Как найти длину тормозного пути самолета

You’re overengineering this problem (at least for the sort of flying you’re doing as a student PPL)

Even if you could calculate the exact stopping distance required with full brakes application, lets say for argument sake that is 200m, do you know the exact point on the runway where you safely have 200m to stop? What about all the things that could affect that number

• up/downslope
• deterioration of brakes due to age
• Tread thickness
• surface water/oil/other contaminants

Can you make or assume some sensible factor(s) to add for these conditions, and if you can and you now calculate the braking distance is 300m do you know that exact spot on the runway where you should make your call whether to continue your take off roll?

---

The way to do this without the overengineering is to follow the 70/50 rule. If you have not achieved 70% of your take off speed by half way down the runway then abort. Half way down your runway is easy enough to estimate.

У

правление подвижными объектами и навигация

УДК 629.73.02;681.5.01

РАЗРАБОТКА ЭФФЕКТИВНЫХ АЛГОРИТМОВ ПРОГНОЗИРОВАНИЯ РЕЖИМА ТОРМОЖЕНИЯ САМОЛЕТА1

А.М. Шевченко, Г.Н. Начинкина, М.В. Городнова

Изложена методика проектирования алгоритмов прогнозирования длины тормозного пути самолета. Разработан эффективный алгоритм прогнозирования на основе энергетического подхода к управлению летательным аппаратом. Предложена новая концепция коррекции прогноза, позволяющая повысить не только его точность, но и степень доверия к результатам прогнозирования. Выполнены статистические испытания алгоритмов при разнообразных условиях на взлетной полосе и различных конфигурациях самолета. Приведены доказательства достоверности прогноза.

Ключевые слова: управление полетом, торможение, энергетический подход, прогнозирование.

ВВЕДЕНИЕ

Устойчивой тенденцией последних лет в организации пассажирских и транспортных перевозок стали уплотнение трафика и расширение допустимых погодных условий эксплуатации воздушных судов. В этой связи вопросы безопасности эксплуатации авиационной техники становятся все более острыми.

Особую роль в вопросах безопасности авиационных перевозок играет «человеческий фактор». Статистика летных происшествий (ЛП) по материалам последних как зарубежных [1, 2], так и отечественных [3—5] исследований показывает высокую долю ЛП, обусловленных участием человека в процессе выполнения полетного задания. Эта доля колеблется в зависимости от методик оценки от 50 до 70 %, причем на этапы взлета и посадки, как и во все предыдущие годы, приходится более половины ЛП [6].

Хронологический анализ ЛП не выявил тенденции к снижению общей аварийности. Более того, анализ состояния отечественного парка самолетов [7] показывает, что по мере совершенствования техники доля авиационных происшествий, связан-

1 Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ, грант № 15-08-02943 А.

ных с недостатками систем самолетов и их характеристик, уменьшилась с 40 до 15 %, а доля происшествий, обусловленных отклонениями в работе персонала, в основном экипажа, выросла с 50 до 80 %.

Повышенное внимание уделяется в настоящее время вопросам безопасности операций на взлетно-посадочной полосе (ВПП). По этому направлению в структуре Международной организации гражданской авиации (1САО) созданы международные комиссии с участием отечественных специалистов. Деятельность международных отделений 1САО освещается на специальном сайте www.icao.int/RunwaySafety.

Наземные участки траектории движения воздушного судна выполняются под контролем или при непосредственном участии пилота в управлении. Ввиду высоких психологических нагрузок на пилота повышается вероятность ошибочных или несвоевременных действий. Возникновение непредвиденных или нештатных ситуаций при ограничении на время реакции может провоцировать стрессовые состояния пилота.

В этой связи становится очевидной необходимость улучшения информационной поддержки пилота и создания дружественной среды взаимодействия пилота с приборным оборудованием кабины. С этими целями нами были разработаны

методы и алгоритмы прогнозирования движения воздушного судна на наземных участках траектории [8—13]. Методологической базой разработок служит энергетический подход к управлению пространственным движением летательных аппаратов [1—17].

В настоящей работе получили дальнейшее развитие методы оценивания и прогнозирования ситуации при движении воздушного судна по ВПП как на этапе разбега перед взлетом, так и на режимах торможения после посадки или прерванного взлета. Повышение точности и достоверности прогноза достигнуто благодаря новому алгоритму коррекции. Для управления траекторией на режиме взлета впервые применена энергетическая система. Представлены результаты модельных испытаний алгоритмов прогнозирования в широком диапазоне условий на ВПП.

1. МЕТОД ПРОГНОЗИРОВАНИЯ ДИСТАНЦИИ БЕЗОПАСНОГО ТОРМОЖЕНИЯ

В пределах наземного участка траектории, т. е. на этапах пробежки после приземления или разбега перед взлетом, могут возникать ситуации, требующие введения режима экстренного торможения.

Причинами экстренного торможения могут быть:

— ошибки пилотирования вследствие плохих метеоусловий (ветер, низкая облачность, плохая видимость);

— загрязнение покрытия ВПП (наличие на нем воды, снега, льда, слякоти и др.);

— внезапное загромождение ВПП посторонними объектами или ее повреждение;

— отказы оборудования, организованные угрозы, нештатные или вынужденные маневры и др.

В таких ситуациях существует опасность выкатывания за пределы ВПП. В условиях дефицита времени необходимо оценить возможность экстренного торможения и останова в пределах ВПП. Длину тормозного пути определим как расстояние, на котором скорость движения будет погашена от текущей У(1) до некоторой малой величины е. Процесс посадки схематично показан на рис. 1, где х(?) — текущее положение самолета на ВПП, ^торм — длина тормозного пути, Хторм — координата конечной точки, £резерв — резерв пробега до обреза ВПП.

Отметим, что наряду со случайными воздействиями со стороны внешней среды, имеются изменения конфигурации самолета (включение-выключение реверса тяги, выпуск-уборка спойлеров (интерцепторов), сила торможения колес). Эти изменения происходят в функции изменяющихся

Случайные факторы:

аэродинамика ветер, осадки реверс тяги торможение шасси выпуск спойлеров

А*

Рис. 1. Основные факторы процесса торможения

случайных координат и поэтому также являются случайными.

На этапе торможения основной прогнозируемой величиной служит длина тормозного пути ^ м от текущего положения самолета на ВПП до точки, в которой скорость будет погашена до конечной скорости руления V.

Подробное изложение метода прогнозирования на базе энергетического подхода и вывод основных соотношений был опубликован ранее в работах [11—13]. Прогноз торможения для самого общего случая, т. е. с этапа захода на посадку, должен учитывать высоту к полета. Тогда полная энергия движения на текущий момент ?0:

Е%) = 0,5т ^0) + mgк(t0),

где т — масса самолета, g — ускорение свободного падения.

Прогнозное значение энергии в процессе движения по траектории £ г изменяется под действием внешних сил И:

(О = 0,5т ^ + mgк(t) + Я I

прог

В число внешних сил входят: тяга Р двигателя (в том числе реверсивная), аэродинамические силы Д соответствующие текущей конфигурации, и силы торможения со стороны шасси Иторм. Последние зависят от коэффициента сцепления колес с покрытием, выпуска тормозных щитков и парашютов, а также от энергоемкости тормозной системы.

Моделирование или прямое измерение всех действующих сил является нетривиальной задачей. Реакцией равнодействующей этих сил служит приобретаемое ускорение. В предлагаемой методике сумма действующих сил вычисляется через

продольное ускорение а(^: IИ = та(^, которое

на борту обычно определяется по измеряемой перегрузке их(?): я(?) =

После выбора критерия останова Ц7) < е была найдена прогнозная длина тормозного пути:

Аторм = ¿ПроДО = 0,5(^(0 – Е2)/^).

По вычисленной оценке предельной дальности останова самолета в поле зрения пилота может быть сгенерировано сообщение о резерве дистанции безопасного торможения:

^резерв ^ВПП

– D,

торм

Такое сообщение облегчит принятие пилотом решения об экстренном торможении.

Очевидно, что информативность и применимость прогноза для повышения ситуационной осведомленности тем выше, чем достовернее прогнозные оценки параметров движения по отношению к их реальным значениям.

Наиболее простой и очевидный прогноз дистанции торможения вычисляется в процессе движения самолета по ВПП на основе текущих энергетических характеристик и действующих сил.

В процессе движения все силы меняются в соответствии с изменением скоростного режима или по какой-либо программе (в соответствии с наставлениями и инструкциями руководств по летной эксплуатации), или в связи с непредвиденными обстоятельствами, такими как изменение состояния покрытия ВПП, отказы двигателя или тормозной системы и др. Кроме того, ветер и осадки могут изменить предполагаемые или расчетные условия на ВПП. Все эти факторы приводят к тому, что каждый реальный полет представляет собой в общем случае цепь случайных процессов, и поэтому рассчитываемые априори оценки движения самолета по ВПП не совпадают с реальными.

Таким образом, прогноз не может совпадать с реальным процессом и всегда содержит погрешность или неопределенность. Более того, прогноз по текущей ситуации всегда оказывается оптимистичным, так как основные силы торможения (ре-версная тяга и аэродинамическое сопротивление) уменьшаются по мере снижения скорости движения. Для повышения достоверности прогноза в данной работе предлагается эффективный метод коррекции алгоритмов прогнозирования.

2. КОРРЕКЦИЯ АЛГОРИТМОВ ПРОГНОЗИРОВАНИЯ

В настоящей работе принята новая концепция корректировки прогнозных значений дальности. В модельных экспериментах была выявлена сильная зависимость точности прогноза от конфигурации применяемых средств торможения. Поэтому, в отличие от работ [12] и [13], было предложено

коэффициент коррекции оптимизировать отдельно для каждой из трех типовых конфигураций средств торможения — режим максимального реверса тяги, режим с выпущенными интерцептора-ми и финальная конфигурация с убранной механизацией крыла.

Ранее было показано, что наибольшие погрешности прогноза возникают на участках с максимальным реверсом и с выпущенными интерцепто-рами.

Эти участки всегда идентифицируются в системе управления и поэтому переключение вида коррекции не вызывает затруднений.

Корректированная длина тормозного пути находится в виде Аторм_кор = ^кор^торм. ПРи этом коэффициент коррекции Окор = °Кор(/Г ¿терм Р), где

— признак режима, V — скорость качения.

Идентификаторами трех режимов служат логические переменные:

^рев = 1 ^ *руд(0 * 1^тах|;

/ = 1, if а > 0;

инт ‘ интерц ‘

/ф = 1, if / * 1 & / * 1,

фин ‘ рев инт ‘

где аруд — угол отклонения рычага управления двигателем, |REVmax| — его значение на режиме максимального реверса, аинтерц — угол отклонения интерцепторов.

Коэффициент коррекции также различается по режимам:

QK0P

брев> f JpeB — 1; бинт> if ^инт — 1; Qфин’ if ^фин — 1 •

Как было показано в модельных экспериментах, в начале тормозного пути (на реверсном участке) наибольшее влияние на ошибки прогнозирования имеют коэффициент торможения кторм и скорость качения V. Поскольку коэффициент торможения кторм в наибольшей степени зависит от коэффициента сцепления ксц, который и сообща-

Сц

ется на борт для расчета посадки или перед разбегом, то коэффициент коррекции на участке максимального реверса Орев в явном виде учитывал

именно эти факт°ры: Орев = крев(ксц)крев(Р).

На участке пробега с выпущенными интерцеп-торами коррекция достигалась простым масштабированием оптимальных коэффициентов по массе т, нормированной средней посадочной массой тнорм = т/90. После уборки интерцепторов на

Рис. 2. Логика настройки коэффициента коррекции

финальном участке траектории коэффициент коррекции снова менял масштаб.

В отличие от метода коррекции, изложенного ранее [11], где коррекция производилась по сложной зависимости на протяжении всей траектории торможения, в настоящей работе предложено корректировать прогноз за пределами реверсного участка только на период времени с выпущенными интерцепторами. Это выполняется простым масштабированием 0инт = кинт. Значения кинт для всех условий торможения были найдены методом поиска по критерию минимальной ошибки за весь полет.

Таким образом, в настоящей работе была сформирована логическая структура корректирующих цепей в алгоритме прогнозирования, представленная на рис. 2.

Поскольку состояния устройств торможения и действия внешних факторов меняются с высокой скоростью, то для сглаживания возможных высокочастотных всплесков все вычисленные прогнозные значения пропускаются через демпфирующий фильтр. На этапах стендовой отработки и настройки параметров системы прогнозирования имеется возможность выбирать постоянную времени фильтра в соответствующем окне переменных.

Доверие к результатам прогнозирования в первую очередь зависит от погрешностей прогноза. Чтобы иметь возможность оценивать погрешности прогноза, каждый модельный эксперимент выполнялся дважды. В первом полете фиксировалась реальная, фактическая траектория, а во втором все прогнозные оценки сопоставлялись с реальным движением. Были выполнены модельные полеты во всем диапазоне условий на этапе пробега, включая разброс значений массы, скорости и коэффициента сцепления. По результатам моделирования на множестве дискретных условий были определены погрешности прогнозирования и соответствующие им масштабные коэффициенты коррекции. Было обнаружено, что коэффициенты коррекции слабо зависят от массы самолета. Поэтому эти зависимости были усреднены и представлены одной общей для всех масс табличной функцией. Затем для этой функции была найдена

формульная аппроксимация методом регрессионного анализа результатов модельных испытаний на режимах торможения во всевозможных погодных условиях. Были найдены варианты аналитической аппроксимации в виде полиномов 2-, 3- и 4-й степеней.

крев(ксц) = 2,87(ксц)2 – 4,50ксц + 2,74;

крев(ксц) = 16,14(ксц)3 – 22,55(ксц)2 +

+ 8,25ксц + 0,716;

крев(ксц) = -131,59(ксц)4 + 292,47(ксц)3 –

– 233,41(ксц)2 + 77,34ксц – 7,462.

Для сравнения вариантов найдены осреднен-ные ошибки прогнозирования в пределах реверс-ного участка и на всей траектории. Осреднение проводилось по совокупности погрешностей моделирования посадок во всех диапазонах посадочных масс (от 70 до 105 т) и коэффициентов сцепления (от 0,3 до 0,75).

Несмотря на различия аппроксимирующих полиномов, итоговые погрешности отличались не более, чем на 10 %. Малые значения погрешностей прогнозирования свидетельствуют о высокой эффективности коррекции. Сделан вывод, что замена дискретных точных зависимостей их аналитическими аппроксимациями не приводит к заметному ухудшению точности прогнозирования.

Следующим шагом на пути улучшения правдоподобия прогноза было введение в алгоритм прогнозирования дополнительной настройки коэффициента коррекции по скорости.

Из множества возможных вариантов был выбран метод масштабирования по относительной скорости. Эмпирическая зависимость от скорости была найдена в виде

крев(П = к1(к0 + (1 – к.)^

где Ун — начальная скорость торможения, к1 — коэффициент, определяющий общую интенсивность коррекции, к0 — коэффициент, меняющий степень и знак коррекции по мере движения самолета

Рис. 3. Главное окно настроек режимов моделирования

по ВПП. Настроечные коэффициенты к0 и кх определялись методом поиска на множестве полетных условий по критерию минимума средней погрешности прогноза на реверсном участке.

3. СТАТИСТИЧЕСКИЕ ИСПЫТАНИЯ АЛГОРИТМА ПРОГНОЗИРОВАНИЯ ДИСТАНЦИИ ТОРМОЖЕНИЯ

Для исследования алгоритмов прогнозирования был разработан специальный моделирующий стенд. В нем предусмотрен набор режимов, позволяющих провести синтез корректированных алгоритмов прогнозирования и их испытания. Стенд оборудован развитыми сервисными средствами для задания условий эксперимента, обработки и регистрации результатов. По мере расширения круга решаемых задач стенд оснащается новыми функциями.

Фрагмент главного окна стенда в современной конфигурации, показывающий возможности настроек, представлен на рис. 3.

Стенд работает в трех основных режимах.

• Поиск оптимальных коэффициентов коррекции. Возможны варианты поиска:

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

— для одного набора начальных условий и выбранных коэффициентов;

— поиск всех коэффициентов на сетке начальных условий.

Критериями оптимальности могут быть заданы ошибки прогноза на любом из трех характерных участков траектории.

• Одиночные прогоны. Здесь задаются условия в начале режима торможения — масса самолета, скорость и коэффициент сцепления с покрытием ВПП. Произвольные или оптимальные коэффициенты коррекции задаются оператором.

• Статистические испытания алгоритмов прогнозирования. Для любого сочетания начальных условий торможения, заданного в главном окне (см. рис. 3), выполняется желаемая серия прогонов. Случайными возмущениями являются разброс массы самолета и коэффициента сцепления. Закон распределения может быть назначен нормальным или равномерным. На режимах моделирования имеется возможность имитировать отказ двигателя, включить ветровые возмущения, исследовать влияние нештатного отключения реверса тяги. Модель алгоритмов прогнозирования содержит базу настроек алгоритма на дискретном множестве условий торможения. Чтобы сделать покрытие области настроек непрерывным, в составе программного обеспечения предусмотрен модуль интерполяции коэффициентов коррекции в функции трех аргументов [ко, кр к] = INTERPOL[m, кщ, ^ где V™ — посадочная скорость.

В состав сервисного программного обеспечения исследовательского стенда был включен программный модуль для анализа результатов статистических испытаний разрабатываемых алгоритмов прогнозирования. Модуль статистических испытаний был настроен на анализ погрешностей прогнозирования точки останова в процессе торможения самолета на ВПП. Фрагмент окна программы статистического анализа показан на рис. 4. Изображение окна показано после открытия в нем одной из таблиц результатов статистического моделирования этапов торможения на посадках.

Для дальнейшего анализа производится выбор любой из погрешностей виртуальными клавишами:

ОшРев |ощрёвЗн|ошИнт|ошП|^ Увыкат

Файл : в:MIEATU-2 О4_Ъгаке_ОК_Ти-2 04_Ьгаке_2018.01.18_(ПоОшПолн)Реэульт.Моделир (St

0 1 0 505 90 45 1 55 0 90 0 95 3 28 -1. 81

50 51 0 472 90 47 1 55 0 90 0 95 3 72 -1. 60

100 101 0 506 89 64 1 55 0 90 0 95 3 39 -2 . 73

150 151 0 509 90 26 1 55 0 90 0 95 4 48 -4 . 32

200 201 0 511 89 14 1 55 0 90 0 95 6 67 -6. 67

250 251 0 495 89 92 1 55 0 90 0 95 2 73 0 . 76

300 301 0 469 88 68 1 55 0 90 0 95 4 71 -4 . 65

350 351 0 479 88 61 1 55 0 90 0 95 3 42 -2 . 69

Файл

Открыть|Выбор

ОшРев

ОшРевЗн

ОшИнт

ОшПолн

ОшПолнЗн

Увыкат

5. 96 11. 41 8 .14 7 . 52 10 . 56 6.61 18 .24 14 . 82

№ переменной

4.20 -1.81 0.

5.38 -3.20 5

4 . 32 -2 . 82 0 .

4.60 -3.24 0.

5.71 -5.15 О

1.27 -1.03 0.0

6.79 -6.42 5

5.62 -4.78 4

|Сортировка|

Рис. 4. Окно программы статистического анализа после открытия файла результатов моделирования 10 тыс. полетов

Рис. 5. Окно настроек графопостроителя статистических характеристик

По результатам испытаний создается итоговый документ, в котором перечисляются условия тестирования и регистрируются все основные показатели всех координат процесса торможения в каждом пуске. Фрагмент сводной таблицы результатов статистических испытаний представлен табл. 1.

По сравнению с ранее полученными результатами [12, 13] имеет место значительное уменьшение среднего арифметического и дисперсии ошибок. Этот эффект объясняется использованием коэффициентов коррекции, оптимизированных по критерию минимума ошибок прогноза на реверс-ном участке, а также новой структуры цепи коррекции улучшенного алгоритма прогнозирования, применяемого в настоящем исследовании.

В программе анализа результатов статистических испытаний предусмотрена возможность построения графиков функции распределения и плотности вероятности. Окно управления сервисной графической программы показано на рис. 5.

В настоящей работе ставилась задача оценить число неточных или ошибочных прогнозов по отношению к реальным событиям. С этой целью в программе анализа была реализована функция определения результатов прогнозирования, находящихся в пределах допуска на отклонение от точного значения параметра. В нашей постановке это была дальность до точки останова (или дальность до скорости руления). Размер этого допуска может устанавливаться в окне настроек. Ошибки могут быть как отрицательными, так и положительными. Применительно к посадке самолета они приобретают качественные различия и интерпретируются как пессимистические или оптимистические. Последствия таких ошибок существенно различаются. Поэтому в программе определяются раздельно ошибки «справа» и «слева» от точного значения.

После перехода в режим построения графиков на экране изображается экспериментальная функция распределения вместе с аналитической нормальной с теми же моментами. Для получения

Таблица 1

Результаты статистических испытаний

№ Ксц Масса К0ор! К1ор! Кюр! ОшРев ОшРев.Зн ОшИнт ОшПолн ОшП.Зн

М(*) 0,500 89,77 0,85 0,95 1,15 12,67 12,24 5,65 10,72 0,81

СКО(*) 0,000 2,57 0,00 0,00 0,00 1,85 1,25 4,42 0,77 2,37

МАХ(ОшРев)44 0,500 96,18 0,85 0,95 1,15 18,21 11,29 11,59 12,40 5,15

МШ(ОшРев) 7 0,500 84,36 0,85 0,95 1,15 8,75 8,75 16,77 12,54 -4,83

Рис. 6. Функции распределения и плотности вероятности ошибок прогнозирования

статистических оценок выполнялись серии экспериментов по 10 тыс. полетов. Кроме функции распределения, строится график плотности вероятности. На рис. 6 для примера показаны экспериментальные функции распределения и соответствующие им плотности вероятности ошибок прогнозирования дистанции торможения (А^торм) самолета массой 90 т от начальной скорости 220 км/ч. На каждом графике нанесена аналитическая аппроксимация функции распределения нормальным законом. Там же отмечены уровень математического ожидания (МО) и ширина 5 %-го допуска на ошибки.

По сравнению с результатами работы [12] видно существенное уменьшение ошибок. Этот эффект вызван улучшением алгоритмов прогнозирования, описанных выше.

Как видно из графиков, случайные ошибки прогнозирования имеют распределения, близкие к нормальному закону распределения. Малые значения среднего арифметического и дисперсии ошибок свидетельствуют о высокой точности прогноза, которая достигается эффективной коррекцией алгоритмов прогнозирования.

Процесс торможения — один из самых динамичных и напряженных этапов полета. Поэтому все действия экипажа и режимы автоматических систем торможения жестко регламентированы руководствами по летной эксплуатации. Это позволяет достаточно правдоподобно предсказать развитие процесса торможения, соблюдая все предписанные регламентом манипуляции. Основные события на этапе торможения происходят в последовательности: касание основных стоек шасси, опускание носовой стойки, выпуск интерцепто-ров, включение и выключение реверса тяги, уборка интерцепторов, обжатие тормозных колодок колес.

Как и ожидалось, наиболее сильное влияние на динамику процесса оказывает реверс тяги двигателя. Были исследованы и сопоставлены ошибки прогнозирования в течение всего этапа торможения (Ош. полн) и ошибки только на режиме с включенным реверсом (Ош. рев). Параметры коррекции были найдены методом поиска по двум различным критериям — по критерию минимума ошибок на участке реверса тяги шт(Ош. рев) и по критерию минимума ошибок на всей траектории торможения шт(Ош. полн). Повышение достоверности прогноза на участке реверсирования имеет большое значение. Это обусловлено тем, что на этом участке скорость движения наиболее высока, что приводит пилота в состояние повышенного психологического напряжения. Поэтому информационная поддержка в форме точных оценок развития ситуации на участке реверсирования будет весьма полезна для принятия решения пилотом в условиях дефицита времени.

Основную погрешность в прогноз вносит ре-версный участок, а оптимизация по критерию минимума ошибки на реверсном участке также значительно снижает полную ошибку за весь пробег.

Первый критерий обеспечивает весьма малые ошибки, и поэтому дальнейшие оценки качества прогнозирования выполнялись в варианте настроек, оптимизированных по критерию минимума ошибок на реверсном участке.

В работе найдено число неточных или ошибочных прогнозов, находящихся в пределах допуска на отклонение от истинного значения параметра.

В табл. 2 показано число ошибочных прогнозов дальностей до точки останова, попадающих в допуски различной ширины.

Моделировался режим торможения самолета с начальной скоростью 220 км/ч, массой 90 т и коэффициенте торможения 0,5. Рассеяния исходных случайных масс самолета и коэффициента сцепле-

ния были приняты заведомо завышенными и составляли 10 % по каждому параметру. Число модельных посадок 10 тыс.

Данные в табл. 2 показывают несимметричное распределение ошибок прогноза, что хорошо видно по разнице ошибок справа и слева. Причем оптимистических ошибок больше. Такой характер распределения в пределах любого допуска с большей вероятностью будет допускать более затратные последствия от ошибочных принятий решений.

В табл. 3 приведено число ошибочных прогнозов дальностей до точки останова, попадающих в допуск 5 % для разных масс самолета и в доверительный интервал с уровнем доверия 95 %. Здесь разброс входных случайных параметров составил 5 %.

Обращает на себя внимание малая ширина доверительного интервала — менее 3 м. Это означает, что в этом интервале с вероятностью 95 % находится истинное среднее значение дальности до точки останова.

Для оценки серьезности последствий авиационных происшествий в 1САО принята шкала из пяти уровней. Сервисные средства стенда дают возможность получать распределения ошибок заниженных (т. е. опасных) прогнозов по пяти интервалам. На рис. 7 представлены результаты анализа 1 тыс. тормозных режимов самолета массой 90 т на загрязненной ВПП с коэффициентом торможения 0,5. На гистограмме показано число ошибоч-

Таблица 2

Числа ошибочных прогнозов точки останова

Допуск на ошибку 1 2 3 4 5

прогноза, %

Ошибки слева 286 608 920 1223 1538

(оптимистические)

Ошибки справа 267 505 712 912 1110

(пессимистические)

Различие 19 103 208 311 428

Таблица 3

Статистика ошибок в допуске и в доверительном интервале

Масса, т

Число ошибок в 5 %-м допуске

Слева Справа Всего Левая Правая Ширина

70 62 66 128 48,42 50,94 2,52

90 59 66 125 63,46 66,19 2,73

105 48 53 101 65,67 68,27 2,6

Доверительный интервал Р = 0,95

Граница, м

18—21 21—24 24—27 27—30 Интервалы скоростей

30—32

Рис. 7. Распределение ошибок прогнозирования по пяти уровням серьезности

ных прогнозов скорости выкатывания, попадающих в каждый из пяти интервалов скоростей.

Видно, что наибольшее число прогнозов попадает в интервал со скоростями выкатывания 18^21 м/с, а в интервалы с большими скоростями выкатывания попадает наименьшее число ошибочных прогнозов.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Рассмотрена методика проектирования алгоритмов прогнозирования терминальных состояний во время выполнения взлетно-посадочных операций. На режиме торможения — это состояния останова или качения на малой скорости руления для причаливания к терминалу выхода. Процесс торможения происходит под действием разных меняющихся источников сил, в том числе устройств реверсирования тяги, интерцепторов и сопротивления шасси. Поэтому алгоритм прогнозирования должен обладать свойствами адаптации к условиям движения. Полученный ранее алгоритм прогнозирования дальности до финальной точки траектории дополнен алгоритмом коррекции результатов на каждом из трех типовых участках траектории. Коррекция учитывает состояния устройств торможения и имеет целью приблизить результаты прогноза к реальной траектории. Правдоподобие прогноза в работе подтверждено статистическими испытаниями. Приведены оценки для допустимых интервалов рассеяния и доверительных интервалов вычисления математического ожидания.

ЛИТЕРАТУРА

Rallo N. The European Regional Aviation Safety Group (RASG-EUR) // FSFI International Workshop, 15 May 2012. -URL: http://www.aviationunion.ru/Files/2_En_Rallo_ICAO_ RASG-EUR.pdf (дата обращения: 12.02.2018).

2. Rallo N. Runway safety: the big picture // ICAO Regional Runway Safety Seminar (RRSS). — Moscow, 6—8 November 2012. — URL: https://www.eurocontrol.int/sites/default/files/ event/files/131106-ICAO-regional-runway-safety-seminar-agen-da.pdf (дата обращения: 12.02.2018).

3. Sharov V. Development of Overrun Prognosis System in Volga-Dnepr Airline // ICAO Regional Runway Safety Seminar (RRSS), Moscow, 6—8 November 2012.

4. Jarinov S. Role of the Regulator // ICAO Regional Runway Safety Seminar (RRSS), Moscow, 6—8 November 2012.

5. Шаров В.Д. Методика оценки вероятности выкатывания воздушных судов за пределы ВПП при посадке // Научный вестник МГТУ гражданской авиации. — 2007. — № 122. — С. 61—66.

6. Statistical Summary of Commercial Jet Airplane Accidents. Worldwide Operations 1959—2016. Boeing. August 2017. — URL: http://www.boeing.com/news/techissues/pdf/statsum.pdf (дата обращения: 12.02.2018).

7. Кофман В.Д., Полтавец В.А., Теймуразов Р.А. Сравнительный анализ безопасности полетов отечественных и зарубежных самолетов // Транспортная безопасность и технологии. — Декабрь 2005. — № 4 (5).

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

8. Shevchenko A.M. Some Means for Informational Support of Airliner Pilot // 5th Int. Scientific Conf. on Physics and Control (Physcon 2011). Leon, Spain, Sept. 5—8 2011. — P. 1—5. — URL: http://lib.physcon.ru/doc?id=78f90e41e746/ (дата обращения: 12.02.2018).

9. Шевченко А.М., Павлов Б.В., Начинкина Т.Н. Метод прогнозирования взлета самолета при наличии высотных препятствий // Изв. Южного федерального университета, техн. науки. — 2012. — № 3. — С. 167—172.

10. Шевченко А.М., Солонников Ю.И., Начинкина Т.Н. Разработка и исследование метода прогнозирования взлета самолета // Проблемы управления. — 2012. — № 6. — С. 63—68.

11. Kuznetsov A., Shevchenko A., Solonnikov Ju. The Methods of Forecasting Some Events During the Aircraft Takeoff and Landing // 19th IFAC Symposium on Automatic Control in

Aerospace (АСА2013). — Germany, 2013. — Preprints. — P. 183—187.

12. Шевченко А.М., Начинкина Т.Н. Энергетический метод прогнозирования безопасного торможения самолета // Проблемы управления. — 2014. — № 4. — С. 38—44.

13. Шевченко А.М. Разработка и исследование метода прогнозирования дистанции пробега самолета на посадке // Ме-хатроника, автоматизация, управление. — 2015. — T. 16, № 12. — С. 841—847.

14. Шевченко А.М., Павлов Б.В., Начинкина Т.Н. Применение энергетического подхода для проектирования систем управления полетом // Тр. XII Всерос. совещ. по проблемам управления (ВСПУ 2014), Москва, ИПУ РАН. — М., 2014. — С. 3417—3430.

15. Борисов В.Т., Начинкина Т.Н., Шевченко А.М. Энергетический подход к управлению полетом // Автоматика и телемеханика. — 1999. — № 6. — С. 59—70.

16. Kurdjukov A.P., Nachinkina G.N., Shevtchenko A.M. Energy approach to flight control // AIAA Conf. Navigation, Guidance & Control. — AAIA. — Boston, 1998. — Paper 98—4211.

17. Павлов Б.В., Шевченко А.М., Начинкина Т.Н. Энергетический подход и его использование для проектирования систем управления полетом // Актуальные проблемы авиационных и аэрокосмических систем. — 2003. — T. 8, вып. 2 (16). — С. 24—43.

Статья представлена к публикации членом редколлегии

Б.В. Павловым.

Шевченко Андрей Михайлович — канд. техн. наук,

ст. науч. сотрудник, Н anshev@ipu.ru,

Начинкина Галина Николаевна — науч. сотрудник,

Н nach_gala @ipu.ru,

Городнова Мария Владимировна — математик,

Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова РАН,

г. Москва.

4Ь

Содержание сборника «Управление большими системами»

2017, вып. 70

Бакаев М.А. Определение сложности задач для зрительно-пространственной памяти и пропускной способности человека-оператора. — С. 25—57.

Бочаров П.С., Горяшко А.П. О субоптимальных решениях антагонистических игр разбиений. — С. 6—24.

Кузнецов А.В. Организация строя агентов с помощью клеточного автомата. — С. 136—167.

Лосев А.Г., Левшинский В.В. Интеллектуальный анализ термометрических данных в диагностике молочных желез. — С. 113—135.

Мелентьев В.А. О топологической отказоустойчивости масштабируемых вычислительных систем. — С. 58—86.

Ростова Е.П., Гераськин М.И. Оптимальная функция издержек предотвращения промышленных рисков фирмы. — С. 87—112.

2018, вып. 71

Горбанева О.И., Мурзин А.Д., Угольницкий Г.А. Механизмы согласования интересов при управлении проектами развития территорий. — С. 61—97.

Железнов К.О., Квинто Я.И., Хлебников М.В. Решение задачи слежения для линейной системы управления на основе метода инвариантных эллипсоидов. — С. 45—60.

Кузнецов А.В. Краткий обзор многоагентных моделей. — С. 6—44.

Резчиков А.Ф., Кушников В.А., Иващенко В.А. и др. Модели и алгоритмы управления процессом сварки роботизированными технологическими комплексами по критерию качества производимой продукции. — С. 98—122.

Тексты статей в свободном доступе на сайте http://ubs.mtas.ru/

Лидеры категории

М.И.

Искусственный Интеллект

Y.Nine

Искусственный Интеллект

•••

                    И.И.З ВЕРЕВ,С.С. КОКОН И Н
ПРОЕКТИРОВАНИЕ АВИАЦИОННЫХ КОЛЕС
И ТОРМОЗНЫХ СИСТЕМ
И. И. ЗВЕРЕВ, С. С. КОКОНИН
ПРОЕКТИРОВАНИЕ АВИАЦИОННЫХ КОЛЕС И ТОРМОЗНЫХ СИСТЕМ
Москва «МАШИНОСТРОЕНИЕ» 1973
УДК 629.735.33 (621.6.054+ 621.226) .001.24
Проектирование авиационных колес и тормозных систем. Зверев И. И., К о к о н и н С. С. М., «Машиностроение», 1972, стр. 224.
В книге сделана попытка обобщить опыт проектирования и расчета авиационных колес и тормозных устройств: тормозов, систем управления тормозами и систем автоматики антиблокирования (антиюза). Освещены некоторые вопросы статической и усталостной прочности авиаколес, расчета ресурса тормоза, динамики тормоза, способы повышения энерговооруженности тормозов, расчета основных элементов системы автоматики антиблокирования.
Книга рассчитана на работников авиационной промышленности и организаций, эксплуатирующих авиационную технику.
Табл. 27. Иллюстр. 155. Список лит. 39 назв.
Рецензент д-р техн, наук Т. М. Батта
3-48-6
174-72
ПРЕДИСЛОВИЕ
Увеличение веса, а также взлетной и посадочной скорости пассажирских и транспортных самолетов способствовало усложнению конструкции авиационных колес.
Существенно повысились механические и тепловые нагрузки на колеса и на тормозные устройства. Достаточно сказать, что тормоза колее пассажирского самолета Ил-62 только за одно торможение после посадки должны поглотить энергию около 18-Ю6 кге-м, которая, трансформируясь в тепло, вызывает нагрев отдельных элементов конструкции тормоза до 500° С. Температура на поверхности трения фрикционных элементов при этом может достигать 1000—1100° С.
Наряду с развитием и совершенствованием конструкции авиационных колес, усложнялись и совершенствовались системы управления тормозами. Так, например, в тормозную систему самолета Ил-62 входят свыше 100 различных гидравлических и электрических агрегатов.
Для повышения эффективности торможения и уменьшения износа протектора пневматика потребовалось введение в систему управления тормозами системы антиюзовой автоматики. В целях снижения теплового режима тормоза применяются специальные системы жидкостного или воздушного охлаждения, а для повышения проходимости колес на различных грунтах — системы регулирования давления в пневматиках.
Таким образом, круг вопросов, связанных с проектированием колес и тормозной системы самолетов, значительно расширился.
К числу основных вопросов, освещенных в книге, относится определение энергонагружённости тормозов, расчет длины пробега самолета, анализ величины коэффициента сцепления пневматика с поверхностью взлетно-посадочной полосы аэродрома.
3
излагается методика теплового и прочностного расчета основных элементов колес и тормозов.
В работе рассмотрены некоторые вопросы проектирования и расчета тормозной системы, системы автоматики аптиблокирова-пия, системы охлаждения, системы регулирования давления в пйевматиках, а также отдельные вопросы проектирования и расчета агрегатов этих систем. В последних разделах книги освещены вопросы, связанные с испытанием колес и тормозов и необходимым для этого оборудованием.
Авторы приносят благодарность за советы и замечания по отдельным разделам канд. техн, наук И. И. Хазанову, В. Н. Парфенову, за помощь в подготовке рукописи Е. С. Юдаеву, М. С. Зухеру, М. В. Малютину, А. А. Матвееву, Ю; П. Бажанову и А. В. Реуту.
Все замечания просьба направлять по адресу: Москва, Б-78, 1-й Басманный пер., 3, изд-во «Машиностроение».
Глава I
ШАССИ САМОЛЕТА
Статические и динамические нагрузки, испытываемые самолетом на стоянке, при движении по аэродрому и при торможении, передаются прежде всего на конструктивные элементы шасси — стойки, подкосы, амортизаторы и колеса — и далее на конструктивные элементы.
При этом действие вертикальных динамических нагрузок зависит в значительной степени от характеристик амортизаторов шасси и величины внутреннего давления воздуха в пневматиках колёс. Нагрузки в конструктивных элементах тормозной цепи — в рычагах, тягах — определяются величиной тормозного момента, развиваемого тормозами колес.
Прочностные и динамические характеристики тормоза и шасси взаимосвязаны. Например, нестабильность работы тормоза или тормозной системы может явиться причиной крутильных колебаний стойки вокруг вертикальной оси, а недостаточная жесткость оси колеса может привести к преждевременному разрушению как колеса, так и тормоза.
Как показала практика, своеобразным критерием надежности эксплуатации является соотношение веса конструкции шасси к весу самолета и веса снаряженных колес к весу шасси. По статистическим данным для ранее построенных самолетов с взлетным весом от 45 до'190 тс:
—	вес основного шасси с полностью снаряженными колесами (с пневматиками) составляет 3,5—4,3% взлетного веса самолета бвзл, а '.вес передней ноги шасси также с полностью снаряженными колесами — 0,3—0,64%;
—	вес снаряженных колес основного шасси составляет 43— 59% веса самого шасси, а вес снаряженных колес передней ноги — соответственно 18—29% 
Для ориентировочных расчетов можно принимать вес полностью снаряженного основного шасси
6О.Ш да 3,85- 10-26взл,
О
а вес полностью снаряженной передней ноги Gn.H « 0,47- 10~2Свзл.
При этом вес снаряженных колес основного шасси можно принимать равным примерно 50%, а вес снаряженных колес передней ноги — 20% веса шасси.
1.	КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ ШАССИ
На самолетах известны следующие конструктивные схемы шасси (рис. 1.1):
—	трехопорное шасси с задней (хвостовой) поворотной опорой, в котором основная нагрузка приходится на два главных колеса, расположенные впереди центра тяжести (НТ) самолета;
Главные опоры /
Главные^	Задняя
опоры /	опора
Передняя-опора
сь самолета
а)
ЦТ
Ось самолетаА
ЦТ
б)
Главные опоры
Главные опоры
ЦТ
-Ось самолете
в)
Рис. Ы. Основные конст-руктивиые схемы шасси: и — трехопорное шасси с поворотной хвостовой опорой; б — трехопорное шасси с управляемой передней (носовой) опорой; в — велосипедное шасси

—	трехопорное шасси с передней (носовой) поворотной опорой, в котором основная нагрузка приходится на два главных колеса, расположенные позади ЦТ самолета;
— двухопорное, или велосипедное шасси с двумя подкрыльными вспомогательными опорами. В этой схеме вся нагрузка приходится на колеса, расположенные под фюзеляжем сзади и спереди ЦТ самолета. Подкрыльные опоры в таком шасси поддерживают крыло при кренах самолета во время его стоянки и рулении по аэродрому.
6
1
Трехопорпос шасси с хвостовой опорой — хвостовым колесом (рис. 1.2)—в настоящее время может встретиться лишь на сравнительно легких самолетах. В схеме этого шасси только главные колеса являются тормозными. К основным недостаткам шасси с хвостовым колесом следует отнести недостаточную маневренность самолета из-за отсутствия переднего управляемого колеса и возможность его капотирования (опрокидывания че-
Рис. 1.2. Трехопорное шасси с хвостовой опорой
рез носовую оконечность фюзеляжа) при излишне интенсивном торможении колес. В этом случае (рис. 1.3) сила инерции Ри, возникающая при торможении, создаст относительно точки О
опрокидывающий момент, величина которого больше стабилизирующего момента, от посадочного веса самолета (Gc), а равнодействующая этих сил R проходит впереди точки О.
Из рассмотрения действующих сил, следует, что
<Р = arctg — , Gc
причем
Рп = та3; а3 == pg;
Направление движения
Рис. 1.3. Схема сил, действующих на самолет с трехопорным шасси и хвостовым колесом при торможении
Gc = mg, где т — масса самоле
7
та; а3 — замедление самол'ета при торможении; g— ускорение свободного падения; р.— коэффициент сцепления колеса с по* верхностыо аэродрома.
Учитывая эти уравнения, получим
ю = arctg — = arctg р, g
или
р = tgq>.
Для предотвращения капотирования необходимо, чтобы
Р tg фвын-
Рис. 1.4 Трехопорное шасси с передней управляемой опорой
Таким образом, значение реализуемого коэффициента сцепления колеса с поверхностью аэродрома определяет угол выноса (['вып главных ног шасси. Естественно, что для снижения опасности капотирования самолета при торможении можно варьировать величиной угла выноса, однако устранить полностью эту опасность в рассматриваемой схеме не представляется возможным. Очевидно также, что интенсивность торможения при такой схеме шасси ограничена.
Следует также заметить, что в случае сильного удара колес о землю в момент приземления самолетам с такой схемой шасси присуще «взмывание» из-за возникновения пары сил (от посадочного веса-— Gc и реакции опор N), увеличивающей угол атаки и соответственно подъемную силу крыла. Как показала практика полетов, для самолета, имеющего трехопорное шасси с хвостовым колесом, единственно возможной нормальной посадкой является посадка сразу на три точки.
Недостатки, характерные для рассмотренного типа шасси, отсутствуют в схеме трехопорного шасси с носовым колесом, которое получило самое широкое распространение (рис. 1.4).
8
В этой схеме два основных колеса обязательно тормозные, носовое же колесо может быть как тормозным, так и нетормозным.
Трехопорное шасси с двумя многоколесными тележками (левой и правой) и передней опорой с двумя колесами широко применяется на средних и тяжелых самолетах. Такое шасси американского самолета Боинг КС-135 показано на рис. 1.5. Передняя стойка шасси управляемая и поворачивается относительно вертикальной оси. Угол поворота задается летчиком. Колеса на передней стойке нетормозные.
Трехопорное шасси с передней опорой и многоколесными тележками на каждой стойке обладает рядом преимуществ, основными из которых являются:
Рис. 1.5. Трехопорное многоколесное шасси с передней управляемой опорой на американском самолете Боинг КС-135
—	высокая проходимость и сравнительно малый объем, занимаемый конструкцией;
—	высокая надежность в эксплуатации;
—	возможность осуществления посадки одновременно на все три опоры (колеса) при малом угле атаки и на главные опоры (колеса) при больших углах атаки;
—	возможность повышения интенсивности торможения и сокращения пути послепосадочного пробега путем установки на передней опоре тормозного колеса;
—	сохранение горизонтального положения фюзеляжа на стоянке и при движении самолета по ВПП;
—	путевая устойчивость самолета при рулении на земле, разбеге на взлете и пробеге после посадки.
Рассмотрим, как обепечивается путевая устойчивость самолета на трехопорном шасси с передним и хвостовым колесами, если по каким-либо причинам наблюдается снос самолета под углом 0С (рис. 1.6). Причиной сноса может быть неравенство сил торможения на главных колесах, сила удара катящегося колеса
9
о какое-либо препятствие, неравенство сил тяги двигателей и др. Допустим, что переднее и хвостовое колеса способны самоориен-тироваться и не создавать боковых сил реакций со стороны
Рис. 1.'6. К пояснению путевой устойчивости самолета при различных схемах шасси:
поверхности аэродрома при сносе.
Как видно из схемы сил, приложенных к самолету, имеющему шасси с передней опорой, образующиеся при сносе центробежная Рп и боковая силы реакции /?<-, (от боковой силы трения колес) будут создавать момент, который ликвидирует начавшийся разворот и вернет самолет на первоначальную траекторию движения. Поэтому шасси с передним колесом существенно облегчает летчику управление на взлете многомоторным самолетом в случае отказа двигателя. Практика показывает, что самолеты с передним колесом способны при отказе двигателя автоматически сохранять прямолинейный разбег.
У самолета, имеющего шасси с хвостовым колесом, возникающие при сносе силы будут стремиться еще больше развернуть его, поэтому для повышения путевой устойчивости при разбеге перед взлетом хвостовое колесо стопорится, т. е. фиксируется в нейтральном положении. При застопоренном колесе на нем возникает боковая сила /щ.х, момент которой относительно ЦТ самолета является стабилизирующим, т. е. уменьшает угол сноса рс.
Кроме путевой, имеет значение и так называемая флюгерная устойчи-
а — шасси с передней самоори-ентируклцейся опорой; б — шасси с хвостовой самоориентирую-Щейся опорой; в — шасси с хвостовой- застопоренной опорой
вость самолета, проявляющаяся при боковом ветре и посадке самолета со сносом. Как отмечалось выше, в момент касания земли создается па-
ра сил (боковая сила на главных колесах и центробежная сила Рц, приложенная в ЦТ), момент которой при трехопорном шасси с носовым колесом и расположении ЦТ самолета впереди главной ноги шасси будет разворачивать самолет по ветру в направлении действия результирующего момента М]. При заднем положении ЦТ и шасси с хвостовым колесом момент от этой пары сил развернет самолет против
10
ветра в направлении результирующего момента М2. В последнем случае самолет не обладает флюгерной устойчивостью и проявляет тенденцию к опрокидыванию через внешнее (относительно центра вращения) крыло. Эта тенденция объясняется увеличением подъемной силы на внутреннем крыле и моментом силы Рц на плече, равном расстоянию от ЦТ самолета до земли.
Шасси велосипедного типа применяется обычно при относительно тонком профиле крыла, когда размещение колес в крыльях либо невозможно, либо сопряжено с ухудшением аэродинамики самолета. На рис. 1.7 показано такое шасси на американ-
Рис. 1.7. Шасси велосипедного типа американского самолета Боинг В-52
ском самолете Боинг В-52. Оно состоит из передней и задней тележек с четырьмя тормозными колесами на каждой, левую и правую подкрыльные стойки с нетормознымн колесами. При велосипедном шасси задается определенное соотношение между силами торможения на колесах передней и задней тележек для сохранения путевой устойчивости самолета три торможении на пробеге. Сила торможения на колесах передней тележки не превышает обычно 70—75% ее максимально возможной величины для колес задней тележки.
2. ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ ТРЕХОПОРНОГО ШАССИ С НОСОВЫМ КОЛЕСОМ
И КОМПОНОВКА ЕГО НА САМОЛЕТЕ
Компоновка трехопорного шасси с носовым колесом на самолете сводится к определению оптимальных размеров его базы и
11
колеи, а также к выбору рационального расположения главных опор — колес относительно ЦТ самолета.
Минимально допустимое расстояние а от ЦТ самолета до оси главных колес определяется следующим условием: проекция ЦТ на горизонтальную плоскость при любом положении самолета относительно поверхности аэродрома должна всегда оставаться впереди вертикальной плоскости, проведенной через линию касания главных колес с землей (рис. 1.8). Если это условие не будет выполнено, то при посадке и рулении хвостовая часть самолета может удариться о поверхность аэродрома.
В существующих конструкциях отношение параметра а к базе шасси b изменяется в пределах 0,1—0,15. Угол наклона оси амортизационной стойки к вертикали а.т считается положительным, если стойка вынесена вперед, отрицательным, если стойка
Рис. 1.8. Основные геометрические параметры шасси с передней опорой
вынесена назад, или нулевым, если стойка вертикальная. Обычно положительный и отрицательный углы изменяются в пределах ±(10°—12°), причем следует учитывать, что отрицательный угол создает большую устойчивость при пробеге самолета с торможением.
База шасси b определяется расстоянием от оси главных колес до оси носового колеса. Базу рационально делать возможно большей, так как при этом уменьшаются вертикальные нагрузки от веей самолета, приходящиеся на переднее колесо. Несмотря на то, что смещение переднего колеса вперед увеличивает длину носовой части фюзеляжа, испытывающую нагрузку от носового колеса, более длинная база конструктивно иногда оказывается более выгодной. Отношение размера базы b к длине самолета L колеблется в пределах 0,25—0,35.
Ширина колеи шасси Вк определяется из условия недопустимости касания концов крыла взлетно-посадочной полосы при посадке самолета с поперечным креном до 10°. Широкая колея позволяет с помощью тормозов более эффективно управлять самолетом при движении на аэродроме. Вместе с тем, излишне широкая колея шасси повышает чувствительность самолета к самопроизвольным разворотам в результате лобовых ударов ко
12
лес о неровности аэродрома. Обычно ширина колеи задается в пределах 20—30% от размаха крыльев /.
Стойки шасси разнообразны по конструктивной схеме, как это показано на рис. 1.9.
По расположению амортизатора различают телескопические стойки, представляющие собой одно целое с амортизатором, и стойки с выносным амортизатором. По конструктивной схеме различают шасси ферменной конструкции (см. рис. 1.9, а), балочно-консольное шасси (см. рис. 1.9, б), балочно-подкосное шасси (см. рис. 1.9, в) и ферменно-балочное шасси (см. рис. 1.9, г).
Шасси ферменной конструкции громоздко, создает большое сопротивление при взлете, а также трудности при уборке. Оно применяется в основном на самолетах с малыми взлетно-посадочными скоростями.
Рис. 1.9. Конструктивные схемы стоек шасси: а — ферменная; б — балочно-консольная; в — балочно-подкосная: г — ферменно-балочная
Балочно-консольное шасси без подкоса (см. рис. 1.9, б) конструктивно наиболее просто и удобно для складывания при уборке в соответствующие отсеки фюзеляжа или крыла.
Наибольшее распространение получила конструкция балочного шасси с подкосом. Конструктивная особенность этого шасси заключается в том, что верхний конец стойки жестко заделан в крыле, но в плоскости, перпендикулярной стойке, оно крепится шарнирно. Нижний конец стойки распирается подкосом. На рис. 1.10 приведена балочная конструкция главной ноги шасси с боковым подкосом-подъемником для уборки и выпуска ноги шасси.
Шасси ферменно-балочной конструкции представляет собой стойку, подкрепленную системой стержней-подкосов, которые уменьшают изгибающие моменты, действующие на стойку, и увеличивают ее жесткость. Типовая конструкция ферменно-балочной стойки главной ноги шасси с тележкой показана на рис. 1.11.
Большинство современных самолетов со взлетным весом 40 тс и более имеют многоколесные тележки. На таких тележках для достижения максимального -эффекта торможения необходимо, чтобы тормозные моменты передних и задних колес тележки
13
были полностью использованы. Это достигается с помощью системы тяг и подкосов, составляющих компенсационный механизм.
На рис. 1.12 показана конструктивная схема тележки, имеющей такой механизм. Тележка снабжена четырьмя колесами, установленными попарно на осях 1 и 6. Оси неподвижно закреплены в вилки сварной рамы, шарнирно соединенной со стойкой 4. Корпус 8 тормоза жестко связан с фланцем 9 болтами, а фланец 9 соединен с рычагом 10 или 11 шлицами и может повора
Рис. 1.10. Балочная конструкция главной ноги шасси с подкосом-подъемником
Рис. 1.11. ФермеНно-балочная конструкция стойки главной ноги шасси
чиваться на некоторый угол относительно осей 1 и 6. Рычаги 10 и 11 соединены друг с другом тягой 7. Передний рычаг 10, кроме того, соединен с амортизатором 3 и подкосом 2. Тормозной момент от тормозов задних колес воспринимается рычагом 11, а от передних — рычагом 10. Тормозной момент от задних колес преобразуется в силу, которая тягой 7 передается на рычаг 10. Суммарное усилие от действия тормозных моментов на передних и задних колесах воспринимается через подкос 2 стойкой 4. При этом поворот тележки относительно оси 5 в направлении действия моментов сил и перераспределение усилий между колесами не происходит, если тележка находится в равновесии под действием сил торможения Кт, суммарного уснлйя Sn в подкосе и ре-
14
Рис. 1.12. Конструктивная схема многоколесной тележки главной ноги шасси:
— оси колес; 2 — подкос; 3 — амортизатор; 4 — стойка; 5 — ось тележки; 7 — тяга; 8 — тормоз;
9 — фланец; 10, // — рычаги
акции RB в оси 5, которая должна пройти через ось 1 передних колес, что следует из равновесия сил на оси /. Поскольку силы Ro, Sn и F.c должны при равновесии пересекаться в одной точке О, то зная положение точки О, легко определить требуемое направление подкоса 2.
Условие равновесия сил, приложенных к тележке, можно представить в виде равенства моментов этих сил относительно осн 5, т. е.
• 2Л45 = 2/?„.п/ - 2/?к.з/ - 4FrH + Snb = О, где — сила реакции на передних колесах;
RK.3 — сила реакции на задних колесах;
I — расстояние между осью передних колес и осью стойки; b — расстояние между осью стойки 5 и осью подкоса 2;
И — высота расположения оси стойки.
Если не происходит перераспределение усилий между колесами, то выполняется следующее равенство:
jRk.ii = Як.з-
Тогда, очевидно, что
Svb — 4FTH = 0.
По аналогии сумма моментов сил относительно передней оси 1 колеса
SMi = Sna — 4FTh = 0,
где а — расстояние между подкосом и осью передних колес; h — высота расположения оси колес.
Так как SAft = XAf5, то — = —. а п
Это соотношение позволяет определить направление подкоса 2.
3. СИСТЕМА АМОРТИЗАЦИИ ШАССИ
Система амортизации шасси снижает нагрузки от толчков и ударов, воспринимаемых колесами при посадке и движении самолета по взлетно-посадочной полосе аэродрома. Эта система включает в себя амортизаторы шасси и пневматики колес. Работу, которую выполняет система амортизации, принято называть нормированной работой, поскольку она задается нормами и в общем виде определяется по формуле
I/2
Лн = /ирсд-^,	(1.1)
где — нормированная работа;
^ред — редуцированная масса самолета (величина массы самолета, приходящаяся на одну ногу шасси);
16
Vy — вертикальная составляющая скорости самолета в момент соприкосновения колес с ВПП.
Для каждой ноги шасси нормируемая работа должна рассчитываться отдельно.
Нормированная работа распределяется между амортизатором шасси и пневматиком колеса. Однако- работа амортизатора должна быть рассчитана так, чтобы усилие, возникающее в конце хода амортизатора, не превышало бы допустимую на колесо нагрузку. В противном случае неизбежна перегрузка пневматика, которая может привести к разрушению как пневматика, так и колеса.
Амортизаторы преобразуют энергию удара самолета в момент посадки или при преодолении колесами неровностей в тепло работой сил трения и деформации рабочего тела. Они могут быть жидкостно-газовыми, резиновыми или пружинными.
В настоящее время наибольшее распространение получили жидкостно-газовые амортизаторы, так как они обеспечивают более полное преобразование энергии удара, отличаются компактностью и надежностью в эксплуатации.
На основе многолетнего опыта эксплуатации к амортизаторам шасси независимо от их типа предъявляются следующие основные требования:
1)	преобразование энергии удара в тепло работой сил трения при прямом (рабочем) ходе для снижения нагрузки на узлы конструкции самолета до расчетной;
2)	равномерное и плавное нарастание нагрузки до максимального значения к концу прямого хода;
3)	малое время обратного хода амортизатора.
Следует заметить, что если поглощаемая амортизатором энергия будет аккумулироваться в виде энергии сжатого рабочего тела, то после снятия нагрузки амортизатор будет разжиматься с большой скоростью. В этом случае элементы шасси испытывают дополнительную ударную нагрузку, которая скажется на конструкции самолета. Поэтому для снижения таких нагрузок, боль-' шая часть воспринимаемой амортизатором энергии должна преобразовываться в тепло и рассеиваться.
Разность между поглощенной и возвращенной амортизатором энергией, преобразованная в тепло, называется работой гистерезиса. Очевидно, что величина этой работы у амортизатора должна быть возможно большей.
Рассмотрим конструктивную схему жидкостно-газового амортизатора и познакомимся с принципом его работы (рис. 1.13).
Амортизатор состоит из цилиндра 1 и движущегося в нем штока 8. Цилиндр крепится обычно к стойке шасси или фюзеляжу, а шток — либо к оси колеса, либо к оси тележки. Шток в цилиндре имеет две опоры: верхнюю буксу 3 и нижнюю опору 7. Стакан 2, неподвижно закрепленный в цилиндре, может быть профилирован по наружному контуру или иметь постоянное
17
Рис. 1.13. Конструктивная схема жидкостно-газового амортизатора:
1 — цилиндр; 2 — стакан; 3 — верхняя букса;
4 — дроссельное отверстие; 5 — клапан торможения обратного хода; 6 — уплотнение; 7— нижняя букса; 8 — шток
кольцевое сечение. На дне стакана имеется дроссельное отверстие 4. На шток насажен кольцевой клапан 5 — клапан торможения обратного хода. Полость А амортизатора заполняется сжатым азотом под абсолютным давлением 30—60 кгс'см2, а полости В и С заполняются рабочей жидкостью (маслом АМГ-10' пли глицериновой смесью в соотношении 70% глицерина и 30% спирта). Между штоком 8 и стаканом 2 имеется кольцевой зазор для протока рабочей жидкости. Для устранения утечки жидкости в месте выхода штока из цилиндра ставится уплотнение 6. При прямом (рабочем) ходе шток 8 движется вверх. При этом газ в полости А сжимдется, обеспечивая последующее возвращение штока амортизатора в исходное положение после, снятия нагрузки на колесо.
Во время рабочего хода жидкость вытесняется из полости В в цилиндрическую полость А через кольцевой зазор между штоком и ста-канцм 2 и через дроссельное отверстие 4. На вытеснение жидкости из полости В в полость А затрачивается часть работы, совершаемой при посадке, которая переходя в тепловую энергию, рассеивается в окружающую среду. Одновременно при движении штока вверх жидкость из полости А через отверстие 3 в штоке открывает кольцевой клапан 5 и попа
дает в полость С. Перетекание жидкости из полости А в полость С происходит при малых потерях давления. При обратном ходе шток, находящийся под давлением газа в верхней части полости А, начинает двигаться вниз. При этом под давлением жидкости клапан 5 закрывает в штоке отверстия большого сечения и жидкость из полости С перетекает в полость А только через малые отверстия в самом клапане 5. Протекание жидкости через эти отверстия обеспечивает сравнительно медленное возвращение амортизатора в исходное положение и смягчает силу удара при обратном ходе. Из полости А в полость В жидкость перете-18
кает через кольцевую щель между стаканом 2, штоком 8 и через отверстие 4.
Работа жидкостно-газового амортизатора характеризуется диаграммой, выражающей зависимость усилия Раы, действующего на шток, от хода штока бам (рис. 1.14, а). Для простоты рас-суждений рассмотрим амортизатор без клапана торможения обратного хода, конструктивная схема которого при прямом и обратном ходах штока изображена на рис. 1.14, б и в. Если не учитывать силы инерции движущегося штока, можно считать, что внешняя сила Рам и силы торможения Рг и Р-,к, направленные против движения штока, равны. В этом случае при прямом ходе штока имеем
Рам — Рг 4~ Р«,	(Е2)
Рис. 1.14. К пояснению принципа действия амортизатора:
<z —• диаграмма работы амортизатора; б — схема, поясняющая работу амортизатора при прямом ходе штока; в — схема, поясняющая работу амортизатора при обратном ходе штока
где Рам — внешняя сила, действующая на шток амортизатора;
Рг — сила давления сжатого газа на шток;
Рж — сила сопротивления рабочей жидкости при протекании ее через калиброванные отверстия.
Сила Рг при прямом ходе будет изменяться по закону:
PrVn = const,	(1.3)
где п — показатель политропы (п~1, 3):
V — объем сжимаемого газа.
В координатах Рям и 6ам уравнение (1.3) представлено кривой ADB. Начальная ордината этой кривой РОам зависит от величины начального давления Ро в амортизаторе (давления зарядки) .
19
Сила сопротивления от перетекания жидкости через калиброванные отверстия
Pm = kV^	(1.4)
где k — коэффициент пропорциональности, учитывающий удельный вес жидкости, ее вязкость и другие параметры;
1'ж — скорость жидкости.
Скорость штока в начальном и конечном положениях, а следовательно, и скорость перетекания жидкости равны нулю. Поэтому и сила Р;К также равна нулю. Если отложить величины сил, возникающих при движении жидкости, на гистерезисной диаграмме не от оси абсцисс, а от кривой ADB, то кривая .4 СВ будет характеризовать величину суммарного усилия Рам. Очевидно, в этом случае вся работа, совершаемая амортизатором при прямом ходе штока, будет равна е ам шах
Дам = Вам б/бам	(1-5)
О
и будет определяться площадью ACBFGA на гистерезисной диаграмме. Очевидно, что эта работа должна быть равна нормируемой работе для стойки шасси за вычетом работы Янн, совершаемой пневматиками колес, т. е.
Дам = Дн Дпн-	(1-6)
При обратном ходе штока сила сопротивления жидкости при ее перетекании из полости А в полость В будет
Вж = ^(Уж)2,	(1.7)
где У'ж — скорость жидкости, протекающей через калиброванное отверстие.
Очевидно, что при обратном ходе
Рам = Рг-Рж.	(1.8)
На рис. 1.14 разность сил Рт—Р'п, представлена кривой АЕВ. Следовательно, работа сил сопротивления
о
Добр = У Вам</бам	(1.9)
е ам max
и соответствует площади BEAGFB на гистерезисной диаграмме. Работа, совершаемая амортизатором за полный его рабочий цикл
20
при прямом и обратном ходе штока, т. е. работа, соответствующая площади петли гистерезиса (АСВЕА на рис. 1.14),
Дпют = -Дам.пр -Дам.обр-	(1.10)
На форму кривой АСВ, характеризующей изменение по ходу штока силы Рам, или силы обжатия амортизатора, весьма большое влияние оказывает величина площади проходного сечения кольцевого зазора штока. У большинства современных амортизаторов опа составляет 2—5% от площади штока. Если эта площадь будет меньше нижнего предела, скорость перетекания жидкости и сила ее сопротивления возрастают. В этом случае усилие на штоке амортизатора при прямом ходе увеличивается, а при обратном — уменьшается. В результате площадь петли гистерезиса и, следовательно, работа амортизатора увеличиваются. При этом амортизатор становится жестким, т. е. усилие по ходу штока нарастает более интенсивно. Это означает, что при грубой посадке нагрузки, испытываемые самолетом, значительно повысятся. С увеличением проходного сечения кольцевого зазора амортизатор становится мягким, но площадь петли гистерезиса и соответствующая ей работа уменьшаются.
Для получения достаточно упругого амортизатора, способного выполнить заданную нормированную работу, в его конструкцию вводится клапан торможения, работающий при обратном ходе штока. В этом случае обжатие при прямом ходе штока будет происходить также по кривой АСВ, а при обратном ходе — по кривой BDA (см. рис. 1.14). У таких амортизаторов усилия при прямом ходе штока нарастают более плавно и площадь петли гистерезиса мало уменьшается.
У жидкостно-газовых амортизаторов площадь проходного сечения по длине штока может быть как постоянной, так и переменной.
Глава II
НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КОЛЕСА И ТОРМОЗА
1. ОБЩИЕ ТРЕБОВАНИЯ К КОЛЕСАМ И ТОРМОЗАМ
Авиационные колеса и тормозные системы самолета должны удовлетворять требованиям, вытекающим из норм летной годности самолетов.
Такие нормы существуют в ряде стран с некоторыми отличиями. Приведем основные положения и требования к колесам, тормозам и пневматикам из этих норм.
Главные колеса.шасси должны быть обязательно тормозными и рассчитываться на нагрузки при максимально допустимых взлетных и посадочных весах самолета. В случае прерванного взлета с максимальным взлетным весом самолета колеса и пневматики при интенсивном торможении не должны воспламеняться или разрушаться. Обязательно требование многократных последовательных взлетов и посадок самолета, число и интервалы между которыми зависят от назначения самолета. Установка колес на шасси должна предусматривать возможность осмотра состояния основных узлов крепления колеса и тормозной системы.
Тормоза колес должны рассчитываться на торможение во всем диапазоне посадочных скоростей самолета с учетом возможного их нагрева. Обязательны для колес высокая надежность в заданных условиях эксплуатации самолета. Эффективность тормозов должна соответствовать нормированной величине работы сил торможения в течение всего установленного, для самолета срока эксплуатации.
Гарантированный тормозной момент должен обеспечивать замедление самолета, равное ~0,2g при всех допустимых значениях веса самолета и положениях центра тяжести. Гарантированный тормозной момент должен удерживать самолет с максимальным взлетным весом на стоянке при уклоне 1 : 10. Кроме того, тормоза должны обеспечивать торможение на стоянке в течение 24—48 ч. и работать до полного износа фрикционного материала и обеспечивать при эксплуатации эффективное торможение. В конструкции тормозов следует предусматривать воз-
22
можность замены поврежденных фрикционных элементов без предварительной их приработки.
Для определения нагрузок, действующих на колесо и тормоз, необходимы определенные сведения о самолете, для которого колесо проектируется, а именно: схема и тип шасси, значения посадочного и взлетного весов, заданная длина послепосадочного пробега с применением тормозов, посадочные и взлетные скорости, класс аэродромов, на которых будет использоваться самолет и др. Эти данные позволяют определить основные конструктивные параметры колеса и тормозов.
Рассмотрим основные факторы, определяющие нагруженность тормозного колеса.
2. МОМЕНТ СИЛЫ СЦЕПЛЕНИЯ КОЛЕСА С ПОКРЫТИЕМ ВПП
Неполностью заторможенное колесо при качении (рис. 2.1) находится под действием радиальной нагрузки (Р,), момента силы сцепления (Мсц) и тормозного момента (Мт). Момент силы сцепления * зависит от ряда факторов и может быть выражен известной из механики формулой
Мсц = цРг (П< боб) —РсцТд,	(2.1)
где р—коэффициент сцепления пневматика колеса с поверхностью ВПП (р=Рсц/Рг);
гк — геометрический радиус колеса;
боб — обжатие пневматика колеса под радиальной нагрузкой;
Гд — динамический радиус качения колеса (гд=гк—бОб);
Рсц— сила сцепления пневматика колеса с поверхностью ВПП.
Коэффициент сцепления р является величиной переменной. Изменяясь в довольно широких пределах, он в каждом конкретном случае нагружения колеса может достигать определенного предельного значения:
Цпр = Fсц max/Pт max.	(2.2)
Экспериментальными исследованиями установлена зависимость коэффициента сцепления р от скорости качения колеса, величины давления в пневматике и типа последнего, от состояния протектора пневматика и состояния поверхности ВПП. В случае блокировки (юза) заторможенное колесо будет скользить без качения по поверхности ВПП, при этом коэффициент сцепления будет равен коэффициенту скольжения, представляющему со-
* Правильнее было бы назвать такой момент моментом сил трения между протектором колеса и покрытием ВПП, но учитывая, что в специальной литературе термин «момент сил сцепления» установился, сохраним его в дальнейшем изложении без изменения.
23
бой отношение силы сцепления (F'CJl) полностью заторможенного колеса к его радиальной нагрузке, т. е.
Ц = Цск — F сц/Рг-
Как показали многочисленные исследования, предельный коэффициент сцепления цир всегда остается больше коэффициента скольжения ц(к. Приведенные на рис, 2.2 и 2.3 результаты исследований изменения коэффициента сцепления авиационного пневматика от ряда факторов позволяют сделать следующие выводы:
Рис. 2.4. График зависимо-' сти коэффициента сцепления |1 пневматика колеса автомобиля с разными рисунками протекторов от скорости движения по разным дорогам (штриховая линия — сухая дорога, сплошная линия— мокрая дорога):
а — дорога с бетонным покрытием; б — дорога с асфальтовым покрытием
6)
предельный коэффициент сцепления с увеличением скорости V поступательного движения колеса уменьшается (при У = = 0 Ц1ш = 0,8, а при С = 250 км/ч рпр = 0,6);
— с увеличением внутреннего давления в пневматике (Ро) коэффициент рпр снижается из-за уменьшения площади контакта его с поверхностью ВПП.
На смоченной (после дождя, снега) бетонированной полосе ptnp понижается еще больше, так как в этом случае только средняя часть следа, получающегося от контакта протектора с поверхностью полосы при качении колеса, остается сухой. Специальный рисунок протектора может улучшить условия его сцепления с мокрой поверхностью полосы.
Для выяснения влияния рисунка протектора на коэффициент цПр можно воспользоваться экспериментальными данными для автомобильных пневматиков, приведенными на рис. 2.4. Из гра-
25
фиков на этом рисунке видно, что у протектора с продольными канавками (типа Л) получаются средние величины коэффициента сцепления как на сухой, так и на мокрой дорогах. Хорошие результаты при испытаниях показал пневматик с протектором (тип Е).
Полученные кривые р(К) для протекторов с разными рисунками (С, Д, Е и др.) показали, что протектор не должен быть сплошным, лучше, если он будет составлен из отдельных участков (шашек). Наихудшие результаты получены на пневматике с изношенным протектором И. Следует заметить, что результаты, приведенные на рис. 2.4, нельзя переносить на авиационные пневматики без учета влияния скорости самолета на коэффициент скольжения.
Условия сцепления протектора с ВПП во многом зависят от степени гладкости самой поверхности взлетно-посадочной полосы. Установлено, например, что во время дождя грубая поверхность бетонированной полосы (с большей шероховатостью) может оказаться более благоприятной, так как неровности на ней могут разрушать жидкую пленку под протектором и тем самым улучшать сцепление колеса с полосой при торможении.
Однако, если посадочная полоса будет покрыта достаточно толстым слоем воды, возможно явление глиссирования на ней пневматика колеса. В этом случае на определенной скорости возможен, под действием гидродинамических сил, даже отрыв колеса от поверхности полосы. Скорость, при которой происходит отрыв колеса от полосы, называется скоростью начала глиссирования Угл:
Угл= 16,7 V14,2po,	(2.3)
где р0 — внутреннее давление в пневматике колеса.
При качении заторможенного колеса всегда имеет место его проскальзывание, т. е. скорость вращения заторможенного колеса всегда меньше скорости вращения свободного (незаторможенного) колеса. Степень проскальзывания колеса бПр может быть оценена в процентах по формуле
«о— и __ ыо — со бир =--------100 =--------- 100,
По	(1)0
где по, <оо — число оборотов, угловая скорость свободного колеса (при качении без торможения);
п, о — число оборотов, угловая скорость при качении заторможенного колеса.
Кривые ц(бпр) Для различных поступательных скоростей и постоянного давления в пневматике р0=6 кгс/см2 приведены на рис. 2.5. Следует иметь в виду, что, хотя значения коэффициентов рпр для каждого типа пневматика различны, характер кри-2С
вых ц(бПр) для всех пневматиков одинаков. Из рассмотрения этих кривых видно, что с увеличением поступательной скорости самолета максимум значения коэффициента ц смещается в сторону меньших значений бпр- Практически он лежит в пределах 10—20%.
В результате при определении момента сил сцепления можно принимать для сухой бетонированной полосы ц= 0,64-0,7 при У = 0 и у,= 1/2 (ццр+цск) при У=0.
В последнем выражении цпр и Рек берутся из аналогичных приведенным на рис. 2.2 и 2.3 графиков, относящихся к конкретным образцам авиационных пневматиков. Для ориентировочных
расчетов можно принимать ц = = 0,35 при V#=0. В зависимости от соотношения между величинами моментов МСц и Мт возможны следующие три случая движения заторможенного колеса.
1. 7ИСЦ>Л1Т. В этом случае происходит качение колеса с проскальзыванием и определенным угловым замедлением, величина которого определяется отношением линейного замедления самолета (с3) к дина.-мическому радиусу качения колеса (гд), т. е. d<aldx=a9lrv. Если 6/(i)/dT=const, то угловая скорость и обороты колеса
Рис. 2.5. График зависимости коэффициента сцепления ц от величины относительного проскальзывания колеса 6пр при разных поступательных скоростях Vi, У2, Уз при торможении Vi<V2<V3
уменьшаются линейно.
2. МСЦ=Л4Т. В этом случае также происходит качение колеса при наличии определенного проскальзывания. Однако уменьшение на этом режиме по каким-либо внешним причинам момента сил сцепления Л4СЦ или увеличение тормозного момента Л1Т влечет за собой резкое изменение характера движения колеса. Поэтому такой режим можно рассматривать как режим неустойчи-
вого движения.
3. Л1СЦ<Л1Т. В этом случае колесо блокируется (не катится) и движется юзом. При возникновении блокировки колеса урав
нение движения его принимает вид
dtss
= Л4СЦ — ЛД = — A/W.
Выражение dia/dx представляет собой величину углового замедления колеса.
27
Из рассмотренных случаев движения колеса следует, что для получения минимального тормозного пути самолета на послепо-садочном пробеге необходимо, чтобы
щах = АГсц.пр == Р-ПрРГ I: боб) .
Само отношение
•Мсц.пр/F1T max = ^эф
можно рассматривать как коэффициент эффективности тормозного устройства, который в идеальном случае равен единице.
3. СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КОЛЕСО ПРИ ДВИЖЕНИИ САМОЛЕТА
При движении по ВПП на самолет, как это видно из схемы на рис. 2.6, действуют подъемная сила Y, сила лобового сопротивления Q, сила тяги двигателей Т, вес Gc, силы реакции ВПП
Рис. 2.7. Изменение подъемной силы У и радиальной нагрузки на колеса (Pr = Gc — Y) от длины пути пробега L и времени торможения т
Рис. 2.6. Силы, действующие на колеса трехопорного шасси с передним тормозным колесом при торможении самолета на пробеге
на главных колесах Nr.K и на носовом (переднем) колесе Nu.k, силы трения на главных колесах Fr.K и носовом (переднем) колесе FHK.
Очевидно, что
Fr.K == [Лг.тАт.к', Рп.к = Цп.к^н.к,
где Цг.к и р,п.к — коэффициенты, сцепления соответственно главного гг носового колес с ВПП. Изменение подъемной силы Y и радиальной нагрузки на колесо Рг на послепосадочном пробеге приведено на рис. 2.7.
Движение самолета по ВПП может быть описано следующей системой уравнений:
Gc dV	, г х 1
-------— — Т — Q — (Fг.к -ф Fн к); ?
g dr	J
28
У + (TVr.n 4- TVH K) — Gc = 0; I (TVh.k^ TVr.K6) (Eh.k 4- Fv.k) /1 =: 0. J
Заменяя силы трения силами реакции земли на колесах и решая второе и третье уравнения этой системы относительно этих сил, получим
(2-4)
TV,
(Gc У) (<z ри.кЛ) ।
Т -у Ь 4- (Цг.к — Цн.к) h I
TV,
(Gc -/)(/> + ИгдЛ)
(2-5)
Далее выражение
а 4“ Ь 4” (рг.к — Цн.к) h , У G?
Gc - У =
преобразуем,
пользуясь известным соотношением y<4/pSV2
1	CI/2
~ су посрЗ Vпос
У
Gc
cv
V2
Су пос
У2 пос
1
k
V2
V2
пос
к виду
Gc
1
~k~ V2 пос
V2
Обозначив долю веса самолета, леса, через
приходящегося
на главные ко-
Цн.гД
а 4" 4- (рг.к — Цн.к) h
можно уравнения (2.5) записать окончательно в следующем виде:
TVr.K
'4
V2
V2
ПОС
TV U.K
/	1 V2 
-х)Ос(|-т — ).
(2.6)
пос
Если коэффициенты сцепления колес рг.к и рнк будут постоянными на всем пути пробега, то силы трения
V2 х /’ пос
1 V2
F Г.К
1
(2.7)
Fh.k — Цн.к(1 — и) Gc
k V2 пос
29
В итоге суммарная тормозная сила колес
Fr.K 4~ FН.П  [хЦгк “Ь ( 1 — х) Цн:к] Gc I 1	—-
 k
— (XcpGc 1
V2 
V2 / пос
где рСр — средний коэффициент трения главных и носовых колес при торможении, р.Ср=хр,г.к+(1 — х)цн.к. На пробеге самолета без торможения суммарная сила трения колес
/	1 V2 
ПО.С
где цо — коэффициент трения качения колеса.
Если в уравнениях (2.5) и (2.6) принять Е=0, цг.ж=Рн.к=0, то реакции (нагрузки) на колеса при стоянке самолета
Л'г.н— ~	И Л'п.к —	: T_Gc.
а 4- b	а 4- b
(2-8)
Для удержания самолета на стоянке с работающими двигателями С ПОМОЩЬЮ ТОрМОЗОВ НеобХОДИМО, Чтобы Дг.к + Л1.к=7’-
Тогда, очевидно, нагрузки на колеса
a	h	b	h
Np.K — —:—- Gc — —-—— Т и Дн.к —	: 7 Gc 4	~V"	(2-9)
a + b a-j-b	а 4- b аb
Кинетическая энергия самолета, преобразуемая тормозами в тепло на пробеге, может быть рассчитана для трехопорного шасси с передним нетормозным колесом при следующих допущениях:
—	постоянстве величины коэффициента сцепления колес с ВПП на всем пути пробега;
—	отсутствии блокировки (юза) колес.
Силы трения, входящие в уравнение (2.4), можно выразить так:
Ег.к = Цг.кХ (Gc — Y) и Ен.к= цо(1 — х) (Gc—У),
где цг.к — суммарный коэффициент сцепления главных колес с поверхностью аэродрома при пробеге с торможением (Цг.к=Цт + |1о);
Рн.к=Цо — коэффициент трения качения носового колеса.
Используя эти выражения, преобразуем уравнение (2.4) к виду 30
dV
m ~~т~ + Цг.кх (Gc — У)-|-ро(1 — х) (Gс — У) -f- Q — Т — 0 ах
и, разделив последнее на Gc, получим
2 dV , .. .. /, у
g
-J- + Цг.кХ ат
г ) + Ио( 1 + х)Х
Gc /
Q Т —-------- = 0.
Gc Gc
(2.Ю)
Пользуясь
G.
известными из аэродинамики формулами, имеем с 1/2
I/2
Г ng v "ос
'УпосР°
—А. 1/2
Си	е V2
У пос т/2	k У ЦОС
у пос
СУ
Q
Сх
где е =------величина, обратная качеству самолета три пробеге;
су
су пос су
k — условное качество самолета при пробеге
Подставив приведенные выражения в уравнение (2.10) и произведя некоторые преобразования, получим
1	Е~ Нг.К'Х — ро( 1 — х)
g dr
k
1/2
ПОС
+ Цг.кХ + Цо(1 — x) — ф = 0,
(2.П)
где <р = T/Gc.
тэй	6 — Цг.кХ — J-lo ( 1 — х)
Введя обозначения с =---------------------<—
k
+ Mo(1 — х) — ф, (приведем (2.11) к виду
1 dV V2
-----;—F с------к а = 0.
g dr V2 пос
О	V2
Введя новую переменную г2 = ——, получим
V2 пос
zdz
4- CZ2 + а = о, dL
— Цг.кХ 4~
у2
V пос g
(2-12)
и а
где dL — дифференциал тормозного пути (dL^Vdr).
31
4. ОПРЕДЕЛЕНИЕ КИНЕТИЧЕСКОЙ ЭНЕРГИИ, ПРЕОБРАЗУЕМОЙ ТОРМОЗАМИ В ТЕПЛО ПРИ ТОРМОЖЕНИИ САМОЛЕТА
С помощью уравнения (2.12) можно определять не только длину пробега L и время торможения т, но и ту часть кинетической энергии самолета, которая преобразуется в тепловую тормозами и колесами.
Работа, совершаемая одним главным тормозным колесом, равна
Ат = {Fr.^dL — — ^pr.nx(Gc — Y)dL =  и • I.	L
I	/ U 
=	l-^-)dL,	(2.13)
n ;  Gc/
где n — число главных тормозных колес шасси самолета.
Учитывая далее (2.7) и (2.12), преобразуем (2.13) к виду
1	~ Рпос
— Цг.кХ О с П	g
zdz
cz2-- а
А т
(2-14)
Интегрируя (2.14), получаем
2
|Лг.К% О с Vno с Дт2 = — ————— »g
а 
— ) ln(cz2 а) ck 1
1
— +В.
2ck -1
(2.15)
При 2=1 и Лт2=0 постоянная интегрирования
Mr^GcVnoc^r 1 / 1 + а 1п(с + а)_ 1 1 ng *- 2с  ck )	ck J
Подставляя найденное значение В в уравнение (2.15), будем иметь
„	Пг.кхОс Риос Г / ,
= —— ----------Н 1 н
'ZgllC	1 
или в безразмерной форме
1 k
а
Лтг йтг=
а
С
1±^+’(г2_1)|. cz2 + а /г	J
(2.17)
32
Из (2.17) при z=0 определяется доля кинетической энергии самолета, которая преобразуется тормозом и колесом в тепло за все время пробега, т. е.
Зависимость at — f(z) лучше строить по разности значений
Отг — ^тО ^tz
Рг.кИ
а 	/	С
1 +— )	In	I	1 +	—Z2
ck /		а
Тогда ордината кривой a.sz будет показывать долю энергии, которая должна быть преобразована в тепловую тормозом и ко-
лесом до полной остановки самолета (рис. 2.8). Полная энергия, которую должен поглотить тормоз и колесо, начиная с любой скорости в момент начала торможения, подсчитывается по формуле
_ GcVnoc_
Ат — —-	Gtz-
2g«
В том случае, если с = О,
«тг = z2 (2k — z2), 2ka
а при z = 1
Utz —
Рг.кХ 2ka
(2k —
1).
Длина пробега, определяемая из уравнения (2.12),
у 2
L==__^££ln(cz2 + (z) + B1 2gc
(2.18)
2—1490
33
При z — 1 и L — О
V
Bi = —— In (с + a)	(2.19)
zg с
и
I72	I
, ►пос . с a L =-------In-----—.
2gc cz2 + a
При c = 0
Vnoc 1-Z2
2g a
При 2 = 0
у2 «. у пос
— 2ga '
Практически процесс пилотирования самолета на посадке предусматривает два характерных этапа.
Первый этап (сразу же после приземления самолета) — движение на двух главных колесах с поднятым передним колесом, тормоза не приведены в действие. На этом этапе только часть кинетической энергии самолета преобразуется в работу силы сопротивления его движению.
Второй этап (с момента опускания и контакта переднего колеса с ВПП) — движение на всех колесах с применением сразу же тормозов.
Учитывая эти этапы, получим:
а)	для первого этапа (индекс «1») имеем c = Ci, a = ai и z=Zi, что соответствует, скорости в начале тормозного пробега. Тогда из (2.19)
. I'noc . ci + а1 Ц =-------In---------;
2gc CiZ2 + «1
б)	для второго этапа (индекс «2») имеем с — с2 и а = а2. Принимая в (2.18) z=Z[ и £ = 0, получаем
у 2
Bi = —— In(c22i 4~ йг).
2gc2
Отсюда (2.19) будет иметь вид
- Vnoc . C2Zi -|- а2
L —-------In---------.
2gc2 c2z2 + а2
Зак. 1490
34
Полагая z = 0, получим
L2 =
Игос .
-----In
2gcz
Общая длина пробега самолета L=Ly + L2.
В случае, если все колеса являются тормозными, подсчет тормозного пути ведется аналогично описанному.
Рис. 2.9. Зависимость длины тормозного пути /-т.п от коэффициента сцепления |1" ср и скорости начала торможения Ри.т:
а — самолет типа Ту-104; б — самолет типа Ту-124
Летные испытания самолетов подтвердили сходимость измеренных длин тормозного пробега с расчетными.
На рис. 2.9 приведены длины тормозного пути в зависимости от коэффициента сцепления р,гр и скорости начала торможения для отечественных пассажирских самолетов типа Ту-104 и Ту-124.
2*
Глава III
ОСНОВЫ РАСЧЕТА НА ПРОЧНОСТЬ КОЛЕСА И ТОРМОЗА
На колесо при движении самолета действуют следующие силы (рис. 3.1): вертикальная Ру от веса самолета, касательная Рх от сцепления пневматика колеса с поверхностью ВПП и бо-
Рис. 3.2. Схема сил, действующих на борта барабана колеса
Рис. 3.1. Схема сил, действующих на колесо при движении самолета
ковая Pz, возникающая при движении самолета по криволинейной траектории, посадке со сносом, рулении под боковым ветром. Кроме того, борта и обод колеса нагружаются силами от давления воздуха в пневматике. С учетом известного принципа независимости действия сил, рассмотрим напряженно-деформированное состояние барабана, находящегося под давлением воздуха в пневматике (рис. 3.2).
1.	РАСЧЕТ КОЛЕСА, НАХОДЯЩЕГОСЯ ПОД ДАВЛЕНИЕМ ВОЗДУХА В ПНЕВМАТИКЕ
Давление воздуха в пневматике наиболее неблагоприятно нагружает борта барабана, передавая на них осевые силы Qi и Q2.
36
Суммарные осевые нагрузки Qi и Q2, действующие па борта, для пневматиков круглого сечения можно с достаточной степенью точности определять по формулам
Qi = Pon[(R-r)2-R^];l
Q2 = Pon[(R —r)z —R^J, »	( J
где ро — давление воздуха в пневматике;
Я, f, Rn — размеры пневматика;
RK — посадочный диаметр реборды колеса.
Выражения (3.1) получены из рассмотрения напряженного состояния пневматика при его взаимодействии с элементами барабана.
Рис. 3.3. Расчетная схема барабана колеса
Расчетная схема барабана, показанная на рис. 3.3, сводится к рассмотрению условий работы тонкостенной цилиндрической оболочки (обода) в сочетании с упругим кольцевым фланцем-бортом.
В сечении по месту стыка борта и обода действуют следующие внутренние нагрузки, равномерно распределенные по окружности радиуса Rcp: Fo — нормальная сила, Qo— поперечная сила, Мо — изгибающий момент.
Из условия равновесия следует
Р __ Qi
°	2 лRcp ’
Величины момента Мо и силы Qo определяются из условия совместности деформаций борта и обода, т. е. равенства смещений W и углов поворота ф сечения,
37
(3.2)
И^изг ~Ь l^non 4 Ч'дап == фпзг.об 4“ фпоп.об 4“ фдав.об = фб, где П^л.чг, UZnJn, У^дав — радиальные деформации обода от момента 7И0, силы Qo и давления р0 соответственно; физг.об, фпол.об, Фдав.об — угловые деформации обода от момента /Ио, силы Qo и давления р0 соответственно; фб —суммарный угол поворота борта.
Для определения деформаций обода используем известное уравнение тонкостенной цилиндрической оболочки:
d4)T	Ро
------|_ 4£4UZ = — °
dx4	D
(3.3)
где
4________
/3(1— vz) D_ Ell3
R2 h2 ’	“' 12(1 —v2) ’
(3.4)
х — координата сечения (ось х направлена по оси колеса);
W— радиальное перемещение;
/?ср— средний радиус обода;
h— толщина стенки обода;
Е и v— соответственно модуль упругости и коэффициент Пуассона для материала барабана.
Общее решение уравнения (3.3) можно записать следующим образом:
W — e_/tx(Ci sin/?x4- C2cos^x)4- ^о, где 114) — частное решение уравнения (3.3);
Ci и С2 — произвольные постоянные.
Частным решением уравнения (3.4) будет
,v/ _ Ро ___Ро^ср
° ~ 4IPD ~ Eh ‘
Поместив начало отсчета по месту стыковки борта и обода, а также учитывая известные выражения для изгибающего момента и перерезывающей силы, получим следующие граничные условия:
/ cPW 	„
MX=O = D{——)	=Мо-,	(З.Ь)
 dx2 / х=0
/ d3lF 
Qx=0 = £)(-—-j = Qo-	(3.7)
 dx3 / х=0
Продифференцируем выражение (3.4) по х последовательно три раза:
= ke~kx[—(Ci 4- C2)sin^x4-(C1 — C2)cosPx]; (3.8) dx
(3.5)
38
d2 W
—— = 2/e2e/lX(C2 sin kx — Ci cos kx);
dx2
d^W
j „ — 2/г3е'1Х[ (Ci — C2) sin kx -f- (Ct + C2) cos kx]. dx-1
(3.8)
Подставляя в уравнения (3.6) и (3.7) полученные производные, найдем значения постоянных интегрирования, а затем выражение для радиального перемещения сечений обода:
e-hx
IV = —— [/eM0(sin kx — cos kx) + Qo cos kx] — _ cp-. (3.9) 2№D	Eh
Приняв x=0 в выражении (3.9), получаем радиальные перемещения края обода
]w __	nv Qo	PoRcp
Wq°~2&D’ WP°-~~ET
Учитывая, что угол поворота сечения dW
Ф = -j-. dx
получим при х=0 выражение для деформации обода:
_ Мв ___________ Qo	__
физг.об — , „ ! фпоп.об —	> фдав.об — 0.
kD	2k2D
(3.10)
(3.11)
По условиям работы колеса борта должны быть достаточно жесткими с тем, чтобы исключить возможность демонтажа пневматика с барабана. Жесткость бортов достигается приданием им фигурной формы в поперечных сечениях, а также применением конструктивных элементов жесткости (ребер, приливов и др.)
Для определения угла поворота борта используем теорию осесимметричной деформации кольцевых деталей, основанную на предположении о неизменности формы поперечного сечения.
Борт колеса нагружен поперечной силой Qo, нормальной силой Fo, моментом Мо и давлением q (рис. 3.3).
Последнее распределено по кольцевой поверхности борта, ограниченной радиусами Ra и и может быть определено по •формуле
39
Рассмотрим деформацию борта под действием приложенных нагрузок. Пусть ось х совпадает с осью колеса, а ось ро направлена по нейтральной линии борта.
При повороте сечения на малый угол ф произвольная точка В с координатами р и х0 получит радиальное смещение, определяемое следующим равенством:
Ар ф%о.
Относительное равно:	удлинение кольцевого волокна В при этом ДР	Ф	,0194 е = —=—х0.	(3.12) р	р
Отсюда соответствующее тангенциальное напряжение
ot —-----ф.	(3.13)
Р
Внутренние силовые факторы в любом поперечном сечении борта приводятся к нормальной силе N и изгибающему моменту М.
С тангенциальным напряжением щ они связаны простыми соотношениями
М = GtxdF и N =  ctdF.	(3.14)
F	F
Подставив (3.13) в (3.14), получим
^x2dF
Для нашего случая
1 гя	я
М — — К qp2 sin a da dr — ^F0/?cpSinada — “о	о
л	я»	1
— ^MoFcp sin a da— ^QolRcp sin a da J , о	о
где I— расстояние между нейтральной осью борта и точкой приложения силы Qo.
После интегрирования получаем
М =	- Rb) - F0/?cp - W?cp - ZQoFcp. (3.16)
0
40
Подставив в выражение (3.16) значения q и Fo, будем иметь
3	3
м = М (R - г)2 - Я26) ] [	- £ср(М0 + lQo}.
(3.17)
Далее найдем нормальную силу N из выражения (3.14):
1 "
N = — — J QoRcp sin a da = — 7?cPQo- (3.18) о
Подставив найденные выше значения деформаций борта и обода в уравнения совместности (3.2), получим
—— (Qo — kM0)-----— = 0;
2k3Dx	'	WD
~ ~ 2Шо) = 455
/.KU
(3.19)
[(/?-r)2-/$

'	flcpl 77?cp 6(l-vV
3(7?c2—/?fc2)	2 2k 2k3h3
6 (1 — v2> j
7?cp(1 + C + - J
kh3
(3.20)
IRCP 6(1--^)/
2k 2k3h3_______1
7?cp(1+^)'+6-1~-2)- ' k2 c₽	kh3
С учетом выражений (3.20 )и (3.21) максимальные меридиональные напряжения в любом из поперечных сечений обода определяются по формуле
6	Г	/	Qo 	1 Q1
о = — е~ЙЛ | Мо cos kx 4-1 Mo — — I sin kx -|----------. (3.22)
h2	L	'	k '	J	2n/?Cp/i
41
2.	ОПРЕДЕЛЕНИЕ НАПРЯЖЕНИЙ В КАТЯЩЕМСЯ КОЛЕСЕ
Нагрузку на борта колеса от внутреннего давления в пневматике можно рассматривать как статическую, так как давление воздуха в пневматике в процессе обжатия колеса изменяется незначительно. В то же время при качении колеса под нагрузкой в сечениях на его поверхности возникают циклические напряжения, величины которых изменяются при вращении колеса. Экспериментальные данные о меридиональных напряже
Рис. 3.4. Типичные кривые изменения меридиональных напряжении при качении колеса размером 660X Х200 мм с различными значениями степени обжатия пневматика
Рис. 3.5. Экспериментальная зависимость коэффициента догрузки борта ka от диаметра пневматика D при различных степенях обжатия g
ниях, измеренных при качении колеса при постоянном давлении в пневматике и переменной внешней нагрузке, а также для случая, когда радиальная деформация пневматика оставалась постоянной, показывают, что характер изменения напряжений для всех барабанов обычной конструкции примерно одинаков. На рис. 3.4 представлены типичные кривые изменения меридиональных напряжений при различных значениях степени обжатия пневматика для колеса размером 660x200 мм.
Постоянные напряжения са от внутреннего давления при не-обжатом пневматике изображены прямой линией, параллельной оси абсцисс, а кривые изменения меридиональных напряжений при качении колеса под нагрузкой имеют три экстремума, причем максимум напряжений находится в середине площади контакта колеса с поверхностью опоры. Кривая меридиональных напряжений имеет также два минимума, симметрично расположенных относительно линии действия вертикальной силы. Цикл
42
изменения напряжений в катящемся колесе характеризуется максимальным и минимальным напряжениями.
Для определения этих напряжений введем следующее отношение:
£д = —,	(3.23)
ор
где А’д — коэффициент догрузки борта, учитывающий увеличение напряжений при обжатии пневматика радиальной нагрузкой по сравнению с напряжением при необжа-том пневматике;
о — меридиональное напряжение в заданном сечении от давления воздуха в пневматике, определяемое по (3.22);
<7р —- максимальное напряжение в заданном сечении, обусловленное дополнительным распором бортов при обжатии пневматика.
Суммарные максимальные напряжения в любом сечении обода будут равны
Отах — О	(3-24)
Экспериментально установлено, что коэффициент /?д не зависит от давления в пневматике и будет величиной постоянной, независимо от той или иной комбинации нагрузки и давления в пневматике, при которой получается данная усадка. Па рис. 3.5 приведена экспериментальная зависимость коэффициента kR от диаметра пневматика при различных степенях обжатия пневматика. Под степенью обжатия пневматика понимают величину
_ боб
S — б/ >
об
где боб — деформация (обжатие) пневматика при заданной нагрузке;
б'об — максимально возможная деформация пневматика.
Коэффициент догрузки борта кя может быть как больше, так и меньше единицы. Если &д<1, то это значит, что максимальное напряжение в поперечном сечении обода от вертикальной нагрузки превышает напряжение от давления в пневматике.
Влияние конструктивных параметров борта и обода колеса на величину краевых усилий и напряжений
Выяснищ как влияют различные конструктивные факторы колес на условия возникновения и характер проявления краевого эффекта в узле сопряжения борта с ободом колеса, т. е. на величины Мо и Qo.
43
Из рассмотрения (3.20) и (3.21) можно сделать следующие выводы: момент Мо и сила Qo, а вместе с ними и напряжение в бортах и ободе колеса линейно зависят от давления воздуха в пневматике.
Момент Л40 и сила Qo находятся в сложной функциональной зависимости от высоты борта и его момента инерции J, величины среднего радиуса и толщины стенки обода.
При любых значениях параметров, краевая сила и краевой момент могут принимать только положительные значения.
В дальнейшем при анализе (3.20) и (3.21) будем из всех переменных принимать в качестве аргумента только одну из них
Рис. 3.6. График зависимости относительного краевого
Л/о
момента -------~от высоты
Ч
борта Н для колес различных габаритов (D — диаметр пневматика, В — ширина пневматика)
Рис. 3.7. График зависимости относительных краевых усилий
Qo
---- и момента ----- от тол-
Ч	Ч
щины стенки /г обода для колес различных габаритов
и придавать ей определенные числовые значения. При этом диапазон ее изменения будем задавать таким образом, чтобы он лежал в узких пределах, имеющих практическое значение при конструировании колес.
Прежде всего, относительный краевой изгибающий момент Mojq для колес различных размеров при всех прочих равных параметрах увеличивается с увеличением высоты Н борта (рис. 3.6).
На рис. 3.7 дается график зависимости относительной величины краевого момента и краевой силы Q0/q от толщины стенки 1г обода для колес различных размеров. С утолщением стенки обода вблизи места соединения с бортом происходит, как это видно из рис. 3.7, некоторое увеличение краевого момента Molq, причем оно наиболее существенно для колес малых и средних размеров.
44
Поэтому уменьшение меридиональных напряжений в этих сечениях не будет пропорционально квадрату изменения толщины стенки. Например, по расчетам увеличение толщины стенки обода с 1 до 3 см в колесе размера 1500X500 мм увеличивает момент Мо в 1,38 раза и уменьшает напряжение в нем в 6,5 раз, тогда как для колеса размером 570X160 мм — соответственно
в 2,2 и в 4 раза.
Таким образом, увеличение толщины стенки обода как способ снижения напряжения в нем наиболее эффективно для колес больших размеров.
На рис. 3.7 и 3.8 показаны гра-. фики зависимостей относительной величины краевой силы и краевого момента от толщины стенки обода и момента инерции борта колеса. Снижение величины краевой силы наблюдается до определенной толщины стенки, равной приблизительно 2 см, а затем она повышается. В ряде случаев из конструктивных соображений увеличение толщины стенки обода не представляется возможным. В этом случае снижение напряжения достигается увеличением радиального момента инерции борта.

Рис. 3.8. График зависимости относительной величины крае-Лр вого момента ----- от момента
<7 инерции J борта для колес различных габаритов
3.	РАСЧЕТ ПОДШИПНИКОВ КОЛЕСА
В авиационных колесах применяются конические роликовые подшипники, условия нагружения которых существенно отличаются от условий для обычных подшипников, применяемых в общем машиностроении. Подшипники авиационных колес воспринимают особенно большие радиальные и боковые нагрузки при взлете и посадке самолета. Кроме того, они работают при изменяющихся в большом диапазоне числах оборотов колеса (от нуля до максимума при взлете и от максимума до нуля при посадке).
Для расчета принимаются три режима работы подшипников, соответствующие взлету, посадке и рулению самолета. Для режима взлета задается максимальное число оборотов подшипника tii, эксплуатационная радиальная нагрузка Pri, эксплуатационная осевая нагрузка Рос i и длина пути разбега для режима посадки соответственно — п2, РГ2, Рос 2 и L2; для режима руления — п3, Рг3 и L3.
В расчетах необходимо также учитывать допустимую рабочую температуру подшипника t° С, величины возможных кратковременных радиальных Л-тах и осевых /’остах перегрузок, носящих
45
ударный характер, радиус колеса /?к и количество циклов работы подшипника пп (один цикл включает в себя взлет, посадку и руление) .
Сначала на основании необходимого по условиям эксплуатации коэффициента работоспособности подбирают по каталогу соответствующий подшипник, определяют его возможный срок службы (ресурс) и число циклов пп, которое может выдержать, подшипник в соответствии со своей грузоподъемностью.
Коэффициент работоспособности подшипника подсчитывается по известной формуле:
Лп —— Рг эквЛдЛцЛт
4- 1-2 + L3) I0’3
~ 377^ J
(3.25)
где /?д — динамический коэффициент (для авиаколес обычно Лд= 1,84-2,5);
Лк — коэффициент, учитывающий, какое из колец подшипника вращается (при вращающемся внутреннем кольце Лк=1, при наружном Лк=1,35);
Лт — коэффициент, учитывающий влияние на долговечность работы температурного режима подшипника. Его значения отражены в следующей таблице:
t в °C	125	150	175	200	225	250
	1,05	1,10	1,15	1,25	1,35	1,40
Л эке — эквивалентная радиальная нагрузка на подшипник, определяемая по формуле
з, зз>----------------------------
Рг экв = V	(3-26)
Здесь
ai = Т1/7’, «2 = хг/Р и а3 = тз/Е;
Li-1000
2л/?кгс'
Ti — время работы на взлете
Т2—время работы на посадке
тз — время работы при рулении
£2-1000 
2лЛХ2 / ’
Аз-1000 
2л7?кЯ/3 '
Р — время полного цикла работы (Т = Ti 4- + т3);
46
Pi, P2, Р.ч — отношение средних чисел оборотов 1тюдши1пника на соответствующем режиме к эквивалентному числу оборотов цикла. При этом (и = п‘/пъкъ р2 =
= П2 /Л-экв И Рз = Из /Иэкв,
где п[, П2, п'з — средние числа оборотов (подшипника в минуту на соответствующих режимах (ti — «imax/2; n'z =
Игтах/2; Из = Пзшах/2);
И1 ti -р П2 /2 + П3 ts	„
«экв =--------—---------эквивалентное число оборотов под-
шипника;
Qi, 0.2, Оз— приведенные осевые нагрузки на соответствующих режимах:
Qi = Ri 4~ tnAi, Q2 = R2 + ГП.А2, Q3 = -R3 4~ тАз,
/	,2,2	,	
( здесь R, = — Rr, R2= — R2 и R3 = R3 );
m — коэффициент приведения осевой нагрузки к условной радиальной, определяемой как
1 т =--------,
2,6 tgp
где Р — контактный угол между роликом и обоймой.
После выбора подшипника определяют срок его службы h в часах исходя из следующего соотношения (коэффициент С берется из справочника):
С = фэкв^б^к^т («эквЙ)0,3-
Число циклов пп работы подшипника определяют по формуле пп = GOh/T.
Затем производится поверочный расчет выбранного подшипника в следующей последовательности: определяют допустимое максимальное контактное напряжение на внутреннем кольце подшипника; допустимую перегрузку с учетом кратковременного действия максимальных боковых и максимальных радиальных нагрузок; допустимое удельное давление на упорный борт внутреннего кольца подшипника из условия отсутствия выдавливания смазки и образования пригара.
Расчетная схема подшипника колеса приведена на рис. 3.9.
Максимальное контактное напряжение на внутреннем кольце подшипника определяется по формуле
1/Т / Z ГТ
Отах = 610 I/ —— I —-1-— ),	(3.27)
*р ' dp Rb '
47
где Р — радиальная нагрузка на наиболее нагруженный ролик /’=4,6 Л max/(z-cos р) (здесь Л-тах — максимальная радиальная нагрузка);
Z — количество роликов;
р — угол контакта;
/р — длина ролика;
dp — средний диаметр ролика;
RB — радиус качения по среднему диаметру ролика.
Для обеспечения надежной работы подшипника максимальное контактное напряжение не должно превышать 50 000 кгс/см2.
Рис. 3.9. Расчетная схема подшипника колеса
Удельное давление на поверхности упорного борта внутреннего кольца подсчитываем из условия действия на него максимального осевого усилия /4тах. При этом первоначально определяется площадь контакта ролика с поверхностью упорного борта кольца:
2
с / П	- ov-  Гт1п I
SK = I-------25 — sin 25 I---------)
 180	/2
(Л . _  Rnac mln -----2у — Sill 2у I -------
180	/	2
где g — угол контакта ролика с упорным бортом внутреннего кольца;
'"min—минимальный размер касания ролика с упорным бортом;
у — угол между точкой касания ролика с внутренним кольцом и упорным бортом;
Л<асmm—минимальный радиус касания ролика с упорным бортом.
Максимальное боковое усилие Лз, действующее на борт подшипника,
р 4,6/?max sin ([>	। Дmax	Sin <р
Z cos р sin 0 Z sin р sin 6
48
где ср — угол между образующими ролика;
0 — угол между образующей и торцом ролика.
По максимальному усилию Рс> и площади контакта определяется удельное давление на борт подшипника
Руд = Pc/Sv.
Допустимое значение /;уд для подшипника не должно превышать 3—4 кгс/мм2.
Требуется, чтобы подшипник выдерживал без разрушения
Упер.крат _	/-1
кратковременные перегрузки---- -—^5, где <2Пер.крат — пере-
Qci
менная кратковременная нагрузка, равная Ртах+тАтак (здесь т — коэффициент приведения осевой нагрузки);
Qct — допустимая статическая нагрузка, определяемая по каталогу.
Для конических роликоподшипников особо легкой и легкой серий /71 = 1,5: для подшипников средней серии т = 1,8.
4. РАСЧЕТ ОСНОВНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК И ПРОЧНОСТИ ТОРМОЗА КОЛЕСА
Расчет тормоза колеса включает в себя определение тормозного момента, ресурса работы фрикционных элементов, энергоемкости тормоза, а также расчет прочности основных деталей конструктивных элементов.
Расчет тормозного момента. Для эффективного торможения колеса необходимо, чтобы
ЛДц = лд.
Тормозной момент тормоза колеса зависит от ряда факторов. Например, для дискового тормоза, схематически изображенного на рис. 3.10, тормозной момент
где /т — коэффициент трения фрикционной пары тормоза;
ST — осевое усилие сжатия тормозных дисков;
/?•, — эффективный радиус трения;
п — количество пар поверхностей трения.
Величина эффективного радиуса трения /?т зависит от формы контактирующих поверхностей и распределения удельного давления по площади трения. Для дискового тормоза, показанного на рис. 3.10,
49
n _ Rh + Rb
~	2
где Ra — наружный радиус диска;
RB — внутренний радиус диска.
Зная необходимую величину тормозного момента, и количество пар поверхностей трения п, можно определить усилие сжатия тормозных дисков ST по формуле о -
1 hR-pi 
По усилию ST рассчитывается рабочее давление в цилиндрах тормоза:
(3.28)
силовых
рт — 1,2ST/Fn,
где 1,2— коэффициент, учитывающий потери давления на преодоление сил упругости пружины и трения;
Rn —суммарная площадь всех поршней блока цилиндров.
Рис. 3.10. Конструктивная схема дискового тормоза колеса
Фрикционные диски тормоза являются главным элементом конструкции, определяющим во многом работу тормоза. Неудачно подобранные характеристики фрикционного материала или неправильно выбранная геометрия дисков могут вызвать вибрацию тормоза, схватывание материала фрикционной пары или большие забросы тормозного момента. Расчет фрикционных элементов тормоза сводится прежде всего к определению геометрической (расчетной) площади трения, величины коэффициента взаимного перекрытия и коэффицента изменения геометрической площади трения. Геометрическая (расчетная) площадь трения фрикционных дисков представляет собой идеальную по условиям 50
контакта площадь, на которой создаются силы трения. Эта площадь зависит от размеров дисков и их конструкции.
На рис. 3.11 изображены элементы конструкции металлокерамического (а) и биметаллического (б) дисков с геометрическими площадями трения Ft и F?.
На тормозных дисках площадь контакта осуществляется не по всей поверхности, а лишь по ее части, доходящей в отдельных случаях лишь до 10% от геометрической.
Несплошные диски, состоящие из отдельных секторов или сегментов, как правило, обладают лучшей способностью к контактированию, чем сплошные. При расчетах фрикционных харак-
Рис. 3.11. Конструкция тормозных дисков: а — металлокерамический; б — биметаллический
теристик тормоза с такими дисками необходимо знать величину коэффициента взаимного перекрытия дисков
/гвз = FMF6/F2,	(3.29)
где Fyi и Fg — геометрическая (расчетная) площадь трения одной стороны первого (металлокерамического) и второго (биметаллического) фрикционных элементов;
Fy — условная площадь трения, полученная при вращении элементов пары трения вокруг центра вращения.
Коэффициент взаимного перекрытия в расчеты был введен А. В. Чпчинадзе. Величина коэффициента влияет на характер распределения температур в тормозных дисках и в значительной степени определяет среднюю поверхностную и объемную температуры, от которых в свою очередь зависят величины коэффициента трения и износ поверхностей пары. В современных дисковых тормозах величина коэффициента взаимного перекрытия изменяется в пределах 0,6—0,8. В дисковых тормозах с открытой поверхностью трения йв.ч = 0,2-у0,3.
На динамическую характеристику тормоза в большей степени оказывает влияние изменение геометрической площади трения, которое может иметь место при неправильно подобранных параметрах фрикционных дисков. Для пояснения этого влияния рассмотрим, как работают фрикционные диски, показанные на
51
рис. 3.12. Эти диски имеют равное количество одинаковых по размеру и форме секторов. Вполне очевидно, что при скольжении металлокерамического диска А по биметаллическому диску Б, геометрическая площадь трения будет изменяться. Площадь трения будет максимальной, когда сектор Б будет лежать на секторе Л, и минимальной, когда сектор Б будет одновременно перекрывать два смежных сектора А. Таким образом, площадь тре-
Ъ
Рис. 3.12. К пояснению работы фрикционных дисков тормоза при неправильно подобранных секторах на них

ния при повороте колеса будет изменяться. Это изменение приведено на рис. 3.13, а для одного из тормозов, имеющих описанные диски. Коэффицент, учитывающий изменение геометрической
площади трения,
Г
Рис. 3.13. График изменения геометрической площади трения F(а) и тормозного момента Л1Т (б) у дискового тормоза (при неправильно подобранных дисках) в зависимости от угла поворота колеса <р и времени торможения т
уг= ^max ^mln 100%. (3.30) г max “Г ' mln
Чтобы торможение колеса было более плавным, коэффициент уг не должен превышать 5%- Когда он превышает эту величину, амплитуда колебания тормозного момента может увеличиться.
При определенном сочетании жесткости дисков и корпуса тормоза, качества фрикционного материала и жесткости элементов шасси возможно появление резонансных колебаний стойки. Излишне большое изменение геометрической площади трения неблагоприятно также сказывается на на-груженности тормозной пары и величине износа рабочих поверхностей. Зная расчетную площадь трения и кинетическую энергию, преобразуемую тормозом в тепловую, можно опреде
52
лить удельную работу торможения и среднюю удельную мощность трения. Удельная работа торможения
/1Т	Лйдр
Луд.т =	,
пгг	nFv
(3.31)
где Ат— кинетическая энергия, преобразуемая в тепло тормозом;
п — количество пар поверхностей трения;
FT — геометрическая (расчетная) площадь одной из поверхностей трения;
Л4Т — тормозной момент;
Ф — тормозной путь, выраженный в радианах.
Средняя удельная мощность трения
.	___ Луд.т
(Л'уд.т)ср -- ------ ~	~
т 2
(3.32)
где т — время торможения;
(Оп.т — угловая скорость колеса в момент начала торможения.
Удельная работа торможения, средняя удельная мощность трения, а также скорость, при которой начинается скольжение фрикционных элементов, являются основными параметрами, определяющими режим работы тормоза. Удельная работа торможения ДуД.т эквивалентна тепловой энергии, генерируемой в процессе торможения на единице контактной площади фрикционного элемента.
Величина (Лд..г)Ср представляет собой среднюю мощность на единице контактной площади. Она выражает скорость преобразования механической энергии в тепловую.
Исследованиями установлено, что для авиационных дисковых тормозов коэффициент трения и его стабильность зависят как от начальной скорости скольжения VCK.H, удельной работы торможения Луд.т и среднемассовой температуры 6„, так и от величины (Муд.т)ср. На рис. 3.14 приведена зависимость коэффициента трения f от среднего удельного давления для многодисковых тормозов авиационных колес (пара трения: металлокерамика МКВ-50А — чугун ЧНМХ). Эта зависимость обобщена для начальных скоростей скольжения Кгк.и= 184-30 м/с, удельных работ торможения Луд.т = 2004-500 кгс/см2 и среднемассовых температур пакета тормозных дисков 0Г = 3504-600° С. Возможные сочетания величин УСи.н, Ауд.т и 0,, в указанных диапазонах их изменений могут давать отклонения в величине коэффициента трения порядка ±10%. На этом же рисунке показан график зависимости коэффициента стабильности кСт от средней удельной мощности торможения. Коэффициент стабильности представляет собой отношение
53
Л^т.ср
Ост — —------- ,
'W-r.max
где Л1тср— среднее значение тормозного момента за время торможения, а
Л4Ттах — максимальное значение тормозного момента при данном торможении.
Как следует из графика, при (АУд.т)ср=30 кгс-м/(см2-с) коэффициент стабильности цст не превышает 0,57, что является
Рис. 3.14 График зависимости коэффициента трения f от среднего удельного давления Руд. ср и коэффициента его стабильности «ст от средней удельной мощности торможения (Nyn.ijc.p
его предельно допустимым нормированным значением. Следовательно, использование данной пары трения при (Л^уд.т)ср^ ^30 кгс-м/(см2-с) не может быть рекомендовано.
Интенсивность износа металлокерамики зависит от величины (Л^уд.т)ср и Ауд.т. На рис. 3.15 показана эта зависимость для некоторых значений (Л,дТ)ср, обобщенная для КС1(аП= 104-30 м/с и 0г = 3504-600о С. Различные сочетания величин КС1(,П и 0« могут давать отклонения величины Д от указанных на графике значений на 30%'. Интенсивность износа чугуна ЧНМ.Х меньше интенсивности износа металлокерамики МКВ-50А в 3—4 раза.
54
Расчет интенсивности износа //, фрикционных элементов тормоза удобнее рассмотреть на конкретном примере при следующих исходных данных.
Кинетическая энергия, поглощаемая тормозом при одном торможении Лт.................... 6,6-10а кгс-м
Тормозной момент Л1Т............................. 330	кгс-м
Угловая скорость скольжения фрикционных элементов в начале торможения <оп.т..................... 200	1/с
Наружный диаметр тормозных дисков £>н . .	245 мм
Внутренний диаметр тормозных дисков DBJ,	140 мм
Средний радиус площади трения ....................... 96	мм
Расчетная площадь трения одной стороны металлокерамического диска /К,............................ 276	см2
Расчетная площадь трения одной стороны биметаллического диска Ко................................. 280	см2
Условная площадь трения для одной стороны диска Ку ............................................ 317	см2
Количество пар поверхностей тормоза п' . .	8
Рис. 3.15. График зависимости интенсивности износа /л металлокерамики МКВ-50 от удельной работы торможения Дуд.т при различных значениях средней удельной мощности
Расчет начинается с определения по (3.29) коэффициента
взаимного перекрытия:
&вз —	—	— 0,77.
г-у
Далее определим величину расчетной площади трения для одной стороны фрикционного диска:
Гил = fy  &вз = 244 см2.
55
Найдя значение Кп.т, определим для парных (металлокерамической и биметаллической) поверхностей трения среднюю удельную мощность трения (при условии Л4Т~ const)
.	AtгГС9н т
(Ауд-т)ср =	----г = 17 'Кгс-м/(см2-с)
.т ’ и удельную работу торможения
Ат
Луд т =	------- = 340 1кгс-(м/см2.
Г п.т • п
Значения коэффициента трения и коэффициента стабильности, определяемые по кривым /(Луд.т)ср и аст(А/уд.т)срНа рис. 3.14, /«0,3 ±10% и аст>0,7.
Значения износа металлокерамики (МКВ-50 А) и чугуна (ЧНМХ) при однократном торможении, определяемые по кривым /л(Луд.т) на рис. 3.15, равны
(Л)мкв<6- 10“б мм; (./Л)чнмх <3-10~6 мм.
Суммарный износ фрикционной пары равен =(А)мкв+(/й)чнмх Ю-6 мм.
По полученному значению суммарного износа и допускаемой толщине фрикционного слоя определяется ресурс тормозных дисков.
Необходимое усилие сжатия дисков, определенное по (3.28),
о Л4Т
ST = ——- х 1400 кгс.
fRiti ‘
Среднее удельное давление на фрикционных элементах
Руд =	» 5,75 кгс/см2.
* п.т
При суммарной площади поршней Кп блока цилиндров, равной 18 см2, рабочее давление в тормозной системе
1,2ST рт = —-— « 95 кгс/см2.
F
Результаты подобного расчета для различного количества пар поверхностей трения приведены на рис. 3.16. Из анализа приведенных графиков следует, что уменьшение количества пар поверхностей трения (числа дисков), при условии сохранения тормозного момента постоянным, приводит к увеличению распорного усилия, к увеличению удельного давления на фрикционных эле-56
ментах и, как следствие, к резкому увеличению интенсивности износа Jh и к падению величины коэффициента трения /. Поэтому для увеличения ресурса фрикционных элементов тормоза иногда следует стремиться к увеличению числа поверхностей трения (п').
Рис. 3.16. График зависимости интенсивности износа Jh фрикционной пары (а), удельного давления ру;1, усилия сжатия 5Т (б) и коэффициента трения f (в) от количества п' тормозных дисков
5. РАСЧЕТ ЭНЕРГОЕМКОСТИ ТОРМОЗНОГО УЗЛА
Фрикционная пара является наиболее нагруженным в тепловом отношении узлом. Наиболее сильно тепловое воздействие проявляется на деталях тормоза и колеса: блоке цилиндров, где расположены резиновые детали, ступице колеса с подшипниками и шине колеса. Для этих деталей допускается некоторая максимальная температура нагрева, превышение которой может вызвать сокращение срока службы деталей или их разрушение.
Количество тепла, поглощаемое тормозным узлом пропорционально его массе, теплоемкости материалов, примененных в узле, и допустимой среднемассовой температуре фрикционной пары
71
Q — kp f 2 j — o°) > ' i=l
(3.29)
где
GiCpi — GiCpi . -f- GnCpn-
i=i
Здесь Gi — вес конструктивных элементов диска; п— количество дисков; Cpi — удельная теплоемкость конструктивного элемента; kp — коэффициент, учитывающий рассеивание тепла за время торможения и в процессе выравнивания температуры (&р«0,85);
.57
бъ-— допустимая среднемассовая температура нагрева элементов конструкции тормозного пакета; 60 —начальная температура конструктивных элементов тормоза.
Энергоемкость тормозного узла:
k
Дт = ~7---(бр---бо) 2 GiCpi,
___ <=1
427
(3.30)
где Ат — допустимая величина кинетической энергии, которую способен преобразовать тормоз;
1/427 — тепловой эквивалент работы.
Как правило, максимальная допустимая температура нагрева тормозного пакета не должна превышать 400—500° С.
Расчет энергоемкости тормоза заключается в определении среднемассовой температуры пакета по заданной кинетической энергии и массе пакета. Ход расчета энергоемкости тормоза покажем на примере со следующими данными.
Кинематическая энергия, которая должна быть поглощена тормозом за одно торможение Суммарный вес стальных деталей тормозного пакета (стальных каркасов, металлокерамических ДИСКОВ И Др.).............................та.
Суммарный вес металлокерамики в тормозе .
Суммарный вес чугунных секторов тормозных дисков ......................................
Теплоемкость: стали....................................
металлокерамики......................
чугуна ..............................
Ат=800 000 кгс-м
Ост =14,6 кгс
Ок=4,42 кгс
G4 = 18, Г5 кгс
Срст=0,12 ккал/(кгс-°С) сРк=0,17 ккал/(кгс-°С) СрЧ=0,15 ккал/(кгс • ° С)
Если за начальную температуру тормоза принять бо=20°С, то среднемассовая температура пакета тормозных дисков, определяемая из (3.30), будет
0р
Лт 1
 ___— 4оо° Q-
kPZGiCpi 427
— Ср стбтст Ч- Ч- Срч(^ч :=== 5,41 ккал/С.
Таким образом, среднемассовая температура пакета не превышает допустимую (400°С), а это является гарантией того, что температура других конструктивных элементов также не превысит допустимой величины.
6. РАСЧЕТ ДЕТАЛЕЙ ТОРМОЗА НА ПРОЧНОСТЬ
К основным элементам фрикционных дисковых тормозов, которые должны рассчитываться на прочность, относятся шлицевые соединения фрикционных элементов, заклепочные соединения секторов, блоки цилиндров и др.
58
Расчет шлицевых соединений тормозных дисков. При расчете элементов тормоза на прочность расчетный разрушающий тормозной момент Мт.рас должен быть больше эксплуатационного момента.
Усилие /’пт, действующее на шип вращающегося диска (рис. 3.17), определяется по формуле
р	8Л1Т рас
&нишп(Д1 ф- D2)nc
где птп— количество шипов на диске;
п'— общее количество поверхностей трения в тормозе;
Мт.рас — расчетный разрушающий тормозной момент;
ka — коэффициент, учитывающий неравномерность нагрузки на шип (его величина зависит от точности пригонки (обычно = 0,75) ;
D[—диаметр наружной окружности шипов;
D2 — диаметр внутренней окружности шипов.
Шлицевое соединение (шип на диске в направляющая на барабане) рассчитывается на изгиб, срез и смятие:
а)	напряжение в шипе на изгиб
__ ЗРШП(Д1-Д2) / 1
2 •	ШП  Ь
/пш бшп
(3.31)
где Ьшв — ширина шипа;
йшп — толщина шипа;
/пш — коэффициент трения между шипом и направляющей (обычно /шп=0,14-0,15);
б)	напряжение в шипе на срез и смятие
_ЗРпш
Тс₽ —2Ь6пш
(3.32)
(3.33)
Р ШП Осм = “	-	
ОшП^СМ где йсы — высота площади смятия.
Во всех приведенных расчетах коэффициент избытка прочности определяется из соотношений
°в	Тер
т] =-----1^0, или т] =---------I 4г 0,
О	Тер
где Ов'тср — временное сопротивление материала детали с учетом нагрева (на изгиб и на срез).
Расчет заклепочного соединения. Заклепки служат для крепления металлокерамических или чугунных секторов к стальному несущему каркасу. Усилие, приходящееся на заклепку, определяется по следующей формуле (см. рис. 3.17):
59
ka(D3 + Dz)tictiTn3aK ’	л
где Л4т рас — расчетный разрушающий тормозной момент;
£>3 — наружный диаметр сектора;
D2 — внутренний диаметр сектора;
пс — количество секторов на диске;
пт—количество поверхностей трения в тормозе;
Язак — количество заклепок на секторе.
Проверка прочности блока тормозных цилиндров производится по величине расчетного разрушающего давления в тормозной системе:
1 2S
Рт.рас =	,	(3.35)
' п
где ka — коэффициент безопасности;
Fn — суммарная площадь поршней;
ST — распорное усилие в тормозе.
При расчете на прочность дно цилиндрической части блока цилиндров рассматривается как круглая пластина, заделанная по внешнему контуру и нагруженная равномерно распределенным давлением рт.рас (рис. 3.18). Максимальное напряжение по внешнему контуру
___ 3 Рт.рас^?2
где R. — радиус днища цилиндрической части;
61 — толщина стенки днища блока цилиндров. Напряжение в центре днища блока цилиндров
3/?2рт.рас (1 4“ V)
862
1
(3.36)
(3.37)
где v — коэффициент Пуассона материала блока цилиндров.
Прочность блока цилиндров проверяется при постоянной тол-
щине 61 стенки и равномерном ее нагружении внутренним давлением (рт.рас) по величине напряжения
o=PLpac£cPi	(338)
61
где /?Ср — средний радиус блока цилиндров.
Напряжения в стенках каналов блока определяются по известной формуле Ляме:
П2 I 2
О = Рт.рас —------ ,	(3.39)
К — г2
60
где — наружный радиус канала;
Г1 — внутренний радиус канала.
Условие прочности для всех приведенных расчетов
т] = — — 1^0, о
где (тв — временное сопротивление материала блока цилиндров.
Рис. 3.17. Схема сил, действующих на шип диска при торможении
расчета цилиндрической части блока тормозных цилиндров
7. ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА ТОРМОЗА НА ПРОЧНОСТЬ ПРИ ВОЗДЕЙСТВИИ НА КОЛЕСО БОКОВЫХ ПЕРЕГРУЗОК
При движении самолета по взлетно-посадочной полосе, разбеге перед взлетом или пробеге после посадки из-за неровностей поверхности могут возникнуть боковые колебания как оси колеса, так и жестко закрепленного на шасси тормоза. От корпуса
тормоза колебания передаются пакету тормозных дисков. Так как тормозные диски свободно перемещаются в пазах корпуса и жестко с ним не связаны, то это обуславливает возникновение разности между линейной скоростью перемещения корпуса тормоза и скоростью перемещения тормозного пакета. В результате тормозной пакет может сталкиваться с корпусом тормо
Рис. 3.19. Конструктивная схема расчета тормоза при действии боковых перегрузок
61
за, что вызывает появление больших осевых нагрузок на детали тормоза и пиковых значений тормозного момента.
Пиковые значения тормозных моментов можно уменьшить, установив в тормозном пакете упругие демпфирующие элементы, способные снижать энергию удара пакета. Основные параметры таких демпфирующих элементов определяются следующим образом (рис. 3.19) .
Исходные данные для расчета:
—	вес пакета тормозных дисков GT;
—	• максимальный зазор между пакетом дисков и опорным фланцем корпуса тормоза 63= (а + Ь);
—	частота осевых колебаний тормоза
— максимальная перегрузка в осевом направлении пос' при определенной частоте колебаний.
Предположим, что колебания колеса в осевом направлении Z являются гармоническими и происходят по синусоидальному закону, т. е.
Z = A' sin сот,	(3.40)
где Z — текущая амплитуда колебаний корпуса тормоза;
А'— максимальная амплитуда колебаний;
о» — угловая частота колебаний;
т — время колебаний.
Максимальное значение ускорения колеса и корпуса тормоза согласно (3.40):
Z = Л'со2.
Учитывая, что Z=noc'g и со = 2л/', получаем амплитуду колебаний
Л' — n°cg (о2	(2л/')2
Максимальная скорость движения тормозного пакета определяется из соотношения
Углах = Л'сО.	(3.41)
Относительная скорость пакета (по отношению к корпусу) в момент соударения
Усоуд = Утах Z = Утах Л СО COS СОТо, где Z — скорость перемещения корпуса тормоза в осевом направлении;
то — время движения пакета дисков от момента достижения скорости Утах до столкновения с корпусом тормоза, определяемое из уравнения
to	т0
бз — У соуд ^Т — У (Утах 'А СО COS СО *т) (^Т,
о	о
62
6з — V^maxTp /1 Sin СОТО-
(3.42)
По значениям скорости Усоуд и весу пакета дисков определяется величина кинетической энергии пакета в момент соударения с корпусом тормоза:
Uсоуд --
GT • Усоуд g-2
Усилие, возникающее на опорном фланце корпуса тормоза, в момент соударения может быть определено по формуле
Р ДНП   ^ДИН 'Gt,
(3.43)
.	1 I 1/ I I ^с°уд
где кдип — 1 Ч- у * ।~— Ь'пот
U пот.
1 с Л — С1тОст
бет — деформация опорного фланца при статическом приложении нагрузки, равной GT.
При отношении ^ПО и принимая GT = Сбст из форму-{-'ПОТ
лы (3.43) получим
WV соуд
V /иУ соул С л
где m — масса пакета тормозных дисков;
с — жесткость опорного фланца корпуса тормоза.
Это усилие превышает усилие сжатия тормозных дисков ST в отдельных случаях в 3—4 раза, что является причиной возникновения пиковых забросов тормозного момента.
Пиковые забросы тормозного момента можно уменьшить путем установки в тормозном пакете упругих демпфирующих элементов, способных снизить силу удара. Основной параметр такого демпфирующего элемента (жесткость) может быть определен следующим образом. Принимая, что усилие Р№Ш не должно превышать усилия сжатия ST, получим
Рцнн — mV2 с,
63
откуда
St
Cynp_mw~
соуд
В этом случае кинетическая энергия, которой обладает тормозной пакет в момент удара об опорный фланец корпуса тормоза, равна энергии деформации упругих демпфирующих элементов, т. е.
Т^СОуд 1	^2
--^прбупр,
где бупр — деформация упругого элемента при приложении нагрузки 7Эдин = 5т.
Глава IV
КОНСТРУКЦИИ АВИАЦИОННЫХ ТОРМОЗНЫХ КОЛЕС
1.	КОЛЕСА С ДИСКОВЫМИ ТОРМОЗАМИ
Тормозное колесо с дисковым тормозом имеет сложную конструкцию с большим количеством узлов и деталей (рис. 4.1). Собственно колесо представляет собой литой или штампованный барабан 2 с двумя наружными бортами, надежно удерживающими пневматик. Один из бортов делается несъемным и изготавливается заодно целое с барабаном. Другой съемный борт образуется из двух съемных полуреборд 5, надеваемых на барабан (рис. 4.2). Полуреборды 8 фиксируются на барабане неподвижно шпонками 7 и соединяются друг с другом соединительной
Рис 4.1. Общий вид колеса с дисковым тормозом:
1 —• пневматик; 2 — барабан; 3 — радиально-упорные подшипники; 4 — защитные крышки; 5 — съемные нолуреборды; 6 — тормоз
3—1490
65
Рис. 4.2. Конструкция колеса с дисковым тормозом:
/ — барабан колеса: 2 — нажимной диск; 3 — иевращающийся диск; 4 — вращающийся диск: 5 — направляющая; 6 — заклепка; 7 — шпонка-8 — полуреборда; 9 — соединительная плавка; 10 — болт; //—защитная крышка; /2 —сальники; /3 - шестеренный привод- 14 — электрический датчик системы автоматики антпблокирования; 15 — узел растормаживания; 16— втулка; /7 — роликовый • подшипник- 18 — корпус тормоза; /9 — блок цилиндров; 20 — поршень блока цилиндров
66
планкой 5 и болтами 10. Осевая сила от пневматика, действующая на полуреборды, воспринимается специальным упором. В ступицу барабана запрессовываются два радиально-упорных роликоподшипника 17, между внутренними кольцами которых имеется распорная втулка 16, недопускающая перетяжки подшипников. Для уплотнения внутренней полости барабана между подшипниками и предотвращения вытекания из нее смазки установлены наружные сальники 12. Защитная крышка 11 предохраняет наружный сальник и детали оси от возможных повреждений. В приливы на барабане колеса запрессованы стальные направляющие 5, крепящиеся к барабану заклепками 6. В направляющие входят шипы вращающихся тормозных дисков.
Основные узлы тормоза: корпус 18, блок цилиндров 19, невра-щающиеся биметаллические диски 3, вращающиеся металлокерамические диски 4, нажимной диск 2 и узлы растормаживания 15. На корпусе тормоза, изготавливаемого, как правило, из легированной стали, с одной стороны имеется опорный фланец с приклепанными к нему биметаллическими секторами, с другой — фланец для крепления тормоза на шасси. Корпус тормоза имеет Продольные пазы, в которые входят шипы биметаллических дисков. Биметаллические и металлокерамические диски представляют собой набор склепанных на кольце секторов. Для плавности торможения количество биметаллических и металлокерамических секторов на дисках должно быть неодинаковым. В последнее время получила широкое распространение другая конструкция металлокерамических дисков, представляющих собой стальные каркасы со специальными радиальными прорезями для компенсации температурных деформаций и наклепанными на них с обеих сторон металлокерамическими секторами.
При торможении рабочая жидкость или воздух, поступающие под давлением в блок цилиндров, перемещают поршни 20 и создают осевую силу (см. рис. 4.2). Последняя перемещает нажимной диск 2, который сжимает биметаллические и металлокерамические диски.
Как правило, на всех тормозных колесах устанавливается антиюзовый автомат или электрический датчик 14 системы анти-юзовой автоматики. Датчик крепится на специальном кронштейне на корпусе тормоза и вращается от шестеренного привода 13.
Существенный недостаток дисковых тормозов — малая скорость остывания. Поэтому для таких тормозов часто требуется принудительное охлаждение при помощи специальных охладительных систем.
Другой конструктивный вариант тормозных колес с дисковыми тормозами, примененный на американском самолете ХВ-70 «Валькирия», показан на рис. 4.3. В этой конструкции ее тормозной элемент размещен в самой тележке. При такой компоновке барабан колеса изолирован от тормоза и, следовательно, 3*	67
перегрев пневматика исключен. Кроме того, по данным фирмы, строительный объем тележки позволяет при- сравнительно небольшом диаметре шины (1050 мм) получить тормозной момент порядка 3-106 кгс-м.
Рис. 4.3. Тормозной узел американского самолета ХВ-70
2.	КОЛЕСА С КАМЕРНЫМИ ТОРМОЗАМИ
Камерные тормоза весьма просты по конструкции, однако обладают достаточно высокими эксплуатационными качествами. На рис. 4.4 показано колесо с двумя камерными тормозами. Барабан колеса литой. На одном из бортов барабана имеется упорный бурт, на котором монтируются съемные полуреборды 31, фиксируемые шпонкой 29 и стягиваемые болтами 22. К диску барабана специальными винтами крепятся тормозные биметаллические рубашки 28, представляющие собой стальные обечайки с наплавленным на них специальным чугуном.
Тормоз колеса состоит из корпуса 23, монтируемого на фланце шасси, чашек 5 и фланцев 6, образующих полость для тормозных камер 26, на которые устанавливаются тормозные колодки 27 (прямоугольные пластмассовые бруски, армированные стальным каркасом). Давление в тормозную камеру подается через штуцер 24 и вентиль камеры 25. Зарядка пневматика воздухом осуществляется через вентиль 1. Колесо снабжено электромеханическим датчиком 21 системы антиюзовой автоматики, закрепленным на специальном кронштейне 20. Вращение датчика осуществляется приводом, состоящим из шестерен 17 и 16 шлицевых втулок 19 и 18.
Работает тормоз следующим образом. При включении тормоза тормозная камера под давлением поступающего в нее воздуха 68
(или жидкости) прижимает тормозные колодки к рубашке. Возникающая при этом сила трения создает тормозной момент. В колесах с камерными тормозами тепло, образующееся при торможении, поглощается тормозной рубашкой, температура которой может достигать 300° С. В то же время температура на поверхности трения тормозной рубашки в процессе торможения может достигать 1000° С.
На рис. 4.5 приведены типовые графики изменения среднемассовой температуры 0г, тормозного момента 7ИТ и мощности тор
Рис. 4.5. Изменение объемной температуры 0, тормозного момента А1т и мощности Nr в камерном тормозе при торможении
моза NT в процессе торможения. ЛАаксимальный перепад температур по толщине рубашки (от поверхности контакта к периферии) наблюдается в начале торможения и достигает ~1000° С. Такой перепад температур может стать причиной появления с течением времени трещин и отслоения чугуна от стальной обечайки.
Температура остальных элементов тормоза и колеса обычно значительно ниже температуры тормозной рубашки. Например, температура барабана под бортом шины составляет примерно 1/4—1/5 от температуры рубашки, а температура в зоне
подшипников примерно 1/8—1/10. Нагрев барабана колеса во многом зависит от величины воздушного зазора между тормозной рубаш-
кой и внутренней поверхностью барабана.
Тормозной момент колеса может быть определен по следующей формуле:
Л4Т = /т.кРтрТдГ,	(4.1)
где fT.K — коэффициент трения между тормозными колодками и рубашкой, / = 0,3—0,4 в зависимости от материала фрикционной пары;
Ртр — удельное давление на поверхности трения;
Fa — эффективная площадь трения;
г — радиус внутренней поверхности тормозной рубашки. Величина удельного давления ртр=рк—Рщ>, где р1( —давление в тормозной камере и рпг — противодавление, величина кото
70
рого зависит от упругости тормозной камеры и возвратных пружин.
Эффективная площадь трения
F3 = /гвзо2лг,	(4.3)
где kn3 — коэффициент взаимного перекрытия, учитывающий конструкцию тормоза (/гвз=0,84-0,9);
а — ширина тормозной колодки;
г —радиус внутренней поверхности тормозной рубашки.
Формулу (4.1) тормозного момента можно преобразовать к виду
Л4Т = Ск/т.кРтр,	(44)
где Ск—постоянная конструкция (CK = F3r).
Наряду с достоинством — простотой конструкции — камерные тормоза имеют существенные недостатки. Это прежде всего возможность разрушения тормозной камеры вследствие ее перегрева и, как следствие, возникновение пожара при попадании тормозной жидкости на раскаленную рубашку. Другим недостатком тормоза является отсутствие в его конструкции компенсатора износа тормозных колодок. При износе тормозных колодок зазор между ними и рубашкой увеличивается и, следовательно, увеличивается количество жидкости (для гидравлических) или воздуха (для пневматических тормозов), необходимых для прижатия колодок к рубашке, в результате чего увеличивается время затормаживания и ухудшается динамика тормозной системы.
3.	КОЛЕСА С КОЛОДОЧНЫМИ ТОРМОЗАМИ
Колеса с колодочными тормозами применяются в настоящее время на сравнительно небольших самолетах.
Типовая конструкция колеса с колодочными тормозами приведена на рис. 4.6. В ней имеются две независимые жесткие литые колодки 3 с тормозными накладками. Каждая колодка шарнирно закреплена на анкерном валике 10, укрепленном неподвижно в ушках корпуса тормоза 14.
На корпусе тормоза смонтированы два цилиндра 7, рабочие полости которых соединены между собой трубопроводом. Цилиндры- имеют выводной штуцер 16 для присоединения к тормозной магистрали самолета. Поршни 5 цилиндров имеют круглые уплотнительные кольца и защитные резиновые манжеты 8, для создания герметичности в рабочих полостях цилиндров.
Распор колодок осуществляется с помощью неравноплечего рычага 9, который шарнирно закреплен на анкерном валике колодки. Короткое плечо рычага, имеющее на конце регулирующий винт 1 с гайкой 2, упирается в свободный конец колодки, а конец большого плеча рычага своим штоком 6 опирается на поршень.
71
При подаче жидкости под давлением в цилиндры колодки прижимаются к тормозным рубашкам колеса и затормаживают его. Чем больше давление жидкости, тем больше тормозной момент, развиваемый тормозом. Момент передается через анкерные валики на корпус тормоза, который закреплен болтами на фланце шасси.
Центральное отверстие в корпусе тормоза служит для центровки его относительно оси колеса. При сбросе давления в цилиндрах возвратные пружины 4 оттягивают колодки от рубашки
Б-Б
Рис. 4.6. Конструкция колодочного тормоза:
/ — регулирующий винт; 2 —гайка; 3 — литые колодки; 4— возвратная пружина; 5 — поршень; 6 — шток; 7 — цилиндр; S —защитная манжета; 9 — неравноплечий рычаг; 10 — анкерный валик; 11 — регулировочный винт; 12 — коническая шестерня; 13 — коническая шестерня; 14 — корпус тормоза; 15 — щиток; 16 — выводной штуцер
в исходное положение и растормаживают колесо. В расторможенном состоянии между рубашкой тормоза и колодками образуется зазор, равный 0,3—0,4 мм, который устанавливается и регулируется с помощью регулировочного винта 11, приводящего во вращение конические шестерни 12 п 13. Щиток 15 служит для предохранения тормоза от загрязнения.
4.	СПЕЦИАЛЬНЫЕ КОЛЕСА
К таким колесам относятся колеса герметичные, предназначенные для самолетов-амфибий, колеса с изменяемым давлением в пневматиках и колеса с вентиляторным охлаждением тормоза. Их конструктивные элементы выполнены так же, как и в рассмот
72
ренных выше случаях, за исключением материалов отдельных Деталей.
Для обеспечения плавности процесса торможения и устранения заброса тормозного момента на различных режимах применяется специальная конструкция дискового тормоза. Плавность работы такого тормоза достигается введением в конструкцию со стороны опорного фланца кольцевой лирообразной пружины,
Рис. 4.7. Колесо и тормоз самолета «Мираж» французской фирмы Испапо-Сюиза
Рис. 4.8. Дисковые тормоза с открытой поверхностью трения французской фирмы «Messier»
играющей роль пружинного демпфера, с предварительным натягом.
На рис. 4.7 показано колесо и тормоз французской фирмы «Испапо-Сюиза» французского самолета «Мираж» [35]. Колесо разъемное, состоит из двух половин, скрепляемых болтами, тормоз дисковый.
Для колес легких самолетов пли вертолетов иногда применяются легкие дисковые тормоза с открытой поверхностью трения. На рис. 4.8 показаны дисковые тормоза французской фирмы «Messier» с открытой поверхностью трения.
73
5.	КОНСТРУКЦИИ ОСНОВНЫХ УЗЛОВ КОЛЕС И ТОРМОЗОВ
В конструкцию различных тормозных колее входят типовые, (стандартизованные) элементы и узлы: поршневые пары, тормозные диски, регуляторы зазоров и другие. К таким узлам относятся, например, стандартный поршневой узел гидравлического тормоза, состоящий из гильзы 2, ввертываемой в блок 1, и поршня 3, перемещающегося под действием силы давления пли силы упругости возвратной пружины (рис. 4.9). Гильза 2 герметизируется с помощью кольцевого уплотнения 6, которое при установке гильзы в блок сжимается по объему на 20—25%, а уплотнение подвижного поршня осуществляется кольцевым рези
гидравлического тормоза:
1 — блок: 2 — гильза; 3 — поршень;
4— шайба; 5, 6 — кольцевые уплотнения
Рис. 4.10. Поршневой элемент пневматического тормоза:
1 — уплотнительное кольцо гильзы; 2 — уплотнительное кольцо поршня; 3 — поршень;
4 — кольцо; 5 — силовой поршень
новым уплотнением 5, устанавливаемым в передней части гильзы и сжимающимся на 15—20%.
Для защиты резинового кольца 5 от загрязнения перед ним устанавливается шайба 4 из фторопласта. Расположение уплотнительного кольца 5 поршня в передней части гильзы позволяет осуществлять хорошую смазку поршневой пары рабочей жидкостью. Кроме того, в случае применения полого поршня рабочая жидкость будет охлаждать подвижное резиновое уплотнение.
Типовой поршневой узел пневматического тормоза приведен на рис. 4.10. Его конструкция более сложна, чем поршневого узла гидравлического тормоза, из-за необходимости высокой герметичности и обеспечения эффективной смазки узла. В этом элементе уплотнение неподвижной гильзы осуществляется резиновым кольцом 1, а уплотнение поршня — кольцом 2, расположенным в передней части гильзы. В зону между кольцами 2 и 4 подается смазка из полости А, выдавливаемая поршнем 3 при подаче в полость Б блока и полость В цилиндра рабочего давления.
74
На рис. 4.11 показан типовой узел растормаживания колес, не имеющий автоматического регулятора зазора между нажимным диском и тормозным пакетом. Узел состоит из пружины 2, упирающейся одним концом в шайбу 1, а другим — в тарелку стержня 3. Стержень соединяется с нажимным диском либо с помощью винтового соединения, либо с помощью Т-образного соединения.
Типовой цанговый узел растормаживания колеса с автоматической регулировкой зазора между нажимным диском и тормозным пакетом приведен на рис. 4.12. Такне узлы применяются при строго ограниченном зазоре между нажимным диском и тормоз
Рис. 4.11. Узел растормаживания:
1 — шайба; 2 — пружина; 3 — стержень
Рис. 4.12. Цанговый узел растормаживания с автоматической регулировкой
1 — блок; 2 —г цанга; 3 — гильза; 4 — пружина;
5 — стержень; 6 — нажимной диск; 1 — резьбовая втулка
ным пакетом, так как при излишне большом зазоре, образующемся из-за износа фрикционных дисков, объем жидкости, необходимый для затормаживания колеса, увеличивается и, кроме того, ухудшается центрирование дисков.
В конструкции узла профилированный стержень 5 соединен с нажимным диском 6. С самим же стержнем 5 неподвижно скреплена гильза 3, в торец которой упирается пружина 4. Стержень 5 частично центрируется в резьбовой втулке 7, ввернутой в цангу 2. Зубцы лепестков В цанги 2 входят в канавки стержня 5, профиль которых позволяет стержню 5 перемещаться лишь в одном направлении. При торможении нажимной диск 6, перемещаясь на расстояние А, сжимает тормозной пакет. Вместе с диском перемещается стержень 5 и связанная с ним гильза 3, сжимающая пружину 4. Вместе со стержнем перемещается и цанга 2 до тех пор, пока своим буртиком не упрется в корпус блока 1. Если зазор А<В, то узел не может автоматически ре
75
гулировать зазор между нажимным диском и тормозным пакетом.
Автоматическая регулировка зазора между диском и пакетом происходит следующим образом.
При износе тормозного пакета зазор А увеличивается и при торможении цанга 2 упрется буртиком в корпус блока 1 раньше, чем нажимной диск прижмется к тормозному пакету. При дальнейшем движении нажимного диска 6 стержень 5 начнет смещаться относительно цанги 2, компенсируя этим смещением износ тормозного пакета. Когда износ пакета достигает величины, равной шагу зубца профиля стержня S, лепестки цанги отожмутся кверху и стержень продвинется вперед на один зуб,
Рис. 4.13. Фрикционный узел растормаживания с автоматической регулировкой:
1 — упорная гайка; 2—пружина; 3—кольцо; 4— хомутик; 5 — крышка; 6 — стержень; 7 — нажимной диск
т. е. на величину износа S. После растормаживания пружина 4 возвращает гильзу 3, стержень 5, цангу 2 и диск 6 в исходное положение. Зазор А при этом снова станет равным своему первоначальному значению, а пружина 4 дополнительно сожмется на величину S. Таким образом, узел позволяет автоматически изменять зазор между нажимным диском и тормозным пакетом в пределах от А до A + S.
На рис. 4.13 изображен фрикционный узел растормаживания колеса с автоматическим регулятором зазора между диском и пакетом. В этом узле стержень 6, один конец которого соединен с нажимным диском 7, находится внутри разрезного хомутика 4 с упорной гайкой 1. Между кольцом 3 и гайкой 1 находится предварительно сжатая пружина 2, лепестки б хомутика 4 стягиваются двумя болтами, благодаря чему стержень 6 может выдвигаться только при приложении к нему определенного усилия. Весь узел монтируется в колодке блока цилиндров, закрываемой крышкой 5. При ходе поршней нажимной диск 7 и стержень 6,
76
зажатый хомутиком 4, перемещаются совместно. При этом кольцо 3 остается неподвижным, а пружина 2 оказывается сжатой на величину перемещения нажимного диска 7. При падении давления па поршень пружина 2 перемещает хомутик 4 и связанный с ним стержень 6 (по рисунку влево). Когда износ тормозных дисков становится таким, что для их сжатия нажимной диск должен переместиться на величину Si>S, хомутик 4 упрется в крышку 5 и стержень 6, преодолевая силу трения, получает возможность сместиться па некоторое расстояние относительно хомутика 4. Следует заметить, что сила трения, фиксирующая стержень
Рис. 4.15. Секционный металлокерамический диск на каркасе:
/ — каркас; 2 — сектор; 3 — опорная шайба; 4 — заклепка
Рис. 4.14. Секционный металлокерамический диск на кольце:
1 — кольцо; 2 —- сектор; 3 — стальная пластина
относительно хомутика 4, должна быть, естественно, больше усилия сжатия пружины 2 и не меняться с течением времени в эксплуатации. Уменьшение силы трения повлечет за собой разрегулировку узла, а чрезмерное увеличение — уменьшение тормозного момента при износе тормозных дисков.
В качестве фрикционных элементов в тормозах колес применяются металлокерамические и биметаллические диски. По конструкции они могут быть монолитными или составными из отдельных секций. Выбор той или иной конструкции зависит главным образом от условий работы тормоза и требуемого для него ресурса.
Секционная конструкция дисков как на кольце, так и на каркасе обеспечивает работоспособность тормоза при весьма большой удельной энергонагруженпости конструкции. Высокие температуры дисков, достигающие при торможении 500° С, вызывают большие температурные напряжения в них и, как следствие этого, деформации в отдельных элементах. В этом отношении
77
более выгодны секционные диски, чем сплошные металлокерамик ческне и биметаллические. Составной секционный металлокерамический диск с кольцом обычно представляет собой сплошное кольцо 1 с набором секторов 2, склепанных из двух половин (рис. 4.14). Каждая половина сектора 2 — это стальная пластина 3 требуемой конфигурации, на которую напекается слой металлокерамики. Каждый сектор (или через один) связан с кольцом стальным валиком, дополнительно воспринимающим часть нагрузки, действующей на сектор при торможении.
Диск с каркасом состоит из стального каркаса 1, имеющего радиальные прорези, п опорных шайб «3 (рис. 4.15). Металлокерамические секторы 2 — стальные пластины с напеченной на их поверхность металлокерамикой — скрепляются на каркасе попарно заклепками 4. После монтажа на каркасе каждый металлокерамический сектор должен сохранить в плоскости трения некоторую свободу перемещения (люфт) относительно стального каркаса.
Обычно для каркасов металлокерамических дисков применяется высоколегированная или жаропрочная сталь. В отдельных конструкциях тормозов применяются сплошные диски с напеченной на них металлокерамикой.
Глава V
ПНЕВМАТИКИ АВИАЦИОННЫХ КОЛЕС
1. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПНЕВМАТИКОВ
Амортизирующие свойства и грузоподъемность пневматиков зависят от их геометрических размеров, величины внутреннего давления и конструктивной жесткости. Эти свойства характеризуются кривыми зависимости радиальной нагрузки Рг на колесо от величины обжатия ёОб пневматика. Типичные кривые обжатия
При различных внутренних давле- р кгс
ниях в пневматиках приведены на рис. 5.1. На кривой обжатия имеется несколько характерных точек: бст.об — обжатие пневматика, соответствующее статической радиальной нагрузке Рст.на колесо при стоянке самолета на земле и равное обычно 30—35% полного обжатия; бпол.об — полное обжатие (см. рис. 5.3), соответствующее полной радиальной нагрузке ДПол; бд.об — максимально допустимое обжатие, соответствующее максимально допустимой ради-,
алыюй нагрузке PR и равное Рис. обычно 95% полного обжатия,
'-'об. им п X
об ипол.об °раз.об
^ст.об %
5.1. Диаграмма обжатия пневматика
браз.об — обжатие, соответствую-
щее разрушающей нагрузке Рраз, при которой может происходить разрушение пневматика.
Для передних колес шасси, кроме приходящейся на них статической нагрузки PCt самолета, задается и динамическая нагрузка РдПН, действующая при торможении. При этом обжатие пневматика должно быть равно
бд.об ~ 0,5бпол.об-
79
Основными характеристиками пневматика являются: площадь F опорной поверхности; радиальная нагрузка Рг, величины работы А при обжатии.
Как правило, эти характеристики обычно определяются экспериментально путем статического или динамического обжатия пневматика на прессе или копре. Вместе с тем при проектировании колес или пневматиков в некоторых случаях возникает необходимость в определении этих характеристик пневматика расчетом.
Определение площади опорной поверхности пневматика
С достаточной для практических целей точностью можно считать, что для круглого в поперечном сечении пневматика опорная поверхность является эллипсом с полуосями у и z (рис. 5.2).
Величины полуосей у и z зависят от степени обжатия
Рис. 5.2. К определению площади контакта для пневматика круглого профиля
пневматика &, Об под радиальной нагрузкой. Расчетная площадь опорной поверхности пневматика
Fv = knyz, (5.1)
где k — поправочный коэффициент, представляющий собой отношение фактической площади контакта к расчетной площади /р, вычисленной для эллипса с теми же осями.
По опытным данным, для
пневматиков круглого (и близкого с ним) профиля коэффициент k изменяется от 1,03 до 1,14 (за среднее значение k может быть принято 1,08).
В таблице 5.1 приведены фактические и расчетные площади контакта для отечественных п .евматиков при бст.об-
Величины у и z определяются по следующим эмпирическим формулам:
/о । ~1/
У — (^i + $) у ~-----
где г' =0,94 1 ZJSnoj.oe—Зпол.об—большая полуось эллипса опорной площади контакта при полном обжатии пневматика;
80
g — линейный размер между бортом обода и точкой, ограничивающей осевой поперечный размер площади контакта при полном обжатии (рис. 5.3), зависящий от жесткости стенок пневматика и его геометрических размеров;
В	0,45бпол.об^э/'d.
Здесь 1э=1о—В] —длина замкнутого элемента пневматика шириной dz, вырезанного в вертикальном направлении (см.
Таблица 5.1
Размер пневматика (£>ХВ)	Давление в пневматике в кгс/см2	Факт! ческая площадь	Длина и ширина отпечатка (а:<Ь)	Расчетная площадь ВР	Поправочный коэффициент k
600 У200	10	320	28,6X13	295	1,08
800. 200	12	390	32,5x14,5	365	1,07
880x230	13	525	36x17,6	496	1,06
930x305	9	760	42x21	694	1,09
1100 X 330	9	924	45 x23,5	832	1,П
В
Рис. 5.3. Схема деформации пневматика при обжатии
рис. 5.2), причем /0 = —«, а угол а (в радианах) определяется из уравнения
2бпол.об
cos а = 1-----------.
а
81
С учетом формул для у и z расчетная площадь контакта пневматика будет
ВР = 3,4r' (В, + £)---б -.	(5.2)
Опол.об
Определение допустимой радиальной нагрузки на пневматик
Радиальная нагрузка, воспринимаемая пневматиком, равна
Pr = cmFpPn3,	(5.3)
где риз—избыточное давление в пневматике;
сж — коэффициент жесткости пневматика. (Экспериментально установлено, что в среднем Сж=1Д2, т. е. жесткость составляет примерно 12% от радиальной нагрузки на пневматик.)
Избыточное давление в пневматике
__ ,	.________2У0р0_______________
2V0— /"'бпол.об (Bt -р ё) f где
ЗТбоб .	/ Пбоб
Г = —---------Sin I ------
бпол.об	' бпол.об
р' — абсолютное давление в пневматике, отнесенное к атмосферному;
ро'— абсолютное начальное давление в пневматике;
Уо — начальный объем воздуха в пневматике, n2di
Vo = —(B>i + 0,9d),
здесь D{ — диаметр обода колеса, di — средний диаметр поперечного сечения пневматика, вычисляемый по среднему значению толщины стенки пневматика (dx=d— 26х).
Приближенно начальный объем пневматика
Vo= 1,84г/2 (О - d),
где D — наружный диаметр пневматика.
Подставив найденные для Fp и риз выражения в (5.3), получим
2Vopo
2 Vo — /"'бпол.об (Bi ё)г
При малых изменениях объема воздуха в пневматике и сравнительно больших начальных давлениях (больше 3 кгс/см2), принимая Ро^Ро и р'~р, получим
Л=3,8г'(В1 + ё)[
 <5-4>
Опол.об
82
7,6r'(Bi-|-g)/?oVo боб
2 Vo — r'£>пол.об (5Г+^)г бпол.об
(5.5)
где ро — внутреннее давление в пневматике.
Радиальная нагрузка при полном обжатии, т. е. при б = бпол.об,
_	7-6r'(fi1 + g)PoVo_______
( г)пол.об 2Ро - лг'бпол.об (В1 + ё) ’
(5.6)
Определение работы сил давления при обжатии пневматика
Работа сил давления при обжатии пневматика определяется путем планиметрирования заштрихованной площади, ограниченной кривой обжатия Рг(бОб), построенной опытным путем или по формуле (5.8), п осью абсцисс, как показано на рис. 5.1.
Заштрихованная площадь представляет собой работу А при внутреннем давлении в пневматике р0 и полном обжатии бпол.об пневматика.
Аналитически эта работа может быть приближенно определена по формуле
где D, В — габариты (диаметр и ширина) пневматика.
Влияние характера действия приложенной к пневматику нагрузки на работу обжатия
При статическом обжатии пневматика на стоянке самолета воздух в нем сжимается изотермически, в то время как при посадке самолета, когда полное обжатие происходит за 0,1—0,3 с, он сжимается адиабатически.
Полагаем изменение расчетной площади контакта Fp в зависимости от величины обжатия одинаковым как при статическом, так и при динамическом действии нагрузки на пневматик. Тогда, пренебрегая действием сил инерции пневматика для динамической (Рдпн) и статической (РСА нагрузок, получим
Р дин — СжТад;
Р ст == CwFтрР из!
Р™
83
Принимая fe/=n°’41, где n=Vo/V— степень сжатия воздуха в камере, получим
РДИН   kP ст   I k{ -(
kl — 1
Р' п — 1
О
ст-
Работа обжатия при динамической нагрузке -4 дин = ^71 СТ,
где
,	,, , k2 - 1	,	n°>« — 1
— k2 + - —7; £2 = 2,46 — --------------
0 2 ~~ 1	In П
nlnn
k2 = -----
n — 1
Принимая во внимание, что значение степени сжатия воздуха п в камерах пневматиков может изменяться от 1 до 2, с достаточной степенью точности будем иметь
^=0,35/1 + 0,65; k2 = 0,16п + 0,84; k2 = 0,4 In + 0,59
при п = 1; k = k2 = k2 = 1.
Как показали исследования и расчеты, влияние динамичности действия нагрузки не столь велико и приращение усилия Рг не превышает 10—15%. Однако в особо неблагоприятных случаях, например при грубой посадке самолета, это усилие так же, как и давление в пневматике, может возрасти до 25—30%-
2. КОНСТРУКЦИИ АВИАЦИОННЫХ ПНЕВМАТИКОВ
В настоящее время на самолетах применяются как камерные, так и бескамерные пневматики (рис. 5.4).
Бескамерный пневматик состоит из каркаса 3, колец жесткости 7, брекера 2 и протектора 1. Камерный пневматик, кроме того, имеет камеру 5 с вентилем 6 и подпятником 4.
Для полной герметичности бескамерный пневматик имеет дополнительный герметизирующий слой резины 8.
Многослойный каркас пневматика изготавляется из хлопчатобумажного или капронового корда. Для придания прочности в борта заделываются кольца жесткости, изготовленные из специальной проволоки. Каркас армируется брекером — слоем резины, на который накладывается протектор 1.
84
В зависимости от условии эксплуатации для каркаса пневматиков применяются различные материалы. В тех случаях, когда диапазон эксплуатационных температур составляет ±55° С~ а нагрев пневматика после торможения в месте контакта его с барабаном колеса не превышает +100° С, для каркаса применяется, как правило, хлопчатобумажный корд и обычные нетеплостойкие резины. Для повышения теплостойкости пневматиков применяют капроновый корд и теплостойкие резины.
При проектировании пневматика следует учитывать, что при чрезмерном нагреве излишнее давление в камере иногда необходимо сбрасывать через специальные предохранительные клапаны во избежание разрушения пневматика.
Рис. 5.4. Конструкция камерного (о) и бескамер-ного пневматиков (б):
7 —протектор; 2—брекер; 3 — каркас шины; 4 — подпятник; 5 — камера; 6 — вентиль; 7 — кольцо жесткости;
8 — слой резины
Для повышения надежности пневматика и предохранения его от механических повреждений некоторые зарубежные фирмы выпускают пневматики с защитным слоем. Например, пневматики американской фирмы «Goodrich» между протектором и слоями корда имеют пояс из стальной проволоки, а американской фирмы «Thompson» — двойной подпротекторный проволочный слой (рис. 5.5).
Для повышения сцепления пневматика с грунтом в зимний период иногда применяются пневматики с металлическими шипами.
В особо тяжелых условиях эксплуатации возможно применение колеса с металлической шиной в виде щетки, которая представляет собой конструкцию, состоящую из большого количества радиально расположенных стальных проволочек определенной длины. Шина такой конструкции американской фирмы «Godyear» показана на рис. 5.6.
Пневматики в зависимости от величины внутреннего давления могут быть условно разбиты на следующие группы: I груп-
85
па — пневматики сверхнизкого давления (до 3,5 кгс/см2); II группа— пневматики низкого давления (3,5—6,5 кгс/см2); III группа пневматики высокого давления (6,5—10 кгс/см2);
Рис. 5.5. Конструкции пневматиков с защитным слоем: а — пневматик с поясом из стальной проволоки; б — пневматик с двойным поднротекторным проволочным слоем _
Рис. 5.6. Колесо самолета с металлической шиной для особо тяжелых условий работы
Внутреннее давление 8 пневматике кгс/см2
Рис. 5.7. График влияния давления в пневматике на ресурс
IV группа — пневматики сверхвысокого давления (10— 13,5 кгс/см2)-
Как известно, величина давления в пневматике в значительной мере определяет проходимость самолета на различных грун-
86
тах и напряжения, возникающие в грунте. Чем выше внутреннее давление, тем хуже проходимость пневматика и тем выше напряжения. Кроме того, с увеличением давления ресурс пневматика уменьшается, так как при высоком давлении он теряет эластичность и все мелкие механические неровности (камни и т. п.) на полосе не обтекаются, а вдавливаются в пневматик, постепенно его разрушая.
На рис. 5.7 приведена экспериментальная зависимость срока службы пневматика от величины внутреннего давления [28]. Следует отметить, что на американских самолетах DC-6, DC-7 и Боинг 707-123В при одинаковых размерах пневматиков, внутреннее давление в них разное. Как поясняет фирма, при увеличении давления с 7,4 кгс/см2 (для самолета DC-6) до 8,8 кгс/см2 (для самолета DC-7) ресурс пневматика уменьшился с 272 до 145 посадок. 14а американском самолете Боинг 707 ресурс пневматика составляет всего 95 посадок. В практике американских самолетных фирм известны случаи, когда ресурс пневматиков при повышении в них давления до 12—14 кгс/см2 уменьшался до 30— 50 посадок. Обычно для сохранения среднего ресурса давление в пневматике не принимается выше 10 кгс/см2.
По величине внутреннего давления определяется конструктивный
тип пневматика, который характеризуется определенными соотношениями между параметрами ее профиля.
Отношение ширины В к высоте Н профиля пневматика или степень округлости его профиля (рис. 5.8) будем характеризовать коэффициентом
Ki = В/Н.
Отношение же высоты профиля Н к радиусу R — коэффициентом относительной высоты профиля Kz^HIR, а отношение ширины В к наружному диаметру D — коэффициентом относительной ширины профиля
К, = B/D.
В табл. 5.2 приведены средние коэффициенты параметров профиля Ki, Лг, Лз для некоторых типов отечественных пневматиков в заданном диапазоне скоростей самолетов при взлете и посадке.
По данным табл. 5.2 для пневматиков сверхнизкого давления скорость самолета не более 200 км/ч, а для пневматиков низкого давления —не более 250 км/ч. Когда скорость самолета превы-
87
шает 250 км/ч применяются пневматики высокого или сверхвысокого давления. Это объясняется тем, что с увеличением скорости самолета увеличиваются центробежные силы в конструктивных элементах пневматика. Действие этих сил можно скомпенсировать увеличением внутреннего давления в пневматике, уменьшением елейности его каркаса, утонением протектора, а также изменением геометрии профиля пневматика.
Таблица 5.2
№ групп	I	Наименование групп пневматг-ков	Диапазон рабочих давлений в кгс/см2	Коэффициенты парамет-ров профиля			Скорости самолета при взлете и посадке в км/ч
			В	Н	В	
I	Сверхнизкого давления 		2-3,5	1,18	0,63	0,36	Не более 200
II	Низкого давления 		3,5—6,5	1,44	0,5	0,36	Не более 250
Ill	Высокого давления 			6,5-10	1,13	0,55	0,32	Свыше 250
IV	Сверхвысокого давления 		10—13,5	1,09	0,47	0,26	Свыше 300
По конструкции пневматики первой группы относятся к баллонному или полубаллонному типу, пневматики второй группы — к пневматикам арочного типа. Третью и четвертую группы составляют пневматики круглого профиля, имеющие наибольшую «округлость».
Как видно из данных табл. 5.2, с увеличением внутреннего давления поперечное сечение пневматика приобретает большую округлость (Х'1) при одновременном уменьшении относительной высоты (К2) и относительной ширины (К3) профиля. Исключение составляют пневматики низкого давления арочного типа, у которых среднее значение Ki составляет 1,44.
В последнее время в связи с требованием повышения проходимости самолетов по грунту стали применяться пневматики широкого профиля, но с высоким давлением, у которых отношение К> 1,25.
В таблице 5.3 приведены основные конструктивные и скоростные параметры американских пневматиков.
За последнее десятилетие в развитии пневматиков характерным стало повышение действующих на них нагрузок и уменьшение их габаритов (табл. 5.4).
Данные табл. 5.4 показывают, как с ростом грузоподъемности пневматиков и взлетной скорости самолета увеличивается и 88
Таблица 5.3
Размеры пневматиков в дюймах	Разд еры пневматиков в мм	Ро « КГС С.М2	Z?i в мм	Н в мм	/<1=Д Н	II _ £		се
32x11,5	810X290	8,5	380	230	1,25	0,57	0,36	До 250
41X15	1040x380	И	458	291	1,31	0,56	0,365	До 250
50 у 20	1270x510	9,5	508	381	1,33	0,61	0,4	До 250
Таблица 5.4
Данные самолета и характеристики пневматиков колес	Фирма п марка самолетов		
	Дуглас DC-3	Дуглас DC-6	Боинг 707
Максимальная взлетная скорость в км/ч	145	193	362
Максимальная нагрузка на пневматик в тс Обозначение пневматика	7,26 17,00—16	13,56 15,5—20	17,37 46—16
Давление воздуха в пневматике в кгс/см2	4,2	9,4	12,9
Площадь контактного эллипса в см2	1632	1393	1342
Удельное давление на грунт в кгс/см2	4,4	9,7	12,9
давление воздуха в них. Так как площадь контактного эллипса у всех сравниваемых пневматиков примерно одинакова, то, очевидно, одновременно увеличивается удельное давление на беговую дорожку пневматика. В этом отношении характерны пневматики, рассчитанные на приблизительно одинаковую максимальную нагрузку 6000 кгс (табл. 5.5).
Таблица 5.5
Данные самолета и характеристики пневматиков колес	Фирма и марка самолетов		
	„Конвэр" 340 и 440	„Трайдент"	Норт Америкен F-86
Максимальная скорость взлета в км/ч	193	312	322
Обозначение пневматика	12,50—16	34x9,50—18	29X7,7
Максимальная нагрузка на пневма-	5,810	5,990	6,260
ТИК в тс			
Давление воздуха в кгс/см2	5,2	9,4	16,1
Площадь контактного эллипса в см2	1013	613	413
Удельное давление на грунт в кгс/см2	5,7	9,8	15,1
89
Как видно из таблицы, каждый последующий пневматик отличается от предыдущего не только увеличением взлетной скорости и внутреннего давления, но еще и значительным уменьшением профиля и наружного диаметра. Сокращение габаритных
размеров пневматиков заметно сказалось на величине площади
контактного эллипса, а следовательно, и на величине удельного давления на беговую дорожку. Принимая во внимание, что с уменьшением габаритов пневматика уменьшаются длина беговой дорожки и объем протектора, становится вполне понятным сокращение ресурса пневматика 29X7,7 по сравнению с пневма-тиками 12,50—16 и 34X9,50—18.
Сокращения ресурса пневматика не только усложняет экс-
Скорость самолета км/ч
Рис. 5.9. График значений коэффициентов трения для различных пневматиков:
I — из стандартной резины: 2 — из резины «High ц»
плуатацию, но и вызывает большие экономические затраты. Так, по данным зарубежной печати, компания авиалиний Америкэн Эрлайнз затрачивает в год на пневматики реактивных самолетов Боинг 707/720 более 1 000000 долларов, для самолетов Конвэр 990—600 000 долларов и около 150 000 долларов для самолетов с поршневыми двигателями. Общие расходы, связанные с пневматиками, равны 1 750 000 долларов. Расходы на одну посадку для самолета Конвэр CV-240 равны одному доллару, для самолетов Конвэр 990— 17 долларам и для грузового самолета Боинг 707-323С — 25 долларам.
С увеличением взлетной и поса-
дочной скоростей самолетов повы-
сились требования к безопасности и эффективности торможения. Так как эффективность торможения зависит от величины коэф-
фициента сцепления пневматика с поверхностью аэродрома, то этому параметру уделяется особое внимание при проектировании
пневматика.
Многочисленными исследованиями установлено, что устойчивость движения колеса и сцепление пневматика зависят от вида рисунка беговой дорожки.
Как уже отмечалось в гл. II, для авиационных пневматиков преобладающее распространение получил рисунок в форме продольных широких выступов, чередующихся с узкими канавками, причем с увеличением ширины выступов глубина канавок воз-
растает.
Для повышения величины коэффициента сцепления пневматика используются новые марки резины. Так, у синтетической зарубежной резины марки «High ц» коэффициент сцепления (трения) превышает коэффициент трения резины стандартных марок.
90
Зависимость этого коэффициента от скорости показана на рис. 5.9.
Основные характеристики отечественных пневматиков, необходимые для расчетов и подбора последних, представлены в рис. 5.9.
Таблица 5.6
Размер пневматика	Ро в кгс,см2	0 в мм	s мл. в мм	эли а “с/	JJH a •’•"«j 		Лмл. в кгс • м	V в км, ч	G в кгс
Пневматики полубаллонного типа								
200X80	3,5	И,5	32	165	465	6	160	1,5
300X125	3,5	18,5	65	370	1 340	36	200	3,5
400X150	4	30	99	925	3 000	130	200	5
470x210	3,5	29	115	1 150	4 500	200	185	9
500X125	3,5	20	64	575	1800	50	165	6
500X150	2,5	23	88	480	1 800	60	120	7
595Х185	2,5	26	106	630	2 550	140	105	10
600X180	4,5	20	104	810	4 500	200	200	10
600x250	2,5	46	159	1 300	4 470	315	125	16
800X260	4,5	52	165	2 800	8 900	670	160	25
900X300	4,5	58	187	3 830	12 300	1050	• 160	36
1200x450	3,8	78	270	6 000	20 800	2600	125	80
		Пневматики арочные						
500x180	6	25	77	1 300	4 050	126	250	7,5
700x250	4,5	50	127	3 150	7 500	410	100	16,5
840X300	5,2	48	140	3 800	11000	680	140	28
950 x350	5,2	58	186	4 800	15 300	1200	160	37
1100X400	6,5	58	180	7900	24 400	1840	230	62
1450 x 520	5,5	100	276	14 300	38 800	4500	220	130
	Пневматики	высокого давления (круглого профиля)						
570X140	7	20	85	1 200	5 250	190	240	9
660X200	9	42	107	3 600	9300	430	315	15
800 X225	9	39	132	4 200	14 200	800	300 .	22
930X305	8,5	69	176	7 720	24 000	1740	262	35
1100x330	9,5	58	197	9 500	32000	2680	300	67
1500x500	9,5	80	305	20 000	68 000	8900	300	180
Пневматики сверхвысокого давления (круглого профиля)
570x140	10,5	36	86	2600	7 650	290	290	9
600X155	10,5	31	97	2 300	9 100	387	300	9,3
660X200	12	47	112	4 500	13 200	749	340	15,3
800 x200	12	44	122	5 400	18 900	1010	385	23,5
880X230	13,5	49,5	111	7 600	20 800	1000	420	27,8
1160X 290	13,5	67,5	159	110 000	33 600	2270	430	71,5
Глава VI
ФРИКЦИОННЫЕ И КОНСТРУКЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ ДЛЯ ТОРМОЗОВ И КОЛЕС
1. МАТЕРИАЛЫ ДЛЯ ФРИКЦИОННЫХ ПАР ТОРМОЗОВ
Специфические условия работы тормоза потребовали применения для фрикционных элементов специальных материалов, имеющих особые фрикционные характеристики. Действительно, при торможении колес тормозные элементы подвергаются нагреву, подобному тепловому удару. Высокие скорости скольжения (до 30 м/с) и значительные удельные давления (до 10 кгс/см2 для многодисковых и до 30 кгс/см2 для однодисковых тормозов) на поверхностях трения фрикционных пар, высокие значения удельной работы торможения усложняют как подбор фрикционных материалов из имеющейся номенклатуры, так и изыскание новых более совершенных материалов. Одновременно фрикционные материалы в течение всего процесса торможения должны обеспечивать стабильность основных характеристик (коэффициента трения, износостойкости, фрикционной теплостойкости и механической прочности).
Характеристики фрикционных материалов зависят от целого ряда факторов. Например, коэффициент трения зависит от физико-химических свойств материалов фрикционной пары тормоза, температуры трущихся поверхностей, относительной скорости скольжения фрикционной пары и величины удельного давления на ней, наличия смазки на трущихся поверхностях.
Физико-механические свойства фрикционных материалов и их характеристики исследуются на специальных установках. Одна из таких установок — машина трения ИМ-58, показанная на рис. 6.1, имитирует реальные условия работы тормозов по скорости скольжения, удельному давлению на контактных поверхностях и времени торможения.
Образцы испытуемых материалов специальной формы устанавливаются в держателях 9. В зависимости от режима испытания подбираются маховики 4 и 7, с моментами инерции определенной величины.
92
С помощью редуктора 2 и гидронасоса переменной производительности устанавливаются необходимые обороты вала 6, обеспечивающие требуемую скорость скольжения Кгк. После разгона муфты сцепления 3 отсоединяют маховики и они вращаются по инерции. Одновременно с отсоединением муфты подается давление в цилиндр прижима 11, который обеспечивает заданную величину удельного давления. Тормозной момент, возникающий на поверхностях трения во время торможения, передается рычагом 14 на месдозу 13 и фиксируется самописцем 12.
Рис. 6.1. Принципиальная схема установки для исследования свойств фрикционных материалов:
1 — гидромотор; 2 — механический редуктор; 3—муфта сцепления; 4 — малые маховики; 5 — задняя опора; 6 — вал; 7 — большие маховики; 8— передняя опора; 9—держатель образца испытуемого материала; 10 — подвижная бабка; 11 — цилиндр прижима; /2— самописец тормозного момента; 13—-месдоза; 14—рычаг; 15— станина;
16 — электродвигатель; 17 — гидронасос; 18 — гидробак
Величина среднего коэффициента трепня, получаемая при торможении на описанной установке, определяется следующим образом. Кинетическая энергия Д„ вращающихся маховиков, преобразуемая в тепло фрикционными элементами,
I(Он.т	.,
Лк —	— й'Кр.срфт,
(6.1)
где J — момент инерции вращающихся маховиков;
к>н.т — угловая скорость, при которой начинается торможение;
Жр.ср — средний тормозной момент, создаваемый фрикционными элементами;
<рт — тормозной путь в радианах.
03
Средний тормозной момент
ЙДр.ср = fcpPypFp -	,	(6.2)
где /ср — средний коэффициент трения;
Руд — расчетное удельное давление на фрикционных элементах;
Fp—расчетная площадь контакта фрикционных элементов;
Dcv — средний диаметр кольцевого образца испытуемого материала.
Тормозной путь
®н.т	.
фт — СОсрТт —   —Тт,
где тт — время торможения.
Подставив найденные для Мтр.ср из (6.1) и для <рт из (6.3) выражения, получим
4 к
Pyn.F рДсрЫн.тТт
где k — коэффициент, учитывающий потери на трение в подшипниках.
По кривой Мт(тт), снимаемой на установке, определяется стабильность аст коэффициента трения, которая представляет собой отношение среднего тормозного момента к максимальному:
Мтр.ср
Ист =	•
гИтр.тах
Средний линейный износ образца за одно торможение определяется по разнице измерений линейных размеров его до и после испытаний
т SA
Jh = --- ,
П
где п — базовое число проведенных циклов торможений; — износ образца за п циклов торможений.
Экспериментальные данные о зависимости коэффициента трения от скорости скольжения, температуры нагрева при торможении и удельного давления на поверхностях фрикционных элементов приведена на рис. 6.2. Для различных фрикционных материалов коэффициент трения различен и может изменяться в пределах от 0,18 до 0,45.
Различие свойств материалов тормозных элементов по коэффициенту трения и его стабильности обусловливает и различный характер изменения тормозного момента по времени торможения.
94
На рис. 6.3 приведены кривые изменения тормозного момента по времени торможения для фрикционной пары с пластмассой и с металлокерамикой, работающих с чугуном. Характерным для фрикционной пары с металлокерамикой является увеличение тормозного момента к концу торможения, а с пластмассой — уменьшение тормозного момента. В обоих случаях расчетное
6)
Рис. 6.2. Экспериментальны? кривые изменения коэффициента трения f от скорости скольжения фрикционных пар (а), от удельного давления на контактных поверхностях (6) и
температуры (в)
удельное давление на поверхностях трения сохранялось постоянным. Понижение тормозного момента у фрикционных пар с пластмассой объясняется резким уменьшением коэффициента трения
Рис. 6.3. Изменение тормозного момента по времени торможения при различных материалах фрикционных пар тормоза колеса:
а — чугун с пластмассой; б — чугун с металлокерамикой
при повышении температуры фрикционных элементов, которое не представляется возможным компенсировать уменьшением скорости скольжения. У фрикционных пар с металлокерамикой тормозной момент возрастает в результате резкого увеличения коэффициента трения при уменьшении скорости скольжения, которое существенно перекрывает уменьшение коэффициента трения с повышением температуры фрикционных элементов вследствие нагрева. Изменение тормозного момента во время торможения — явление нежелательное, так как при его уменьшении эффектпв-
95
ность тормозов падает, а при увеличении возникает перегрузка тормозной цепи.
В качестве основных материалов для фрикционных пар в настоящее время применяются пластмасса и металлокерамика. Пластмассы применяются в тех случаях, когда температура фрикционных элементов не превышает 350° С, а металлокерамика при температурах 500—600° С. Металлокерамика представляет собой композиционный материал, изготавливаемый методами порошковой металлургии. Металлокерамическая шихта представляет собой механическую смесь многих компонентов. Химический состав шихты (в весовых процентах) одного из вариантов металлокерамики:
Медь	Песок	Асбест	Барит	Графит	Железо
14-16	2—4	2-4	4-6	7,5-8,5	Остальное
Рис. 6.4. Изменение тормозного момента Мт по времени торможения т для металлокерамических фрикционных элементов при различном содержании в них углерода:
1 — нормальное содержание углерода; 2 — пониженное содержание углерода
Рис. 6.5. Область изменения коэффициента трения f по ско-* рости скольжения V и температуре /°C нагрева контактных поверхностен трения
После тщательного смешения шихта прессуется в заготовки-секторы, которые спекаются при больших температурах со стальным каркасом.
Поскольку основной составляющей в металлокерамике является железо, ее фрикционные свойства в значительной степени зависят от процентного содержания углерода. С уменьшением содержания углерода уменьшается коэффициент трения и ухудшается его стабильность. На рис. 6.4 показаны кривые изменения Мт по времени торможения для одного и того же тормоза с металлокерамикой при разном содержании- в ней углерода.
На рис. 6.5 показана область предельных значений коэффициента трения металлокерамики в зависимости от скорости скольжения и температуры на поверхностях трения фрикционной пары. Широко применяемая фрикционная металлокерамика
96
удовлетворительно работает при скорости скольжения не более 30 м/с, расчетном удельном давлении на материал не более 12 кгс/см2 и среднемассовой температуре фрикционных элементов до 450—500° С.
Пластмасса типа ФК-16Л и металлокерамика могут работать в тормозах <в шаре с чугуном химического состава (в весовых процентах):
С	Мп	. Si	Ni	Mo	Cr	S	p	Fe
3,2—3,8	0,6-1,0	1,6—2,3	0,3—1,4	0,2—0,5	0,15 — 0,45	o,l	0,3	Остальное
Чугун из-за своей хрупкости применяться непосредственно во фрикционных элементах нс может, поэтому его приваривают к стальным пластинам, которые затем обрабатываются по контуру.
Кроме чугуна, в ряде случаев широко применяются специальные фрикционные стали с высоким содержанием хрома (в весовых процентах):
c	Si	Mn	Cr	P	s	Fe
0,13— 0,34	<0,6	<0,6	12—14	0,030	0,025	Остальное
Важной характеристикой фрикционного материала является его твердость. Как показал опыт эксплуатации тормозов, твердость металлокерамики должна быть в пределах НВ 60—95, чугуна НВ 160—220 п стали НВ 200—220. В некоторых конструкциях тормозов в качестве фрикционного материала в парс с пластмассой может применяться простая углеродистая сталь. Основные характеристики некоторых зарубежных фрикционных пластмасс, работающих в паре со сталью и чугуном, приведены в табл. 6.1.
Характеристики некоторых зарубежных металлокерамических фрикционных материалов, работающих в паре с чугуном или сталью, приведены в табл. 6.2.
Как отмечалось выше, к параметрам, определяющим энергоемкость тормоза, относятся: удельная теплоемкость материалов каркаса дисков и фрикционных элементов, максимально допустимая температура нагрева фрикционных элементов при торможении, вес дисков. Удельная теплоемкость применяемого материала каркаса и фрикционных элементов колеблется в пределах от 0,12 до 0,17 ккал/кгс-°С. Допустимая среднемассовая температура нагрева современных материалов для фрикционных пар при существующем их ресурсе (~500 торможений) колеблет-
4—1490
97
Таблица 6.1
Материалы фрикционных пар		Удельное давление В КГС/СМ2	Коэффициент трения f	Стабильность коэффициента трения аст	Износ материала за одно торможение Jh мкм	
					пластмассы	стати (чугуна)
Пластмасса «Данлоп»	«Данлоп» — сталь	18	0,35	0,78	190	3
Пластмасса	«Данлоп» — чугун	18	0,38	0,72	200	5
Пластмасса	«Феродо» — чугун	24	0,29	0,84	225	8,7
Пластмасса	«X»— чугун	18	0,43	0,76	132	8
Таблица 6.2
Материалы фрикционных пар	Удельное давление в кгс/см2	Коэффициент трения f	Стабильность коэффициента трения	Износ материала за одно торможение в мкм	
				металлокерамики	стали (чу-гуна)
Металлокерамика № 1 — сталь	18-20	0,18	0,43	4,3	2
Металлокерамика № 2 — чугун	18—20	0,35	0,9	43-80	1
Металлокерамика № 3— сталь	18-20	0,38'	0,8	25-50	2
ся обычно в пределах 400—450° С. Изыскание новых материалов с высокой удельной (весовой) теплоемкостью является одним из способов увеличения удельной энергоемкости тормозов авиационных колес.
За рубежом в последние годы этому вопросу уделяется все большее внимание. В последнее время в США в конструкциях тормозов стали применять бериллий и наметилось применение легкоплавких (лития, калия, натрия) материалов. Так, например, американская самолетостроительная фирма «Дуглас Эйркрафт» предлагает в конструкции тормоза секторы из бериллия, крепящиеся непосредственно к тормозным дискам. По данным фирмы, тормозные диски с такими секторами при нормальных условиях эксплуатации имеют энергонагруженность порядка 40000 кге-м/кге. Допустимая максимальная среднемассовая температура в дисках при такой нагруженности составляет 700° С. В конструкции тормоза предусматривается возможность
98
(при его разборке) смывания токсичной окиси бериллия, образующейся при торможении на контактных поверхностях. В другой конструкции тормоза предусматривается использование бериллия в виде наполнителя тонкостенной оболочки, обладающей фрикционными свойствами (рис. 6.6). Такая оболочка должна также препятствовать окислению бериллия во время работы и образованию токсичной окиси. Из бериллия, кроме секторов тормозных дисков, могут также изготовляться некоторые детали тормоза и колеса.
Увеличение энергоемкости тормозов может быть достигнуто путем применения плавящихся теплопоглотителей, например
Рис. 6.6. Принципиальная схема конструкции тормоза с бериллиевыми сектора ми-теплопогло-тителями	а мерика некой
фирмы «Дуглас Эйр-крафт»:
1 — оболочка; 2 — бериллий
Рис. 6.7. Конструкция тормозного диска, заполняемого натриевым или литиевым плавящимся теплопоглотителем:
1 — оболочка; 2 — теплоко-глотитсль
из лития, натрия и калия. На рис. 6.7 показан тормозной диск с натриевым или литиевым плавящимся теплопоглотителем, заключенным в оболочку. При торможении теплопоглотитель нагревается до высокой температуры п плавится.
Применение приведенных выше теплопоглощающн.х материалов (бериллия, лития и др.) ввиду их очень малого удельного веса приводит к увеличению объема конструкции тормоза колеса. Поэтому, например, при использовании в конструкции лития потребуется тормоз с объемом конструкции примерно в 1,5 раза большим, чем тормоз с теплопоглотителем из чугуна при одинаковой их энергонагружснности. В этом случае тормоз прихог дится выносить за пределы конструкции колеса (рис. 6.8). Обычно подобные решения являются трудно выполнимыми для
4*
99
конструкций авиаколес современных самолетов. Поэтому для энергонагруженных тормозов необходимы материалы с высокой удельной теплоемкостью (на единицу объема) и малым удельным весом.
О перспективности применения таких материалов в конструкциях тормозов можно судить по данным, приведенным па рис. 6.9. Из анализа этих данных следует, что при одной и той же величине поглощаемой тормозом энергии и температуре нагрева 500° С тормозные диски из бериллия или лития (в оболочке) будут занимать по сравнению со сталью объем конструкции примерно в 1.5—
С
1,5 1,75 V
Рис. 6.8. Вариант конструкций тормоза с бериллиевым теплопоглотите-лем:
t — тормозной диск; 2 — выносной тепловой аккумулятор
Рис. 6.9. Характеристики относительного веса_ (6) и относительного объема (V) тормозного пакета при постоянной энергонагружен-ности для ряда материалов:
1 — чугун; 2 — бериллий; 3 — литий; 4 — карбид хрома; 5 — карбид циркония
1,75 раза больше. Материалы, дающие выигрыш в весе и объеме, лежат в заштрихованной зоне. К таким материалам могут быть отнесены карбиды некоторых металлов.
2. КОНСТРУКЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ ДЛЯ КОЛЕС
Авиационные колеса изготовляются обычно из магниевых или алюминиевых сплавов литьем или штамповкой с последующей механической обработкой. Широкое применение магниевых и алюминиевых сплавов для колес обусловлено их малым удельным весом и сравнительно высокими механическими свойствами. Так, например, литые магниевые сплавы для барабанов колес, имеют прочность до 25 кге/мм2, а деформируемые сплавы до 38 кге/мм2.
При выборе материала барабана тормозного колеса необходимо учитывать, что оно должно работать в условиях периоди-100
'ческого нагрева во время торможения до 100—120° С с последующим охлаждением до нормальной температуры.
В последнее время в ряде стран для колес стали применяться высокопрочные литейные магниевые сплавы на основе магний-цинк-циркошш, например английский сплав Z5Z. Особенностью сплавов на магниево-цинковой основе является более высокий предел текучести и хорошая пластичность, что дает возможность использовать их для деталей, работающих в условиях знакопеременных нагрузок. Механические свойства новых литейных магниевых сплавов в большей степени зависят от содержания в них цинка и циркония. Наиболее высокая прочность сплава Z5Z получена при содержании 4—5% цинка и 0,6—1,1% циркония. По сообщениям зарубежной печати, сплав Z5Z рекомендуется для деталей, работающих при температурах до +150° С. Сплав подвергается поверхностному упрочнению для повышения ресурса изготовляемых из него деталей и имеет удовлетворительную противокоррозионную стойкость. При необходимости повышения прочности вместо литейных применяются деформируемые магниевые сплавы. Механические свойства одного из таких зарубежных сплавов приведены в таблице.
Е кгс/мм2	G кгс/мм2	°в кгс/мм2	с0,2 кгс/мм2	тср кгс, мм2	НВ кгс/мм2	8 в %
4300	1600	32	26	20	60	8
Из алюминиевых деформируемых сплавов, широко применяющихся для барабанов колес, можно указать, например, на сплав 2014, механические свойства которого приведены в таблице.
Е кгс/мм2	G кгс/мм2	°в кгс/мм2	°0,2 кгс/мм2	тср кгс/мм2	НВ кгс/мм2	8 в %
7200	2700	40	30	30	130	8
Кроме деформируемых алюминиевых сплавов, широко применяются и литейные с прочностью до 26 кгс/мм2. В последнее время в зарубежной печати появились сведения о применении в конструкциях колес титана. Кроме магниевых и алюминиевых сплавов, в конструкциях колес и тормоза применяются различные легированные и простые углеродистые стали.
Глава VII
ОСНОВЫ ПОДБОРА ПНЕВМАТИКОВ, КОЛЕС
И ТОРМОЗОВ ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ САМОЛЕТОВ
Опыт проектирования и эксплуатации самолетов показывает, что от параметров колеса, пневматика и тормоза во многом зависят взлетно-посадочные характеристики самолета, возможность его эксплуатации на аэродромах с различным покрытием, ресурс и надежность работы как всего шасси, так и отдельных его элементов.
Основными параметрами, необходимыми при подборе колеса, являются:
—	величина давления в пневматике, определяющая проходимость самолета на разных грунтах;
—	величина взлетной и посадочной скоростей самолета, определяющая скоростные характеристики пневматика;
—	статическая и динамическая нагрузки на колесо, определяющие размеры пневматика;
—	величина кинетической энергии самолета на пробеге после посадки, преобразуемая тормозами в тепло и определяющая габариты, вес и конструкцию тормоза.
1.	ПОДБОР ПНЕВМАТИКА
Подбор колеса обычно начинается с подбора пневматика. Как уже отмечалось в гл. V, существующая номенклатура пневматиков условно разбита по величине номинального рабочего давления в них на четыре группы. Поэтому сначала определяется принадлежность к определенной группе на основании требований к проходимости с учетом величины взлетной и посадочной скоростей самолета. После определения группы и конструктивного типа пневматика по заданной нагрузке на колесо или его грузоподъемности определяются размеры пневматика (диаметр и ширина в мм) по формулам, приведенным в гл. V. Кроме этих формул, можно пользоваться следующей эмпирической формулой, выражающей нагрузку на колесо в зависимости от размеров пневматика и величины рабочего давления в нем. Эта зависимость выведена на основании анализа и статистической обра
102
ботки большого количества данных по тормозным и нетормозным колесам:
РСТ.ВЗЛ = kDB (Ро -р 1),	(7.1)
где Рст.взл—допустимая величина стояночной взлетной нагрузки (грузоподъемность на одно колесо в кгс);
D —диаметр пневматика в мм;
В— ширина пневматика в мм;
Ро — давление в пневматике в кгс/см2;
k — коэффициент пропорциональности (для пневматиков диаметром до 1100 мм & = 0,25; для пневматиков диаметром свыше 1100 мм fe = 0,23).
При окончательном определении размера пневматика следует придерживаться следующих стандартных или часто встречающихся размеров.
Диаметр пневматика в мм	660	880	930	1050	1100	1260	1450	1600	1750
Ширина пневматика в мм	200	230	305	300	330	390	450	550	750
На рис. 7.1 приведены расчетные зависимости грузоподъемности всех четырех групп пневматиков от давления в них и размеров пневматика, построенные по формуле (7.1). По таким графикам по величине заданной стояночной взлетной нагрузки на колесо и по величине давления в пневматике, можно определить его диаметр и ширину. Величина стояночной нагрузки, приходящейся на колесо при взлете, и величина давления в пневматике, считаются наиболее целесообразным критерием для определения размеров пневматика.
Если по величине заданной нагрузки РСт.взл размеры пневматика (DXB) получаются нестандартными, то его размеры могут быть уточнены на основании следующих соображений.
Если взять меньший стандартный размер (для DxB), а получающийся недостаток по грузоподъемности пневматика компенсировать увеличением в нем давления на величину Др0, но Аро не должна превышать 5—10% номинального значения давления. Следует иметь в виду, что пневматик в этом случае может уже не иметь необходимого резерва по прочности.
Если взять больший стандартный размер, то пневматик будет иметь резерв по грузоподъемности и давлению, что особенно выгодно для вновь проектируемых самолетов.
После того, как определены размеры пневматика, проверяются его амортизационные характеристики по кривым обжатия.
Считается допустимым, чтобы обжатие пневматика на стоянке самолета при действии взлетной нагрузки не превышало в среднем 30—35% от величины полного обжатия, так как излишнее обжатие влечет за собой резкое сокращение долговечности
103
пневматика. Если для пневматика при заданной нагрузке величина обжатия больше 35%, то необходимо либо повысить в нем давление, либо выбрать пневматик большего размера. Кроме стояночной нагрузки, выбранному размеру пневматика должна соответствовать и нормированная работа амортизатора шасси с таким пневматикой.
Рис. 7.1. График расчетных зависимостей грузоподъемности пневматиков колес от их размеров (DXB) и внутреннего давления р0
2.	ОПРЕДЕЛЕНИЕ РАЗМЕРА КОЛЕСА
Выбранные размеры пневматика (диаметр и ширина) определяют и размеры колеса, причем наружный диаметр барабана определяется посадочным диаметром пневматика.
На рис. 7.2 приведена осредненная зависимость посадочного диаметра (Di) барабана колеса от наружного диаметра (D) пневматика при различных давлениях в нем, а в табл. 7.1 приведены фактические размеры некоторых пневматиков, эксплуатирующихся в СССР.
104
Рис. 7.2. График осреднением зависимости посадочного диаметра (Pi) барабана колеса от наружного диаметра пневматика (£>):
/ — пневматики круглого профиля (р, " 6,5 кгс/см2); 2 — пневматики арочные (Ро=3,5—6,5 кгс/см2); 3 — пневматики полубаллонные (р0=3,5 кгс/см2)
Таблица 7.1
Размер наружного диаметра D мм	I группа		I и II группы		III и IV группы	
	ширина^ В мм	посадочный диаметр А мм	в мм	Dr ММ	в мм	Di ММ
500	180	250				
600	—	—	180	280	—			
600	.—	—	250	150			—
660	—	—.	—				160	355
700	200	335	150	400			
700	250	356		-					
720	310	247	—						
770	—	—	330	250	—	—
800	—	—	260	330	200	416
840	300	419								
865	280	430		—	—	
880	•—	—	—	—	.230	468
900	—	—	зоо	370	—	
930	—	—	—	__	305	406
950	350	451						
1000	—	—	350	370	—	—
1050	—		—	—	300	508
1100	—	.—	—				330	508
1260	—	—	450	430	390	590
1325	480	635	—			—	
1450	520	685	—	—	450	630
1500	,—	—	—			500	630
1600	—	—	—			550	680
1750		—	—	—	550	725
105
Размеры пневматика и давление в нем в конечном итоге определяют объем конструкции Рт, в котором учитывается размещение тормоза с предельными для него значениями энергоемкости и ресурса (рис. 7.3). Величина Ь обычно колеблется в пределах (0,05—0,1) В.
3.	ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЕСА КОЛЕСА
После определения размеров пневматика, колеса и предельно допустимой энергоемкости тормоза находится ориентировочный вес колеса вместе с тормозом по формуле:
Ск.сб = Сб.к -J- GT -|- Gп,
Рис. 7.3. Конструктивная схема колеса
Рис. 7.4. График зависимости допустимой удельной отдачи барабана колеса /?б.к от размеров DXB пневматика:
1 — штамповка; 2 — литье
где Gg.k — вес барабана колеса с подшипниками;
GT — вес тормоза;
Gn— вес пневматика.
Вес барабана колеса можно ориентировочно определять по допустимой величине удельной отдачи барабана z/g.k, представляющей собой отношение стояночной взлетной нагрузки к весу барабана и зависящей от материала барабана, требуемого ресурса, температурного режима и размера колеса. На рис. 7.4 приведена зависимость допустимой удельной отдачи барабана, изготовленного из магниевых сплавов (литьем и штамповкой), от размеров пневматика. Пользуясь этой зависимостью, при известных геометрических размерах пневматика D и В определяется предельное значение q^,.K и вес барабана колеса:
Gg.k == В ст.взл/?б.к-
Вес же тормоза в сборе может быть ориентировочно определен по величине его энергоемкости (Дт) по графику на рис. 7.5, 106
построенному из расчета поглощения тормозом энергии за одну .посадку с эффективным торможением.
Вес и удельная отдача пневматика могут быть определены по кривым, аналогичным представленным на рис. 7.6.
Представляет интерес графический метод (рис. 7.7) подбора дискового тормоза по энергоемкости и весу, предлагаемый французской фирмой «Messier». График построен из расчета преобразования в тепло при нормальном режиме торможения работы, равной 750 000 кгс-м. Аварийный режим определен, исходя из ус-
ловий получения среднемассовой температуры теплопоглотителя порядка 800—1000° С. На графике по оси ординат отложен посадочный диаметр пневматика в дюймах и в миллиметрах, а по оси абсцисс влево — вес тормоза, вправо — кинетическая энергия, преобразуемая тормозом в тепло при нормальном и аварийном тор-
можении. В зависимости Рис. 7.5. График зависимости энергоемкости от материала теплопогло-	тормоза Лт от его веса GT
тителя (тормозных дис-
ков) по упомянутому выше методу рассматриваются четыре ва-
рианта.
Первый вариант — теплопоглощающие диски тормоза (вращающиеся и неподвижные) стальные. Один из дисков с напеченной металлокерамикс-й.
Второй вариант — теплопоглотитель представляет собой пакет дисков из стали и армированного бериллия. Вращающиеся диски — стальные, невращающиеся—-из бериллия, армированного сталью. Сталь имеет нанесенное на нее покрытие из фрикционного материала.
Третий вариант — теплопоглотитель состоит из бериллиевых дисков, армированных сталью с нанесенным на нее покрытием из фрикционного материала.
Четвертый вариант — теплопоглотитель из медных дисков, работающих в паре с пластмассой. Этот вариант обычно применяется для однодисковых тормозов с открытой поверхностью трения.
Тормоза по второму и третьему вариантам, как сообщает фирма «Messier», пока еще не нашли применения в эксплуатации из-за ряда технологических трудностей изготовления дисков. Однако эти варианты, по мнению фирмы, являются весьма перспективными.
107
Для подбора дискового тормоза графиком пользуются следующим образом. После того, как определены размеры колеса и пневматика, определяют посадочный диаметр пневматика (в дюймах или в миллиметрах).
Затем для полученного диаметра в зависимости от свойств материала теплопоглотителя определяется вес тормоза и его-
Рис. 7.6. График зависимости веса Gпн пневматика и его удель-ной отдачи Рст.взл/бпн от стояночной нагрузки и внутреннего давления р0:
I — удельная отдача; 2— вес пневматика
Рис. 7.7. Графики для подбора дисковых тормозов колес по методу фран цузской фирмы «Messier»:
1, 2, 3 и 4 — первый и последующие варианты
108
энергоемкость, т. е. количество энергии, которую он способен поглощать при нормальном или аварийном торможении.
Проиллюстрируем пользование графиком на следующем примере. Пусть, например, выбранное колесо имеет посадочный размер П|, равный 16" (или 407 мм), тогда вес тормоза для первого варианта составит — 35 кгс, второго варианта —23 кгс, третьего варианта —16 кгс, четвертого варианта —42,5 кгс.
При аварийном режиме торможения энергонагруженность тормоза уже зависит от свойств материала теплопоглотителя и составляет: для теплопоглотителя по первому варианту 1 700 000 кгс-м, по второму 1500 000 кгс-м, по третьему 1350 000 кгс-м, по четвертому 1300 000 кгс-м.
Величины удельной энергонагруженности тормоза в зависимости от материала и режима торможения представлены в табл. 7.4.
Таблица 7.4
Материал теплопоглотителя	Удельная энергонагруженность тормоза в кгс-м	
	для нормального режима	для аварийного режима
Сталь	21500	48 500
Сталь 4- армированный бериллий	32 500	65 000
Армированный бериллий	47 000	85 000
Медь'	17 500	30 500
В табл. 7.5, 7.6 и 7.7 приводятся характеристики некоторых эксплуатирующихся отечественных и зарубежных колес, тормозов и пневматиков.
о
Таблица 7.5
Основные характеристики отечественных колес и пневматиков
Размер колеса D.-.B	.Чавление в пневматике в кгс/см2	Стояночная нагрузка в кгс		Тормозной момент в кгс-см	Энергоемкост > тормоза в кгс-м	Скорост > взлета в км/ч	Скорость посадки в км ч	Вес в кгс			
								колеса в сборе (с пневматикой)	барабана в с* о ре	тормоза в сборе	пневматика
		посадка	взлет								
500х150	7	1 150	1 350	11 600	216 000	250	200	29,5	16	6,25	7,25
600x180	10	1 245	2 350	18 000	260 000	60	35	28,0	12,5	-1,2	11,3
600X250	2,5	—	1 300	—	—	ПО	НО	19,15	6,65	—	12,5
700  150	3,5	—	925	—	—	150	150	19,5	9,5	—	10
700x200	10,5	1 500	3 300	18 700	286 000	370	250	54	14	21	19
700z 250	6,5		2 000	—			250	220	29,8	13,4	—	16,4
720x310	4,6	-г-	3 750	—	.—	—	210	37,5	15		22.5
770X330	4	—	3 500	—	—	180	180	36,4	14,7	—	21,7
800X260	4,5	—	2 800	32 200	135 000	150	150	36,4	21	5,6	23
840X300	5,2	3 800	3 800	51 400	272 000	140	140	77,3	41,2	9,6	26,5
865X280	6,5	3 950	4 300	55 300	650 000	250	240	116	32	58	26
900X300	5	2 650	2 700	—	—.	220	205	50	20	—	30
950x350	5,2	4 700	4 800	—	—	—	—.	ИЗ	51,0	23,40	38,6
1000x350	4.7	5 180	5 180	58 000	260 000	160	160	86,8	36,7	7,6	42,5
1200x450	3,8	6 000	6 000	121 000	248 800	160	140	116,3	37	9,3	70
1325X480	7,0	15 000	16 850	125 000	1 040 000	60	80-100	208,84	101,34	21	86,5
1450X520	7,0	12 905	14 820	260 000	1 250 000	215	195	421	188	130	108
Таблица 7.6
Основные характеристики зарубежных колес и пневматиков с давлением от 7,5 до 10,5 кгс/см2
Размер колеса Z/X-S	Тип самолета	Стояночная нагрузка в кгс		Посадочная скорость в км/ч	Давление в пневматике в кгс/см2	Энергоемкость тормоза в кгс-м	Вес в кгс			пневматика
		посадка	взлет				колеса в сборе (с пнев-матиком)	барабана в сборе	тормоза в сборе	
639 <169	Боинг КС-135	1 940	2 880			9,0				22	8			14
660X197	«Вампир»	—	3 200	—	8,0	187 000	—	—	—	13
660X197	Бреге 1150	—	3200	255	8,0	—	21	8	—	13
737.'- 194	«Авро 100»	—	3 750	—	9,0	123 000	—	—	—	—
737X194	Глостер «Метеор»	—	4 500	—	10,0	—	32	12	—	20
774X219	Канад Эр 44Д	3 940	5 070	240	9,5	—	32	12		20
836X251	Белфаст	3 780	6 350	270	9,8	—	-—	—	—	27
836 .'-.251	Локхид	5 000	6 350	—	9,8	—	43	16	—	27
889x229	«Комета»			6 000	200	8,5	587 000	48	—	—	29
889x229	«Каравелла»	5 700	6 000	237	8,5	950 000	48	—	—	29
889x229	«Комета 4»	5 330	7 200	203	10,5	962 000	—	—	—	30
905X260	Боинг 377	6 000	6 800	—	8,3	—	47	17	—	30
905х 270	«Вайкатпт»	—	6 850	—	8,3	—	—	—		35
965.'314	Виккерс VC-10	4 950	7 000	248	7,0	—	78	29	—	49
965' 314	Боинг 707	4 950	7 800	260	10,3	—	55	18	—	37
965 ‘<314	Бреге 1150	—	10 250	255	10,5	600 000	122	27	45	50
1100X297	Глостер «Джевелин»	7 950	9 100	—	10,2	—	—	—	—	—
1020 -'300	Бристоль «Британия»	6 750	14 290	—	9,7	825 000	—	—	—	—
12257 428	Док хнд-1049	11 300	15 650	—	8,4	1 270 000	—	.—	94	90
1225X428	Боинг 707	9 900	15 650	260	9,1	2 460 000	258	80	95	83
1225X428	Боинг 727	10 400	13 800	223	9,1	2 460 000	258	80	95	83
1423X496	Боинг 377	12 200		—	8,4	1 220 000	266	97	76	93
Основные характеристики зарубежных колес и пневматиков с давлением более 10,5 кгс/см2
	пневматика	1Q	СО	О	О	Tt	Г —’	—<	СЧ	СЧ	СО	1	О	О со	о о СО Ь-	о Ь" О' ’
в кгс	тормоза в сборе	1 1 1 3 1 1	S 1 1 1 1 1 S
Вес	барабана в сборе	Ю IQ I О СЧ О 1 1 ’ СЧ СЧ	44 88
	колеса в сборе (с пнев-матиком)	Ю Ю I	LQ	СЧ	О	1	1 1	СЧ	СО	СП)	Ю 1	1	158 290
к эля я reowdoi Ч1ЭОЯКЭО.1бЭН£		895 000 910 000	93 500 2 100 000 1 340 000
-КЭ/ЭЛЯ Я ЭЯ11Л.ВК -пони я эинэкявр'		СЧ .СО СЧ СО ' СЧ >—	сч~ со сч	п- ю 2 2 2 2 2	641
h/кя а чхэос!
-ОЛЭ БРНЬОГВЭОЦ
ю
X
Глава VIII
ТОРМОЗНЫЕ СИСТЕМЫ САМОЛЕТОВ
1. ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К ТОРМОЗНЫМ СИСТЕМАМ
Тормозная система самолета предназначена для управления тормозами колес путем изменения величины тормозного момента, а также для автоматического устранения блокировки (юза) колес. В последнее время начинают применяться тормозные системы, в которых величина тормозного момента устанавливается автоматически из условия реализации предельного коэффициента сцепления цпр.
Тормозная система современного самолета представляет собой совокупность различных функциональных устройств—агрегатов (гидравлических, пневматических, электрических и механических), соединенных необходимыми связями (трубопроводами, электропроводкой, механическими связями). Общее число таких устройств в тормозной системе может быть весьма велико. Так, например, тормозная система самолета типа Ил-62 содержит более 100 агрегатов.
При проектировании и эксплуатации к тормозным системам предъявляют определенные требования. Прежде всего, системы должны быть надежны в работе, просты и легки в управлении. Тормозной момент должен быть пропорционален величине управляющего сигнала. Тормозная система должна обладать достаточным быстродействием, которое характеризуется временем, протекающим с момента подачи скачкообразного максимального входного сигнала до создания максимального тормозного момента. Для тормозных систем современных самолетов это время составляет от 1 до 1,5 с.
Вследствие того, что тормозной момент Мт определяется величиной тормозного давления рт, то одним из важных показателей качества тормозной системы и ее отдельных агрегатов являются погрешности статической характеристики р-г(Х), где X— величина входного сигнала или хода задающего элемента. Обычно погрешности статической характеристики (рис. 8.1) регламентируются следующими величинами: максимальным холостым ходом задающего элемента X] max^'0;25Xmax, максимально допу-
112
113
мозные системы, первые из тах, вторые — на тяжелых,
стимой нечувствительностью по ходу АХшах^ОД Хтах; максимально допустимым забросом тормозного давления Артах^ ^0,15 р111ах, максимально допустимым отклонением по конечному давлению ±Ар,тах^0Д ртах, максимальным гистерезисом по ХОДУ Хгтах^О, 15 Хтах.
Эти отклонения характеризуют качество тормозной системы в целом и техническое совершенство отдельных ее агрегатов.
В настоящее время на самолетах применяются пневматические, гидравлические и смешанные (пневмогидравлические) тор-~	них применяются на легких самоле-
поскольку на них имеются мощные гидравлические системы, обслуживающие различных 'Потребителей.
Смешанные тормозные системы,, в которых гидравлическая часть является основной, а пневматическая — аварийной, применяются сравнительно редко.
По принципу действия тормозные системы можно разделить на системы с .прямым (непосредственным) и дистанционным управлениями.
Рис. 8.1. График изменения давления в тормозной системе самолета по величине входного сигнала или ходу задающего элемента
паном при воздействии на
2.	ТОРМОЗНЫЕ СИСТЕМЫ
С ПРЯМЫМ (НЕПОСРЕДСТВЕННЫМ^ УПРАВЛЕНИЕМ
В системах с прямым управлением давление в тормозах создается специальным редукционным кла-него летчика либо непосредственно,
либо через систему рычагов и тяг. Принципиальная схема тормозной пневматической системы с прямым управлением для трехопорного шасси самолета с передним тормозным колесом показана на рис. 8.2. Эта система имеет основную и резервную — аварийную системы. Давление в тормозах создается редукционным клапаном 1 при непосредственном воздействии на него летчика. При этом воздух в основной подсистеме через дифференциал 2 и челночные клапаны 3 подается в тормоза главных колес. В тормоз переднего колеса воздух поступает от клапана 1, минуя дифференциал. При использовании аварийной системы воздух от клапана 5 поступает непосредственно в тормоза только главных колес. Дифференциал в тормозной системе служит для раздельного затормаживания правого и левого главных колес, а челночный клапан отделяет аварийную систему от основной.
Гидравлическая тормозная система с прямым управлением для тяжелого самолета, имеющего многоколесную тележку шас-114
си, приведена на рис. 8.3. При воздействии на редукционный клапан / рабочая жидкость через челночные клапаны 2, электромагнитный клапан 3 и дозатор 4 подается к тормозам колес. Жидкость к тормозам колес левой тележки подается от левого редукционного клапана, а к тормозам колес правой тележки — от правого редукционного клапана (первого или второго летчика). Таким образом осуществляется раздельное торможение колес левой и правой тележек для улучшения маневренности при рулении самолета. В случае блокировки (юза) колес клапан 3 отключает тормоза колес от питающей магистрали и подключает
Рис. 8.2. Принципиальная схема тормозной пневматической системы с прямым управлением для трехопорпого шасси самолета с носовым тормозным колесом:
J, 5 — редукционные клапаны: 2 — дифференциал; 3— челночный клапан; 4— край отключения тормоза переднего колоса
Рис. 8.3. Принципиальная схема гидравлической тормозной системы тяжелого самолета с многоколесным шасси и прямым управлением:
1 — редукционный клапан; 2 — челночный клапан; 3 — электромагнитный клапан; 4 — дозатор; 5 — редукционный клапан
их к сливной магистрали. При необходимости аварийного торможения приводится в действие клапан 5 и рабочая смесь через челночные клапаны 2 и дозаторы 4 поступает в тормоза колес. Дозаторы 4 служат для автоматического отключения питающей магистрали при повреждении какого-либо трубопровода, находящегося ниже дозатора.
В тормозной системе самолета с велосипедным шасси дифференциации в торможении правых и левых колес не требуется, так как колея шасси очень мала. При рулении управление самолетом осуществляется поворотом передней стойки и двигателями. Как показал опыт эксплуатации, для обеспечения устойчивости самолета на пробеге максимальный тормозной момент на передних колесах должен быть на 25—30% меньше, чем момент на задних колесах. Тормозные системы прямого управления кон
115
структивно проще систем с дистанционным управлением и & эксплуатации более надежны. Однако требования быстродействия при большой протяженности трубопроводов гидросистем, например на тяжелых самолетах, удовлетворяются' при дистанционном управлении.
3.	ТОРМОЗНЫЕ СИСТЕМЫ С ДИСТАНЦИОННЫМ УПРАВЛЕНИЕМ
В системах с дистанционным управлением давление в тормозах создается исполнительным агрегатом (в частности редукционным клапаном) управляемым дистанционно. В этих системах управляющее воздействие преобразуется специальным дат-
Рис. 8.4. Принципиальная схема электродистанционной гидравлической: системы:
I—задающий потенциометр; II — поляризованное реле; III—электрогидравличе--ский редукционный клапан; 1 — редукционная пружина; 2 — поршень дифференциального цилиндра; 3— золотник; 4, 7 —магниты; 5 — потенциометр обратной связи;
6 — центрирующая пружина
чиком в электрический, гидравлический или пневматический сиг-нал, преобразуемый затем в тормозное давление. Наибольшее-распространение получили электрогидравлические дистанционные системы торможения. При дистанционных тормозных системах кабина летчиков и пассажирские салоны не загромождаются магистральными трубопроводами, повышается быстродействие тормозной системы, улучшается компоновка системы на самолете, снижается ее вес и появляется возможность в значительной степени автоматизировать процесс торможения самолета при посадке.
Принципиальная схема одной из электрогидравлических систем с дистанционным управлением показана на рис. 8.4. Система состоит из задающего потенциометра I, поляризованного реле II и электрогидравлического редукционного клапана III.
116
Электрическая мостовая схема системы показана на рис. 8.5. Сопротивлениями моста являются потенциометры задающий / и обратной связи 2. В диагональ моста включена обмотка поляризованного реле 3. При торможении летчик перемещает задающий потенциометр 1. Так как потенциометр обратной связи 2 в редукционном клапане в первый момент неподвижен, то из-за смещения задающего потенциометра, образуется рассогласование по напряжению между точками а и б. Как только величина рассогласования достигает определенного значения, срабатывает поляризованное реле, которое подает напряжение на электромагнит 4 редукционного клапана.
Редуцирование давления осуществляется сжатием редукционной пружины / (см. рис. 8.4) поршнем 2 дифференциально-
Рис. 8.5. Электрическая схема электродистан-ционной системы:
/ — задающий потенциометр; 2 — потенциометр обратной связи; 3 — поляризованное реле
го цилиндра. Поршень 2 перемещает движок потенциометра обратной связи, устраняя этим рассогласование между точками а и б. Управление поршнем дифференциального цилиндра осуществляется подводом в полость А давления с помощью золотника 3. При затормаживании, когда из-за рассогласования реле 11 включает магнит 4, последний смещает золотник 3 влево. Как только потенциометр обратной связи 5 устранит рассогласование, реле отключит магнит 4, а центрирующая пружина 6 установит золотник 3 в нейтральное положение и отсечет полость А от подводимого давления. Полость А окажется запертой, поршень 2 — неподвижным, а редуцированное давление—постоянным.
При растормаживании летчик, смещая задающий потенциометр в обратном направлении, создает рассогласование противоположного знака. Поляризованное реле при этом включит магнит 7, который сместит золотник 3 вправо. Полость А окажется соединенной со сливом, и поршень 2 переместится вправо, за счет силы давления, действующей на кольцевое сечение порш
117
ня 2. Смещаясь вправо, поршень ослабляет усилие сжатия пружины 1 и тем самым понижает редуцированное давление.
Описанная система позволяет изменять редуцированное дав-.ление в зависимости от величины перемещения задающего потенциометра по закону, близкому к линейному. Кроме того, работа этой схемы не нарушается при колебаниях напряжения питания в довольно широких пределах, так как электромагниты 4 и 7 рассчитываются на минимальное напряжение.
Рис. 8.6. Схема тормозной системы с электрогпдравлическимн редукционными клапанами:
/—потенциометр; 2 — распределительная коробка; 3 — электрогидравличсский клапан
Схема тормозной системы с электрогидравлическими редукционными клапанами показана на рис. 8.6. В этой системе каждый из летчиков управляет с помощью ножных педалей двумя потенциометрами 1, сигналы от которых поступают в распределительную коробку 2, а из нее к клапанам 3.
Левый потенциометр (первого и второго летчиков) управляет левым редукционным клапаном, а следовательно, и тормозами левой тележки. Правый потенциометр (первого и второго летчиков) управляет правым редукционным клапаном и тормозами правой тележки. При одновременном нажатии на левый и правый потенциометры сигнал поступает одновременно к обоим редукционным клапанам. При попытке одновременного управления тормозами первым и вторым летчиком распределительная
118
коробка отсекает сигналы от 'потенциометров второго летчика и дает возможность осуществлять торможение первому летчику.
Аварийная система аналогична основной и состоит из тех же агрегатов. Потенциометры управления находятся только в схеме управления первого летчика.
Схема электродистанционной гидравлической тормозной системы самолета с велосипедным шасси показана на рис. 8.7.
Рис. 8.7. Схема электродистанционной гидравлической системы самолета с велосипедным шасси:
2—редукционные клапаны;
3, 4 — датчики аварийной и основной систем; 5 — челночный клапан; 6 — электромагнитный клапан; 7 — дозаторы
Рис. 8.8. Схема пневматической дистанционной тормозной системы:
1 — редукционный клапан; 2 — дифференциал; 3—дистанционный редуктор; 4— челночный клапан
Летчик через электрические датчики основной 4 или аварийной 3 системы, находящиеся непосредственно в кабине, воздействует при помощи электрического сигнала на Электрогидравлпческие редукционные клапаны 1 и 2, которые расположены в непосредственной близости от шасси самолета. В зависимости от электрического сигнала, редукционный клапан создает большее или меньшее тормозное давление рт. Жидкость под давлением через челночный клапан 5, электромагнитный клапан 6 и дозаторы 7 поступает в тормоза колес.
Схема пневматической дистанционной тормозной системы показана на рис. 8.8. Управляющий редукционный клапан 1 создает управляющее давление ру, которое, пройдя через дифференциал 2, трансформируется в редукторе 3 в давление рт, посту
119
пающее в тормоза колес. При аварийном торможении летчик, включая тумблер Т, подает давление непосредственно в тормоза, отсекая основную систему челночными клапанами 4.
4.	РАСЧЕТ ПНЕВМАТИЧЕСКОЙ ТОРМОЗНОЙ СИСТЕМЫ
Рассмотрим упрощенную методику расчета времени затормаживания и растормаживания пневматической тормозной системы,'которая подтверждается экспериментальными данными.
Расчетная схема
пневматической тормозной системы изображена на рис. 8.9, где W — объем воздушного аккумулятора; Ут— объем тормозных камер или цилиндров тормоза колеса; I — длина участка трубопровода; d— внутренний диаметр трубопровода; рс — давление в системе; рт —• давление в тормозе.
Полагая, что проходное сечение дифференциала 2 и электромагнитного клапана 3 равны сечению трубопровода, расчетная схема этой системы может быть упрощена (рис. 8.10).
В этой системе Vo— суммарный объем, VT— объем тормозов, Утр-—объем
Vo
Рис. 8.9. Расчетная схема пневматической тормозной системы:
1 — редукционный клапан;
2 — дифференциал; 3 — электромагнитный клапан
Pl ?д Рс
Рис. 8.10. Упрощенная расчетная схема пневматической тормозной системы
трубопроводов, — площадь проходного сечения редукционного клапана /;
п &
Vo — vt + vTp', Утр — 2
г=1
Время затормаживания. Определение времени затормаживания системы сводится к определению времени наполнения объема Уо до давления рт через дроссель постоянного сечения FR при постоянном давлении в системе: рс.
Из газодинамики известно, что заполнение объема может происходить в условиях докритического и закритического режимов.
120
Критический режим в условиях непрерывно изменяющегося давления рт является режимом переходным.
Критическое отношение давлении
Ркр бкр — Рс
для политропного процесса определяется формулой
(8.1)
(8.2)
где п— показатель политропы.
Считая, что при заполнении объема тормозной системы заметного теплообмена в месте дросселирования нс происходит, можем считать п — 1,4. В этом случае екр=0,528.
Режим заполнения будет характеризоваться отношением
рт е — — Рс
при е>е[ф — режим докритический, е<Е1ф — режим закритический.
В подавляющем большинстве тормозных систем заполнение происходит в закритическом режиме.
Расход воздуха в дросселе при наполнении в закритическом режиме будет величиной постоянной, равной
(8.3)
GB.KV=aF^VgnRT-KJ
где VgnRT=V— скорость распространения звука в воздухе;
(8.4)
0,57 при п =1,4;
Т — температура в К;
R — газовая постоянная;
рс — давление в системе питания;
а — коэффициент расхода, равный 0,4—0,6;
Кд—проходное сечение дросселя.
Для определения времени заполнения объема Ио 'воспользуемся уравнением состояния газа:
pV0 = RTQB.
(8.5)
Уравнение наполнения объема системы можно получить, полагая, что теплоемкость газа в процессе наполнения изменяется
121
мало и показатель политропы процесса можно принять постоянным (п= const).
Запишем в дифференциальной форме характеристическое уравнение для расхода воздуха
Vodp = RTdQB,	(8.6)
где dp — приращение давления в системе; dQB— приращение веса воздуха в системе. Разделим левую и правую части уравнения (8.6)	на беско-
нечно малое приращение времени dx: dp RT dQB	(8-7)
dx Vo dx Учитывая, что dQB , — GB, dx	(8-8)
получим dP~BLr dx Vo B’	(8-9)
Так как процесс наполнения происходит в закритическом режиме, получим
GB = бв.кр;
	£ =	(8.Ю) uT	V о
Решая	уравнение (8.10) относительно dx и интегрируя его
в пределах от рн до ркр, получим время наполнения для изотер-
мического	процесса: Ко(Ркр —Рн) т"- /ггс.,то	(812)
Как было тогда	отмечено выше, в тормозных системах рттах<Ркр, = (8ЛЗ)
где т3 — время наполнения объема до давления рт (время затормаживания).
Время растормаживания. Для определения времени растормаживания тормозной системы пользуются уравнениями газодинамики. Так как истечение воздуха происходит в атмосферу, причем екр=0,5284-0,607, имеем
ркр =------= 1,65 4-1,9 кгс/см2.
Ецр
(8.14)
122
Таким образом, растормаживание системы до давления р,(Р происходит в закрити-ческом режиме, а дальнейшее растормаживание—• в докритическом. Практически, в реальных тормозных системах участком с докритическим режимом истечения можно-пренебречь.
Таким образом, по аналогии с уравнением (8.10) можно написать (приняв расход отрицательным) следующее:
dx Vo В’
(8.15)
причем
Вв — Gb.isp — ПрдрС,
V'
где с = —
Тогда
dp
RT п л ----arj,cdx.
Vo
(8.16)
После интегрирования в пределах от рТтах до рт быть не меньше, чем р1>р) имеем
рт RTaFR
----ст;
Vo
(рт должно
где
In
Pi max
(8.17)
, Рт max Vo
X = In------
Рт
г, , Рт max
= В In--------
Рт
(8.18)
В
Р
RTaFpC
Vo
——-— = const.
RTaFpC
Так как величина В зависит только от конструктивных параметров клапана и начальных условий процесса, уравнение (8.18) может быть представлено в таком виде:
Т Рт max -- = In
В
(8.19)
Рт
Графически зависимость
Рт
------от x/B может быть представ-Рт max
лена в виде кривых (рис. 8.11), для изотермического процесса п—1 и для адиабатического процесса /г=Р = 1,4.
Для отыскания давления рт, соответствующего заданному времени т, необходимо вычислить постоянную В и найти отношение т/В, затем по графику определить соответствующее значение Рт( Рт max*
123
Зная величину начального давления в полости тормозов Рт max, получим значение соответствующего давления рт. Аналогично решается и задача определения времени т по заданному давлению рт.
График показывает, что разница в давлениях при изотермическом и адиабатическом процессах мала. Это положение позволяет вести расчет времени растормаживания системы па основе изотермического процесса^ получая при этом результаты, доста-
0	' Z/B
Рис. 8.11. График зависимости p-rlp-s max от т/В для пневматической тормозной системы
'точно близкие к фактическим.
Значительная длина трубопроводов тормозной системы также способствует выравниванию температур при растормаживании и приближает этот процесс к изотермическому.
Приведенный метод расчета не учитывает инерцию движущихся масс пневматических резиновых камер и поршней тормозных цилиндров, так как практика показывает, что их влиянием можно пренебречь.
5.	РАСЧЕТ ГИДРАВЛИЧЕСКОЙ ТОРМОЗНОЙ СИСТЕМЫ
Расчет гидравлических тормозных систем, так же как и пневматических, сводится к определению быстродействия системы: времени ее затормаживания и растормаживания. Для расчета должны быть известны следующие параметры системы: принци-
Рис. 8.12. Расчетная схема гидравлической тормозной системы
пиальная схема тормозной системы, длина и диаметры трубопроводов, объемная характеристика системы и тормозов рабочее давление в системе и рабочее давление в тормозах.
На рис. 8.12 представлен участок гидравлической тормозной системы. Для расчета принимаем следующие обозначения: рс — давление в системе; рт —• давление в тормозах; Ц — длина трубопровода; di — диаметр трубопровода; Ун — начальный геометрический объем (до момента начала затормаживания); Уп — приращение начального геометрического объема (в процессе затормаживания) .
Начальный объем VH тормоза и системы есть объем, когда все подвижные элементы тормоза находятся в исходном положении и
124
избыточное давление в системе равно нулю. Этот объем всегда заполнен жидкостью. Приращение начального геометрического объема равно объему жидкости, поступившей в тормоз через редукционный клапан и обеспечившей смещение подвижных частей тормоза до момента соприкосновения поверхностей трения.
При расчете системы проходное сечение редукционного клапана принимаем постоянным и равным £д. Проходные сечения
всех остальных агрегатов принимаем не менее проходного сечения трубопровода, отходящего от редуктора.
Расчет системы ведется по упрощенной схеме (рис. 8.13) и включает в себя определение времени за-полнения объема Vn до давления р/, Рс ,Л. Ft п’  которое необходимо для смещения под- ~	fOM
вижных частей тормоза до полного со-
прикосновения поверхностей трения тормоза, и определение времени нарастания давления от рт' до ртшах, когда поверхности трения прижаты с расчетной силой.
Рис. 8.13. Упрошенная расчетная схема гидравлической тормозной системы
Приращение геометрического объема при увеличении давления из-за деформации элементов тормоза (при увеличении давления от рт' до pi max) не учитывается.
Рассмотрим первый этап расчета—определение времени заполнения объема Vn до давления рт'.
Расход жидкости через дроссель постоянного сечения определяется по формуле

(8.20)
где Qm — расход жидкости;
— площадь проходного сечения дросселя; Др — перепад давлений.
т/ 2g
Лд = kp V-----приведенный коэффициент расхода
r Y
(здесь =0,6 — коэффициент расхода; g — 9,81 см/с2).
В тормозной системе дросселем является редукционный клапан. Рассмотрим процесс затормаживания при максимально открытом редукционном клапане. В этом случае средний перепад давлений в дросселе
Др ’= рс —
(8.21)
125
где рп — потери давления в эквивалентном трубопроводе от клапана до тормоза.
Изменение давления npin смещении подвижных элементов происходит по линейному закону.
Для случая ламинарного течения жидкости величина потерь давления в трубопроводе определяется по следующей формуле:
8у 1 I 2
pn = X-L QX	(8.22)
g л2
где I — длина трубопровода;
d — диаметр трубопровода;
75
(8.23)
Re
vd 4Qilt
Здесь	Re = — =——число Рейнольдса, (8.24)
v vnd
где v — скорость течения жидкости в трубопроводе;
v — кинематический коэффициент вязкости.
Произведя соответствующие преобразования, получим
Рп — 48---—Qm-	(8.25)
g d4
Если система состоит из ряда трубопроводов с различными длинами и диаметрами, то потери давления могут быть подсчитаны по следующему уравнению.
',” = 48?(^ + 5Г+-+^)а“-	(Ь26>
6	1	2	п
Таким образом, уравнение (8.20) с учетом потерь в трубопроводах системы и среднего противодавления в цилиндрах будет иметь вид
У	пт'
Рс-Рп-^-	(8.27)
или	Q-,Ki = ARFR~/pc-DQw--^-,	(8.28)
Решая уравнение (8.28), получим
Q-т = ИдГд)2Рс - (ARF^DQml - ИДГД)2-^;
126
+ ИЛ) ад Qffil - 0Л) * (Рс _ ) = о,
откуда

W>
2
Действительное решение будет
2	/
а№
2
.2 / Рт
д(Рс~ ~т
. (8.29)
Зная приращение начального объема Уп и средний расход на этом участке, получим время заполнения объема:
ti = 7T-	<8’30)
Vmt
После заполнения объема Уп изменение давления рт по времени определяется следующей зависимостью:
Ло^=Сж.сР)	(8.31)
ах
где (2ж.ср — средний расход за весь процесс;
Ко— коэффициент упругости системы.
Ко = Еп,1 (
d бТрЕ
Ус
(8.32)
1  ~eJ
где Етр — проходное сечение трубопровода;
I—	длина трубопровода;
d— диаметр трубопровода;
бтр — толщина стенок трубопровода;
Е — модуль упругости материала трубопровода;
Е{ — модуль упругости рабочей жидкости;
Ус — общий (суммарный) объем Ус = Ун+Уп.
Если система состоит из трубопроводов различных длин и диаметров, то I и d берутся эквивалентными, т. е. такими, которые
при расходе Qm создают то же сопротивление, что и
При линейном изменении давления от р/ до рт"
SWD 2
2	/
Рт' “Ь Рт
2
127
откуда
9	9
ЛЛРДР =Ко^1>	(8.33)
2	dr
dp? _ 0ж2	(8.34)
dr Ко
dp?
где __— — скорость изменения давления в системе. dr
Время нарастания давления от р/ до р-" равно:
Рис. 8.14. График изменения давления в тормозе при затормаживании
Дт2 = P'f PL.	(8.35)
dp
dr
Рис. 8.15. График изменения давления в тормозе при растормаживании
Аналогично определяется время Атз и Дт4 для остальных участков.
График изменения давления в тормозе по времени при затормаживании показан на рис. 8.14.
Очевидно, что полное время затормаживания определяется как
^зат ==: Ti -|- Дтг -ф... -ф Дтп.	(8.36)
Значения рт" и р/" условно принимаются равными !/з и 2/з от Рт max соответственно, где Рттах — максимальное редуцированное давление в тормозной системе.
Для определения времени растормаживания системы найдем количество жидкости, входящей в систему при повышении давления от Рт' до Рттах. Это количество находится как сумма объемов, подсчитанных для каждого участка отдельно.
Тогда	ДУ = ДУ2-фДУ3-фДУ4-ф...-фДУ;, (8.37)
где	ДУ; = QiKiATi.	(8.38)
128
Определив AV и зная коэффициент упругости системы, определяем расход жидкости через клапан 1 (см. рис. 8.12), проходное сечение на слив которого равно Рл.
Следовательно,	Qm = АДР'Я )'Дрср,	(8.39)
Z
„„	.	Рт max — Рт
где	Дрср-------------.
При растормаживании кривая падения давления имеет вид, изображенный на рис. 8.15. На участке АВ из системы выталкивается объем ДУ, а на участке ВС — выталкивается объем Уп. На участке АВ коэффициент упругости системы Ко = const. Процесс истечения можем рассматривать происходящим при постоянном перепаде, равном среднему перепаду Дрср (сопротивлением сливного трубопровода пренебрегаем). Тогда
/о л С'1/Рттах Рт	_
<Эж = ЛдТд |/-----------.	(8.40)
Время опоражнивания объема ДУ
ДУ ti =................----.	Г 8.41'
Для участка ВС получим
<2жг =	^|-,	(8.42)
Уп
откуда	т2 =-----=-.	(8.43)
^</2
Полное время растормаживания
Тр = ti + т2.
5—1490
Глава IX
АВТОМАТИЗАЦИЯ ПРОЦЕССА ТОРМОЖЕНИЯ
1. УСЛОВИЯ ВОЗНИКНОВЕНИЯ БЛОКИРОВКИ (ЮЗА) колес
Принципиальная схема системы антиюзовой автоматики
Как отмечалось выше, эффективность торможения определяется величиной реализуемого коэффициента сцепления. Торможение наиболее эффективно, когда реализуется предельный коэффициент сцепления пневматика с ВПП (цПр). В этом случае происходит качение колеса с относительным проскальзыванием, равным бпр. Увеличение тормозного момента (по каким-либо причинам) вызывает увеличение относительного проскальзывания сверх бпр и резкое уменьшение коэффициента сцепления. Образовавшаяся в результате этого большая по абсолютной величине разность моментов АА4=Л4С„ — Л1Т приводит к полной блокировке колеса. Аналогичное явление происходит также в случае резкого уменьшения момента сцепления из-за уменьшения либо коэффициента сцепления, либо радиальной нагрузки на колесо при постоянном значении тормозного момента. Такое положение возможно, например, когда колесо наезжает на мокрый или обледенелый участок ВПП. Как в первом, так и во втором случаях полная блокировка колеса вызывает или местное эллипсообразное истирание протектора пневматика, или полное его разрушение.
Для наиболее эффективного безъюзового торможения необходимо величину тормозного момента регулировать таким образом, чтобы качение тормозного колеса происходило при относительном проскальзывании, соответствующем предельному значению коэффициента сцепления пневм.атика с ВПП в данный момент. Осуществить такое торможение при наличии большого количества факторов, определяющих' его, летчику невозможно. Поэтому для обеспечения безъюзового торможения и получения приемлемой эффективности большинство современных самолетов имеет специальные системы антиюзовой автоматики.
В настоящее время наиболее широкое применение получили две принципиальных схемы систем антиюзовой автоматики: ди-130
станционного действия с электроинерционными или электрическими датчиками и с автоматами прямого действия.
В системах дистанционного действия электроинерционный или электрический датчик неподвижно устанавливается на тормозе, а его чувствительный элемент (маховичок у электроинерци-онного датчика или якорь генератора у электрического датчика) связан с колесом через шестеренную передачу. Примером простейшей системы с электроинерционным датчиком может служить система, схема которой изображена на рис. 9.1. В этой системе
Рис. 9.1. Схема тормозной системы самолета с электроинерционными датчиками:
1 — редукционный клапан; 2 — электромагнитный клапан; 3 — электроинерционный датчик
при торможении давление от редукционного клапана 1 поступает в тормоз через электромагнитный клапан 2. Если в процессе торможения колесо входит в юз, то происходит резкое изменение оборотов колеса и относительного проскальзывания. Чувствительный элемент датчика 3 реагирует на возникшее изменение оборотов и подает сигнал в виде электрического импульса клапану 2, который и растормаживает колесо. Система с автоматами прямого действия не имеет отдельного клапана 2, ибо сам автомат, устанавливаемый на тормоз, включает в себя и чувствительный элемент и клапанное устройство.
Системы, автоматически обеспечивающие наиболее эф
фективное безъюзовое торможение, стали разрабатываться и применяться лишь в самое последнее время.
2. КОНСТРУКЦИЯ И ПРИНЦИП РАБОТЫ ЭЛЕКТРОИНЕРЦИОННОГО ДАТЧИКА И АВТОМАТА ПРЯМОГО ДЕЙСТВИЯ
Одна из распространенных конструкций электроинерционно-го датчика показана на рис. 9.2, принцип работы которого следующий. При пробеге самолета вращение колеса передается через шестеренную передачу на поводок 3 и затем на валик 4. Валик 4 через толкатель 8 передает вращение втулке 5, которая пружинным фрикционом 7 связана с маховичком 6. Пружинный фрикцион 7 связывает маховичок 6 с втулкой 5 и является храповиком. При отсутствии юза маховичок 6 вращается синхронно с колесом с числом оборотов, равным
Дм —
5*
131
где i — передаточное отношение от колеса к датчику.
Кинетическая энергия, которой обладает при этом маховичок, равна
=	(9.14)
где — момент инерции маховичка;
ппк
сом = —— I — угловая скорость (вращения (маховичка.
Рис. 9.2. Конструкция электроинершюнного датчика :
1 — упор; 2 — концевой выключатель; 3 — поводок; 4 — валик; 5 — втулка; 6 — маховичок; 7 — пружинный фрикцион; 8—толкатель; 9— пружина; 10 — ось; 11 — рычаг; 12 — пружина: 13 — болт
Рис. 9.3. Схема сил механизма включения
При входе колеса в юз обороты валика 4, жестко связанного с колесом, резко уменьшаются. Маховичок и связанная с ним втулка 5 за счет инерции обгонят валик и создадут рассогласование по углу на величину а (рис. 9.3). Втулка 5, имеющая винтовую поверхность в месте контакта с толкателем 8, вызовет осевое перемещение толкателя, величина которого пропорциональна углу подъема винтовой линии р и углу а. Толкатель 8 сместит рычаг 11, который, поворачиваясь на оси 10, головкой болта 13 включит концевой выключатель 2 и подаст электрический импульс электромагнитному клапану растормаживания.
После включения рычаг упирается в упор 1 и держит концевой выключатель включенным до тех пор, пока либо не кон
132
чится юз и исчезнет рассогласование по углу, либо пока маховичок не погасит полностью свою кинетическую энергию при вращении на втулке 5 из-за трения. После этого пружина 12 возвратит рычаг 11 и толкатель 8 в исходное положение и подача электрического импульса прекратится.
Расчет электроинерционного датчика сводится к определению •его основных конструктивных параметров — момента инерции маховичка и момента фрикциона — по исходным данным: расчетному замедлению, при котором должно произойти включение концевого выключателя, и усилию, необходимому для включения.
Усилие на толкателе, необходимое для включения выключателя,
Рт = iPPi,
тце Pi — усилие, необходимое для включения выключателя и сжатия возвратной пружины;
zp — передаточное отношение рычага.
Из рассмотрения схемы сил (см. рис. 9.3) без учета трения
PT = Ttg(90°-₽),
где Т — составляющая нормального давления N толкателя 8 на винтовую поверхность втулки 5.
С учетом трения величина усилия на толкателе будет
Рт = Ztg(90° — р —р),	(9.15)
где р — угол трения при скольжении втулки по толкателю. Величина составляющей силы
т _
* max —---»
г
где Мф — момент трения на втулке при проскальзывании по ней маховичка (момент фрикциона);
г —радиус действия силы.
При заданной величине расчетного замедления
Т = ^ед.р,	(9.16):
где ед.р — угловое расчетное замедление включения.
Подставив значения составляющей силы (9.16) в (9.15), получим
Рт = ~ tg (90° — 0 — р) ед.р г
или
tp. Pt — tg (90° — 0 — р) ед.р,	(9.17)
133
откуда
________ipPir_______
tg(90° — р — р)ед.Р '
(9.18)
Угол р выбирается конструктивно (обычно р = 25°), а угол р определяется материалом толкателя и втулки. Момент фрикциона Мф должен обеспечить четкое включение концевого выключателя. Принимают
Мф = /ДмВд.р, где k~ 1,54-2,5 — коэффициент запаса. Время продолжительности импульса
1 м (ч)0 — <й)
Мф ’
где (п0 — угловая скорость маховичка в момент вхождения колеса в юз;
со — угловая скорость маховичка в момент выхода колеса из юза.
Максимальная продолжительность импульса будет в том случае, если (Оо=(Отах, а о)=0.
...	/м(0тах ЛЩпах
Тогда	ттах = —------=	(9.19)
kJ мСд.р
Быстродействие электроинерционного датчика характеризуется временем поворота маховичка относительно втулки на угол, необходимый для включения выключателя. При уменьшении угла поворота маховичка быстродействие датчика повышается.
Примером автомата прямого действия может служить автомат «Максарет» английской фирмы «Данлоп», получивший широкое распространение на некоторых пассажирских самолетах Западной Европы.
Принципиальная схема автомата показана на рис. 9.4. При движении самолета по ВПП ролик 1 с резиновым ободом вращается в шарикоподшипниках 4 из-за непосредственного контакта с ободом колеса 9. Вместе с роликом 1 вращается маховичок 2, связанный с ним цилиндрической пружиной 3, состоящей из трех витков. При отсутствии юза ролик автомата и маховичок вращаются с колесом синхронно. При возникновении юза маховичок начинает обгонять ролик, поворачиваясь на определенный угол и. закручивая при этом спиральную пружину 8. Угол поворота и усилие закрутки спиральной пружины пропорциональны замедлению ролика. При повороте маховичка шарики 6, удерживаемые в пластине 5, начинают перемещаться по скосам втулки 7, связанной с роликом. Одновременно с перемещением шариков по скосам втулки происходит их осевое перемещение, что вызывает смещение толкателя 10 влево. Перемещаясь, толкатель поворачивает рычаг 14, который связан тягой 13 с планкой 12 клапанного механизма. При отсутствии юза клапан выпуска, 134
связанный со сливной магистралью, закрыт, а клапан впуска открыт и давление от тормозного редукционного клапана свободно поступает в тормоза. При юзе колеса клапан впуска закрывается, а клапан выпуска открывается, сообщая тормозную систему со сливом. Проходные сечения клапанов впуска и выпуска сделаны небольшими во избежание резкого изменения давления в тормозе.
Конструкция рычажного механизма выполнена таким образом, что величина открытия клапана выпуска зависит от величины углового замедления колеса. При большой величине замедления клапан выпуска перемещается на больший ход, что осуществляется путем дополнительного смещения пружинной опоры
Рис. 9.4. Автомат прямого действия «Максарет»:
/ — ролик; 2— маховичок; 3 — пружинный фрикцион; 4—шарикоподшипник; 5 — пластина; 6 — шарики; 7 — втулка; 8— спиральная пружина; 9 — обод колеса; 10 — толкатель; 11 — пружина; 12— планка; 13 — тяга;
14 — рычаг
11. С прекращением юза маховичок возвращается в исходное положение спиральной пружиной. Время выдержки импульса на растормаживание у этого автомата достигает 3—4 с, а частота срабатывания его в системе обычно колеблется от 10 до 20 Гц.
Процессы, происходящие в системе антиюзовой автоматики, могут быть представлены графически. На рис. 9.5 изображен процесс возникновения и устранения юза колеса системой с элект-роинерционным затчиком. По оси ординат отложены: сок — угловая скорость колеса; Мсц—момент сцепления; Мт— тормозной момент; ця— электрический импульс датчика; ев — угловое замедление валика датчика; — угловая скорость маховичка датчика.
По оси абсцисс отложено время т протекания процесса. При отсутствии юза качение колеса происходит с замедлением:
с/сОк
= ~~7~ ,
dt
135
которому соответствует постоянное замедление валика датчика и маховичка eR. Уменьшение угловой скорости колеса <ок и угловой скорости валика и маховичка сим— линейное.
Когда по каким-либо причинам происходит изменение моментов Л4Сц и Л1Т, то вновь возникшая разность ДЛ4 вызовет изменение замедления входного валика датчика. Последнее приводит к срабатыванию чувствительного элемента и подаче электрического импульса на растормаживание (см. рис. 9.5 точка /). Вследствие запаздывания системы тормозной момент начнет снижаться через некоторый промежуток времени Ть за который происходит дальнейшее увеличение тормозного момента, уменьшение момента сцепления и увеличение замедления еЕ. Угловая скорость
Рис. 9.5. Диаграмма работы системы с электроинерционным датчиком
Рис. 9.6. График изменения тормозного момента Мт (а) и относительного проскальзывания бпр (б) при работе системы с различным быстродействием
о)к резко уменьшается. В точке 2 тормозной момент начинает падать, вследствие чего разность моментов —ДМ по абсолютной величине уменьшается, вызывая изменение характера падения угловой скорости колеса (участок 2—3). Как только момент сцепления становится больше тормозного, начинается (правее точки 3) раскрутка колеса под действием разности моментов +АМ Подача электрического импульса прекращается, как только исчезает рассогласование по углу в чувствительном механизме датчика (точка 4). Однако из-за запаздывания в системе, тормозной момент еще некоторое время тг падает, а затем возрастает вновь до первоначальной величины. Рассмотренный график отражает картину процессов, происходящих в случае единичной сработки системы. Если юзовый режим поддерживается длитель-136
ное время, то система в процессе торможения будет работать непрерывно, повторяя разобранный выше цикл с частотой порядка 5—Ю Гц. Быстродействие всей системы во многом определяет эффективность торможения. На рис. 9.6 показано изменение тормозного момента при работе системы с различным быстродействием: Т] — время запаздывания первой системы; тг — время запаздывания второй системы; бПр — относительное проскальзывание.
Время запаздывания T2 меньше ть Из сопоставления кривых следует, что уменьшение запаздывания системы приводит к увеличению частоты срабатывания и уменьшению амплитуды колебания Л4Т, что вызывает увеличение среднего тормозного момента Мт и уменьшение относительного проскальзывания 6Пр-
Общее время запаздывания т складывается из времени запаздывания датчика Ть исполнительного агрегата тг и самой системы. т3, т. е.
т = Т1 + Т2 + Тз.
Практически для существующих систем величина запаздывания составляет Ti«0,014-0,02 с, Т2~0,024-0,04 с, т3~0,024-0,04 с.
В соответствии с этим суммарное время запаздывания находится в пределах 1=0,054-0,10 с. При этом значении т амплитуда колебаний тормозного момента может составлять 20—40%.
Не менее важным фактором, влияющим на эффективность торможения, является чувствительность датчика, под которой подразумевается величина замедления ев, необходимого для срабатывания датчика и подачи импульса на растормаживание исполнительному механизму. Влияние чувствительности датчика на амплитуду колебания видно из рис. 9.5. Когда датчик подает импульс на растормаживание при какой-то регулировке на величину ев (точка /), запаздывание подачи импульса равно т3, а при регулировании е/ запаздывание равно т4 (точка 5). При этом имеем ев<ев/ и т3<т4.
Если запаздывание т3 определяет (совместно с запаздыванием Т|) величину AMi, то запаздывание т4 (также совместно с Xi) определит величину ДМ/, причем ДЛ11<М/.
Величина ‘еЕ определяется по формуле
Св —
где i— передаточное отношение от колеса к валику датчика;
k — коэффициент запаса;
е« — замедление колеса, возникающее при торможении без проскальзывания с максимально возможным тормозным моментом.
Как показывает опыт эксплуатации, чувствительность датчика при А?<1,5 может приводить к снижению эффективности торможения из-за появления ложных срабатываний, а чувствительность при k~>3 повышает износ пневматика без значительного
137
увеличения эффективности торможения. Для работоспособности системы большое значение 'имеет характеристика Л1т=-/(т) —зависимость Л1т от времени растормаживания и затормаживания. Если Л1т после срабатывания клапана растормаживания падает медленнее, чем Л1Сц, то колесо может оказаться не расторможенным, когда действие импульса от датчика прекратится. В этом случае Л1Т возрастет до первоначальной величины и колесо окажется полностью заблокированным. При проектировании систем автоматического торможения необходимо стремиться, чтобы максимальное время выдержки импульса на растормаживание было больше в 1,5—2 раза времени падения Л1т от его максимального значения до нулевого. Однако чрезмерная крутизна характеристики Л1т=/(т) снижает полноту диаграммы торможения.
Чувствительность или минимальное угловое замедление (Ев mm), при котором датчик нс должен срабатывать, определяется максимальным линейным замедлением самолета, возникающим при реализации предельного значения коэффициента сцепления.
По заданному линейному замедлению самолета можно определить замедление на валике датчика по следующей формуле
..Из max
Ев min = IK---,
гд
где гд — динамический радиус качения колеса. Поскольку	Дз max ==
1 получим	Ев min = ik — gЦпр.
Гр
3. ПРИМЕНЯЕМЫЕ ТОРМОЗНЫЕ СИСТЕМЫ И СИСТЕМЫ АНТИЮЗОВОЙ АВТОМАТИКИ
Системы автоматики антиблокирования могут быть односигнальными и двухсигнальными. На большинстве самолетов применяются односигнальные системы, в которых электроинерцион-К'ЫЙ датчик реагирует только на угловое замедление колеса. В последнее время па некоторых самолетах стали применяться двухсигнальные системы, в которых датчик реагирует не только на угловое замедление колеса (первый сигнал), но и на величину угловой скорости (второй сигнал). Второй сигнал на растормаживание электромагнитный клапан получает, когда электрический импульс от первого сигнала прекращается. Применение двухсигнальной системы повышает безопасность торможения, особенно в первый момент после приземления, когда колеса самолета не имеют достаточного сцепления с ВПП.
На рис. 9.7 показана схема односигнальной системы с электроинерционными датчиками для легкого самолета с пневмати-138
ческой тормозной системой трехопорного шасси. Сжатый воздух поступает в тормозную магистраль из баллона через редукционный клапан /, через электромагнитный клапан 2 в тормоз переднего колеса 3 и через-дифференциал 10 и клапаны 9 в тормоза колес 8 основных стоек шасси. Включение или выключение электрического питания автоматической системы происходит ручным выключателем 5. Сила торможения колес регулируется изменением давления в тормозах путем нажатия на шток клапана 1.
колеса, необходимое для
Затормаживание правого или левого
Рис. 9.7. Схема односигнальной системы с электроинерционным датчиком:
/ — редукционный клапан; 2, .9 — электромагнитные клапаны; 3 — переднее колесо; 4, 1 — электроинерционные датчики; 5 — ручной выключатель; 6~ катушка реле; 8 — основное колесо; 10 — дифференциал
Рис. 9.8. Схема двухсигнальной системы антиюзовой автоматики:
1 — клапаны; 2, 3 — выключатели; 4 — нетормозное колесо; 5 — центробежный датчик; 6 — выключатель: 7 — датчик; 8 — основное колесо; 9—клапан
управления самолетом на земле при рулении с разворотами или для парирования разворотов при движении по прямой, осуществляется дифференциалом 10, рычаг которого связан с педалями управления рулем направления. Для устранения юза каждое из колес снабжено электроинерционным датчиком 7. При вхождении в юз одного из основных колес датчик этого колеса подает электрический импульс на оба клапана растормаживания 9 основных колес 8 и на обмотку реле 6. При срабатывании реле 6 выдает электрический импульс на клапан 2 переднего колеса 3. Таким образом, растормаживаются одновременно все три колеса. При вхождении в юз переднего колеса 3 его датчик 4 подает импульс только на клапан 2 переднего колеса. Указанный порядок растормаживания колес обеспечивает необходимую устойчивость движения самолета при пробеге.
На рис. 9.8 показана схема двухсигнальной системы антиюзовой автоматики самолета с велосипедным шасси. Основное коле-
139
co 8— тормозное, переднее 4 — нетормозное. Сжатый воздух поступает из баллона через клапан 1 в тормозную магистраль основного колеса. На основном колесе 8 установлен датчик 7, имеющий контакты А односнгнального электроинерционного датчика, реагирующего на замедление колеса, и контакты Б центробежного датчика, срабатывающего при заданной угловой скорости колеса. Контакты В центробежного датчика 5, установленного на нетормозном колесе 4, замыкаются и размыкаются при заданной величине угловой скорости вращения переднего колеса. Электрическая цепь: ( + ), выключатели 3 и 2, клапан 9, контакты А, (—) —представляет собой канал для подачи первого сигнала односигнальной системы, а цепь: ( + ), выключатели 3 и 2, клапан 9, контакты Б, В и Г, (—) — является каналом второго сигнала. В полете, когда амортизатор передней ноги шасси не обжат, контакты Г выключателя 6 замкнуты, а когда самолет движется по земле и амортизатор обжат — разомкнуты.
Работает система следующим образом. В исходном положении включается ручной выключатель 3, контакты Б замкнуты, а контакты А, В \ Г разомкнуты. Электромагнитный клапан 9 обесточен и давление от редукционного клапана 1 может свободно поступать в тормоза. Когда амортизатор переднего шасси разгружается, контакты Г замыкаются и цепь второго сигнала оказывается полностью подготовленной к работе. Перед посадкой нажатием на шток редукционного клапана 1 создается давление в системе. При этом пневматический выключатель 2 замыкает цепь ( + ), контакты Б, Г, (—) второго сигнала через обмотку электромагнита клапана 9, вследствие чего давление в тормоза не поступает. После приземления, как только основное колесо раскрутится до заданной угловой скорости, контакты Б размыкаются, клапан 9 открывается и воздух под давлением поступает в тормоза. После раскрутки переднего колеса контакты В замыкаются, а контакты Г после обжатия амортизатора переднего шасси размыкаются. При вхождении колес 8 в юз вначале срабатывает датчик, реагирующий на замедление (контакты А) и система работает как обычная односигнальная. Если произошел подлет самолета или колесо 8 вошло в длительный юз, то по истечении 1,5—2 с действие импульса от датчика 7 по первому сигналу прекратится, контакты А разомкнутся и колесо начнет затормаживаться, но полностью не затормозится, ибо как только оно потеряет обороты до определенной величины, замыкаются контакты Б и колесо 8 будет находиться в расторможенном состоянии по каналу второго сигнала. Система как двух-епгнальная работает до скорости 50—70 км/ч. При скорости меньше 50 км/ч контакты В датчика 5 размыкаются, контакты Б датчика 7 замыкаются, не подключая клапан 9, и система работает как односигнальная.
Принимая во внимание, что аэродинамическая характеристика некоторых самолетов такова, что в процессе послепосадочного 140
пробега нагрузка на колеса увеличивается постепенно, возникает необходимость в программном повышении тормозного давления в зависимости от скорости самолета. Это достигается применением специальных систем с электродистанционным управлением, одна из которых показана на рис. 9.9. Эта система с программным ступенчатым дистанционным регулированием давления в тормозах разработана для самолета, имеющего велосипедное шасси и передние нетормозные колеса.
Работает система следующим образом. При торможении по мере уменьшения скорости самолета летчик поочередно ставит ручной переключатель в положения 1, 2 и 3. С помощью реле 4
Рис. 9.9. Схема тормозной системы с программным ступенчатым регулированием тормозного давления
1, 2, 3 — положения переключателя; 4 — реле; 5 — электрогидравличе-ский редуктор; 6, 7 — датчики
электромагнитный редуктор 5создает в тормозах давление: р— включен магнит I, р2 —включен магнит II, а затем р3— включены оба магнита. Когда переключатель поставлен в нулевое положение, давление в тормозах отсутствует, так как при этом отключены оба магнита. Ступенчатость включения давления позволяет получать на каждой из ступеней тормозной момент, составляющий части максимального. Так как выдержать при ступенчатом регулировании зависимость МТ<Л4СЦ для безъюзового торможения на всем пробеге практически невозможно, .изредка будет срабатывать датчик 6 по первому сигналу (замыкаются контакты Л) системы антнюзовой автоматики. В этом случае реле 4 отключает либо магнит /, либо магнит II и давление сбрасывается с величины р3 до р2, а с р2 до pi, т. е. до величины предыду
141
щего значения. Если же при таком сбросе юз не устраняется, то датчик 6 срабатывает по второму сигналу и замыкаются контакты Б, отключая оба магнита. Давление в тормозах сбрасывается до нуля.
На рис. 9.10 показана принципиальная схема антиюзового односигнального электронного автомата торможения на полупроводниковых элементах. Автомат состоит из однотипных каналов усилителей-преобразователей, число которых соответствует числу тахогенераторов, установленных на тормозных колесах. Автомат состоит из входной цепи и усилителя мощности. Входная цепь имеет мостовую систему выпрямителя (диоды Д1—Д4), емкость С1, сглаживающую пульсацию выпрямленного напряжения, контур дифференцирования (C2R2R3—Д5Д6RBX), перемен-
Рис. 9.10. Схема электронного автомата торможения
ный резистор R1 для регулирования чувствительности. Трехкаскадный усилитель мощности представляет собой полупроводниковое бесконтактное реле (Tl, Т2), управляющее выходным каскадом (Т31, Т32), нагрузкой которого является обмотка электромагнитного клапана растормаживания. Все четыре транзистора усилителя работают в режиме переключения. Резистор R10 и диоды Д7, Д9, ДЮ необходимы для запирания мощного составного триода (Т31, Т32). Стабильность регулирования автомата при изменении температуры достигается применением глубокой обратной связи в полупроводниковых реле и термозависимым смещением.
При безъюзовом торможении транзистор Т1 насыщен, а транзистор Т2 п выходной составной триод (Т31, Т32), находятся в состоянии отсечки, поэтому обмотка электромагнитного клапана обесточена (обратный ток коллектора транзистора Т32 ввиду его малости во внимание не принимается) и давление подается в тормоз.
При возникновении юзового режима угловая скорость колеса и напряжение тахогенератора падают. Это вызывает разряд конденсатора С2, разрядный ток которого создает на входном сопротивлении полупроводникового реле напряжение, пропорциональное угловому замедлению колеса:
142
Ulix = /р/?вх, /р/?вх - - С2 ;
ат
dUc2 , dtoK
—-— = Ki -j— = «1бь-; ат ат
^вх =	^2бк,
где U№ — напряжение на входе реле;
/р — ток разряда конденсатора С2;
/?вх — входное сопротивление полупроводникового реле; Uc2 — напряжение на обкладках конденсатора С2;
Юк — угловая скорость колеса; ек — угловое замедление колеса; ki, k2 — коэффициенты пропорциональности.
Напряжение на входе в реле вызывает лавинообразное опрокидывание (отпускание) схемы полупроводникового реле: транзистор Т2 переходит в режим отсечки, а транзистор Т1 и выходной составной триод (Т31, Т32)—в рейсам насыщения. В результате этого появляется ток в обмотке электромагнитного клапана и тормоз растормаживается. Если скорость колеса увеличивается, то напряжение тахогенератора растет, разряд конденсатора С2 прекращается, происходит обратное опрокидывание релейного усилителя и воздух подается в тормоз под давлением. Если же колесо после растормаживания продолжает терять обороты, то электромагнитный клапан будет включен еще некоторое время, пока отрицательный потенциал, создаваемый на базе транзистора Т1 разрядным током конденсатора С2, не уменьшится до величины, при которой произойдет «срабатывание» бесконтактного реле и переход в режим отсечки выходного триода, что приведет к затормаживанию колеса. Это время определяется постоянной времени цепи разряда конденсатора С2 и начальным напряжением на нем.
На рис. 9.11 показана принципиальная схема электрогндрав-лнческой системы с дистанционным управлением и электрическим антиюзовым автоматом. Система состоит нз задатчика давления 2, электроблока 15, электрогндравлического клапана 3, клапана растормаживания 13 и датчика — генератора системы антнюзовой автоматики 12. Задатчик давления 2 устанавливается в кабине пилота. Он представляет собой трансформатор с переменным коэффициентом трансформации (в зависимости от хода тормозной педали) и дополнительным электровыключателем.
Электроблок 15 состоит из трех элементов: электрического устройства линии датчика прямой и обратной связи 22, магнитного усилителя 20 и электронного автомата системы антнюзовой автоматики 19.
Электрогндравлическнй редукционный клапан 3 размещается в непосредственной близости от тормозов, как правило, в отсеке
143
шасси. Электрогидравлический клапан состоит из электромеханического преобразователя 6, устройства типа «сопло-заслонка» 7, управляющего рабочим золотником 10, электроклапана И, запирающего гидравлическое питание, чтобы исключить расход жидкости через сопла, и сообщающего тормоза со сливом при не-нажатой тормозной педали 1, а также датчика обратной связи 5, установленного на линии редуцированного давления. Клапан растормаживания 13 устанавливается в отсеке шасси и служит
11 66В 400 Г
Рис. 9.11. Электрогидравлическая дистанционная система управления:
/ — педаль; 2— задачик давления; 3— электрогидравлический клапан; 4— сердечник; 5 —датчик обратной связи; 6— электромеханический преобразователь; 7— устройство «сопло-заслонка»; 8— сопло; 9 — управляющая полость; 10— рабочий золотник; 11 — электроклапан; 12 — генератор системы антиюзовой автоматики; 13—клапан растормаживания; 14— управляющая полость; 15 — электроблок; 16 — сопротивление; 17 — выходная обмотка; 18— обмотка магнитного усилителя; 19— электронный-автомат системы антиюзовой автоматики; 20 — магнитный усилитель; 21 — сопротивление; 22 — элементы линии прямой и обратной связи; 23—сердечник задатчика давления; 24 — выключатель
для сброса давления из тормозов при работе системы антиюзовой автоматики. Датчик 12 системы антиюзовой автоматики устанавливается на тормозе колеса и представляет собой генератор постоянного или переменного тока, выдающий напряжение, пропорциональное числу оборотов колеса. Система питается переменным током напряжением 36 В с частотой 400 Гц и постоянным: током напряжением 27 В.
При нажатии на педаль 1 замыкается выключатель 24, электроклапан И подает гидравлическое питание к соплам 8 и управляющим полостям 9 и 14 золотника 10. При равных токах
144
(встречного направления) в сопротивлениях 16 и 21 разность потенциалов на концах выходной обмотки 17 магнитного усилителя равна нулю. Заслонка находится в среднем положении, давления на торцах золотника 10 равны и жидкость в тормоза не поступает.
При последующем нажатии педали и ходе сердечника 23 задатчика давления 2 изменяется его коэффициент трансформации, в результате чего равновесие токов, проходящих через сопротивления 16 и 21, нарушается и в выходной обмотке 17 появляется ток рассогласования, пропорциональный разности сигналов задатчика 2 и датчика обратной связи 5. Ток рассогласования усиливается магнитным усилителем 20. Усиленный сигнал подается на обмотку преобразователя 6. Заслонка перемещается, при этом давление в полости 9 увеличивается, а в полости 14 уменьшается. Под действием давлений в полостях 9 и 14 золотник 10 перемещается, соединяя линию тормозов с гидросистемой. Редуцированное давление перемещает сердечник 4 датчика обратной связи 5, изменяя коэффициент трансформации датчика. Равновесие токов в сопротивлениях 16 и 21 восстанавливается, ток рассогласования исчезает, заслонка возвращается в исходное положение, уравнивая давление в полостях 9 и 14. Золотник 10 возвращается в исходное положение. Таким образом, в линии тормозов устанавливается давление, пропорциональное величине перемещения штока задатчика давления.
При отпускании педали 1 процесс, описанный выше, повторяется с тем отличием, что по обмотке преобразователя 6 потечет ток обратного направления и заслонка переместится в другую сторону от нейтрального .положения. Редуцированное давление будет снижаться.
При проскальзывании колеса выше заданной величины сигнал генератора 12 преобразуется в автомате торможения 19 в силовой сигнал, который выдается на клапан растормаживания 13. Одновременно сигнал растормаживания подается в корректирующее устройство, из которого поступает на обмотку 18 магнитного усилителя. Сигнал от корректирующего устройства воздействует на выходной ток магнитного усилителя, уменьшая давление в тормозах. При повторном срабатывании автомата произойдет повторное снижение давления в тормозах и так далее до тех пор, пока в системе не установится оптимальное давление. При повышении сцепления колес с грунтом и прекращении срабатываний автомата, давление плавно повышается до величины, заданной летчиком.
Рассмотренные выше системы по своему принципу действия не предназначены для поддержания режима торможения в зоне предельного коэффициента сцепления. Эти системы являются системами релейного типа с исполнительным клапаном, работающим по принципу «открыто —закрыто». Таким системам при работе на юзовом режиме свойственны колебания тормозного
145
давления и момента относительно некоторого среднего значения. Такие системы имеют вполне определенный процент потерь, что в конечном итоге приводит к некоторому увеличению тормозного пути самолета. Уменьшить потери можно путем уменьшения амплитуды колебания давления в тормозах путем дросселирования впуска и выпуска тормозной жидкости или воздуха или увеличения частоты срабатывания системы на юзовом режиме вследствие повышения ее быстродействия. Однако, как показала практика, даже самая быстродействующая существующая систе-
Рис. 9.12. Принципиальная схема системы автоматического торможения самолета:
1, 2 — датчики и)т и ЛЦ,; 3 — вычислительный блок: 4 — усилительный блок; 5 — счетно-решающее устройство; 6 — электрогид-равлический клапан; 7 — колесо; 8 — датчик угловой скорости ®н.т » 5 — тормоз; 10—тормозное колесо
ма с автоматом торможения прямого действия не свободна от этого недостатка.
Одним из возможных решений задачи дальнейшего повышения эффективности торможения может служить система торможения по типу использованной на американском самолете RS-70 «Валькирия». Счетно-решающее устройство этой системы (рис. 9.12) воспринимает сигнал от тензодатчика по тормозному моменту Мт и сигнал по проскальзыванию 6, для получения которого используется специальное нетормозное колесо 7, установленное на той же тележке, где установлены и основные тормозные колеса.
Для получения необходимых сигналов по угловой скорости на тормозном колесе устанавливается датчик 1, а на нетормозном — датчик 8. Система работает следующим образом. При торможении сигналы от датчика 1 и датчика 8, соответствующие угло-146
$ым скоростям о)т и о>нт, поступают в вычислительный блок 3, где преобразуются в выходной сигнал, пропорциональный величине проскальзывания б. Сигнал от датчика 2, установленного на тормозе, соответствующий величине тормозного момента Л1т, поступает в усилительный блок 4, а затем в счетно-решающее устройство 5, куда одновременно поступает и сигнал б. Счетнорешающее устройство 5 преобразует сигналы Мт и б в сигнал dMxldb, который при увеличении б может иметь как знак плюс, когда момент Мт повышается, так и минус, когда Л1Т уменьшается. Сигнал dMT/db поступает в электрогпдравлическнй клапан 6, который и осуществляет коррекцию тормозного давления рт в тормозе 9. В начальный момент торможения давление в тормоз поступает от тормозного редукционного клапана через клапан 6, золотник которого несколько смещен вправо. Повышение момента будет вызывать уменьшение dM-ddb до нулевого значения. При этом будет уменьшаться управляющий сигнал, что вызовет смещение золотника влево. При нулевом значении dM-ddb золотник будет находиться в нейтральном положении, полость тормозов отключена и не сообщается ни с редукционным клапаном, ни со сливом. Клапан 6 представляет собой гидравлический усилитель с обратной связью по давлению типа сопло — заслонка. Управление заслонкой производится с помощью электромеханического преобразователя. Угол поворота якоря преобразователя а прямо пропорционален управляющему току /у= = ±dMT/df>.
Следовательно, при бШт/гЙ = 0, а=0 и золотник находится в / dMx 
среднем положении, при -|- (-----| якорь имеет макснмаль-
 db /тах
ный угол отклонения + атах, которому соответствует крайнее пра-dAlT
вое положение золотника. При — - — угол поворота якоря —а, dd
что приводит к смещению золотника влево, и полость тормозов соединяется со сливом. Рассмотренная система коррекции дает возможность поддерживать тормозное давление в зоне с!Л1т/А) = = 0, что соответствует зоне предельного коэффициента сцепления.
Так как предельному коэффициенту сцепления соответствует определенная зона относительного проскальзывания, возможно создание систем достаточно высокой эффективности, основанных на поддержании режима торможения в зоне заданного проскальзывания. Подобные системы, несколько уступая по эффективности системам, поддерживающим режим торможения в зоне предельного коэффициента сцепления, являются более простыми. Примером такой системы может быть система, принципиальная схема которой изображена на рис. 9.13. Эта система выдерживает заданную величину относительного проскальзывания. В ней предусмотрена также возможность изменения величины относительного проскальзывания при помощи ручного управления или
147
программного устройства. Система состоит из нескольких одинаковых автономных систем, каждая из которых управляет торможением одного или пары колес, находящихся в одинаковых условиях. Датчиком каждой автономной системы служит асинхронный тахогенератор 8, измеряющий угловую скорость вращения ык тормозного колеса. Такой же тахогенератор 10, но один на все автономные системы, измеряет скорость вращения <ос нетормозного колеса 9 самолета.
Множительное устройство 1, выполняет операцию умножения входного напряжения U& на напряжение Uc, пропорциональное скорости вращения нетормозного колеса. Одновременно оно яв-
Рис. 9.13. Принципиальная схема системы автоматического торможения с оптимальным регулированием:
1 — множительное полупроводниковое устройство; 2 — полупроводниковый корректирующий узел; 3— усилитель; 4— гидравлический усилитель; 5 — клапан электромагнитный; 6 — тормоз; 7 — колесо тормозное; 8 — тахогенератор; 9 — иетор-мозное колесо; 10 — тахогенератор; 11 — вычислитель скольжения; 12 — транзисторное реле; 13 — звено корректирующей обратной связи
ляется программным, обеспечивая заданный нелинейный закон изменения С7дШвХ в зависимости от скорости нетормозного колеса. Корректирующее устройство системы КУ состоит из узла последовательной коррекции 2 и звена корректирующей обратной связи 13. Транзисторный усилитель 3 подает напряжение Ur на входную обмотку гидравлического усилителя 4, создающего давление рт в тормозах колес. Устройство защиты от юза БЗ состоит из вычислителя проскальзывания 11, транзисторного реле 12 и электромагнитного клапана 5.
Работает система следующим образом. После касания колес самолета поверхности ВПП и их раскрутки, происходит включение системы путем подачи напряжения Us, пропорционального заданной величине проскальзывания 63. Напряжение на выходе
148
множительно-программного блока 1 в каждый момент времени оказывается пропорциональным разности скоростей вращения нетормозного и тормозного колес, соответствующей заданному проскальзыванию. Поскольку основным фактором, влияющим на положение экстремума зависимости цпр(б), является скорость самолета, то оказывается возможным найти закон изменения в зависимости от скорости (Ос, обеспечивающий работу тормозящего колеса при проскальзывании, близком к оптимальному. Воспроизведение этого закона достигается выбором фазового сдвига между напряжением Uc и опорным напряжением множительного устройства 1.
В точке суммирования В напряжение б/д„>вх сравнивается с напряжением Б'дШвЬ]Х, пропорциональным действительной разности скоростей А(овых=и)с—<ок в данный момент времени. В установившемся режиме работы напряжение на входе гидроусилителя 4, а следовательно, и тормозной момент Л1т пропорциональны разности
М   UДоз	Идо
вх	вых
ИЛИ	U — kbit (63 бвых),
где k — коэффициент пропорциональности.
Коэффициент усиления усилителя выбирается таким, чтобы разница между заданным и действительным значениями относительного проскальзывания не превосходила допустимой величины
63	6выХ'®=5 Абд.
При этом тормозной момент оказывается достаточным, чтобы обеспечить требующееся значение проскальзывания (с погрешностью ±Абд).
При отклонении величины проскальзывания тормозного колеса от б3 напряжение U и тормозной момент Л4Т изменяются таким образом, чтобы вернуть проскальзывание к требуемому значению.
Допустим, что вследствие уменьшения коэффициента сцепления колеса с грунтом (при попадании на влажный грунт) скорость вращения <лк начинает уменьшаться (относительное проскальзывание увеличивается). Уменьшение скорости <ок приводит к росту напряжения Vуменьшению напряжения U, и, следовательно, к снижению тормозного момента, что вызывает раскрутку колеса до прежней скорости. Относительное проскальзывание при этом будет приближаться к требуемому значению.
Устройство защиты БЗ предотвращает возможность юза тормозного колеса в случае отказа или выхода йз строя элементов основной цепи системы. Вычислитель скольжения И блока защиты, построенный на двух транзисторах аналогично множительному устройству 1, определяет текущее значение скольжения бвых. Если величина последнего по каким-to причинам пре
149
высит заданное заранее критическое значение 61(, блок защиты включает и электромагнитный клапан 5, понижающий давление в тормозе. Колесо начинает увеличивать скорость вращения и как только величина скольжения станет меньше бк, электромагнитный клапан подает давление от электроредукционного клапана в тормоз.
Из рассмотренных выше систем, системы, обеспечивающие оптимальное или близкое к оптимальному торможению, являются наиболее эффективными. Однако они отличаются большой сложностью, что приводит к ограничению их применения, особенно для легких самолетов. В отдельных случаях можно повысить эффективность применением в обычных системах несложных дополнительных устройств.
Рис. 9.15. Система антиюзовой автоматики легких самолетов:
1—электроинерционный датчик; 2 —электрический фильтр; 3 — электромагнитный клапан
Рис. 9.14. Схема системы антиюзовой автоматики с программным регулированием тормозного момента: 1 — редукционный клапан; 2 — дроссель; 3, 6 — электромагнитный клапан; 4 — реле; 5 — электроинерционный датчик; 7 — объем
На рис. 9.14 показана система антиюзовой автоматики с программным регулированием тормозного момента. Работает система следующим образом. При торможении летчик с помощью клапана 1 создает давление в тормозе колеса. Жидкость проходит в тормоз практически без сопротивления через электромагнитные клапаны 3 и 6. При открытом электромагнитном клапане 3, когда юз отсутствует, такая система работает как обычная. При вхождении колеса в юз, электрический импульс от инерционного датчика 5 поступает к электромагнитному клапану 6, и через реле 4 к электромагнитному клапану 3. Клапан 6 соединяет тормоз колеса со сливом, а клапан 3 перекрывает линию питания клапана 1. Давление в тормозах падает. После устранения юза подача импульса на растормаживание прекращается и тормоз оказывается вновь соединенным с клапаном 1. Давление в тормозах за счет регулировки пружины подпитывающего объема 7
150
резко повышается до величины несколько меньшей, чем величина давления, при которой произошел юз. Дальнейшее же нарастание давления до величины, близкой к предельной, будет происходить плавно из-за наличия дросселя 2 и задержки в реле 4.
Рассмотренная система позволяет уменьшить амплитуду колебания тормозного момента с одновременным уменьшением числа срабатываний датчика системы антиюзовой автоматики.
Другим вариантом системы, повышающим эффективность, может служить система, изображенная на рис. 9.15 и широко применяемая на легких самолетах. Принцип работы системы заключается в следующем. В тех случаях, когда от электроинерци-онного датчика 1 поступает сигнал, продолжительностью менее заданной, он не проходит через фильтр 2 и растормаживания не происходит. Не происходит также и истирания пневматика, так как в течение этого времени происходит лишь его угловая деформация. Если же сигнал от датчика достаточно продолжительный, то он проходит через электрический фильтр 2 к электромагнитному клапану 3, который и производит растормаживание колеса.
Эта схема дает возможность отфильтровать все ложные сигналы, которые могут быть вызваны неровностями плит аэродрома, кинематикой шасси и другими факторами.
Глава X
КОНСТРУКЦИИ АГРЕГАТОВ ТОРМОЗНЫХ СИСТЕМ
1.	АГРЕГАТЫ ПНЕВМАТИЧЕСКИХ ТОРМОЗНЫХ СИСТЕМ
В пневматическую тормозную систему прямого действия входят следующие основные агрегаты: редукционный клапан, дифференциал, электромагнитный клапан растормаживания, переключатель (челночный клапан) и др.
Редукционный клапан
Пневматический редукционный клапан является агрегатом, который в основном определяет качество работы тормозной системы. Клапан должен обладать:
—	линейной зависимостью редуцированного давления от величины хода толкателя;
—	максимальной чувствительностью по ходу толкателя;
—	внброустойчивостью;
—	герметичностью;
—	быстродействием.
Принцип работы клапана заключается в следующем (рис. 10.1). При торможении летчик рычагом смещает толкатель 1. Пружина 2, деформируясь, передает усилие на поршень3 и перемещает его. В свою очередь поршень, ликвидируя зазор о, сместит клапан выпуска 4 и через специальную иглу откроет клапан впуска 5. Воздух из системы высокого давления (обычно из баллона) через штуцер 6, открытый клапан впуска 5 и через штуцер 7 будет поступать в тормозную систему.
Редуцированное давление, создаваемое в тормозной системе, действуя на эффективную площадь поршня 3, сжимает пружину 2 и уравновешивает нагрузку, приложенную к толкателю 1, в результате чего поршень сместится вверх и клапан впуска закроется.
В равновесном положении клапаны 5 и 4 закрыты.
При уменьшении силы нажатия на толкатель равновесие нарушается, избыточная сила перемещает поршень 3 вверх, клапан выпуска 4, дойдя до упора в гайку, останавливается и открыва
152
ется. Избыточное давление (с учетом новой нагрузки на толкатель 1) стравливается в атмосферу.
Статический расчет пневматического редукционного клапана. Исходными данными для расчета являются следующие величины (рис. 10.2):
Рис. 10.1. Конструкция пневматического редукционного клапана:
1 — толкатель; 2 — пружина; 3 —• поршень; 4 — клапан выпуска; 5 — клапан впуска;
6, 7 — штуцера
Рис. 10.2. Расчетная схема пневматического редукционного клапана
Nmax—максимальная нагрузка на толкатель клапана;
УтЯх — максимальный ход толкателя клапана;
р0 — подводимое в клапан давление;
/л. тпят — максимальное редуцированное давление;
Т2  допустимое время затормаживания;
•Л — допустимое время растормаживания;
бщах— максимальный холостой ход клапана;
ДУюах — максимальная нечувствительность клапана по ходу;
D — диаметр поршня;
Гп — площадь поршня;
Г2 — минимальное проходное сечение впускного клапана;
153
Fi — минимальное проходное сечение выпускного клапана;
61 — величина открытия клапана выпуска;
di — диаметр седла клапана выпуска;
d2 — диаметр седла клапана впуска;
d3— диаметр толкателя;
/7Ь П2, П3—усилия предварительной затяжки возвратных пружин;
Та — сила трення поршня.
Проходное сечение впускного клапана F2 можно определить по приведенной ниже формуле, полученной на основании формул (8.4) и (8.13),
где V — заполняемый объем;
п и
' Un) 
Проходное сечение клапана выпуска Fi определяют на основании формулы (8.17) следующим образом:
V Рт max
Fi = -—~-In-----	(10.2)
при условии, что принятое давление растормаживания рт>Ркр= = 1,65-4-1,9 кгс/см2. Принимая, что
Fi — — di —
4
л 2	2
F2 — -— (d2 — d3),
4
имеем
Ft	di
---’ °* ~ ПИ ’ л--4
d23
(10.3)
(d3 — подбирается непосредственно при проектировании).
Проходные сечения входных н выходных каналов должны быть больше сечения клапанов Fi и F2 не менее чем в три раза.
Усилия предварительной затяжки пружин подбираются с учетом особенностей конструкции н могут колебаться в значительных пределах:
771 = (2 4- 5) кгс;
П2= П3 = (0,5 4- 1,5) кгс.
154
После подбора /71, П2 и П3 определяют максимальный ход толкателя Утах, который не должен превышать заданной величины.
Так как холостой ход клапана не должен превышать 25% полного хода, то имеем 6тах = 0,25 Утах:
,2
П1 + Л2 + 773 + рс^+Гп
6тах.= 61 -|---------------------
Ср
где ср — жесткость редукционной пружины.
т_г _ Л	4 * шах
Но так как	=-------,
Р у ’ 1 max
„	. . Уmax / ,,	
ТО	бтах — 51 “Г . г----I 27/ -)- рс —	|- Та I
О'max ’	4	/
« п-1,- е Утах / „ ,, , nd2
ИЛИ	0,25Утах — 61 Н—	( 2//	рс—-------1- Тп
Л'тах 	4
V	61
откуда	Утах =------------------------—-------
~г Рс —------h 7 п
Очевидно, для нормальной работы клапана необходимо, чтобы
/	nd2 
max 4 ( 2 Д -]- рс —|- Та j.	(10.4)
Эффективную площадь поршня определяют по формуле с 7Vmax — 7’п 2/7 Рп =-------------------------------;
Рт max
где
2/7 — /71 -Ь /7г Ч- /7з.
(10.5)
Дифференциал
Дифференциалы применяются в тормозных системах трехопорного шасси для обеспечения затормаживания колес правого и левого шасси с различным тормозным моментом, что необходимо для выполнения разворотов при рулении самолета.
155
Дифференциал представляет собой спаренный редукционный клапан, позволяющий понижать давление в колесах одной стойки шасси при сохранении давления в колесах другой стойки. Конструкция наиболее распространенного дифференциала показана на рис. 10.3.
В гильзах 2, неподвижно установленных в корпусе дифференциала 6, свободно перемещаются поршни 3. В седло поршня упирается клапан выпуска 1, прижатый пружиной. Давление, поданное в штуцер А, свободно проходит к тормозам через штуцер Б,
ое
Рис. 10.3. Конструкция дифференциала тормозной системы:
/ — клапан выпуска; 2 — гильза; 3 — поршень; 4 — рычаг; 5 — коромысло; 6 — корпус дифференциала; 7 — пружинная муфта
поршни при этом прижи-маются к коромыслу 5. При нейтральном положении рычага 4 и тяги пружинной муфты 7 давление беспрепятственно проходит к тормозам обоих колес.
При отклонении тяги пружинной муфты 7 вверх или вниз рычаг 4 отклоняется на некоторый угол а, при котором еще не происходит изменения давления в тормозах. Этот угол определяет холостой ход б. Дальнейшее отклонение тяги 7 вверх или вниз вызывает появление добавочного момента на коромысле 5 относительно оси вращения О. При этом давление в тормозах изменяется из-за того, что при повороте ко -ромысла 5 по часовой стрелке левый поршень 3 перемещается вверх, клапан 1 прижимается к седлу гильзы 2 и отсекает полость левого тормоза от тормозной магистрали.
Поршень 3 отходит от клапана 1 и давление в тормозе снижается до тех пор, пока не наступит равновесие сил, действующих на тягу пружинной муфты 7.
Конструктивные размеры дифференциала определяются путем статического расчета. Исходными данными для расчета яв-
ляются следующие:
pt max — максимальное тормозное давление;
156
Л’т;1Х— максимальное усилие пружинной муфты;
Атах— максимальное отклонение тяги пружинной муфты;
т — минимальное время при растормаживании тормоза колеса через дифференциал.
Проходное сечение на выпуск при растормаживании через дифференциал определяется по формулам (10.2) и (10.3).
При отклонении тяги (например, вниз) на величину X имеем
iLcMX = Fnl — p2Fnl	(10.6)
или
1ЬсыХ = Fnl(pi — р2),	(10.7)
где L и I — линейные размеры агрегата (плечи);
Fn — площадь поршня;
Р и р2— давление в тормозах левого и правого колес;
см — жесткость тяги пружинной муфты;
i — передаточное отношение-
Из формулы (10.7) видно, что
Хр — kX,
где
Хр == pi. — р2,
iLcM	A?niax
/С —----- —----------
F п1	Ашах
Таким образом, перепад давлений в тормозах пропорционален смещению тяги.
При крайнем отклонении тяги
Хртах === kXjxiax-	(10.8)
Электромагнитный клапан растормаживания
Электромагнитный клапан служит для понижения давления в тормозах при вхождении колеса в юз. Применяются различные конструкции клапанов, но наибольшее распространение получил клапан с серводействием (рис. 10.4).
При отсутствии юза колеса клапан соединяет полость тормоза с линией редуцированного тормозного давления. Воздух свободно проходит от редукционного клапана в тормоз через штуцер В, пазы в якоре 1, направляющую 5 и штуцер Г При этом давление в полости Б равно давлению в полости А и основной клапан 4 прижимается к седлу штуцера Г пружиной 3 управляющего клапана 2 и давлением воздуха.
При подаче электрического импульса на растормаживание в случае входа колес в юз электромагнит перемещает якорь 1, который, пройдя расстояние а, закроет клапан впуска и прекратит доступ воздуха в тормоза. Одновременно якорь 1 переместит кла
157
пан 2 влево, отсечет полость Б от полости А и сообщит полость Б с атмосферой (клапан 2 перемещается по “направляющей 5 с малым зазором). В результате образовавшегося перепада давлений клапан 4 будет смещен влево и соединит тормозную полость с атмосферой.
Все проходные сечения электромагнитного клапана рассчитываются по полученным выше формулам для обеспечения минимальных потерь при движении воздуха через клапан, после чего производится статический расчет усилий электромагнита и пружины сервоклапана.
Рис. 10.4. Электромагнитный клапан растормаживания:
1 — якорь; 2, 4 — клапаны; 3— пружина; 5 — направляющая
Переключатель (челночный клапан)
Переключатель предназначен для обеспечения питания потребителя от двух систем. Обычно пружина клапана удерживает челнок в положении, при котором тормоза подключены к основной системе. В случае выхода из строя основной системы летчик включает аварийную, челнок клапана давлением в аварийной системе перебрасывается, переключая линию тормозов с основной системы на аварийную.
2.	АГРЕГАТЫ ГИДРАВЛИЧЕСКИХ ТОРМОЗНЫХ СИСТЕМ
В гидравлические тормозные системы прямого действия входят следующие основные агрегаты: редукционный клапан основной системы, редукционный клапан аварийной системы, дозатор, переключатель (челночный клапан), электромагнитный клапан растормаживания.
Редукционный клапан основной системы торможения
Редукционный клапан является основным агрегатом, определяющим надежность и качество системы в целом. Поэтому кла-
158
пан должен быть достаточно чувствительным, виброустойчивым
и надежным в эксплуатации, иметь статическую характеристику, близкую к линейной.
В практике агрегатостроения могут встретиться тормозные редукционные клапаны как прямого действия, так и с серводеи-ст.вием.
В настоящее время на!ибольшее распространение получил кла-
пан прямого действия, конструкция которого показана на рис. 10.5..
Принцип действия клапана заключается в следующем. При нажатии летчиком на тормозную педаль смещается стакан /, который, в свою очередь, через пружину 2 смещает толкатель 3 с клапаном выпуска 5. Пружина 4 клапана выпуска при этом сжимается. Клапан выпуска 5, перемещаясь на 2— 2,5 мм, смещает гильзу 6, и, опираясь на золотник 7, отсекает тормозную^ систему от линии слива, соединенную со штуцером В. При дальнейшем нажатии смещается золотник 7 с клапаном впуска, выполненным на золотнике в виде конуса. Жидкость из магистрали высокого давления через штуцер А, клапан впуска и штуцер Б поступает в тормозную систему.
При прекращении дальнейшего движения стакана 1 давление в тормозной системе будет увеличиваться до тех пор, пока сила давления жидкости на клапан 5 не сожмет пружину 2, а золотник 7 под действием пружины 8 не упрется в гильзу и не прекратит доступ жидкости в тормозную систему. При снижении давления пружина 2 снова сместит золотник 7 и в системе будет поддерживаться вполне определенное давление, соответствующее положению стакана 1.
При обратном ходе стакана 1 клапан выпуска 5 откроется и жидкость из тормозной системы будет перетекать в линию слива через штуцер В, снижая
Рис. 10.5. Конструкция гидравлического редук-ционного клапана прямого действия:
1 — стакан; 2 — пружина; 3 — толкатель; 4 — пружина клапана выпуска; 5 — клапан выпуска; 6 — гильза; 7 — золотник; 8— пружина; 9— стакан демпфера
159
давление в тормозной системе. Для 'повышения динамической устойчивости клапана на золотнике 7 установлен односторонний демпфер. Кроме того, впуск жидкости в начале хода золотника 7 осуществляется по специальным профилированным прорезям, кроме того, предусмотрено дросселирование рабочей жидкости в начале открытия клапана на выпуск введением специальной гильзы 6, расположенной в золотнике 7.
Размеры проходных сечений золотника 7 и клапана выпуска, а также характер их изменения по ходу должны быть рассчитаны й подобраны для каждой системы отдельно.
Рис. 10.6. Расчетная схема гидравлического редукционного клапана
Чувствительность и линейность статической характеристики клапана требует обеспечения высокой точности, а также чистоты поверхности деталей, особенно золотниковой пары.
Статический расчет клапана. Исходные расчетные данные:
рс —рабочее давление в системе;
рт max — максимальное тормозное давление;
Дрипах — максимальное сопротивление клапана при среднем расходе жидкости при затормаживании;
Дргтах — максимальное сопротивление клапана при среднем расходе жидкости при растормаживании;
Q]—средний расход жидкости при затормаживании;
Q2 — средний расход жидкости при растормаживании;
Мпах—максимальное усилие на шток клапана;
Утах — максимальный ход толка-
теля;
7'тах — максимальный холостой ход толкателя клапана;
ДУтах— максимальная нечувствительность по ходу (на толкателе).
Расчетная схема гидравлического редукционного клапана
дана на рис. 10.6.
Уравнение равновесия золотника с учетом сил трения и предварительной затяжки пружин имеет вид
•Ушах — Рт шах-------шах 4“ ^2 шах» (10.9)
4
160
где Pi — усилие предварительной затяжки пружины 7;
Р2— усилие предварительной затяжки пружины 2;
Лтах — максимальная сила трения золотниковой пары 8;
Типах—максимальная сила трения узла клапана выпуска; d — диаметр золотниковой пары;
di — диаметр демпфера;
d2— диаметр демпфирующего отверстия.
Для резкого возвращения золотника в исходное положение необходимо обеспечить следующее условие:
Ръ — (2 — 3) Л max; 1 А = (1,5 — 2) Т2 max-
(10.10)
Сила трения может быть подсчитана по следующей формуле
Ti = k — ld, 2
(10.11),
где Ti — сила трения; k — коэффициент 0,04—0,06;
Ар — перепад давлений;
/ — длина притертой части золотниковой пары.
Сила трения Т2 определяется в основном трением тельных манжет и может быть принята 1,5—2 кгс.
Подставив значения Рг, Р2; Тг, Т2 в выражение (10.9) и произведя замену переменных, получим:
ad2 --bd- с = 0,
трения золотниковой пары,
равный
уплотни-
(Ю.12).
где
л
fl = рт щах: —— . 4
Л Г)
Таким образом, b = (3 — 4)k-~l,
с == 7Vmax -ф (2,5 — 3) Тг max;
тогда
УЬ2 + 4ас — b d —--------------
2а
(10.13)
Жесткость редукционной 'Пружины равна: А^тах Со — — р У 1 max
По известным значениям жесткости и нагрузки определяют размеры редукционной пружины.
6—1490
161
Максимальная площадь проходных сечений золотника на впуске (Fimax) и на выпуске (Атах) определяется, исходя из допустимого сопротивления при среднем расходе жесткости при затормаживании и растормаживании.
Средний расход жидкости при затормаживании может быть определен с учетом допустимого времени растормаживания (не более 1,5с) последующей эмпирической формуле
0,к1 = 75Vmax л/мИН,	(10.14)
Где Umax — максимальный объем жидкости в л, потребляемый тормозами колес при разовом затормаживании.
Максимальная площадь проходных сечений золотника на впуске
Л max =------ м.м2,	(10.15)
0,663	• рс
где k =0,154-0,25—коэффициент, учитывающий потери давления жидкости в окнах золотниковой пары.
Средний расход жидкости при растормаживании обычно равен среднему расходу при затормаживании, т. е.
Q>k2 = Qml.
Максимальная площадь проходных сечений золотника на выпуске
F2max =-----Q1k2__^mm2,	(10.16)
0,663 ykz- рс
где /г2 = 0,05-4-0,15 — коэффициент, учитывающий потери давления при растормаживании.
Величина хода золотника клапана выбирается в пределах 0,1—0,15 от величины хода толкателя:
Хтах = (0,1 4-0,15) Утах.	(10.17)
Холостой ход клапана У' определяется величиной хода и усилием предварительного поджатия пружин Pt и Р2, причем
Утах	0,25 Утах	(Ю.18)
или	0,25 Утах S + Р>+-—.	(10.19)
Ср
Для уменьшения холостого хода клапана выполняют предварительное поджатие пружины 2 таким образом, чтобы исключить влияние пружин 4 и 8 (см. рис. 10.5).
Нечувствительность клапана по ходу определяется по формуле
162
дутах = _^,	(10.20)
где ДУщах — максимальная нечувствительность;
Утах — максимальная суммарная сила трения всех подвижных элементов клапана;
ср — жесткость редукционной пружины.
Динамический расчет клапана. Важнейшей характеристикой клапана является его динамическая устойчивость. Основной причиной неустойчивости является наличие гидродинамических сил, действующих на золотник 3 при затормаживании или растормаживании. Потеря устойчивости клапана вызывает перетекание жидкости из полости высокого давления в слив и пульсацию давления, что может привести к разрушению клапана, трубопроводов и других агрегатов тормозной системы.
Расчет редукционного клапана на. устойчивость можно свести к расчету на устойчивость системы «клапан — тормоз» и определению начальных характеристик золотника и характеристик демпфера клапана.
Для расчета составляем систему уравнений, состоящую из уравнения расходов и уравнения регулятора.
Уравнение расходов. Мгновенный расход жидкости через золотник при затормаживании (или растормаживании) может быть выражен формулой
=	(10.21$
где	А = kp I/ — ;
'! Y
kp — коэффициент расхода;
у — удельный вес жесткости;
Ар — перепад давлений в клапане (на золотнике);
F] — проходное сечение золотника на впуск;
х— координата перемещения золотника.
Для малого промежутка времени считаем Ар = const, тогда
QMl = BiF1(x),	(10.22)
где	Bi = А уЛр.
Принимая функцию Ft (х) линейной, получим
Fi(x) = kx,
где £=tga—характеристика золотника по ходу. Тогда уравнение расхода примет следующий вид:
QH<1 == kiX",
ki = Bik.	(10.23)
6*	16$
При симметричной характеристике золотника на впуск и на выпуск имеем
QjkI = Q>k2 = kpc.	(10.24)
Изменение давления в системе при расходе Qhu определяется уравнением
=	(10.25)
dx
где сс — коэффициент жесткости системы;
dp ----скорость изменения давления в системе ах
I dv	1 	Vc
сс = Л/Д —у + т +-7Г’'	(Ю.26)
' t)Ta	Ер	Ei
где Ft — площадь трубопровода;
It — длина трубопровода;
dt — диаметр трубопровода;
6Т — толщина стенок трубопровода;
Е — модуль упругости рабочей жидкости;
Е — модуль упругости материала трубопровода;
Ус — суммарный объем трубопровода и тормоза.
Из уравнений (10.24) и (10.25) имеем:
cc^=klX.	(10.27)
dx
Это уравнение является уравнением объекта (тормоза).
Уравнение регулятора. Для составления уравнения движения золотника рассмотрим силы, действующие на него.
В режиме переходного процесса на золотник действуют следующие силы.
Сила инерции золотника срХ Р1 = -т	(10.28)
ат2
где т — приведенная масса.
Сила вязкого трения
P2==-h-^,	(10.29)
dx
где h — коэффициент демпфирования золотника (определяется экспериментально).
Сила редукционной пружины
Р3 = С1(У_Х).	(10.30)
Сила возвратных пружин Р4=-с2Х,	(10.31)
164
где с2— приведенная жесткость.
Сила давления жидкости на клапан
P5 = -FKp,	(10.32)
где FK — площадь клапана;
р — давление жидкости в тормозе.
Гидродинамическая (реактивная) сила
Р6=—СзХ,	(10.33)
причем с3 = 2kpk/p.cos 0,	(10.34)
где kp — коэффициент расхода; k — характеристика золотника по ходу;
Др — перепад давлений на золотнике;
0=69° —угол направления реактивной силы (69°).
Без учета сил трения уравнение движения золотника примет следующий вид:
CiY — тХ + hX 4- (Ci + с2 + с3) А' + Fi;p или
шА -Г ^А -[ (ci 4- с 4~ Сз) А = — F^p 4- щГ. Введем обозначения
„ т „	h
Р =---------------; Ti =-----------------;
4~ с2 4” с3	С1 4" с2 4". С3
ci	FK
С —		* Лрг —• ~—	у
ti 4- с2 4- сз	ci 4~ с2 4~ сз
получим
РА 4- ЛА 4- А = — kprp 4- cY,
(10.35)
(10.36)
(10.37)
(10.38)
где Ti и Т — постоянные времени;
kpr— коэффициент регулятора.
Уравнение системы. Уравнение системы составляется на основе уравнений регулятора и уравнения расходов
d2X
Т2_____
dx2
Cc^ = kiX-, dx
dX
i——[- X —	kprp 4~ cY-
dx
Переходя к операторной форме, имеем k37.p = А;
(Р%2 4- ЛЛ 4- 1) А = — kprp 4- cY,
Ct*	d
где	k3 = — -, к = —.
ki	dx
(10.39)
(10.40)
165
Исключая X из уравнений (10.40), получим
^(7’2Z,2 + 7’A+l)p + W = cy;	(10.41)
р[Л3Ц7^2+ГД+1)+А:рг]=сК	(10.42)
Характеристическое уравнение будет иметь следующий вид:
/<Д2Л3 + k3TiX2 Ч- k3h -f- kpr = 0.	(10.43)
Условия устойчивости системы
/г/Р > 0; k3Ti >0; k3 > 0; £рг > 0;
Рис. 10.7. Диаграмма устойчивости системы
Для определения вида переходного процесса в данном случае удобно пользоваться критериями Вышнеградского.
На диаграмме (рис. 10.7) в координатах
А= ^Т—- В = -^-----------------	(10.45)
ik3T^pr
показаны зоны I—III, в которых работа золотника является устойчивой. В каждой зоне приведена характеристика хода золотника по времени.
Если при расчете система получилась неустойчивой, изменяют коэффициент демпфирования и характеристику золотника (делают ее более пологой, при этом & = tga уменьшается), затем производят новый расчет.
166
Редукционный клапан аварийной системы
Редукционный клапан аварийного торможения по конструкции не отличается от редукционного клапана основной системы. Обычно он имеет меньший ход толкателя. Клапаны для торможения обеими тележками объединены в один корпус для упрощения монтажа. Методика расчета клапана та же.
Дозатор
Дозатор — гидравлический агрегат, пропускающий определенное количество жидкости, после чего надежно закрывающий магистраль. Он находит широкое применение в гидросистемах самолетов как один из важнейших агрегатов защиты.
Рис. 10.8. Конструкция дозатора:
1 — шток; 2 — переключатель; 3 — гильза; 4 — пружина; 5, 6 — клапаны; 7 — диафрагма; 8 — пружина; 9 — седло; 10 — рычаг
Принцип действия дозатора заключается в следующем. Жидкость из. магистрали после редукционного клапана поступает в штуцер А и далее в полость В дозатора и одновременно через диафрагму дозирующего устройства в полость Б под запирающий клапан 6 дозатора (рис. 10.8). Основной поток жидкости, пройдя через отверстия Г, отжимает клапан 5 в крайнее левое положение и, пройдя через отверстия Д, попадает в полость Е, затем через кольцевое отверстие седла 9, поступает в магистраль через выходной штуцер Ж. Одновременно другая (сигнальная) часть потока, пройдя через диафрагму 7, смещает клапан 6 влево до упора. При этом отверстия Г будут перекрыты и основной поток жидкости прекратится.
167
Дозатор рассчитывается так, чтобы при нормальной работе клапан 6 не успевал пройти весь путь до упора за время протекания жидкости. Как только операция торможения будет выполнена и движение потока жидкости в магистрали прекратится, клапаны 6 и 5 под действием пружины 4 снова придут в исходное положение.
Если произойдет обрыв трубопровода или разрушение тормоза за дозатором, то клапан 6 доходит до седла в гильзе 3 и перекрывает трубопровод.
Перепад давлений, действующий на всю площадь гильзы 3, смещает ее влево на величину хода X, сжимая пружину 8. При этом закрывается клапан переключателя 2. Ломающийся рычаг 10 удерживает клапан в закрытом положении после понижения давления в тормозной магистрали. Это необходимо, чтобы исключить потерю жидкости при дальнейшем торможении. В исходное положение в этом случае клапан приводится вручную через шток 1.
Расчет дозирующего устройства. Расчетные данные:
QH! — номинальный расход жидкости в системе;
Qmmin— минимальный расход жидкости в системе;
Др — потери давления в дозаторе;
Уд.о -— дозирующий объем.
Расчетом определяются основные конструктивные размеры дозатора: величина проходного сечения Fj в отверстии Г, через которое проходит основной поток, величина проходного сечения F2, через которое проходит сигнальный поток, диаметр D клапана и величина хода L клапана 2.
Общий расход жидкости через дозатор складывается из расхода Qhu, через сечение Fi и расхода <2Ж2, через сечение F2:
Qm — Q)K1 Н- Qm2,	(10.46)
HO
Q>K1 = A Fl уДр; Qna = A F2 Xp.
Тогда
Q!K = A Ft }Kp + A F2 УДр = Д (Fi + F2) )Др = AF0 УДр.
Отсюда
_ Qik
Fo =----=,
A y&p
где	Fo = Fi -f- F2; Др = pi — рг.
При постоянном перепаде Др за время Дт количество жидкости, прошедшей через дозатор
VH.O=V1+V2>	(10.47)
ПРИЧ6М	Е^ОянДг;	(10.48)
168
14 Q>K2At; J	(10.48)
Уд.о = Q>k At. I
Тогда
	Ar = -	Q>k	Qml	Qm2		(10.49)
откуда	Уд.0 _ Vi .	Qm2	V2	f2	V2	
	Qm Qm2	Qw	Уд.О	Fo^	Vfl.o	
HO						
	F-, — Fn	v2 		A Qw	v2		(10.50)
		Вд.о	tPi —	p2 Вд.о		
Введем соотношение
V2 = kVn.o.	(10.51)
Из опыта проектирования берем А= (0,0124-0,018) для дозаторов с
Уд.о=200-: 1000 см3.
nD2
Тогда	14 =------L
4
и принимая L=kJ), где Л1 = 1,24-1,5,
з____________
получим	->1 4 D= —— V2 3	
или		т/ 4&Уд.о ' kin	(10.52)
Сечение Fi	определяется как разность	
	Fi = F0-F2.	(10.53)
Для четкой работы дозатора необходимо, чтобы минимальная движущая сила, действующая на клапан, была бы больше силы трения не менее чем в 2 раза, т. е.
min	2Т,
(10.54)
где
при
nD2	nD2 / Q>timln2
Nmln == —- Aprnin = - I ~~x	I Ap;
4	4 ' Qm 1
1
T = f .hpm'mDL
(10.55)
(10.56)
f = 0,1 4-0,08.
169
Переключатель (челночный клапан)
Челночные клапаны в тормозных системах служат для переключения питания тормозов с основной системы на аварийную и обратно. Основными требованиями, предъявляемыми к челночным клапанам, являются надежность, герметичность, отсутствие перетечек из системы в систему при переключении.
Расчет клапана сводится в основном к расчету его проходных сечений и усилия пружины. Величина сопротивления клапана не должна превышать 2—3% от величины максимального тормозного давления при среднем расходе Qm.cp. Расчет ведется по обычным формулам для определения местных сопротивлений
,,	Q1K.CP
FKn = ------= ,
0,663 удр
где Гкл — площадь проходных отверстий клапана в мм2;
Qw.cp — средний расход в л/мин;
Др — перепад давлений в клапане в кгс/см2.
Давление переключения челнока принимается в пределах 2— 4% от максимального тормозного давления.
Электромагнитный клапан растормаживания
Электромагнитный клапан растормаживания по своей конструктивной схеме подобен обычному электромагнитному двухпозиционному крану. Важнейшим специфическим требованием к клапану растормаживания является минимальное время срабатывания (не более 0,03 с). Расчет клапана сводится к расчету проходных сечений и силы пружины и электромагнита. Проходные сечения рассчитываются по обычным формулам местных сопротивлений.
3. АГРЕГАТЫ ТОРМОЗНЫХ СИСТЕМ С ДИСТАНЦИОННЫМ УПРАВЛЕНИЕМ
Принципиальные конструктивные схемы и расчет редукционных клапанов систем с дистанционным управлением не отличаются от описанных выше, однако эти системы накладывают некоторые особенности на схемы и конструкции агрегатов.
Пневматический редукционный клапан с пневматическим управлением
В штуцер А клапана (рис. 10.9) управляющее давление подается от обычного редукционного клапана, расположенно-
го
го в кабине летчика. Сила давления через сильфон 1 передается на поршень 2 и далее на систему клапанов выпуска 3 и впуска 4. Через штуцер Б подводится давление от питающей магистрали, а через штуцер В редуцированное давление передается в тормозную систему. Полость под сильфоном соединяется с атмосферой через штуцер Г. Редуцированное давление, воздействуя на поршень 2, уравновешивает силу от воздействия управляющего давления на эффективную площадь сильфона.
Рис. 10.9. Конструкция пневматического редукционного клапана с дистанционным управлением:
2 — сильфон; 2 — поршень; 3 — клапан выпуска; 4 — клапан впуска
Без учета силы трения, жесткости пружины и гистерезиса сильфона можно написать следующую зависимость:
	РтВП   PyFс	(10.57)
или	Fc pl — Ру р , ‘ п	(10.58)
где
Ру — управляющее давление;
рт —-давление в тормозной системе;
Fc — эффективная площадь сильфона;
171
зт
Fa = — (£)2 — d2) — эффективная площадь поршня;
D—диаметр поршня;
d — диаметр седла клапана выпуска.
Теоретическая зависимость pt=f(py)—линейная. С учетом влияния трения, гистерезиса сильфона и жесткости пружин действительная характеристика клапана значительно отличается от теоретической.
При расчете дистанционной системы нечувствительность клапана-датчика и клапана-исполнителя необходимо суммировать.
По такой же схеме могут быть выполнены редукционные гидравлические клапаны с дистанционным гидравлическим или пневматическим управлением от редукционных клапанов-датчиков.
Редукционные клапаны с электромагнитным управлением
Большой интерес представляют гидравлические и пневматические редукционные клапаны с электромагнитным управлением. При использовании таких клапанов кабина летчика освобождается от трубопроводов, значительно повышается быстродействие системы торможения.
Трехступенчатый редукционный клапан
Основной особенностью работы трехступенчатого редукционного клапана (см. рис. 9.9) является возможность создания в-системе трех ступеней давления. При включении первого магнита клапана давление в системе равно pi, при включении второго— р2, при включении сразу двух магнитов рз. Отсутствие плавного изменения выдаваемого давления в отдельных случаях является недостатком такого клапана.
Более совершенной является схема электрогидравлического-редукционного клапана, изображенного на рис’. 10.10. Клапан представляет собой редуктор с гидроприводом, управляемым при помощи мостовой электросхемы, сопротивлениями которой являются потенциометр управления (ПУ) и потенциометр обратной связи (ПОС). В диагонали моста включена катушка поляризованного реле (РПС), выдающего сигналы на электромагниты ЭМ1 и ЭМ.П золотника, управляющего поршнем гидропривода. Для растормаживания при нарушении питания электросхемы предусмотрен электромагнит ЭМШ, при отключении которого управляющая полость поршня гидропривода сообщается со сливом.
Как и обычный редукционный клапан прямого действия, описываемый клапан обладает некоторой неплавностью зависимо
172
сти выдаваемого давления от хода тормозной педали. Эта не плавность определяется нечувствительностью самого редуктора
Рис. 10.10. Электрогидравлический редукционный клапан
а также нечувствительность поляризованного реле РПС, которое управляет электромагнитами ЭМ.1 и ЭМП.
К соплу
Рис. 10.11. Клапан с бесступенчатым регулированием редукционного давления:
1 — электромеханический преобразователь, 2— заслонка; 3, 4, 5, 8 — пружины; 6 — поршень; 7 — цилиндр; 9—сопло
Клапан с бесступенчатым регулированием редуцированного давления
Совершенствование тормозных систем с целью автоматизации процесса регулирования тормозного давления в зависимости от сил сцепления колеса с ВПП привело к необходимости создания клапана, обеспечивающего бесступенчатое регулирование выдаваемого давления и обладающего повышенным быстродействием. Такие клапаны могут быть созданы лишь с применением преобразователя сигналов и устройства типа «сопло-заслонка».
173
Схема одного из вариантов клапана такого типа, показанная на рис. 10.11, обеспечивает получение редуцированного тормозного давления в зависимости от величины тока, подаваемого на преобразователь, и обладает высоким быстродействием, однако требует стабилизации величины питающего напряжения. При подаче управляющего тока в электромеханический преобразователь 1 создается электромагнитный момент, который перемещает заслонку 2 к соплу 9, уменьшая зазор S. При уменьшении зазора S увеличивается давление жидкости в сопле и в полости П золотника. Под действием этого давления золотник, преодолевая усилие пружины 4, сдвигается вправо, соединяя полость «нагнетание» с полостью «тормоз». При возрастании давления в полости «тормоз» повышается давление в цилиндре 7 и поршень 6 сдвигается вправо, уменьшая усилие в пружине растяжения 8. Под действием разности усилий пружин Зий заслонка перемещается от сопла. При увеличении зазора S уменьшается давление жидкости в сопле и в полости П золотника. Под действием пружины золотник сдвигается влево и, при достижении заслонкой нейтрального положения, перекрывает полость «тормоз». В полости «тормоз» устанавливается давление, пропорциональное управляющему току. При уменьшении управляющего тока уменьшается электромагнитный момент, действующий на заслонку, увеличивается зазор S, уменьшается давление жидкости в сопле и в полости П золотника. Золотник сдвигается дальше влево и соединяет полость «тормоз» со сливом. Происходит падение давления в полости «тормоз» и в цилиндре 7. Поршень 6 под действием пружины 5 сдвигается влево и растягивает пружину 8. Под действием разности усилий пружин 8 и 3 заслонка перемещается к соплу, увеличивается давление жидкости в сопле и в полости П золотника. Золотник перемещается вправо и отсоединяет полость «тормоз» от слива. В полости «тормоз» устанавливается давление, пропорциональное данному управляющему току.
Глава XI
СИСТЕМЫ ОХЛАЖДЕНИЯ АВИАЦИОННЫХ ТОРМОЗОВ И РЕГУЛИРОВАНИЯ ДАВЛЕНИЯ В ПНЕВМАТИКАХ
1.	СПОСОБЫ ОХЛАЖДЕНИЯ ТОРМОЗОВ И КОЛЕС
Одной из основных характеристик тормоза авиационного колеса является энергоемкость. Обычно тормоз рассчитывается на поглощение энергии при единичной посадке. При этом температура деталей колеса и тормоза не должна превосходить предельно допустимой, определяемой прочностью материала барабана колеса и пневматика. Обычно температура в месте контакта пневматика с колесом не превышает 125° С.
Однако при длительных рулениях с интенсивным торможением или при выполнении посадок с малыми по времени интервалами между ними возможен перегрев, разрушение пневматиков, тормоза и колеса.
Пневматики являются наиболее уязвимым элементом конструкции колеса, поэтому принимаются различные меры, исключающие их перегрев. Увеличение массы тормоза снижает его удельные характеристики, а естественное остывание становится более медленным, что снижает мобильность самолета.
Естественное остывание во многом зависит от конструкции колеса и тормоза. Для быстрого остывания требуется свободный приток холодного воздуха к тормозному пакету. Герметизация колеса, установка грязезащитных щитков, а также плотная компоновка узлов колеса ухудшает условия естественного остывания. Время естественного остывания для большинства негерметичных колес- колеблется в пределах 1,5—2 ч, с установкой грязезащитных щитков в пределах 2,5—3 ч, а у полностью герметичных колес в пределах 3—4 ч. Таким образом, время остывания колеса и тормоза накладывает определенные ограничения на эксплуатационные качества самолета.
Для ускорения охлаждения тормоза и колеса в последнее время стали применять воздушные вентиляторы.
На рис. 11.1 показана принципиальная схема тормозного колеса самолета Боинг 727, снабженного воздушным вентилятором. Вентилятор вращается электромотором, который находится в оси
175
колеса. Холодный воздух засасывается вентилятором извне, проходит через кольцевой зазор между тормозом и барабаном колеса, а также между отдельными элементами тормоза и оси. Воздушный поток создает как бы завесу между тормозом и барабаном колеса, защищающую пневматик от перегрева.
На рис. 11.2 приведен график изменения температуры тормоза самолета Боинг 727 при выполнении коммерческих рейсов небольшой протяженности. Сплошной линией показано изменение температуры при наличии охлаждающего устройства, а пунктирной — без него. Как видно из графика, в течение 9 ч работы самолет произвел восемь посадок. При каждой посадке среднемассовая температура дисков тормоза с работающей системой ох-
Рис. 11.-2. График изменения температуры тормоза с воздушным охлаждением при выполнении последовательных посадок
Рис. 11.1. Конструкция тормозного колеса самолета Боинг-727 с воздушным вентилятором
лаждения не превышала 450° С, причем вентилятор вызывал более интенсивное снижение температуры дисков тормоза после торможения. За время первых четырех полетов (с работающим в полете вентилятором) температура тормоза значительно снижалась и перед посадкой равнялась примерно 94° С. За время остальных полетов (более коротких по времени) температура дисков тормоза понижалась до 205° С. При отсутствии охлаждающего устройства происходило постепенное накопление тепла, что приводило к повышению температуры тормоза после каждой посадки. При выполнении четвертой посадки температура тормоза (а следовательно, и барабана колеса) достигла критической, произошло расплавление плавкого предохранителя и спад давления в пневматике.
Системы воздушного охлаждения в последнее время получили весьма широкое распространение на самолетах гражданской авиации. Однако применение системы охлаждения с вентилято
176
ром, встроенным в ось, возможно лишь при наличии определенного пространства как в оси колеса, так и в самом колесе. Когда колесо малогабаритно и разместить вентилятор не удается, применяются передвижные наземные охлаждающие установки.
Система воздушного охлаждения с вентилятором практически не может повысить энергоемкость тормоза, так как в процессе торможения, длящимся всего 15—20 с, вентилятор практически не снижает температуру теплопоглотителя. Повысить энергоемкость тормоза, а также снизить температурный режим колеса
Рис. 11.3. Принципиальная схема системы принудительного охлаждения тормоза циркулирующим теплоносителем:
1 — насос; 2 — холодильник
Рис. 11.4. Схема системы охлаждения испарительного типа для дискового тормоза:
1 — коллектор-распылитель; 2 — электромагнитный клапан; 3 — бачок; 4 — реле импульсов; 5 — пневмоаккумулятор; 6 — редукционный клапан; 7 — электровключатель
могут лишь системы жидкостного охлаждения. Все принципиальные схемы охлаждения и их конструктивные решения можно разделить на две группы.
В первую группу входят схемы жидкостного охлаждения, в которых тепло, выделяемое при торможении, нагревает теплоноситель, который непрерывно циркулирует в системе охлаждения (рис. 11.3). Нагретый теплоноситель охлаждается в специальном холодильнике 2 и охлажденный вновь поступает в тормоз. Такие системы являются замкнутыми с принудительной циркуляцией теплоносителя, осуществляемой с помощью насоса 1. Конструктивно эта схема наиболее просто решается для камерных
177
тормозов, так как теплопоглотитель (рубашка тормоза) закреплена неподвижно на колесе.
Однако следует отметить, что системы подобного типа из-за большого их веса не могут повысить удельной энергоемкости тормоза. Поэтому они применяются только как системы, снижающие температурный режим колеса и его элементов для увеличения оборачиваемости самолета.
Во вторую группу входят системы жидкостного'охлаждения, в которых охлаждение тормоза и элементов колеса производится: за счет испарения охлаждающей жидкости, подаваемой в тормоз. Жидкость может подаваться или в распыленном состоянии, или: в виде сплошной струи. Наиболее часто в качестве-охлаждающей жидкости применяется вода или смесь воды со спиртом. Преимуществом таких систем является возможность повышения энерго-нагруженностп тормоза за счет испарения воды (или другой охлаждающей жидкости), на что затрачивается значительное количество тепла.
Однако создать условия с интенсивностью охлаждения тормоза, равной интенсивности тепловыделения, практически невозможно. Поэтому существующие системы жидкостного охлаждения испарительного типа отбирают от тормоза только часть тепла (20—30%). Однако и в этом случае получается выигрыш как в весе тормоза, так и в его габаритах.
Одна из систем охлаждения испарительного типа для дискового тормоза показана на рис. 11.4. При посадке самолета в момент торможения летчик, нажимая на тормозной редукционный клапан 6, включает электровключатель 7, который включает реле 4, подающее при этом на клапан 2 электрические импульсы определенной продолжительности. В момент включения клапана 2 вода под давлением из бачка 3 поступает через клапан 2 в коллектор-распылитель 1. Одновременно с водой в коллектор-распылитель поступает воздух под тем же давлением. При истечении воды из отверстия коллектора-распылителя происходит распыление ее воздухом. Попадая на поверхности трения вода превращается в пар, охлаждая тормоз и барабан колеса. Такая система дала возможность повысить энергонагруженность тормоза без увеличения его габаритов и веса на 15—20%, снизить тепловой режим колеса и обеспечить последовательность взлетов и посадок самолета с весьма малыми интервалами времени между ними при эффективном торможении. На рис. 11.5 показано изменение температуры элементов тормоза и колеса при наличии системы охлаждения и без нее. Сплошной линией показано — неох-лаждаемый тормоз, пунктирной — тормоз с системой жидкостного охлаждения.
Рассмотренная система охлаждения может быть установлена на любой дисковый тормоз без его существенной переделки.
При расчете тормозов с жидкостным охлаждением необходимо учитывать, что тормоз обязан выдержать разовое поглоще
178
ние всей кинетической энергии в случае отказа системы охлаждения.
Исходя из случая аварийного торможения (случая отказа системы охлаждения) определяют вес теплопоглощающих элементов тормоза. В этом случае объемная температура теплопоглоти-теля может быть принята равной —800°С.
Рассмотрим расчет основных параметров на примере. Исходя из условий аварийного торможения, найдем вес теплопоглотителя, который будет равен
г ____	Ат
<эТп —	—	,
ЯЪрРтах 1н)
Рис. 11.5. График изменения температуры элементов тормоза и колеса после торможения
где — полная кинетическая энергия, поглощаемая тормозом при аварийном торможении;
а — механический эквивалент тепла;
Гр — средняя удельная теплоемкость материалов тепло-поглотителя;
/max— максимальная среднемассовая температура тепло-поглотителя;
ta — начальная температура теплопоглотителя. Принимаем /тах—/н=800°С.
Задаваясь температурой теплопоглотителя при торможении € работающей системой охлаждения, определяем энергию, идущую на нагрев теплопоглотителя
Дт — ПСрОтп(/р ' /н) , где GTn — вес теплопоглотителя, найденный из условия аварийного торможения;
/р — рабочая температура теплопоглотителя, равная 350— 450° С (принимаем tp— /н = 400°С).
179
Затем определяем часть энергии, которая, превращаясь в тепло, пойдет; на испарение охлаждающей жидкости,
Л*г — л^ л<г,
где Лт' — энергия, идущая на нагрев теплопоглотителя при работающей системе охлаждения.
Зная величину Лт" и полную величину теплоты парообразования охлаждающей жидкости, определяем количество охлаждающей жидкости в идеальном случае (т. е. при условии 100% испарения)
Л т
Оо.Ж —	,
Я'о.ж где /о.ж — полная теплота парообразования. В реальных условиях
Лт
рР Оо.ж —	>
Я/о.ж
где а — коэффициент, учитывающий неполную испаряемость жидкости («=1,34-1,5).
Определив количество охлаждающей жидкости, необходимой для охлаждения тормоза в реальных условиях, и зная время торможения, подсчитываем весовой секундный расход щей жидкости
охлаждаю-
r	Of о.ж
Gc —--------
где т — время торможения.
Далее в зависимости от конструкции тормозов определяем наиболее рациональные места установки форсунок, распиливающих охлаждающую жидкость. Определив места расположения форсунок и их количество, рассчитываем проходное сечение
г	Qo.lK
/ф =------—;
nA уДр
где /ф — проходное сечение одной форсунки;
п — число форсунок;
А — приведенный коэффициент расхода для истечения охлаждающей жидкости (или смеси);
Др — перепад давлений на форсунках.
2.	СИСТЕМЫ РЕГУЛИРОВАНИЯ ДАВЛЕНИЯ В ПНЕВМАТИКАХ
Необходимость эксплуатации самолетов на аэродромах с различной прочностью грунта .вызвала необходимость применения систем регулирования давления в пнсвматиках. Эти системы, из
180
меняя в определенных пределах давление в пневматиках, увеличивают площадь контакта колеса с грунтом и снижают удельное давление на него. Системы регулирования давления, как правило, имеют дистанционное управление из кабины пилота.
Рассмотрим принципиальную схему системы регулирования давления в пневматиках одного из самолетов (рис. 11.6). Система состоит из воздушных трубопроводов, соединяющих компрессоры двигателей с пневматиками, и ряда агрегатов. Воздух из компрессора отбирается с помощью штуцера 1 и, пройдя через теплообменник и влагопоглотитель, поступает к электромагнитному клапану 2. При открывании клапана воздух подается в ма-
Рис. 11.6. Схема системы регулирования давления в пневматиках:
7 — штуцер; 2 — электромагнитный клапан; 3 — дроссель; 4 — предохранительный клапан; 5— электромагнитный клапан; 6 — сальник; 7 — перепускной клапан; 8— сигнальная лампа; 9— кнопка пуска; 10, 11, 13 — реле; 12 — манометр; 14 — задатчик давления
гистральный трубопровод, проходит через дроссель 3 и далее поступает в пневматики через вращающиеся сальники 6 и перепускные клапаны 7, расположенные непосредственно на колесах. При открывании золотника клапана 7 происходит наполнение пневматиков или стравливание из них воздуха в зависимости от величины давления воздуха в магистральном трубопроводе. Пере-•пускной клапан 7 устроен так, что при повышении питающего давления выше 2 кгс/см2 клапан открывается, соединяя пневматик с трубопроводом системы регулирования давления. При давлении в трубопроводе, равном 2 кгс/см2 и ниже, клапан закрыт. С магистральным трубопроводом соединены трубопроводы электромагнитного клапана 5, задатчика давления 14 и манометра 12.
Управление системой осуществляется из кабины летчика, на пульте которой установлены задатчик давления 14, манометр 12, сигнальная лампочка 8 и кнопка пуска системы 9. Д,ля обеспече-
181
ния автоматического срабатывания клапанов в системе электро-дистанционного управления установлены реле 10, 11 и 13. Для предохранения магистрали и агрегатов от перегрузки установлен предохранительный клапан 4.
Работает система следующим образом. В обесточенном состоянии электромагнитный клапан 2 соединяет через дроссель 3 магистральный трубопровод с атмосферой и перекрывает подачу воздуха от источников давления. Электромагнитный клапан 5 в обесточенном состоянии также соединяет магистральный трубопровод с атмосферой. Для повышения давления в пневматиках вращением кремальеры задатчика давления 14 стрелка задатчика устанавливается против указанной на шкале прибора величины нужного давления. При этом контакты задатчика разомкнуты. Включение системы осуществляется кратковременным нажатием кнопки пуска 9, подающей ток на обмотки реле 10 и 11. Реле 10 остается во включенном состоянии и после того, как нажатие на кнопку 9 прекратилось, так как цепь обмотки реле 10 замкнута контактами реле 13. Реле 10 включает электромагнитные клапаны 2 и 5, одновременно с этим загорается лампочка 8, сигнализирующая о работе системы. Клапан 5 перекрывает сброс воздуха в атмосферу, а клапан 2 одновременно с этим соединяет магистральный трубопровод с источником давления. Воздух через дроссель 3 начинает поступать в клапаны перепуска 7. При достижении давления в 2 кгс/см2 клапаны перепуска срабатывают п соединяют пневматики с магистральным трубопроводом. При дальнейшем повышении давления в системе происходит наполнение воздухом пневматиков. Контроль за наполнением пневматиков может осуществляться по манометру 12.
Когда давление в пневматиках достигает величины, установленной задатчиком давления 14, контакты задатчика замкнутся и сработает реле 13. Это приводит к размыканию цепи обмотки реле 10 и возвращению контактов реле, а следовательно, и клапанов 2 и 5 в исходное положение. Сигнальная лампочка гаснет, клапан 2 перекрывает подачу воздуха в систему, а клапан 5 резко сбрасывает воздух из магистрального трубопровода в атмосферу. Давление в системе при этом ниже 2 кгс/см2 и золотники перепускных клапанов 7 закрываются. Воздух в пневматиках будет отсечен от магистрального трубопровода.
Для понижения давления в пневматиках вращением кремальеры задатчика 14 устанавливается стрелка задатчика против нужного деления шкалы. Включение системы осуществляется нажатием кнопки пуска 9.
Рассмотрим два этапа понижения давления. Первый этап — кнопка пуска нажата, реле 10 и 11 сработали и поставили под ток •электромагнитные клапаны 2 и 5. При этом повторяется ранее рассмотренный процесс наполнения. Давление в магистральном трубопроводе растет и при достижении 2 кгс/см2 открывает золотники всех клапанов перепуска 7. При повышении давления в 182
магистрали до давления в пневматиках контакты задатчика 14 замыкаются и срабатывает реле 13. Второй этап — кнопка пуска отпущена, контакты реле 10 возвратились в исходное положение, а реле 11 осталось включенным. Клапан 2, управляемый реле 10, обесточивается и возвращается в исходное положение, перекрывая подачу воздуха в систему и соединяя ее с атмосферой через дроссель 3. На втором, как и на первом этапе, клапан 5 и сигнальная лампа остаются под током, и, следовательно, сброса воздуха из магистрального трубопровода в атмосферу не происходит. На участке дроссель 3 — перепускные клапаны 7 устанавливается давление, равное давлению в пневматиках. Это давление выше 2 кгс/см2, поэтому золотники всех перепускных клапанов 7 остаются открытыми. Происходит процесс понижения давления в пневматиках, так как через дроссель 3 и клапан 2 воздух стравливается в атмосферу. Процесс снижения давления заканчивается, когда в системе устанавливается давление, заданное задатчиком 14. В этот момент контакты задатчика размыкаются, обмотка реле 11 обесточится и контакты реле 13 разомкнут цепь питания реле 11. Реле 11 обесточит клапан 5 и последний резко сбросит воздух в атмосферу. Давление в магистральном трубопроводе упадет ниже 2 кгс/см2 и золотники всех клапанов перепуска 7 закроются, отсекая пневматики от системы регулирования. Сигнальная лампочка гаснет.
Рассмотренная система является электродистанционной. Она применяется на тяжелых самолетах с низким давлением в шинах, не требующих корректировки давления в зависимости от скорости. Так как скоростная характеристика пневматиков зависит-от давления в них, то понижение давления ниже определенного уровня может привести к отрыву протектора и разрушению пневматика при взлете. В этом случае система регулирования давления с коррекцией по скорости может обеспечить как повышение проходимости самолета по грунту, так и сохранение необходимых скоростных характеристик шины.
3.	АГРЕГАТЫ СИСТЕМ ЖИДКОСТНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ И РЕГУЛИРОВАНИЯ ДАВЛЕНИЯ В ПНЕВМАТИКАХ
Основным агрегатом системы охлаждения испарительного типа, от которого во многом зависит эффективность всей системы, является коллектор-распылитель (рис. 11.7). Коллектор представляет собой конструкцию, состоящую из кольцевого трубопровода 2 со штуцером 1 для присоединения к системе охлаждения. От кольцевого трубопровода в осевом направлении отходят трубки 3 меньшего диаметра, которые располагаются в прорезях корпуса тормоза. Каждая трубка 3 заканчивается вертикальным отростком 4, закрепленным пружиной к опорному фланцу корпуса тормоза. Вертикальные отростки располагаются между секторами, приклепываемыми к опорному фланцу. Трубки 3 и
183.
вертикальные отростки 4 имеют калиброванные отверстия. Эти отверстия располагаются так, чтобы распыленная жидкость попадала непосредственно на поверхность трения. В некоторых конструкциях распыление жидкости осуществляется с помощью специальных форсунок. Конструкция одной из таких форсунок показана на рис. 11.8.
Рассмотрим некоторые особенности агрегатов системы регулирования давления в пневматиках. Задатчик давления пред
Рис. 11.7. Конструкция коллектора-распылителя системы жидкостного охлаждения:
1 — штуцер; 2— трубопровод: 3 — трубки; 4 — вертикальные отростки трубок
Рис. 11.8. Конструкция форсунки для распыления жидкости системы жидкостного охлаждения
ставляет собой реле давления с ручным управлением. Величина давления срабатывания задается установкой указателя против соответствующего Деления шкалы задатчика. Диапазон устанавливаемых давлений срабатывания от 2 до 5 кгс/см2. Величина давления срабатывания не зависит от давления окружающей среды, что обеспечивается применением в качестве чувствительного элемента сильфона с вакуумированной внутренней полостью.
Принцип действия агрегата (рис. 11.9) следующий: при повышении давления, подводимого к агрегату, чувствительный элемент — сильфон 27 сжимается, что приводит к перемещению
384
связанного с сильфоном контактного устройства 22. При этом контакты /S устройства поочередно замыкаются с неподвижными контактами 17, положение которых заранее отрегулировано так, что замыкание каждой из семи пар контактов (контакта 18 и неподвижного контакта 17) происходит при определенном давлении (от 2 до 5 кгс/см2 через интервал 0,5 кгс/см2). Замыкание каждой пары контактов не препятствует замыканию следующей. После замыкания очередной пары контактов, контактное устройство 22 продолжает перемещаться, сжимая пружины 20 ранее
Рис. 11.9. Задатчик давления системы регулирования давления в пневматика х:
1 — корпус; 2 — фланец; 3 — втулка; 4 — пружина; 5— ось; 6 —указатель поворота; 7 — фиксатор; 8 — шкала; 9 — проставка; 10, 11, 17, 18 — контакты; 12, 13, 16, 30, 33 — проводники; 14 — фланец; 15 — корпус; 19 — кольцо; 20 — пружина; 21 — чашка; 22 — контактное устройство; 23 — штепсельный разъем; 24 — фильтр; 25— пружина; 26 — шток; 27 — сильфон; 28 — направляющая; 29 — сильфонное устройство; 31 — проходник; 32 — вывод
замкнувшихся контактов 18. При понижении давления, подводимого к агрегату, контактное устройство 22 перемещается в исходное положение под действием пружины 25 и упругости сильфона 27, что приводит к размыканию контактных пар.
Для установки нужного давления срабатывания указатель 6 оттягивается влево, фиксатор 7 выходит из отверстия фланца 2 и указатель 6 устанавливается против деления шкалы 8, соответствующего нужному давлению срабатывания. В этом положении указатель 6 удерживается от случайного поворота фиксатором 7, утопленным в соответствующем отверстии фланца 2 благодаря действию пружины 4.
185
При установке указателя 6 в нужное положение зубцы оси 5, находящиеся в пазах втулки 3 переводят втулку и закрепленный в ней контакт 10 в положение, в котором контакт 10 замыкается с контактом 11, соединенным проводником 16 с контактом 17, отрегулированным на давление срабатывания, соответствующее положению указателя 6. Вывод штепсельного разъема 23, соединенный проводником 13 с подвижным контактом 10, оказывается подключенным при этом к контакту 17, отрегулированному на давление срабатывания, соответствующее положению указателя 6. Вывод штепсельного разъема 23 соединен проводником 33 с контактами 18. Замыкание электроцепи выводов штепсельного разъема при повышении давления, подводимого к агрегату, и размыкание — при понижении давления, происходит при давлениях, соответствующих положению указателя 6.
Перепускной клапан устанавливается непосредственно на колесо и соединяется трубопроводами с пневматикой колеса и ма-
Дадление В магистрали отсутствует Давление подано (магистраль (клапан закрыт)	(клапан открыт)
АЗ 7 16
Рис. 11.10. Принципиальная схема работы перепускного клапана: / — клапан; 2 —корпус; 3, б —пружины; 4 —дроссель; 5 —толкатель
тистралыо. Клапан позволяет автоматически увеличивать или уменьшать давление в пневматике в пределах от 2 до 6 кгс/см2. При отсутствии давления в магистрали перепускной клапан запирает давление в пневматике. Схема работы клапана показана на рис. 11.10. Крестиком показаны полости для подводимого давления, черточкой — для атмосферного давления, звездочкой — давление в замкнутой полости. В исходном положении, если давление в магистрали отсутствует, клапан 1 поджат к седлу корпуса 2 пружиной 6 и давлением воздуха, находящегося в пневматике. При повышении давления в магистрали до величины 1,5— 2 кгс/см2, сильфонное устройство А перемещается, и, действуя на клапан 1, отжимает его от седла 2, соединяя полость пневматика с магистралью через канал Б в толкателе 5. При давлении, меньшем 1,5 кгс/см2, пружина 3 возвращает сильфонное устройство А в исходное положение и клапан 1 под действием пружи-186
ны 6 и давления в пневматике закрывается, прижимаясь к седлу 2.
Давление открытия клапана 1 практически не зависит от давления в пневматике, так Как рабочая площадь клапана 1 значительно меньше разности эффективных площадей большого и малого сильфонов. В полости Б толкателя 5 находится дроссель 4, предназначенный для создания перепада давлений, помогающего пружине 3 быстро возвращать сильфонное устройство в исходное положение при резком сбросе давления из магистрали. Такая конструкция клапана обеспечивает четкую отсечку давления в пневматике. Внутренняя полость между сильфонами сообщается с атмосферой.
Глава XII
СТЕНДОВЫЕ ИСПЫТАНИЯ ПОСАДОЧНЫХ И ТОРМОЗНЫХ УСТРОЙСТВ САМОЛЕТА
1. ИСПЫТАНИЯ СТОЕК ШАССИ
Как уже отмечалось выше, от качества работы амортизационной системы шасси во многом зависят надежность и долговечность работы колеса и пневматика. Если амортизатор шасси не поглотит всей нормированной энергии удара самолета при посадке, то оставшаяся часть придется на пневматик и может вызвать недопустимую его деформацию. Как показал опыт эксплуатации, правильно рассчитанный амортизатор шасси обеспечивает надежную работу колес и тормозных устройств.
Испытания амортизационных стоек проводятся на копре. Стойка закрепляется на клети копра аналогично креплению на самолете и сбрасывается вместе с клетью и грузом определенного веса. Изменяя вес клети с грузом и высоту его свободного падения, можно менять величину вертикальной нагрузки, действующей на колеса в момент падения в зависимости от хода амортизатора и от перемещения центра тяжести сбрасываемого груза. Процесс сбрасывания записывается на осциллограф. По полученным осциллограммам строятся кривые зависимости нагрузки Р на стойку и колеса от перемещения центра тяжести сбрасываемого груза h и величины хода амортизатора дам при поглощении амортизатором стойки нормированной, максимальной и предельной работ (рис. 12.1 и 12.2). Полученные значения нагрузок на колеса не должны превышать заданных и нормированных величин. В случае их превышения изменяются основные параметры амортизатора — давление зарядки или проходное сечение иглы —- и испытания повторяются.
Кроме динамических характеристик, получаемых при сбросе стойки, изучаются также статические характеристики амортизатора, например, зависимость усилия амортизатора от величины его хода. Такие характеристики, как правило, снимаются при различных давлениях зарядки амортизатора. В отдельных случаях для получения более точных результатов испытания стойки на сброс производятся с раскрученными колесами.
188
Большое влияние на работу колес, установленных на передней стойке шасси, оказывают колебания ориентирующейся части стойки («шимми»). При наличии таких колебаний могут разру-
Рис. 12.1. График зависимости величины вертикального усилия Ру от перемещения центра тяжести h сбрасываемого груза
Рис. 12.2. График зависимости величины вертикального усилия Ру от хода амортизатора 6ам
шаться как элементы колеса и тормоза, так и стойка в целом. Путевая устойчивость самолета при таких колебаниях стойки резко ухудшается. Для оценки запаса устойчивости передних стоек шасси против «шимми» они подвергаются специальным испытаниям. Методика проведения этих испытаний заключается в следующем. Стойка с установленным на ней колесом закрепля-
189
ется в специальном приспособлении на падающей клети копра. Барабан копра разгоняется до требуемой скорости, после чего клеть опускается до упора таким образом, чтобы пневматик колеса получил заданное обжатие. После того, как колесо раскручено, ориентирующуюся часть стойки вместе с колесом специальным приспособлением поворачивают на определенный угол (обычно на 8—10°), после чего приспособление разворота стойки резко отключается. Сила сцепления колеса с барабаном будет стремиться возвратить колесо и ориентирующуюся часть стойки в нейтральное положение. При достаточном демпфировании ориентирующейся части передней стойки она вместе с колесом, совершив некоторое число колебаний, возвращается в нейтральное положение. При недостаточном демпфировании колебания могут стать незатухающими, причем амплитуда может даже возрастать. Испытания проводятся при различных скоростях барабана копра и различных нагрузках на колесо. При необходимости демпфирующее устройство корректируется подбором дросселирующих элементов.
2. ОСНОВНЫЕ ВИДЫ ИСПЫТАНИЙ КОЛЕС
Испытания колес на статическую прочность. Испытание колеса от действия радиальной нагрузки производится на специальном прессе (рис. 12.3), нагрузка и обжатие пневматика фнкси-
Рис. 12.3. Пресс для статических испытаний авиационных колес
Рис. 12.4. Установка для испытания колес на усталостную прочность (бронезащита снята)
руются специальным самописцем. При этом виде испытаний пневматик заполняется водой. Давление в нем в процессе испытаний не должно превышать рабочего, что обеспечивается путем применения пневмогидравлических компенсаторов. Нагружение 190
происходит плавно до разрушения колеса или его отдельных элементов. Колесо считается выдержавшим испытание от действия радиальной нагрузки, если разрушающая радиальная нагрузка больше или равна расчетной величине разрушающей нагрузки.
Испытания колеса от действия внутреннего давления производятся в специальной бронекамере. Пневматик колеса заполняется водой, после чего с помощью ручного насоса увеличивают давление до тех пор, пока не произойдет разрушение колеса.
Колесо считается выдержавшим испытание, если
Рр/Ро > п, где рр — давление, при котором произошло разрушение колеса; Ро — эксплуатационное давление в пневматике;
п—коэффициент запаса.
Испытание колеса на случай действия разрушающего тормозного момента проводится на специальном инерционном ставе. Полностью снаряженное колесо устанавливается на прижимной установке стана и подводится к барабану, вращающемуся со скоростью 3—5 м/с. При обжатии пневматика, равном 6СТ, и нагрузке, максимально возможной в эксплуатации, создается тормозной момент, равный расчетному, разрушающему. Колесо и тормоз считаются выдержавшими испытание, если при этом не произошло их разрушения.
Испытания колес на усталостную прочность проводятся на специальных установках до разрушения колеса. Чтобы избежать последствий, связанных со взрывом пневматика, находящегося под давлением при его разрушении, установка снабжена надежной броневой защитой. Такая установка, но со снятой броне-защитой, показана на рис. 12.4. Установка двухосная. Расстояние между осями может изменяться в зависимости от размеров испытываемых колес. Одно из устанавливаемых колес получает вращение от электродвигателя. После монтажа колес в установке расстояние между их осями устанавливается таким, чтобы обжатие пневматика каждого колеса было как и при стояночной нагрузке РСт.пос или РСт.взл- В этом случае каждое колесо воспринимает радиальную нагрузку, равную взлетной или посадочной. Скорость вращения колес при испытаниях (скорость обкатки) принимается равной:
Увзл “F fnoc
Щб ~-----------,
т где Ццзл - взлетная скорость;
Унос — посадочная скорость;
т - эмпирический коэффициент.
Так как в процессе обкатки происходит нагрев пневматиков, последние должны непрерывно охлаждаться проточной водой, циркулирующей в установке. Нагрузки (взлетная или посадочная) чередуются через определенный выбег.
191
Минимальное количество колес одной партии, подвергающихся испытаниям, три. Однако в зависимости от ряда факторов их количество может быть увеличено. Начальный срок службы колеса определяется следующей формулой:
lnoc ф“ /раз /рул T] где
Na— начальный ресурс колеса в взлето-посад-ках;
Lcp — средняя длина пробега испытанных колес до разрушения в км (	=
-/-1 -ф /-2 -ф • . . ф- Ln  п	'
L}, L2, ..., Ln — длина полного пробега каждого колеса до разрушения;
п — количество колес, проходящих испытания;
/пос! /раз', /рул — заданная длина посадочного пробега, разбега и руления колеса за одну взлето-по-садку в км;
т] — коэффициент надежности (его величина подбирается в зависимости от количества испытанных колес).
3.	ИСПЫТАНИЯ ТОРМОЗОВ
Основные тормозные характеристики тормоза и его температурный режим проверяются при нормальном эксплуатационном режиме на инерционном стане. Барабан стана с подсоединенными к нему массами разгоняется до определенной скорости, после чего электродвигатель отключается, а колесо, установленное на прижимной установке стана, подводится к вращающемуся по инерции барабану стана и прижимается к нему радиальной нагрузкой, равной Рст.пос, после чего включается тормоз и происходит торможение до полного останова барабана стана. Процесс торможения записывается осциллографом или манометрическим самописцем. По снятым диаграммам тормозного момента оценивают характеристики тормоза, а по температурным кривым — его тепловой режим. Основными критериями, определяющими работоспособность тормоза, являются:
Мт шт — минимальный тормозной момент;
Мт max— максимальный тормозной момент;
Мт,ср — средний тормозной момент.
Величина среднего тормозного момента может быть определена формулой
м —ЛтГд
-*WT.Cp - j t
192
где Лт — энергия, поглощаемая тормозом;
гд—-динамический радиус качения колеса;
LCT— длина пробега (по стану).
Испытания тормоза на ресурс также проводятся на инерционном станс при эксплуатационном режиме. Тормоз и колесо должны выдержать требуемое количество торможений с сохранением тормозных характеристик. В процессе ресурсных испытаний определяется интенсивность износа фрикционных элементов и их ресурс.
4.	ОБОРУДОВАНИЕ ДЛЯ ИСПЫТАНИЯ КОЛЕС И ТОРМОЗОВ
Нагруженность колес и тормозов в эксплуатации определили сложность испытательного оборудования, необходимого для отработки и контрольных испытаний колес и тормозов в процессе
Рис. 12.5. Лаборатория для испытания авиационных колес и тормозов
разработки и производства. Как правило, заводы или фирмы, занимающиеся изготовлением авиационных колес, имеют специальные лаборатории. На рис. 12.5 показана испытательная лаборатория одной из иностранных фирм. Все помещение этой лаборатории разделено на отдельные секции. В секции I находится контрольно-измерительная аппаратура и операторы; во II — испытательные стенды; в III — источник питания, в IV — склад. Во II секции расположены инерционный стан А с двумя прижим-
7—1490
193
ними установками для испытания колес и тормозов и установка С для испытания колес па усталостную прочность. В Ш секции находится источник питания Е постоянного тока типа мотор-генератор. В современных испытательных лабораториях помещение, в котором проходят испытания колеса и тормоза на инерционных станах, изолировано от помещения оператора, звуконепроницаемо и имеет хорошую вытяжную вентиляцию. Аппаратура для записи результатов испытаний автоматическая.
На рис. 12.6 показан инерционный стан фирмы «Раит», позволяющий производить испытания колес и пневматиков с некоторым углом по отношению к барабану для имитации боковой нагрузки. Окружная скорость барабана стана достигает 500 км/ч.
Рис. 12.6. Инерционный стан
Возросшие требования привели к созданию оборудования, позволяющего имитировать условия работы при высоких температурах. Примером подобной установки может служить стан фирмы «Dunlop Aviation», оборудованный камерой для подогрева колес. Прижим колеса к маховику стана осуществляется с помощью установки, работающей по заданной программе. Мощность электромотора стана — около 400 л. с., окружная скорость барабана — 320 км/ч.
Для нагрева колеса служит специальная высокотемпературная камера, полностью охватывающая испытуемое колесо. Нагрев производится горячим воздухом, поступающим от специальной нагревательной установки.
Установки для испытания пневматиков. Испытания пневматикой, как правило, производятся на тех же инерционных станах, копрах и прессах, на которых испытываются колеса. Однако в
194
последнее время, в связи с возросшими требованиями к пневма-тикам, появились специальные установки. Одна из таких установок (рис. 12.7) копер для ударных испытании шин фирмы «Dunlop Aviation» позволяет имитировать наиболее тяжелые условия, воздействию которых подвергаются пневматики в реальных условиях эксплуатации. На копре определяется энергия, требуемая для разрушения одного слоя каркаса пневматика. Для этого падающая клеть копра с грузом определенного веса снабжена конусами различной формы и высоты. Изменяя
Рис. 12.7. Копер для ударных испытаний шин
высоту падения и вес, определяют стойкость пневматика к воздействию ударных нагрузок.
Для испытания пневматиков на стойкость против проколов и порезов применяются специальные тележки, на которые устанавливается колесо с испытываемым пневматпком. Тележка нагружается балластом определенного веса и прокатывается по бетонной дорожке, на которой разбрасываются различного рода предметы (болты, гайки и т. п.). По величине и глубине пореза судят о стойкости пневматика к механическим разрушениям.
5.	СТЕНДОВАЯ ПРОВЕРКА ИНЕРЦИОННЫХ ДАТЧИКОВ И АНТИЮЗОВЫХ АВТОМАТОВ
Проверка работоспособности электроинерционных датчиков систем антиюзовой автоматики и автоматов прямого действия производится на специальном стенде (рис. 12.8). Этот стенд дает
7*
195
возможность производить проверку всех основных характеристик (чувствительности, времени выдержки импульса и др.) как в стационарных, так и в полевых условиях. Для определения чувствительности датчика в конструкции стенда предусмотрен кривошипно-шатунный механизм. Ведущим звеном этого механизма является кулиса, которая вращается равномерно вокруг оси Oi (рис. 12.9) с постоянной угловой скоростью

где «I — обороты кулисы в мин.
Вдоль паза кулисы движется ползун В, с которым связан кривошип О2В, вращающийся вокруг своей оси 02- Расстояние b между осями вращения кулисы и кривошипа регулируется путем параллельного смещения оси кривошипного вала относитель
Рис. 12.8. Стенд для испытаний электроинерци-онных датчиков и автоматов прямого действия
Рис. 12.9 Кинематическая схема стенда
но неподвижной оси кулисы. При увеличении расстояния между осями вращения кулисы и кривошипа до величины Ь, и при постоянной угловой скорости кулисы вал кривошипа будет иметь переменную угловую скорость ®2. Угловое ускорение его будет изменяться по знаку одни раз за оборот кулисы. За один оборот кривошипа датчик замкнет и разомкнет электроцепь.
Величина углового ускорения, с которым будет вращаться вал кривошипа, определится следующим соотношением:
196
sin p (1 + 2a cos p a2) (1 — a2)
(1 + a cos p)3
a = — ; b — расстояние между центрами вращения кулисы и кривошипа (раздвижка);
г — радиус кривошипа.
Для испытания датчика его закрепляют на втулке стенда. Врашая рукоятку кулисного механизма, изменяют расстояние b между центрами OiO2 (см. рис. 12.9). Величина смещения фиксируется по нониусу. При определенной величине смещения головки датчик начинает подавать единичные импульсы. Этот момент характеризуется как порог чувствительности датчика. При дальнейшем смещении головки кулисного механизма появляются устойчивые четкие срабатывания датчика. Разность по величине между четкими и начальными срабатываниями характеризует стабильность механизма.
Для проверки времени выдержки импульса на растормаживание рукоятка редуктора ставится в положение больших оборотов; кулиса освобождается от маховика, а рукояткой устанавливается нулевое смещение головки между центрами OtO2. Затем снова включается двигатель на требуемые обороты. Спустя 3— 5 с, когда маховик датчика будет иметь требуемую скорость, валик датчика отключается от редуктора и резко тормозится. В этот момент датчик подает электрический сигнал. Время, в течение которого сигнал сохраняется, фиксируется электрическим секундомером. Методика проверки антиюзовых автоматов прямого действия не отличается от методики проверки инерционных электромеханических датчиков за исключением того, что контрольный стенд должен быть оборудован пневматической или гидравлической системой.
6.	СТЕНДОВЫЕ ИСПЫТАНИЯ ТОРМОЗНЫХ СИСТЕМ И СИСТЕМ АНТНЮЗОВОЙ АВТОМАТИКИ
Стендовые испытания тормозных систем и систем антнюзовой автоматики производятся с целью проверки работоспособности как всей системы, так и отдельных ее агрегатов. Для правильной! оценки работоспособности системы ее трубопроводы должны иметь длину и сечение, близкие к тем, которые применяются на самолете. При испытаниях к системе подключаются либо тормоза, либо специальные макеты, характеристики которых по жесткости и объему максимально приближены к характеристикам реального тормоза. Для получения более точных результатов испытаний целесообразно для гидравлических систем выдерживать те уровни давлений жидкости, которые могут быть на самолете. Как правило, стендовые испытания всей системы проводятся при температуре окружающей среды, близкой к нормальной. Одна
197
ко каждый из агрегатов, входящих в систему, дополнительно проходит все необходимые испытания во всем диапазоне рабочих температур.
При стендовых испытаниях системы проверяется функционирование системы, характер изменения тормозного давления при линейном изменении входного сигнала, контрольные величины основных параметров (давление в тормозе, управляющий ток, ход тормозной педали и т. п.), быстродействие системы (время затормаживания и время растормаживания).
После проверки тормозной системы проверяется работоспособность и эффективность системы антнюзовой автоматики. Такая проверка проводится, как правило, на инерционном стане. Испытание системы антнюзовой автоматики на стане проводится на двух режимах: па юзовом и неюзовом. Испытания начинаются на неюзовом режиме. Для этого колесо, установленное па прижимной установке стана, подводится к предварительно раскрученному барабану. Вращающиеся массы барабана должны быть подобраны так, чтобы обеспечить процесс торможения в течение заданного времени. Затем колесо прижимается к барабану и нагружается радиальной нагрузкой, равной стояночной. После этого в тормоз подается тормозное давление и производится торможение. При заданном режиме не должно происходить срабатываний системы антнюзовой автоматики.
При испытании па юзовом режиме колесо так же, как и в первом случае, прижимается к раскрученному барабану стана, но при этом обжатие пневматика колеса должно составлять 25% от полной величины обжатия (так, чтобы момент сцепления был заведомо меньше максимального тормозного момента). После подачи в тормоз давления создается режим торможения, при котором тормозной момент будет больше момента сцепления. Колесо начнет входить в юз, но система антнюзовой автоматики должна надежно устранять его от момента начала торможения до скорости 20—30 км/ч. Время торможения ту при юзовом режиме (с усадкой пневматика, равной 0,25 полного обжатия) не должно превышать 4т (где т—время торможения с полным обжатием пневматика).
В последнее время при испытаниях и отработке тормозных систем все чаще стали применяться принципы моделирования.
На рис. 12.10 показана принципиальная блок-схема стенда, позволяющего проверять работоспособность системы антнюзовой автоматики самолета. В основу работы стенда положено применение электрических и физических аналогий реальных процессов, протекающих при испытании систем. Основные параметры, определяющие в реальных условиях процесс торможения (энергия, поглощаемая тормозом колеса, тормозной момент, момент сцепления, момент инерции колеса, угловые скорости и ускорения и некоторые другие), моделируются на стенде с помощью.
198
механических аналогов. Переменные величины, функциями которых являются тормозной момент и момент сцепления, имитируются электрическими напряжениями, а автоматические операции над ними выполняются методами математического моделирования.
Для преобразования электрического напряжения Дмсц и в механические моменты, на стенде используются электромагнитные порошковые муфты (ЭПМ). Электромагнитная порошковая муфта обладает рядом достоинств: линейностью изменения ве-
Рис. 12.10. Принципиальная схема стенда:
/—электродвигатель; 2 — тахогенератор; 3, 6 — шестеренные передачи; 4 — имитатор поглощаемой тормозом энергии; 5 — электромагнитные, порошковые муфты; 7— электроинерционный датчик системы антнюзовой автоматики; 8 — тормозной редукционный клапан; 9 — агрегаты тормозной системы; 10—тормоз колеса; 11, 12 — звенья потенциометрического умножения; 13— 16— задающие звенья; 17— следящий механизм; 18— блок обратной связи
личины передаваемого момента от тока управления, достаточно большим коэффициентом усиления, быстродействием, достаточно' высокой чувствительностью и т. п.
В качестве имитатора энергии, поглощаемой одним тормозным колесом, в стенде применена маховая масса (маховик из нескольких дисков). Имитатором колеса являются внутренние элементы порошковых муфт, сидящие па одном валу со сменной шестерней, входящей в зацепление с шестерней датчика самолетной системы.
Моделирование коэффициента сцепления, радиальной нагрузки на колесо, динамического радиуса колеса и коэффициента трения фрикционных пар тормоза производится на стенде с по
199
мощью электрических напряжений. Изменение переменных по скорости движения самолета осуществляется следящей системой. Датчиком скорости служит тахогенератор.
Принцип работы стенда следующий. К тормозной магистрали колеса подсоединяется датчик, преобразующий давление системы в электрический сигнал. Инерционный датчик самолетной системы снимается с колеса и его шестерня вводится в зацепление с шестерней имитатора колеса. Электрическая связь датчика с самолетной системой сохраняется. Затем двигатель раскручивает маховик до заданной по программе испытаний скорости, после чего выключается. На муфту сцепления подается напряжение управления UM сц, пропорциональное величине момента сцепления (Л4ГЦ). При этом имитатор колеса начинает вращаться с определенной скоростью и приводит во вращение шестерню инерционного датчика. Процесс соответствует нетормозному пробегу самолета.
Оператор создает тормозное давление Рт, с ростом которого появляется напряжение в канале управления муфтой торможения, имитирующей тормозной момент Л4Т. Если напряжение ^.мт<^мсц» то тормозная муфта работает в режиме проскальзывания — идет процесс, соответствующий тормозному пробегу без юза. Если же ПМт >[7Mcix, то имитатор колеса начинает терять скорость — переходит к блокировке. Связанный с ним датчик автоматического растормаживания также теряет скорость и, когда замедление достигает расчетного, замыкает цепь электроклапана системы торможения. При этом происходит сброс давления из тормоза. При уменьшении давления соответственно уменьшается ток на муфте торможения. Имитатор колеса раскручивается, самолетная система пропускает рабочее давление в тормоз и т. д. Идет процесс пробега со срабатыванием автомата. После израсходования запаса энергии маховик останавливается и процесс прекращается.
Общее число оборотов маховика за пробег (в принятом масштабе) соответствует числу оборотов идеального самолетного колеса, катящегося без скольжения, и пропорционально длине тормозного пути. Время протекания процесса равно времени пробега самолета.
Глава XIII
ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ ПРОВЕДЕНИЯ ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЙ КОЛЕС И ТОРМОЗНЫХ СИСТЕМ
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Летные испытания проверяют и подтверждают пригодность колес и тормозных систем к эксплуатации их на самолете. Испытания включают в себя:
—	определение длины послепосадочного пробега и эффективности торможения;
-	определение оптимального давления в тормозах;
—	оценку работы системы антиюзовой автоматики в различных условиях и при различном состоянии ВПП;
определение температурного режима колеса и тормоза при нормальных условиях эксплуатации и при аварийных режимах; — определение ресурса работы фрикционных элементов тормоза;
—	оценку работы вспомогательных систем (системы охлаждения, системы регулирования давления и т. п.).
Как правило, испытания проводятся в различных климатических условиях. Для того чтобы результаты испытаний были объективными, в процессе испытаний должна производиться запись следующих основных параметров, характеризующих работу тормозных устройств:
—	давления в тормозе;
—	числа оборотов тормозного и нетормозного колес;
—	импульсов тока от датчика системы антиюзовой автоматики;
•	— температуры основных элементов колеса и тормоза;
—	тормозного момента или тормозного усилия в тягах шасси;
—	перегрузок, действующих вдоль оси колеса.
Запись указанных выше параметров производится стандартной измерительной аппаратурой. В качестве записывающей аппаратуры используются многошлейфовые осциллографы типа К20-21. Для записи давления в тормозах используются мембранные датчики. Запись оборотов колеса производится с помощью импульсного датчика, представляющего собой катушку, установ
201
ленную неподвижно на блоке цилиндров тормоза и постоянного магнита, установленного на барабане колеса. При прохождении магнита мимо катушки, в последней возникает электрический импульс, регистрируемый осциллографом. Запись оборотов колеса может производиться и с помощью фотоэлемента. В этом случае одна половина пневматика колеса окрашивается в белый цвет, а другая остается черной. Фотоэлемент, реагируя на изменение цвета пневматика создает импульс, регистрируемый осциллографом. Регистрация импульсов работы системы антиюзо-вой автоматики производится путем подключения датчика импульсов параллельно электромагнитному крану растормаживания. Для записи температур элементов колеса и тормоза служат переносные контактные пирометры. В случае необходимости непрерывной записи изменения температуры в тормозе по времени, в определенных точках тормоза (в блоке, в дисках, в корпусе тормоза) устанавливаются хромелькопелевыс термопары, связанные через усилитель с осциллографом. Запись тормозного момента или усилия производится с помощью тензодатчиков, наклеенных по определенной схеме на корпусе тормоза или тяге. В тех случаях, когда необходимо произвести оценку перегрузок, действующих вдоль осп колеса, применяется виброаппаратура типа ВИ6-МА с датчиком ускорений ДУ-5, устанавливаемым на корпусе тормоза.
Для получения качественной записи рекомендуемая скорость протяжки ленты осциллографа не менее 50 мм/сек. Самолет, на котором должны проводиться летные испытания, после оснащения всей необходимой контрольной и записывающей аппаратурой, подвергается сначала наземным испытаниям.
2. НАЗЕМНЫЕ ИСПЫТАНИЯ
При наземных испытаниях производится предварительная проверка работоспособности колес, тормозов и тормозных систем в целом. Наземные испытания начинаются с выполнения нескольких рулежек с малой скоростью и неэффективным торможением (для минимально необходимой приработки тормозов). После того как рулежки выполнены, проводится оценка статического тормозного момента при работе двигателей. Эта проверка производится на сухой ВПП при максимальном взлетном весе самолета. При расчетном давлении тормозной момент должен быть таким, чтобы колеса нс проворачивались и надежно удерживали самолет при работе двигателей. Движение самолета с заторможенными колесами говорит о превышении силы тяги над силой сцепления колее с ВПП. В этом случае увеличение тормозного давления эффекта не дает, а выявленная особенность учитывается в инструкции по летной эксплуатации самолета. Если же при увеличении тяги двигателя колеса проворачиваются, что указывает на недостаточность тормозного момента, то при
202
расчетной тяге удержание самолета па месте можно обеспечить увеличением тормозного давления. После того как определено и зафиксировано тормозное давление, необходимое для удержания самолета на месте, приступают к оценке оптимального эксплуатационного давления в тормозной системе, так как рост энерговооруженности современных самолетов вызвал необходимость наличия различных давлений в тормозах для стартового п эксплуатационного режима (при торможении на послепосадоч-ном пробеге).
Для предварительной оценки соответствия расчетного давления эксплуатационному выполняют три-пять скоростных рулежек по сухой ВПП с доведением скорости самолета до (0,7— 0,8)св.3д и с последующим эффективным торможением. Полученные записи анализируют. На рис. 13.1 представлены записи
Рис. 13.1. Осциллограмма изменения тормозного момента Мг и давления Рт при наземном испытании тормозной системы самолета
двух пробежек самолета при разных эксплуатационных давлениях в тормозах. На рис. 13.1, а отчетливо видны частые срабатывания датчика системы аптиюзовой автоматики, в то время как па рис. 13.1, б срабатывания датчика редкие. Частые срабатывания датчика указывают на превышение тормозного момента над моментом сцепления. Снижение тормозного давления, как правило, уменьшает количество срабатываний датчика, повышает эффективность торможения и снижает уровень динамических нагрузок, действующих на элементы шасси. После определения оптимальной величины тормозного давления вновь выполняются два-три скоростных руления с доведением скорости до 0,7—0,8 Овзл и с последующим эффективным торможением для определения тормозного пути, который может быть определен по формуле
Ст.п — 2лг дА^,
где /д — динамический радиус качения колеса;
А’— число оборотов колеса от начала торможения до остановки.
203
Если тормозной путь укладывается в заданное требование, а температурный режим колеса и тормоза не превышает допустимый, приступают к летным испытаниям. Превышение температурного режима указывает на необходимость введения ограничений, например, по скорости начала торможения.
3. ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ
Летные испытания предусматривают выполнение посадок с нормальным и максимальным посадочным весом, с нормальной и максимальной посадочной скоростью посадок, с малыми интервалами между ними. Испытания должны обязательно включать также проверку работоспособности тормозных устройств в случае прекращения взлета, когда самолет имеет максимальный взлетный вес. Для получения достоверных результатов общее количество посадок должно быть не менее 25—30.
При проведении испытаний посадки должны совершаться по принятой для данного самолета методике с записью указанных Ьыше параметров. Для оценки эффективности тормозных устройств посадки должны совершаться на сухую ВПП, а для оценки надежности работы системы антнюзовой автоматики — на мокрую ВПП. В первом случае тормозное давление, создаваемое летчиком, должно быть максимальным. Если при этом количество срабатываний системы антнюзовой автоматики за время торможения не превышает 10—15, то можно считать, что величина тормозного давления установлена достаточно близкой к его оптимальному значению. Большое количество срабатываний датчика системы антнюзовой автоматики свидетельствует о недостаточном моменте сцепления колеса с ВПП либо о повышенной чувствительности датчика. Срабатывание системы в первой половине послепосадочного пробега свидетельствует о недостаточном сцеплении из-за наличия большой подъемной силы крыла. В этом случае для повышения эффективности торможения необходимо улучшение механизации крыла, уменьшающей подъемную. силу при пробеге. Если уменьшить влияние подъемной силы невозможно, то для эксплуатации следует рекомендовать постепенное повышение тормозного давления в первой половине пробега и доводить его до максимального значения только во второй половине.
В процессе летных испытаний после каждой посадки должен проводиться контроль температуры в уязвимых местах колеса и тормоза. При’замере температур следует иметь в виду, что максимальная температура на барабане колеса (в месте контакта его с пневматикой) возникает через 20—25 мин после окончания торможения. В случае превышения температуры барабана колеса сверх допустимой, необходимо его охлаждение водой, чтобы избежать разрушения или взрыва пневматика. Тормозной момент, создаваемый тормозом, не должен иметь больших колеба
204
ний относительно среднего значения и не иметь пикообразных забросов. Большие колебания момента или его забросы свидетельствуют либо о ненормальной работе тормоза, либо о ненормальной работе системы.
Принимая во внимание, что в большинстве случаев тепловой режим тормоза рассчитывается из условий поглощения им энергии единичного торможения и для последующего торможения требуется определенное время для охлаждения тормоза, выполнение посадок с малыми интервалами между ними может вызвать перегрев как тормоза, так и колеса с пневматикой. В этом случае при проведении летных испытаний должно быть определено допустимое количество посадок и режим их выполнения. Например, полеты по кругу с выпущенными шасси могут снизить температурный режим и повысить допустимое количество посадок.
Режим прекращенного взлета является, как правило, аварийным, когда тормозу приходится поглощать энергию в два-три раза большую, чем при нормальной эксплуатации. При таком режиме неизбежен перегрев колеса, тормоза и пневматиков. Возможно также последующее разрушение отдельных элементов конструкции. Поэтому при летных испытаниях режим прекращенного взлета выполняется в самом конце испытаний с соблюдением особых мер безопасности. При этом испытании замер-температур должен производиться только дистанционно, а в случае достижения критических температур рекомендуется немедленное охлаждение колес и пневматиков водой во избежание взрыва.
В процессе проведения испытаний колесо, тормоз и другие элементы тормозной цепи должны подвергаться периодическому осмотру для оценки их технического состояния. Если в процессе летных испытаний требуется оценка величины износа фрикционных элементов тормоза, количество посадок с эффективным торможением должно быть увеличено в два-три раза, так как в случае применения износостойких фрикционных материалов дать оценку степени износа за 25—30 посадок практически невозможно.
Глава XIV
ОСНОВНЫЕ ПРАВИЛА ТЕХНИЧЕСКОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ ТОРМОЗНЫХ УСТРОЙСТВ, КОЛЕС И ПНЕВА4АТИКОВ
1. ПРАВИЛА ПОЛЬЗОВАНИЯ ТОРМОЗАМИ, КОЛЕСАМИ И ПНЕВМАТИКАМИ
Торможение после посадки требует от летчика особого внимания и умения. Многократные исследования и наблюдения показывают, что на одном и том же самолете при одинаковых условиях посадки у разных летчиков эффективность торможения может быть различной. Если учесть, что длительность торможения после посадки исчисляется 15—20 с, то становится ясно, что малейшая задержка начала торможения или неумение пользоваться тормозами может значительно увеличить тормозной путь. Даже при самых совершенных тормозах трудно добиться хорошего результата, если посадка совершена грубо. Поэтому для получения минимального тормозного пути при послепосадочном пробеге, необходимо посадку делать плавно. После приземления должен быть выдержан некоторый интервал времени, чтобы самолет приобрел путевую устойчивость, и только после этого начинать торможение. В зависимости от аэродинамических свойств самолета при посадке, он может сразу «прижаться» к земле. Подъемная сила в этом случае резко уменьшается, колеса приобретают достаточное сцепление с ВПП и летчик может в течение 2—3 с создать максимальный тормозной момент, что и даст возможность получить минимальную длину пробега.
Если подъемная сила после посадки уменьшается постепенно, то рекомендуется в первой половине пробега не доводить тормозное давление до максимума, так как при этом тормозной момент не будет полностью реализован из-за недостаточного сцепления с ВПП. Только после того, как колеса приобретут достаточное сцепление с ВПП, тормозное давление можно довести до его максимального значения. Как правило, это происходит во второй половине пробега.
Несмотря на то, что все современные самолеты снабжены системой антиюзовой автоматики, надежно устраняющей «юз», все же доводить колесо до такого режима не рекомендуется. 206
Периодическое затормаживание и растормаживание тормозов системой антиюзовой автоматики вызывает нагружение тормоза и элементов шасси импульсными нагрузками, что приводит к уменьшению их ресурса.
Если при пробеге самолет имеет тенденцию к развороту, последний легко устраняется изменением тормозного давления в соответствующих тормозах. После остановки самолета и заруливания па место стоянки тормозное давление должно быть сброшено, так как при'этом тормоза остывают быстрее и, кроме того, уменьшается вероятность перегрева уплотнительных элементов тормоза. При рулении на мокрой ВПП следует проявлять большую осторожность, так как при этом колесо может войти в «юз», а автомат торможения, если он имеется, при малой скорости руления может оказаться неработоспособным и самолет может потерять путевую устойчивость. Перед взлетом необходимо каждый раз проверять работоспособность и эффективность тормозов. Как правило, тормоза должны обеспечивать удержание самолета на месте при работе двигателей на взлетном режиме.
В тех случаях, если на самолет устанавливают новые тормоза/их рекомендуется сначала опробовать и приработать на легких режимах, и только после приступать к нормальной их эксплуатаций. Количество таких приработочных торможений обычно не превышает трех. Следует иметь в виду, что неправильное обращение с тормозами может привести к сокращению их ресурса, поломке и даже к аварии самолета. Во избежание преждевременного износа и для получения от тормозов максимального эффекта не рекомендуется рулить с подторможенными колесами, особенно для выдерживания постоянной скорости руления, когда двигатель самолета имеет большую тягу холостого хода. Лишь в случае крайней необходимости следует производить так называемое «импульсное торможение», т. с. производить периодическое подтормаживание и растормаживание. При поворотах и разворотах тормозить следует плавно. При крутых поворотах не рекомендуется поворачивать самолет вокруг одного колеса (пли тележки), так как это ведет к чрезмерной перегрузке ноги шасси, колеса и, особенно, пневматика, который при этом может быть сорван с обода колеса. Крутой поворот следует производить с обязательным движением самолета вперед. Для предотвращения снижения эффективности тормозов необходимо оберегать фрикционные элементы тормоза от попадания на них масла, смазки. При отсоединении от тормоза гидравлической магистрали попадание гидравлической жидкости в тормоз недопустимо, так как помимо снижения эффективности может произойти воспламенение тормоза при последующем торможении.
Правильная эксплуатация пневматиков значительно повышает их ресурс и надежность. Одним из основных параметров, определяющих работоспособность пневматиков, является их рабочее давление, за которым необходимо следить постоянно и не 207
выпускать в полет самолет с повышенным или пониженным давлением. При понижении давления может произойти проворот пневматика на ободе при посадке или разрушение его при взлете. Кроме того, при недостаточном давлении пневматик быстро разрушается при рулении вследствие'больших деформаций.
В жаркую погоду или при многократных коротких полетах происходит некоторое повышение давления в пневматике, вызываемое нагревом воздуха, но, как правило, не более 0,5 кгс/см2. В этом случае стравливать давление до нормы в нагретом пневматике не рекомендуется, так как в противном, случае при его охлаждении давление будет заниженным.
Во избежание преждевременного выхода из строя пневматиков, их следует оберегать от попадания масла, смазки или топлива, так как это вызывает размягчение резины. При длительной стоянке самолета пневматики рекомендуется закрывать чехлами, предохраняющими резину от старения при действии солнечных лучей, а также разгружать их от действия нагрузки, поставив самолет на подъемники. Стартовая площадка и вся взлетно-посадочная полоса должны тщательно очищаться- от щебня, стекла и прочих предметов, наносящих повреждения пневмати-кам. Это особенно важно при эксплуатации самолетов, имеющих пневматики с высоким давлением (10'—13 кгс/см2).
2. МОНТАЖ СНАРЯЖЕННОГО КОЛЕСА НА ШАССИ САМОЛЕТА
При установке тормозных колес па стойку шасси сначала на фланец оси стойки монтируется тормоз. Как правило, в зависимости от направления вращения колеса, тормоза, бывают правого и левого вращения. Направление вращения указывается стрелкой, наносимой на какой-либо детали тормоза. Тормоз устанавливается таким образом (рис. 14.1), чтобы его корпус А плотно прилегал к фланцу Б стойки без перекоса, а в центральное отверстие корпуса плотно, по скользящей или ходовой посадке входил буртик оси или распорной втулки, которые должны быть строго концентричные посадочным поверхностям оси. Этим обеспечивается центровка тормоза относительно оси. Крепление тормозов на одних болтах к фланцу стойки шасси не допускается, так как возможный эксцентриситет в установке тормоза или установка тормоза с перекосом повлекут за собой нарушение его нормальной работы.
Для предотвращения возможного перекоса тормоза торец фланца, к которому прилегает корпус тормоза, должен быть строго перпендикулярен к оси. Как показывает опыт, осевое биение торцевой плоскости фланца на радиусе расположения отверстий под крепежные болты не должно превышать 0,5 мм.
У тормозов колодочных или камерных образующая цилиндрической поверхности трения колодок должна быть параллельна
208
оси, что обеспечивается механической обработкой поверхности фрикционных накладок па заводе-изготовителе.
У смонтированного тормоза расположение лючков для проверки и регулировки зазоров, расположение штуцера для подвода тормозного давления должно быть удобным. Эти детали не должны попадать в зону, затененную стойкой пли вилкой шасси, так как иначе доступ к ним будет затруднен. Для удобства выпуска воздуха из тормозных камер или цилиндров гидравлических тормозов при заполнении системы жидкостью рекомендуется сливные пробки располагать в верхнем положении.
Тормоз, установленный на оси с соблюдением указанных выше правил, крепят болтами к фланцу стойки шасси, которые
Рис. 14.1. Установка тормоза на стойку шасси и минимально допустимые зазоры между отдельными деталями тормоза и колеса
должны быть нормально затянуты и надежно законтрены. На рис. (14.2) показана установка на оси шасси двухтормозного колеса с камерными тормозами.
Перед установкой колеса на ось стойки удаляются пыль и влага, попавшие на фрикционные элементы тормоза. Если на колодки случайно попало масло, то они промываются чистым бензином и затем вытираются сухой чистой тряпкой. Перед монтажом подшипники заправляются эксплуатационной смазкой. Во избежание вытекания смазки па тормоза при их нагреве подшипники'следует смазать так, чтобы только заполнить лабиринты между роликами и обоймой.
При эксплуатации колес в условиях положительных температур окружающего воздуха, а также при температурах до —20° С может применяться эксплуатационная смазка типа НК-50; в условиях температуры окружающего воздуха ниже —20° С — смесь
20g
смазки НК-50 — 50%, ЦИАТИМ-201 —50%.по весу. Применение других смазок не рекомендуется.
После проведенной подготовки колесо надевается на ось, устанавливаются сальники и конусная втулка, после чего с помощью специальной гайки производится затяжка подшипников. В том случае, если колесо не имеет распорной втулки, при затя-
Рис. 14.2. Установка колеса с двумя камерными тормозами на шасси консольного типа
гивании гайки следует проворачивать колесо вручную с одновременной затяжкой гайки до тех пор, пока не почувствуется тугое вращение колеса. Это указывает на отсутствие в роликоподшипниках осевых зазоров. Затягивать подшипники дальше за счет упругих деформаций деталей колеса и оси нельзя. После этого для обеспечения нормального эксплуатационного зазора в подшипниках (для компенсации разности удлинений ступицы колеса и оси ври нагревании колеса и тормоза) гайку следует отвернуть в обратную сторону:
210
—	для колес размером до 900 мм — на 1/8 оборота при шаге резьбы 1,5 мм и на 1/10 оборота при шаге резьбы 2 мм;
—	для колес размером от 900 до 1200 мм на 1/5 оборота при шаге резьбы 1,5 мм и на 1/6 оборота при шаге резьбы 2 мм;
—	для колес размером от 1200 мм и больше — на 1/4 оборота при шаге резьбы 2 мм.
После установления эксплуатационного зазора колесо должно свободно проворачиваться от руки без ощущения осевого люфта. В таком положении затяжная гайка оси контрится.
При монтаже колеса, снабженного датчиком системы анти-юзовой автоматики, особое внимание следует обратить на пра-
Рис. 14.3. Минимально допустимые зазоры между колесом и элементами шасси
вильное зацепление в зубчатой передаче между колесом и датчиком. В целях облегчения монтажа, колесо необходимо слегка проворачивать. Если установка датчика выполнена таким образом, что возможен монтаж и демонтаж его после установки на ось колеса, то в этом случае монтаж датчика надо производить только после установки колеса. При установке датчика рекомендуется слегка проворачивать колесо на оси для облегчения зацепления шестеренной передачи.
После установки колеса на ось следует проверить давление в пневматике, а также проверить зазоры между колесом, пневматикой и стойкой (рис. 14.3). Нельзя допускать не только касания, но и малого зазора между пневматикой и какой-либо частью стойки. Необходимо также учитывать, что при эксплуатации размеры пневматика увеличиваются примерно на 4% по диаметру и на 2-3% по ширине. Поэтому, если зазоры между новым пнев-
211
матиком и какой-либо частью шасси занижены, то при эксплуатации они могут исчезнуть, что приведет к разрушению пневматика и деталей шасси.
3. РЕГЛАМЕНТНЫЕ РАБОТЫ
Для предотвращения неполадок, выявления и устранения различных неисправностей производятся периодические регламентные работы. Периодичность регламентного осмотра устанавливается для каждого самолета различной. Первый регламентный осмотр колес и тормозов рекомендуется производить через 100— 150 посадок, совмещая его с регламентными работами по самолету. Как правило, регламентные работы для современного колеса с дисковым тормозом включают следующее: демонтаж колеса и внешний осмотр, осмотр и при необходимости разборку и сборку тормоза.
Для осмотра колеса необходимо демонтировать его с оси и, не снимая тормоза с шасси, произвести внешний осмотр колеса и тормоза. Перед осмотром следует тщательно очистить внутреннюю полость колеса и тормоза от продуктов износа, продув их струей сжатого воздуха. При осмотре колеса необходимо обращать особое внимание на состояние сальниковых уплотнений и роликоподшипников. Сальниковые уплотнения — фетровые, резиновые или лабиринтные — не должны иметь следов повреждений или чрезмерного износа, а роликоподшипники — повреждений сепараторов, внутренних или наружных колец. Смазка подшипников должна быть в пределах нормы.
При обнаружении повреждения элементов Сальниковых уплотнений или подшипников, они должны быть заменены новыми, а при обнаружении недостаточности смазки, необходимо ее дополнить. Внутренняя полость барабана, шестерня привода датчика, распорная втулка подшипников не должны иметь каких-либо повреждений.
При осмотре пневматика необходимо обращать внимание на правильность монтажа его относительно барабана колеса. Смещение пневматика относительно барабана не допускается. При наличии на поверхности протектора пневматика сигнального слоя резины (обычно красного цвета) или нити протектора — пневма-тик к дальнейшей эксплуатации не пригоден и его следует заменить новым.
При внешнем осмотре тормоза необходимо проверять герметичность его уплотнительных элементов. Для этого следует произвести несколько циклов подачи и сброса рабочего давления. Если в течение 5—10 мин давление в тормозе не снижается, уплотнения тормоза считаются герметичными. При обнаружении утечек через уплотнительные элементы тормоз демонтируется, а уплотнения заменяются новыми. При подаче давления в дисковом тормозе нажимной диск должен сжимать весь тормозной пакет,
212
а при сбросе давления отходить в исходное положение. Зазор при этом между нажимным диском и тормозным пакетом должен быть не менее 2—3 мм. Перекос нажимного диска более чем на 1,5 мм не допускается. При наличии перекоса пли при отсутствии зазора между нажимным диском и пакетом в расторможенном состоянии следует проверить работу узлов растормаживания. Биметаллические или металлокерамические диски, связанные с корпусом тормоза своими шипами, должны перемещаться в осевом направлении свободно. Выход шипов из зацепления с корпусом тормоза недопустим. В месте контактирования шипа с пазом корпуса тормоза допускается местное смятие глубиной не более 0,3 мм. В тех же пределах допускается смятие и шипа. При обнаружении в тормозе каких-либо неисправностей или повреждений отдельных элементов он должен быть демонтирован и разобран. При выполнении регламентных работ, при монтаже колеса после замены пневматика необходимо особенно тщательно проверить правильность установки и затяжки роликоподшипников, так как неправильная затяжка может вызвать разрушение подшипников и колеса.
4. МОНТАЖ И ДЕМОНТАЖ ПНЕВМАТИКОВ
Так как колеса на заводах-изготовителях подвергаются консервации, перед монтажом пневматика они должны быть расконсервированы. Для этого ступица колеса освобождается от транспортировочных заглушек, вынимаются внутренние обоймы подшипников с роликами, а также распорная втулка. Подшипники промываются чистым бензином и высушиваются. Обод колеса и внутренняя часть ступицы должны быть тщательно протерты, а пневматик освобожден от тканевого чехла и бумаги, в которые упаковывается на заводе-изготовителе. Во избежание загрязнения деталей колеса, камеры или внутренних полостей покрышки, монтаж производится на чистом и сухом настиле, фанаре или брезенте. Для монтажа пневматиков с камерой необходимо следующее:
—	специальное приспособление или инструмент для монтажа покрышки — деревянный молоток, металлические рычаги и лопаточки;
—	набор ключей (для подтягивания гаек вентиля и для затяжки стяжных болтов на разъемных колесах);
—	-тальк для припудривания камеры и внутренней поверхности покрышки;
—	манометр для измерения давления (с делением шкалы не более 0,5 кгс/см2) и со специальными приспособлениями.
Если пневматик уже был в эксплуатации, то перед монтажом его на колесо он должен быть осмотрен особенно тщательно с наружной и внутренней сторон после очистки его от песка и грязи. После проверки камеру и внутреннюю поверхность покрышки
213
I
1
припудривают тальком, после чего камеру закладывают в покрышку. Уложенная камера слегка поддувается воздухом до выправления образовавшихся складок.
Не допускаются к монтажу покрышки, имеющие механические повреждения; разрывы, проколы и прорезы (рис. 14.4);
Рис. 14.4. Механическое повреждение покрышки
разрыв внутренних слоев каркаса покрышки (рис. 14.5); перетирание бортовой части покрышек с обнажением корда, вздутие в любой части покрышки, которое иногда обнаруживается только
1 I 1
I
Рис. 14.5. Разрыв внутренних слоев каркаса покрышки
Рис. 14.6. Механические повреждения камеры
I
I
при наличии рабочего давления, трещины или расхождения продольного и поперечного стыков протектора глубиной до 2 мм.
Расхождение стыков отличается от обычных трещин тем, что трещины, образовавшиеся в результате естественного старения резины от действия солнечных лучей, влаги, ветра и так далее, возникают в любых направлениях, образуя сетку на поверхности покрышки. Стык же расходится по вполне определенным
214
направлениям. Первые два дефекта покрышек образуются внезапно в процессе эксплуатации, а остальные — медленно в результате постепенного их разрушения.
Не допускаются к монтажу камеры, имеющие трещины на стенке камеры, обнаруживающиеся при растяжении рукой; механические повреждения— разрывы (рис. 14.6), проколы, потертости; деформированный корпус вентиля; негерметичность в месте крепления корпуса вентиля и золотника; отставание кромки фланца резинометаллического вентиля; продольные и поперечные складки по телу камеры; трещины па резиновой втулке резино-металлического вентиля.
В зависимости от конструкции колеса монтаж п демонтаж пневматиков может быть несколько различен, поэтому ниже рассматривается монтаж пневматиков для трех наиболее распространенных конструкций колес.
Монтаж пневматика с камерой на колесо со съемным бортом. Колесо кладется па чистый настил съемным бортом вверх (рис. 14.7), вынимается стопорный штифт 1, а съемный борт ?
Рис. 14.7. Монтаж пневматика на неразъемное колесо:
1 -стопорный штифт; 2 — полукольцо; 3— съемный борт; 4 —барабан
продвигается вдоль барабана 4 вниз. Затем вынимают из гнезда контрящие полукольца 2 с сухарями или штифтами, и съемный борт снимают с барабана. При тугой посадке съемного борта допускается снятие его легкими ударами деревянного молотка или при помощи специального съемника .шин. После этого па барабан надевают покрышку с вложенной в нее и слегка поддутой камерой, совмещая положение вентиля с красной меткой па покрышке. Вентиль камеры заправляется в специально выполненное для него отверстие на ободе, надевается шайба и навертывается гайка, крепящая металлический вентиль на барабане до упора.
На большинстве колес под головкой вентиля камеры ставятся резиновые подпятники, предохраняющие камеры от разрыва под действием внутреннего давления в зоне вентиля. В этом случае
215
необходимо следить за правильной установкой подпятника вентиля при монтаже на колесо. При монтаже, камер с применением ободных лент, лента накладывается на бандажную часть камеры по всей длине окружности, вентиль продевается в отверстие ленты, после чего кромки ленты заправляются между камерой и бортом покрышки по всей окружности. Затем съемный борт надевают на барабан и продвигают по барабану вниз, отжимая покрышку до тех пор, пока станет возможным установить замок борта (контрящие полукольца с сухарями или штифтами) на свое место. После этого, повышая давление в камере, съемный борт подтягивают кверху.
Если съемный борт состоит из двух полуреборд, борт покрышки сдвигается в направлении несъемного борта барабана настолько, чтобы можно было свободно заложить полуреборды на обод барабана. Выступающие части сухарей при этом должны попасть в соответствующие гнезда полуреборд. Покрышки, имеющие балансировочные метки (красный круг в нижней части боковины).
необходимо устанавливать на ободе таким образом, чтобы красный круг был совмещен с вентилем камеры.
Монтаж пневматика с камерой на разъемное колесо. При монтаже пневматика на разъемное колесо (рис. 14.8) сначала разъединяют половины колеса и снимают стяжные болты. Покрышка с заправленной в нее камерой надевается на обод боковины с таким расчетом, чтобы вентиль камеры попал в отверстие на ободе. Во вторую боковину рекомендуется ставить два диаметрально противоположных стяжных болта так, чтобы выступающие концы болтов попали в соответствующие отверстия под стяжные болты в первой боковине, после чего их соединяют. Сначала завертывают и затягивают нормальным ключом первые два болта, а затем в перекрещивающемся порядке остальные. Чрезмерная, слабая или неравномерная затяжка может привести к разрушению болтов в эксплуатации.
Монтаж пневматика с камерой на колесо с несъемным бортом. Колесо кладется на деревянные подставки так, чтобы широ-216
Рис. 14.9. Монтаж пневматика на колесо с несъемным бортом
Рис. 14.10. Демонтаж пневматика с помощью механического съемника
217
кая полка обода находилась внизу, а узкая — вверху (рис. 14.9). На колесо кладется покрышка с вложенной в нее п слегка поддутой камерой так, чтобы вентиль камеры приходился против отверстия в ободе колеса. При помощи лопаточки заправляют борт покрышки на колесо. Вентиль камеры заправляют в отверстие обода, расправляют складки камеры и заправляют при помощи лопаточек второй борт покрышки на обод колеса. Заправлять второй борт следует от места, противоположного вентилю, постепенно по всей длине окружности, чтобы не произошло защемления камеры.
После монтажа производят зарядку пневматика сжатым воздухом из аэродромного баллона, который должен быть оборудован манометром и редуктором. Зарядка без редуктора и манометра не допустима. Сжатый воздух, применяемый для заправки пневматика, должен быть чистым и иметь влажность в пределах нормы.
Так как все покрышки выполнены с натягом по посадочному диаметру, посадка бортов покрышки на полки обода с натягом осуществляется внутренним давлением воздуха. Категорически запрещается применять для облегчения посадки какую-либо смазку. У правильно смонтированного и поддутого до рабочего давления пневматика не должно быть зазора между бортом колеса и бортом покрышки.
Для демонтажа пневматика с камерой с колеса необходимо вынуть сальники, внутренние кольца подшипников, распорную втулку, вывернуть золотник и выпустить воздух из камеры. Работы следует выполнять на чистом настиле, не допуская загрязнения деталей колеса. Для облегчения снятия покрышки следует пользоваться специальными съемниками, конструкция одного из которых показана на рис. 14.10.
Для обеспечения нормальной работы съемника (рис. 14.11) в подшипники колеса вставляют втулки 20 и ось съемника 13. Затем колесо кладется на землю и на выступающий конец оси надевается ферма 2 (рис. 14.10). Ось 13 подтягивается кверху и за-контривается штырем 1. С помощью винтов 9 устанавливают грузовые винты 4 таким образом, чтобы расстояние между пятками 10 и бортом колеса было в пределах 2—5 мм. После установки съемника на колесо производят демонтаж шины. Вращая при помощи ключей 3 грузовые винты 4, производят отжим борта покрышки от борта колеса. Когда пятка 10 грузового винта отожмет борт покрышки, следует рядом с пяткой заложить подкладку 14 в щель между бортом колеса и покрышкой и заправить ее как можно глубже под борт колеса. Затем следует отвернуть грузовые винты и повернуть ферму так, чтобы пятки легли на середину подкладок, а насечки на пятках совпали с насечками подкладок, и снова отжать борт покрышки уже через подкладки. Переставляя последовательно подкладки и нажимая па них грузовыми винтами, производят сдвиг борта покрышки колеса.
218
При демонтаже покрышки, сильно припекшейся к бортам колеса, необходимо вывертывать грузовой винт не на полный ход и увеличить количество перестановок съемника на колесо во избежание чрезмерного перекоса подкладки и большого прогиба борта покрышки, что.может привести к ее повреждению. Съем борта покрышки со съемного борта колеса производится аналогично изложенному выше. Во избежание опускания съемного борта колеса с покрышкой рекомендуется перекосить съемный борт на барабане односторонним нажатием на покрышку одним грузовым винтом. После снятия съемного борта покрышка легко снимается с барабана.
При отсутствии съемника демонтаж пневматика с колеса может быть выполнен вручную при помощи лопаточки и рычага.
Рис. 14.11. Механический съемник пневматика:
/ — штырь; 2--ферма; 5— ключ; 4 — грузовой винт; 5 — сухарь; 6— гайка: 7, 8 — ручки; 9 — винт; 10 — пятка; 11 — направляющая; 12 — втулка; 13— ось; 14 — подкладка; 15 -хвостовик; 16 — корпус пятки; 17 — подшипник;' 18 - - винт стопорный;
/9 —гайка; 20 —-втулка
Монтаж и демонтаж в зимнее время следует выполнять в помещении с температурой воздуха выше 0° С. В тех случаях, когда все же приходится производить монтаж и демонтаж пневмати-
219
ков при минусовых температурах, необходимо соблюдать особую осторожность, чтобы предохранить камеру от повреждений вследствие увеличения ее жесткости.
Монтаж и демонтаж бескамерных пневматиков принципиально не отличается от монтажа и демонтажа пневматиков с камерой. Особенностью монтажа является необходимость более быстрого наполнения пневматика воздухом, что достигается путем изъятия золотника из вентиля перед началом наполнения. При изъятом золотнике пневматик быстро наполняется воздухом и при давлении 2—3 кгс/см2 происходит частичная посадка бортов пневматика на профильную часть барабана, что создает надежную герметизацию. После этого ввертывается золотник и пневматик заполняется воздухом до рабочего давления.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.	Б а шт а Т. М. Самолетные гидравлические приводы и агрегаты. М., Оборонгиз, 1991.
2.	Бельский В. Л. и др. Конструкция летательных аппаратов. М., Оборонгиз, >1963.
3.	Беляев И. М. Сопротивление материалов. М., Гостехтеорет-издат, 1958.
4.	В о р о н о в А. А. Элементы теории автоматического регулирования. М., Оборонгиз, 1954.
5.	Е г е р С. М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов. М., «Машиностроение», 1964.
6.	3 а й ц е в А. М., Ко рост ашевский Р. В. Авиационные подшипники. М., Оборонгиз, 1963.
7.	Кр а гел ьски й И. В., Виноградова И. Э. Коэффициенты трения. М., Машгиз, 1962.
8.	Повышение эффективности тормозных устройств. [Сборник статей]. М., Изд-во АН СССР, 1959.
9.	Трение и износ в машинах. [Сборник статей]. М., Изд-во АН СССР, 1958, вып. XII.
10.	Харкевич А. А. Автоколебания. М., Гостехтеоретиздат, 1954.
11.	Хользунов А. Г. Основы расчета пневматических приводов. М., Машгиз, 1959.
12.	Ч у п и л к о Г. Е. Самолетные тормозные устройства. М., Оборонгиз, 1940.
13.	Чичинадзе А. В. Расчет и исследование внешнего трения при торможении. М„ «Наука», 1967.
14.	Шейнин В. М. Весовая и транспортная эффективность пассажирских самолетов. М., Оборонгиз, 1962.
15.	Шульженко М. Н., Мостовой А. С. Курс конструкции самолетов. М., «Машиностроение», 1971.
16.	Авторское свидетельство № 247793, 1969. Официальный бюллетень Комитета по делам изобретений и открытий при Совете' Министров СССР, 1969, № 22.
17.	Авторское свидетельство № 168134, 1964. Официальный бюллетень Комитета по делам изобретений и открытий при Совете Министров СССР 1965, № 3.
18.	Авторское свидетельство № 145140, 1960. Официальный бюллетень Комитета ио делам изобретений и открытий при Совете Министров СССР. 1962, № 4.
19.	Авторское свидетельство № 201077, 1967. Официальный бюллетень Комитета по делам изобретений и открытий при Совете Министров СССР, 1967, № 17.
20.	.Авторское свидетельство № 199680. 1967. Официальный бюллетень Комитета ио делам изобретений и открытий при Совете Министров СССР, 1967, № 15.
21.	Авторское свидетельство № 234062, 1968. Официальный бюллетень Комитета по делам изобретений и открытий при Совете Министров СССР, 1969, № 3.
221
22.	Авторское свидетельство № 171702, 1963. Официальный бюллетень Комитета но делам изобретений и открытий при Совете Министров СССР, 1965, №11.
23	Anti-Skid Device Ретта Research and Development «Journal of the RAS»; 1963, vol. 71, No. 633.
24.	Automatic Adjustment Device for a Brake, «Automobile Engineer», 1966, vol. 56, No. 1.
25.	Me Bee L. S., Effective Braking—a key to air transportation progress, «SAE preprints», 1969, No. 376.
26.	Collins R. L. and Brack R. I., Experimental Determination of Tire Parameters for Aircraft Landing Gear Shimmy Stability Studies, «АТАА Paper N 68—311, AIAA/ASME, 9th Structures, Structural Dynamics and Materials Conference, Palm Springs, California, April 1—3. 1968.
27.	Conway H. G., Landing Gear Design, London, 1958.
28	Davis J. E., C u г г у R. C., The Cost of Landing and Airplane, «SAE Journal», 1963, vol. 71, No. 12.
29.	Dunlops New High Speed Aircraft Tire Test Installation, «Interavia Air Letter», 1968, No. 6473.
30.	Liquid-Cooled Brakes, «Airlift», 1961, vol. 24, No. 18.
31.	Madnesium-Lithium Alloys Combine Lightness and Stiffness, «.Materials in Design Engineering», 1965, vol. 62, No. 5.
32.	Mo neh er F. L., T а у 1 о r L. D_, Design Trends and Developments, «Mashine Design», 1962, vol. 34, p. 166.
33.	Neue Fahrwerke der Firms Messier, «Luftfahrtzubeor», 1966, No. 1.
34.	Note Stir La’Technique Messier en Mateiere, 1968.
35.	Rader und Bremsen, «Luftfahrzubehor», 1966, N 1.
36.	Ring Dise, New Approach to Aircraft Brake Design, «American Aviation», 1964, vol. 27, No. 10.
37.	S c h u 1 z e К. H, Beck m a n L., Die Griffigkett nasser strapendecken bei verschiedenen gesehwindigkeiten, «ATZ», 1963, 65, No. 7.
38.	USAF Performs tests on XB-70 Brakes, «Aviation Week and Space Technology, 1963, vol. 78, No. 1.
39.	Zwangsluftkiihlung fiir Bremsen, «Luftfahrtzubehor», 1966, No. 1.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Предисловие....................................................... 3
Глава I. Шасси самолета ....	......................... .	5
'1. Конструктивные схемы шасси................................ 6
2. Основные геометрические параметры трехопорного шасси с носовым колесом п компоновка его на самолете .	.11
3. Система амортизации шасси..................................16
Глава II. Нагрузки, действующие на колеса и тормоза...............22
1. Общие требования к колесам и тормозам......................22
й. Момент силы сцепления колеса с покрытием ВПП.............. 23
3. Силы, действующие на колесо при движении самолета..........28
4. Определение кинетической энергии, преобразуемой тормозами в тепло при торможении самолета................................. 32
Глава III. Основы расчета на прочность колеса и тормоза...........36
1.	Расчет колеса, находящегося под давлением воздуха в пневматике ..........................................................36
2.	Определение напряжений в катящемся	колесе	. ..............42
3.	Расчет	подшипников колеса................................. 45
4.	Расчет	основных характеристик и прочности	тормоза колеса ... 49
5.	Расчет	энергоемкости тормозного узла	.	  57
6.	Расчет	деталей тормоза на прочность....................... 58
7.	Особенности расчета тормоза па прочность при воздействии на колесо боковых перегрузок .................................... 61
Глава IV. Конструкции авиационных тормозных колес .	.65
!1	. Колеса с дисковыми тормозами .	..................... .	65
2.	Колеса с камерными тормозами.............................  68
3.	Колеса с колодочными тормозами............................ 71
4	Специальные колеса.........................................72
5.	Конструкции основных узлов колес и тормозов	74
Глава Г. Пневматики авиационных колес . .	 79
il. Основные характеристики пневматиков ....	79
2. Конструкции авиационных пневматиков........................84
Глава VI. Фрикционные и конструкционные материалы для тормозов и колес.........................................................  92
il Материалы для фрикционных пар тормозов.....................92
'2. Конструкционные материалы для колес......................100
Глава VII. Основы подбора пневматиков, колес и тормозов при проектировании самолетов	.	.102
1.	Подбор пневматика........................................102
2.	Определение размера колеса ........................ .	. .	104
3.	Определение веса колеса................................  106
Глава VIII. Тормозные системы самолетов...................... ...	113
1.	Основные требования к тормозным системам.................113
2	Тормозные системы с прямым (непосредственным) управлением 114
223
Сто.
3.	Тормозные системы с дистанционным управлением ............116
4.	Расчет пневматической тормозной системы...................120
5.	Расчет гидравлической тормозной системы	.	. .	124
Глава IX. Автоматизация процесса торможения ...	....... 130
1.	Условия возникновения блокировки (юза) колее. Принципиальная схема системы антиюзовой автоматики......................130
2.	Конструкция и принцип работы электроинерцпоиного датчика и автомата прямого действия..................................131
3.	Применяемые тормозные системы и системы антиюзовой автоматики . ................................................... . . 138
Глава X. Конструкции агрегатов тормозных систем.......... .	. 152
1. Агрегаты пневматических тормозных систем .	...	152
'2. Агрегаты гидравлических тормозных систем . ..............158
3. Агрегаты тормозных систем с дистанционным управлением . . . 170
Глава XI. Системы охлаждения авиационных тормозов и регулирования давления в пневматиках ........................................ .175
1. Способы охлаждения тормозов и колес . . .	.......... .175
/2. Системы регулирования давления в пневматиках..............180
3. Агрегаты систем жидкостного охлаждения и регулирования давления в пневматиках ........................................ 183
Глава XII. Стендовые испытания посадочных и тормозных устройств самолета......................-................................  188
1.	Испытания стоек шасси............'....................... 188
2.	Основные виды испытаний колес............................ 190
3.	Испытания тормозов........................................192
4.	Оборудование для испытания колес и тормозов...............193
5.	Стендовая проверка инерционных датчиков и аптиюзовых автоматов , .................................................... 195
6.	Стендовые испытания тормозных систем и систем антиюзовой автоматики...........................................:	. : . 197
Глава XIII. Основные положения проведения летных испытаний колес ’ и тормозных систем ...	. .	.....201
1.	Общие сведения .......................................    201
2.	Наземные испытания .	.............................. 202
3.	Летные испытания..........................................204
Глава XIV. Основные правила технической эксплуатации тормозных устройств, колес и пневматиков...................................206
11. Правила пользования тормозами, колесами и ппевматнками . . . 206
2.	Монтаж снаряженного колеса на шасси самолета..............208
3.	Регламентные работы.....................................  212
4.	Монтаж и демонтаж пневматикой ........................... 213
Список литературы............................................221
Иван Иванович Зверев Сергей Сергеевич Коконин
ПРОЕКТИРОВАНИЕ АВИАЦИОННЫХ КОЛЕС И ТОРМОЗНЫХ СИСТЕМ
Редактор 3. Горбатова	Художник А. Я- Михайлов
Техн, редактор Т. С. Старых	Корректор В. Е. Блохина
Т—18113	Сдано в набор 31/VII-1972 г.	Подписано в печать 10/ХЫ972 г.
Формат СОХЭО’/и Печ. л. 14,0 Уч.-изд. л. 13.3. Бум. л. 7,0 Бумага № 2 Тираж 2 200 экз. Изд. зак. № 3172. Цена 81 коп. Тем. план 1972 г.. № 174 Издательство «Машиностроение», Москва, Б-78, 1-й Басманный пер., 3. 
Московская типография № 8 «Союзполиграфпрома» прн Государственном комитете Совета Министров СССР по делам издательств, полиграфии и книжной торговли. Хохловский пер., 7. Зак. 1490.
Замеченные опечатки
Стр.	Строка	Напечатано	Следует читать
11	13 снизу	левую н правую подкрыль-	левой и правой подкрыль-
		ные стойки	ных стоек
53	Формула	Д4Т <он>т	
	(3.32)	2	~ 2лГ2
58	15 сверху	Кинематическая	Кинетическая
97	19 снизу	НВ 60—95	HRF 60—95
125	6 снизу	9,81	981
162	3 сверху	жесткости	жидкости
162	6 сверху	растормаживания	затормаживания
169	6 сверху		Vk.o	Vj
		Ож	С?ж2	Рж	Q>k1
Заказ 1490/3172