Способ сокращения длины пробега летательного аппарата и устройство для его осуществления



Способ сокращения длины пробега летательного аппарата и устройство для его осуществления
Способ сокращения длины пробега летательного аппарата и устройство для его осуществления

 


Владельцы патента RU 2469912:

Ковалёв Вячеслав Данилович (RU)
Копылов Геннадий Алексеевич (RU)

Группа изобретений относится к области авиационной техники, более конкретно, к способу и устройству для сокращения длины пробега летательного аппарата. В способе используется устройство для сокращения длины пробега, в состав которого входят соединенные магистралями друг с другом и, через зарядный штуцер, с внутренней полостью пневматика: электропневмоклапан, реле давления, инерционный замыкатель, образующий электрическую цепь питания электропневмоклапана и реле с самоблокировкой, при касании колеса шасси летательного аппарата взлетно-посадочной полосы при посадке. Реле с самоблокировкой обеспечивает устойчивое запитывание электрической энергией электропневмоклапана после разрыва этой цепи инерционным замыкателем. Технический результат заключается в сокращении длины пробега летательного аппарата. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Группа изобретений относится к авиационной технике и позволяет сократить длину пробега летательного аппарата.

Известен способ уменьшения длины пробега летательного аппарата в виде использования закрылков [1], которые расположены на задней кромке крыла и выпускаются перед пробегом (перед посадкой), и обеспечивают снижение величины посадочной скорости, а тем самым и сокращение длины пробега.

Недостатком закрылков, как метода, является их недостаточная эффективность, т.к. с их использованием длина пробега остается достаточно большой.

Известен способ сокращения длины пробега с использованием тормозного парашюта [1], который выпускается на пробеге летательного аппарата. Однако и с его использованием длина пробега остается большой.

Известен способ сокращения длины пробега самолета, при котором осуществляется реверс тяги двигателя летательного аппарата на пробеге [1], т.е. тяга двигателя меняет свое направление на противоположное при пробеге.

Недостатком этого способа является недостаточная его эффективность, что требует значительную длину взлетно-посадочной полосы (ВПП).

Наиболее близким к предлагаемому является способ торможения колес [2], при котором используются тормоза, состоящие из набора дисков (для примера взят дисковый тормоз, как наиболее часто используемый), скрепленных через один с тормозным барабаном и барабаном колеса. Одни диски вращаются вместе с вращающимся колесом (они связаны с его барабаном), а другие, соседние диски, соединенные с тормозным барабаном, остаются неподвижными (не вращаются). При торможении диски прижимаются друг к другу, а т.к. одни из них - подвижные, а другие - нет, то между ними возникает сила трения, которая и замедляет поступательное движение летательного аппарата на пробеге.

Недостатком использования тормозов колес, как способа, является то, что их эффективность не обеспечивает радикального сокращения длины пробега летательного аппарата и для совершения посадки последнего требуется достаточно длинная ВПП. Это связано с тем, что при торможении (включении в работу тормозов колес) между пневматиком колеса и поверхностью ВПП возникает сила трения, момент от которой уравновешивает тормозной момент, создаваемый тормозами колес. Однако сила трения может возрастать на пробеге только до какого-то своего максимального значения. Следовательно и момент от этой силы, действующий на колесо, имеет свое максимальное значение. Этим значением и ограничен также и тормозной момент. Если его увеличивать до значения, большего этой максимальной величины, то колесо прекратит свое вращение и возникнет явление, называемое «юзом», т.е. колесо начнет скользить по поверхности ВПП без своего вращения, что приведет к разрушению пневматика. Чем будет больше тормозной момент, тем интенсивнее будет происходить процесс замедления поступательного движения летательного аппарата на пробеге, тем короче будет требуемая длина ВПП.

Следовательно, необходимо стремиться увеличивать силу трения между пневматиком колеса и поверхностью ВПП: чем она будет больше, тем можно обеспечивать больший тормозной момент и сокращать, тем самым, длину пробега летательного аппарата и длину ВПП.

Сила трения F между пневматиком и поверхностью ВПП рассчитывается в настоящее время по формуле из источника [2]:

где: µтр.пок. - коэффициент трения скольжения при нулевой относительной скорости перемещения (коэффициент трения покоя);

Qк - нормальная нагрузка (реакция поверхности ВПП) на колесо.

Момент MF от этой силы, действующий на колесо, равен

MF=FR,

здесь R - радиус колеса.

Нормальная нагрузка на колесо Qк равна G-Y, где G - сила тяжести самолета, Y -подъемная сила крыла самолета на пробеге. Подъемная сила в начале пробега чуть меньше силы тяжести, а в конце пробега равна нулю. В среднем (приблизительно) подъемная сила на пробеге равна половине силы тяжести, т.е. Y=G/2, а нормальная нагрузка (средняя) на колеса: Qк.cp=G/2.

Однако формула (1) грубо определяет значение силы трения, не учитывает силы межмолекулярного взаимодействия покрышки колеса и поверхности ВПП. Более точная формула для определения силы трения имеет вид из источника [3]:

Здесь: µ - истинный коэффициент трения скольжения.

Истинный коэффициент трения скольжения не равен коэффициенту трения покоя µтр.пок.;

S - площадь контакта между пневматиком и поверхностью ВПП; pо - добавочное давление на колесо со стороны поверхности ВПП, вызванное силами межмолекулярного взаимодействия, или удельное прилипание, действующее на площади контакта S.

Из формул (1) и (2) видно, что формула (1) учитывает только первое слагаемое формулы (2). Реально в создании силы трения участвует истинный коэффициент трения скольжения µ, а не коэффициент трения покоя µтр.пок., т.к. летательный аппарат на пробеге находится в движении, а не в состоянии покоя. Следовательно, в первой формуле не учитывается действие второго слагаемого формулы (2), а именно: µ S pо, где на величину силы трения, кроме добавочного давления pо, влияет площадь контакта S (чем она больше, тем больше будет и сила трения F).

В настоящее время для определения силы трения F используется формула (1), где не учитывается площадь контакта S. Поэтому давление в пневматике колеса создается из условия прочности пневматика и остается постоянным на взлете и посадке. На взлете сила трения F мешает разгону летательного аппарата. Поэтому чем меньше площадь контакта S, тем меньше сила F, тем короче будет разбег.

Но на посадке все наоборот: необходимо как можно интенсивнее замедлять движение самолета на пробеге. Поэтому, если увеличивать площадь контакта S, то будет возрастать сила трения скольжения F, тем сильнее будет происходить замедление движения самолета, тем короче потребуется ВПП.

Принято считать, что второй член в формуле (2) имеет малое значение. Однако это не так. Авторы работы (4) показывают, что при Qк=0, сила трения не равна нулю. А эксперименты показали необходимость использования, для определения силы трения, именно формулы (2). Следует также добавить, что на многих летательных аппаратах используется тележечное шасси, т.е. многоколесное шасси, и увеличение площади контакта S дает заметное увеличение силы трения, а следовательно позволяет увеличить тормозной момент, что увеличивает интенсивность торможения и уменьшает длину пробега и длину ВПП. Авторы и предлагают на пробеге увеличивать площадь контакта S между пневматиком колеса и ВПП уменьшением давления в пневматике.

Технической задачей изобретения является разработка устройства, обеспечивающего увеличение силы трения между пневматиком и поверхностью ВПП с целью увеличения момента от этой силы на колесе, а тем самым - увеличения тормозного момента и уменьшения длины пробега летательного аппарата и длины ВПП.

Технический результат изобретения достигается тем, что на пробеге летательного аппарата из пневматиков колес стравливается газ до определенного остаточного давления в них, что увеличивает площадь контакта пневматика колеса и ВПП, приводящая к увеличению силы трения между этим пневматиком и поверхностью ВПП. Эта возросшая сила трения увеличивает момент от нее, действующий на колесо, что позволяет увеличить тормозной момент, появляющийся от тормозов колес, а тем самым - ускорить замедление движения летательного аппарата по ВПП и уменьшить длину последней.

Заявляемый способ реализуется в устройстве, в состав которого входят соединенные магистралями друг с другом и, через зарядный штуцер, с внутренней полостью пневматика: электропневмоклапан, осуществляющий стравливание воздуха из пневматика, для увеличения площади контакта с взлетно-посадочной полосой; реле давления, обеспечивающее стравливание воздуха из пневматика до определенного остаточного давления в нем; инерционный замыкатель, образующий электрическую цепь питания электропневмоклапана и реле с самоблокировкой при касании колес шасси летательного аппарата взлетно-посадочной полосы при посадке, причем реле с самоблокировкой обеспечивает устойчивое запитывание электрической энергией электропневмоклапана после разрыва этой цепи инерционным замыкателем.

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями по способу, являются:

1. Использование площади контакта между колесом и поверхностью взлетно-посадочной полосы для создания силы трения скольжения.

2. Увеличение, по сравнению с разбегом, площади контакта колеса и поверхности ВПП для роста силы трения скольжения и, тем самым, тормозного момента.

Существенными отличительными признаками по устройству являются:

- наличие электропневмоклапана;

- наличие реле давления;

- наличие инерционного замыкателя;

- наличие реле с самоблокировкой.

Использование новых признаков, в совокупности с известными, и новых связей между ними обеспечивает достижение технического результата изобретения, а именно: сокращение длины пробега летательного аппарата и размеров ВПП.

Изобретение поясняется чертежами. На фиг.1 представлена схема сил, действующих на самолет на пробеге, вид «а». В качестве примера взято трехколесное шасси с передней опорой. На этой схеме показаны следующие силы: G - сила тяжести самолета; Y - подъемная сила; Fг.к - сила трения скольжения, действующая на главные колеса шасси; Fп.к - сила трения скольжения, действующая на переднее колесо. Fг.к+Fп.к=F - сила трения скольжения, действующая на летательный аппарат при пробеге; Х - сила лобового сопротивления; Nг.к - сила реакции поверхности ВПП, действующей на главные колеса шасси; Nп.к - сила реакции поверхности ВПП, действующей на переднее колесо шасси;

Nг.к+Nп.к=N - нормальная нагрузка на колеса шасси. На каждое колесо:

N/3=Qк - реакция поверхности ВПП на каждое колесо (для примера, как было отмечено выше, взяли трехколесное шасси).

На виде «б» изображена схема сил и моментов, действующих на каждое колесо.

На фиг.2 представлена схема предлагаемого устройства для сокращения длины пробега. На каждое колесо, как было показано выше, действует сила Qк (реакция поверхности ВПП) и сила F (сила трения скольжения между пневматиком колеса и поверхностью ВПП), вид «б». Летательный аппарат движется со скоростью Vc (показано стрелкой). Вращается колесо с угловой скоростью ω. Радиус колеса равен R. При включении в работу тормозов создается тормозной момент Мт, стремящийся уменьшить угловую скорость вращения колеса ω и, тем самым, снизить скорость движения самолета Vc. Сила трения F создает момент MF=FR, который направлен против тормозного момента. Этот момент должен быть немного больше тормозного момента, т.к. иначе начнется проскальзывание поверхности колеса о поверхность ВПП («юз»). Если увеличивать силу F, то будет увеличиваться ее момент MF. Тогда можно будет увеличивать и тормозной момент Мт.

На фиг.2 схематично изображено предлагаемое устройство. Оно содержит барабан колеса 1, на котором располагается пневматик 2. Внутренняя полость пневматика (камера) каналом 3 соединена с электропневмоклапаном 6 и с реле давления 5. Инерционный замыкатель 7 и реле 9 с самоблокировкой обеспечивают электропитание электропневмоклапана от источника 8. Через обратный клапан 4 осуществляется наземная закачка воздуха в камеру пневматика до определенного давления Рв. Под действием силы Qк пневматик колеса деформируется на величину «б». Первоначальная площадь контакта (на разбеге) колеса с поверхностью ВПП (показана пунктиром) меньше, чем эта площадь после стравливания воздуха из камеры (вся заштрихованная площадь). На взлете давление воздуха в камере пневматика такое, которое заряжается на аэродроме при техническом обслуживании летательного аппарата перед вылетом и обусловлено прочностью пневматика. Площадь контакта в этом случае будет минимальная, что обеспечивает образование минимальной силы трения, а это благоприятно для взлета. При пробеге же площадь контакта колеса и ВПП увеличивается, что вызывает рост силы трения скольжения и позволяет увеличить тормозной момент, за счет чего сокращается длина пробега и размер ВПП.

Устройство для сокращения длины пробега летательного аппарата работает следующим образом. В момент касания колеса поверхности взлетно-посадочной полосы, вертикальная скорость летательного аппарата падает до нуля, что вызывает, согласно второго закона Ньютона, инерционную силу, действующую на всю конструкцию самолета, в том числе и на грузик инерционного замыкателя 7, который, преодолевая усилие пружины, замыкает электрическую цепь питания реле с самоблокировкой 9 и, через ее контакты, электропневмоклапан 6. Контакты электрические реле давления 5 в это время замкнуты, т.к. давление воздуха Рв в пневматике достаточно на преодоление усилия пружины на замыкание этих контактов. Электропневмоклапан 6 открывается и воздух из камеры пневматика колеса начинает стравливаться в атмосферу. Выключение реле 9 блокируется, т.к. инерционный замыкатель 7 разрывает электрическую цепь в результате прекращения действия инерционной силы, а питание электропневмоклапана обеспечивать необходимо. При стравливании воздуха давление Рв в пневматике падает, поршенек в реле давления 5, под действием пружины, отходит от контактов при определенном значении этого давления и размыкает электрическую цепь питания электропневмоклапана, который закрывается и стравливание воздуха из пневматика прекращается. Т.к. давление Рв уменьшилось в камере пневматика, то деформация «б» его покрышки увеличилась, и увеличилась, как следствие, площадь контакта колеса и ВПП. Перед каждым вылетом требуется зарядка пневматика через обратный клапан 4 зарядного штуцера воздухом до взлетного давления.

Использование заявляемого изобретения может заметно сократить длину пробега, особенно у летательных аппаратов с тележечным шасси, а тем самым уменьшить размеры ВПП.

Источники информации

1. Аэродинамика и динамика полета маневренных самолетов / Под ред. профессора, доктора технических наук Лысенко Н.М. - М.: Воениздат, 1984. - С.105, 494.

2. Основы конструкции самолетов / Под общей ред. профессора, доктора технических наук Туркина К.Д. - М.: Воениздат, 1974. - С.133, 136.

3. Чертов А.Г. Единицы физических величин. - М.: Высшая школа, 1977. - С.44.

4. Дерягин Б.В., Кротова Н.А., Смилга В.П. Адгезия твердых тел. - М.: Наука, 1973. - С.250.

1. Устройство для сокращения длины пробега летательного аппарата, отличающееся тем, что в его состав входят соединенные магистралями друг с другом и через зарядный штуцер с внутренней полостью пневматика: электропневмоклапан, осуществляющий для увеличения площади контакта колеса с взлетно-посадочной полосой стравливание воздуха из пневматика колеса; реле давления, обеспечивающее стравливание воздуха из пневматика до определенного остаточного давления в нем; инерционный замыкатель, образующий электрическую цепь питания электропневмоклапана и реле с самоблокировкой, при касании колеса шасси летательного аппарата взлетно-посадочной полосы при посадке, причем реле с самоблокировкой обеспечивает устойчивое запитывание электрической энергией электропневмоклапана после разрыва этой цепи инерционным замыкателем.

2. Способ сокращения длины пробега летательного аппарата с целью уменьшения длины взлетно-посадочной полосы, отличающийся тем, что используют устройство по п.1.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к устройствам охлаждения тормозов колес летательных аппаратов, в частности - самолетов. .

Изобретение относится к узлу посадочного устройства воздушного судна. .

Изобретение относится к машиностроению, а именно к приводам тормозов с компенсатором износа, и может найти применение в дисковых тормозах колес самолетов и автомобилей.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к тормозным системам, используемым в авиационной технике. .

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) с безаэродромной посадкой. .

Изобретение относится к самолетостроению и касается конструкции фрикционного узла дисковых тормозов авиационных колес. .

Изобретение относится к конструктивным особенностям дисковых тормозов летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к колесам с дисковым тормозом, и может найти применение в авиационной промышленности. .

Изобретение относится к устройствам торможения авиационных колес. .

Изобретение относится к области авиакосмической техники, в частности к тормозным колесам с многодисковыми тормозами, и может быть использовано в колесах летательных аппаратов

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к гидросистемам, обеспечивающим управление и контроль системы торможения колес шасси самолета. Система торможения колес шасси самолета содержит блок контроля равномерности торможения колес шасси и блок индикации. Входы блока контроля равномерности торможения колес шасси соединены с выходами датчиков скорости колес, а его выход соединен с входом блока индикации. Достигается равномерность торможения колес шасси самолета, что приводит к предотвращению возникновения сил, уводящих самолет с траектории движения. 1 ил.

Изобретение относится к тормозным устройствам колес шасси самолета. Дисковый электромеханический тормоз самолета содержит тормозной диск, закрепленный на колесе шасси. На тормозном диске из магнитного материала выполнены полюса, ориентированные радиально в плоскости тормозного диска и перпендикулярно к оси вращения диска. На оси колеса основного шасси закреплен электромагнит аксиальной формы с ориентированными радиально полюсами, выполненными в плоскости, параллельной плоскости тормозного диска и с минимальным рабочим воздушным зазором между полюсами электромагнита и полюсами тормозного диска. По окружности рядом с расщепленными полюсами электромагнита размещены датчики положения полюсов тормозного диска, подключенные своими выходами к входам управляющего устройства. Управляющее устройство соединено своим выходом с входом коммутационного устройства. К другому входу управляющего устройства подключен выход устройства регулирования тормозной силы. Устройство фиксатора диска содержит штифт фиксатора диска и прикреплено к основной опоре шасси самолета. Достигается повышение надежности и износостойкости тормозов. 12 ил.

Изобретение относится к тормозным устройствам колес шасси самолета. Дисковый электромеханический тормоз самолета содержит тормозной диск, закрепленный на колесе шасси. На тормозном диске из магнитного материала выполнены полюса, ориентированные радиально в плоскости тормозного диска и перпендикулярно к оси вращения диска. На основной опоре шасси закреплен электромагнит с расщепленными полюсами на концах его магнитопровода. Между расщепленными полюсами электромагнита размещается в щелях с минимальным рабочим воздушным зазором тормозной диск, рядом с расщепленными полюсами электромагнита размещены датчики положения полюсов тормозного диска, подключенные своими выходами к входам управляющего устройства. Управляющее устройство соединено своим выходом с входом коммутационного устройства, которое подключает обмотку электромагнита к источнику электропитания. К другому входу управляющего устройства подключен выход устройства регулирования тормозной силы. Устройство фиксатора диска содержит штифт фиксатора диска. Достигается повышение надежности и износостойкости тормоза. 8 ил.

Изобретение относится к тормозным устройствам колес шасси самолета. Дисковый электромеханический тормоз содержит тормозной диск, закрепленный на колесе шасси. На тормозном диске из магнитного материала выполнены полюса, ориентированные радиально в плоскости тормозного диска и перпендикулярно к оси вращения диска. На основной опоре шасси закреплен электромагнит, на концах которого выполнены полюса, между которыми размещается тормозной диск. По окружности рядом с полюсами сердечника электромагнита размещены датчики положения полюсов тормозного диска, подключенные своими выходами к входам управляющего устройства, соединенного своим выходом с входом коммутационного устройства, которое подключает обмотку электромагнита к источнику электропитания, к другому входу управляющего устройства подключен выход устройства регулирования тормозной силы. Устройство фиксатора диска, содержащее штифт фиксатора диска, прикреплено к основной опоре шасси самолета рядом с тормозным диском. Достигается повышение надежности дисковых тормозов. 11 ил.
Наверх