книги из ГПНТБ / Конструкция летательных аппаратов учеб. пособие для студентов инженер.-экон. фак

Поэтому шасси ферменного типа в настоящее время приме­ няется только для легких нескоростпых самолетов, например, па Ап-2-

Балочное шасси (рпе. 6.7.6) выполняется со стопкой в ви­ де двухопорной балки. Такая конструкция проста и компакт­ на, но имеет повышенный вес вследствие нагружения больши­ ми изгибающими и крутящими моментами. Обычно для ба­ лочного шасси применяют рычажную подвеску колес, позво­ ляющую полностью или частично разгрузить амортизатор от изгиба. Применяется в основном па легких самолетах с уби­ рающимся шасси, например, Як-18.

Рис. 6.7. Типи шасси: и — ферменное, о — палочное, в — чодкосно-балоч- иое; 1 — подкос. 2 — траверса, 3 — цилнндр-амортпчатор,

4 — шток амортизатора.

Подкосно-балочное (рис. 6.7,в) шасси применяется на средних и тяжелых самолетах. В этой схеме балка-стойка шас­ си для уменьшения изгибающих моментов опирается па боко­ вые и передний (задний) подкосы. Для этой схемы характерно применение многоколесного шасси.

122

Передняя опора шасси современных самолетов выполняет­ ся управляемой на режиме руления и свободно ориентирую­ щейся на разбеге и пробеге. Крепление колес к передней опо­ ре производится по непосредственной или рычажной схеме.

При движении самолета по аэродрому с большой скоро­ стью возможно возникновение самовозбуждающихся колеба­ ний колес передней опоры относительно оси ориентировки, ко­ торые получили название «шимми». Это явление чрезвычайно опасно, так как может привести к поломке носовой опоры и вследствие этого — к тяжелой аварии самолета.

С целью увеличения скорости начала возникновения «шим­ ми» применяют:

—пневматики с увеличенной жесткостью па кручение или спаренные колеса (жестко сидящие на одной оси, установлен­ ной в подшипниках;

—вынос колес передней опоры (ось амортизационной стопки опоры находится впереди оси вращения колес).

—постановку гасителей колебаний (обычно гидравлических) •—демпферов, которые могут полностью предотвратить колеба­ ния «шимми». Обычно этот демпфер используется и как сило­ вой гидравлический цилиндр управления разворотом колес передней опоры.

Г Л А В А 7

УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТА

§I. НАЗНАЧЕНИЕ УПРАВЛЕНИЯ И ВАЖНЕЙШИЕ ТРЕБОВАНИЯ К ОСНОВНОМУ УПРАВЛЕНИЮ

Способность самолета изменять режим полета по команде летчика или автоматического устройства называется управ­ ляемостью. Управляемость самолета обеспечивается надлежа­

щим проектированием органов управления (рулей и элеронов) и устройств, обеспечивающих их перемещение, которые входя г в состав системы управления пли просто управления.

Управление в более широком смысле объединяет в себе всю совокупность устройств, предназначенных для перемеще­ ния нс только рулевых поверхностей (органов управления),

123

(при перемещении штурвальной колонки вперед самолет дол­ жен опускать нос, поворот штурвала влево должен вызывать крем на левое полукрыло н т. д.).

2.Запаздывание движения рулей и реакции самолета при отклонении командных рычагов пе должно превышать

(0,15-^0,25) с.

3.Нагрузки на командные рычаги должны расти по мере отклонения их от нейтрального положения и должны быть на­ правлены в сторону, обратную перемещению. Нагрузки долж­ ны возрастать также с ростом скоростного напора. Опыт по­ казывает, что желательным является соотношение нагрузок для управления элеронами, рулем высоты и рулем направле­ ния I : 2 : 5.

4.При малом весе управление должно обладать прочно­ стью и жесткостью.

5. Эксплуатационные требования:

— минимальное трение и люфты в сочленениях;

— удобное размещение командных рычагов управления

вкабине экипажа;

—хороший доступ к элементам системы управления для осмотра и обслуживания;

—в основном управлении не должно быть узлов, непра­ вильный монтаж которых привел бы к обратному действию управления.

§ 2. СИСТЕМА НЕПОСРЕДСТВЕННОГО УПРАВЛЕНИЯ

Рассмотрим системы управления с механической провод­ кой, связывающей непосредственно командный рычаг и руле­ вую поверхность (рис. 7.1).

В полете па руль действуют распределенные воздушные силы, равнодействующая которых Рр приложена в центре дав­

ления руля. Момент силы Рр относительно оси вращения назы­ вается шарнирным моментом и обозначается Мш (рис- 7.2)

(7.1)

Чтобы руль находился в нужном положении, со стороны проводки управления на руль должна действовать сила, даю­ щая момент относительно осп вращения, равный по величине и обратный по знаку моменту Мш. Для этого летчик должен приложить к командному рычагу усилие Р. Величина этого

125-

усилия определяется шарнирным моментом и передаточным ■числом управления. Передаточное число управления — это кинематическая характеристика системы управления, показы­ вающая. на какой угол отклоняется руль при отклонении ко­ мандного рычага па одни градус.

Рис. К пояснению шарнирного момент п его урашювешпшпше моментом усилия в проводке управления, создаваемого летчиком.

При обозначениях, принятых на рис. 7.1, передаточное чис-

Рассмотрим назначение и особенности конструкции основ­ ных деталей управления.

Командные рычаги располагаются в кабине экипажа не­ посредственно па рабочих местах летчиков. В мировой практи­ ке установилось, что управление рулем высоты и элеронами осуществляется штурвальной колонкой, которая для продоль­ ного управления перемещается летчиком «вперед—назад» (рис. 7.3). Поперечное управление осуществляется поворотом штурвала. На легких и маневренных самолетах, вместо штур­

126

соединительных и поддерживающих элементов с целью умень­ шения веса проводки. Это может быть достигнуто при увели­ чении длины тяг.

Рис. 7.5. Участок проводки управления: 1 — тяга; 2 — качалка: 3 — роликовые направляющие.

Однако для обеспечения прочности тяг при сжатии их при­ ходится выполнять толстыми и, значит, увеличивать вес самих тяг. Отсюда ясно, что существует оптимальная длина тяг, при которой вес проводки получается минимальным (обычно опти­ мальная длина тяг составляет (1200-М500) мм).

128

пые прямые участки часто выполняются при помощи тросовой проводки. Однако если условия компоновки допускают, то при­ менение жесткой проводки представляется более предпочти­ тельным, так как тросовая проводка при одинаковом коли­ честве переходных элементов обладает большим трением и требует постоянного внимания в эксплуатации.

§ 3. МЕРОПРИЯТИЯ ПО СНИЖЕНИЮ НАГРУЗОК НА КОМАНДНЫЕ РЫЧАГИ

ОСНОВНОГО УПРАВЛЕНИЯ СКОРОСТНЫХ САМОЛЕТОВ.

БУСТЕРНЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

Как было показано в § 2 настоящей главы, усилие па ко­ мандном рычаге управления для схемы рис- 7.1 можно выра­ зить формулой (7.3).

Эта формула позволяет понять смысл основных способов уменьшения нагрузки на командные рычаги управления.

зования -.'того пути ограничены, так как максимальные потреб­ ные \глы отклонения рулей должны быть получены при край­ них положениях командных рычагов, предельные углы откло­ нения которых из удобства управления и компоновки должны выбираться в соответствии со следующими рекомендациями:

а) штурвальная колонка (ручка управления) от себя —

131.