Самолетный взлетный трамплин

 

Сущность изобретения: продольный профиль трамплина задан рядом ординат кривой, обеспечивающей самолету при его разбеге требуемую вертикальную скорость. Согласно изобретению профиль выполнен в виде кусочно-линейной зависимости высоты трамплина от его длины, точки излома которой лежат на исходной кривой. 7 ил.

Изобретение относится к авиации, более конкретно к аэродромному оборудованию, и может быть использовано в конструкции трамплинов, обеспечивающих укороченный взлет самолетов с горизонтальной поверхности.

Известен самолетный взлетный трамплин (патент Великобритании N 2044696, кл. B 64 F 1/04, 1980). Трамплин предназначен для легкого самолета, оснащенного тандемным шасси, и выполнен из криволинейных рельсов, продольный профиль которых в основной своей части выполнен в виде дуги окружности большого радиуса, переходящей в передней своей части в прямую, касающуюся горизонтальной поверхности.

Недостатком такого трамплина является то, что для самолетов, не оснащенных дополнительными подъемными или подъемно-маршевыми силовыми установками, трамплин будет иметь значительную длину, что приведет к усложнению конструкции, увеличению трудоемкости его установки и демонтажа. Кроме того, такой трамплин не обеспечивает безопасное движение по нему самолетов, имеющих большую взлетную массу.

Известен самолетный трамплин (патент Великобритании N 2015441, кл. B 64 F 1/04, 1979). Данный трамплин также предназначен для легкого вертикально взлетающего самолета типа "Хариер". Трамплин выполнен из трех шарнирно соединенных между собой складывающихся секций, главная из которых установлена на шасси автомобильного трейлера. Продольный профиль трамплина выполнен в виде дуги большого радиуса, плавно сопрягающейся с горизонтальной поверхностью.

Такой трамплин также будет иметь значительную протяженность для самолетов с большой взлетной массой или не имеющих подъемно-маршевых установок, что приведет к большой массе трамплина, невозможности его установки на трейлере, затруднит транспортировку и его монтаж-демонтаж.

Наиболее близким аналогом является взлетная рампа для самолета (патент Великобритании N 2066750, кл. B 64 F 1/04), запатентованная также и в других странах (США, Франция).

Заявленное устройство представляет собой самолетный взлетный трамплин, приспособленный для взлета с горизонтальной поверхности для самолетов, имеющих амортизируемое шасси. Трамплин имеет продольный профиль модифицированный от круговой дуги так, что при движении по нему с постоянным ускорением шасси будет обжато и центр масс самолета будет перемещаться по кривой, обеспечивающей взлет самолета с требуемой вертикальной скоростью.

Профиль трамплина определяется уравнениями здесь Y_T текущее значение высоты трамплина; X текущее значение длины трамплина; ΔZ приращение обжатия "обобщенной" опоры шасси относительно значения, соответствующего движению самолета непосредственно перед наездом на трамплин; ΔY вертикальное смещение центра масс самолета относительно значения, имевшего место непосредственно перед наездом самолета на трамплин; M масса самолета; V средняя скорость прохождения самолета по трамплину; a суммарное значение коэффициентов жесткости опор шасси; 2h суммарное значение коэффициентов демпфирования опор шасси;
заданный прирост нормальных нагрузок на опоры шасси при движении самолета по трамплину;
ΔQ^*_1доп, ΔQ^*_2доп максимально-допустимый по прочности прирост нормальных нагрузок на переднюю и основную опоры шасси соответственно по отношению к нагрузкам, имевшим место непосредственно перед наездом самолета на трамплин.

Данное изобретение представляет собой попытку определить профиль трамплина, обеспечивающий постоянную нормальную нагрузку на опору шасси, и таким образом уменьшить необходимую длину трамплина при обеспечении заданной вертикальной скорости самолета в момент схода с него. При этом профиль трамплина определяется для "обобщенной" опоры шасси, заменяющей реально существующие передние и основные опоры. Кроме того, при определении профиля не учитываются подвижные части опор (колесо, шток амортизатора и т.д.). Принятые упрощения приводят к ошибкам при определении профиля трамплина и, как следствие, к ошибкам при определении реальных нагрузок на опоры шасси, что при принятом условии взлета с полностью обжатым шасси может привести в одних случаях к поломкам шасси, элементов конструкции самолета и к созданию аварийных ситуаций. В других случаях может привести к неоправданному увеличению длины трамплина.

Более того, продольный профиль предложенного трамплина является криволинейным, с переменной по знаку и величине кривизной. Изготовление такого трамплина усложнено, требует значительных затрат, что приводит к его большой себестоимости.

Задача изобретения создание взлетного трамплина с продольным профилем, обеспечивающим надежный безопасный взлет самолета с заданной вертикальной скоростью без превышения заданных нормальных нагрузок на опоры шасси. Кроме того, трамплин должен иметь минимальные габаритные (длина) и весовые параметры для обеспечения его транспортабельности, простоты демонтажа, установки и минимальную стоимость.

Согласно изобретению поставленная задача достигается тем, что в самолетном взлетном трамплине, преимущественно для самолетов с амортизирующим шасси, продольный профиль которого задан рядом ординат кривой, обеспечивающей самолету при его разбеге требуемую вертикальную скорость, кривая определена из условия непревышения допустимых нагрузок на опоры шасси (переднюю и основные), а сам продольный профиль выполнен в виде кусочно-линейной (ломаной) линии, точки излома которой лежат на исходной кривой.

Кроме того, целесообразно для широкого круга реально существующих самолетов продольный профиль трамплина выполнять в виде ломаной линии, лежащей в определенной области, состоящей из соединенных и последовательно расположенных друг за другом первого, второго, третьего и четвертого участков с координатами:
y₀=0,0001-0,002 L,
y^d₁ = 0,026L, y^y₁ = 0,015L, x₁= 0,4L; x₁=0,4 L;
x₂=0,6 L;
x₃=0,8 L;
x₄=L;
где L длина трамплина;
x₁, x₂, x₃, x₄ горизонтальная координата задней границы соответственно первого, второго, третьего и четвертого участков;
соответственно ордината передней кромки трамплина и ординаты верхних и нижних пределов задней границы первого, второго, третьего и четвертого участков. При этом линейные элементы ломаной линии выполнены с длиной, равной 0,02-0,25L, а разница в углах наклона к горизонту соседних линейных элементов составляет 0-2^o30'.

Выполненный таким образом самолетный трамплин позволяет производить надежный и безопасный взлет с обеспечением заданных скоростей (вертикальной и горизонтальной) для конкретного самолета.

Кроме того, трамплин имеет минимальную длину при заданных нагрузках на опоры шасси. А минимальная длина трамплина, особенно при выполнении его из нескольких секций, позволяет осуществлять простой и легкий монтаж-демонтаж и перемещение трамплина с помощью транспортных средств в любое место летного поля в зависимости от его состояния, погодных условий.

Более того, выполнение трамплина из плоских участков упрощает конструкцию и технологию его производства, снижает себестоимость.

На фиг. 1 показан принцип формирования продольного профиля трамплина согласно изобретению; на фиг. 2 и 3 схемы профилей трамплинов для реально существующих самолетов; на фиг. 4 схема построения продольного профиля трамплина с помощью кусочно-линейной ломаной линии; на фиг. 5 область существования продольных профилей трамплинов для реально существующих самолетов; на фиг. 6 изменение характеристик конкретного самолета при движении по трамплину; на фиг. 7 график изменения нагрузки на переднюю опору шасси самолета при движении по трамплину.

Продольный профиль трамплина, предназначенного для укороченного взлета самолета с горизонтальной поверхности, в соответствии с изобретением определяется следующим образом.

Предполагается, что взлетающий с трамплина самолет оснащен амортизирующим шасси с передней и с основными опорами и центром масс, расположенным между этими опорами.

Кроме того, примем допущения:
скорость самолета при движении по трамплину постоянна и равна V средней его скорости на трамплине;
угол тангажа самолета при движении его по трамплину остается малым, так что sinv = ν, где ν - угол тангажа самолета.

Перед наездом на трамплин самолет предполагается находящимся в равновесии. Тогда из условий равенства сил и продольных моментов можно определить нагрузки на опоры шасси непосредственно перед наездом самолета на трамплин -Q^*_io, i = 1,2. Этим нагрузкам на опоры в статике соответствуют усилия в амортизаторах Q_io, i=1,2, которым в свою очередь в статике соответствуют обжатия амортизаторов S_io, i=1,2. (Далее индекс "i"=1 будет соответствовать передней опоре, а "i"=2 основной (задней)).

Для дальнейшего рассмотрения целесообразно ввести понятие эквивалентной опоры телескопического типа.

Примем вполне оправданное допущение, что при обжатии амортизатора опоры на величину ΔS_i, i=1,2 перемещением оси колеса, параллельным продольной оси самолета, относительно его центра масс можно пренебречь. Это означает, во-первых, что плечи нормальных нагрузок, действующих на опоры шасси, передней и основной соответственно, l₁, l₂ относительно центра масс самолета остаются неизменными в течение всего движения самолета по трамплину, во-вторых, перемещение оси колеса относительно центра масс самолета сводится к ее перемещению перпендикулярно продольной оси самолета -ΔS^*_i, i = 1,2, которое можно трактовать и как обжатие амортизатора некоторой эквивалентной опоры телескопического типа.

Введение эквивалентной опоры позволяет утверждать, что усилие в ее амортизаторе и есть нормальная нагрузка на ось колеса реальной опоры, которое и нормируется из условий прочности.

С учетом принятого допущения усилие в амортизаторе эквивалентной опоры определяется из условия равенства элементарных работ усилий в амортизаторах реальной и эквивалентной опор:
Q^*_iδS^*_i = Q_iδS_i при i=1,2,
где Q^*_i и δS^*_i усилие в амортизаторе и элементарное приращение его обжатия для эквивалентной опоры;
Q_i и δS_i для реальной опоры, i=1,2.

Отношение i=1,2 в общем случае функция величины обжатия реального амортизатора S_i, i=1,2 и определяется из соотношений, зависящих от конкретной кинематической схемы опоры. Однако практически величина , i=1,2 при изменении S_i от нуля (необжатый амортизатор) и до S^m_i^ax (полностью обжатый амортизатор) меняется незначительно. Поэтому, приняв некоторое среднее значение Ψ_i, i= 1,2, можно считать его постоянной величиной для всего диапазона обжатия реального амортизатора. При этом усилие в амортизаторе эквивалентной опоры определяется так:

где усилие в амортизаторе реальной опоры.

Данной усилие можно представить в виде трех слагаемых: первое связано со сжатием газа Q_G(S); второе гидравлическое сопротивление третье сила трения Q_F.

Составляющая Q_G является функцией обжатия амортизатора. Вид этой функции в зависимости от того, двухкамерным или однокамерным является амортизатор, более или менее сложный. В любом случае будем считать, что зависимость Q_Gi(S_i), i= 1,2 для данного типа самолета известна, причем ΔQ_Gi(DS_i)=0 при DS_i=0, i=1,2.

Составляющая Q_L записывается как i=1,2, здесь σ_i зависит от параметров амортизатора и является известной для каждого типа самолетов.

Силу трения можно представить в виде

где μ_i коэффициент трения;
.

Качественная картина обжатия амортизатора опоры, движущейся по трамплину с профилем, обеспечивающим заданное приращение нагрузки на эту опору, такова: так как непосредственно перед наездом самолета на трамплин скорость обжатия амортизатора равна нулю, а само обжатие соответствует усилию в амортизаторе Q_i0, т. е. равно S_i0, i=1,2, то сразу же после наезда колеса опоры на трамплин усилие в ее амортизаторе не может оказаться равным Q_iзад, i=1,2. Это было бы возможным лишь, если бы масса подвижных частей опоры была равна нулю. Следовательно, необходим некоторый интервал времени после наезда опоры на трамплин, в течение которого скорость обжатия амортизатора и само это обжатие будут расти, пока их значения не станут соответствовать значению усилия в амортизаторе Q_iзад, i=1,2. Дальнейшее обжатие должно происходить уже при постоянном усилии в амортизаторе Q_iзад, i=1,2, и по мере увеличения значения обжатия его скорость должна будет уменьшаться. Наконец, при некотором обжатии его скорость должна стать равной нулю и сохраняться таковой при всем дальнейшем движении опоры по трамплину.

Таким образом, в процессе всего движения ≥0, i=1,2. Это позволяет записать , i=1,2.

Для определения ординаты профиля трамплина для каждой опоры шасси справедливо соотношение

где y_iт ордината профиля трамплина;
Δy_i приращения ординат точек пересечения продольной оси самолета с перпендикулярами, опущенными на нее из точек, соответствующих осям колес опор шасси;
ΔZ_i- приращения обжатий опор шасси относительно значений, имевших место непосредственно перед наездом самолета на трамплин, вычисленные в предположении, что массы подвижных частей опор равны нулю;
ΔZ_mi- поправки к обжатию опор, учитывающие отличие от нуля массы подвижных частей опор, i=1,2.

Будем также считать, что зависимость нагрузок на пневматики колес опор от их обжатия определяется известными для каждого типа самолетов функциями: P_iпн F_i(y_iпн), i=1,2.

Определим из (5) входящие туда компоненты сначала для передней опоры, наезд которой на трамплин происходит такой, как примем в момент времени t=0.

Изменение ординаты оси колеса Δy_m, которое можно представить как Δy_к1= Δy₁+ ΔS^*₁ описывается уравнением

где m₁ масса подвижных частей передней опоры;
ΔP_1пн = P_1пн- ΔQ^*₁₀ приращение нагрузки на пневматик колеса передней опоры;
ΔQ^*₁ - приращение нормальной нагрузки на ось колеса передней опоры, ΔQ^*₁ = Q^*₁ - Q^*₁₀
ΔS^*₁ - та часть общего обжатия передней опоры, которая имеет место между осью колеса и продольной осью самолета, или иначе приращение обжатия амортизатора эквивалентной телескопической опоры, связанное с приращением обжатия амортизатора реальной опоры ΔS₁ соотношением
Тогда для приращения обжатия пневматика, которое является частью общего обжатия опоры, имеющего место между осью колеса опоры и поверхностью трамплина, получаем

Входящее в (6) выражение и, следовательно, входящее в (5) значение Δy₁ находятся следующими рассуждениями. Вертикальное перемещение центра масс самолета y_y.T и изменение угла тангажа Δν описываются уравнениями
.

Приращением аэродинамических подъемной силы и продольного момента самолета при движении его по трамплину пренебрегли.

Величины Δy_i связаны со смещением центра масс самолета и приращением угла тангажа соотношениями , используя которые и вводя обозначение r²_z J_z/M, получим
.

Из (7) следует, что для определения входящей в (6) производной , необходимо помимо значения ΔQ^*₁ знать и величину ΔQ^*₂ при движении самолета по трамплину с профилем, обеспечивающим заданное приращение нормальной нагрузки на переднюю опору.

Определение компонент из (5) для каждой опоры необходимо для двух временных интервалов: первый от наезда опоры на трамплин в момент времени t=0 и до момента, когда нормальное усилие на оси колеса станет равным заданному значению ; второй после этого момента, когда заданное усилие остается постоянным.

От момента наезда на трамплин передней опоры и до момента наезда основных, т.е. на временном интервале 0≅t≅l/v, l=l₁+l₂ можно принять, что ордината оси колеса основной опоры y_k2 остается неизменной и, кроме того, неизменной остается ордината точки пересечения продольной оси самолета с осью, эквивалентной телескопической основной опоре. Тогда на данном временном интервале постоянна величина h₂=y₂-y_k2. При t > l/v это допущение принимать уже нельзя.

От момента наезда на трамплин основных опор (t=l/v) и до момента схода с трамплина передней опоры угол атаки самолета можно считать меняющимся практически линейно. Согласно расчетам это свойство характерно для многих типов самолетов, что позволяет при t > l/v приближенно принять .

Поскольку характеристики современных самолетов таковы, что всегда можно выбрать (о выборе значений i=1,2 будет подробнее изложено ниже), то при t > l/v приращение нормальной нагрузки на ось колеса передней опоры уже равно ΔQ^*_{зад u}. Тогда справедливо соотношение

Определим сначала для , т.е. когда ΔQ^*₁ = ΔQ^*_{1 зад}.

При изменение угловой скорости тангажа самолета, как следует из изложенного, описывается одним из следующих уравнений:

отсюда получается связь между ΔQ^*_{1 зад} и ΔQ^*₂ на временном интервале :

Подстановка соотношения (9) в первое уравнение системы (7) дает . Интегрирование этого уравнения с начальными (для рассматриваемого интервала времени) условиями, получившимися в результате предшествовавшего моменту времени движения передней опоры по трамплину, дает зависимость Δy₁(t).

Поскольку при tl/v еще справедливо соотношение (9), то после интегрирования с учетом этого соотношения уравнения (8) и подстановки полученной функции 2ΔQ^*₂(t) в первое уравнение системы (7) получаем

Интегрирование последнего уравнения с начальными для интервала времени t ≥ l/v условиями дает зависимость Δy₁(t) при t ≥ l/v.

Уравнение, описывающее изменение той части общего обжатия опоры, которая имеет место между осью колеса и продольной осью самолета - ΔS^*_1/ c учетом соотношения (4) представляется в виде

где τ₁ момент времени, когда скорость обжатия амортизатора передней опоры становится равной нулю (см. ранее). Интегрирование данного уравнения с начальным для временного интервала условием дает зависимость ΔS^*₁(t).

На временном интервале , т.е. когда ΔQ^*₁ еще не достигло ΔQ^*_{1 зад}, ΔS^*₁ должно удовлетворять следующим требованиям:
(отсутствие "ступеньки" в профиле при въезде на трамплин);
(невозможность мгновенного скачка скорости обжатия амортизатора в момент въезда опоры на трамплин);
(отсутствие "ступеньки" при въезде опоры на трамплин из-за "скачка" в ΔY_1пн из (6)).

Если на этом временном интервале рассматривать ΔS^*₁(t) как полином, то с учетом изложенных соображений наименьшая степень такого полинома должна быть равной n=3, т.е. функцию ΔS^*₁(t) следует искать в виде где B_1n, n=0,1,N коэффициент, подлежащий определению. О способе определения этих коэффициентов будет изложено ниже.

Поскольку, как указывалось, можно выбрать , то для справедливо уравнение
.

Интегрируя которое с начальными условиями получает зависимость ΔY₁(t) на данном временном интервале
А для ΔY_1пн получаем .

В предположении, что масса подвижных частей опоры шасси равна нулю, получаем компоненту ΔZ₁ из (5)
.

Учет массы подвижных частей опоры приводит к необходимости введения дополнительного члена ΔZ_m1/ , определяемого таким образом:
.

Кроме того, учет массы подвижных частей опоры приводит к необходимости наличия у профиля трамплина начального участка, где приращение нормальной нагрузки растет от нуля в момент наезда опоры на трамплин и до заданного значения к концу этого участка. Попытка не учитывать этот участок, как показали расчеты, приводит к превышению заданного значения нормальной нагрузки на этом участке трамплина.

Рациональный профиль, обеспечивающий заданное приращение нормальной нагрузки, должен быть определен и для основной опоры. В принципе эта процедура аналогична той, что имела место для передней опоры, с той лишь разницей, что вместо второго уравнения системы (7) можно приближенно, рассматривать уравнение
.

Оправдано это потому, что после достижения приращением нормальной нагрузки на основную опору заданного значения даже при
На временном интервале же как показывают расчеты, вклад компонент Δy_i, i = 1,2 в формировании профиля y_iт, i=1,2 настолько мал, что вообще можно не учитывать.

Текущее время движения той или иной опоры по трамплину связано с горизонтальной координатой трамплина соотношением x=vt. В частности Δy_i, i = 1,2 i=1,2.

Тогда соотношения для получения формы профилей трамплинов, обеспечивающих заданные приращения нормальных нагрузок на опоры шасси, можно записать:
для передней опоры ,
здесь уравнение для определения y_1т= Δy₁+ Δz₁+ Δz_m1 с соответствующими начальными условиями
Δy_1/

.

Коэффициенты B_1n, n=0,1,N определяются из условий .

Из этой системы N+1 алгебраического уравнения и определяется N+1 коэффициент B_1n, n=0,1,N. Тогда
Для основной опоры . Здесь уравнение для определения с соответствующими начальными условиями:
y_2т = Δy₂+ ΔZ₂+ ΔZ_m2/



Итак, определены два профиля: первый y_T1(х) обеспечивает заданное приращение нормальной нагрузки на переднюю опору при движении самолета по такому трамплину; второй y_2T(x) на основную.

Единственное неопределенное значение , i= 1,2 может быть выбрано, хотя выбор этот непроизволен. Необходимо, чтобы на участке трамплина 0 ≅ x ≅ угол наклона трамплина к горизонту был неотрицательным. Существует значение , i= 1,2 такое, что при < сформулированное условие не выполняется. В явном виде значение указать очень трудно из-за громоздкости полученных выражений. Однако расчеты показали, что для многих типов самолетов достаточно выбрать ≥ 3 м, i=1,2, чтобы указанное условие удовлетворялось.

Очевидно, что единый профиль y_т(x)=min{y_2т(x), y_2т(x)} будет отвечать требованиям обеспечения заданного значения вертикальной скорости самолета в момент схода его с трамплина при минимальных габаритах последнего. Нормальные нагрузки на опоры шасси при этом не превысят своих заданных значений.

В явном виде выражения для y_iт, i=1,2, в частности для y_1т, могут быть получены, если аппроксимировать зависимости , например в виде квадратичной зависимости ΔQ_G1(ΔS^*₁), где a₁, b₁ определены, например по методу наименьших квадратов; зависимость ΔQ_G1 = a₁ΔS^*₁ + b₁ΔS^*2_1/ аппроксимировать например, как ΔP_1пн = F₁(Δy_1пн), а также принять, что на интервале ΔP_1пн = K₁Δy_1пн в зависимости ограничиться, например, N=2. В этом случае компоненты профиля из (5) записываются в виде










Аналогичным образом определяются параметры трамплина из условия непревышения допускаемых нагрузок на основные опоры шасси, принимая во внимание вышеприведенные доводы.

Принцип формирования продольного профиля трамплина приведен на фиг. 1 (где 1 кривая изменения ; 2 кривая изменения ΔY₁; 3 кривая изменения ΔZ₁; 4 кривая, представляющая сумму ΔZ_m1, т. е. продольный профиль трамплина, характерный для реально существующих самолетов, построенный из условия непревышения допустимых нагрузок на переднюю опору шасси. При этом масштаб по оси абсцисс, представляющий горизонтальную координату трамплина, выбран из соображений наглядности значительно меньшим, чем масштаб по оси ординат, представляющий вертикальный размер трамплина).

На фиг. 2 представлены кривые, определяющие продольный профиль трамплина, построенные в соответствии с вышеприведенной теорией. Здесь кривая 5 дает профиль трамплина, построенный из условия непревышения допустимой нагрузки на переднюю опору шасси, в то время как кривая 6 представляет собой профиль трамплина, построенный из условия непревышения допустимой нагрузки на основные опоры шасси. Таким образом, трамплин, построенный по кривой 6, не обеспечит безопасный взлет самолета из-за значительного превышения нагрузок на переднюю опору шасси, т.е. для трамплина должен быть принят профиль, соответствующий кривой 5, помеченной крестиками. Подобная картина характерна для большинства существующих самолетов.

Однако есть самолеты, для которых в силу их компоновочной схемы характер кривых изменяется.

На фиг. 3 представлены продольные профили 5, 6, построенные соответственно для передней опоры и задних опор шасси. Очевидно, что для данного случая профиль трамплина должен быть выполнен по сложной кривой 7, помеченной крестиками и представляющей собой составную кривую, передняя часть которой является частью кривой 5, в то время как задняя часть представляет собой кривую 6. Таким образом, профиль должен быть выполнен по кривой 7, удовлетворяющей условию непревышения допустимых нагрузок на опоры шасси (переднюю и заднюю). Только в этом случае может быть обеспечен безопасный взлет самолета.

В соответствии с изобретением взлетный трамплин выполнен следующим образом.

Кривая линия, задающая продольный профиль трамплина для конкретного самолета с заданными характеристиками, определена из условий:
обеспечения требуемых скоростей (горизонтальной и вертикальной) самолета при покидании трамплина;
максимального использования амортизирующих свойств шасси самолета при непревышении допустимых эксплуатационных нагрузок на опоры шасси (переднюю или задние или переднюю и задние).

Для этого определяется кривая y_т(x)=y_1т(x), т.е. из условия создания допустимой нагрузки на переднюю опору шасси Q_{1 доп.}, далее кривая y_m(x)=y_2т(x) из условия создания допустимой нагрузки на задние опоры шасси Q_{2 доп.}. После чего в основу продольного профиля трамплина закладывается кривая, удовлетворяющая условию
y_m(x) min{y_1т(x),y_2т(x)}
Трамплин с продольным профилем, ординаты которого превысят ординаты указанной кривой, обладает тем свойством, что нормальные нагрузки на опоры шасси самолета, движущемуся по нему, могут превысить допускаемые, что влечет за собой превышение нагрузок на конструкцию самолета а в предельном случае его поломку, аварийную ситуацию. Трамплин, имеющий ординаты меньшие, чем у определенной выше кривой, обладает тем свойством, что нормальные нагрузки на опоры шасси будут меньше допустимых. Это ведет к более комфортному и безопасному взлету, но требует большей длины трамплина для обеспечения соответствующей вертикальной скорости самолета.

Однако реализовать трамплин с продольным профилем, заданным такой кривой, затруднительно из-за того, что сложная криволинейная зависимость потребует усложнения конструкции трамплина и технологии его изготовления.

С помощью расчетов, выполненных для ряда современных самолетов, установлена возможность аппроксимирования полученной кривой в виде кусочно-линейной зависимости высоты трамплина от его длины.

Как показано на фиг. 4, кривая 8, соответствующая условию
y_т(x) min{y_1т(x),y_2т(x)} заменяется кусочно-линейной ломаной зависимостью 9. При этом ординаты 10 зависимости 9 в точках излома соответствуют ординатам кривой 8. Длина 11 линейного отрезка 12 выбирается равной 0,02-0,25 L, где L длина трамплина. Выбор длины линейного отрезка осуществляется в указанном диапазоне в зависимости от характеристик самолета, расположения линейного отрезка по длине трамплина из условия непревышения допускаемых нагрузок на опоры шасси установленных ограничений при непревышении высоты трамплина ординат кривой 8 на вогнутых ее участках либо недопущения нежелательного увеличения длины трамплина на выпуклых участках. Желательно, при выполнении указанных условий выполнять длину линейных участков максимально большой для обеспечения максимального упрощения конструкции.

Кроме того, желательно, чтобы разница 13 в углах наклона к горизонту соседних линейных отрезков находилась в диапазоне 0-2^o30' также из условия недопущения нежелательных нагрузок на конструкцию и значительных угловых ускорений самолета.

Первый линейный отрезок 14 начинается от передней кромки и выполнен наклоненным к горизонту под углом 15, равным 2-4^o. Величина угла 15 зависит от массы n характеристик самолета и выбирается из условия обеспечения нагружения опор шасси от стояночной нагрузки до максимально допустимой.

Передняя кромка трамплина имеет координаты X=0, Y=0,0001-0,002 L, что зависит от технологических требований, материала трамплина, диаметра колес шасси. При этом меньшие значения характерны для трамплинов, предназначенных для тяжелых самолетов, требующих для своего взлета большей длины трамплина L.

В любом случае желательно, чтобы высота передней кромки трамплина не превышала допустимых норм на возможную высоту перепада между двумя плитами ВПП.

Получив из приведенных соотношений зависимости от времени приращений нормальных нагрузок на переднюю и основную опоры шасси самолета при прохождении им трамплина, для заранее известной минимально необходимой для успешного взлета самолета его вертикальной скорости в момент схода с трамплина ΔY₁, ΔZ₁, ΔZ_m1 можно из соотношения - V^*_у оценить значение T необходимого для достижения времени движения самолета по трамплину с найденным профилем и, следовательно, необходимую L_тр. длину трамплина, связанную со значением T соотношением L_тр=VT.

Проведенные исследования и расчеты показали, что для подавляющего большинства существующих самолетов с взлетной массой 5-30 тыс. кг продольный профиль трамплина может быть представлен в обобщенном виде в безразмерных координатах, отнесенных к характерному размеру трамплина, а именно к его длине. Кроме того, такой обобщенный профиль трамплина расположен в определенной области, также выраженной в безразмерных координатах. При этом определенная область 16 (фиг. 5) состоит из первого 17, второго 18, третьего 19, четвертого 20 участков, характеризующихся условиями движения по ним самолета при разбеге. Так, первый участок 17 характеризуется нагружением опор шасси от стояночной до максимально допустимой. При прохождении второго участка 18 и третьего участка 19 происходит стабилизация нагрузок на опоры шасси. Четвертый участок 20 характерен тем, что здесь происходит разгон самолета до требуемых вертикальных скоростей с нагруженными постоянной нагрузкой опорами шасси.

Для существующих самолетов и реально прогнозируемых самолетов недалекого будущего определенная область 16 может быть выражена в координатах
V^*_у
где L длина трамплина;
X₁, X₂, X₃, X₄ горизонтальная координата задней границы соответственно первого, второго, третьего и четвертого участков;
y_o, y^в₁, y^н₁, y^в₂, y^н₂, соответственно ордината передней кромки трамплина и ординаты верхних и нижних пределов задней границы первого, второго, третьего и четвертого участков.

При этом верхняя граница определенной области от y^в₃, y^н₃, y^в₄, y^н₄ определяется профилем, обеспечивающим максимально допустимую по прочности нормальную нагрузку на являющуюся критической переднюю опору шасси наиболее легкого самолета. Начиная с > 0,8 границу определяет профиль, дающий максимально допустимую нагрузку на переднюю опору наиболее тяжелых самолетов со сравнительно малой взлетной скоростью порядка 200 км/ч.

Нижняя граница до ≈ 0,4 также определяется профилем для наиболее тяжелых самолетов. В области 0,4-1,0 нижняя граница определенной области 16 задана из условия обеспечения приемлемых характеристик самолетов при покидании трамплина. В частности, из-за желания обеспечить небольшие угловые скорости.

Кроме того, нижняя граница определенной области 16 выбирается из условия недопущения значительного увеличения длина трамплина.

Как показали расчеты, проведенные для современного самолета с массой 6-8 т и взлетной скоростью порядка 260 км/ч, продольный профиль трамплина может быть выполнен в виде ломаной линии 21 (фиг. 5). Параметры трамплина составляют: длина 14 м; высота на его заднем срезе 0,75 м.

Математическое моделирование процесса взлета самолета с такого трамплина показывает, что при движении со скоростью, представленной кривой 22 (фиг. 6), вертикальная скорость изменяется по кривой 23 и в конце трамплина достигается заданная V_y=5 м/с.

При этом угол атаки самолета (кривая 24) и угловая скорость (кривая 25), изменяются в допустимых диапазонах.

Кроме того, нагрузка на переднюю опору шасси, являющуюся критической для такого самолета, также изменяется в допустимых пределах. Представленные на фиг. 7 результаты моделирования показывают, что нагрузка на переднюю опору шасси, определенная с учетом массы подвижных частей (кривая 26), изменяется в допустимых пределах к установленному уровню максимальной нагрузки 27, в то время как нагрузка, определенная для продольного профиля трамплина без учета подвижных частей (кривая 28), значительно превышает заданный максимальный уровень нагрузки 27, что может привести к поломке конструкции и созданию аварийной ситуации.

Таким образом, трамплин, выполненный согласно изобретению, обеспечивает надежный и безопасный взлет.

Сам трамплин может быть выполнен сборно-разборной конструкции. Для указанного случая трамплин может быть выполнен из семи секций, соединяемых на месте установки трамплина с помощью болтов. Каждая секция может быть выполнена сварной конструкции из стальных профилей и настилом из стального листа.

На стыке секций возможно появление "ступенек", однако высота таких ступенек не должна превышать установленных требований для ВПП.

Масса такого трамплина составляет порядка 22 т.

Выполненный из семи секций трамплин с помощью тягача с прицепом доставляется к месту установки, где и монтируется с помощью автокрана грузоподъемностью 6 т. Время сборки трамплина, включая время доставки от места хранения, составляет 1 ч. Время демонтажа трамплина 40 мин.

Трамплин является транспортабельным, достаточно легко доставляется, собирается разбирается на месте установки. Подобное выполнение трамплина предопределяет его широкое использование. Так, трамплин может быть легко доставлен в любую точку летного поля в зависимости от погодных условий и состояния летного поля. Кроме того, один и тот же трамплин может быть использован для нескольких типов самолетов. Так, выполненный из ряда секций для тяжелого самолета, он может использоваться и для легкого самолета с меньшим числом секций.

Формула изобретения

Самолетный взлетный трамплин, продольный профиль которого задан рядом ординат кривой, обеспечивающей самолету при его разбеге требуемую вертикальную скорость, отличающийся тем, что продольный профиль выполнен в виде ломаной линии, лежащей в определенной области, состоящей из соединенных и последовательно расположенных друг за другом первого, второго, третьего и четвертого участков с координатами

где L длина трамплина;
X₁, X₂, X₃, X₄ горизонтальная координата задней границы соответственно первого четвертого участков;
Y₀,Y^в₁,Y^н₁,Y^в₂,Y^н₂,Y^в₃,Y^н₃,Y^в₄,Y^н₄ - соответственно ордината передней кромки трамплина и ординаты верхних и нижних пределов задней границы первого четвертого участков,
при этом линейные элементы ломаной линии выполнены длиной (0,02 0,25)L, угол наклона первого линейного элемента к горизонту выполнен равным 2 - 4^o, а разница в углах наклона к горизонту соседних линейных элементов составляет 0^o 2^o30'.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7