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


noSofomHoi части иосоНой опори


б) улучшенным обзором из кабины летчика на разбеге, пробеге и при маневрировании, так как фюзеляж самолета занимает горизонтальное или близкое к нему положение;

в) более интенсивным торможением на пробеге для сокращения его длины и возможностью совершать посадку с заторможенными колесами. На самолетах же с хвостовой опорой тормозные силы в начале пробега ограничиваются из-за возможности капотирования, а это приводит к увеличению длины пробега;

г) возможностью совершать посадку с планирования без участков выравни-

F . вания и выдерживания. Такая траек-W тория посадки применяется на самолетах, базирующихся на авианосцах, и на самолетах КВП, и она дает возможность уменьшить длину ВПП, так как гашение скорости торможением колес более эффективно в сравнении с гашением сопротивлением воздуха на участках выравнивания и выдерживания.

Недостатком схем шасси с передней опорой является возможность возникновения самовозбуждающихся колебаний с возрастающей амплитудой свободно ориентирующейся носовой опоры, которые носят название шимми . Гашение колебаний производится с помощью специально устанавливаемого гидравлического демпфера. Демпфер шимми при наличии на самолете системы управления поворотами носовой опоры выполняет одновременно и функции гидравлического силового привода этой системы. Гидравлическая система, подводящая энергию для поворота носовой опоры, компенсирует возможные утечки жидкости из демпфера и этим значительно повышает надежность его работы.

Рис. 19.4. Образование стабилизирующего момента при движении самолета на ВПП

19.1.3. Велосипедное шасси с подкрыльными опорами

На самолетах, имеющих велосипедную схему шасси, передняя опора расположена впереди центра масс, и вследствие этого они аналогично самолетам с трехопорным шасси и передней опорой имеют возможность совершать посадки с большими посадочными скоростями и обладают путевой устойчивостью на разбеге и пробеге.

Применение велосипедной схемы шасси с подкрыльными вспомогательными опорами обусловливается главным образом компо-522

новочными решениями самолета. Необходимость создания в районе центра масс самолета отсека большой вместимости приводит к удалению от него главной опоры на значительное расстояние. При этом нагрузка на нее составляет до 55 % силы тяжести самолета. Однако применение велосипедного шасси приводит и к возникновению следующих существенных недостатков.

1. Требуется более высокая техника пилотирования самолета при разбеге.

При достижении самолетом взлетной скорости выход его на взлетный угол может быть осуществлен лишь с помощью специальной системы, обеспечивающей вздыбливание передней опоры (увеличение ее высоты) или приседание задней (уменьшение ее высоты), так как горизонтальное оперение на взлетнойскорости еще не обладает необходимой эффективностью и не обеспечивает балансировку самолета по тангажу относительно главной опоры, находящейся на большом расстоянии от центра масс.

2. Увеличивается дистанция пробега самолета вследствие ограничения тормозной силы, создаваемой колесами на носовой опоре, до 60 ... 70 % от тормозных сил главной опоры, так как силы трения носовой опоры при возмущениях по курсу создают относительно центра масс дестабилизирующий момент.

3. Возрастает масса фюзеляжа на 15 ... 20 % вследствие необходимости создания усиленных шпангоутов и бимсов в районе центрального отсека и в местах крепления шасси.

4. Масса велосипедного шасси, несмотря на его небольшую высоту, получается большей, в сравнении с трехопорным шасси с носовой опорой, из-за наличия подкрыльных опор и более мощной системы управления разворотами.

5. В убранном положении подкрыльные опоры обычно не вписываются в обводы и на них устанавливают обтекатели, которые увеличивают лобовое сопротивление самолета.

Вследствие отмеченных недостатков велосипедная схема шасси не получила распространения.

19.1.4. Многоопорное шасси

Появление самолетов с большими взлетными массами привело к применению многоопорных схем шасси. Такие схемы позволяют уменьшить нагрузку, приходящуюся на каждую из опор, и обеспечивают неповреждаемость бетонного покрытия при эксплуатации. Многоопорные схемы шасси применены: на советском аэробусе Ил-86, имеющем взлетную массу 206 т, и на самолетах США Боинг 747 и Локхид С-5А Гелакси с взлетными массами порядка 350 т (схемы расположения опор приведены на рис. 19.5).

Применение многоопорных схем шасси на таких самолетах создает и более выгодные компоновочные условия для их размещения в убранном положении.



Боинг 747


flOKKud с-5Л

Рис. 19.5. Схемы многоопорных шасси

На самолетах с многоопорным шасси носовая опора расположена впереди центра масс, и вследствие этого они обладают достоинствами и недостатками, перечисленными в разд.- 19.1.2, которые присущи самолетам, имеющим трехопорную схему шасси с носовым колесом.

19Л.5. Маневренные характеристики при движении самолетов по аэродрому

Самолеты, имеющие шасси с носовой опорой, велосипедное и многоопорное, обладают значительно лучшими маневренными характеристиками, которые обеспечиваются системой управления поворотами носовой опоры. Отклонения носовой опоры на углы от 60 до 80° от нейтрального положения позволяют создавать малые радиусы разворотов самолета. Одновременно эта система позволяет парировать возмущения на ВПП, не прибегая к образованию управляющих моментов с помощью тормозных сил, и этим достигается сокращение дистанций разбега и пробега. Следует отметить, что использование этой системы позволяет осуществлять маневрирование с меньшими тягами, создаваемыми двигательными установками, и достигнуть некоторой экономии в расходе горючего.

19.2. ВЫБОР ОСНОВНЫХ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ ШАССИ

В данном разделе рассматривается выбор параметров для трехопорной схемы шасси с передней опорой, получившей распространение на подавляющем большинстве современных самолетов. 524

Обоснования, принимаемые для определения параметров этой схемы могут быть использованы и при рассмотрении других схем щасси.

Геометрические параметры схемы шасси определяют расположение опор относительно центра масс самолета. Вследствие этого определению геометрических параметров шасси должен предшествовать весовой расчет, определяющий положение центра масс самолета и выполнение чертежа его общего вида в трех проекциях с нанесением на него положения САХ крыла и его угла заклинения ЗИЛ (см. рис. 19.1, б). Геометрические параметры шасси выбираются из условия обеспечения необходимого положения самолета в процессе совершения посадки, минимальных дистанций разбега и пробега и устойчивости движения на ВПП и маневрировании.

Основными геометрическими параметрами схемы шасси с носовым колесом являются:

- продольная база шасси b (расстояние при виде сбоку между осями колес, установленных на носовой и главных опорах);

- колея шасси В (расстояние при виде спереди между точками касания ВПП колесами главных опор);

- вынос главных колес е (расстояние при виде сбоку между вертикалью, проходящей через центр масс самолета, и осью главных колес);

- вынос переднего колеса а (расстояние при виде сбоку между вертикалью, проходящей через центр масс самолета, и осью переднего колеса);

- угол выноса колес главных опор у;

- угол опрокидывания ф (угол касания хвостовой части фюзеляжа или его предохранительной опоры поверхности ВПП);

- стояночный угол ijj (угол между строительной горизонталью фюзеляжа и поверхностью ВПП).

Параметры шасси определяются при необжатых колесах и амортизаторах. Положение центра масс самолета выбирается предельно заднее, возможное при взлете или посадке. При установке на опоры многоколесных тележек размеры определяются от осей, на которых вращаются тележки. Для обеспечения необходимого положения самолета при совершении посадки параметры шасси определяются исходя из следующих соотношений:

*лоо = + Ф + ав, (19.7)

где Аа - угол запаса, гарантирующий от выхода самолета на критический угол атаки, при котором начинается срыв потока с крыла.

Значение стояночного углаг)? принимается обычно равным от О до 4°. Оптимальное значение этого угла соответствует минимуму лобового сопротивления самолета на разбеге, который сокращает его длину. На пробеге стояночный угол уменьшается, так как



тормозные силы догружают носовую опору и разгружают главные, и если стояночный угол при этом становится отрицательным, дистанция пробега сокращается.

Зная значение угла заклинения крыла а, который принимается равным углу атаки при полете на основном режиме, из уравнения (19.7) можем определить угол опрокидывания самолета. Для различных по назначению самолетов угол ф = 10 ... 18°.

Угол выноса главных колес у не позволяет самолету при посадке переваливаться на хвост, и вследствие этого его значение принимают равным

Y = Ф + (1° ... 2°). (19.8)

С помощью параметров, входящих в уравненЦя (19.6) и (19.7), на боковой проекции общего вида самолета в первом приближении определяется вынос главных опор е и высота Я (см. рис. 19.1, б).

Величина выноса е обычно находится в пределах

е = (0,15... 0,20) Ьд. (19.9)

При этом следует иметь в виду, что при большом значении выноса затрудняется отрыв передней опоры во время выхода самолета на взлетный угол атаки. Отрыв при этом будет происходить на большей скорости и, следовательно, будет возрастать длина разбега. Уменьшение величины е будет обеспечивать легкий отрыв передней опоры, однако при малом выносе возможно переваливание самолета на хвост, так как при посадке центр масс самолета может зайти за точку опоры, когда ф = 0.

Величина е должна выбираться и из условия эксплуатации самолета во время стоянки. Предельно заднее положение центра масс не должно заходить за ось колес или тележки, установленных на главной опоре. Для пассажирских самолетов наиболее задняя центровка имеет место при приложении груза с массой 500 кг на хвосте, когда обслуживающий персонал с инструментом работает в районе оперения или когда при наличии задней двери в пустой самолет началась посадка пассажиров и в хвостовой части сосредотачивается до 30 % всего их числа. Если при этом центр масс все же лежит за линией опоры основных колес, необходимо предусмотреть специальную хвостовую опору типа опоры, установленной на самолете Ил-62.

Вынос передней опоры а выбирается таким образом, чтобы при стоянке самолета нагрузка на нее составляла 6 ... 12 % от массы самолета. Из этого условия следует:

а = (0,94 ... 0,88) Ь; (19.10)

е = (0,06 ... 0,12) г>, (19.11)

где b - продольная база шасси.

При слишком малой нагрузке на переднюю опору ухудшается

управляемость самолета при рулежке. При увеличении нагрузки

увеличивается масса опоры и масса носовой части фюзеляжа.

Одно из условий выбора базы шасси b - обеспечение хороших эксплуатационных качеств самолета при маневрировании по аэродрому, поэтому она зависит от длины фюзеляжа Ьф. Статистические данные по современным самолетам различных схем и назначений показывают, что

6 = (0,3 ... 0,4) 1ф. (19.12)

Если база будет небольшой (<:1ф/4), то при рулежке самолет испытывает значительные колебания в вертикальной плоскости, вызывая неприятные ощущения у пилота и пассажиров.

Высота шасси определяется из условия обеспечения минимального зазора 200 ... 250 мм между поверхностью ВПП и конструкцией самолета (фюзеляжем, крылом, двигателями, винтами, подфюзеляжными гребнями и т. д.) при раздельном и одновременном обжатии пневматиков и амортизаторов, установленных на главных и носовой опорах.

Этот зазор необходимо определять и при посадке самолета с креном, тангажный угол самолета при этом равен посадочному, а величина крена устанавливается 4°. Для самолетов, имеющих низко расположенные стреловидные крылья с отрицательным поперечным V, эти условия обычно и определяют высоту шасси.

Расчеты движения самолета при крене в 4° с учетом всех действующих сил и практика эксплуатации показывают, что при касании ВПП одной из опор возникающая на ней сила уменьшает крен, и вследствие этого установленный зазор между концом крыла и ВПП обеспечивается без учета обжатий колес и амортизатора, а это позволяет существенно уменьшить высоту шасси. При необ-жатых колесах и амортизаторах следует определять и зазор между подфюзеляжными хвостовыми гребнями и ВПП, так как силы, возникающие на главных опорах, обжимая пневматики и амортизаторы, уменьшают угол тангажа самолета.

Высота шасси зависит и от схемы самолета (высокоплан, среднеплан, низкоплан), места крепления шасси и компоновочных условий его размещения в убранном положении.

Колея шасси В выбирается из условия обеспечения устойчивости движения самолета по ВПП во время разбега и пробега и при маневрировании на рулежке. Колея В зависит главным образом от высоты центра масс самолета Я, и если колея не соответствует высоте, самолет в процессе движения по ВПП может опрокинуться на бок. Поэтому минимальная колея шасси с носовой опорой выбирается из условия предотвращения опрокидывания относительно линии 1-2, соединяющей переднюю и главную опоры (рис. 19.6). Опрокидывание (боковое капотирование) будет, очевидно, невозможно, если момент, создаваемый силой тяжести самолета относительно этой линии, будет больше момента, создаваемого силами трения:

(19.13) (19.14) 527



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

© 2011 - 2017 www.taginvest.ru
Копирование материалов запрещено