книги из ГПНТБ / Матвеенко, А. М. Расчет и испытания гидравлических систем летательных аппаратов

что боковая сила вначале (до точки А ) близка к линейной за­ висимости. При некотором значении угла увода (точка В) боко­ вая сила достигает своего максимального значения, а затем падает. Участок кривой АВ характеризует частичное проскаль­ зывание опорной поверхности шины. Точка В соответствует на­ чалу полного бокового скольжения колеса.

Зависимость между боковой силой и углом увода эластичной шины на участке частичного проскальзывания, а тем более на участке полного бокового скольжения не может быть точно вы­ ражена аналитически ввиду большой сложности происходящего процесса пространственной деформации и скольжения шины. Однако можно вывести на основе данных эксперимента прибли­ женную зависимость между боковой силой и углом увода; эта зависимость используется при решении уравнений движения са­ молета.

Рассмотрим плоскопараллельное движение самолета на зем­ ле, предполагая, что перемещение колес не совпадает с их пло­ скостями из-за явления увода или бокового скольжения. Запи­ сав уравнения сил и моментов при движении самолета на ВПП, получим,

необходимо найти дополнительные зависимости между боковыми

временем. Такие соотношения могут быть найдены из рассмот­ рения явления увода колес на рис. 3. 14.

121

ным путем. На основании этой зависимости можно записать сле­ дующие выражения:

Рис. 3.14. К определению углов увода передних бп и зад­ них 6з колес самолета при развороте

Текущие радиальные нагрузки на колеса можно представить следующим образом (см. рис. 3. 7 и 3. 14):

r l. = r „ . 6 s i n e + r , , , ( c o s e + 7 ’, K. -

Система нелинейных дифференциальных-уравнений (3. 16) — (3. 18), описывающая движение самолета на ВПП, достаточно сложна и в общем виде аналитически не может быть решена. В связи с этим прибегаем к методу комплексного моделиро­ вания.

Приведение системы уравнений (3. 16) — (3.18) к машинно­ му виду, составление структурной схемы модели производится

122

известными способами. Несколько подробней остановимся на описании экспериментального стенда систем управления пово­ ротом передней ноги. Принципиальная схема стенда показана на рис. 3. 15.

В стенде в качестве системы управления поворотом передней ноги заложена гидравлическая система управления пассажирско­ го самолета Ту-124. Управление поворотом передней ноги (на стенде установлен имитатор шасси) производится непосредст­ венно от штурвала управления.

Насосная станция системы управления

гРис. 3. 15. Гидравлическая схема стенда для испытания систем управле­ ния поворотом передней ноги шасси

Специализированные системы загрузки должны обладать вы­ соким быстродействием, большими рабочими частотами и широ­ ким интервалом изменения нагрузок, а также имитировать бо­ ковые силы, действующие на переднюю стойку шасси.

Закон изменения боковых сил имеет сложный характер и за­ висит от многих параметров. Известно, что при прямом ходе боковые силы препятствуют повороту колеса, а при обратном — способствуют. Это накладывает определенный отпечаток на структуру системы загрузки экспериментального стенда, кото­ рая должна обеспечить противодействующие и помогающие уси­ лия в зависимости от отклонения передней ноги самолета.

Как показали длительные доводочные эксперименты, наибо­ лее точна система загрузки с двухкаскадными электрогидравлическими усилителями типа АУ-35, РА-42 и следящего золотника ГА-03 (рис. 3. 16). Даже при больших скоростях движения за­

123

гружаемого цилиндра забросы давлений в полостях не превы­ шают 5% от номинального давления.

Для отслеживания давлений в силовом цилиндре независимо от скорости движения штока в системе предусмотрена рулевая машинка РА-42, которая управляет положением золотника ГА-03 и тем самым регулирует расход жидкости, поступающей на слив. При увеличении рабочего давления, вызванного движением што­ ка цилиндра, расход жидкости через золотник ГА-03 увеличи­ вается, при уменьшении — расход уменьшается или совсем пре­ кращается.

Рис. 3. 16. Схема загрузки с двумя ступенями управ­ ления — грубым и точным

Управление рулевой машинки РА-42 производится с помощью сигнала рассогласования, поступающего из моделирующей ма­ шины, как результат сравнения сигналов боковых сил (теорети­ ческого — после решения уравнений движения самолета и на­ турного— с датчиков давления силового цилиндра).

Для имитации колебаний, которым подвержена передняя но­ га самолета со стороны взлетно-посадочной полосы, в системе нагрузки необходимо предусмотреть еще один электрогидравлический усилитель (типа АУ-35 или АУ-36), который через раз­ ного рода устройства соединяется со стойкой (имитатором) шас­ си. Этот усилитель может работать от специальных задатчиков колебаний, программа которых меняется и ‘упРавляется сигна­ лами, поступающими из моделирующей машины.

Исследование совместных режимов работы

систем управления наземным движением самолета

Эффективность систем автоматического торможения и систем управления поворотом передней ноги самолета нельзя рассмат-

124

рнвать изолированно. В силу единства объекта управления (са­ молета и непосредственно колес шасси) увеличение эффективно­ сти систем торможения может на некоторых критических режи­ мах отрицательно сказаться на управляемости самолета.

Прежде чем перейти к составлению и анализу системы урав­ нений, описывающих динамику управляемого движения самоле­ та на ВПП, целесообразно рассмотреть взаимодействие тормоз­ ного колеса ■главной ноги шасси с опорной поверхностью при повороте самолета. На рис. 3. 17, а и б показано, что такое

Рис. 3. 17. Силы, действующие на тормозное колесо при повороте самолета:

«—при повороте колеса; б—при торможении колеса; в—разложение результирующей силы

колесо будет нагружено силами в двух перпендикулярных на­ правлениях: вдоль колеса действует сила / ?ТОрм, создающая мо­ мент сцепления и тем самым обеспечивающая момент торможе­ ния, а в направлении, перпендикулярном плоскости колеса, действует боковая сила Гб, возникающая в результате увода эла­ стичной шины при действии на нее боковых сил. Боковые силы вызваны или поворотом самолета, или действием возмущающих факторов.

Зависимость тормозной и- боковой сил от скорости движения самолета V, коэффициента относительного отставания s, давле­ ния в шине, угла увода б, параметра состояния полосы £ носит сложный, случайный характер. Примем хорошо согласующуюся с экспериментом гипотезу о следующем механизме взаимодейст­ вия шины с ВПП.

При возрастании тормозного момента, действующего на тор­ мозное колесо, возрастает и сила сцепления колеса с опорной поверхностью при одновременном уменьшении скорости враще­ ния тормозного колеса относительно свободнокатящегося. Си­ ла сцепления (а значит и момент) может возрастать небезгра­ нично, а лишь до некоторой предельной величины, при которой большинство элементов шины, взаимодействующих в контакте с опорной поверхностью, оказываются нагруженными предельны­

125

ми тангенциальными силами. До этого момента коэффициент относительного отставания растет за счет уменьшения скорости вращения тормозного колеса вследствие тангенциальной эластич­ ности шины. В дальнейшем, если рост тормозного момента продол­ жается, увеличивается коэффициент s, однако силы сцепления начинают резко падать вследствие превышения ими предельных значений. Движение колеса становится неустойчивым из-за воз­ растающей разности между возмущающими (Мт0рм) и стабили­ зирующими (Мсц) моментами, и оно лавинообразно входит в «юзовые» блокированные режимы.

Аналогичным образом ведет себя колесо придействии на не­ го возмущающей силы, направленной перпендикулярно плоско­ сти колеса. При увеличении'возмущающей силы возрастает и боковая сила. Но боковая сила также растет до некоторой пре­ дельной величины, в результате чего сначала наступает частич­ ное боковое проскальзывание колеса, определяемое тем, что в первую очередь начинают проскальзывать элементы шины, рас­ положенные ближе к заднему концу отпечатка шины с опорной поверхностью (так как именно здесь боковая сила раньше всего достигает величины предельной силы сцепления).

Затем (при дальнейшем росте боковой силы) проскальзыва­ ние распространяется на другие участки опорной поверхности, пока не дойдет до переднего конца отпечатка, что будет соот­ ветствовать началу полного бокового скольжения колеса. Такие состояния недопустимы для работы авиаколес, так как могут произойти снос покрышки, неуправляемые развороты и, как след­ ствие, аварии. Современные системы автоматического торможе­ ния и должны обезопасить тормозные колеса от подобных состояний, резко снижая величину тормозного давления (а зна­ чит и тормозного момента) и тем самым обеспечивая раскрут­ ку колеса.

По инструкции летчик на пробеге самолета затормаживает колеса предельно возможным тормозным моментом, и при момен­ тах сцепления колеса' с опорной поверхностью, меньших тор­ мозных моментов, система автоматического торможения перио­ дически сбрасывает тормозное давление, обеспечивая «безъюзовое» торможение. Как следствие этого, тормозная сила периодически изменяет свою величину. Поэтому в среднем при пробеге реализуются коэффициенты сцепления рсц=0,15-4-0,35 при предельных коэффициентах' сцепления р.щ,=0,44-0,8.

В общем случае при совместной работе системы автоматиче­ ского торможения и системы управления поворотом передней ноги колеса основных стоек оказываются загруженными двумя силами — тормозной орм и боковой Fq, или точнее результиру­ ющей силой Д' (см. рис. 3. 17). Очевидно, именно результирую­ щая сила R' не может быть больше какого-то предельного зна­ чения, и поэтому для тормозного колеса эта сила может нахо­ диться только в верхней полуокружности.

126

Нетрудно .убедиться, что величины тормозной и боковой сил как проекции суммарной силы взаимно связаны. С ростом тор­ мозной силы убывает потенциально возможная для реализации величина боковой силы и наоборот. В этом и сказывается взаим­ ное влияние систем автоматического торможения и управления поворотом передней ноги.

Перейдем к составлению и анализу системы уравнений, опи­ сывающих динамику движения самолета на пробеге с торможе­ нием и поворотом колес.

Записав уравнения равновесия сил и моментов, действующих иа самолет, и рассмотрев работу тормозного колеса, эластичной шины и датчиков растормаживания, получим следующую си­ стему уравнений:

^ Myy — 0; Jc ^ = T „ '6{a cos 0 - e ) - a 7 „ .Ksin 0- 5 Г 3.6- М демп;

Vx

Полученная система уравнений дополняется определенными законами управления работой систем наземного движения. Под

127

законами управления понимаются определенного вида соотноше­ ния между входным управляющим сигналом и выходной управ­ ляемой величиной. Для систем управления поворотом передней ноги таким законом является соотношение между углом поворо­ та штурвала летчика и углом отклонения передней ноги, т. е.

Для автоматических систем торможения соотношение между сигналом летчика (ртоРм.упр) и тормозным давлением в колесе (рт) при работе релейного датчика растормаживания (и — сиг­ нал на его выходе) можно записать в следующем виде:

которые являются критериями совершенства работы систем уп­ равления наземным движением самолета. Такими критериями для системы управления поворотом передней ноги являются:

— движение без проскальзывания задних колес, т. е.

Т'з. б (Т’з. б) пред’,

— движение без проскальзывания передних колес, т. е.

Т'п. б^=г- (Тщ. б)пред-

Для автоматической системы торможения критериями совер­ шенства являются:

— обеспечение длины пробега самолета меньшей предель­ ной, Т. е. Lnp^ (Тттр)пред;

— «безъюзовое» движение, т. е. (5)предАнализ полученных уравнений показывает, что в общем виде

они не могут быть решены из-за сложного, нелинейного харак­ тера зависимости тормозной силы и боковых сил от многих па­ раметров.

Программа и результаты испытаний систем управления наземным движением на комплексных стендах

Программа испытаний на комплексных экспериментальных стендах охватывала широкий круг вопросов:

— сравнение эффективности (по длине пробега и реализа­ ции коэффициента относительного отставания) ряда систем ав­ томатического торможения; такой анализ возможен лишь на по­ добных комплексных установках, так как не все исследованные системы уже вышли из стадии поисков (т. е. еще не реализо­ ваны в металле и не могут быть испытаны на самолете);

128

— проведение испытаний на надежность ряда агрегатов си­ стем управления наземным движением самолетов, в частности, кранов УЭ-24, и подтверждение экспоненциального характера закона для золотниковых пар; j

— исследование влияния ряда параметров и, в частности, центровки самолета, состояний ВПП, отказа двигателей, боково­ го ветра на управляемость и безопасность движения самолета:

б)

Рис. 3. 18. Типовые осциллограммы работы систем управления наземным движением самолетов, полученные на комплёксных стендах:

а—осциллограмма работы системы автоматиче­ ского торможения; б—осциллограмма работы си­ стемы управления поворотом передней ноги, без внешних возмущающих сил на самолет; в—-осцил­ лограмма работы системы управления поворотом

— исследование совместного режима работы систем автома­ тического торможения и управления поворотом передней ноги

ной настройкой датчиков растормаживания. Сравнение подоб­ ных осциллограмм с натурными (при идентичных граничный ус­ ловиях) показало их хорошую сходимость.

На рис. 3. 18, б и в приведены типовые осциллограммы рабо­ ты системы управления поворотом передней ноги (б — при5уп­ равлении самолета без внешних возмущающих сил; в —ЗДри движении самолета и действии внешнего возмущающего 'Мо­ мента). f

Обработка серии подобных осциллограмм позволила оцеШ-ть возможные градиенты изменения боковых сил для различных

;129

расчетных случаев. Оказалось, что градиенты изменения боковых сил равны от нуля до ста процентов предельного значения этих сил. Если при этом работает высокоэффективная система тормо­ жения, реализующая почти предельную силу сцепления, то на долю боковой силы в этом случае остается ничтожная величина. Физически это проявляется в том, что такое предельно затормо-

Lnp>

женное колесо не может потенциально воспринять сколько-ни­ будь значительных боковых сил, т. е. самолет становится практи­ чески неуправляемым.

На рис. 3. 19 приведены реализуемые замедления самолета на пробеге, а на рис. 3.20 — длины пробега самолета для раз­ личных тормозных систем. На рис. 3. 21, а показаны типовые тра­ ектории движения ц. т. самолета при различных углах отклоне­ ния передней ноги и определенных условиях движения (при ско­ рости движения самолета 240—260 км/ч на мокрой ВПП), а на рис. 3.2.1, б в качестве примера даны зависимости относительных

130