близости их частот к частотам колебаний всего самолета в воздухе оказывается чрезвычайно сложной задачей, а они-то и могут послужить причиной того, что автоматическая система вместо стабилизации начнет разбалтывать самолет. Поэтому поиск места установки датчиков угловых скоростей и перегрузок на самолете оказывается важной задачей проектирования автоматизированной системы управления. Примерные места установки этих датчиков показаны на рис. 18.24. Проектирование автоматических и электродистанционных систем управления самолетом представляет достаточно сложную самостоятельную задачу. Эта задача является предметом рассмотрения специальных курсов. Узел Узел ---Итон Рис. 18.24. Схема упругих колебаний фюзеляжа и размещение датчиков угловых скоростей и акселерометров для обеспечения отсутствия влияния вибраций и прогибов конструкции иа работу автоматических устройств стабилизации и повышения устойчивости: О - датчик угловой Скорости; □ - датчик перегрузки; пунктиром показано неверное размещение датчикдв v Глава 19 ПРОЕКТИРОВАНИЕ ШАССИ 19.1. ВЫБОР СХЕМЫ ШАаИ Шасси является взлетно-посадочным устройством, которое обеспечивает самолету разбег, взлет, посадку, послепосадочный пробег и маневрирование по аэродрому. Оно воспринимает при этом действующие на самолет нагрузки и рассеивает после посадки на пробеге большую часть его кинетической энергии. Под схемой (типом) шасси понимается число опор и особенности их расположения относительно центра масс самолета. В настоящее время на самолетах применяются шасси четырех схем: трехопорное с хвостовой опорой (рис. 19.1, я); трехопорное с передней опорой (рис. 19.1, б); велосипедное с подкрыльными опорами (рис. 19.1, в); многоопорное. 19.1.1, Трехопорное шасси с хвостовой опорой Трехопорное шасси с хвостовой опорой широко применялось до середины 40-х годов. В этой схеме главные опоры расположены впереди центра масс самолета, а хвостовая опора сзади. Такое расположение опор шасси порождает следующие недостатки. 1. Приходится ограничивать посадочные скорости самолетов; пассажирских до 80 ... 120 км/ч, истребителей и бомбардировщиков до 130 ... 150 км/ч, сельскохозяйственных самолетов до 60 ... 90 км/ч. Увеличить же эти скорости невозможно. С увеличением Vnoo пилоту труднее выдерживать посадочную траекторию движения самолета, увеличивается высота парашютирования в момент посадки, а на участках выравнивания или выдерживания самолет может преждевременно, на скорости, превышающей посадочную, коснуться ВПП главными опорами. Образующиеся при этом на опорах лобовые силы создают относительно центра масс самолета пикирующий момент. Если этот момент больше кабрирующего, создаваемого оперением и силой тяжести, самолет перевернется на спину ( скапотирует ), опираясь на главные опоры. Если же момент лобовых сил не будет достаточен для капотирования, самолет под действием момента, создаваемого силой тяжести, начнет опускать хвост и переходить на большие углы атаки. В связи с тем, что скорость самолета больше посадочной, подъемная сила крыльев становится больше силы тяжести самолета, и самолет взмывает на некоторую высоту, с которой в дальнейшем из-за потери скорости парашютирует. Такое поведение самолета носит название козел . Если козел происходит на скорости, значительно превышающей посадочную, высота парашютирования может быть значительной и падение с нее самолета в таких случаях приводит к поломкам. Рис. 19.1. Схемы шасси: a - с хвостовой опорой; б - с передней опорой; в велрсипедное шасси Следовательно, для самолетов, имеющих шасси с хвостовой опорой, касание ВПП колесами главных опор на скорости, превышающей посадочную, недопустимо. Нормальная посадка таких самолетов обеспечивается лишь в случае одновременного касания ВПП тремя опорами на скорости, равной посадочной. Для обеспечения условий совершения такой посадки и ограничивается величина Vaac до приведенных выше небольших значений. 2. Самолеты, имеющие шасси с хвостовой опорой, неустойчивы при разбеге и пробеге. На разбеге разность между силой тяжести самолета и подъемной силой крыльев и горизонтального оперения воспринимается главными опорами, относительно которых осуществляется балансировка самолета. В процессе этого движения различного рода возмущения (боковой ветер, наезды на неровности и т. д.) вызывают разворот самолета относительно оси на угол р, а образующиеся при этом на опорах силы трения создают момент относительно центра масс самолета, который стремится развернуть его на еще больший угол (рис. 19.2). Величина дестабилизирующего момента определяется уравнением Лдест = Пл 51пР; (19.1) (19.2) (19.3) дест = Ы - VKp - Уг. о) fa sin р, где (х - коэффициент трения скольжения. Парирование разворотов самолета при действии возмущений и дестабилизирующего момента пилот производит рулем поворотов, обдуваемым потоком воздуха от винта. Кроме того, силы трения создают и пикирующий момент, который нарушает балансировку самолета по тангажу и усложняет пилотирование. При действии больших возмущений пилот создает дополнительные управляющие моменты с помощью тормозных сил, затормаживая колесо или колеса на одной из опор при разбеге или растормаживая их при пробеге. Силы торможения колес являются эффективным средством парирования возмущений, однако их действие приводит к увеличению длины разбега и пробега. Некоторое улучшение путевой устойчивости таких самолетов при движении на ВПП достигается образованием развала колес в плане (рис. 19.3). Эта конструктивная мера в пределах угла развала, величина которого делается равным 3 ... 4°, делает самолет устойчивым, так как образующаяся на одной из опор сила трения действует против разворота, образованного возмущением. Однако угол развала колес в плане приводит к увеличению износа протектора пневматиков колес и увеличивает длину разбега из-за наличия постоянных сил трения на колесах, направленных против движения самолета. Для уменьшения действия дестабилизирующего момента на пробеге осуществляется стопорение хвостовой опоры в плоскости Рис. 19.2. Образование дестабилизирующего момента при движении самолета на ВПП (хвостовая опора ие находится в контакте с ВПП) Рис. 19.3. Схема развала колес в плане: Ф - угол развала колео а плане симметрии самолета. При начавшемся развороте самолета это конструктивное мероприятие обеспечивает образование момента, направленного на парирование возмущения. На начальном участке пробега сила, создаваемая горизонтальным оперением, прижимает хвостовую опору к ВПП и этим способствует повышению устойчивости движения. На конечном участке пробега сила горизонтального оперения, прижимающая хвостовую опору, пропадает, и этот участок является самым опасным: если в конце пробега при начавшемся развороте пилот не успевает с помощью тормозных сил создать на главных опорах нужные управляющие моменты, справиться с начавшимся разворотом невозможно. Неустойчивость самолетов с хвостовой опорой также является одним из факторов, действие которого приводит к уменьшению посадочной скорости и ограничению применения шасси этой схемы. При маневрировании самолетов с хвостовой опорой ее необходимо расстопоривать и делать свободно ориентирующейся, так как иначе на хвостовой опоре при выполнении самолетом разворота будут возникать силы, затрудняющие разворот и разрушающие пневматики, срывая их с обода колеса. 3. На самолетах, имеющих шасси с хвостовой опорой, не применяются реактивные двигатели (затруднен разбег). До скорости, при которой становится эффективным горизонтальное оперение, пилот не может управлять самолетом по тангажу и осуществлять его балансировку относительно главных опор, и самолет вследствие этого имеет возможность капотировать. Поэтому схема шасси с хвостовым колесом и применяется только на самолетах, на которых устанавливают винтомоторные или турбовинтовые двигательные установки. Горизонтальное опе- рение на таких самолетах обдувается потоком воздуха, отбрасываемого винтом, и вследствие этого создает необходимые моменты для балансировки и управления самолетом. 19.1.2. Трехопорное шасси с передней опорой Для самолетов, имеющих шасси с передней опорой, касание ВПП главными опорами не сопровождается неприятными последствиями. Под действием лобовых сил, возникающих на главных опорах, самолет опускает нос и становится на все опоры. В процессе этого движения уменьшаются угол атаки и подъемная сила крыльев и, если амортизатор на опорах должным образом поглотил энергию самолета, самолет уже не имеет возможности оторваться от ВПП. Вследствие этого для самолетов, имеющих шасси с передней опорой, стало возможным резко увеличить посадочную скорость, которая не только на военных, но и на пассажирских самолетах, эксплуатирующихся на бетонных ВПП (БВПП), достигает 240 ... 280 км/ч и более. Возможные ошибки пилотирования таких самолетов на посадке, связанные с увеличением посадочной скорости, не опасны. Большие посадочные скорости приводят к росту нагрузок на шасси, а следовательно, и его массы, однако это оказывается оправданным, так как можно значительно увеличить удельную нагрузку на крыло, уменьшить его площадь и соответственно увеличить скорость полета. Самолеты, имеющие схему шасси с передней опорой, устойчивы на разбеге и пробеге. Их носовая опора делается свободно ориентирующейся, колеса или лыжи опоры имеют возможность вращаться относительно вертикальной оси, расположенной в плоскости симметрии самолета. Вследствие этого при действии возмущений, когда самолет разворачивается на угол р, на передней опоре не возникает сила трения скольжения, так как передняя опора свободно ориентируется в направлении движения, а сила трения Тгл, возникающая на главных опорах, создает относительно центра масс самолета стабилизирующий момент (рис. 19.4), величина которого определяется уравнением Мо,аб==7глез1пр, (19.4) или Мохаб = mg(a - \ih) (e/b) Цгл sin Р. (l 5) где Не - коэффициент трения опор самолета; н - коэффициент трения главных опор. Величина а, Ь, е и ft приведены на рис. 19.1, б. Расположение носовой опоры впереди центра масс самолета позволяет применять на них и реактивные двигатели. Помимо этого самолеты, имеющие шасси с передней опорой, обладают и рядом следующих дополнительных преимуществ: i а) более простой техникой пилотирования на разбеге, посадке и пробеге; |
© 2011 - 2024 www.taginvest.ru
Копирование материалов запрещено |