Получена аналитическая модель и проанализированы изменения массы и тяговооруженности модифицированного самолета по условию равенства его длины пробега с базовым самолетом.

Установлена взаимосвязь углов крутки местных хорд крыла с его основными геометрическими параметрами, применяемыми в процессе разработки модификаций самолета.

Рассмотрена модель энергетического состояния самолета в момент первого посадочного удара и на его последующем пробеге по ВПП. Обоснована необходимость применения дополнительных энергетических камер в стойках шасси для уменьшения длины пробега модификаций самолетов при посадке.

Предложен новый элемент механизации крыла - щелевой интерцептор, приведена схема его включения на пробеге самолета при посадке, дана количественная оценка сокращения дистанции пробега при использовании щелевого интерцептора.

Предложены основные концептуальные положения сохранения базовых взлетно-посадочных характеристик при разработке его модификаций.

Исследовано принципиальное влияние новых конструктивов, т.е. дополнительных энергетических камер (ДЭК), используемых, как правило, на участие нетормозного пути на все участки посадочной дистанции самолета. Показано, что применение ДЭК в основных и передней стойках шасси обеспечивает не только снижение перегрузок в момент посадочного удара и снижает длину участка нетормозного пути, но и существенно расширяет возможности параметров пилотирования на всех участках посадочной дистанции по величинам: углу захода на посадку, вертикальной составляющей посадочной скорости, углу отклонения руля высоты и посадочному углу атаки крыла.

Предложена математическая модель и методика формирования рациональных параметров дополнительных энергетических камер (ДЭК), размещаемых в основных и передних стойках шасси самолетов в целях улучшения их взлетно-посадочных характеристик. Основные параметры дополнительных энергетических камер, такие, как ход поршня и коэффициент демпфирования выбирались по критерию минимума перемещения центра масс самолета при его приземлении на ВПП. Показано положительное влияние рациональных параметров ДЭК на дистанции пробега и прерванного взлета базового варианта самолета и его модификаций.

Предложена математическая модель оценки движения самолета на наиболее скоротечном участке его посадочной дистанции на этапе "парашютирования", т.е. в процессе первого удара самолета о взлетно-посадочную полосу. Отличительная особенность предложенной модели состоит в том, что в нее кроме основных параметров планера, шасси и ВПП введен параметр неуравновешенности посадочной массы подъемной силой крыла самолета. Исследована взаимосвязь нового параметра с вертикальной скоростью приземления на основе критерия безотрывности движения самолета в наземных режимах перемещения. Показано, что выбор параметров планера и шасси с учетом такого критерия позволяет сократить длину посадочной дистанции на 90 - 180 м.

Проведен анализ геометрической крутки местных хорд крыльев самолетов транспортной категории по условию обеспечения эллиптического закона распределения циркуляции скорости по размаху, выявлены характерные особенности и сформулированы предложения по изменению геометрии крыла самолетов такого типа.

Індекс рубрикатора НБУВ: О53-042.04

Рубрики:

Літаки. Літакобудування

Шифр НБУВ: Ж24839 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Для решения задачи обеспечения требуемых взлетно-посадочных характеристик модификаций самолетов транспортной категории впервые предложен новый конструктив - дополнительная энергетическая камера в амортизационной системе шасси. Показана целесообразность её использования по затуханию хода масс в момент первого посадочного удара, а также по допустимому изменению массы стоек шасси.

Решена задача определения оптимизирующей крутки при модификации составных по виду в плане крыльев самолетов. Установлена взаимосвязь углов крутки местных хорд крыла с его основными геометрическими параметрами, применяемыми в процессе разработки модификаций самолета.

Представлена и проанализирована модель определения взлетной массы и тяговооруженности при условии равенства длины разбега модифицированного и базового самолетов.

Решена задача количественной оценки изменения потребной энерговооруженности на ранней стадии проектирования модификаций тяжелого самолета транспортной категории по условиям равенства длин разбега и пробега разрабатываемых модификаций и их базового варианта.

Рассмотрено движение самолета с различной скоростью по неровному аэродрому с помощью теории линейных динамических систем. Дана количественная оценка среднеквадратических отклонений нагрузки и перемещений в узле навески стойки шасси при изменении параметров ее амортизатора. Исследовано влияние основных параметров амортизационных стоек на нагруженность шасси. Получены выражения, позволяющие установить закон управления основными параметрами амортизационной стойки по критерию ее минимальности нагружения при перемещении самолета по неровному аэродрому.

Індекс рубрикатора НБУВ: О53-015.66

Рубрики:

Літаки. Літакобудування

Шифр НБУВ: Ж24839 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Рассмотрен подход к применению информационной технологии для решения задачи управления движением самолета на наиболее скоротечном участке его посадочной дистанции на этапе "парашютирования". Рассматриваемая задача относится к классу слабоформализованных многопараметрических задач. Предложенный подход к решению поставленной задачи базируется на идеях и принципах искусственного интеллекта и инженерии знаний, теории нечетких множеств и лингвистических переменных. Он позволит описать причинно-следственные связи на естественном языке между снижением перегрузок при посадке самолета и коэффициентом нескомпенсированности, освобождая от трудоемких процедур сбора и обработки больших массивов экспериментальных данных. Применение предлагаемого подхода обеспечит существенное расширение возможностей параметров пилотирования на всех участках посадочной дистанции.

Исследовано влияние на скорость принятия решения при разбеге модификаций самолетов транспортной категории таких основных факторов, как относительная масса и тяговооруженность модификации. Задача решена путем моделирования движения самолета по взлетно-посадочной полосе в момент взлета. На примере тяжелого транспортного самолета дана количественная оценка влияния изменений его массы и тяговооруженности на диапазон скоростей принятия решений о продолжении или прекращении взлета с отказавшим критическим двигателем. Модель оценки представлена в безразмерных параметрах и поэтому применима для самолетов транспортной категории всех типов.

Освещены наиболее важные вопросы, связанные с устройством и эксплуатацией авиационных колес: выбор параметров колес при проектировании шасси самолетов; конструкция авиационных колес и особенности разрушения шин в процессе эксплуатации; устройство тормозных систем авиационных колес и особенности их функционирования, а также влияние параметров колес на условия проходимости самолетов по грунтовым аэродромам. Предложены каталоги фирм-разработчиков, позволяющие выбирать колеса для каждого конкретного самолета в зависимости от условий его эксплуатации. Рассмотрены наиболее вероятные случаи разрушения шин и отказов тормозов, а также показаны пути их устранения. Приведены данные о конструктивных материалах, используемых в наше время отечественными и зарубежными фирмами, и их механические характеристики применительно к барабанам, шинам и тормозным устройствам.

Во взлетно-посадочных режимах происходят изменения не только площади крыла и кривизны профиля путем использования выдвижных закрылков, но и формы крыла в плане из-за увеличения его сужения, т.е. коэффициента его формы. С учетом этого обстоятельства исследовано влияние коэффициента формы крыла в плане на величину скорости отрыва и на длину разбега самолета при взлете. Сформирована модель количественной оценки такого влияния. В относительных величинах проведена количественная оценка влияния коэффициента формы крыла по виду в плане при разбеге самолета на величину скорости отрыва и длину дистанции разбега.