Определение параметров шасси

В основном, шасси современных пассажирских и транспортных самолётов выполнены по трёхопорной схеме. Основными параметрами, определяющими положение шасси относительно планера и земли для трёхопорной схемы это:

– база шасси b, т.е. расстояние (вид сбоку) между осями главной и носовой опор;

– колея шасси B, т.е. расстояние (вид спереди) между плоскостями симметрии главных колёс (или тележки);

– вынос главных колёс e, т.е. расстояние (вид сбоку) между вертикалью, проходящей через центр масс самолёта и осью главного колеса (или средней линией тележки);

– вынос переднего колеса а, т.е. расстояние (вид сбоку) между вертикалью, проходящей через центр масс самолёта и осью переднего колеса;

– высота шасси h_ш, т.е. расстояния от узлов крепления до поверхности аэродрома при стояночном обжатии амортизаторов и пневматиков (масса взлётная);

– расстояние от центра масс самолёта до земли, H_ц.т.

- расстояние от САХ крыла до земли.

Производными от этих параметров будут:

– угол выноса колёс главных опор g;

– угол опрокидывания j (угол касания хвостовой части фюзеляжа поверхности взлётно–посадочной полосы).

Величина выноса главных колёс, e, обычно находится в следующих пределах:

e = (0,15...0,20) b_a (1.17)

Следует иметь в виду, что при большом значении выноса затрудняется отрыв передней опоры во время выхода самолёта на взлётный угол атаки. Отрыв при этом будет происходить на большей скорости и, следовательно, будет возрастать длина разбега. Уменьшение величины e будет обеспечивать лёгкий отрыв передней опоры, однако при малой высоте возможно переваливание самолёта на хвост, так как при посадке центр масс самолёта может зайти за точку опоры, когда j = 0.

Если схема самолёта такова, что при эксплуатации на земле его цент масс всё же лежит за линией опоры основных колёс, то во избежание опускания самолёта на хвост необходимо предусмотреть четвёртую (хвостовую) опору. В качестве такой опоры применяют либо погрузочный трап, либо специальную стойку шасси.

Угол выноса главных колёс g должен быть больше угла касания хвостовой пяткой:

g = j + (1⁰...2⁰), (1.18)

Если это условие не будет обеспечено, и угол γ окажется меньше, чем φ, то произойдёт опрокидывание самолёта на хвостовую часть.

Угол касания хвостовой пяткой j должен обеспечивать использование заданных посадочных углов атаки, поэтому

j = a_пос.max – a_з – y, (1.19)

где a_пос.max – максимальный посадочный угол атаки;

a_з = (0...4)⁰ – угол заклинения крыла (относительно продольной оси фюзеляжа);

y = (-2°)...(+2°) – стояночный угол, обычно y = 0.

Для различных по назначению самолётов угол j = 10–18°. Меньшие значения угла j соответствуют неманевренным дозвуковым самолётам, большие – маневренным дозвуковым и сверхзвуковым самолётам всех типов.

База шасси b должна выбираться из условия обеспечения хороших эксплуатационных качеств самолёта при маневрировании по аэродрому и зависит от длины фюзеляжа:

b = (0,3...0,4) l_ф (1.20)

Вынос передней опоры a выбирается таким образом, чтобы при стоянке самолета нагрузка на нее составляла 6...12% от массы самолета. Тогда

a = (0,88...0,94) b, (1.21)

e = (0,12...0,06) b. (1.22)

Высота шасси определяется из условия обеспечения минимального зазора 200...250 мм между поверхностью ВПП и конструкцией самолета (фюзеляжем, крылом, двигателями, винтами, подфюзеляжными гребнями и т.д.) при раздельном и одновременном обжатии пневматиков и амортизаторов, установленных на главных и носовой опорах. Этот зазор необходимо определять и при посадке самолёта с креном, угол тангажа самолета при этом равен посадочному, а величина крена –4°.

Для самолётов, имеющих большие полётные массы, колею следует делать больше ширины плит бетонного покрытия аэродромов, размер которых равен 7 м. Это приводит к снижению действующей на плиты нагрузки, так как на них в этом случае будет приходиться только одна опора самолета.

Максимальный же размер колеи В следует ограничивать до 12 м, чтобы обеспечить возможность безопасного руления самолётов по дорожкам аэродромов, ширина которых 15 м. Минимальная колея шасси выбирается также из условия исключения опрокидывания самолёта при движении по ВПП и зависит главным образом от высоты центра масс самолёта Н.

Учитывая это, колея шасси должна быть

2H £ B < 15 м. (1.23)

Малая колея ухудшает маневренность самолёта при рулении. Высота центра тяжести самолета определяется параметрами g и e (следует стремиться к возможно меньшей Н), схемой самолёта (низкоплан, высокоплан).

Высота шасси определяется из условия обеспечения минимального зазора (200…250 мм) между поверхностью ВПП и конструкцией самолета (фюзеляжем, крылом, двигателями, винтами, подфюзеляжными гребными и т.д.), при раздельном и одновременном обжатии пневматиков и амортизаторов, установленных на главных и носовой опорах. Этот зазор необходимо определить и при посадке самолета с креном, угол тангажа самолета равен при этом посадочному, а величина крена – 4⁰.

Определим высоту положения центра масс самолета

высота шасси.

1 вариант.

Величина выноса (главных колес) определяется по соотношению

.

Значение е влияет на длину разбега.

Угол выноса главных колес γ, необходимый для того чтобы при посадке не произошло переваливания самолета на хвост пяткой, выбираем большим угла φ на 2⁰.

.

Угол касания хвостовой пяткой φ должен обеспечивать использование заданных посадочных углов атаки

База шасси — .

Вынос передней стойки шасси .

Размер колеи шасси должен находится в пределах В=8м.

Вариант 2.

Примем плечо ГО, L_г.о. = 3,5 * b_a = 3,5 * 3,79 = 13,26

Определим параметры шасси.

Принимаем е = 0,15 * b_a = 0,15 * 3,79 = 0,56

Угол выноса главных колес g должен быть больше угла касания хвостовой пяткой;

Примем g = j + 1⁰.

Угол касания хвостовой пяткой j должен обеспечивать использование заданных посадочных углов атаки, поэтому

j = 2_пос.max - a₃ - y

где ά_пос.max – максимальный посадочный угол атаки;

a_з = (0…4)⁰ – угол заклинения крыла (относительно посадочной оси фюзеляжа);

y = (-2⁰)…(+2⁰) – стояночный угол, обычно y = 0.

Примем

a_з = 1⁰ ; y = 0

Тогда получим угол j = 15⁰, а g = 16⁰

База шасси b должна выбираться из условия обеспечения хороших эксплуатационных качеств самолета при маневрировании по аэродрому и зависит от длины фюзеляжа:

b = (0,3…0,4)*

примем b = 0,4 * = 0,4 * 32,24 = 12,9 (м)

Вынос передней опоры a выбирается таким образом, чтобы при стоянке самолета нагрузка на нее составляла 6…12% от массы самолета. Тогда

а = 0,88 * 9,63 = 8,48 (м)

Для самолетов, имеющих большие полетные массы, колею следует делать больше ширины плит бетонного покрытия аэродромов, размер которых равен 7 м. Это приводит к снижению действующей на плиты нагрузки, так как на них в этом случае будет приходиться только одно опора самолета.

Колея, шасси должна удовлетворять условию:

2Н £ В < 15 (м)

тогда 1,46(м) £ В < 15 (м)

Примем В = 6,0 (м), т.к. малая колея ухудшает маневренность самолета при рулении.

Не нашли, что искали? Воспользуйтесь поиском: