Публикация научных статей.
Вход на сайт
E-mail:
Пароль:
Запомнить
Регистрация/
Забыли пароль?

Научные направления

Поделиться:
Статья опубликована в №113 (январь) 2023
Разделы: Техника
Размещена 27.01.2023. Последняя правка: 27.01.2023.
Просмотров - 805

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


Аннотация:
Развивающаяся в последние годы малая авиация продолжает привлекать внимание благодаря своим выдающимся характеристикам. Самолёты короткого взлёта и посадки кроме того, что они лёгкие, отличаются тем, что могут совершить взлёт и посаду на любую поверхность, поэтому шасси должны быть устойчивы, надёжны, и обеспечить хорошую манёвренность при движении по земле. Была рассмотрена существующая конструкция носовой стойки лёгких самолётов, был выполнен проектировочный расчёт шасси, была спроектирована вилка и конструкция носовой стойки лёгкого самолёта, которая была рекомендована на изготовление.


Abstract:
In recent years, small aircraft that is developing has continued to attract attention due to its outstanding characteristics. Apart from being light, short take-off and landing aircrafts differ in that; they can take off and land on any surface, and that is why the landing gears have to be strong, reliable, and provide a good maneuver during movements of land. The existing designs of nose landing gears of light aircrafts where analyzed, design calculation was carried out, the fork and design of the entire nose landing gear was designed, and recommended for production.


Ключевые слова:
шасси самолёта короткого взлёта и посадки; основные параметры шасси; самолёт короткого взлёта и посадки; носовая стойка самолёта; лёгкий самолёт; вилка носовой стойки

Keywords:
landing gears of short take-off and landing aircraft; basic parameters of landing gears; short take-off and landing aircraft; nose landing gear of an aircraft; light aircraft; fork of a nose landing gear


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:
Параметры шасси

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);
Формула 1

где Gmax - максимальный взлётный вес.

Вес самолёта при посадке рассчитывается по формуле (2);
Формула 2

где nкас - перезагрузка при посадке.

При касании основных колес земли, а носовое колесо приподнято над землей, вертикальная реакция земли на основную стойку рассчитывается по формуле (3);
Формула 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);
Формула 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];
Формула 6

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];
Формула 7

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]:
Формула 8

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]:
Формула 9

где Lф – 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 Gmax = 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): 
1

Вес самолёта при посадке по формуле (2):
2

Вертикальная реакция земли на основную стойку при касании основных колес земли, а носовое колесо приподнято над землей по формуле (3):
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:
4 и 5

где перезагрузка при посадке nкас = 2…3

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

Учитывается вертикальная нагрузка, равная 2,25 стояночной:
6

Кроме того, рассматривается лобовая нагрузка назад равная 0,8 вертикальной:
7

Также лобовая нагрузка вперед, как 0,4 вертикальной:
8

Соответственно нагрузка вбок 0,7 вертикальной: 
9

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):
Формула 10

где 𝑚0 - заданная максимальная взлетная масса самолета, 

𝑚̅𝑖 - 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):
Формула 11 и 12

где 𝑥𝑖, 𝑦𝑖 - координаты элементов воздушного судна,

i, y̅i – 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): 
Формула 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):
Формула 15

где 𝑥ош – координата основной стойки шасси,

𝑥нш – координата носовой стойки шасси.

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

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

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

 

Таблица 1. Сводные показатели центровок при различных вариантах загрузки

Варианты нагрузки

Масса самолёта

Топливо

Экипаж

Багаж

X

Y

 

кг

кг

кг

кг

м

м

ЦТ1

500

60

200

15

1,647

0,814

ЦТ2

440

0

200

15

1,539

0,656

ЦТ3

485

60

200

0

1,622

0,779

ЦТ4

425

0

200

0

1,508

0,610

ЦТ5

470

30

200

15

1,596

0,740

ЦТ6

325

0

100

0

1,472

0,342

ЦТ7

225

0

0

0

1,404

-0,164

 

График 1
Рисунок 2. сводные показатели центровок при различных вариантах загрузки

Таблица 2. Данные о распределении масс на стойках шасси

Варианты нагрузки

 м̅нш  м̅ош

мншкг

мош, кг

ЦТ1

0,39

0,61

194,36

152,82

ЦТ2

0,44

0,56

220,89

139,56

ЦТ3

0,40

0,60

200,38

149,81

ЦТ4

0,46

0,54

228,69

135,65

ЦТ5

0,41

0,59

206,78

146,61

ЦТ6

0,47

0,52

237,54

131,23

ЦТ7

0,51

0,49

254,25

122,87

 

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 2

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.

Библиографический список:

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


 
 

Вверх