Шасси у вертолета

Шасси летательного аппарата

У этого термина существуют и другие значения, см. Шасси (значения). Основные опоры шасси Ту-154М

Шасси́ летательного аппарата — система опор летательного аппарата (ЛА), обеспечивающая его стоянку, передвижение по аэродрому или воде при взлёте, посадке и рулении.

Обычно представляет собой несколько стоек, оборудованных колёсами, иногда используются лыжи или поплавки. В некоторых случаях используются гусеницы или поплавки, совмещенные с колесами. «Шасси» — общий термин. Как правило, различают «опоры» («стойки» или «ноги») шасси, уточняя, какая именно. Например, говорят: правая основная опора шасси или правая основная стойка шасси.

Разновидности

Колёсное шасси

Шасси пассажирского самолёта Airbus A380.Шасси Ил-76 (лев. основн.). Основная статья: Схемы расположения шасси

  • С хвостовым колесом (двухстоечное шасси). Главные опоры или опора расположены впереди центра тяжести, а вспомогательная (хвостовая) — позади (см. Douglas DC-3, Ан-2). В качестве хвостовой опоры ранее часто применяли «костыль» — конструкцию без колеса, работающую на скольжение по грунту (аэродромы были грунтовые).
  • С передним колесом (трёхстоечное шасси). Переднее (носовое) колесо расположено впереди центра тяжести, а главные опоры позади центра тяжести. На стойку в носовой части фюзеляжа обычно приходится 10—15 % массы. Получили распространение в период Второй мировой войны и в послевоенные годы. (см., например, Boeing 747, Ту-154). Иногда (см. Ил-62, Ту-144) дополняется небольшой дополнительной стойкой в хвосте для предотвращения опрокидывания ЛА на хвост на аэродроме при неправильном перемещении пассажиров по салону.
  • Велосипедного типа. Две главные опоры расположены в фюзеляже, впереди и позади центра тяжести аппарата. Две боковые поддерживающие опоры крепятся по бокам (обычно на законцовках крыла). Применяется для удаления гондол для шасси и двигателей на крыле, то есть создания «аэродинамически чистого» крыла (см. М-4 и Мясищев 3М, Boeing B-47 Stratojet, Boeing B-52 Stratofortress, Lockheed U-2, Як-25, -27, -28). Следствием такого расположения является усложнённая техника посадки самолёта и затруднение модернизации бомбоотсеков, а также использования внешней подвески вооружения.

Разновидностью велосипедного шасси является шасси планёра с единственным подфюзеляжным полуутопленным колесом.

У тяжёлых летательных аппаратов иногда число колёс шасси составляет несколько десятков, объединяемых в тележки. Тележки шасси обычно бывают одноосные, двух- или реже трёхосные. На каждой оси установлена обычно пара колёс. Их так и называют: передняя пара, средняя или задняя пара. Парные колёса снижают давление на покрытие аэродрома, а также дублируют друг друга в случае прокола пневматика. Иногда на одной оси ставят не два, а четыре колеса.

Хвостовая опора

Также на тяжёлых самолётах часто могут быть не две, а несколько основных стоек. Например, на Боинге-747, помимо левой и правой основных стоек, имеются две средние подфюзеляжные стойки. На Ил-76 с каждого борта установлены продольно по две основные стойки. А на вертолётах Ми-14, Ка-32 имеются две передние и две основные стойки шасси.

Лыжное шасси

Запрос «Лыжное шасси» перенаправляется сюда. На эту тему нужно создать отдельную статью.

Разновидность лыж. Служат для посадки на снег. Могут использоваться совместно с колёсами.

Также широко применяется у вертолётов.

Этот раздел не завершён. Вы поможете проекту, исправив и дополнив его.

Конструкция

Носовое колесо вертолёта Боинг Вертол CH-46Е «Си Найт»Осн. стойка шасси Ан-12, хорошо видно «грунтовый» рисунок протектораОсновные опоры шасси Ту-95 Осн. стойки шасси Ту-22М

Основными элементами шасси летательного аппарата являются:

  • амортизационные стойки — для обеспечения максимальной плавности хода при движении по аэродрому, на разбеге и пробеге, а также гашения ударов, возникающих в момент приземления (часто используются многокамерные азото-масляные длинноходные амортизаторы, в которых функцию пружинного элемента выполняет закачанный под строго определённым давлением технический азот). На многоколёсных тележках шасси могут быть установлены также дополнительные амортизаторы — стабилизирующие демпферы.
  • колёса (пневматики) различных типоразмеров. Барабаны колёс часто изготавливаются из сплавов на основе магния (в отечественной авиатехнике такие колёса окрашены в зелёный цвет). На современных самолётах пневматики, как правило, бескамерные, и накачиваются воздухом или техническим азотом (использование последнего обусловлено предотвращением конденсации газа, с последующим замёрзанием его на высоте, с образованием опасного льда; азот дешёв, не горит). Резина самолётов, эксплуатируемых только с ИВПП, как правило не имеет никакого рисунка, кроме нескольких продольных кольцевых водоотводящих канавок для уменьшения эффекта аквапланирования, а также контрольных углублений для простоты определения степени износа. Форма резины в поперечном сечении близка к круглой (как на мотоциклах), для обеспечения максимального контактного пятна колеса при посадке с креном.
    • пневматики снабжены дисковыми или колодочными тормозами с гидравлическим, пневматическим или электрическим приводом, для движения по аэродрому и уменьшения длины послепосадочного пробега. На пассажирских и тяжёлых машинах широкое распространение получили многодисковые тормоза с гидравлическим приводом, часто имеющие принудительное охлаждение барабанов.
  • система раскосов, тяг и шарниров, воспринимающих реакции земли и крепящих амортизационные стойки и колёса к крылу и фюзеляжу, одновременно служащее механизмом уборки-выпуска.

У многих летательных аппаратов после взлёта шасси убирается в фюзеляж (Як-42, МиГ-31, Ан-12, Ту-22М, Boeing 737 и мн. др.); гондолы шасси на крыле — например, (Ту-16, Ту-154) или гондолы шасси, организованные в мотогондолах двигателей (Douglas DC-3, Ил-18, Ан-24, Ту-95). После уборки отсеки (гондолы) шасси обычно закрываются створками, что улучшает обтекаемость: например, наличие створок — одно из отличий Ил-14 от Ил-12, наряду с другими изменениями сделавшее возможным продолжать нормальный полёт при отказе одного двигателя. Однако на некоторых машинах с поперечной уборкой основных опор, когда боковина колеса убирается заподлицо с фюзеляжем и практически не нарушает обтекания (Ан-148, Boeing 737), створки закрывают отсек шасси не полностью.

У небольших и относительно тихоходных летательных аппаратов (и почти на всех вертолётах) шасси, как правило, не убирается и имеет конструкцию, допускающую замену колёс лыжами (полозьями) или поплавками. Некоторые из таких неубирающихся шасси закрываются обтекателями, снижающими аэродинамическое сопротивление (Ju 87). На многих вертолётах зарубежного производства широко применяются полозья, имеющие очень лёгкую и простую конструкцию. Для перемещения такого вертолёта по аэродрому приходится устанавливать транспортировочные колёса или применять специальные транспортировочные тележки.

Система уборки-выпуска

Основная стойка Airbus A320. 1 — стойка, 2 — механизм распора, 3 — цилиндр уборки-выпуска, 4 — складывающийся подкос, 5 — серьга, 6 — гидролинии тормозов, 7 — поршень тормоза. Зелёными линиями на врезке показана стрела провеса механизма распора

В качестве механизма уборки шасси сейчас в основном используется гидропривод, ранее широко применялся пневматический (например, все самолёты МиГ, вплоть до первых серий МиГ-23 имели пневматический привод шасси), или электропривод — например, на Ту-95, где каждая стойка убирается электромеханизмом МПШ-18 с двумя моторами постоянного тока мощностью 2600 ватт). В качестве приводных механизмов обычно используются гидроцилиндры, одним концом закреплённые на самолёте, вторым — на опоре шасси. Для надёжной фиксации опор в убранном (чтобы исключить затраты энергии на удержание опор) и выпущенном (для исключения самоуборки на земле) положениях используются замки или иные фиксирующие устройства, например, механизм распора.

Конструкцию шасси разработчики стараются не усложнять, но некоторые модели самолётов имеют порою довольно сложную кинематику. Например, на многих самолётах Туполева применялся механизм переворота тележки — в процессе уборки тележка шасси поворачивалась вдоль на 90 градусов, для оптимальной укладки в гондолу шасси (Ту-16, Ту-22, Ту-95, Ту-104, Ту-134, Ту-144 Ту-154) — а на Ту-160 стойки ещё и укорачиваются и смещаются ближе к фюзеляжу. Похожая система переворота установлена на перехватчике МиГ-31 (но в другую сторону). Также для уменьшения внутреннего объёма отсека шасси применяется разворот оси колеса (или колёс) на 90 градусов (МиГ-29, Су-27, Ил-76 и др.). На самолётах МиГ-23/27 конструкция механизма уборки шасси совершенно оригинальная — колесо, по сути, втягивается в фюзеляж по сложной траектории.

В качестве замка убранного положения чаще всего используется крюковый замок — на опоре установлена серьга, после входа в ловитель замка запираемая там крюком. В качестве замков выпущенного положения в конструкцию подкосов-цилиндров уборки-выпуска (цилиндров, входящих в силовую схему шасси, точка крепления которых лежит ближе к оси колёс, чем к точке подвески стойки к самолёту, что позволяет цилиндру воспринимать значительные боковые усилия, воздействующие на шасси) включаются цанговые замки — в цилиндре установлена цанговая пружина, перья которой входят в проточку на штоке либо загоняют в проточку шарики, фиксируя тем самым шток.

Если в конструкции опоры нет подкоса-цилиндра, то чаще для фиксации опоры в выпущенном положении применяется крюковый замок, фиксирующий один из подкосов, либо механизм распора — двухзвенник, установленный между стойкой и складывающимся подкосом. При выпуске опоры двухзвенник раскладывается, а после прохода нейтрали (положения, когда оба звена образуют прямую) незначительно складываются в направлении обратного прогиба. Такая конструкция предотвращает случайное складывание механизма распора — сжимающие нагрузки, которые возникают при горизонтальных силах на шасси, стремящихся сложить подкос, будут действовать лишь на увеличение обратного прогиба механизма распора, а обратный прогиб ограничен упорами.

В системе уборки-выпуска шасси выстроены зависимости, обеспечивающие правильную последовательность работы. Например, замок убранного положения открывается только после открытия створок, а давление в цилиндр выпуска опоры подаётся только после открытия замка, чтобы обеспечить открытие замка с меньшей нагрузкой. Зависимости могут быть обеспечены как конструкцией гидроагрегатов (окнами перепуска в цилиндрах, гидропереключателями), так и электрически — концевыми выключателями или иными датчиками, от которых управляются гидроагрегаты.

В обязательном порядке шасси имеет сигнализацию — зелёные лампы выпущенного положения каждой опоры, зачастую также красные или жёлтые лампы промежуточного положения (открыты одновременно и замок убранного положения, и замок выпущенного, открыты створки), при убранных шасси и закрытых створках сигнализация шасси в соответствии с эргономической концепцией «тёмной кабины» не горит, однако на некоторых старых типах ВС (например, на Ту-104) красные лампы сигнализируют об убранном положении шасси и горят в крейсерском полёте.

Так как выпуск шасси, в отличие от уборки, является одним из главных факторов безопасного завершения полёта, то ЛА оснащается несколькими раздельными системами выпуска. Например, на Ту-154 уборка шасси возможна только от первой гидросистемы, выпуск — от любой из трёх гидросистем, причём для выпуска от второй и третьей гидросистем некоторая часть агрегатов дублирована (на замках убранного положения установлены цилиндры аварийного открытия, цепь открытия замков проложена в обход цилиндров створок, что делает полное открытие створок необязательным для начала выпуска опор). На Ту-95 один двигатель МПШ и пара соленоидов открытия замка убранного положения питаются от левой сети 27 В, второй двигатель и пара соленоидов — от правой, при нормальной работе системы они работают одновременно. На некоторых машинах (напр., Ан-12) как выпуск, так и уборка шасси возможны от любой из двух гидросистем, с чем связан случай посадки Ан-12 с незамкнутыми в выпущенном положении шасси — при уборке после взлёта кран одной гидросистемы был забыт в положении «Уборка», перед посадкой кран второй гидросистемы был поставлен в положение «Выпуск» и пилот также забыл поставить его в нейтраль, в результате опоры из-за противодействия двух гидросистем не удерживались в выпущенном положении. На летательных аппаратах с одной основной гидросистемой для резерва выпуска шасси может использоваться система, подающая в гидроцилиндр(-ы) воздух или азот под высоким давлением из пневмосистемы самолёта или из аварийного баллона. После такого аварийного выпуска на земле выполняется специальная процедура по удалению газа из гидросистемы шасси (т. н. «прокачка»).

Также для обеспечения аварийного выпуска шасси при отказе гидросистем на многих ВС проложена проводка механического открытия замков убранного положения, а опоры проектируются так, чтобы скоростной напор не мешал или помогал выпуску опор — опоры убираются поперёк потока, в этом случае они выпускаются под собственным весом, а встают на замки при касании земли либо за счёт связанных с ними створок, которые при выпуске подхватываются потоком и тянут опору; либо опоры убираются против потока (почти всегда так выполняется носовая опора) и в начале выпуска работает в основном гравитация, в конце — скоростной напор.

На самолётах Ан-72, Ан-74 вообще нет замков убранного положения основных опор — они в полёте лежат на створках, а створки удерживаются своими замками закрытого положения, надёжно защищёнными створками от попадания грязи на рулении и разбеге. При ручном открытии замков после выпуска опор створки закрываются специальной лебёдкой, так как в открытом положении они висят ниже опор.

Тормозная система

Система торможения колёс ЛА предназначается для эффективного гашения скорости при посадке, а также при рулении по аэродрому. При приземлении самолёта она испытывает очень большие нагрузки, которые снижаются применением реверса тяги реактивных двигателей, перестановкой лопастей воздушного винта на малые углы или применением тормозного парашюта. Помимо этой функции, все самолёты оборудованы стояночным тормозом (но дополнительно, при стоянке ЛА, под колёса всегда ставят упорные колодки). Также на многих самолётах колёса шасси автоматически затормаживаются после взлёта на всё время полёта, и растормаживаются на посадке при выпуске шасси. На некоторых типах ЛА тормозной барабан принудительно охлаждается нагнетанием воздуха встроенными в ступицу электровентиляторами (типа МТ-500), реже применяется испарительная спиртовая система.

Переборка шасси Ту-22М3 специалистами СиД, хорошо виден пакет тормозных дисков на разобранной передней паре

На большинстве ЛА установлены гидравлические тормоза колёс, на лёгких машинах (Ан-2, вертолёты, истребители) встречаются пневматические. Управление тормозами в кабине летательного аппарата каждый конструктор разрабатывал по-своему. Постепенно пришли к двум основным типам — рычаг куркового типа, установленный на ручке управления самолётом (его нажатие приводит в действие тормоза на всех колёсах основных стоек, иногда включая переднюю — как пример, на МиГ-21) и применяемый в основном на лёгких самолётах. Во втором случае используются педали путевого управления (руля направления). Для затормаживания колёс необходимо надавить на носок (верхнюю часть) педали. Правая педаль затормаживает колёса правой тележки шасси, левая, соответственно, колёса левой тележки. Интересно, что первым из современных отечественных истребителей с тормозами «на педалях» стал Су-27.

Тормозные колёса практически всех самолётов оборудованы антиюзовой автоматикой, так как юз не только снижает эффективность торможения, но и на большой скорости (например, на пробеге при посадке) всегда приводит к разрыву пневматиков и часто — к возгоранию резины колёс. Большинство самолётов разработки СССР были оборудованы системой растормаживания с инерционными датчиками типа «УА-ххх» (цифры обозначают модификацию исполнения) либо полностью гидравлическими автоматами «УГ-ххх». Данные датчики не чувствительны к ускорению или постоянной угловой скорости вращения колеса, а срабатывают только при заданном замедлении вращения, выдавая электрический релейный сигнал на электроклапаны, прекращающие подачу давления на тормозные диски или колодки.

Также применяется электрическая автоматика (с датчиками частоты вращения колёс, блоками, берущими производную от частоты вращения, и клапанами растормаживания). На большинстве современных самолётов применяется электрическая антиюзовая система как более простая в контроле и диагностике. При аварийном торможении колёса самолёта затормаживаются, минуя антиюзовую автоматику.

Система концевых выключателей

На убираемом шасси концевые выключатели (КВ) отслеживают положение стоек шасси — убрано, выпущено, промежуточное положение, ещё КВ выдают электрические сигналы в систему, обеспечивающую правильность алгоритма работы механизма уборки-выпуска. Также на стойках шасси установлены КВ системы «взлёт-посадка — полёт», определяющие обжатие стоек шасси. Некоторые самолётные системы должны точно знать, находится самолёт на земле или в воздухе, для правильности работы (например, система автоматического управления полётом). Также при нахождении самолёта на земле часть самолётных систем просто блокируется: например, невозможно убрать шасси, применить оружие, может не включаться работа РЛС на излучение, и т. д. На некоторых самолётах логику положения стоек отрабатывает электронный блок, который выдаёт сигналы потребителям (например, Ту-22М).

Механизм разворота переднего колеса

МР управляет положением переднего колеса (-ёс), обычно с помощью гидроцилиндра. МР, как правило, имеет три основных режима работы:

  • руление (большие углы). Используется при рулении самолёта при движении своим ходом по аэродрому. При этом переднее колесо может отклоняться на максимально-возможные углы (это обычно около ±50-60° на разных типах). Управление разворотом может быть от отдельной рукоятки у лётчиков (командира экипажа), от штурвальчика на колонке штурвала командира (например, самолёты КБ Ильюшина), или педалями путевого управления. Переключение МР с больших на малые углы и наоборот может производиться автоматически по сигналу обжатия одного из КВ на стойке шасси.
  • взлёт-посадка (малые углы). Используется при движении с большими скоростями при разгоне или торможении на ВПП. Угол поворота передних колёс ограничен углом в ±7-8°. На большинстве самолётов управляется от педалей.
  • самоориентирование. Режим работает при буксировке воздушного судна на жёсткой сцепке аэродромным тягачом. Не требуется управление из кабины ЛА. На некоторых типах режим самоориентирования возможен только при нахождении ЛА под током и давлением (запущенной ВСУ).

Галерея

  • Передняя стойка Як-40.

  • Основная стойка Як-40.

  • Колесо в разрезе.

  • Анимация механизма уборки.

  • Гусеничное шасси B-36.

  • Вспомогательная опора Harrier II.

> Примечания

Литература

  • Самолёт Ту-154М. Руководство по технической эксплуатации. Раздел 032. Шасси
  • Самолёт Ан-140-100. Руководство по технической эксплуатации. Раздел 032. Шасси

Ссылки

  • Aircraft Landing Gear Systems / FAA (англ.)

В этой статье не хватает ссылок на источники информации. Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удалена.
Вы можете отредактировать эту статью, добавив ссылки на авторитетные источники.
Эта отметка установлена 24 октября 2012 года.

Особенности расчета на прочность полозкового шасси из композитных материалов Текст научной статьи по специальности «Технологии материалов»

Су, C.t I.j —

——»»»»i

■ ‘ 5

-*-Сх физический эксперимент ЦДГИ -Су физический эксперимент ЦАГИ

—1— Сх численный энсперимент.вариантэ -«-Су численный эксперимент,вариант а

Сх численный эксперимент,вариант б —Су численный эксперимент, вариант б

Рис. 8. Коэффициенты подъемной силы и силы лобового сопротивления по результатам численного моделирования FloEFD (вариант а, вариант б) и эксперимента ЦАГИ

Результаты данной работы частично были представлены и обсуждались в рамках III Всероссийской научно-технической конференции «Авиация и транспорт Сибири», где было отмечено, что при всём развитии численных методов и средств моделирования принятие решения о формировании каждой конкрет-

ной расчётной модели со всеми её особенностями для исследования конкретных эффектов целиком лежит на исследователе и базируется на понимании им физического смысла исследуемых явлений (процессов) и грамотности в общеинженерном смысле.

Библиографический список

Статья поступила 25.11.2013 г.

1. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа. М.: ГИТТЛ, 1957. 254 с.

2. Кравец А.С. Характеристики авиационных профилей. М.: Оборонгиз, 1939.

3. Печенюк А.В. Численное моделирование обтекания крыла конечного размаха с аэродинамическим профилем ИДСД-2406 потоком несжимаемой жидкости при малых чис-

лах Маха. ООО «Digital Marine Technology» http://www.digitalmarine.net/dmt/rus/publ/conf.html. 4. Скоробогатов С.В., Киренчев А.Г. Исследование вибрационных характеристик лопаток ГТД // Электронный научный журнал «Молодежный вестник ИрГТУ». 2012. №3. http://mvestnik.istu.irk.ru

УДК 539.4

ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА НА ПРОЧНОСТЬ ПОЛОЗКОВОГО ШАССИ ИЗ КОМПОЗИТНЫХ МАТЕРИАЛОВ

© Р.И. Ганиев1, А.В. Зырянов2, Н.С. Сенюшкин3

Уфимский государственный авиационный технический университет, 450077, Россия, г. Уфа, ул. Карла Маркса, 12.

Рассматриваются особенности расчета вертолетного полозкового шасси, выполненного из композиционного материала на основе углепластика. С использованием метода конечных элементов выявлены слабые места конструкции. Предложены рекомендации по проектированию полозковых шасси. Произведена сверка результатов

1Ганиев Ренат Ильвирович, студент, тел.: (347) 2737954, e-mail: gansov_ugatu@mail.ru Ganiev Renat, Student, tel.: (347) 2737954, e-mail: gansov_ugatu@mail.ru

2Зырянов Алексей Викторович, кандидат технических наук, доцент кафедры авиационных двигателей, тел.: (347) 2737954, e-mail: aleksfox@inbox.ru

3Сенюшкин Николай Сергеевич, кандидат технических наук, доцент кафедры авиационной теплотехники и теплоэнергетики, тел.: (347) 2737954,e-mail: aviastar-ufa@mail.ru

теоретических исследований с фактическими данными реальных случаев грубых посадок с разрушением шасси. Ил. 10. Библиогр. 7 назв.

Ключевые слова: полозковые шасси; расчет композитного полозкового шасси; применение метода конечных элементов при расчете деталей и узлов, выполненных из композиционных материалов.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

FEATURES OF COMPOSITE SKID LANDING GEAR STRUCTURAL CALCULATION R.I. Ganiev, A.V. Zyryanov, N.S. Senyushkin

Ufa State Aviation Technical University, 12 Karl Marx St., Ufa, 450077, Russia.

На сегодняшний день потребность в лёгких вертолётах в России растёт, однако парк вертолётов данного класса в основном занят вертолётами иностранного производства, что вызвано несколькими причинами, в основном более низкой ценой в обслуживании и эксплуатации, а также превосходством в весовом отношении. К примеру, масса пустого МИ-34С1 составляет 1150 кг, в то время как масса пустого RobinsonR44 составляет 635 кг. Основной задачей является снижение массы, одним из методов является снижение массы шасси и элементов планера за счёт более широкого применения композитных материалов в конструкции. Данные материалы обеспечивают основные требования, предъявляемые к конструкциям современных летательных аппаратов: минимальную массу, максимальную жёсткость и прочность узлов, максимальный ресурс работы конструкции в условиях эксплуатации, высокую надёжность.

На рис. 1 представлены относительные массы шасси , где G0 — масса аппарата, Кш -относительная масса шасси.

1 2 3 С 5 Ю 20 зо ш

Рис. 1. Относительные массы шасси

Как видно из рис. 1, для вертолета массой 1100 кг предпочтительнее применение полозкового шасси, поскольку его относительная масса ниже по сравнению с относительной массой колесного шасси. На рис. 2 представлена схема полозкового шасси, применяемого на вертолете «Ансат» .

Рис. 2. Полозковое шасси вертолета «Ансат»: 1 — передняя рессора; 2 — задняя рессора; 3 — полозки;

4 — узлы подвески

В процессе посадки нагрузка от фюзеляжа вертолета передается на переднюю и заднюю рессоры через узлы крепления, в процессе деформации рессор происходит поглощение кинетической энергии вертолета, полозки же, в свою очередь, расходятся в противоположные относительно друг друга стороны. Во избежание избыточных напряжений на узлах подвески элемент крепления рессоры к фюзеляжу выполняется в виде шарнирного кольца.

Проектирование конструкций шасси из композитных материалов сопряжено с рядом сложностей, вызванных особенностью структуры самого материала. В первую очередь это расчет на прочность конструкции из композита, сложность которого на порядок выше по сравнению с расчетом изотропного материала. Ручной расчет требует привлечения серьезного математического аппарата, в результате чего получается чересчур громоздким и занимает много времени, кроме того, требует от инженера высокого уровня подготовки. Выходом из этой ситуации стало появление программных продуктов, основанных на МКЭ (методе конечных элементов).

Расчет, визуализация и обработка результатов анализа проводились в программном комплексе Апбуб .

В данной работе предлагается добавить к основным рессорам дополнительные, которые вступают в действие после основных, благодаря чему обеспечивается плавность гашения кинетической энергии, а благодаря разности жесткости рессор происходит га-

шение резонансных колебаний. Схема шасси приведена на рис. 3.

алов: TitaniumAlloy и Aluminum Alloy. Результатом нагружения стала картина, представленная на рис. 6.

Рис. 3. Схема шасси

На первом этапе было проведено исследование демпфирующих свойств конструкции из изотропного материала и из композитного. Рассматриваемой конструкцией является задняя рессора полозкового шасси собственной конструкции. В АП-29 регламентируется только посадка в горизонтальном положении вертолета (посадка «по вертолетному») без упоминания о величине начального угла тангажа. Однако в случае низкого мастерства пилотирования возможны «ошибки пилотирования», а также варианты посадки на один из полозков либо с начальными углами тангажа вертолета и (рис. 4).

Рис. 4. Посадка с начальным углом тангажа

В работе рассматривается случай горизонтальной посадки без учета начального угла тангажа (рис. 5) при условии перегрузки в 2,7д вертолета массой 1100 кг.

Рис. 5. Горизонтальная посадка

В первом случае рессоры были выполнены из алюминия, элементы креплений и шарниры — из титана. В библиотеках Апбуб были выбраны типы матери-

Рис. 6. Деформация алюминиевой рессоры

Во втором случае рессоры были выполнены из углепластика. За основу было решено взять композит типа углепластик, поскольку он обладает хорошими прочностными и весовыми характеристиками и способен обеспечить необходимые прочностные характеристики. Сравним механические свойства:

Композиты на основе стекловолокна S- стекла: плотность 1,8 г/см . При изгибе:

предел прочности 800 Мпа, модуль упругости 25 Гпа,

предел прочности при сжатии 400 Мпа, предел прочности при растяжении 600 Мпа.

Композиты из углеволокна на основе эпоксидного связующего:

плотность 1,6 г/см3. При изгибе:

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

предел прочности 1700 Мпа, модуль упругости 135 Гпа, предел прочности при сжатии1450 Мпа, предел прочности при растяжении 1650 Мпа. В библиотеках Апбуб были выбраны типы материалов: ЕрохуСагЬс^оуеп, 395СраРгергед и ТйапштАНоу. Вначале была построена оболочечная модель рессоры, на которую выкладывались слои композита. Элементы креплений и шарниры выполнены из титана. Результатом нагружения стала картина, представленная на рис. 7.

Как видно по результатам проведенных численных испытаний, алюминиевая рессора деформировалась на 19 мм, композитная же рессора деформировалась на 24 мм. Полученный углепластиковый композитный материал обладает лучшими демпфирующими свойствами, нежели алюминий, что соответствует экспериментальным данным . Благодаря этому при посадке шасси поглощают большую часть нагрузки. В результате передаваемая на фюзеляж нагрузка снижается, что благоприятно сказывается на

элементах конструкции лета.

фюзеляжа и экипаже верто-

Рис. 7. Деформация композитной рессоры

Вторым этапом стала проверка прочности рессор.

Максимальные напряжения (рис. 8 и 9) находятся в местах контакта рессор с шарнирами и равны 322 Мпа в случае алюминиевых рессор и 356 Мпа в случае композитных рессор, также максимальные напряжения возникли в местах крепления рессоры к полозкам. При определении максимальных напряжений принято допущение, что полозок движется поступательно, без вращения, что создает дополнительные напряжения на рессору в местах контакта крепления с рессорой.

В первом случае нагружалась рессора из алюминия. На рис. 8 приведена картина напряжений алюминиевой рессоры, где отмечены наиболее нагруженные участки конструкции. Качественное совпадение с реальной моделью получилось очень близким. Элементы конструкции обеспечили необходимый запас прочности при заданной нагрузке.

Цай-Хилла. Для оценки прочности однонаправленного слоя необходимо знать пять параметров:

<7+,а~Г,а2+ ,<Т2-,Г-12(^Дс,У,,Ус,5 ) , где ,а1 (Х^ХС) — допускаемые напряжения на растяжение и сжатие в продольном направлении;

,<г2-,( П,УС)- допускаемые напряжения на растяжение и сжатие в поперечном направлении; -12,5 -допускаемые напряжения или деформации сдвига в плоскости. Для изотропных материалов достаточно знать предел текучести, критерий максимальных напряжений не учитывает взаимное влияние напряжений в композитах.

Критерий Цай-Ву :

/ =

Х*Х,

■ +

Ч Чз Чз Чг (1 1 \ + (}2+ 112+ Б2+\ХЬ ХСГ

+(Н)!

<7, + 2^,(7, <Тп

Критерий Цай-Ву требует экспериментального определения коэффициента, учитывающего взаимное влияние касательных и нормальных напряжений , в расчетной программе значение данного критерия принимается по умолчанию равным единице.

Оптимальный критерий для анализа в данном случае — критерий Цай-Хилла , учитывающий взаимное влияние напряжений. По критерию Цай-Хилла можно определить механизм разрушения, который учитывает разные сопротивления на сжатие и растяжение. Правомерность использования критерия Цай-Хилла для оценки послойного напряженно-деформированного состояния обусловлена тем, что данная конструкция из композитных материалов является тонкостенной и напряжения перпендикулярно плоскости слоев малы, что позволяет ими пренебречь.

/ = (тЧ + (^1 + -‘-ТГ

Рис. 8. Картина напряжений алюминиевой рессоры

Во втором случае было проведено нагружение композитных рессор. Анализ нагруженного состояния композита, в отличие от изотропного тела, необходимо проводить послойно, поскольку анализ по общему запасу прочности является некорректным . Каждый слой проверяется с помощью критериев разрушения. В данном случае применялись критерии Цсай-ву и

В случае / > 1 происходит разрушение композита. В этом случае производится анализ составляющих уравнения и по значению максимального члена определяется характер разрушения.

Результаты представлены на рис. 9, из которых следует, что для данного случая разрушения композита не происходит, / < 1 .

Достоверность полученных результатов обеспечивается применением современного вычислительного комплекса, а также доказывается высокими характеристиками сходимости численных расчетов с реальными данными о фактической эксплуатации вертолетов с полозковыми шасси. Пример приведен на рис.10. Как видно из рисунка, перелом шасси произошел по местам крепления рессор к шарнирам, а также по местам крепления рессор к полозкам, расчетный случай показал аналогичные результаты.

Результаты работы позволяют сформулировать рекомендации по проектированию полозковых шасси с целью снижения массы и вероятности разрушения шасси:

• Применять композитные материалы при проектировании элементов конструкции шасси (в данном

Рис. 9. Картина нагружения срединного слоя: а — вид сверху; б — вид снизу

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Рис. 10. Реальный случай грубой посадки

случае достигнуто снижение массы шасси на 35% относительно массы алюминиевого шасси).

• Выявленные высоконапряженные слои усиливать путем утолщения диаметров волокон армирующих элементов.

• Применять различные варианты укладки из различных типов волокон с возможным комбинированием.

• Проводить сравнительный анализ различных схем шасси с точки зрения обеспечения оптимальных прочностных характеристик и технологичности, доработку на ранних стадиях проектирования.

В процессе выполнения работы применялись различные варианты укладки, из которых был выбран вариант с приемлемыми прочностными характеристиками. Вначале был проверен вариант укладки «0;90;0;90;0». При данном варианте композитный материал отличается большей изотропностью свойств, однако послойный анализ показал, что при изгибах возникают избыточные напряжения в слоях с 0-ми углами укладки. Из различных вариантов углов укладки был выбран вариант «+45;-45;0;-45;+45». Варьирование положительных и отрицательных углов укладки обусловлено необходимостью обеспечить сбалансированность композита, поскольку в противном случае возникают некомпенсированные напряжения, кото-

рые могут привести к кручению либо короблению композита. В результате проведенной работы выяснилось, что для достижения приемлемых прочностных характеристик толщину срединного слоя необходимо увеличить до 1 мм по сравнению с изначальной величиной в 0,2 мм, толщина же остальных соответствовала требуемым прочностным характеристикам и осталась без изменений. Результаты расчета при данных условиях были представлены ранее (см. рис. 9).

Практическая значимость работы заключается в том, что расчетный метод позволяет проводить исследование статического напряженно-деформированного состояния узлов и деталей летательных аппаратов без использования физического прототипа. Предложенный подход дает возможность проводить анализ распределения напряжений без объекта исследования, с применением комплекса численных экспериментов.

Полученные результаты докладывались на пятом всероссийском конкурсе конструкторских разработок «Вертолеты XXI века», организованного ОАО «Вертолеты России» совместно с Корпоративным университетом ОАО «ОПК «ОБОРОНПРОМ», в апреле 2013 года.

Библиографический список

Статья поступила 26.12.2013 г.

1. Кривцов В.С., Карпов Я.С., Лосев Л.И. Проектирование вертолетов: учебник. Харьков: Нац. аэрокосмический университет «Харьковский авиационный институт», 2003. 344 с.

2. Расчёт на прочность полозкового шасси вертолёта: учеб. пособие для курсового и дипломного проектирования /

С.А. Михайлов . Казань: Изд-во Казан.гос. техн. ун-та, 2002. 60 с.

3. Инженерный анализ в AnsysWorkbench: учеб. пособие / В.А. Бруяка . Самара: Самар. гос. техн. ун-т, 2010. 271 с.

4. Демпфирующие характеристики композитных конструк- истых композиционных материалов: учеб. пособие / Уфа: ционных материалов, изготовленных намоткой / А.Г. Демеш- Изд-во УГАТУ, 2008. 303 с.

кин ; Институт гидродинамики им. М.А. Лаврентьева 6. Фудзии Т., Зако М. Механика разрушения композицион-

СО РАН. Новосибирск, 2001. ных материалов / пер. с японского. М.: Мир, 1982. 232 с.

5. Первушин Ю.С., В.С. Жернаков В.С. Основы механики, 7. ANSYS Composite Prep Post documentation. проектирования и технологии изготовления изделий из сло-

УДК 622.233.05:621.3

СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ ЭФФЕКТИВНОСТИ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ И ЗАРУБЕЖНЫХ БУРОВЫХ СТАНКОВ

© А.В. Гилёв1, А.О. Шигин2

Сибирский федеральный университет, 660041, Россия, г. Красноярск, пр. Свободный, 79.

При бурении сложноструктурных массивов горных пород, имеющих колебание физико-механических свойств по глубине, часто возникают значительные ударные нагрузки и вибрация, результатом которых является увеличение циклических напряжений во всем буровом органе. Проблема снижения стойкости долот при частых изменениях свойств породы может быть решена либо увеличением прочности и надежности, либо введением в структуру бурового става элемента, компенсирующего ударные нагрузки, либо применением адаптивного вращательно -подающего механизма, способного своевременно определять различные изменения свойств породы и реагировать, корректируя режим бурения. Применение адаптивного вращательно-подающего механизма позволит использовать узкий промежуток между уровнем напряжения в телах качения и предельными прочностными показателями материала. Существующие вращательно-подающие механизмы в большинстве своем не имеют специальной системы, адаптивно реагирующей на изменения свойств породы. Ил. 6. Табл. 1. Библиогр. 12 назв.

Ключевые слова: бурение сложноструктурных массивов горных пород; циклические напряжения; прочность и надежность; компенсирующий элемент; адаптивный вращательно -подающий механизм.

COMPARATIVE ANALYSIS OF DOMESTIC AND FOREIGN DRILLING RIGS EFFICIENCY A.V. Gilyov, A.O. Shigin

Siberian Federal University,

79 Svobodny pr., Krasnoyarsk, 660041, Russia.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

В настоящее время в горной промышленности ставляет более 90%. В структуре затрат на бурение

применяются буровые станки с различными типами расходы на шарошечные долота достигают 60-70%. В

вращательно-подающих механизмов. Их особенности связи с этим при оценке эффективности буровых

характеризуются величиной усилия подачи, частотой станков для бурения взрывных скважин на карьерах

вращения бурового става и др. На карьерах России необходимо особое внимание уделять конструктив-

общее количество станков шарошечного бурения со- ным особенностям, режимам и условиям эксплуатации

1Гилёв Анатолий Владимирович, доктор технических наук, профессор, зав. кафедрой горных машин и комплексов, тел.: 89831542368, e-mail: anatoliy.gilev@gmail.com

2Шигин Андрей Олегович, кандидат технических наук, доцент кафедры горных машин и комплексов, тел.: 89131862659, e -mail: shigin27@rambler.ru

Трубчатое полозковое шасси вертолета

Полезная модель относится к области устройств авиационной техники, в частности, к области трубчатых полозковых шасси вертолетов.

Задача, на решение которой направлена заявленная полезная модель, заключается в создании такого полозкового шасси вертолета, которое будет превосходить существующие по уровню безопасности выполнения авторотационных посадок, а именно повышение его несущей способности.

В заявляемой полезной модели технический результат достигается тем, что в трубчатом полозковом шасси вертолета, содержащем переднюю и заднюю рессоры с исходной толщиной стенки трубы рессоры , соединенные полозками, при этом верхняя часть трубы рессоры шасси на секторе, определяемом углом относительно вертикальной оси увеличена до толщины стенки 1 равной 1,1÷1,2, а толщина стенки трубы рессоры 2 на секторе 2-2 уменьшена в 1,1÷1,25 раз, при этом переход толщины выполнен плавным.

Коэффициент эффективности характеризует эффективность рассеяния энергии шасси в процессе первого посадочного удара.

1 н.п.ф, 2 з.п.ф, 3 илл.

Полезная модель относится к области устройств авиационной техники, в частности, к области трубчатых полозковых шасси вертолетов.

Полозковое шасси вертолета предназначено для поглощения кинетической энергии посадочного удара. При обычной посадке скорость соударения вертолета с посадочной площадкой незначительна и усилия, воспринимаемые консолями полозкового шасси, незначительно превосходят стояночные. Однако, при выполнении авторотационной посадки (в дальнейшем — посадки) возможны значительные перегрузки, вследствие чего деформации материала рессор могут находиться в пластической зоне, а шасси в этом случае является жертвенным агрегатом и именно на такой случай проектируется полозковое шасси вертолета. При выполнении посадки со значительными перегрузками вертолет отскакивает от посадочной поверхности и ударяется вновь, т.е. происходят два последовательных посадочных удара.

В настоящее время установлено, что второй из двух последовательных посадочных ударов (в дальнейшем — второй удар) может быть более опасным, чем первый (Михайлов С.А., Короткое Л.В., Алимов С.А., Неделько Д.В. Моделирование посадки вертолета на полозковом шасси с учетом второго посадочного удара // Изв. вузов Авиационная техника. 2011. 3. С. 13-16).

В процессе первого из двух последовательных посадочных ударов (в дальнейшем — первого удара) кинетическая энергия вертолета поглощается рессорами полозкового шасси при их обжатии (прямом ходе), но затем возвращается при распрямлении (обратном ходе) рессор, однако, возвращенная энергия меньше поглощенной вследствие рассеивания (необратимого поглощения) за счет трения и пластических деформаций.

Доля кинетической энергии, которая не рассеивается на первом посадочном ударе, рассеивается на втором. Объяснение того, что второй посадочный удар может быть более опасным, чем первый, следующее: первый удар воспринимается одновременно двумя рессорами, а второй только одной (вследствие поворота вертолета) и, если доля кинетической энергии, рассеянной на первом ударе, незначительна, то усилие, воспринимаемое консолями рессоры, принимающей на себя второй посадочный удар, может оказаться больше, чем усилие, воспринимаемое консолями этой рессоры в процессе первого удара.

На современном уровне развития вертолетостроения вновь спроектированное шасси (новое шасси) практически всегда является модификацией исходного.

Безопасность посадки вертолета, оборудованного новым (модифицированным) шасси, должна быть подтверждена копровыми испытаниями.

Копровые испытания заключаются в сбрасывании массово-инерционного макета вертолета (МИМВ) на посадочную платформу стенда. Высота сброса и, соответственно, скорость соударения, нормируется. Однако копровыми испытаниями выявляется только факт поглощения нормируемой энергии посадочного удара, но не изменение уровня безопасности посадки. Это изменение может произойти в сторону снижения уровня безопасности. Возможное снижение уровня безопасности посадок объясняется тем, что для нового полозкового шасси доля энергии, рассеиваемая на первом посадочном ударе, может оказаться ниже, чем для исходного (не модифицированного) шасси.

Наиболее опасным посадочным случаем является посадка на поверхность с очень низким коэффициентом трения (например, посадка на лед или обледеневшую бетонную площадку), поскольку силы трения в этом случае в поглощении энергии практически не участвуют и поглощение происходит только за счет пластических деформаций рессоршасси.

Если величина пластических деформаций, возникающих в процессе первого посадочного удара нового шасси, меньше величины пластических деформаций, возникающих в процессе первого удара исходного шасси (это возможно, например, в том случае, когда новое шасси изготовлено из материала с более высоким значением предела текучести), то для нового шасси доля энергии, рассеянная в процессе первого посадочного удара, будет меньше, чем для исходного и, соответственно, увеличится доля энергии, которую шасси будет вынужденно поглощать в процессе второго, более опасного удара, что приведет к снижению уровня безопасности посадки.

Отсюда следует, что новое полозковое шасси должно быть доработано исходя из условия повышения уровня безопасности выполнения посадки с учетом двух последовательных посадочных ударов.

Повышение уровня безопасности выполнения посадки в процессе именно второго удара заключается в снижении доли кинетической энергии вертолета, которую необходимо рассеять на втором ударе, что достигается увеличением рассеивания энергии на первом ударе.

В настоящее время при проектировании вертолетов сложилась практика подтверждения безопасности посадки только для первого посадочного удара, несмотря на то, что в Авиационных правилах (АП.29) (нормативно-технический документ, в котором в концентрированном виде отображен опыт теоретических и экспериментальных исследований в области проектирования, разработки и эксплуатации вертолетов) отмечена опасность второго посадочного удара.

Но даже если подтверждена безопасность посадки копровым сбросом для двух последовательных посадочных ударов, то снижение уровня безопасности посадок вертолетов на новом шасси по сравнению с исходным (если оно имеет место) выявлено не будет: испытания покажут только то, что новое шасси способно поглотить нормированную кинетическую энергию посадочного удара.

В практике конструкторских разработок модификацию исходного полозкового шасси (создание нового) обычно производят исходя не из условия повышения уровня безопасности выполнения посадок, а из каких-либо других условий (например, из условия снижения веса шасси или повышения стойкости к коррозии, или при увеличении посадочной массы вертолета) и при этом уровень безопасности посадок может быть снижен.

Особенностью вертолетов является относительно высокое положение их центров тяжести относительно посадочной площадки, что способствует переворачиванию при отскоке. Переворачивание вертолета приводит к гибели или травмированию людей, при этом несущая способность шасси оказывается неисчерпанной.

Из изложенного следует, что при модификации полозкового шасси вертолета следует исходить не только из условия способности шасси поглотить нормированную энергию посадочного удара, но и из условия способности рассеять большую (чем исходное шасси) долю кинетической энергии в процессе первого из двух последовательных посадочных ударов.

Расчетная оценка способности рессоры рассеивать кинетическую энергию в процессе первого посадочного удара предложена в работе Неделько Д.В. Энергетический анализ работоемкости рессор полозкового шасси вертолета по результатам копровых испытаний (Научно-технический вестник Поволжья. 2012. 2, Казань, С. 255-260), где введен коэффициент, характеризующий эффективность рассеяния энергии (в дальнейшем — коэффициент эффективности) в процессе первого посадочного удара.

Коэффициент эффективности принимает значение от нуля до двух. При значении коэффициента эффективности, равном нулю, рассеивание кинетической энергии отсутствует, а при значении, равном двум, — вся кинетическая энергия рассеивается.

Чем большее значение принимает данный коэффициент, тем больше доля энергии, рассеиваемая в процессе первого из двух последовательных посадочных ударов и, соответственно, тем выше уровень безопасности посадки (при условии отсутствия снижения несущей способности).

Коэффициент эффективности равен

где — возвращенная в конце первого посадочного удара кинетическая энергия;

— рассеянная в конце первого посадочного удара энергия.

Концом первого из двух последовательных посадочных ударов является момент времени, когда при обратном ходе (распрямление рессор после обжатия) все консоли отрываются от посадочной поверхности.

Рассеянная в конце первого удара кинетическая энергия численно равна работе, совершенной реакциями консолей в процессе первого посадочного удара (трение отсутствует, поскольку рассматривается наиболее тяжелый случай посадки на лед или обледеневшую поверхность).

Учитывая, что выражение (1) может быть записано в следующем виде

где — кинетическая энергия МИМВ в момент его соударения с платформой стенда;

где — эффективная масса вертолета;

g — ускорение свободного падения;

h — высота сброса, задаваемая нормативно.

Из формулы (2) следует, что для определения коэффициента эффективности достаточно определить рассеянную энергию, равную работе сил реакций консолей в процессе первого посадочного удара.

Для определения работы сил реакций необходимо определить величины этих реакций и величины перемещений консолей рессор в процессе первого посадочного удара. Определение этих величин расчетом не является достаточно достоверным ввиду сложности процесса пластического деформирования материала рессор, кроме того, для расчета необходимо наличие лицензионных программных комплексов, высококвалифицированных специалистов и значительных компьютерных ресурсов, вследствие чего целесообразно данные величины определять экспериментально путем копрового сброса.

Известно техническое решение, заключающееся в изготовлении полозков из круглых труб, имеющих вертикальную внутреннюю стенку, проходящую через плоскость симметрии трубы и утолщающуюся в районе ее перехода в цилиндрическую поверхность трубы или заключающееся в изготовлении полозков из круглых труб, имеющих утолщение в верхней и нижней частях цилиндрической поверхности (патент WO 97/35762). (прототип). Однако такое решение направлено на повышение ресурса полозка (поскольку при посадках полозок может иметь значительные деформации в районе его стыковки с рессорой), но не на повышение уровня безопасности посадок.

Общеизвестное техническое решение, принятое за прототип, направленное на повышение уровня безопасности посадок вертолетов, оборудованных полозковым шасси, заключается в увеличении толщины стенок рессор полозкового шасси.

Недостатками такого решения является увеличение массы шасси и повышение его жесткости. Увеличение жесткости шасси приведет к увеличению усилий, передаваемых с шасси на фюзеляж, в результате чего может потребоваться усиление узлов навески шасси и продольно-поперечных силовых элементов фюзеляжа. Кроме того, увеличение усилий, передаваемых с шасси на фюзеляж, увеличивает вероятность получения травм пассажирами и членами экипажа. Увеличение толщины стенок рессор может привести к значительному снижению величины пластических деформаций материала рессор, возникающих в процессе первого посадочного удара, что при посадке на поверхность с очень низким коэффициентом трения приведет к значительному снижению доли энергии, рассеваемой в процессе первого посадочного удара, и, соответственно, к увеличению доли энергии, которое шасси будет вынужденно рассеять в процессе более опасного второго удара, что увеличивает вероятность переворачивания вертолета (особенно в наиболее опасном посадочном случае: посадке на поверхность с низким коэффициентом трения). При этом увеличение нагрузок, воспринимаемых консолями рессор шасси, может оказаться не скомпенсированным увеличением несущей способности рессоры.

Задача, на решение которой направлена заявленная полезная модель, заключается в создании такого полозкового шасси вертолета, которое будет превосходить существующие по уровню безопасности выполнения авторотационных посадок, а именно повышение его несущей способности.

В заявляемой полезной модели технический результат достигается тем, что в трубчатом полозковом шасси вертолета, содержащем переднюю и заднюю рессоры с исходной толщиной стенки трубы рессоры 5, соединенные полозками, при этом верхняя часть трубы рессоры шасси на секторе, определяемом углом относительно вертикальной оси увеличена до толщины стенки 1 равной 1,1÷1,2, а толщина стенки трубы рессоры 2 на секторе 2-2 уменьшена в 1,1÷1,2 раз, при этом переход толщины выполнен плавным.

Технический результат-повышение уровня безопасности выполнения посадки, получен за счет усиления верхней части сечения рессор полозкового шасси и ослабления остальной части, что позволяет повысить несущую способность рессор и одновременно уменьшить долю энергии, поглощаемой в процессе второго, более опасного из двух последовательных ударов. Повышение несущей способности достигается за счет увеличения толщины трубы рессоры в верхней части сечения (это приводит к тому, что напряжения, действующие в сжатой зоне уменьшаются, а критические напряжения местной потери устойчивости возрастают), при этом снижение доли энергии, поглощаемой в процессе второго удара, достигается за счет увеличения доли, поглощаемой в процессе первого удара, что обеспечивается уменьшением толщины трубы рессоры в остальной части сечения. Это приводит к увеличению величины пластических деформаций в растянутой зоне, но не приводит к снижению несущей способности, поскольку в растянутой зоне рессора имеет многократный запас прочности.

Полезная модель поясняется чертежами:

— на Фиг.1 представлено поперечное сечение рессоры полозкового шасси;

— на Фиг.2 представлено поперечное сечение рессоры модифицированного полозкового шасси.

— на Фиг.3 представлена рессора исходного (не модифицированного) полозкового шасси, разрушившаяся при копровых испытаниях.

Известно, что разрушение рессор полозкового шасси при посадке происходит за счет местной потери устойчивости в сжатой зоне поперечного сечения рессор, причем при деформациях в несколько раз меньших, чем те деформации, при которых рессора разрушилась бы в растянутой зоне (например, для рессоры трубчатого сечения размерами 80×2,5, изготовленной из материала 30ХГСНА, местная потеря устойчивости произошла при деформациях равных 1,45%, в то время как в растянутой зоне разрушение происходит при деформациях приблизительно равных 6%). Причем разрушение происходит в тех волокнах, которые приблизительно соответствуют углу на секторе относительно вертикальной осина котором как раз и предлагается усилить сечение рессор, что видно из Фиг. 3.

В заявляемой полезной модели повышение уровня безопасности достигается за счет изменения сечения трубы рессоры. Вследствие предлагаемого изменения трубчатого сечения рессоры упругопластические деформации, возникающие в процессе грубой авторотационной посадки, в сжатой зоне уменьшаются, а критические напряжения местной потери устойчивости возрастают, что обеспечивает повышение несущей способности рессоры. В растянутой зоне упругопластические деформации возрастают, что увеличивает рассеяние кинетической энергии в процессе первого посадочного удара по сравнению с исходным шасси. Увеличение величины упругопластических деформаций в растянутой зоне не приводит к снижению несущей способности рессор полозкового шасси вследствие того, что труба имеет многократный запас прочности в растянутой зоне. Таким образом, одновременно увеличивается и несущая способность полозкового шасси и доля кинетической энергии, рассеиваемая в процессе первого из двух последовательных посадочных ударов. В качестве поясняющего примера в табл.1 ÷ табл.3 представлены результаты копровых испытаний трубчатого полозкового шасси легкого многоцелевого вертолета.

Таблица 1
Исходное (модифицируемое) шасси
Сжатая зона Растянутая зона
Действующие деформации, % Разрушающие деформации, % Действующие деформации, % Разрушающие деформации, %
1,45 1,45 1,45 6,00
Таблица 2
Модифицированное шасси (1=; 2=-0,1)
2, град Сжатая зона Растянутая зона
Действующие деформации, % Разрушающие деформации, % Действующие деформации, % Разрушающие деформации, %
90 1,35 1,74 1,52, 6,0
100 1,34 1,74 1,53 6,0
110 1,34 1,74 1,53 6,0
110 1,33 1,74 1,54 6,0
Таблица 3
Модифицированное шасси (1=; 2=-0,2)
2, град Сжатая зона Растянутая зона
Действующие деформации, % Разрушающие деформации, % Действующие деформации, % Разрушающие деформации, %
90 1,39 1,60 1,50 6,0
100 1,39 1,60 1,51 6,0
ПО 1,39 1,60 1,52 6,0
ПО 1,37 1,60 1,52 6,0

Где — толщина стенки рессоры исходного шасси;

1 — толщина верхней стенки модифицированного шасси на секторе ;

2 — толщина нижней стенки модифицированного шасси на секторе 2-2.

Полезную модель осуществляют следующим образом:

На стенде для проведения копровых испытаний полозкового шасси вертолета производится копровый сброс МИМВ, оборудованного модифицированным полозковым шасси с толщиной стенки рессоры 1=(1,1÷1,2) на секторе, определяемом углом относительно вертикальной оси, а толщину остальной части сечения на секторе 2-2 уменьшают на 10%, 20% и т.д.

Для каждого испытания с толщиной стенки 1=(1,1÷1,2), которая остается постоянной, а при этом меняется 2, рассчитывают коэффициент эффективности (текущий коэффициент эффективности). Сравнивают текущие коэффициенты эффективности с коэффициентом эффективности исходного шасси.

Если текущий коэффициент эффективности больше исходного, то сечение труб рессор, соответствующее текущему коэффициенту эффективности, является искомым.

Сечение трубы рессоры на секторе 2-2 является искомым (при этом сечение трубы на секторе относительно вертикальной оси остается постоянным), если найденный для него коэффициент эффективности больше коэффициента эффективности исходного шасси.

Угол выявлен экспериментально (показан на Фиг. 3). Именно на этом участке действующие напряжения достигают критических значений, приводящих разрушению рессоры.

Заявляемое техническое решение соответствует критерию «новизна», так как из известных и общедоступных источников информации не выявлено аналогичное техническое решение.

Заявленное техническое решение соответствует критерию «техническая применимость», так как может выполнено из известных материалов и известными способами.

Трубчатое полозковое шасси вертолета, содержащее переднюю и заднюю рессоры с исходной толщиной стенки трубы рессоры , соединенные полозками, отличающееся тем, что верхняя часть трубы рессоры шасси на секторе, определяемом углом относительно вертикальной оси, увеличена до толщины стенки 1 равной 1,1÷1,2, а толщина стенки трубы рессоры 2 на секторе 2-2 уменьшена в 1,1÷1,2 раз, при этом переход толщины выполнен плавным.

Взлетно-посадочные устройства (шасси) вертолетов

Само название говорит о том, что взлетно-посадочные устройства предназначены для обеспечения взлета и посадки вертолетов. Кроме того, шасси вертолетов служит для стоянки и передвижения вертолета по земле (по воде) при рулении или буксировке.

По конструкции шасси вертолетов могут быть очень разнообразными, но все они сводятся к трем типам: колесному, полозковому и поплавковому. Иногда на вертолет устанавливается комбинированное шасси, например, колесное с надувными (при необходимости) баллонами. Для восприятия нагрузок, действующих на вертолет при посадке и передвижении по земле (например, энергии удара при приземлении), шасси кроме колес снабжается амортизаторами. Амортизаторы поглощают кинетическую энергию движущегося вертолета, превращая ее в работу сил обжатия амортизационных стоек. Пневматики колес при их обжатии также (хотя и незначительно) поглощают энергию удара.

Основной схемой шасси на современных вертолетах является колесное шасси с передней носовой стойкой. Эта схема обеспечивает вертолету хорошую путевую устойчивость при разбеге и пробеге, а также наиболее простую и безопасную посадку в условиях плохой видимости и на неподготовленные площадки. При этом обычно устанавливается также хвостовая опора для предохранения рулевого винта от удара о землю в случае неправильной или грубой посадки. Иногда на вертолетах имеется не одна, а две носовые стойки, например, на Ми-4 и Ми-10. Основным преимуществом колесного шасси перед полозковым является обеспечение возможности движения вертолета по земле с достаточно большими скоростями (до 80 км/ч), что позволяет при необходимости выполнять взлет и посадку по-самолетному.

Полозковое шасси проще и имеет меньшую массу, чем колесное. Амортизация в нем осуществляется за счет изгиба самой конструкции шасси, выполняющей роль рессор. Для перемещения вертолета по земле на полозках устанавливаются небольшие колеса. С помощью кривошипа их можно опустить ниже уровня полоза, что позволяет передвигать вертолет по земле.

Поплавковое шасси обеспечивает посадку вертолета на воду (и на землю) и удержание его на плаву. Полозковое и поплавковое шасси применяются в основном на некоторых легких вертолетах. В полете неубирающиеся стойки и колеса (поплавки) шасси испытывают значительные силы сопротивления воздуха, особенно при полете на больших скоростях. Сопротивление неубирающегося шасси может составлять до 30 — 40% всей силы лобового сопротивления ненесущих частей вертолета. Известно, что мощность, затрачиваемая на преодоление сил сопротивления воздуха, возрастает пропорционально скорости полета вертолета в третьей степени. Поэтому с увеличением скорости полета все более настоятельной становится задача уборки шасси в полете.

Убирающееся шасси получается тяжелее, чем неубирающееся. Поэтому уборка шасси в полете целесообразна в том случае, если мощность, затрачиваемая на преодоление сил аэродинамического сопротивления неубирающегося шасси, больше мощности, потребной для перевозки дополнительной массы системы уборки шасси. Такие условия создаются обычно при скоростях полета более 250 км/ч.

Поэтому на современных скоростных вертолетах применяются убирающиеся в полете шасси. Обычно колеса и стойки шасси убираются в специальные ниши фюзеляжа. Это обеспечивает существенное снижение лобового сопротивления вертолета, что облегчает получение заданных максимальных скоростей полета. Уборка и выпуск шасси в разрешенном диапазоне скоростей полета практически не влияют на поведение и балансировку вертолета.

Почему шины самолетов не лопаются при посадке

Когда самолет благополучно приземляется после перелета, некоторые люди благодарят пилотов аплодисментами или словами благодарности на выходе. Большинство людей не задумываются почему шины самолетов не взрываются при посадке.

На самом деле это удивительно: несколько часов шины находятся в условиях низких температур, а во время посадки набирают скорость около 300 км/ч (некоторые до 460 км/ч). Соприкасаясь с землей на такой скорости несколько тонная машина с огромной силой ударяется о землю. В это время температура шины поднимается до 260°С. Это происходит каждый раз при посадке, но шины выдерживают такую разность температур и нагрузку.
Шины сконструированы хитрым образом, чтобы противостоять износу и разрыву. Они многослойные с прочным нейлоновым и арамидным шнуром, расположенном под каждым слоем протекторов. Каждый слой вносит способность выдерживать нагрузку и давление воздуха. Поэтому даже, если один слой повредится, в запасе есть еще несколько.

Внутри шины заполнены газом — азотом, а не сжатым воздухом, как автошина. Поэтому авиационные шины всегда сухие, без воды внутри и не могут замерзнуть. Также они не горючие. Дополнительную прочность шинам придает давление, которое превышает в 6-9 раз давление, используемое в автомобильной шине.
Для каждой модели самолета, как и автомобилей свой размер шин, они не большие. Например, Boeing 737 перемещается на резине 27×7,75 R15. У автомобиля четыре колеса, у самолета их — 30.
Конечно, шины изнашиваются, их хватает примерно на 500 посадок и взлетов. Перед рейсом и после посадки шины механики тщательно осматривают и при необходимости меняют. Еще интереснее 2 Поделиться

ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫХ УСТРОЙСТВАХ

Основные характеристики взлетно-посадочных устройств воздушных судов.

Взлетно-посадочные устройства (ВПУ) обеспечивают самолету возможность передвижения по земле при рулении, при разбеге для взлета, при пробеге после приземления и смягчают удары при посадке. ВПУ также улучшают взлетно-посадочные характеристики самолета: скорость отрыва при взлете, посадочную скорость, длину взлетной и посадочной дистанций, возможность эксплуатации с грунтовых аэродромов. К ВПУ самолета относятся

· шасси, средства механизации крыла, тормозные щитки, посадочные

· тормозные парашюты, хвостовые амортизаторы, стартовые ускорители,

· тормозные ракеты и устройства для реверса тяги.

Средства механизации крыла, тормозные щитки и посадочные тормозные парашюты изменяют аэродинамические характеристики самолета. Их применение, во-первых, увеличивает несущие способности крыла, уменьшая посадочную скорость и длину взлетно-посадочной дистанции. Во-вторых, увеличивает лобовое сопротивление самолета, что сокращает длину его пробега после приземления.

Использование механизации крыла сокращает взлетно-посадочную дистанцию на 25-30%; применение тормозного парашюта сокращает длину пробега самолета на 30-40%, а тормозных щитков — на 5-10%.

Устройства для реверса тяги (от латинского слова reversus — обращенный назад) предназначены для создания отрицательной тяги, что сокращает длину пробега самолета на посадке. Эти средства особенно эффективны при посадке на покрытую льдом или влажную взлетно-посадочную полосу (ВПП). При включении реверсивных устройств часть реактивной струи основного двигателя с помощью специальных отражателей меняет свое направление на обратное. Реверс тяги уменьшает длину пробега на 20—25%. Иногда отклонение вектора тяги применяется для укороченного взлета самолета. У турбовинтовых самолетов реверсирование осуществляется поворотом лопастей винта на отрицательные углы атаки. Одновременное применение нескольких взлетно-посадочных средств позволяет сократить длину взлетной и посадочной дистанций в три раза и более.

Шасси — это система опор (ног) самолета, предназначенная для передвижения по аэродрому (руления, разбега, пробега), восприятия статических и динамических нагрузок и передачи их на конструкцию планера.

Устройство шасси.

Устройство шасси определяется рядом предъявляемых к нему специфических требований:


· обеспечение устойчивости и управляемости самолета на

земле;

· возможность эксплуатации с грунтовых аэродромов (особенно

для военных самолетов);

· эффективная амортизация ударов;

· высокая эффективность колесных тормозов;

· малые габариты для удобства уборки в самолет.

Основные схемы и параметры шасси:

а — трехопорная; б – велосипедная.

На современных самолетах применяются следующие две основные схемы шасси: трехопорная и двухопорная. Трехопорная с передним расположением вспомогательной третьей опоры представлена на рисунке а. В такой схеме основная нагрузка приходится на главные опоры, расположенные позади центра тяжести самолета.

Двухопорная (велосипедная) с двумя подкрыльными вспомогательными опорами показана на рисунке 6. При таком шасси основная нагрузка приходится на заднюю опору, расположенную под фюзеляжем позади центра тяжести самолета.

Обе схемы позволяют на разбеге при достижении некоторой скорости вначале оторвать от ВПП переднюю ногу, увеличив этим угол атаки самолета. При этом происходит увеличение несущей способности крыла, что уменьшает скорость отрыва и длину разбега самолета. Приземление производится в обратной последовательности.


На поперечную и путевую устойчивости самолета и его маневренность при движении по земле значительное влияние оказывает расстояние между главными опорами — ширина колеи (а) и вынос передней опоры — база шасси (b). У большинства современных

самолетов колея шасси составляет 0,20—0,30 размаха крыла, а база шасси 0,30—0,35 длины самолета.

Масса шасси составляет 4—6% взлетной массы самолета.

На всех современных самолетах применяется убирающееся вполете шасси. Уборка ног производится в фюзеляж, крыло или гондолы двигателей. В качестве опорного элемента могут применяться колеса, лыжи

Наибольшее распространение на сухопутных самолетах получило колесное шасси, причем каждая из его ног может иметь одно или несколько колес (тележку).

Основными конструктивными элементами ноги шасси являются:

— стойка, поз. 1,

— подкосы, поз. 3,

— подъемник, поз. 2,

— двухзвенник, поз. 4

— замки убранного и выпущенного положения ноги, поз. 5

— гаситель колебаний переднего колеса

Стойка – основной силовой элемент, связывающий колесо с силовой схемой агрегата самолета. В большинстве случаев внутри стойки размещается амортизатор, и тогда стойка называется амортизационной. По способу восприятия нагрузок конструкцию ног можно классифицировать на ферменные (а), балочные (б) и ферменно-балочные (в).

Силовая схема стойки ферменной конструкции состоит из набора амортизационных и подносных стержней, работающих под нагрузкой на растяжение или сжатие (рис. а). На изгиб стойка не работает. Эта схема имеет ряд существенных недостатков, вследствие чего редко применяется на современных самолетах.

Силовая схема балочной конструкции представляет собой балку-стойку, верхний конец которой заделан в силовой узел крыла или фюзеляжа, а на нижнем установлено колесо (рис.6). Стойка балочной конструкции работает как консольная балка, нагруженная осевыми силами и изгибающим моментом. Недостаточная жесткость в продольном и боковом направлениях, сложность крепления к агрегатам планера и неблагоприятное распределение изгибающего момента ограничивают применение и этой конструкции шасси.

Силовая схема ферменно — балочной конструкции представляет собой балку-стойку, подкрепленную подкосами,существенно разгружающими верхнюю часть стойки от изгибающего момента (рис. в). Эта схема получила наиболее широкое применение.

Разгрузка стойки может осуществляться в одной или нескольких плоскостях, для чего устанавливаются боковые, задние или передние подкосы. Часто подкосы одновременно являются подъемникамидля уборки-выпуска ног и приводятся в действие гидравлической системой. Для более удобной уборки ног подкосы иногда выполняют складывающимися, что несколько усложняет конструкцию, но уменьшает ее массу и габариты.

Двухзвенник — устройство, состоящее из двух шарнирно-связанных звеньев. Он соединяет шток амортизационной стойки с цилиндром и препятствует развороту штока в цилиндре.

Замкиобеспечивают фиксацию ног шасси в конечных положениях. Обычно применяются механические и гидравлические замки.

Гаситель колебанийустанавливается на передней ноге шасси для предотвращения самоколебаний свободно ориентирующегося колеса.

Существующие конструкции стоек шасси по способу крепления колес к амортизатору могут быть телескопическими (а) или рычажными (б).

В телескопической стойке ось колеса непосредственно связана со штоком амортизатора. Телескопическая стойка при посадке самолета воспринимает только вертикальную составляющую Рв действующей силы Rг. Горизонтальную составляющую РГ такая стойка не амортизирует. Для частичной амортизации горизонтальной составляющей телескопические стойки обычно устанавливаются с небольшим наклоном и выносом колеса вперед. Телескопические стойки конструктивно проще, легче и надежнее рычажных, но подвергаются большим изгибающим нагрузкам, ухудшающим перемещение штока амортизатора и снижающим эффективность его уплотнений.

В рычажной стойке ось колеса связана со штоком амортизатора через промежуточный элемент – рычаг. Такая стойка амортизирует удары в направлении, перпендикулярном коси рычага. Выбрав оптимальный наклон рычага, можно получить хорошую амортизацию передних ударов и полностью разгрузить амортизатор от действия изгибающего момента. При этом условия работы амортизатора существенно улучшаются и расширяются.

Устройство передней ноги шасси имеет некоторые особенности. Передняя нога обычно выполняется ферменно-балочной конструкции с телескопической или рычажной стойкой. Колесо делается свободно ориентирующимся, т. е. имеет возможность поворачиваться относительно оси стойки при перемещении самолета по аэродрому. Для этого ось колеса смещается относительно оси стойки на некоторое плечо устойчивости t (рис. 6.7, б). При воздействии на стойку боковых сил, возникающих, например, при торможении одним из основных колес шасси, происходит свободный поворот переднего колеса. Максимальные углы поворота ограничиваются упорами.

Для фиксации колеса в горизонтальном направлении при его уборке после взлета самолета внутри стойки имеется кулачковый механизм. Стойка становится свободно ориентирующейся только в обжатом состоянии, когда кулачковые втулки штока и цилиндра амортизатора выходят из зацепления.

При некоторых критических скоростях движения самолета по земле у свободно ориентирующегося колеса возникают незатухающие гармонические колебания (рис. 6.9). Колесо начинает двигаться по криволинейной траектории, похожей на синусоиду, и одновременно его плоскость периодически отклоняется от вертикали в стороны. С увеличением скорости колебания могут прогрессировать и вызвать срыв пневматика и разрушение стойки. Такие колебания колес называются «шимми». Чтобы колебания стали затухающими, устанавливаются гасители колебаний гидравлического типа. (рис. 6.10).

Принцип действия такого устройства заключается в дросселировании гидросмеси. При возникновении колебаний перемещается поршень, через жиклер которого из одной камеры в другую проталкивается гидросмесь. Энергия колебаний затрачивается на проталкивание гидросмеси, переходит в тепло и рассеивается. Перемещения поршня уменьшаются, и колебания соединенной с ним стойки затухают. Гаситель колебаний устанавливается в нижней части стойки.

Амортизаторы.

При посадке самолета в момент соприкосновения с землей на него со стороны грунта действует сила Rг, величина которой за висит от вертикальной скорости в момент касания (см. рис а выше).

Вертикальная составляющая Рв воспринимается упругими элементами — амортизаторами и пневматиками колес. Пневматики колес поглощают 20-25% кинематической энергии удара. Остальная энергия поглощается амортизаторами. Амортизатор должен совершать рабочий цикл (прямой и обратный ход) за минимальный промежуток времени и обладать способностью быстро рассеивать часть энергии удара в окружающую среду. В этом случае он успеет подготовиться к восприятию возможных повторных ударов. Тип амортизатора определяется его упругим элементом. На современных самолетах применяются жидкостные и жидкостно-газовые амортизаторы. Жидкостные амортизаторы, в которых упругим элементом является жидкость, используются пока сравнительно редко. Наиболее распространены жидкостно-газовые амортизаторы, в которых упругим элементом служит газ, а жидкость предназначена для рассеивания энергии удара. Существует несколько конструктивных схем таких амортизаторов.

На рисунке представлены амортизационная стойка с плунжерным жидкостно-газовым амортизатором и диаграмма его работы.

Стойка состоит из цилиндра /, связанного с конструкцией самолета,и штока 2, накотором устанавливается колесо.Вкрышке цилиндра жестко закреплен плунжер 3 постоянного или профилированного сечения. Движение штока в цилиндре направляется верхней и нижней буксами 4. Плавающий клапан торможения 5 имеет возможность перемещаться между верхней буксой и упором на штоке.

Полость А стойки заполнена газом под давлением, полости Б и В — жидкостью. В качестве жидкости используется обычно гидросмесь АМГ-10, имеющая широкий диапазон рабочих температур.

Роль упругого тела выполняет нейтральный газ азот. Применение нейтрального газа обусловлено взрывоопасностью гидросмеси при больших давлениях и температурах.

В момент удара колеса о землю шток с верхней буксой двигается вверх (прямой ход амортизатора) и жидкость, протекая через кольцевое отверстие между штоком и плунжером, сжимает газ. На сжатие газа затрачивается энергия, аккумулируемая амортизатором и затем расходуемая на возвращение его в исходное положение. Одновременно часть жидкости, вытесняемой из полости Б, заполняет через боковые калиброванные отверстия б верхней буксы увеличивающийся при прямом ходе объем полости В. При прямом ходе клапан торможения находится на упоре и жидкость заполняет полость В, минуя его и проходя через кольцевой зазор между клапаном и стенкой цилиндра.

Вследствие гидравлических сопротивлений при перетекании из полости в полость жидкость нагревается. Часть механической энергии удара преобразуется в тепло и через стенки амортизатора рассеивается в окружающее пространство.

При обратном ходе клапан торможения прижимается к верхней буксе и жидкость перетекает обратно только через малые отверстия в самом клапане. При этом происходит преобразование механической работы в тепло и его рассеивание.

Совершив несколько циклов работы, амортизатор полностью гасит энергию удара и вертикальные колебания самолета.

В последние годы начали применяться жидкостные амортизаторы. Жидкость в них работает под большими давлениями до 3000—5000 кгс/см2 и более. При таких нагрузках жидкость изменяет свой первоначальный объем на 15-20% и является одновременно упругим и демпфирующим элементом амортизатора.

Жидкостные амортизаторы легче жидкостно-газовых и более компактны.

Авиационные колеса.

Авиационные колеса служат для передвижения самолета по земле и частичного смягчения удара. Применяются нетормозные и тормозные колеса. Нетормозные колеса устанавливаются в подкрыльных опорах велосипедного шасси и иногда на передних ногах. Основные ноги шасси оборудуются тормозными колесами (рис. 6.12).

Типовая конструкция колеса состоит из корпуса 1 , съемной реборды 2 для монтажа и закрепления пневматика 3 с камерой, подшипников 4 и тормозного барабана 5.

Корпус изготовляется из алюминиевых или из магниевых сплавов, покрышка выполняется из корда — прочной ткани из капроновых, нейлоновых и металлических нитей.

На авиационных колесах применяются колодочные, камерные или дисковые тормоза

Основными элементами колодочного тормоза (рис. а) являются колодки, тормозной барабан, жестко скрепленный с корпусом колеса, и разжимное устройство. Для торможения в разжимное устройство подается сигнал с помощью механической, гидравлической, пневматической или электрической передачи. Колодки расходятся и, прижимаясь к барабану, тормозят колесо за счет силы трения. Колодочные тормоза работают и изнашиваются неравномерно, поэтому на современных самолетах применяются обычно камерные или дисковые тормоза.

Камерный тормоз (рис. б) состоит из тормозной рубашки, резиновой камеры, тормозных колодок и пластинчатых пружин. Принцип его работы аналогичен принципу работы колодочного тормоза. При торможении в мягкую камеру подается сжатый воздух (или жидкость). Камера заполняется и прижимает тормозные колодки к тормозной рубашке. При растормаживании пластинчатые пружины отжимают колодки. Тормоз имеет малую массу, прост в эксплуатации, плавно и надежно работает.

Дисковый тормоз (рис. в)работает по принципу фрикционной пластинчатой муфты сцепления и состоит из набора дисков, вращающихся вместе с колесом, и неподвижных. На втулке колеса посажены вращающиеся с ним диски, а на барабане – неподвижные диски. Кроме того, диски имеют возможность перемещаться по шлицам в направлении оси колеса. При торможении в дисковую камеру подается жидкость, которая через нажимной диск прижимает вращающиеся диски к неподвижным. При растормаживании давление жидкости стравливается, и нажимные элементы отводятся пружинами. Дисковый тормоз создает высокий тормозной момент, так как имеет большую площадь торможения и является наиболее эффективным. Одним из серьезных недостатков такого тормоза считается плохой отвод тепла, в результате чего при длительном торможении возможен перегрев колеса.

Пневматики авиационных колес могут иметь внутри камеру или быть бескамерными. В зависимости от величины внутреннего давления различают пневматики высокого (12-20 кгс/см2), среднего (6—10кгс/см2) и низкого (2—4кгс/см2) давления. Пневматики высокого давления компактны и свободно убираются в конструкцию планера современных скоростных самолетов. Однако они имеют малую проходимость и затрудняют эксплуатацию самолета с грунтового аэродрома. Пневматики среднего давления хорошо амортизируют удары и имеют высокую проходимость по грунту, что обусловило их широкое распространение на гражданских самолетах местных линий и военных самолетах фронтовой авиации. Пневматики низкого давления из-за больших габаритов используются редко. Перспективными считаются колеса с пневматиками, у которых давление регулируется в процессе движения самолета.

МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА.

Назначение механизации.

Механизация крыла представляет собой систему устройств (закрылков, щитков, предкрылков и др.), предназначенных для управления подъемной силой и сопротивлением самолета главным образом с целью улучшения его ВПХ. Эти же устройства могут применяться для повышения маневренных возможностей легких скоростных самолетов, а часть из них, например предкрылки, — для улучшения поперечной устойчивости и управляемости самолета при полете на больших углах атаки, особенно на самолетах со стреловидным крылом.

На рис. 4.1 показаны расположение на крыле и очертания средств механизации в отклоненном положении, получивших наибольшее распространение на современных самолетах.

Здесь в носовой части крыла — предкрылки 1 или отклоняемые носки 8, в хвостовой части крыла — закрылки (поворотные или выдвижные 9, одно-, двух- или трехщелевые 4),

элерон-закрылок 10, гасители подъемной силы 2 (тормозные щитки). Все эти средства позволяют управлять подъемной силой и сопротивлением крыла, улучшая ВПХ самолета.

Кроме средств механизации, на рисунке показаны внешние 5 и внутренние 6 элероны, интерцепторы 3 и триммеры 7.

Требования к механизации крыла.К механизации крыла помимо требований ко всему самолету в целом предъявляются следующие специальные требования:

· максимальное увеличение Суа при отклонении средств механизации в посадочное положение

· при посадочных углах атаки самолета;

· минимальное увеличение Сxa в убранном положении средств механизации;

· максимальное значение аэродинамического качества при разбеге самолета с небольшой тяговооруженностью и возможно большее увеличение Суа при отклонении механизации

· во взлетное положение для самолетов с большой тяговооруженностью;

· возможно меньшие изменения значений mz (смещение ЦД крыла) при отклонении средств механизации в рабочее положение;

· синхронность действий механизации на обеих консолях крыла, простота конструкции и высокая надежность работы.

Виды механизации крыла

4.3.1. Щитки (рис. 4.3). Щитком называется подвижная часть нижней поверхности

крыла у его задней кромки, отклоняемая вниз для увеличения подъемной силы крыла

и его сопротивления. Различают щитки с фиксированной осью вращения

и выдвижные

Прирост подъемной силы получается за счет увеличения эффективной кривизны профиля при выпуске щитков и отсоса пограничного слоя с верхней поверхности крыла в зону разрежения за щитком. Критические углы атаки крыла с выпущенными и убранными щитками близки между собой. Для выдвижных щитков прирост подъемной силы получается еще и за счет увеличения площади крыла.

Углы отклонения щитков на взлете до 20°, на посадке до 50…60° Большие углы отклонения щитков не дают прироста подъемной силы,но очень усложняют их конструкцию. На посадке щиток создает большое торможение, что позволяет увеличить крутизну глиссады на планировании и уменьшить длину пробега. Отклонение щитков на взлетный угол позволяет уменьшить скорость отрыва и длину разбега. На стреловидных крыльях щитки не применяются. Так как с увеличением угла стреловидности резко уменьшается изменение подъемной силы.

Закрылки. Закрылком называется профилированная подвижная часть крыла, расположенная в его хвостовой части и отклоняемая вниз для увеличения подъемной силы крыла. При этом увеличивается и сопротивление самолета. Различают:

поворотный закрылок — закрылок, поворачиваемый вокруг связанной с крылом оси вращения, рис. А

выдвижной закрылок — закрылок, поворачиваемый относительно оси вращения и одновременно смещаемый назад вдоль хорды крыла для увеличения его площади см. рис. Б;

щелевой закрылок — закрылок, при отклонении которого между его носком и крылом образуется профилированная щель — рисунок В;

многощелевой закрылок — закрылок, составленный из нескольких подвижных звеньев, отклоняющихся на разные углы и разделяющихся профилированными щелями — рисунок Г). Углы отклонения составляют — 40-50° для поворотных и 50-60° для многощелевых закрылков.

Конструкция поворотного закрылкапоказана на рис. 4.5, а. Она типична для конструкции не только всех типов закрылков, но и органов управления, используемых в системе управления самолетом, — элеронов, рулей направления и высоты.

Конструкция закрылка состоит из каркаса и обшивки. Каркас обычно состоит из одного лонжерона (иногда трубчатого сечения для восприятия крутящего момента Мк), стрингеров и нервюр.

На лонжероне устанавливают узлы навески закрылка и управления. К последнему крепится тяга силового цилиндра для отклонения закрылка. Задняя часть закрылка может иметь сотовую конструкцию, что повышает его жесткость и уменьшает массу. Навеска такого закрылка осуществляется при помощи кронштейнов 2, устанавливаемых на стыках усиленных нервюр и заднего лонжерона (задней стенке) крыла

Конструкция и внешний вид выдвижного закрылкапоказаны на рисунке д

КСС этого закрылка подобна рассмотренной. Однако для его выдвижения назад по хорде и отклонения вниз используются специально спрофилированные направляющие рельсы 10, закрепленные на усиленных нервюрах крыла, и опирающиеся на эти рельсы (скользящие по ним) ролики 20 и 18.

Конструкция щелевого закрылкааналогична описанной выше. Очертания носка закрылка и задней части крыла, положение неподвижной оси вращения закрылка выбираются так, чтобы при отклонении закрылка образовывалась профилированная щель, ускоряющая движение проходящего через нее воздуха и направляющая его вдоль верхней поверхности закрылка.

Это позволяет получить более высокие значения коэффициента подъемной силына взлете и посадке.

Гасители подъемной силы (тормозные щитки) и интерцепторы -подвижные частикрыла в виде профилированных щитков (пластин), расположенные на верхней поверхностикрыла впереди закрылков и служащие для управления подъемной силой.

Они имеют схожую конструкцию и при выпуске отклоняются вверх, вызывая срыв потока (рисунок а),

падение подъемной силы и увеличение сопротивления, а в убранном положении утоплены в крыло. При включении гасители подъемной силы (тормозные щитки) отклоняются вверх симметрично на обеих половинах крыла, а при включении интерцепторов вверх отклоняется интерцептор только той половины крыла, в сторону которой создается крен. Поэтому интерцепторы являются органом поперечной управляемости самолета.

Использование гасителей подъемной силы (тормозных щитков) при заходе на посадку позволяет уточнять заход, увеличивая крутизну планирования, так как при отклонении этих средств механизации уменьшается подъемная сила крыла и увеличивается его сопротивление (ухудшается аэродинамическое качество). При пробеге после приземления эти средства позволяют сократить длину пробега.

Применение интерцепторов возможно как совместно с элеронами, так и вместо них, например с дифференциально отклоняемыми половинами цельноповоротного ГО (когда вся хвостовая часть крыла занята закрылками).

Серьезным недостатком интерцепторов является эффект запаздывания в изменении подъемной силы, присущий начальному моменту в отклонении интерцепторов, что ухудшает маневренные характеристики самолета.

Механизация носовой части крылапредназначена для затягивания срыва обтекающего крыло потока на большие углы атаки и увеличения вследствие этого максимального значения подъемной силы.

К средствам механизации носовой части крыла, получившим наибольшее распространение,

относятся такие подвижные части крыла, как предкрылки и отклоняемые носки

Предкрылки и отклоняемые носки обеспечивают значительный запас по критическим углам атаки. Они же обеспечивают возможность реализации прироста подъемной силы даваемого средствами механизации. При размещении механизации на концах крыла затягивание срыва повышает эффективность элеронов на больших углах атаки и поперечную устойчивость самолета. Особенно это важно для самолетов со стреловидными крыльями.

Предкрылки — профилированная подвижная часть крыла, расположенная в его носовой части (рис. 4.10, а…в, е). При выпуске предкрылков 1 в полете между ними и носовой частью крыла 6 образуется профилированная щель, обеспечивающая более устойчивое обтекание крыла на больших углах атаки. Предкрылки на каждом полукрыле состоят из нескольких секций, соединяющихся с каркасом

крыла либо посредством рельсов и винтовых механизмов, соединенных с трансмиссией (см. а, 6), либо с помощью кронштейна 12 на предкрылке и кулисного механизма 11 в носовой части крыла 6 (см. рис. 4.10, в).

Отклоняемые носкиприменяют на самолетах с малой относительной толщиной крыла и тонкой передней кромкой, затрудняющей размещение механизмов. Они дают меньший прирост максимальной подъемной силы чем предкрылки.

Энергетические методы механизации крыла (ЭСМ)*предназначены для управления подъемной силой крыла на режимах взлета и посадки для улучшения ВПХ самолета за счет энергии силовой установки.

4.4.1. Элероны.Элероны — подвижные части крыла, расположенные у задней кромки крыла на его концах и отклоняемые одновременно в противоположные стороны (один элерон — вверх, другой элерон — вниз) для создания крена. Они предназначены для управления самолетом относительно его продольной оси X.

Требования к элеронам,кроме общих для всех агрегатов самолета требований, включают обеспечение эффективного управления по крену на всех режимах полета самолета, предусмотренных ТТТ.

Удовлетворение этого основного требования достигается: исключением заклинивания элеронов при изгибе крыла в полете; весовой балансировкой элеронов; уменьшением шарнирных моментов; уменьшением дополнительных сопротивлений в отклоненном и убранном положениях; уменьшением момента рыскания при отклонении элеронов и др.

Элероны, как и другие органы управления самолетом (рули высоты и рули направления), по внешним формам и конструкции (по силовым элементам, образующим силовую схему, их назначению, конструкции и работе при передаче нагрузок) аналогичны крылу*. Как и конструкция крыла, конструкция элерона состоит из каркаса и обшивки. Каркас состоит из лонжерона, стрингеров, нервюр.

При изгибе крыла и элерона из-за разных их жесткостей на изгиб и нагрузок возникают силы, направленны вдоль узлов навески элерона. Чтобы не было заклинивания элеронов, среди узлов навески должны быть один-два узла, допускающие перемещение элерона вдоль размаха относительно узлов на крыле.

АДАПТИВНОЕ КРЫЛО

Выше были рассмотрены вопросы, связанные с назначением и конструкцией подвижных частей крыла. Характерной особенностью развития современного самолетостроения является усиливающаяся тенденция объединения различных подвижных частей крыла в единую многофункциональную систему, используемую почти на всех режимах полета, где одни и те же подвижные части применяются для решения разных задач. Так, например, элерон-закрылок (флаперон) применяется как элерон для поперечного управления самолетом, а как закрылок — для увеличения подъемной силы крыла на взлете и посадке; гасители подъемной силы применяются как для резкого уменьшения подъемной силы крыла при заходе на посадку (при изменении глиссады планирования) и при пробеге самолета, так и для торможения самолета (увеличения его сопротивления), а как интерцепторы они служат для поперечного управления; система закрылок — предкрылок используется для повышения маневренных возможностей самолета, а концевой предкрылок повышает поперечную устойчивость и управляемость самолета на больших углах атаки и т.д.

Однако постоянно растущие требования улучшения характеристик самолетов, особенно маневренных, для которых рабочие режимы полета изменяются в широких пределах, уже невозможно полностью удовлетворить традиционными средствами механизации крыла. Это объясняется тем, что традиционные средства механизации обслуживают, как правило, не все крыло; из-за их отклонения нарушается непрерывность (гладкость) поверхности крыла; скорости отклонения (быстродействие) сравнительно невелики; функции каждого из средств механизации ограничены, но при этом каждое средство механизации требует своей системы управления, источников энергии и т.д.

Применение адаптивного крыла, у которого с большой скоростью изменяется кривизна профиля крыла вдоль по всему его размаху, в принципе, позволяет устранить недостатки традиционных средств механизации.

На рисунке в качестве примера показано адаптивное крыло имеющее мощный кессон, односекционный отклоняемый носок и отклоняемые секции хвостовой части.

На рисунке, а показано положение сечений крыла: 1 — для увеличения подъемной силы; 2 — для активного перераспределения нагрузок на крыле.

В последнем случае на концах крыла его хвостовые части могут быть, например, отклонены вверх для уменьшения подъемной силы, а у корня крыла — вниз для увеличения подъемной силы (см. рис. 4.16, б).

Система управления кривизной профиля автоматизирована. Наибольшими трудностями, с которыми приходится сталкиваться при создании адаптивного крыла, являются: гибкая обшивка, панели которой должны позволять изменять кривизну без изменения длины контура поверхности; размещение рычажных (и других) механизмов в тонком носке и хвостовой части крыла; обеспечение плавности изменения кривизны профиля крыла вдоль по размаху; обеспечение высокого быстродействия; сопряжение системы управления кривизной профиля с режимами полета. Однако возможный выигрыш в характеристиках и эффективности самолетов при реализации адаптивного крыла заставляет искать пути его дальнейшей разработки.

ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВС

Для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета (уменьшения длины разбега и пробега, скорости отрыва и посадки, взлетной и посадочной дистанции) используются взлетно-посадочные устройства (ВПУ). ВПУ позволяют добиться увеличение подъемной силы и лобового сопротивления самолета. Основную часть ВПУ составляют механизация крыла и шасси самолета.

К средствам механизации относят различного типа закрылки, щитки и предкрылки, а также их комбинации, дающие наибольший эффект. Наиболее эффективными являются выдвижные многощелевые закрылки, при отклонении которых на определенный угол происходит некоторое увеличение кривизны профиля, площади крыла.

Предкрылки являются наиболее часто используемым типом механизации передней кромки крыла. Предкрылок представляет собой небольшой профиль с большой кривизной, который воспринимает большие силы разряжения на единицу площади и уменьшает их влияние на основной профиль.

Кроме эволюций механизации крыла на взлетно-посадочные характеристики самолета оказывает некоторое влияние близость земли.

Расчет взлетно-посадочных характеристик самолета делится на два этапа: расчет характеристик подъемной силы и расчет взлетных и посадочных поляр. Возьмем в пример самолет Ил-76.

При подготовке к взлету должны быть выполнены следующие операции:
— анализ метеорологических условий в месте взлета, посадки и на маршруте полета;
— определение по номограммам максимально допустимых взлетного и посадочного весов самолета;
— для определенного взлетного веса расчет скорости принятия решения V1, скорости начала подъема передней опоры шасси VR, безопасной скорости взлета во взлетной конфигурации V2, безопасной скорости начала уборки механизации крыла V3, безопасной скорости перехода в полетную конфигурацию самолета V4 (скорости приборные);
-определение массы груза и потребного количества топлива на полет;
-определение способа размещения груза и центровки (рис1);
-определение угла установки стабилизатора (рис2);
В процессе подготовки и выполнения взлета и посадки должны учитываться следующие ограничения:

Допустимая составляющая скорости ветра, м/с:
— попутная WХ
— боковая (под углом 90º) WZ:
на сухой ВПП с коэффициентом сцепления
на ВПП с коэффициентом сцепления
на ВПП с коэффициентом сцепления
Максимальный уклон ВПП, % ±2
Конфигурация самолета:
при взлете с БВПП или с ГВПП при массе менее 120000 кг:
закрылки, град
предкрылки, град
при взлете с ГВПП при массе 120000 кг и более
закрылки, град
предкрылки, град
при посадке:
закрылки, град
предкрылки, град
тормозные щитки, град
Спойлеры, град
Максимальная допустимая приборная скорость при выпущенной механизации крыла, км/ч:
предкрылки отклонены на 14º
предкрылки отклонены на 25º
закрылки отклонены на 15º
закрылки отклонены на 30º
закрылки отклонены на 43º
тормозные щитки отклонены на 14º
Максимальная допустимая приборная скорость при выпуске и уборке шасси в условиях нормальной эксплуатации, км/ч
при выпуске шасси для экстренного снижения
при аварийном выпуске шасси
с выпущенным шасси
Максимальная допустимая скорость движения по земле по условиям прочности пневматиков колес основных опор шасси, км/ч:
при разбеге
при пробеге

Все ограничения максимальной скорости полета введены по характеристикам прочности, а минимальной скорости – по характеристикам устойчивости и управляемости.

Ограничения по массе Бетонная ВПП Грунтовая ВПП
Максимальная рулежная масса, кг
Максимальная взлетная масса, кг
Максимальная посадочная масса, кг
Максимальная масса пустого самолета без топлива, кг
Максимальная масса топлива на исполнительном старте, кг
Максимальная масса топлива при посадке, кг
Максимальная масса нагрузки, кг
Масса служебной нагрузки, кг

В исключительных случаях разрешается посадка с любой массой до максимальной взлетной включительно, а так же с запасом топлива, превышающим максимально допустимый, при повышенном внимании экипажа. Емкость топливной системы составляет около 112000 л.
Взлет и посадка разрешается на аэродромах, расположенных на барометрической высоте от минус 300 м (давление 787 мм рт.ст) до плюс 1000 м (давление 674 мм рт.ст).

Температура воздуха на аэродромах взлета и посадки от минус 50ºС до минус 45ºС. Эксплуатация самолета допустима до Н=12000 м в диапазоне температур от “Минимальной для арктических условий” до “Максимальной межконтинентальной ИКАО”.
Самолет при рулении устойчив. Удовлетворительные маневренные характеристики при этом обеспечиваются управлением колесами передней опоры и, в случае необходимости, односторонним подтормаживанием колес основных опор шасси. При рулении с запасом топлива более 55000 кг не допускается одностороннее торможение колес основных опор и резкий односторонний перевод РУД двигателей. Колеса передней опоры управляются штурвальчиком или педалями управления.

В первом случае реализуется разворот на угол ±50º, а во втором — ±7º. Для разворота самолета на 180º требуется полоса шириной около 40 м при минимальном радиусе разворота около 13..15 м.
В процессе выполнения взлета и посадки необходимо помнить, что величина предельно передней и предельно задней центровок зависит от остатка топлива. В том случае, если центровка самолета без топлива находится в пределах 20..40% САХ, то допустимый диапазон полетных центровок следующий:

Рисунок 11 -График изменения центровки самолета в зависимости от

выработки топлива