Системы управления тормозами колес самолета

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ТОРМОЗАМИ КОЛЕС САМОЛЕТА

СОДЕРЖАНИЕ: Страница

1. ВВЕДЕНИЕ …………………………………. 1

2 АНАЛИЗ ЛИТЕРАТУРЫ ………………………………….3

3.ОПИСАНИЕ ОБОБЩЕННОЙ МОДЕЛИ ……………………...9

ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Аэродинамические характеристики летательного аппарата..11

3.2 Шасси самолета …………………………………….13

3.3 Авиадвигатель …………………………………….19

ЗАКЛЮЧЕНИЕ ………………………………….24

Список использованных источников ……………………24

ВВЕДЕНИЕ

Посадка воздушно-космического объекта - заключительный этап полета и один из наиболее сложных и потенциально опасных режимов. Поведение самолета в режиме посадки существенно отличается от других режимов, динамические характеристики при посадке также весьма специфичны. Это особенно характерно для современных самолетов с широким диапазоном эксплуатационных режимов и условий полета (скоростей, высот, перегрузок). Основная специфика режима посадки – близость с поверхностью земли и необходимость полета на малых скоростях с выполнением достаточно сложных эволюций самолета.

Исследование динамики посадки характеризуется спецификой и сложностью, которые обусловлены существенной нестационарностью рассматриваемых режимов с большими изменениями параметров полета; наличием принципиально особых (отличных от всех обычных полетных) эволюций самолета при посадке; значительным повышением психофизической нагрузки на летчика в связи с резким возрастанием объема и сложности задач, которые следует решать в короткий промежуток времени; необходимостью применения особых, отличных от используемых в других режимах, методов пилотирования самолета; большим эксплуатационным разбросом параметров посадки, прежде всего состоянием взлетно-посадочной полосы (ВПП) [1].

Одним из самых ответственных этапов посадки является послепосадочный пробег. На пробеге скорость летального аппарата (ЛА) должна быть погашена от скорости касания до скорости руления или до полной остановки. Уменьшение скорости воздушно-космического объекта осуществляется с помощью аэродинамических средств торможения (выпуск закрылков, интерцепторов, воздушных тормозов), реверсированием двигателей и использованием колесных тормозов. Однако основным средством торможения (гашение 50-80% энергии движения ЛА) являются именно колесные тормоза.

Тормозная система самолета предназначена для управления тормозами колес путем изменения величины тормозного момента (силовой привод), а также для автоматического устранения блокировки колес (система антиюзовой автоматики).

При работе системы не должно возникать «юза» колес, приводящего к преждевременному разрушению шин и потере управляемости при торможении во всем эксплуатационном диапазоне скоростей ЛА на рулении, посадке и прерванном взлете. Таким чрезвычайно высоким требованием должна соответствовать система торможения колес, поглощающая значительную часть кинематической энергии, которой обладает воздушно-космический объект массой в десятки и сотни тонн при посадочной скорости 150-260 км/час [2].

Как отмечается в работе [3], при решении вопроса о выборе типа регулятора системы антиюзовой автоматики (САА) для этого или иного самолета еще на этапе эскизного проектирования системы крайне важен учет всех факторов, сопутствующих работе тормозной системы.

В математических моделях, применяемых в настоящее время, при разработке регуляторов САА это обстоятельство во внимание не принимается и может привести к изменению параметров алгоритма управления уже в процессе летных испытаний.

Поскольку существует большое количество различных типов самолетов, имеющих разнообразные конструктивные, технические, эксплуатационные особенности, то создание имитационной модели колесного торможения для каждого их них требует больших временных и материальных затрат.

В данной работе рассмотрена универсальная имитационная модель колесного торможения различных типов самолетов, осуществляющих послепосадочный пробег по ВПП, при различных внешних и внутренних условиях.

АНАЛИЗ ЛИТЕРАТУРЫ

В любых условиях посадки согласно требованиям норм летной годности НЛГС-З торможение самолета должно быть обеспечено в пределах основной части ВПП [4].

Пробег самолета начинается с момента касания ВПП колесами шасси. Движение самолета на этом участке прямолинейное замедленное. Уменьшение угла атаки самолета на пробеге и выпуск интерцепторов приводит к двукратному уменьшению аэродинамического коэффициента подъемной силы и, несмотря на высокую скорость планера, подъемная сила крыла резко уменьшается, что приводит к энергичному нагружению колес и шасси. Процесс пробега самолета замедляют: сила лобового сопротивления, сила трения скольжения, вызванная тормозами самолета, а так же сила реверса авиадвигателей. Отметим инерционность перехода авиадвигателей в режим реверса (5-10 с момента включения) и наличия коэффициента реверсирования (0.5-0.55) реверсивного устройства авиадвигателя, уменьшающего тягу реверса в сравнении с реверсом прямой тяги.

В большинстве аэродромов России ВПП часто находится в мокром, заснеженном или обледенелом состоянии. В среднем одна посадка из десяти выполняется на полосу, покрытую осадками. Наличие на ВПП осадков в виде стоячей воды, снега, слякоти, льда оказывает отрицательное влияние на самолет и его взлетно-посадочные операции.

Основное средство торможения самолета на пробеге – тормозные колеса. При посадке на сухую ВПП 80% энергии движения самолета гасится на пробеге тормозами (частично реверсом тяги за время его работы – 10 – 12 сек.), остальная энергия самолета гасится аэродинамическим сопротивлением. При посадке на мокрую ВПП тормозами гасится только 50% кинетической энергии движения самолета из-за уменьшения коэффициента сцепления пневматика с поверхностью ВПП [5].

Тормоза самолета - это механические устройства, предназначенные для уменьшения длины пробега самолета после посадки, облегчения маневрирования самолета на аэродроме, обеспечения его неподвижности при апробировании двигателей и на стоянке. Тормоза предназначены для преобразования кинетической энергии самолета, обусловленной его поступательным движением в работу сил трения, возникающих при торможении колес.

Дисковые тормоза состоят из корпуса, невращающихся и вращающихся дисков, блока цилиндров и возвратных пружин (рис.1). На корпусе тормоза 1 на шлицах устанавливаются невращающиеся биметаллические диски 6. Между нами размещаются вращающиеся металлические диски 5, установленные на шлицах в корпусе колеса 4. После подачи жидкости (или воздуха) под давлением в блоках цилиндров поршня перемещают нажимной диск, который создает силы F, сжимающие вращающиеся и невращающиеся диски, что приводит к затормаживанию колеса. При стравливании давления под действием возвратных пружин поршни перемещаются в исходное положение, и колесо растормаживается.

Дисковые тормоза, прежде всего благодаря компактности и высокой энергоемкости в настоящее время применяются на всех современных самолетах. Недостаток тормоза - плохой отвод тепла от поверхности трения, вследствие чего при длительном торможении возможен перегрев тормоза [6].

Рисунок 1 – Схема дискового тормоза:

1 – корпус тормоза; 2 – нажимной диск; 3 – поршень; 4 – барабан колеса;

5 – металлокерамические диски; 6 – биметаллические диски; 7 – шлица.

Юз - явление, при котором колесо не вращается, несмотря на его поступательное движение.

Юз может возникнуть на колесе одной из основных опор шасси при торможении в процессе движения самолета, особенно по скользкой (заснеженной или покрытой водой) ВПП.

Вследствие юза возможен непреднамеренный разворот и сход самолета с ВПП или рулежной дорожки. Кроме того, резко уменьшается срок службы шин, возможно их полное разрушение в процессе движения по земле со всеми вытекающими из этого последствиями.

Для эффективного и безопасного торможения необходимо выдерживать постоянство и предельно возможную силу сцепления шины с поверхностью ВПП при любом ее состоянии и скорости движения самолета

Из-за быстротечности процесса посадки и высоких скоростей движения по ВПП и рулежным дорожкам летчик не в состоянии обеспечить эти условия. Поэтому на современных самолетах в систему управления тормозами включается регулятор тормозной системы, называемый также системой антиюзовой автоматики, реагирующий на проскальзывание колеса (начало юза) и уменьшающий тормозной момент (растормаживающий колесо). После того как угловая скорость расторможенного колеса увеличится, сигнал на растормаживание снимается и начинается процесс нарастания тормозного момента колеса. Таким образом, обеспечивается эффективное и безопасное управляемое движение самолета [2].

Как видно из вышесказанного послепосадочный пробег самолета и осуществление колесного торможения являются сложными процессами. Поэтому перед созданием универсальной имитационной модели необходимо разработать математический аппарат, описывающий поведение самолета и его составных частей при осуществлении послепосадочного торможения.

В качестве исследуемых объектов выбраны следующие самолеты: истребитель четвёртого поколения Су-33, ближнемагистральный пассажирский самолет ТУ-134 и четырёхмоторный широкофюзеляжный пассажирский самолёт для авиалиний средней протяжённости Ил-86. Внешние виды самолетов представлены на рисунках 2, 3 и 4.

Кроме того, для выполнения основного требования - универсальности, имитационная модель должна позволять оператору самостоятельно создавать свой тип ЛА, путем задания его ключевых параметров.

Выбор Ту-134 и Ил-86 обусловлен тем, что данные типы самолетов хорошо известны, и их послепосадочные характеристики приведены в открытых источниках, что дает возможность сравнить данные, полученные при моделировании, с реально существующими цифрами.

Су-33, в отличие от других типов самолетов, является палубным истребителем и предназначен для посадки с помощью аэрофинишера на палубу авианесущего корабля, и его послепосадочные характеристики также хорошо известны. При этом из-за быстротечности посадки на палубу авианосца ( сек) колесные тормоза не используются. Кроме того, на двигателях отсутствует реверс и, в отличие от своего прототипа Су-27, Су-33 не имеет тормозного парашюта [7] [8].

Однако, в зависимости от обстоятельств (отсутствие авианесущего корабля, перелет от завода к месту несения службы и т.д.), данный тип самолета способен совершать посадку и на обычных аэродромах без использования аэрофинишера, и, в данных условиях, торможение будет осуществляться только с помощью колесные тормозов. Эта ситуация и будет рассмотрена в нашей имитационной модели.

Рисунок 2 – Истребитель Су-33

Рисунок 3 – Пассажирский самолет ТУ-134

Рисунок 4 – Пассажирский самолет Ил-86

Таблица 1- Технический портрет Cу-33, Ту-134 и Ил-86

Самолет	Су-33	ТУ-134	ИЛ-86
Двигатель	тип	АЛ-31Ф	Д-30 II серия	НК-86
количество
тяга в режиме “малый газ”, кгс:
тяга в режиме “реверс”, кгс:	-
Габариты, м:	размах крыла	14,7		48,06
длина	21,19	37,1	59,94
высота	5,85	9,02	15,81
Площадь крыла, м2		67,84	127,3
Масса, кг:	пустого
посадочная максимальная
Тормозное колесо	количество
тип	КТ-156Д	КТ81-310	КТ 171-010
размеры	1030х350	930х305	1300х480
масса
Скорость, км/ч:	посадочная
крейсерская

3ОПИСАНИЕ ОБОБЩЕННОЙ МОДЕЛИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Структурная схема модели движения летательного аппарата по ВПП представлена на рисунке 3.1.

Рисунок 3.1 – Структурная схема движения летательного аппарата по ВПП

Рисунок 3.2 – Блок-схема модели основного шасси

На рисунках 3.1, 3.2 приняты следующие обозначения:

– сила лобового сопротивления, Н; – угловые скорости тормозных колес, рад/с; – тормозные моменты колес, ; V– скорость движения самолета, м/с; – тормозное воздействие всех колес, Н; s – значения скольжения колес; – вертикальные нагрузки, Н; – сила ветра. Н; – сила авиадвигателя, Н; – сумма всех сил, действующих на самолет, Н;

– силы сцепления колес, Н; – моменты сцепления колес, ;

Рассмотрим каждый блок более подробно.

Шасси самолета

Шасси – совокупность опор самолета, необходимых для стоянки и передвижения на земле, для разбега при взлете, а также пробега и торможения при посадке. Шасси самолета состоит из основных опор, передней носовой опоры, вспомогательных опор и створок, закрывающих ниши для уборки шасси. Основная и носовая опоры воспринимают статические и динамические нагрузки, действующие на самолет. Вспомогательные опоры обеспечивают устойчивость самолета на земле.

Основные элементы опоры: амортизатор; стойка шасси (основной силовой элемент) с системой жестких подкосов, воспринимающих реакцию земли и крепящих опоры к крылу или фюзеляжу; складывающийся подкос, уменьшающийся по длине при убирании стойки шасси; фиксирующие замки убранного и выпущенного положений опоры; подъемник шасси; тележки с колесами; рулежное устройство, поворачивающее носовую опору; тормозные устройства, уменьшающие длину пробега [2].

Конструктивные схемы шасси, применяемые на самолетах различны. В рассматриваемой нами модели возможно применение различных типов шасси: трехопорное (ТУ-134, Су-33) и четырехопорное (Ил-86) шасси с передней носовой поворотной опорой. В данных самолетах основная нагрузка приходится на основные опоры шасси, расположенные сзади центра тяжести самолет, кроме того, в данной модели возможно использование трехопорного шасси с задней поворотной стойкой (рис 3.5, 3.6, 3.7) [2].

Рисунок 3.5 – Трехопорное шасси с передней поворотной опорой

Рисунок 3.6 – Трехопорное шасси с задней поворотной опорой

Рисунок 3.7 – Четырехопорное шасси с передней поворотной опорой

На данных рисунках приняты следующие обозначения:

– горизонтальная составляющая скорости (м/с);

ООШ – основная опора шасси;

ДОШ – дополнительная опора шасси.

Рисунок 3.8 – Силы и моменты, действующие на колесо

В данной имитационной модели будет использоваться такое понятие, как группа тормозных колес или тормозная группа. Под группой тормозных колес будем понимать, тормозные колеса, имеющие одинаковую вертикальную нагрузку.

Таким образом, группой тормозных колес могут быть, в том числе, тормозные колеса, располагающиеся на разных опорах, но имеющие одинаковые весовую нагрузку.

Введение данного понятия обусловлено тем, что в различных ситуациях тормозные колеса одной опоры, могут иметь как одинаковые, так и различные весовые нагрузки.

В частности, тормозные системы внешних пар колес относительно фюзеляжа аэробуса Ил-86 в течение всего цикла предварительных летных испытаний (10 посадок на сухие и мокрые ВПП) осуществляли поиск экстремума в 1.8 раза чаще, чем тормозные системы внутренних пар колес. Данное обстоятельство, говорит о неравномерном распределении веса самолета на внешние и внутренние пары тормозных колес каждой опоры.

Используя тормозные группы, оператор может объединять тормозные колеса по своему усмотрению, используя в качестве критерия, общность поведения при осуществлении послепосадочного торможения (рис.3.9).

Рисунок 3.9 – Три группы тормозных колес с неравномерной нагрузкой на тормозные колеса каждой стойки (Ил-86)

На различных ЛА основная стойка шасси может иметь от одного до шести колес. В частности, каждая опора основного шасси самолета Су-33 имеет в своем составе по одному тормозному колесу КТ81-310, в то время как Ту-134 и Ил-86 по четыре КТ-156Д и КТ 171-010 соответственно.

Однако по сравнению с ТУ-134 и СУ-33 основное шасси Ил-86 состоит из трех опор, что определяет различное распределение веса по стойкам основного шасси.

Если тормозная группа имеет в своем составе несколько колес, то нет необходимости рассчитывать угловую скорость, момент сцепления, тормозной момент, момент инерции, а также скольжение для каждого колеса в отдельности. Будем считать данные величины одинаковыми для все элементов тормозной группы, поскольку внешние и внутренние факторы (весовую нагрузку, состояние взлетно-посадочной полосы, силу трения и т.д.) можно принять для них идентичными.

Для определения угловой скорости колеса воспользуемся следующей формулой [3]

где – угловая скорость тормозного колеса (рад/с);

– момент инерции колеса, ;

– момент сцепления колеса, ;

– тормозной момент колеса, .

Момент инерции колеса определяется следующим образом

где – масса тормозного колеса, кг;

– радиус тормозного колеса, м.

Для определения величины скольжения (s) используются угловые скорости свободного и тормозного колеса. Скорость свободного колеса определяется из линейной скорости движения всего самолета [2].

где – скольжение колеса;

– угловая скорость свободного колеса, рад/с.

Функциональную схему расчета скольжения для группы тормозных колес можно представить в виде рисунка 3.10.

Рисунок 3.10 – Функциональная схема расчета скольжения для группы тормозных колес

Авиадвигатель

Основные виды применяемых авиадвигателей следующие: газотурбинные, (турбореактивные и турбовинтовые), прямоточные воздушно реактивные, жидкостные ракетные и поршневые.

На современных самолетах чаще всего применяются турбореактивные и турбовинтовые двигатели.

Тяга в турбореактивных двигателях (ТРД) создается за счет вытекающих из сопла газов. ТРД применяются на самолетах со скоростями полета до

3000 км/ч и высотами до 30 км. Тяга в турбовинтовых двигателях создается воздушным винтом и частично реакцией вытекающих из сопла газов. Такие двигатели имеют лучшие, чем у ТРД тяговые характеристики на скоростях полета до 1000 км/ч и высотами до 13 км. ТРД и ТВД на самолете чаще всего размещаются на пилоне крыла и на хвостовой части фюзеляжа [10, 11].

На Су-33 используется силовая установка, состоящая из двух турбореактивных двигателей АЛ-31К. Ту-134 имеет в своем составе два двигателя Д-30 II серии, а Ил-86 четыре типа НК-86. Отличительной особенностью двигателя Су-33 является отсутствие реверса, по сравнению с

Д-30 серии II и НК-86.

Во время торможения самолета авиационные двигатели работают в, так

называемом, переходном режиме, при котором основные параметры (тяга,
мощность, частота вращения и т.п.) изменяются во времени. К таким режимам

относятся: режим земного малого газа (МГ) и режим реверса (Р)[2]. Время перехода с режима малого газа на режим обратной тяги составляет 8-10 секунд. Здесь учтено требование British Civil Airworthiness Requirements (BCAR) - трехсекундный интервал перед включением реверса тяги после касания для того, чтобы иметь уверенность, что все колеса коснулись ВПП. Поэтому с момента касания практически проходит около 3 секунды до включения реверса, 1 секунда необходима для переключения рычага управления реверсом, 5-8 секунд на нарастание обратной тяги (рис.3.11) [5].

Рисунок 3.11 – Режим работы двигателей

С учетом полученных данных, модель авиадвигателя представлена на рисунке 3.12.

Рисунок 3.12 – Блок тяги двигателя

На данном рисунке приняты следующие обозначения:

– сила тяги авиационного двигателя в режиме “малый газ”, Н;

– сила тяги авиационного двигателя в режиме “реверс”, Н;

– ключ, переключающий авиационный двигатель из одного режима в другой.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ТОРМОЗАМИ КОЛЕС САМОЛЕТА

СОДЕРЖАНИЕ: Страница

1. ВВЕДЕНИЕ …………………………………. 1

2 АНАЛИЗ ЛИТЕРАТУРЫ ………………………………….3

3.ОПИСАНИЕ ОБОБЩЕННОЙ МОДЕЛИ ……………………...9

ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА