На характеристики самолета

Влияние параметров шасси на условия капотирования самолета. Выше в подразд. 1.2.1. и 1.2.2 уже рассматривались условия, при которых возможно капотирование самолетов с трехопорной схемой шасси. Для самолетов с хвостовой опорой это dV/dt > eg/H^, [выражение (1) и рис.1.3, а, б]. При е/Н = tg γ, γ = 14... 16⁰ и tg γ = 0,3 капотирование самолета может наступить при

dV/dt>0.3g (4)

что уже возможно при эффективном использовании тормозов колес. Отсюда — ограничения в применении тормозов на самолетах с такой схемой шасси. Как видно из выражения (1), увеличение Н' снижает критические значения dV/dt и делает капотирование более вероятным, а увеличение е — наоборот.

Для самолетов с передней опорой dV/d t> (a / H)g [см. выражение (2) и рис.1.4]. При существующих на современных самолетах соотношениях а ≈ 9е (на переднюю опору приходится до 10 % от массы самолета), а/H = 9е/ Н, е/H = tg γ и γ = 14... 16^е капотирование самолета могло бы наступить при;

dV / dt > 2.7g (5)

что практически исключается даже при интенсивном торможении колес на основ­ных опорах. Отсюда очень важное преимущество самолетов с передней опорой возможность интенсивного применения тормозов при пробеге.

Влияние параметров шасси на путевую устойчивость самолетов с передней опорой можно проследить, используя выражение (3) и сложившиеся соотношения значений параметров шасси а ≈ 9е ≈ 0,9b. Тогда значение возникающего при случайном отклонении самолета, будет определяться в основном значением выноса основных опор е, т.e.

M_восст = ƒ_бок е ≈ 0,9G ƒ _бок е (6)

и чем больше значение е, тем выше путевая устойчивость самолета. Для самолета с многоопорной схемой шасси (рис.1.1) и многостоечными опорами (рис.1.6) путевая устойчивость из-за большого, как правило, выноса главной опоры или центра контакта с ВПП основных опор выше, чем у самолетов с обычной трехопорной схемой шасси. Влияние на характеристики самолета: высоты шасси самолета Н. С увеличением Н увеличивается вероятность капотирования самолета с трехопорной схемой шасси с хвостовой опорой, увеличивается догружение передней опоры при других схемах шасси моментом от инерционных сил (это приводит к увеличению массы носовой части фюзеляжа), возрастают масса опор и нагрузки на узлы их крепления в фюзеляже (отсюда растет и масса фюзеляжа), возрастает опрокидывающий момент на крыло от инерционной силы Gƒ_бок Н (рис.1.4, в), возрастают также трудности и в уборке шасси. Однако уменьшению Н часто препятствует необходимость обеспечения достаточного посадочного угла атаки α_пос (посадочного угла φ₀, связанного с α_пос соотношением φ₀ ≥ α_пос — α_уст, где α_уст — установочный угол крыла) и требование, чтобы отдель­ные части самолета при движении по аэродрому не касались его поверхности. Для самолетов с ПД или ТВД расстояние от концов лопастей до грунта при обжатой амортизации должно быть не менее 160 мм;

Выноса е основных опор относительно ЦМ. С увеличением е возрастает путевая устойчивость самолетов с передней опорой, но возрастают также продо­льная неустойчивость и недостатки, связанные с увеличением пикирующего момента Ge (может не хватить рулей высоты на взлете для отрыва передней опоры, возрастает нагрузка на переднюю опору и на узлы ее крепления; обычно е = 0,1b);

Угла выноса γ. Параметры е, H и γ связаны между собой: е/Н - tg γ. Угол γ из условия неопрокидывания самолета на хвостовую опору должен быть больше угла φ₀ хотя бы на 1...2. С другой стороны, при больших значениях угла y так же, как и при увеличении значения е, затрудняется взлет самолета (возрастают нагрузки на переднюю опору и может не хватить РВ).

Посадочного угла φ₀. Значения этого угла в пределах 8... 14° должны обеспечи­вать при посадке самолета значения с_уа, близкие к с_{уа мах}, так, чтобы самолет при этом не касался поверхности аэродрома хвостовой частью фюзеляжа. Для этого:

φ₀ ≥ а_пос — а_уст.

Большие значения φ₀ относятся к треугольным крыльям, так как у них с_{ха мах} достигается на больших углах атаки.

Стояночного угла φ_ст. Выбор значений φ_ст и Я определяет положение оси самолета относительно поверхности аэродрома. Для самолетов с большой тяговооруженностью, обеспечивающей взлет с заданной L_впп, для сокращения длины пробега делают φ_ст < 0, чтобы уменьшить угол атаки и подъемную силу самолета на пробеге. Это позволяет эффективнее использовать тормоза (сила торможения колес Т_Т = ƒ_т (С — Y) взрастает с уменьшением Y) и тем самым уменьшить длину пробега.

Колеи В (рис.1.4, в). Расстояние между основными опорами определяет характеристики поперечной и путевой устойчивости и влияет на управляемость самолета при его движении по аэродрому. Условие неопрокидывания самолета на крыло от боковой силы Gƒ_бок ( рис.1.4, в) может быть записано в виде

Gƒ_бок Н < 0,5GB; ƒ_бок < B / (2H) = tg _E . (7)

При значении ƒ_бок = 0,7...0,8 угол _E должен быть не меньше 35...40°, В = 2Н tg e. Увеличение колеи В делает самолет более чувствительным к действию тормозов колес, но одновременно повышается чувствительность самолета к наездам колесами на неровности. Расстояние между основными опорами определяется как результат увязки в компоновочной схеме самолета узлов крепления опор к фюзеляжу или к крылу с силовыми элементами этих агрегатов, способными воспринять нагрузки от опор, и обеспечения при этом необходимых значений угла φ₀, выноса опор е и угла выноса γ и, конечно, обеспечения необходимых объемов для уборки основных опор.

Не нашли, что искали? Воспользуйтесь поиском по сайту: