Файл: Конструкция летательных аппаратов учебник..pdf

Г л а в а X

ШАССИ САМОЛЕТА. ОПОРНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ

§ 10.1. ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К ШАССИ. СХЕМЫ ШАССИ

225. По своему внешнему виду, конструкции, принципу рабо ты шасси самолета могут быть весьма разнообразны, но все они должны удовлетворять следующим основным требованиям:

—обеспечения устойчивости и управляемости самолета при его движении по аэродрому:

—обеспечения заданной проходимости самолета;

—ограничения уровня нагрузок, действующих на самолет при взлете, посадке и рулении;

—возможно меньшего веса и объема (позволяющего убрать

шасси в обводы планера без увеличения сопротивления само­ лета).

Последнее требование приобретает особое значение, так как шасси в течение всего полета является «мертвым» грузом.

Число и место расположения опор самолета определяют схе­ му шасси. Каждая опора может иметь несколько колес и даже несколько стоек.

На современных самолетах наиболее распространены трех-: опорные, реже двухопорные — велосипедные (фиг. 10.1) и еще реже четырехопорные схемы.

Ф и г . 10.1

Трехопорные схемы имеют две разновидности: с носовой опо­ рой, при которой две опоры, воспринимающие основную долю веса самолета, располагаются позади центра тяжести самолета,

2 3 0

и с хвостовой опорой, при которой основные опоры располага­ ются впереди его центра тяжести.

226. Схема с хвостовой опорой была широко распространена на самолетах с поршневыми двигателями. При стояночном поло­ жении самолета с такой схемой шасси угол атаки крыла равен посадочному. Наклон фюзеляжа позволяет поднять винт, распо­ ложенный в его носовой части, на нужную высоту от грунта при относительно небольшой длине стоек шасси. Размещение хво­ стовой опоры не вызывает трудностей. Но такая схема имела ряд существенных недостатков, основными из которых являлись: неустойчивость самолета в путевом направлении (при движении по ВПП), возможность капотирования при резком торможении и взмывания при посадке с повышенной скоростью.

Переход на реактивные двигатели обусловил и переход на схему шасси с носовой опорой, которая позволила расположить фюзеляж и двигатель самолета параллельно земле (струя газов, выходящих из двигателя, при стояночном положении самолета не портит ВПП). Стало возможным резко тормозить, не опаса­ ясь капотирования. Самолет стал устойчивым в путевом на­ правлении. Для увеличения путевой устойчивости самолета ко­ леса передней стойки делают свободно ориентирующимися (что­ бы они не создавали разворачивающего момента относительно ц.т. самолета).

Трехопорная схема с носовой опорой является основной схе­ мой шасси современных самолетов, несмотря на ряд недостат­ ков, присущих ей. Малое аэродинамическое сопротивление при движении самолета на всех опорах, затрудненный отрыв перед­ ней стойки (особенно при движении по мягкому грунту, когда момент от горизонтального оперения должен преодолеть, помимо момента от силы веса самолета, еще и момент от лобовых сил, действующих на колеса), неустойчивость самолета в продольном направлении при движении на основных опорах. Шасси данной схемы получается несколько более тяжелым, чем предыдущей, и часто более сложным в компоновке. На тяжелых самолетах из условия удобства компоновки или уменьшения нагрузки на стой­ ку передняя опора выполняется иногда в виде двух стоек, разме­ щенных по бортам фюзеляжа.

Велосипедная схема шасси, как правило, является вынужден­ ной и применяется в тех случаях, когда из-за трудности уборки не удается скомпоновать трехопорную схему шасси. Шасси по­ лучается несколько легче, чем при трехопорной схеме. Основным недостатком велосипедной схемы (помимо указанных для схемы шасси с носовой опорой) является поперечная неустойчивость са­ молета при движении по ВПП. Такая схема шасси мало пригод­ на для самолетов, работающих с грунтовых аэродромов, на ко­ торых возможны большие боковые удары и зарывание под­ крыльных стоек.

231

пределение нагрузки между опорами самолета и увеличивает пу­ тевую устойчивость самолета (при движении по ВПП). При трехопорной схеме шасси вынос делают в пределах е= (0,10ч- -^-0,12)6. При велосипедной схеме шасси, для уменьшения на­ грузки на основную опору и улучшения управления самолета путем поворота передней стойки, величину выноса увеличивают до (0,15—0,20) Ь, а на некоторых самолетах, особенно тяжелых,

даже до (0,40—0,45)6.

Ширина колеи В должна предотвратить возможность боково­ го капотирования самолета или опрокидывания его относительно оси 0—0 при посадке со сносом. Увеличение ширины колеи об­ легчает разворот самолета посредством тормозов, уменьшает из­ гиб консолей крыла при посадке, но увеличивает изгиб цент­ ральной части крыла, увеличивает рысканье самолета от лобовых сил Т, действующих на основные опоры. Большей ча­ стью стараются получить В= (0,20 -^0,25) I у самолетов с крыль­

вой частью фюзеляжа (при обжатых амортизаторах), а при по­ садке с креном — задевания ВПП консолью крыла.

228. В зависимости от конструкции опорного элемента шасси сухопутных самолетов делятся на колесные, лыжные и колесно­ лыжные. Ведутся работы также над использованием лыжного шасси на воздушной подушке.

Наиболее широко применяется колесное шасси и значитель­ но реже лыжное.

Конструкция опорного элемента, его геометрические и уп­ ругие характеристики в большой степени определяют проходи­ мость самолета.

Опорные элементы составляют значительную долю веса всего шасси и создают основные затруднения при уборке шасси в об­ воды самолета.

229. Вес шасси современных сухопутных самолетов состав­ ляет большей частью 5—6% взлетного веса самолета, но в за­ висимости от места расположения стоек, их длины, конструкции и ряда других факторов он может колебаться и в значительно более широких пределах.

§ 10.2. КОНСТРУКЦИЯ АВИАЦИОННОГО КОЛЕСА. РАБОТА КОЛЕСА НА ТВЕРДОМ ГРУНТЕ

280. Колесо является наиболее слабым элементом конструк­ ции шасси, резко реагирующим «а изменение условий его эксплуа­ тация. Оно оказывает существенное влияние не только на стои­ мость эксплуатации, но и на безопасность полета. Наиболее сла­

2 3 3

бой частью колеса является пневматик, состоящий из покрышки

икамеры.

231.Силовым элементом покрышки колеса является каркас, со

стоящий из ряда слоев нитей (корда) из капронового или анид­ ного волокна (фиг. 10.3,а). Каркас воспринимает как внутреннее давление, так и внешние нагрузки и передает их через бортовые кольца на барабан колеса. Разрывное усилие нити каркаса до-

Ф и г. 10.3

стигает 60 дан/мм2 (кг/мм2) при нормальной температуре. При нагреве выше 380—390°К (ПО—120°С) начинается резкое умень­ шение разрывного усилия и изменение структуры материала ни­ тей каркаса и резины протектора и происходит уменьшение их усталостной прочности.

Число слоев каркаса выбирается таким, чтобы напряжения, возникающие в нитях от давления зарядки — /?°ар, не превосхо­

дили оиит = 9ч10 дан/мм2 (кг/мм2), так как при больших на­ пряжениях заметно облегчается разрушение каркаса при внеш­ них механических воздействиях. Таким образом, покрышка име­ ет примерно шестикратный запас прочности на разрыв от давле­ ния зарядки воздухом.

Бортовые кольца, на которые заделываются нити корда, на­ матываются рядами из рояльной проволоки с ав = 205-*- н- 210 дан'/мм2 (кг/мм2). Каркас покрышки покрывается сверху слоем резинового протектора, защищающего его от механических повреждений и истирания. Для усиления протектора в нем мо­ гут прокладывать вдоль окружности 2—3 слоя редко располо­ женных нитей (армирующие слои).

232. При нагружении колеса радиальной нагрузкой Р

происходит обжатие пневматика 8 и образуется площадь кон­ такта колеса (фиг. 10.3,6). Работа обжатия Апн = \ PKdb расхо­ дуется на сжатие воздуха в пневматике [jPBd8 = (0,80-^0,85) Лпн]

234

и на деформацию покрышки [ jPp^db = (0,15 н- 0,20) /4ПН]. По­ этому давление со стороны пневматика на грунт qrv — рв 4- /?ре3 оказывается больше давления зарядки /7зар. Как показывает опыт, давление в пневматике при обжатии увеличивается незна­ чительно даже при максимальных обжатиях всего на 10—15%, что дает право независимо от обжатия считать <7гр= (1,2-^-1,25)/?зар.

Давление по всему контакту почти постоянно, следовательно,

Рк = (1,20 + \,2 S )p M9FK.

Сдостаточной для инженерных целей точностью можно счи­

давления зарядки воздухом и медленного (статического) обжа­ тия пневматика (за время более 30 секунд). Соответствующая

эксплуатации большей частью происходят динамические обжа­ тия пневматика со скоростями от 2,0—4,0 м/с при приземлении самолета и до 10 м/с и более при переезде самолета через неров­ ности ВПП.

.Материал покрышки (нитей и протектора) является упруго­ вязким, сила деформации которого зависит не только от величи­ ны, но и от скорости деформации. Часть энергии деформации рассеивается, производя внутренний разогрев материала. Чем больше скорость деформации, тем больший процент энергии де­ формации переходит в тепло. Поэтому чем больше скорость об­ жатия пневматика (например, чем больше скорость его каче­ ния), тем большая сила требуется для деформации покрышки (Ррез), тем больше получается жесткость пневматика

(динамическая) и тем большая часть работы деформации пере­ ходит в тепло, разогревая пневматик. Так, за время разбега по­ крышка разогревается при больших значениях VB3,t на 50

-f - 6 0 ° K ( C ) .

233.Для каждой марки пневматиков промышленность задает

значения ряда основных параметров.

1.Давление зарядки />°ар, на которое рассчитан данный

пневматик.

2.Стояночное обжатие 8СТ и соответствующую ему стояноч­

ную нагрузку при взлете рп .взл (при давлении р°ар) (фиг. 10.4).

3.Стояночную нагрузку при посадке Рст.пое *

4.Максимально допустимое обжатие 5М.Д и максимально до­

пустимую нагрузку на колесо Р м.л-

235

Если при эксплуатации самолета условия работы пневматика укладываются в оговоренные значения параметров, то промыш­ ленность гарантирует неразрушаемость его до момента снятия с

ВПП в месте посадки и путем предварительной раскрутки колес перед посадкой. При этом уменьшаются и лобовые силы, дейст­ вующие на колеса в момент посадки.

Применение тормозного парашюта, строгое выдерживание по­ садочной скорости, использование в начале пробега возможно большего аэродинамического сопротивления самолета — все это значительно уменьшает работу <4торм и износ пневматиков.

В зависимости от всех перечисленных факторов количество посадок, выдерживаемых пневматикой по износу даже на од­ ном и том же типе самолета, может различаться во много раз.

235. При стояночном обжатии 8СТ (и соответственно стоя­ ночной нагрузке на колесо Рст.взл) происходит длительное каче­ ние колеса (при рулежке и разбеге). Каждый оборот колеса соответствует одному циклу нагружения элемента пневматика. Напряжения в нитях каркаса з = зр + зизг на внутренней по-

236

верхности боковин покрышки (фиг. 10.5) могут меняться за счет изгиба от растягивающих на свободной части покрышки до сжи­ мающих на участке контакта. Чем больше обжатие пневматика 8, тем больше будет амплитуда колебаний напряжений, тем меньше количество циклов нагружения N может выдержать пнезматик до разрушения от повторных нагрузок, тем меньше длина пробега его до разрушения: L„vо6 = 2*/?качЛЛ

Фиг. 10.5

Разрушение, как правило, начинается с внутренних волокон боковин. Это не дает возможности вовремя его обнаружить, в результате чего покрышка внезапно лопается на большой ско­ рости, что представляет большую опасность в эксплуатации.

Стояночное обжатие 8СТ, оговариваемое заводом, выбирается из условия обеспечения Z.npo6 = 12001500 км (порядка 200 взлетов — посадок), т. е. такого, чтобы пневматик значительно раньше был снят по износу.

Величина стояночного обжатия пневматиков колес большин­ ства военных самолетов (пневматиков высокого давления) рав­ на:

8СГ= (0,30-0,32) йпр или (0,065 -к- 0,070) DK,

где Апр — высота профиля пневматика.

Увеличение обжатия колеса при качении (за счет увеличения нагрузки на колесо Р к или уменьшения давления зарядки р 3ар) влечет за собой резкое уменьшение длины пробега колеса (см. фиг. 10.5) и возможность появления в эксплуатации усталостного разрушения пневматика.

237

При пробеге самолета пневматик догружается еще тормозным моментом, что увеличивает напряжения в нитях корда. Поэтому допустимое обжатие 8СТ.П0С и нагрузка на колесо Р ст.пос принимаются процентов на 10—15 меньшими, чем при разбеге.

236. Максимально допустимое обжатие 8М.Д и соответственно максимально допустимая нагрузка Р м.д выбираются таким об­ разом, чтобы, с одной стороны, допустить возможно большую кратковременную (сотые доли секунды) нагрузку на колесо, а с другой стороны, исключить возможность разрушения покрыш­ ки ребордой барабана.

Р

Отношениея“ л = — называют коэффициентом грузоподъ-

Р ст.вэл

емности колеса. Для большинства колес с пневматиками высо­ кого давления значение 8М.Д= (2,3 -ъ 2,5) 8СТ, а коэффициент гру­

237. Максимально допустимые скорости качения колеса. Пнев­ матик схематически можно представить как жесткий на изгиб обод (беговая дорожка) на упругом основании, которым явля­ ются стенки пневматика (фиг. 10.6).

При обжатии колеса на беговой дорожке покрышки вне кон­ такта появляется затухающая волна изгибных (радиальных) де­ формаций С= С, e~eHsin (рв 4- Сг), что было показано еще Н. Е. Жуковским в его работе о велосипедном колесе. Коэффициент 3 характеризует длину волны изгибных деформаций обода, а а — затухание. При качении колеса волна деформации перемещается вдоль беговой дорожки со скоростью, равной скорости качения колеса V. На элементы беговой дорожки dm, помимо инерцион-

238