Статья опубликована в №113 (январь) 2023
Разделы: Техника
Размещена 27.01.2023. Последняя правка: 27.01.2023.
Просмотров - 781

Проектирование носовой стойки шасси самолёта короткого взлёта и посадки

Адигвэ Эль-Промисе

Донской Государственный Технический Университет

Студент

Дудник Виталий Владимирович, доктор технических наук, профессор кафедры «Техническая эксплуатация летательных аппаратов и наземного оборудования» факультет «Авиастроение», Донской Государственный Технический Университет; Малая Елена Викторовна, кандидат технических наук, доцент

УДК 629.7.027.24

Введение.

В последние годы очень активно вырастает спрос на лёгкие самолёты, и это вызвано тем, что такие самолёты отличаются своей лёгкостью, простотой конструкции, низкой ценной, и тем, что они многоцелевые.  Самолётами укороченного взлёта и посадки (СУВП) (short take-off and landing (STOL)) являются самолёты, требующие малой длины ВПП, или меньшерасстояния для того, чтобы садиться или взлетать. Они и способены совершить взлёт и посадку на поле, и даже при неблагополучном состоянии местности (в неподготовленных площадках). Так как такие самолёты могут и взлетать, и садиться практически на любую поверхность Земли, вероятность того, что вилки носовой стойки с малой прочностью сломаются очень высокая. В связи с этим необходимо, чтобы вилка носовой стойки была прочна и надёжна.

По анализу существующих самолётов в данном категории, таких, как СП-30, Х-32 «бекас», Аэропракт А-22 и другие, была выявлена, что носовая опора даёт возможность простого пилотирования на разбеге, посадке, и пробеге, и поэтому чем надёжнее, тем лучше.

Цель статьи.

Проектирование носовой стойки шасси самолёта укороченного взлёта и посадки.

Научная новизна.

Разработана многослойная вилка носовой стойки шасси самолёта укороченного взлёта и посадки.

Методология

В основном бывает две схемы шасси самолёта короткого взлёта и посадки [1]: 

1. Трёх-опорное с носовой опорой;
2. Трёх-опорное с хвостовой опорой.

Основные параметры носовой стойки выбирается таким образом, чтобы обеспечивалось нужное положение самолёта при совершении посадки, укороченных дистанций разбега и пробега, устойчивость, манёвренность. Основные геометрические параметры шасси [2]представлены на рисунке 1:

a - вынос переднего колеса (расстояние от центра тяжести до переднего стоки); b - вынос главных колёс (расстояние от центра тяжести до основных стоек); c - продольная база шасси (расстояние между носовой и основной опорой); d - колея шасси (расстоя ния между точками касания ВПП колесами главных опор); h - высота центра тяжести.

Рисунок 1. основные параметры шасси

Стояночная нагрузка на носовом колесе рассчитывается по формуле (1);

где G_max - максимальный взлётный вес.

Вес самолёта при посадке рассчитывается по формуле (2);

где n_кас - перезагрузка при посадке.

При касании основных колес земли, а носовое колесо приподнято над землей, вертикальная реакция земли на основную стойку рассчитывается по формуле (3);

При посадке самолёта с носовой опорой, когда носовое и основные колеса касаются земли одновременно, боковая нагрузка на носовой стойке, и реакция земли рассчитываются соответственно по формуле (4) и (5);

где b’ и c’ – расстояние от центра тяжести до основных стоек, и расстояние между носовой и основной опорой соответственно при одновременном касании носовой и основной стойками земли.  

Если условие того, что момент опрокидывающий от сил трения колёс меньше восстанавливающего момента выполнено, тогда не произойдёт капотирование боковое. Это объясняется следующем выражением (6) [2];

где  – коэффициент трения;

для большинства самолетов отношения  = 0,7…1 ,2.

Вынос передней опоры (a) выбирается из условии (7)  того, что при стоянке самолёте нагрузка на неё составляла 6…12% от масса самолёта [2];

Высота шасси (h) определяется из условия того, что обеспечивается минимальный зазор 200…250мм между поверхностью и конструкцией самолёта (винтом, подфюзеляжными гребнями, фюзеляжем) при обжатии пневматик и амортизаторов одновременно или раздельно[2]. Параметры шасси и определяются при разжатых колесах и амортизаторах [3].

В зависимости от конструкции самолёта при необходимости, носовая опора можетразмещаться не в плоскости симметрии самолёта, а со смещением небольшого расстояния, но и параллельно плоскости симметрии самолёта. Такое расположение носовых опор относительно плоскости симметрии (параллельно ей) обеспечивает более рациональные компоновочные решения.

Величина выноса главных колёс (b) (8) не должен быть слишком большой, так как она влияет на скорость отрыва носового колеса, которая в свою очередь увеличивает расстояние разбега самолёта [4]:

База шасси (c) выбирается таким образом (9), чтобы самолёт обладал хорошими эксплуатационными качествами и при маневрировании по земле. Также  положение центра масс самолёта выбирается возможное при взлёте и посадке предельно заднее. База шасси ещё и зависит от длины фюзеляжа, и принимается [4]:

где L_ф – длина фюзеляжа. 

Согласно авиационным правилам, Часть 23.515А. (АП-23) [5], при взлёте и посадке на всех весах и скоростях движения самолёта по ВПП должно отсутствовать проявления шимми колёс шасси. Отсутствие такого проявления подтверждается расчётами и испытаниями стоек шасси. Шимми – это проявление быстрых колебаний носовой стойки,  возникающее из-за жесткости крепления, большой скорости. Бороться с таким проявлением используется демпфер (фрикционный), а также трение между всеми вращающимися компонентами обеспечивает уменьшение шимми. Так как больше нагрузки приложена на переднюю стойку, нужен хороший амортизатор для поглощения этих нагрузок.

В соответствие с описанной методикой  был выполнен проектировочный расчёт носовой стойки двухместного очень лёгкого самолёта короткого взлета и посадки с максимальным взлётным весом G_max = 500 кг, расстоянием от центра тяжести до основных стоек b = 0,18м, продольной базой шасси c = 1,41м, колеей шасси d = 1,8м, высотой центра тяжести h = 1,2м

Стояночная массовая нагрузка на носовом колесе по формуле (1): 


Вес самолёта при посадке по формуле (2):

Вертикальная реакция земли на основную стойку при касании основных колес земли, а носовое колесо приподнято над землей по формуле (3):

Боковая нагрузка на носовой стойке, и реакция земли на носовой стойке при посадке самолёта, когда носовое и основные колеса касаются земли одновременно по формуле (4) и (5) соответственно:

где перезагрузка при посадке n_кас = 2…3

Дополнительные условия нагружения носовых колёс выбираются из требований аварийной посадки [4]:

Учитывается вертикальная нагрузка, равная 2,25 стояночной:


Кроме того, рассматривается лобовая нагрузка назад равная 0,8 вертикальной:

Также лобовая нагрузка вперед, как 0,4 вертикальной:

Соответственно нагрузка вбок 0,7 вертикальной: 

При определении положения центра тяжести всего самолета и максимальную массу воздушного судна приходящуюся на шасси самолета на стоянке должен быть учтен центр тяжести каждого агрегата. Массы агрегатов и других частей воздушного судна определяются по формуле (10):

где 𝑚₀ - заданная максимальная взлетная масса самолета, 

𝑚̅_𝑖 - относительная масса агрегата или груза.

Для базовой точки системы координат была принята ось пропеллера, что целесообразно делать на начальном этапе проектирования воздушного судна. Координаты центра тяжести элементов воздушного судна определяется по формуле (11) и (12):

где 𝑥_𝑖, 𝑦_𝑖 - координаты элементов воздушного судна,

x̅_i, y̅_i – относительные координаты элементов воздушного судна,

 – длина фюзеляжа.

Определение положения центра тяжести всего воздушного судна ведется через определение статического момента каждого агрегата по формуле (13) и (14): 

Для расчета положения центра тяжести рассматривается несколько вариантов загрузки переменными массами, при условии, что суммарная масса самолета не должна превышать максимально допустимую взлетную.

Для анализа напряжений шасси, наиболее важным параметром является распределение веса самолета между передним и задним колесами.

Относительная масса воздушного судна, приходящаяся на носовую стойку шассиопределяется по формуле (15):

где 𝑥_ош – координата основной стойки шасси,

𝑥_нш – координата носовой стойки шасси.

Относительная масса воздушного судна, приходящаяся на основные стойки шассиопределяется по формуле (16):

Масса воздушного судна, приходящаяся на носовую стойку шасси определяется по формуле (17):

Масса воздушного судна, приходящаяся на основную стойку шасси определяется по формуле (18): 

По описанной методике был выполнен расчёт, для определения положения центра тяжести всего самолета при различных вариантах загрузки представлен в таблице 1 и показан на рисунке 2. Расчёт максимальной массы самолёта, приходящейся на шасси самолета на стоянке, представлен в таблице 2.

 

 

Рисунок 2. сводные показатели центровок при различных вариантах загрузки

 

Исходя из полученных данных расчёта (Таблица 2), получена, что максимальная масса, приходящаяся на носовую стойку шасси, составляет 254,25 кг, а на основную 152,82 кг.

Пружина амортизатора должна быть подобрана таким образом, чтобы ход равен 80мм, из условия обеспечения зазора между поверхностью и конструкцией самолёта, и исходя из требованием к перегрузке на аварийное посадке. 

Результаты

Анализ эксплуатации предыдущей модификации самолета короткого взлета и посадки показал, что передние стойки ломались в местах сварки силовых элементов. Исходя из этого была проектирована многослойная заклёпанная вилка, представлена на рисунке 3. Такая стойка обеспечивает большую надёжность, устойчивость и манёвренность при взлёте и посадке.

Рисунок 3. модель носовой стойки с многослойной заклёпанной вилкой

Выводы

Для указанного самолета был выбран многофункциональный гидравлический амортизатор, который имеет расчетную нагрузку до 3000Н. Данное значение вписывается в расчетные значения. Результат работы был предложен предприятию, производящему лёгкие самолёты.

1. Конструкция самолётов. Шульженко М. Н., изд. 3-е, перераб. и доп. М., «Машиностроение», 1971, С. 274 – 296.
2. Проектирование самолётов под редакцией доктора наук проф. С. М. Егера. Москва «машиностроение» 1983. С. 517-524.
3. Единые нормы лётной годности, JAR-VLA очень легкие самолёты, JAR-VLA 723, испытания амортизации. С. 1-D-7.
4. Проектирование самолётов: учебник для студентов высших учебных заведений. Бадягин А. А., Егер С. M., Мишин В. Ф., Склянский Ф. И., Фомин Н. А. М. «Машиностроение». 1972. С. 404-406.
5. Авиационные правила, Часть 23, Нормы лётной годности гражданских самолетов / Межгосударственный авиационный комитет, 205с. C.89.

Рецензии:

27.01.2023, 15:12 Ашрапов Улугбек Товфикович
Рецензия:  В статье автор проводит исследование по проектированию носовой стойки шасси самолёта короткого взлёта и посадки. На больших самолетах типа Аirbus 380 или Boeing 747 в дополнение к основным стойкам делают вспомогательные стойки, чтобы распределить значительный вес гигантского самолета и на всех стойках шасси устанавливаются амортизаторы, что не требуется для легкого самолёта короткого взлёта и посадки. Однако, автор пишет - "Анализ эксплуатации предыдущей модификации самолета короткого взлета и посадки показал, что передние стойки ломались в местах сварки силовых элементов. Исходя из этого была спроектирована многослойная заклёпанная вилка". Почему автор не использовал аналогичную систему используемую на самолёте МАИ-411, который имеет шасси - трехопорное колесное с носовой свободно ориентирующейся стойкой и основные стойки - рессорного типа, носовая - телескопического типа с газово-жидкостным амортизатором [http://www.airwar.ru/enc/la/mai411.html]?

28.01.2023, 20:44 Толымбекова Лязат Байгабыловна
Рецензия: Рецензия на научную статью «Проектирование носовой стойки шасси самолёта короткого взлёта и посадки» В авиационном производстве основным является надежность и эффективность производства конструкции самолета, подвергаемой высокой нагрузке, что прежде всего зависит от высокопрочных и износостойких сплавов с высокими эксплуатационными свойствам. От качества материалов, применяемых в отечественной авиационной технике, в большой мере зависит ее конкурентоспособность. Конструкция самолетов должна быть достаточно жесткой и лёгкой одновременно, а также прочной в местах сварки силовых элементов, поэтому исследования в данном направлении актуальны на сегодняшний день. В данной статье представлено проектирование носовой стойки шасси самолёта короткого взлёта и посадки. Была рассмотрена и исследована существующая конструкция носовой стойки лёгких самолётов и на основании этого был выполнен проектировочный расчёт шасси, была спроектирована вилка и конструкция носовой стойки лёгкого самолёта, которая была рекомендована на изготовление. Был выполнен расчёт, для определения положения центра тяжести всего самолета при различных вариантах загрузки. Исходя из полученных данных расчёта, получено, что максимальная масса, приходящаяся на носовую стойку шасси, составляет 254,25 кг, а на основную 152,82 кг. Разработанные технические решения применения разработанной конструкции стойки обеспечивает большую надёжность, устойчивость и манёвренность при взлёте и посадке и соответствуют требованиям стандарта. Статья имеет научно-практическую значимость, отвечает требованиям, предъявляемым к научным статьям. Материал изложен логически, последовательно и структурно выдержан. Рецензируемая статья рекомендуется к публикации в научном журнале «SCI-ARTICLE.RU». Кандидат технических наук, Ассоц. профессор кафедры «Металлургия», НАО Торайгыров университет Толымбекова Лязат Байгабыловна



Комментарии пользователей:

Оставить комментарий