зок и рассеивания возможно большей ее части для быстрого гашения колебаний.

6. Большая эффективность тормозов на колесах для уменьшения длины пробега самолета после посадки.

7. Возможно меньшее время уборки и выпуска шасси (не более 12... 15 с).

8. Возможно меньшее изменение положения центра масс самолета при уборке и выпуске шасси.

9. Обеспечение аварийного выпуска и уборки шасси.

10. Надежность замков выпущенного и убранного положений опор шасси.

И. Исключение возможности появления самовозбуждающихся колебаний ориентирующихся колес передней опоры.

12. Обеспечение возможно меньшего лобового сопротивления.

§ 2. КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ ШАССИ

На современных сухопутных самолетах применяются следующие три основные схемь! шасси:

1) с хвостовой опорой (рис. 11.1, а);

2) с передней опорой (рис. 11.1,®);

3) велосипедное шасси (рис. 11.1, в).

Параметры схемы шасси определяются главным образом из условий обеспечения потребного посадочного угла атаки, исключения возмояоюсти капотирования или опрокидьшания самолета и обеспечения устойчивости и управляемости при разбеге.

ШАССИ С ХВОСТОВОЙ опоюй

При компоновке шасси с хвостовой опорой (рис. 11.2) необходимо Хфавильно выбрать положение колес основных опор относительно центра масс самолета, высоту шасси Н и колею Bt ~

Вынос колес основных опор вперед от центра масс самолета определяется из условий исключения капотирования. При посадке самолета силы трения колес о землю, возникающие вследствие их торможения, создают относительно центра масс опрокидывающий момент: при посадке самолета на три тбчки Мдар - Т у,авслучаескоростнойпосадки на основные опорыМдпр =

/P/Z Z/p/ /}\/У/у> Уу>/у>/ /777, ЮшВные ХдостоВая Передняя ОсноВные Передняя

споры

торы

опора

а) б)

Рис. 11.1. Компоновочные схемы шасси

Вспомогательные подкрыльные опоры

Рис. 11.2. Схема шасси с хвос- Товой опорой

= Tl у1. Капот будет невозможен, если восстанавливающий момент от реакции земли на колеса основных опор относительно центра масс самолета, равный при посадке на три точки Mbocct=Qx и при скоростной посадке Mbocct=QiXi, будет больше опрокиды-вающегрМзо.стМопр.

Вьшос колес основных опор характеризуется противокапбтажным ут-лом 7 - углом между перпендикуляром к поверхности земли при положении самолета в линию поле];а и линией, проходящей через центр масс самолета и точку опрокидывания (точка касания колеса о землю при тормозных колесах и ось колеса при нетормозных). При определении угла у необходимо брать самое переднее положение центра масс самолета, возможное при посадке.

Рассчитать угол у трудно, так как при скоростной посадке сразу же после касания калесамй основных опор земли самолет начинает перевали- ваться на хвост, что приводит к изменению сил Q и Т и плеч х и у. Поэтому проще определить угол выноса X - угол между линией, проходящей через центр масс самолетаи точку касания колес о землю, и перпендикуляром к поверхности земли при стоянке самолета на трех точках.

Сила трения Т = Од, где д - коэффициент трения. Следовательно, для исключения возможности капотирования необходимо, чтобы

Q\>Qny. Отсюда xjy > (Л

Но х/у = tg X, следовательно, угол выноса определяется из услеГвия tg\>n . *

Величина коэффициента трения зависит/)Т покрытия аэродрома и типа колес (тормозные или нетормозные) и находился в пределах ii = 0,1 ... 0,6. Если д = 0,6, то X = 31°. Обычно у самолетов X = 27 ... 31°.

После определения X противокапотажный угол у легко может быть найден графически. Приближенно он будет равен

7 = Х- (/>, .

где - стояночный угол - угол между осью фюзеляжа и поверхностью земли при стоянке самолета. ,

Высота шасси Н - расстояние между точкой крепления основной опоры и землей при положении самолета в линию полета - должна обеспетить получение максимального посадочного угла атаки

пос max = + <=t

закл >

где Оза - угол заклинения крыла - угол между хордой крыла и осью фюзеляжа.

Высота шасси, кроме того, должна обеспечить при полном обжатии пневматиков и амортизаторов определенное расстояние от самой нижней точки самолета до поверхности земли. Величина этого расстояния зависит от типа аэродрома, на котором предполагается осуществлять взлет и посадку самолета, и составляет 6 = 150 :200 мм.

Если колеса крепятся к штоку амортизатора, то для того чтобы амортизатор мог поглощать энергию лобовых ударов, угол между осью амортизационной стойки и перпендикуляром к земле при полонии самолета в линию полета должен быть ф = 4... б . Увеличение угла ф сверх этихпреде-лов при посадке самолета на три точки приведет к ухудшению работы амортизатора из-за большого трения в буксах.

Колея шасси В - расстояние при виде спереди между центрами пйоща-дей контактов с землей колес основных опор - берется обычно в пределах В = (0,18 ...0,3)1,где!.-размахкрьша.

Малая колея увеличивает опасность опрокидьшания самолета на Крыло в случае взлета и посадки при боковом ветре и затрудняет рулежку с применением тормозов. Большая колея затрудняет прямолинейное движение самолета при передних ударах в колеса одной из основных опор или при разном торможении колес на опорах. Поэтому для самолетов, взлет и посадка которых осуществляется на грунтовых аэродромах, колея делается меньшей, чем у самолетов, базирующихся на аэродромах с твердым покры-тием<

ШАССИ С ПЕРЕДНЕЙ ОПОРОЙ

Основными параметрами схемы шасси с передней опорой (рис. 11.3) являются угол выноса назад колес основных опор 7. стояночный угол , высота шасси Н, колея шасси В и база шасси Ь.

Угол у - угол между перпендикуляром к поверхности земли рри стоянке самолета на трех точках и линией, проходящей через центр масс самолета и точку опрокидьшания - при самом заднем возможном при посадке положении центра масс должен быть не менее чем на 1 ... 2° больше угла опрокидывания ipi - угла между поверхностью аэродрома и линией, касатеганой к основной и предохранительной опорам

7 + (1 ...2°).

Если это условие не будет выполнено, то при посадке самолет может опрокинуться на хвост. ,

С увеличением угла у затрудняется оТрыв передней опоры при взлете и зеличивается продольная неустойчивость при движении самолета с приподнятой передней опорой.

При движении на колесах основных опор на самолет действуют силы (рис. 11.4):

- подьемная сила крьша;

Уаг.о чла, действующая на горизонтальное оперение,

Q - реакция земли;

Т = ОМк - сила трения качения колес основных опор. Условие равновесия моментов всех сил относительно поперечной оси, проходящей через центр масс самодета, запишется в виде

2М = Yx-Y L + Q (е + кЬ) = 0.

Рис. U.3. Схема шасси с лередней опорой

Допустим, что самолет увеличил угол атаки. Это вызовет появление

дополнительных, направленных вверх, аэродинамических сил Д Y и Д Y -

относительно поперечной оси момент

аг.о- При этом сила Q уменьшится на величину Д Q = Д Y + Д Y, а сила Т - на величину Д Т =( Д Y3 + Д Yg)

э) Д. Силы Д Q и Д Т создадут

ДМ= (ДУз + ДУ; )(е + дЬ),

направленный на кабрирование н вызывающий дальнейшее увеличение угла атаки.

Отсюда видно, что с увеличением е, т.е. с увеличением угла выноса назад колес основных опор продольная неустойчивость возрастает.

Стояночный угол ip - угол между осью фюзеляжа и поверхностью земли при стоянке самолета - выбирается из условия получения наименьшей длины разбега при взлете; Для этого необходимо, чтобы разбег совершался при определенном угле атаки крыла, носящем название наивыгоднейшего угла атаки при взлете. Если бы разбег совершался на всех трех опорах, то для получения наивыгоднейшего угла атаки было бы необходимо,

чтобы = а - а . Но так как конечный участок разбега самолет совершает с приподнятой передней опорой, то угол берется меньше угла, соотвествующего CLj. Обычно = О ... 4 .

Высота шасси Нрасстояниемежду точкой крепления основной опоры до поверхности аэродрома при стоянке самолета- как и у шасси с хвостовой опорой, должна обеспечить получение максимального посадочного угла атаки

пос max

Высота шасси должна обеспечить также определенное расстояние от самой нижней точки самолета до поверхности земли при полностью обжатых амортизаторах и пневматиках. При этом у самолета со стреловидным крьшом необходимо исключить возможность касания земли концом крыла при посацке с креном в 5° (рис. 11.5). При креплении колесатта штоке амортизатора угол наклона амортизационной стойки, юмеряемый между осью и перпендикуляром к земле при стоянке самолета на трех точках, берется в пределах ф = 3 ... 6° из тех же соображений, что и угол наклона амортизационной стойки у шасси с хвостовой опорой.

База шасси b - расстояние при виде сбоку между центрами площадей контактов с землей колес передней и основной опор - выбирается в зависимости от высоты центра масс самолета и длины фюзеляжа.

При малой базе шасси происходит неприятное для экипажа ипассажи-

Рис 11.4. Силы, действующие на самолет при Рис. 11.5. К выбору высоты шасси движении с приподнятой передней опорой самолета со стреловидным крьшом

ров раскачивание самолета во время ру1?ежки, особенно при торможении или даче газа. Увеличение базы приводит к уменьшению нагрузки на переднюю опору, а следовательно, к умшьшению ее массы и массы носовой части фюзеляжа, уменьшается и раскачивание самолета. Но при слишком малой нагрузке на переднюю опору ухудшается управляемость самолета при рулежке. У большинства самолетов b = (0,3 ... 0,4)Ъф, гдеЬф - длина фюзеляжа.

При выборе колеи шасси В учитываются те же соображения, что и при ее выборе у,шасси с хвостовой опорой. Наименьшая колея определяется из условия невозможности бокового капотирован. Самолет, имеющий шасси с передней опорой, может опрокинуться относительно линии /- 2(рис.П6). Боковое капотирование не произойдет, если опрокидывающий момшт от сил трения колес о землю будет меныие восстанавливающего момента. Опрокидывающий момент

Moiip = Th = QMh,

где д -коэффициент трения колес о землю, принимаемый при определении колеи равным 0,85.

Восстанавливающий момент Mgoccr = Q с-

Условия невозможности бокового капотирования: Мдорд. > Мпр, или

после постановки значений с > мЬ.

Из подобия треугольников 134 и 125 следует в

с 1-

отсюда

Подставив значение с в неравенство и решив его относительно В/Ь, получим

2м Ь

У большинства самолетов В/Ь = = 0,7... 1,2.

Рис, 11)6. Определение колеи щаёси

ВЕЛОСИПЕДНОЕ ШАССИ

Компоновка велосипедного шасси (рис. 11.7) включает в себя выбор следующих основных параметров: угла выноса колёс задней опсы у, стояночного угла ifi, высоты шасси Н, базы шасси Ь, колеи подкрыльных опор В.

В зависимости от величины угла у различают два типа велосипедного шасси:

1) шасси, у которых угол у невелик и выбирается из тех же соображений, что иугол выноса у шасси с передней опорой. У этого типа велосипедно-. го шасси и все остальные параметры (кроме колеи) выбираются точно так же, как и у шасси с передней опорой;

2) шасси с большим углом у. У такого велосипедного шасси угол у обычно составляет 40 ... 60°, а сумма углов 3 + у == 100 ... 120°. Есть некоторая особенность и в выборе стояночного угла для этого типа шасси. Здесь из-за трудности отрыва передней опоры взлет самолета происходит одновременно со всех колес. Поэтому стояночный угол, выбираемый из условия обеспечения наивыгоднейшего угла атака при разбеге, будет больше, чем у шасси с передней опорой. Для перехода же в конце разбега на взлетный угол атаки устанавливается либо укорачивающаясязадняя опора, либо удлиняющаяся передняя.

При выборе колеи подкрыльных опор В необходимо стремиться уменьшить нагрузки на эти опоры. Это достигается расположением опор на концах крьша. При расположении двигателей на крыле иногда бьшает целесообразно по компоновочным соображениям разместить подкрыльные опоры в гондолах крайних двигателей.

В зависимости от местаустановкиподкрьшьныхопор их колеса при стоянке самолета могут касаться земли и могут ее не касаться. При размещении подкрьшьных опор на концах стреловидного крыла их высота должна обеспечить возможность посадки самолета (рис. 11.8).

Для обеспечения руления по аэродрому колеса передней опоры необходимо делать ориентирующимися. Но в этой схеме целесообразно устанавливать ориентирующиеся колеса и на задней опоре. Их расположение в линию движения при посадке со сносом приводит к снижению нагрузок на подкрьшь-ные опоры и к уменьшению возможности опрокидывания самолета. В этом случае ориентирующимися делаются и колеса продкрыльных опор.

СРАВНИТЕЛЬНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА КОМПОНОВОЧНЫХ СХЕМ ШАССИ

Каждая из рассмотренных схем шасси имеет свои преимущества и недостатки. Выбор той или иной схемы определяется типом и назначением самолета, осббенностями его компоновки и условиями эксплуатации.

Рис. и.7. Схема велосипедного шасси