Учебник Житомирский (553622), страница 55
Текст из файла (страница 55)
— я„, где а„— установоч ный угол крыл~), и требов«ние, чтобы отдельные части самолета при движе нии по аэродрому не касались его поверхности Для самолетов с ПД или ТВД расстояние от концов лопастей до гр~нта при обжатой амортизации должно быть не менее 160 мм, ви««оса е основных опор относигельио ЦМ С увеличением е возрастает путевая устойчивость самолетов с передней опорой, но возрастают продольная неустойчивость н недостатки, связанные с увеличением пикару~щего мо~е~~а бе (может не хватить рулей высоть1 на взлете для отрыва передней опоры, воз растает н «гр~зка на псреднкно о««ор~ н н~ узлы ее крепления Обычно е=О,! Ь), углавыносау Параметры е Ни -с усвязаны между собой е/Н=1ду Угол у из условия нео««рокндь«в «ння самолета «и хвостовую опору должен быть больше угла «уо хотя бы н«1 2' С другой стороны, при больших значениях ~гла у так же, как и при увеличении значения е, затрудняется взлет самолета (возра стают нагрузки на переднюю опору и может не хватить РВ), угла опрокидывания «~о Значение этого угла в пределах 8 14 должно обес печнвать при посадке самолета значения с„„близкие к с„,,„, так, чтобы самолет при этом не касался поверхности аэродрома хвостовой частью фюзеляжа Для этого «~о~~ а„, — «х„Большие значения «1~о относятся к треугольным крыльям, так как у них с достигается на больших углах атаки, стояиочкого угла «р„Выбор значений «р и И определяет положение оси самолета относительно поверхности аэродрома Для самолетов с большой тяговооруженностью, обеспечивающей взлет с заданной ~.впп,для сокращения длины пробега делают «р„..
-О, чтобы уменьшить угол атаки и подъемную силу са молета на пробеге Это позволяет эффективнее использовать тормоза (сила торможения колес Т,=Д,(6 — У) возрастает с уменьшением У) и тем самым уменьшить длину пробега (самолеты СУ 7 «Буран») Обычно «~ жО, колеи В (рис 7 3, в) Расстояние между основными опорами определяет характеристики поперечной и путевой устойчивости и влияет на управляемость самолета при его движении по аэродрому Условие неопрокидывания самолета 235 $ 7.4. НАГРУЗКИ ИА ШАССИ И РАБОТА ШАССИ ПОД НАГРУЗКОЙ Внешние нагрузки на шасси в виде реакций поверхности аэродрома на основные опоры Р„„и на переднюю опору Р„, (рнс 7.3, а) лобовых Р, и боковых Р, сил (рис. 7.6 н 7.7) возникают в момент приземления самолета, в процессе его движения па аэродрому и при стоянке.
Поэтому эти нагрузки могут быть как динамическими, так и статическими. Однако, конечно, основными (расчетными) нагрузками, с учетом которых определяется прочность не только самих элементов конструкции шасси, но н тех элементов, к которым шасси крепятся, являются динамические нагрузки. Их величина и направление определяются, в основном, условиями и характером посадки (имеется ввиду: грубая посадка одновременно на три опоры — вертикальный удар или на две основные опоры, посадка со сносом или без сноса, состояние поверхности аэродрома, наезд на неровности и лобовой удар из-за этого и др.), а также ВПХ самолета, КСС опор и типом опорных элементов, характеристиками амортизационной системы и т. д.
Лля таких элементов конструкции шасси, как например„механизмы уборки н выпуска с замками убранного и выпущенного положений для створок и щитков, закрывающих ниши шасси, расчетными могут оказаться аэродинамические и массовые (инерционные) силы, действующие в полете на этн элементы при эволюциях самолета, а также прн выпуске н уборке шасси. Нагрузки на шасси, приложенные к опорным его элементам (к колесу, к лыже и др.), можно в общем случае представить в виде оставляющих сил Р„, ~' н Р, ло осям Х, У и Л (см. рнс. 7 6). Наиболее характерные для эксплуатации случаи нагружения нормированы.
«Нормами прочности» задаются эксплуатационные значения нагрузок — снл Р„»'„, Р„действующих на опорные Р, ~1ч,,Р Фу Рис. 76 Сн. лы, действующие нз опо- Ру Рис 7 7 Нагрузки, действуешие на опору. и эпюры Я и М по аисте стойки на крыло от боковой силы 6~6„(см. рнс. 7.3, в) может быть записано в виде 6~6, 0<: 0,56В; ~б,„.- -ВУ(20)=1де. (у.у) При значении ~б,.=0,7...0,8 угол е должен быть не меньше 35...40, В=201де. Увеличение колеи В делает самолет более чувствительным к действию тормозов колес, но одновременно повышается чувствительность самолета к наездам колесами на неровности Расстояние между основными опорами определяется как результат увязки в компоновочной схеме самолета узлов крепления опор к фюзеляжу нли к крылу с силовыми элементами этих агрегатов, способными воспринять нагрузки от опор, и обеспечение при этом необходимых значений угла ~0, выноса опор е н угла выноса у и, конечно, обеспечения необходимых объемов для уборки основных опор.
элементы со стороны аэродрома в направлении осей Х, У, Л, моментов М„относительно осн )' и относительно оси колеса М, (момента торможения). Ниже в качестве опорных элементов рассматриваются колеса как получившие наибольшее распространение. Однако, в принципе, все сказанное можно распространить и на другие типы опорных элементов. Максимальная вертикальная нагрузка на колеса получается при посадке на все опоры одновременно — случай «грубой» посадки Е .
Расчетная величина нагрузки на основную опору в этом случ~е Рр,„е =~к~'кстп~~а где А число колес на опоре, Р„ "— стояночная нагрузка на колесо при посадочной массе самолета, и', — эксплуатационная перегрузка в случае Е, ~ — коэффициент безопасности для случая Е, задаваемый «Норма мн прочности». Величина пе определяется при расчете амортизации нз условия поглощения нормируемой эксплуатационной работы (см. подразд.
7.12.1). По «Нормам прочности» значение п'е в пределах 2,5...3,5 (меньшее значение, в основном, для самолетов неманевренных н ограниченно маневренных с небольшим значением и'„,„). В случае Е нагрузками по асям Х и Л пренебрегают. Наибольшие лобовые нагрузки действуют на шасси прн посадке самолета с нераскрученными нли заторможенными калесамн н наезде за неровности— случай переднего (лобового) удара 6 . Расчетная величина нагрузки на основной опоре Р„„„= Л.Р„'",', и ~ 1', нагрузка проходит через ось колеса и направлена под углом а=45' к горизонту.
Здесь Р.' — стояночная нагрузка на колеса при максимальной взлетной ~ассе самолета, и'б = 1,5 — эксплуатационная перегрузка в случае 6., Наибольшие боковые нагрузки на шасси возникают при посадке со сносом и нри разворотах самолета — случай ~ . В этих случаях на колеса действует помимо вертикальной нагрузки еще и боковая сила. Для основной опоры по оси )' расчетная нагрузка Р„„„~ =У„Р." а~~ и по оси К расчетная нагрузка Р„,„~ — ~б „~"„„„~, где п~ -О,Уп'е, а ~~„„— коэффициент трения прн боковом скольжении. Действующие на шасси нагрузки вызывают в элементах шасси осевые усилия, срез и изгиб в двух плоскостях, кручение. На рис. 7 7 показаны эпюры (~, М н М,- от силы Р.
с составляющими (Р„, Р,) и от силы Р, на колесо в плоскостях ХОУ н )'ОУ для стойки основной опоры самолета. Стойка в плоскости ХО)' представляет собой консольную балку с моментной заделкой в верхней части, а в плоскости 1'ОК вЂ” балку на двух опорах — шарнирных узлах крепления стойки и подкоса к ней. На рис.
7.7 схематически показан шток с двумя опорами внутри цилиндра амортизатора и сам цилиндр. Имея эпюры 9„М и М. по высоте стойки Й„, можно определить потребные сечения стойки для восприятия этих силовых факторов и определить величины сил и моментов, передающихся на узлы крепления стойки к силовым элементам крыла. В $6.6 в качестве примера уже рассматривалось нагруженне стойки передней опоры пассажирского самолета силами Р, Р„, Р, (см.
рис. 6.15), передача этих сил на узлы крепления стойки н конструкцию носовой части фюзеляжа вплоть до уравновешивания нагрузок на обшивке фюзеляжа. В принципе, аналогична передача нагрузок и нх уравиовешнвание и от стоек основных опор, крепящихся в фюзеляже (см. рис, 6.16). При креплении стоек опор к усиленным нервюрам в крыле, непосредственно к лонжеронам крыла и к подкосным балкам нагрузки от опор (от узлов их крепления) в виде дополнительных поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов будут передаваться на узлы крепления крыла и там уравновешиваться. По характеру эпюр и величинам сил и моментов в элементах опор, а главное, в сечениях стойки чожно судить о целесообразности КСС Опоры Так, даже из эпюр на р ис У 7 видно что включение подкоса в КСС опоры в плоско Ф сти 1'ОХ позволяет существенно снизить значение изгибающего момента в се чениях стойки выше узла крепления подкоса и свести его до нуля в узле креп ЛЕНИЯ СТОЙКИ $ 75 ЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКЦИИ ОПОР САМОЛЕТА И ИХ НАЗНАЧЕНИЕ 7.5.1.
Осиовиыми элементами конструкции опор самолета (см рис 7 7 и далее рис 7 8 7 12) являются. е элементы 1 обеспечивающие соприкосновение самолета с поверх «остью аэродрома — колесо, лыжа (гр~нтовая, снежная), поплав, д ки ло ки Гусеиицы, вОздушная пОдушка, стойка 3, обеспечивающая передачу нагрузок с опорных элементов на кон струкцию самолета через узлы подвески 4 Если внутренняя полость стойки используется для размещения амортизатора, то такая стойка называется амортизационной, узлы подвески е ки 4 связывающие стойку шасси с силовыми элементами кон струкции фюзеляжа или крыла, в хзвенник (шлиц шарнир) 5, состоящий из двух шарнирно соединенных двух язывающих шток амортизационнои стоики с цилиндром, чем звеньев, св к а И фИКСа иЯ шТОка печиваетСЯ передача Мк От штока иа цилиндр амОртиЗатора и фи ц с колесами от проворота, н а см ис 742 и амортизатор, состоящий из штока с поршнем и цилиндра (см рис 7 4 и 7 43), нередко образующих амортизационную стойку 3 (см рис 7 7 и 7 8), слу- жит для поглощения и рассеивания кинетической энергии самолета при посад- ке и движении самолета по неровному грунту, цилиндр подъемник 7 для уборки и выпуска стойки шасси, замки (механические или (и) гидравлические) для фиксации стоек шасси в убранном и выпущенном положениях В зависимости От Особенностей ко«с.трукции шасси Опора может включать еще и следующие элементы гасители колебаний (демпферы) для гашения самовозбуждающихся коле- баний как всей опоры в целом (в основном, передней опоры) — см по рис 7 10, поз б на рис 7 11, так и ее отдельных элементов (например, тележки с колесами) — см поз Б на рис 78, подкосы и раскосы в виде стержней, представляющих собой дополнитель ные опо ы стойки Их использование позволяет уменьшить действующие на стойку изгибающие мОменты и увел ичить ее жесткость С пОмОщью пОд Р С ью по коса стойка шасси удерживается в выпущенном положении и фиксируется в этом положении замками подкоса С помощью подкоса стойка может быть у р быть б ана если к подкосу присоединяется цилиндр подъемник (см поз 1 ри У ) 1 ис У 11) В качестве подкоса может использоваться и сам цилиндр-подъемник (см поз 7 иа рис 77 и поз 7 на рис 79), тележки для крепления к одной амортизационной стойке четырех и более колес (см рис 7 8 и 7 22 7 24), т аве сы (см поз 1 на рнс 7 8 и поз 2 на рис 7 10) для крепления стоек к узлам подвески на самолете, а также другие элементы, Обеспечивающие рабо у, Р Р ие абот уборку и выпуск более сложных опор самолета На ис 7 8 и 79 представлены достаточно типичные конструкции основ- Р * КО: опор будут рассмотрены ниже в $ 78 них опор пассажирского (транспортного) и легкого маневре«ного самолетов, а на рис 7 10, У 11 и 7!2 — конструкция передних опор такого типа самолетов 7.5.2.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
