Самолетные шасси с носовым колесом - Эскин И.И.

Автор: Эскин И.И.

Теги: самолетостроение самолеты

Год: 1947

Похожие

Угольные регуляторы напряжения самолетных генераторов

Труды научно-технической конференции 1944 г. Том 2. Самолетная секция. Выпуск 1

Расчеты и конструкции самолетных гидравлических устройств

Надежность шасси самолета

Текст

И. И. ЭСКИН

САМОЛЕТНЫЕ

ШАССИ

С НОСОВЫМ
КОЛЕСОМ

ОБСРОНГИЗ

! 947
В книге дается сравнительный анализ пре-
имуществ и недостатком самолетных шасси с но-
совым колесом и показывается, чю этот тип
взле! но-посадочных устройств является значи-
тельно более рациональным, чем шасси с хво-
стовым колесом.

Приводятся материалы по проектированию,
конструкции и расчету шасси с носовым коле-
сом, а также основные сведения об особен-
ностях эксплоатации самолетов, оборудованных
таким шасси.

Дается объяснение причин возникнтвения ко-
лебаний ориентирующихся ноговых колес („шим-
ми”) и указываются средства предотвращения
их.

Книга.рассчитана в основном на учащихся
авиационных втузов, но может быть использо-
вана также работниками конструкторских бюро
и работниками по эксплоатации самолетов.
ПРЕДИСЛОВИЕ

Среди происшедших за последние годы изменений в кон-
струкции самолетов видное .место занимает переход на так на-
зываемое шасси с носовым колесом или трехколесное шасси,
т. е. такое шасси, у которого главные колеса находятся позади
центра тяжести, а третья опорная точка — в носовой части фю-
зеляжа. Это шасси имеет ряд существенных преимуществ по
сравнению с двухколесным шасси (у которого третья опорная
точка расположена в хвостовой части фюзеляжа). Главнейшие
из этих преимуществ—ббльшая простота и безопасность по-
садки.

В настоящее время шасси с носовым колесом получает все
большее распространение на самолетах всех типов и назначе-
ний. Особенно широкое применение этот тип шасси нашел в
США, где им оборудуется подавляющее большинство выпускае-
мых в настоящее время самолетов.

До последнего времени более распространенным был термин
трехколесное шасси. Однако его следует считать крайне неудач-
ным, так как большинство современных самолетов и в том
числе с «двухколесным шасси» имеют три опоры в виде колес.
Термин трехколесное шасси был достаточно удачным для пер-
вых самолетов с шасси этого типа, появившихся еще в
1906—1908 гг. У этих самолетов действительно было три колеса
и это отличало их от самолетов с двухколесным шасси, у кото-
рых третьей опорой являлся хвостовой костыль.

Когда в 1935—1936 гг. шасси с носовым колесом опять
стало применяться в самолетостроении, термин трехколесное
шасси снова вошел в употребление. Однако и тогда его следо-
вало бы считать неудачным, так как костыль на большинстве
самолетов был уже вытеснен хвостовым колесом, и таким об-
разом «двухколесное» шасси имело три колеса.

Однако этот термин получил широкое распространение как
в США, так и в Европе

1 В США и Англии такое шасси называли 1псус1е нпдегсагНаре, во
Франции - 1е 1га1п <ГаПегпБ8а{’е 1псус1е, в Германии—дав ОгейаШаЬгшегк.
Для отличия от трехколесного шасси, которое тогда рас-
сматривалось как нововведение, двухколесное шасси стали на-
. ывать обычным или нормальным.

Однако в последующие годы, когда новый тип шасси стал
получать все большее и большее распространение, термин «нор-
мальное» для шасси с хвостовым колесом стал непригодным.
Особенно неудачным термин трехколесное шасси становится
теперь, когда в связи с ростом тоннажа все большее примене-
ние получает спаренная установка колес как на главных, так
и на передней ногах. В этом случае по числу колес шасси долж-
но было бы называться либо пяти- либо шестиколесным.

В настоящее время в США и Англии от термина «трех-
колесное шасси» в технической литературе отказались и заме-
нили его более точным «позе-хейее! 1уре ипйегсагпа^е» или
«позе-хуйее! 1уре 1апсПпд ?*еаг», чго приблизительно означает
«шасси с носовым колесом».

Двухколесное шасси называют «киЬхх'йее! 1уре ипбегсагпа^е»
или «1а11-ху11ее1 Туре 1апсйпе дсаг», т. е. «шасси с хвостовым коле-
сом».

Учитывая перспективы развития самолетов типа «летающее
крыло», у которых «нос» и «хвост» отсутствуют, а также при-
менения спаренной установки колес на передней ноге, более
точными были бы определения «шасси с передней опорой» и
«шасси с задней опорой». Нам представляется, однако, более
удобным употреблять названия «шасси с носовым колесом» и
«шасси с хвостовым колесом», как более понятные и привыч-
ные. Немаловажное значение имеет также согласованность этих
названий с установившейся международной терминологией. В
дальнейшем мы будем пользоваться именно этими названиями.

Следовало бы, пожалуй, отказаться также от применяемых
в настоящее время выражений «шасси» и «костыль», когда под
названием шасси понимают только главные ноги.

При проектировании шасси с носовым колесом наряду с во-
просами, непосредственно связанными с шасси, приходится учи-
тывать общие требования аэродинамической и конструктивной
компоновки самолета и пр. Для иллюстрации сказанного мож-
но указать, например, на известный американский истребитель
Белл Р-39 «Эракобра», схема которого оказывается рацио-
нальной именно в сочетании с установкой шасси с носовым ко-
лесом. Двух- и четырехмоторные самолеты с таким шасси
имеют также существенные отличия — у них значительно более
длинная носовая часть фюзеляжа, более мощное вертикальное
оперение и пр.

Настоящая работа, насколько нам известно, является един-
ственной попыткой как у нас, так и за границей систематиче-
ского изложения материалов, относящихся к шасси с носовым
колесом.

Литература по этому вопросу крайне бедна. Начиная при-
мерно с 1935 г., в периодической печати стали появляться от-
♦*
дельные статьи и заметки о самолетах, оборудованных шасси
с носовым колесом. Значительная часть их ограничивалась схе-
матическим описанием конструкции и весьма примитивными
рассуждениями о сравнительных преимуществах и недостат-
ках этого типа шасси. Только в 1938— 1939 гг. были опублико-
ваны первые материалы по исследованию динамики, прочности,
выбору основных параметров шасси, борьбе с так называемым
«шимми» переднего колеса и пр. Среди них следует отметить
работы Венцингера и Джонса «Исследование расчетных усло-
вии для трехколесного шасси», Уайли «Вопросы динамики
грехколесного шасси», Хилла «Трехколесное шасси» и Тейлора
«Колебания ориентирующихся колес». Однако эти работы ско-
рее ставили вопросы, чем их решали.

Кроме того, <в ряде случаев высказывания авторов не были
подкреплены соответствующими исследованиями. Практика
проектирования и эксплоатации самолетов с носовым колесом
показала, что отнюдь не все преимущества такого типа шасси
практически удалось реализовать (например посадки с пла-
нирования без выравнивания и др.). С другой стороны, утверж-
дения о якобы значительном увеличении веса конструкции са-
молета, связанном с переходом на новый тип шасси, также ока
зались необоснованными.

Приблизительно до 1940 г. даже в США, где к тому вре-
мени было построено много самолетов, имевших шасси с носо-
вым колесом, отсутствовали официальные требования к кон-
струкции и прочности нового типа шасси, и фирмы, изготовляв-
шие самолеты с таким шасси, должны были действовать на
свой страх и риск, полагаясь на накопленный ими опыт и
интуицию.

К 1940 г. положение несколько изменилось. В связи с при-
менением шасси с носовым колесом на военных и транспорт-
ных самолетах в США развернулись широкие теоретические и
экспериментальные исследования и появились нормы проч-
ности для этого шасси. Отдельные фирмы стали специализиро-
ваться на изготовлении пкев-матиков, демпферов и других дета-
лей для шасси с носовым колесом. Однако результаты этих
исследовании были засекречены и в печать не попали.

Иностранные руководства по проектированию самолетов (на-
пример, вышедшая в США в 1943 г. книга К. Шооб «А1гр1апе
Оез^п») не приводят сколь-нибудь полных данных по этому
вопросу и ограничиваются общими рассуждениями о преиму-
ществах шасси с носовым колесом. В последнее время появи-
лось несколько работ на русском языке. Среди них можно от-
метить обзорные статьи автора «Шасси с носовым колесом» и
«Вопросы проектирования шасси с носовым колесом», напеча-
танные в журнале «Техника воздушного флота» № 9, 1945 г.
и № I, 1946 г., а также две работы, посвященные «шимми» но-
сового колеса: М. В. Келдыш «Шимми переднего колеса трех-
колесного шасси» (Труды ЦАГИ № 564, 1945 г.) и Д. Н. Гу-
реев «Самовозбуждающиеся колебания ориентирующихся пе-
редних колес самолета при трехколесном шасси (шимми)»
(Труды ВВА им. Жуковского, вып. 134, 1945 г.).

В настоящей работе мы попытались по возможности затро-
нуть все основные вопросы, связанные с проектированием, рас-
четом и эксплоатацией шасси с носовым колесом. Материалом
послужили данные, опубликованные в периодической литера-
туре за 1935—1916 гт., некоторые официальные издания, а так-
же собственные исследования автора.

В ряде случаев из-за отсутствия сколько-нибудь надежных
фактических данных нам приходится высказать лишь предпо-
ложительные объяснения или рекомендовать для проектирова-
ния и расчета ориентировочные величины.

Все же мы надеемся, что эта книга окажется полезной как
для студентов авиационных втузов и техникумов, так и для
конструкторов и эксплоатационных работников.
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ

С1 |кг] — вес самолета.

X |л<2| — площадь крыла.

I 1*1 — размах крыла.

7. |ж]—длина самолета.

1 г 0 |ж| — расстояние от центра тяжести самолета до центра
давления горизонтального оперения.

I, о М-расстояние от центра тяжести самолета до центра
давления вертикального оперения.

Ьл 1*1—средняя аэродинамическая хорда крыла.

Ь (>и] — продольная база шасси (расстояние по горизонтали
между осями главных и носового колес).

В [м] — колея шасси.

а |м] — расстояние по горизонтали от точки касания носового
колеса с землей до проекции на землю центра тя
жести самолета.

е |м]—расстояние по горизонтали от точки касания главного
колеса с землей до проекции на землю центра тяже-
сти самолета.

г [ж]— расстояние от центра тяжести самолета до точки ка-
сания главного колеса с землей (при виде сбоку).

II [ж]—высота центра тяжести самолета над землей.

Лмотор 1*1—высота линии тяги мотора над землей.

М — масса самолета.

М' псрсд —редуцированная к линии }дара в носовое колесо мас-

са самолета.

/- ]кгмсек?] — момент инерции самолета относительно поперечной
оси.

'г 1*1 — радиус инерции самолета относительно поперечной
оси.

у — угол между прямой, соединяющей главные колеса
с хвостовой предохранительной опорой и горизон-
талью (самолет рассматривается в положении на трех
колесах).

?1 — угол, составленный строительной горизонталью фю-
зеляжа с землей (самолет рассматривается в положе-
нии на трех колесах).

₽1 — угол между вертикалью и прямой, соединяющей центр
тяжести самолет с осью носового колеса (при виде
сбоку).

— угол между вертикалью и прямой, соединяющей
центр тяжести самолета с осью главного колеса (при
виде сбоку).
— угол между вертикалью и прямой, соединяющей центр
тяжести самолета с точкой соприкосновения главною
колеса с землей (при виде спереди).

«I — угол наклона стойки носового колеса к вертикали.
аг —угол наклона стойки главного колеса к вертикали,
и—угол поворота носового колеса относительно стойки
(оси ориентировки).

I |.ч| — геометрический вынос носового колеса (или плечо
устойчивости)—расстояние от точки касания носового
колеса с землей до продолжения оси стойки.

/ [и] — эксцентриситет вилки носового колеса —расстояние
от оси колеса до продолжения оси стойки.

Упри, \м сек — скорость приземления самолета.

1/у (м сек —вертикальный компонент скорости при посадке.

Епро6 I* —длина послепосадочного пробега.

/пр — приведенный коэфициент трения.

А'т кг| — лобовая нагрузка на носовое колесо.

А'у кг] — вертикальная нагрузка на носовое колесо.

М: 1^1 — боковая нагрузка на носовое колесо.

р [кг/м] — эквивалентная жесткость амортизационной системы но-
сового колеса.

д ]кг/м] — эквивалентная жесткость амортизационной системы
главных колес.

Л||г, ед ]кгм] — работа, поглощаемая амортизационной системой и. -
редней ноги.

А "ос (кгл»| — энергия, рассеиваемая тормозной системой шасси с
носовым колесом при пробеге.

Мд]кгм] — момент демпфера для предотвращения .шимми*.
Й Л/д
л- - ----— характеристика демпфера .шимми".

“к- угловая скорость поворота носового колеса относи-
тельно оси стойки.

Остальные обозначения поясняются в тексте.

Примечание. Если нет специальных указаний, то все рас-
стояния и углы измеряются в положении самолета на трех колесах ,
а амортизационная система считается обжатой стояночными нагруз-
ками.
ГЛАВА

КРАТКАЯ ИСТОРИЯ

1. Применение шасси с носовым колесом
на первых самолетах

История развития шасси с носовым колесом является при-
мером того, как та или иная конструктивная схема, применяв-
шаяся в прежние годы и вышедшая из употребления, затем
снова получает широкое распространение и оказывается рацио-

Фш. 1. Биплан «Хищник* Сантос-Дюмона (190 ) г.) типа «утка*.

нальной уже в новых условиях. Шасси с носовым колесом при-
менялось в самых ранних конструкциях летательных аппаратов
тяжелее воздуха.

Как известно, самолет братьев Райт, совершивший первый
полет 17 декабря 1903 г., имел шасси, состоящее из двух длин-
ных лыж. Взлет этого самолета производился с наклонного
рельса. Следующий действительно взлетевший самолет уже
имел колесное шасси, причем именно шасси с носовым колесом.
Это был биплан «Хищник» (фиг. 1) бразильского летчика-изо-
бретателя Альберто Сантос-Дюмона, совершившего в сентябре
1906 г. в Париже первый в Европе полет. Интересно отметить,
что у этого самолета оперение находилось впереди крыла, а
винт был толкающий Таким образом конструктивная схема
«Хищника» была весьма удобна для установки шасси с носовым
колесом. «Хищник» имел площадь крыла 80 лг2, мотор «Антуа-
нетт» мощностью 50 л. с. и весил всего 160 кг.

Фиг. 2. Сфероплан А. Г. Уфимцева.

В 1908 г. появилось еще несколько самолетов с носовым
колесом. Среди них отметим самолет Кертисс «Белое крыло»,
один из самолетов «Антуанетт» и др.

В 1909 г. русский изобретатель А. Г. Уфимцев построил
свой самолет «сфероплан», имевший шасси с носовым колесом

(фиг. 2). Однако опыты с этим самолетом не удалось довести
до конца, так как самолет был поломан б'шей.

В 1912 г. появились самолеты Бреге и Кертисс с тянущим
винтом (фиг. 3), а несколько позже—французские самолеты
Блерио, Фарман, Кодрон, Дюфо, английский само зет Бри-
столь и др.
В 1915 г. русским конструкгорсш Слесаревым был построен
тяжелый двухмоторный самолет «Святогор» полетным весом
около 5000 кг. Шасси этого самолета представляло собой че-
тырехколесную тележку, причем главные колеса были располо-
жены позади центра тяжести и в стояночном положении фю-
зеляж находился в горизонтальном положении. Таким образом
это шасси обладало основными особенностями трехколесного
шасси. Неориептирующиеся передние колеса сидели на одной
оси. Диаметр главных колес равнялся 2 м, колеса были де-
ревянные с пневматическими шинами. Этот самолет совершал
пробежки по земле, однако из-за различных технических непо-
ладок в воздух не взлетел. Смерть Слесарева помешала осу-
ществить полеты «Святогора».

Шасси некоторых из вышеупомянутых самолетов представ-
ляли для своего времени весьма совершенную конструкцию.
Так, например, трехместный цельнометаллический самолет
Бреге имел масляно пневматическую амортизацию и управляе-
мое носовое колесо.

2. Преимущества и недостатки первых конструкций
шасси с носовым колесом

Основным преимуществом трехколесной схемы в первые
годы развития авиации являлась большая противокапотажная
безопасность, что имело особо важное значение, поскольку по-
садочные площадки были весьма неровными. Однако большин-
ство самолетов того времени имело короткую носовую часть
фюзеляжа и носовое колесо устанавливалось весьма близко к
главным колесам. Вследствие этого на носовое колесо действо-
вали очень большие нагрузки и оно часто ломалось (подробно
об этом будет сказано в главе V).

Малое расстояние между главными и носовым колесом (ба-
за шасси) вызывало у самолета тенденцию опрокинуться вбок
через боковую сторону треугольника, образованного прямыми,
соединяющими точки касания колес с землей (см. фиг. 34).
Малая база шасси приводила также к раскачиванию самолета
в плоскости тангажа. Двухколесная схема шасси устраняла эти
недостатки, так как длина хвостовой части фюзеляжа была
достаточной. Однако самолеты с таким шасси весьма часто ка-
потировали «на нос».

Наряду с чисто двухколесной и трехколесной схемами стали
применяться смешанные схемы, например четырехколесные. В
таких схемах два главных колеса помещены почти под центром
тяжести, третье колесо установлено в носовой части фюзеляжа,
а четвертое колесо (или костыль) — в хвостовой части. Такую
конструкцию шасси имел один из самолетов Вуазен (1919 г.)
и Мартинсайд. Самолет двигался по земле с опущенным хво-
стом; однако при самых небольших толчках самолет перевали-
вался на нос \ Имелись конструкции шасси, у которых носовс
колесо или лыжа служили для предотвращения капота. Такое
шасси имел самолет русского конструктора Гаккеля, совср
шивший 5 июня 1910 г. первый официально зарегистрированный
полет самолета русской конструкции. Шасси с противокапотаж
ным колесом применялось в Англии еще в 20-х годах — на-
пример, на бомбардировщиках Бультон Пол и Барлинг.

Следует, однако, указать, что установка этих вспомогатель-
ных носовых колес обычно не достигала цели и лишь вызыва-
ла дополнительные трудности. Эти колеса часто оказывались
недостаточно прочными и при тенденции к капоту не могли
надежно предохранить самолет от поломок. Кроме того, само-
леты опрокидывались вбок, так как расстояние этих вспомога-
тельных колес от главных было крайне малым.

3. Причины отказа от шасси с носовым колесом

В середине 20-х годов шасси с носовым колесом перестало
применяться на новых самолетах и лишь изредка появлялись
экспериментальные самолеты с таким шасси (например, «утка
Фокке-Вульф— 1929 г., самолет с изменяемой площадью кры-
ла Жерена «Вариволь» и др.). Каковы же были основные при-
чины, приведшие к отказу от трехколесной схемы шасси и пе-
реходу почти исключительно на двухколесную схему? Основ-
ной причиной этого следует считать рост максимальных скоро-
стей полета, обусловивший увеличение нагрузки на крыло, .1
следовательно, и увеличение посадочных скоростей.

Перед войной 1914—1918 гг. нагрузки на крыло обычно за-
ключались в пределах 10—20 кг/м?, а максимальная скорость
горизонтального полета составляла около 100—ПО км!час. К
началу 20-х годов нагрузка на крыло возросла до 40—50 кг/м* *.
а максимальная скорость до 200—240 км/час. Так как в то
время не существовало ни колесных2, ни аэродинамических
тормозов, ни приспособлений для увеличения гутак, то посло-
посадочный пробег на самолете, имеющем шасси с носовым
колесом, вследствие относительно .малого угла атаки и малого
лобового сопротивления при пробеге.стал чрезмерно большим.
Единственным средством уменьшить посадочную скорость и
послепосадочный пробег являлось в то время увеличение по-
садочного угла атаки.

Таким образом ^двухколесная схема шасси оказалась наи-
более подходящей для новых, более скоростных самолетов. На
первых порах основные недостатки этой схемы еще не проявля-
лись в полной мере. Колесные тормоза ранних конструкций бы-

1 Такую схему шасси имел также шестимоторный самолет К-7, пострз.н-
иый в 1934 г. по проекту советского конструктора Калинина.

* Хотя единичные случаи применения колесных тормозов (моноплан
КЕР, биплан Вуазен) наблюдались.
ли малоэффективны. Так, например, ленточный тормоз с гидрав-
лическим управлением, сконструированный фирмой Виккерс в
1923 г., сокращал длину пробега всего на 2О9/о. Поэтому опас-
ность капота при торможении была невелика. Однако вскоре
тормоза стали более мощными и для предотвращения капота
при торможении понадобилось выдвигать передние колеса воз-
можно больше вперед. Это, с одной стороны, привело к уве-
личению стояночной нагрузки на костыль, а с другой стороны
(как это будет показано ниже); понизило устойчивость пути
при разбеге и пробеге самолета. Особенно неблагоприятные
условия в отношении устойчивости пути получились тогда, когда
вместо костыля стали устанавливать ориентирующееся хвосто
вое колесо. В это время так называемый «неуправляемый раз
ворот на земле», приводящий к аварии, а иногда и к ката-
строфе, стал весьма частым явлением.

В связи с ростом посадочных скоростей значительно услож-
нилась и техника посадки на шасси с хвостовым колесом. По-
садка на самолете с таким шасси должна совершаться на ско-
рости, очень близкой к минимальной, так как в противном слу-
чае реакция земЛи на колеса вызовет увеличение угла атаки
и самолет может «взмыть». Преждевременное выравнивание
самолета, т. е. достижение минимальной скорости на слишком
большой высоте, может привести либо к сваливанию на крыло,
либо к поломке шасси из-за. чрезмерно большой вертикальной
скорости при парашютировании.

Так как на современном самолете перед посадкой летчику
приходится проделать целый ряд манипуляций, т. е. выпустить
шасси, отклонить закрылки, переставить триммер и пр., а вре-
мя для расчета посадки (подход к аэродрому под определен-
ным углом и выбор надлежащего места для посадки) с увели-
чением посадочной скорости значительно уменьшилось, летчику,
особенно малоопытному, трудно выдерживать определенную ве-
личину посадочной скорости.

Таким образом к началу 30-х годов все более и более от-
четливо стали вырисовываться весьма существенные недостат-
ки шасси с хвостовым колесом.

Наряду с мероприятиями по устранению этих недостатков—
стопорение хвостового колеса при пробеге, устройство специ-
альных приспособлений (например, противокапотажных шпан-
гоутов), предохраняющих экипаж и пассажиров во время капо-
тр, применение автоматических приспособлений1, уменьшаю-
щих торможение при тенденции к капоту, и пр. — конструктора-
ми и исследователями были предприняты попытки по изыска-
нию более совершенных схем шасси. На сцену опять появилось
шасси с носовым колесом.

1 Эти приспособления, как показала практика, оказались ненадеж-
ными.
4. Возрождение и развитие в США шасси
с носовым колесом

В 1930—1931 гт. инженер Фрэд Вейк (впоследствии вице-
президент 8АЕ) с группой сотрудников МАСА стал работать над
созданием безопасного самолета частного пользования. Для
этого самолета ими было спроектировано шасси с носовым ко-
лесом.

В дальнейшем эти работы были поддержаны КАСА и в
1934 г. были проведены летные испытания самолета Вейк XV-1
(фиг. 4), а впоследствии его модификации XV-!А. Отличитель-

Фиг. 4. Самолет Вейк Ш-1.

ной особенностью шасси этого самолета являлось ориентирую-
щееся носовое колесо, обеспечивающее устойчивость пути са-
молета.

Эти испытания выявили весьма ценные качества шасси с
ориентирующимся носовым колесом: возможность безопасной
посадки на скорости, значительно превышающей минимальную,
сокращение пробега, устойчивость пути при пробеге, улучше-
ние обзора при рулежке вследствие горизонтального положения
фюзеляжа, возможность взлета и посадки со значительным бо-
ковым ветром и др. Кроме того, это шасси, будучи рассчитано
на вертикальную скорость снижения в 7,65 м/сек, позволяло
производить безопасную посадку с планирования без выравни-
вания.

Выпуск самолета XV-! совпал с конкурсом на легкий без
опасный самолет частного пользования,, объявленным Бюро
гражданской авиации США в 1934 г. Условия конкурса в от-
ношении посадочных характеристик были составлены так, что
легче всего их можно было «осуществить при установке шасси с
носовым колесом.

Приведем некоторые условия конкурса.

1. Самолет должен преодолеть препятствие высотой 10,7 л
(35 фут.), совершая прямолинейное планирование (будучи при
этом полностью управляемым), и остановиться на расстоянии
122 м (400 фут.) от этого препятствия.
2. Должна быть обеспечена возможность легкой посадки в
таком положении, когда ось фюзеляжа составляет угол с гори-
зонтом в диапазоне от —5° до угла, соответствующего ^тах-
Необходимо обеспечить возможность полного использования
тормозов сразу же после приземления.

3. Не должно быть тенденций к разворотам на земле при
любых условиях посадки.

4. Самолет должен быть легко управляемым на земле; он
должен останавливаться на расстоянии 45,5 м (150 фут.), имея
начальную скорость 72,2 км/чао (45 миль/час). Максимальная
скорость горизонтального полета самолета при номинальных
оборотах мотора должна быть не менее 177 км;час
(ПО миль/час).

В результате этого конкурса были созданы весьма удачные
конструкции легких самолетов, имеющие шасси с носовым ко-
лесом: Стирмеп-Хэммоид V, Кемпбелл с толкающим винтом и
двухбалочной конструкцией фюзеляжа, и бесхвостый самолет
Уотермен-Эрроубил. Эти самолеты могли совершать посадку с
планирования без выравнивания.

В дальнейшем в США появились следующие легкие само-
леты с носовым колесом: Гуин «Эркар» («Воздушный автомо-
биль»), Пуритан 50-2, Р.С.Ь.М, Эрко-310 (конструкции
Ф. Вейка), двухмоторный самолет Рич-Моноплейн и др. Все
эти самолеты имели управляемое носовое колесо. Управление
осуществлялось либо от педалей руля направления, либо от
штурвала управления элеронами.

Удачное применение шасси с носовым колесом на легких
самолетах побудило конструкторов использовать это шасси и
на пассажирских самолетах.

В 1937 г. фирма Вако выпустила пятиместный биплан
Вако Г4.

В этом же году фирмой Тимм был изготовлен восьмимест-
ный пассажирский высокоплан Тимм-840, носовое колесо кото-
рого могло либо свободно ориентироваться, либо управляться
от лед алей руля направления. Этот самолет имел специальный
демпфер для устранения колебаний ориентирующегося колеса
(так называемое «шимми»).

В 1938 г. аналогичный самолет был выпущен фирмой Го-
вард. Серьезное внимание к шасси с носовым колесом было
уделено одной из ведущих фирм США — Дуглас. Начав иссле-
довательские работы на легких самолетах, эта фирма в 1936 г.
установила шасси с носовым колесом на амфибию Дуглас
«Дельфин» полетным весом 4100 кг. Испытания этого самоле-
та были проведены совместно с Управлением военно-воздушных
сил США и дали хорошие результаты. На базе накопленного
опыта фирмой Дуглас в 1938 г. был выпущен 30-тонный четы-
рехмоторный пассажирский самолет Дуглас ВС-4, модифика-
ции которого эксплоатируются в США и в настоящее время.
Установка нового типа шасси на тяжелый самолет полностью
себя оправдала и послужила началом строительства тяжелых
самолетов с таким шасси. Фирмой Дуглас в дальнейшем был
построен целый ряд гражданских и военных самолетов с носо-
вым колесом, в том числе бомбардировщик Дуглас ХВ-19 по-
летным весом 63 тонны.

Почти одновременно с НАСА исследованием шасси с носо-
вым колесом начало заниматься Управление военно-воздушпых
сил США. В 1934 г. им была испытана летающая лодка-амфи-
бия Кертисс Райт, снабженная таким шасси.

На основе проведенных испытаний, а также используя опыт
применения шасси с носовым колесом на гражданских самоле-
тах, Управлением военно-воздушных сил США был заказан ряд

Фиг. 5. Самолет для аэрофотосъемки Абрамс «Эксплорер*.

учебно-тренировочных самолетов — биплан Стирмен для на-
чального обучения, Порт-Америкен ВТ-9 для повышенной под-
готовки пилотов и двухмоторный самолет Локхид С40В для
обучения слепым посадкам.

В 1937 г. фирма Абрамс выпустила двухместный самолет
для аэрофотосъемки «Эксплорер» (фиг. 5).

В 1938 г. была испытана летающая патрульная лодка-амфи-
бия Консолидейтед РВУ-5А, использовавшаяся так же, как бом-
бардировщик (фиг. 6).

Начиная с 1938 г., в США различными фирмами был по-
строен ряд военных самолетов, среди них истребители
Белл Р 39 «Эракобра», Локхид Р-38, бомб’рдировщики Дут-
лас А-20, Норт-Америкен В-25 и др. (фиг. 7—12). Эти самоле-
ты принимали активное участие и на европейских фронтах
войны.

Быстрому развитию нового типа шасси способствовало на-
личие в США широкой сети хорошо оборудованных аэродро
мов с бетонированными дорожками. На таких аэродромах, как
будет показано ниже, можно наилучшим образом использовать
преимущества шасси с носовым колесом в отношении просто-
ты и безопасности посадки, а также сокращения послепосадоч-
Фиг. 12. Бомбардировщик Бо1.дг В-29.
ного колее, демпферы для предотвращения колебаний носового
колеса («шимми») и пр.

В настоящее время в США шасси с носовым колесом уста-
навливаются на самолетах почти всех типов и назначений
как гражданских, так и военных.

В дополнение к вышеупомянутым самолетам можно назвать
четырехмоторный бомбардировщик Консолидейтед В-24 («Ли-
берейтор»), «Сверхкрспость» Боинг В-29 (полетный вес
53 000 к?), тяжелый истребитель Нрптроп Р61, бомбардп-

Фнг. 13. Транспортный самолет Локхид Сь9В .Констеллипнсн*.

ровщики В-32, ХВ 36 и гигантское «летающее крыло»
ХВ-35 и др.

Среди транспортных самолетов отмстим четырехмоторный
самолет Локхид С69В «Констеллейшен» полетным весом
42 600 кг (фиг. 13), Кертисс С-76 «Караван», Бад «Конестога»
и пр. Изготовлен ряд самолетов с реактивными двигателями,
например Белл Р-59, ХР 83, Локхид Р-80 «Шутинг Стар», а
также военно-чесант"ых планеров: Вако С6-13А, Лейстер-
Кауфман ХССз-10А и др. Проекты послевоенных самолетов в
США, как правило, предусматривают шасси с носовым колесом.

5. Применение в Европе шасси с носовым колесом

В Европе первые самолеты с носовым колесом появились в
1929—1930 гг., т. е. еще раньше, чем самолет Вейка в США.
Это самолеты: Фокке-Вульф Е-19а' (типа «утка») и «летающее
крыло» Липпиша. Весьма характерно, что оба эти самолета
имели необычную аэродинамическую схему, весьма удобную для
установки шасси с^носовым колесом.

Самолет Фокке-Вульф Е-19а имел ориентирующееся носо-
вое колесо с резиновой амортизацией, а самолет Липпиша «Ле
тающее крыло» — управляемое носовое колесо также с резино-
вой амортизацией. Самолет Фокке-Вульф Г-19а демонстрировал
ся в 1929 г. в Хенворсе и вызвал значительный интерес. Однако
в Европе шасси с носовым колесом развития не получило и
лишь после опубликования данных об успешных испытаниях
20
самолетов с таким шасси в США (1934 г.) стали разрабаты-
ваться проекты легких самолетов, снабженных шасси с носо-
вым колесом *.

Отсутствие собственного опыта несколько задержало раз-
витие шасси с носовым колесом в европейских странах, где к
началу второй мировой войны еще не имелось военных и
транспортных самолетов современного типа с носовым колесом.

Первые европейские конструкции шасси с носовым колесом
в большинстве случаев копировали американские схемы. Одна-
ко качество аэродромов в Европе, в особенности в военное вре-
мя, значительно уступало американскому. Следовательно, евро-
пейским конструкторам пришлось это обстоятельство учесть,
и самолеты с носовым колесом, выпущенные в последние го-
ды, имели в конструкции шасси свои специфические осо-
бенности, например рычажную подвеску колес, упругие цен-
трирующие устройства и пр.

Шасси с носовым колесом было применено на шесгимотор-
ном самолете К-7 конструктора Калинина (1934 г.). У этого
самолета главные колеса находились почти под центром тя-
жести самолета. В начале разбега он опирался на хвостовое
колесо, а затем опускался на носовое (веориентирующееся)
колесо.

В 1938—1939 гг. в ЦАГИ шасси с носовым колесом было
установлено для экспериментальных целей на двухмоторном
бомбардировщике СБ, причем носовая часть фюзеляжа была
удлинена и усилена. На этом самолете исследовались взлетно-
посадочные свойства самолета при различных параметрах уста-
новки шасси, а также нагрузки, действующие на шасси, в част-
ности — при совершении посадки с планирования без вырав-
нивания.

В 1940 г. ПО' проекту конструктора Москалева был построен
двухмоторный самолет (с установкой тандем), имевший шасси
с ориентирующимся носовым колесом. Кабина летчика нахо-
дилась между моторами. По внешнему виду этот самолет по-
ходил на голландский истребитель Фоккер П-23.

В последующие годы шасси с носовым колесом было уста-
новлено на многих отечественных самолетах различного веса
и назначения, в частности на скоростных транспортных само-
летах Ильюшина.

Приблизительно в 1936—1937 гг. в Англии был приспособ-
лен под шасси с носовым колесом самолет Моноспар 8Т-25, а
в 1937 г. изготовлен первый в Англии самолет с таким шасси—
Арпин, весьма напоминавший американский самолет Стир-
мен-Хэммонд. Впоследствии фирмой Дженерал Эркрафт был
выпущен ряд легких учебно-тренировочных самолетов: «Сиг-

1 Следует отметить, чго построенный в 1935 г. экспериментальный
самолет Жерена .Вариволь" с раздвижным крылом, имел шасси с носовым
колесом, причем выбор такой схемы шасси не был связан с работами
Вейка.
нет», «Оулст», «Кагнст», «Скайфарер» и др., имеющих шасси
с носовым колесом.

Опыт проектирования и эксплоатации этих легких и экс-
периментальных самолетов позволил английским конструкторам
приступить к проектированию крупных современных самолетов
с шасси нового типа,. Фирмой Ферри был спроектирован скоро-
стной четырехмоторный пассажирский самолет Ферри ЕС-1 по-
летным весом 19 000 кг, имеющий убирающееся шасси с носо-
вым колесом. Модель этого самолета демонстрировалась на
Парижской авиационной выставке в 1938 г. Однако война по-
мешала строительству этого самолета. Первым крупным англий-
ским самолетом с носовым колесом следует считать Армстронг-
Уитворт А\У-41 «Альбимарл» (фиг. 14). Первоначально само-

Фиг. 14. Английский разведчик-бомбардировщик Армстронг-Витворт
АШ-41.

лет предназначался для использования в качестве разведчика-
бомбардировщика и в таком варианте совершил первый полет
в 1939 г. Серийные экземпляры этого самолета появились в
декабре 1941 г. В дальнейшем были выпущены модификации
самолета в транспортном варианте и для буксировки планеров,
причем последний вариант получил наибольшее распростране-
ние. Полетный вес в варианте буксировщика составлял 10 250 кг,
максимальная скорость на высоте 3200 м 400 км/час.

Следует отметить, что шасси и гидравлическая система его
подъема спроектированы и изготовлены американской фирмой
Локхид, имеющей большой опыт по шасси с носовым колесом.

В 1943—1944 гг. в Англии появился истребитель-перехват-
чик с носовым колесом Глостер «Метеор» (фиг. 15) *, исполь-
зовавшийся в основном для борьбы с немецкими самолетами-
снарядами. в

Во время войны были также изготовлены два эксперимен-
тальных самолета с носовым колесом Майлс М-35 и Майлс 39-В,
крылья которых расположены в тандем.

Принимавший весьма широкое участие в десантных опе-
рациях планер «Эрспид» Хорса имеет также шасси с носовым
колесом.

1 На одной из модификаций этого самолета в 1946 г. был поставлен
мировой рекорд скорости— 991 км!час.
За последнее время з Англии разработано много проектов
самолетов, большинство из которых предусматривает постанов-
ку этого типа шасси.

Во Франции в 1937—1938 гг. был выпущен легкий экспери-
ментальный самолет Алье-Лорринс «Аллар» с толкающим вин-
том, напоминающий амерг канский самолет Стирмен-Хэммоид.

Фиг. 15. Английский истребитель-перехватчик Глостер .Метеор" с реактип-
1г-:ми двигателями.

В годы войны там был выпущен двухмоторный эксперименталь-
ный самолет \'Сг-5О полетным весом 7500 кг и транспортный
самолет 8-91 весом 4100 кг. В Голландии до войны было изго-
товлено несколько экспериментальных легких самолетов, в том
числе Дарт «Флптермаус» и Де Шельде «Шельдемуш».

Приблизительно в 1938—1939 гг. фирмой Фоккер был вы-
пущен первый в Европе военный самолет, снабженный шасси
с носовым колесом. — истребитель Фоккер П-23 полетным ве-

Фиг. 16. Голландский истребитель Фоккер В-23.

сом 2950 кг (фиг. 16). Этот самолет имел по своему времени
весьма высокие летно-технические данные: например, расчет-
ная максимальная скорость на высоте 4100 м составляла
525 км!час. Самолет П-23 имел моторную установку тандем.
Между моторами помешалась кабина пилота.

Впоследствии фирмой Фоккер был изготовлен двухмоторный
самолет П-24 полетным весом 13 000 кг.

Экспериментальные самолеты с носовым колесом были из-
готовлены также в Италии (Амброзини), Чехословакии (Пра-
га Е-210), Швейцарии (Клемм-Фарнер Ь25В, Пилатус 8В-2) и
в других государствах.

Начиная уже с 1939 г., в Германии стали вестись интенсив-
ные исследовательские работы и проектирование опытных са-
молетов с носовым колесом. Часть из них была изготовлена и
проходила летные испытания. Среди них можно отметить:

а) четырехмоторный военно-транспортный самолет Ара-
до Аг-332 полетным весом 18 000 кг (см. фиг. 96). Этот само
лет фактически имеет два шасси: первое — обычное шасси с
носовым колесом, второе шасси состоит из двадцати колес
размером 560X200, расположенных попарно в ряд под фюзе-
ляжем. Это шасси применяется при посадке на случайные
аэродромы с тяжелым грунтом; с нормального аэродрома взлег
производится на обычном шасси;

б) тяжелый шестимоторный бомбардировщик Фокке-Вульф
Г'Ш-300 полетным весом 60 000 кг. Этот самолет имел четыре
главных колеса, расположенных под четырьмя внутренними
моторами, и одно носовое колесо.

Перед концом войны немцы выпустили ряд самолетов с ре-
активными двигателями. Среди них истребитель Мессершмитт
Ме 262, все три колеса которого имели тормоза, истребители
Хейнксль Не-162, Не-280, бомбардировщик Арадо Аг-234 и др.
Однако число этих самолетов было невелико и значительной
роли в воздушной войне они не сыграли.

Немцами применялся также мотопланер Готта Сю-244, имев-
ший в моторном варианте шасси с носовым колесом.

Таким образом можно констатировать, что шасси с носовым
колесом сначала в США, а затем в Европе получило широкое
применение в самолетостроении и в настоящее время в значи-
тельной степени уже вытеснило шасси с хвостовым колесом,
занимавшее ранее почти монопольное положение.

В ближайшем будущем следует ожидать дальнейшего раз-
вития этой схемы шасси.

Для реактивных самолетов шасси с носовым колесом обеспе-
чивает наибольшие конструктивные и эксплоатацнонные выгоды
(о чем более подробно будет сказано в главе VI); самое же
шасси получается малой высоты и веса.

Имеющиеся тенденции к росту -тоннажа военных и транс-
портных самолетов также весьма благоприятны для развития
шасси с носовым колесом.
ГЛАВА II

ПРЕИМУЩЕСТВА И НЕДОСТАТКИ ШАССИ
С НОСОВЫМ КОЛЕСОМ

1. Преимущества шасси с носовым колесом

Преимущества шасси с носовым колесом по сравнению с
шасси с хвостовым колесом можно разбить на две основные
группы. К первой группе относятся преимущества, связанные
с облегчением расчета посадки при подходе к аэродрому, а
ко второй — преимущества, связанные с увеличением безонас
пости пазбега и пробега и сокращением длины последнего.

Для того чтобы оценить преимущества шасси с носовым
колесом, следует остановиться вкратце на трудностях соверше-
ния посадки самолета, имеющего шасси с хвостовым колесом

Шасси с хвостовым колесом, бывшее до по
следнего времени основным видом посадочных устройств,
предъявляет к летчику чрезвычайно строгие требования к точ-
ности расчета посадки. Основная трудность посадки самолета
с таким шасси заключается в необходимости коснуться земли
при минимально возможной поступательной и весьма малой
вертикальной скорости.

Для того чтобы совершить такую посадку, летчику необхо-
димо выполнить следующие операции:

1) предпосадочное планирование;

2) выравнивание, т. е. переход из планирования на горизон-
тальный полет. При выравнивании летчик уменьшает вертикаль-
ный компонент скорости, для чего он на время увеличивает
подъемную силу и создает ускорение вверх;

3) выдерживание, т. с. горизонтальный полет, до время ко-
торого поступательная скорость уменьшается до минимальной
посадочной, соответствующей при выдерживании летчик

увеличивает угол атаки, выбирая ручку на себя;

4) парашютирование (т. е. проваливание самолета) с вы-
соты 0,5—1 м. Во время парашютирования постулатетьная ско.
рость несколько уменьшается, а вертикальная скорость нара-
стает.
Каждый из указанных элементов посадки должен быть точ-
но рассчитан по времени и по расстоянию от земли, так как
при неточном расчете летчик может либо «промазать», либо
разбить самолет.

Если эти условия не будут выполнены, то может произойти
следующее:

1) Самолет коснется земли при поступательной скорости,
превышающей минимальную. Получится так называемая «по-
садка на колеса» или «посадка на две точки». В этом случае
даже тогда, когда приземление произойдет при малой верти-
кальной скорости (а значит, без сильного удара), самолет бу-
дет стремиться опустить хвост (поскольку реакция земли при-
ложена впереди центра тяжести) и увеличить угол атаки. След-
ствием этого может явиться «взмывание» самолета в воздух.
Самолет также может «взмыть» и от удара колесами о кочку
при пробеге.

2) Самолет достиг минимальной поступательной скорости на
слишком большой высоте от земли. После достижения этой
скорости самолет начнет парашютировать и наберет недопусти-
мо большую вертикальную скорость. Амортизация шасси не
сможет поглотить энергии удара и произойдет либо поломка
шасси, либо сильная отдача, в результате которой самолет под-
прыгнет в воздух. Необходимость вывода самолета на режим
‘ ушах связана с опасностью сваливания на крыло. Поэтому па
самолетах с хвостовым колесом приходится в ряде случаев вы-
соту парашютирования значительно уменьшить даже по срав-
нению с той весьма малой высотой, которая определяется амор-
тизирующей способностью и прочностью шасси. Например, не-
которым самолетам из-за опасности сваливания на крыло раз-
решается парашютировать с высоты всего 0,25 м. Это обстоя-
тельство еще больше затрудняет расчет посадки.

На практике чаще всего происходят комбинированные ошиб-
ки, когда самолет, имея большую поступательную скорость,
касается земли с ударом (посадка с «козлом»). Следует отме-
тить, что удар после «козла» получается сильнее, чем при па-
рашютировании с той же высоты, так как в верхней точке
«козла» самолет имеет вертикальное ускорение вниз и к мо-
менту соприкосновения с землей приобретает большую верти-
кальную скорость. Умение совершить правильную посадку на
самолете с хвостовым колесом требует от летчика большого
искусства, глазомера и опыта. •

Рост посадочных скоростей у современных самолетов умень-
шил время, которым располагает летчик для расчета посадки,
а необходимость произвести целый ряд подготовительных опе-
раций. как, например, выпустить шасси, открыть посадочные
щитки, переставить стабилизатор или триммер и пр., еще бо-
лее усложнила посадку. При плохой видимости удачная посад-
ка при шасси с хвостовым колесом вообще маловероятна, гак
как определить расстояние до земли с требуемой степенью
точности крайне трудно.

Каким же образом шасси с носовым колосом облегчает по-
садку?

Оказывается, что расположением гласных колес позади
центра тяжести самолета можно преодолеть основную труд-
ность посадки—необходимость приземления строго на мини-
мальной поступательной скорости при возможно малой верти-
кальной скорости. Хотя на большинстве современных самоле-
тов с носовым колесом применяют ту же технику посадки, что
и в случае шасси с хвостовым колесом, по расчет посадки при
пом значительно облегчается.

В самом деле, если самолет с носовым колесом коснется
земли при поступательной скорости большей, чем минималь-
ная, то реакция главных колес, расположенных позади центра
тяжести, будет стремиться опустить нос и, следовательно,
уменьшить подъемную силу. Тем самым опасность «козла» пол-
ностью устраняется.

Расширение диапазона посадочных скоростей облегчает рас-
чет посадки и допускает значительно большие ошибки пилота
’з выборе места и высоты начала планирования, выравнивания
и выдерживания, тем более что энергичным торможением (не
опасаясь капота) можно сократить длину пробега. Особенно
просто на самолете с носовым колесом может быть совершена
посадка с планирования без выравнивания и выдерживания,
пои которой летчик планирует до встречи с землей, ведя са-
молет на какой-либо ориентир. Такой стиль посадки упрощает
приземление и при плохой видимости. Ниже мы покажем, что
возможность осуществления безопасной посадки с планирования
без выравнивания связана с большими конструктивными труд-
ностями, так как требует от амортизационной системы шасси
поглощения очень большой работы. Такую посадку на совре-
менных скоростных самолетах практически осуществить пока
невозможно.

Но если для шасси с носовым колесом возможность осуще-
ствления этого наиболее простого способа посадки требует пре-
одоления только конструктивных трудностей, то для шасси с
хвостовым колесом посадка с планирования из-за расположения
главных колес впереди центра тяжести связана с опасностью
капота и взмывания и поэтому обычно недопустима.

Перейдем теперь к преимуществам шасси с носовым коле-
сом, связанным с увеличением безопасности разбега и пробега.

Прежде всего отметим, что наличие носового колеса прак-
тически полностью устраняет опасность капота; а тем более
полного переворота самолета на спину. Поэтому можно тормо-
зить колеса значительно более интенсивно, чем при шасси с
хвостовым колесом. Можно также, не опасаясь капота, резко
давать полный газ моторам, что весьма важно при взлете и
рулежке на мягком грунте, снеге, песке и пр. На современных
амолстах с носовым колесом интенсивность торможения огра-
ничивается не опасностью капота, а нагреванием и износом
тормозов и ппевматиков. Возможность энергичного торможения
позволяет увеличить посадочную скорость при неизменной дли-
не пробега, а также делает более безопасной рулежку вслед
ствие уменьшения опасности столкновения с препятствием на
аэродроме.

Приближенно можно считать, что при современных типах
тормозных устройств длина пробега при наличии шасси с но-
совым колесом сокращается па 20—ЗО’7о. Следует отмстить, что

Фиг. 17. Силы, действующие на шасси с носовым колесом
и на шасси с хвостовым колесом при сносе.

]—шасси с носовым колесом, //—шасси с хвостовым колесом.

при некоторых неблагоприятных обстоятельствах (например,
при узкой колее главного шасси и небольшом расстоянии меж
ду осями главных и носового колес) возможен так называемый
«боковой капот», т. е. переворот самолета относительно боко-
вой стороны треугольника, образованного прямыми, соединяю-
щими точки касания колес с землей (см. фиг. 34). Однако, если
геометрические соотношения шасси выбрапы правильно, на
практике такой тип капота встречается крайне редко.

Другим чрезвычайно важным достоинством самолетов с
носовым колесом является хорошая устойчивость пути на зем-
ле, исключающая возможность возникновения неуправляемых
разворотов при разбеге и пробеге, а также значительно облег-
чающая посадку с боковым ветром. На этом вопросе мы оста-
новимся подробнее ниже (см. стр* 223). Здесь же ограничимся
схематическим рассмотрением этой особенности шасси с носо-
вым колосом. Аналогично другим преимуществам этого типа
шасси, устойчивость движения по земле связана с расположе-
нием главных колес позади центра тяжести.

На фиг. 17 схематически изображены силы, действующие
на шасси двух упомянутых схем в случае, когда под влиянием
какой-либо причины образовался снос. Такой причиной может
явиться неравномерность торможения колес, удар одним коле-
сом о кочку, несимметричная тяга боковых моторов и пр. При-
мем, что хвостовое и носовое колеса являются свободно-ориен-
тирующимися (поворачивающимися относительно оси стойки) и
боковых реакций не дают.

Как видно на фиг. 17,/, при шасси с носо&ым колесом на
самолет будет действовать система сил, стремящаяся ликви-
дировать начавшийся разворот и вернуть самочет в первона-
чальное положение В частности, поэтому при наличии шасси
с носовым колесом существенно облегчается взлет многомо-
юрпых самолетов, у которых обычно имеющееся неравенство
тяг моторов создаст заворачивающий момент.

Практика эксплоатации показывает, что такие самолеты
вследствие устойчивости пути автоматически сохраняют шрямо-
линейное движение. В случае же шасси с хвостовым колесом
действующие на колеса силы бутут стремиться еще больше
развернуть самолет (фиг. 17,//).

Сказанное выше, конечно, не означает, что любое откло-
нение от первоначального положения приведет самолет с хво-
стовым колесом к неуправляемому развороту, поскольку само-
лет. будучи неустойчивым, в большинстве случаев остается
управляемым. Если снос не достиг еще значительной величины,
то опытный летчик .может парировать его действием руля на-
правления, раздельным торможением колес и пр. В случае
шасси с носовым колесом самолет обладает устойчивостью пути
и поэтому автоматически (без участия летчика) стремится со-
эанить заданное направление движения. Напротив, в случае
шасси с хвостовым колесом вследствие отсутствия устойчивости
пути от летчика при разбеге и пробеге требуется значительно
больше внимания и искусства.

Опыт эксплоатации показывает, что в то время как у са-
молетов с хвостовым колесом неуправляемый разворот и свя-
занные с ним аварии являются весьма частым явлением даже
у опытных летчиков, у самолетов с носовым колесом опасность
неуправляемых разворотов практически полностью устранена.

Устойчивость пути на земле, а также возможность безопас-
ной посадки с боковым ветром позволила применить на неко-
торых легких американских и английских самолетах так назы-
ваемое «двойное» (т. е. осуществляемое при помощи двух под-
вижных поверхностей) управление.

Как показали теоретические исследования (см., например,
Керог! КАСА 579), а также полетные испытания, для управле-
ния самолетом, не совершающим резких маневров в воздухе,
вполне можно обойтись без руля направления (конечно, при
наличии киля) при условии, что самолет обладает в полете до-
статочной путевой устойчивостью. Такое «двойное» управление
шачительно облегчает вождение самолета, упрощает координа-

1 Липовые силы, действующие на колеса, имеют второстепенное значе-
ние. Подробнее об этом см. гл. VII.
цню движений и тем самым намного сокращает срок обучения
пилотов. Однако для совершения посадки на неманевренном
самолете с хвостовым колесом требуется иметь все три подвиж-
ные поверхности управления. Руль направления оказывается не-
обходимым для сохранения прямолинейности разбега и пробега
при боковом ветре.

Самолеты с носовым колесом, у которых главные колеса
создают стабилизирующий момент, а управление движением
по земле может безопасно производиться при помощи тормозов
или управляемого носового колеса, вполне могут обойтись дву-
мя подвижными поверхностями управления при взлете и по-
садке.

Весьма важным достоинством шасси с носовым колесом
является улучшение обзора .при движении ио земле
вследствие горизонтального положения фюзеляжа. Па самоле-
тах с хвостовым колесом, особенно у одномоторных (с тяну-
щим винтом), летчик сидит далеко позади и поднятый нос
сильно портит обзор. Горизонтальное положение фюзеляжа
облегчает размещение в нем тяжелых грузов и создает более
комфортабельные условия для пассажиров.

Выше мы отмечали преимущества шасси с носовым колесом
для самолетов обычной аэродинамической схемы с тянущими
винтами. В ряде случаев, при необычной аэродинамической
схеме самолета, шасси с носовым колесом, сохраняя упомяну-
тые преимущества, оказывается особенно рациональным. На-
пример, у самолетов типа «утка» носовое колесо необходимо
для поддержки оперения, расположенного впереди крыла. Этот
тип шасси оказывается весьма удобным также для самолетов
типа «летающее крыло», при постановке сухопутного шасси на
летающие лодки и поплавковые самолеты с высоко поднятым
хвостом и пр. Кроме этих преимуществ шасси с носовым ко-
лесом можно указать еще на ряд других. К числу их отно-
сятся:

1) Уменьшение габаритной высоты самолета при стоянке.

2) Облегчение обслуживания самолета па стоянке, а так-
же уменьшение нагрузок на крыло и хвост при сильном ветре.

3) Улучшение условий работы амортизационных стоек глав
ного шасси. Если главные колеса расположены впереди центра
тяжести, то для обеспечения необходимого противокапотажно-
го угла часто бывает необходимо (главным образом на одно-
моторных самолетах) сильно наклонить вперед амортизацион-
ную стойку. Это приводит к увеличению изгибающих момен-
тов, а также повышению трения менаду поршнем и цилиндром.
При шасси с носовым колесом наклон амортизационной стойки
главного шасси не связан с противокапотажнымп требованиями
и может быть выбран из условий наивыгоднейшей работы амор-
тизационной системы.

4) Постановка шасси с носовым колесом позволяет иногда
ограничивать максимальное отклонение руля высоты вверх и
30
тем самым сделать невозможным выход самолета на критиче-
ские углы атаки и сваливание в штопор.

Как известно, наибольшие углы отклонения руля вверх у
самолета с хвостовым колесом обычно требуются при посадке
для прижатия хвоста к земле. У самолета с носовым колесом
нет необходимости прижимать хвост при посадке. Некоторые
экспериментальные американские самолеты с таким шасси,
предназначенные в основном для частного пользования, реали-
зовали это преимущество.

2. Недостатки шасси с носовым колесом

Наряду с неоспоримыми и крайне важными достоинствами
для шасси с носовым колесом присущи также следующие н е-
достатки:

I) Вследствие относительно больших размеров носового ко-
леса и нагрузок, действующих на пего, установка носового ко-
леса весит больше, чем установка хвостового колеса. Следует
указать, что общий вес всего шасси не намного превосходит
вес шасси с хвостовым колесом. Объясняется это тем, что глав-
ное шасси, расположенное позади центра тяжести, получается
более коротким и, следовательно, весит меньше (см. табл, на
стр. 185 и 186).

2) Большие размеры переднего колеса вызывают затрудне
ния при его уборке. Особенно трудно убирать носовое колесо
в одномоторном самолете, когда мотор установлен в носу фю-
зеляжа.

3) Установка носового колеса сложнее, чем установка хво
стового колеса. Она требует постановки демпферов для преду-
преждения колебаний колеса (так называемого «шимми»), спе-
циальных типов пневматиков и пр. При поломке установки но-
сового колеса самолет терпит серьезную аварию или даже ка-
тастрофу, в то время как при поломке хвостового колеса по-
вреждение конструкции обычно невелико. Точно так же при
повреждении носового колеса или механизма выпуска его при-
ходится совершать посадку с убранным шасси, связанную со
значительными поломками. При повреждении же установки
хвостового колеса вполне возможно произвести посадку на
главные колеса.

4. Шасси с носовым колесом предъявляет значительно более
жесткие требования к тормозной системе в отношении надеж-
ности работы. Увеличивается также величина рассеиваемой
тормозами энергии, так как вследствие малого лобового со-
противления (из-за малого стояночного угла атаки) на долю
тормозов приходится основная часть кинетической энергии, те-
ряемой самолетом при пробеге (см. стр. 179). При выходе из
строя тормозной системы длина пробега самолета, особенно на
бетонированном аэродроме, становится недопустимо большой.

5. Так как носовая часть фюзеляжа, как правило, короче
хвостовой, то расстояние между носовым и главными колесами
(продольная база шасси) получается меньше, чем расстояние
от главных колес до хвостового колеса. При недостаточной
продольной базе самолет оказывается склонным к продольным
колебаниям, особенно при движении по неровному аэродрому.

6. Па мягком или скользком аэродроме шасси с носовым
колесом значительно теряет свои преимущества в устойчивости
пути при взлете и посадке, так как в этих условиях главные
колеса оказываются неспособными создать достаточный стаби-
лизирующий момент. Длина пробега также не может быть со-
кращена из-за малого сцепления колес с грунтом. Кроме того,
ориентирующееся носовое колесо оказывается склонным к раз-
воротам относительно оси стойки, могущим привести к полом-
ке ноги и к аварии (см. стр. 109).

Сопоставляя достоинства и недостатки шасси с носовым ко-
лесом, можно констатировать, что упрощение взлета и посадки,
обеспечиваемое этим типом шасси, столь значительно, что кон-
структивные усложнения, связанные с его установкой, вполне
себя оправдывают. Опыт проектирования и эксплоатации само-
летов с таким шасси, особенно в США, дает основание счи-
тать, что шасси с носовым колесом в ближайшем будущем
займет монопольное положение. Весьма показательно в этом
отношении то, что в США уже сейчас постановка такого шас-
си обусловливается техническими требованиями законодатель-
ных организаций.

Ниже мы остановимся на анализе некоторых достоинств
шасси с носовым колесом, относительно которых, по нашему
мнению, в настоящее время нет еще достаточной ясности. Это
относится к возможности совершения посадки с планирования
без выравнивания и относительному сокращению послепосадоч-
ного пробега. В литературе неоднократно подчеркивались эти
возможности шасси с носовым колесом (см., например, обзор-
ную статью У/егпйх, «АйсгаП Ещцпееппд», январь 1941). Дей
ствительно, многие экспериментальные и опытные самолеты,
выпущенные в период с 1934—1938 гг., могли садиться с плани-
рования без выравнивания и имели малый послепосадочпый
пробег. Однако не было сделано анализа возможности прак-
тической реализации этих возможностей в современных усло-
виях.

3. Посадка с планирования без выравнивания

Принципиальная возможность посадки с планирования без
выравнивания является одним из весьма существенных до-
стоинств шасси с носовым колесом. Такая посадка крайне
проста и может быть совершена при отсутствии видимости.
Для шасси с хвостовым колесом посадка с планирования без
выравнивания, как правило, не допустима даже в тех случаях,
когда прочность шасси достаточна для того, чтобы выдержать
весьма сильный удар, возникающий при такой посадке.
Найдем угол наклона продольной осн самолета к горизон-
ту у при планировании в момент соприкосновения с землей.
Угол у может быть определен из выражения:

? = « — в — аст, (1)

где а—угол атаки крыла;

Н — угол снижения при планировании;

ауст — установочный угол крыла (угол заклинения).

При обычном предпосадочном планировании на угле атаки
а=10—12', при котором су = 0,8гут„, угол снижения— со-
ставляет в среднем 6 — 8°. Приняв аУст = 2°, из уравнения (1)
найдем, что у = 2+4°. Отсюда следует, что самолет встречает
землю в таком положении, что продольная ось его оказы-
вается почти горизонтальной.

Для самолета с хвостовым колесом это положение соответ
ствует посадке па две точки (т. е. на главные колеса), кпда
он может легко скапотировать. Кроме того, реакция земли
стремится опустить хвост и увеличить угол атаки крыла. Так
как скорость планирования больше минимальной посадочной
скорости, соответствующей режиму срюах, самолет будет стре-
миться взмыть в воздух.

Современные самолеты с хвостовым колесом (особенно тя-
желые) часто снабжаются аппаратурой для совершения сле-
пой посадки с выравниванием. Такая аппаратура позволяет лет-
чику направить самолет на посадочную площадку и подойти к
ней в надлежащем месте. Однако, такая аппаратура весьма
сложна и совершение «слепой» посадки на самолете с хвосто-
вым колесом требует от летчика высокой квалификации. Еще
не созданы достаточно простые приборы, надежно указываю-
щие летчику расстояние до земли, которое необходимо для со-
вершения безопасной посадки (допустимая ошибка не более
0,25—0,50 л). Поэтому слепую посадку на современных само-
летах с хвостовым колесом можно производить только на хо-
рошо оборудованных аэродромах, и аппаратура для соверше-
ния такой посадки устанавливается в основном на транспорт
пых самолетах, работающих на регулярных воздушных линиях.

Выше мы уже указывали, что ряд экспериментальных само-
летов с носовым колесом был рассчитан на посадку с плани-
рования и успешно совершал такую посадку.

Рассмотрим теперь особенности посадки с планирования и
практические возможности применения ее на современных ско-
ростных самолетах с носовым колесом. При совершении посад-
ки с планирования, как и при всякой другой посадке, необ-
ходимо стремиться иметь возможно меньшую поступательную
и вертикальную скорость. При установившемся планировании
скорость самолета

3 И. И. Эскин

33
где сп — коэфициент результирующей аэродинамической силы
(подъемной силы и лобового сопротивления). При обычных
значениях угла планирования В, меньших 20 ', сц (совВ=Ч).
Тогда получим

Р5су

(З)

Вертикальный компонент скорости при установившемся пла-
нировании равен

17=-*-./^ (4)

Приняв, как и ранее, а р = 0,125, будем иметь

,4'(

В табл. 1 приведены значения Утр и Уу для нескольких
самолетов при безмоторном установившемся планировании
с отклоненными и неотклоненными щитками-закрылками (см.
фиг. 18 — 21).

Фиг. 18. Поляра самолета Белл Р-39 на режиме посадки.

Данные этой таблицы позволяют сделать следующие вы-
воды. Наименьшее значение вертикальной скорости УВП1|11,
соответствующее углу атаки, при котором —минимально,
получается обычно при су = 0,8 — О,€Цс1шпх, т. е. при скоро-
стях по траектории Утр = 1,05 — 1,1 Ут1п. Значение
у самолетов типа По-2 и УТ-2, имеющих малую нагрузку на
крыло, составляет не более 3 м^сек. Как известно, на такую
скорость снижения рассчитаны шасси многих современных
самолетов, которые совершают обычную посадку с выравнн-
Фиг. 19. Поляра самолета Норт-Америкен В-25 па режиме посадки.

3
Самолет У-2 (По-2) При посадке с —=28,8 кг/м9 Самолет Дуглас А-20 При посадке ~7 = 203 кг/м2 Норт-Америкен В-25 При посадке С — = 193 «г/.и2 «О Белл Р-39. При посадке 0 — = 170 кг/м* О ы’ О Ьз О н
1111111 — — -а- И- — О 00 эе СТ 4* СО КЗ О -ч 00 О О Эс сл 00 — ~ — р — р р р р © © ос "ст ст со кз о -о соо^ «а— »*“ НаЛ М 00—]СТСТАС*>кЭ—’с> 00
1111111 0,101 0,138 0,1Ы) 0,185 0,214 0,241 0,267 0,292 0,331 0,108 0,143 0,174 0,191 0,231 0,271 0,306 0,332 0,367 0,168 0,187 0,207 0.229 0,252 0.278 0,307 0,337 0,421 >?
1 1 1 1 1 1 1 СТр 00 ос 00 00 00 — Со -0 -г- — о го -0 СТ СТ СТ — Сго©оооооеоооо Со 00 7* — — 00 Сл Сл сл кз — — с о ст го го 00 ©СТО СТ СТ — © —4 СТ Сл г о 0? *Г* *Т Щитки вы
1111111 р р р ст р ст ст ст о КЗ КЗ — к: кэ кз ос 00— О©1С4аЭ0 00КЗ рр с рр р с о о О: КЗ КЗ '< КЗ г< Со 4- ОС АСТ“ЧСТСЛ©1чЗСТФ- р О О о р р О О О СТСТСТСТСТСлСТСТСТ 4- К5 — 1С ГС Ч С СО О X
1111111 -.------гскз ^слсл^-моохсд СО (ч> о СТ ОС СТ СТ ^и — слда—1оесс;2 О К* 00 К* <** ^л. — 00 СТ СТА- СП Сл О —1 00 ст-г-оскз-лстооо—। ^тр км/час
111111! *о СТ СТ СТ СТ *^1 *ч! *0 О Са- ос ос ооТо —'с*. То со СТ СТ о СТ СП СТ СТ КЗ То сзсооо — ОС сл 00—1—1—1—1ХСТХХ ст © © оо То О кз '-1 СП Сл сл V, м/сек

1 1111 с/ЗСъ'® Сл
— — — о ор О КЗ "— о То "оо ст Р.РРРР3 1111 СЛС.К5ОЧ1 О 1 I I лад к/— о’**» со СТ ’С Щитки убраны
0,07 0,09 0.10 0,11 0,13 0,15 0,17 о о о с> 1'11 о р оррр 1 1 1 1 ос г — ос ст 00 14 © О ррр ррр 1 1 1 СТ ос ст со ю 3 о Ст — гс О А *Г*
оо -а —з ст —1 —з ст — 00 А А — со "ст- ел СП сл сл С5СПСЛ 4» 11111 ОСЛО 2 Сп Сл Сл 4^ III’ , . , । 1 1 го кз ст к? оо ст Сл *ч] Сл Сл Сл г 0 ьз П сто * я
о о ор о рр Ю СТ СТ КЗ А СЛ СЛ © © о а о ООО о о 1111ОО§ВЗ н- ►- С5 СТ 00 СТ го -1 ррррр 1 । . 1 ЪоЪ'о"— 1 1 1 1 © © 00 >С С> оо гс> © со Сл СП СЛ — СТ СТО СТ СТ О 1 1 1 ш л КЗ КЗ — КЗ КЗ А Сл КЗ го о ст “ 1
-1 -1 -1 00 ОС © О — СП ОО КЗ —1 СТ О 00 сл Сл 1 1 1 -53*5!* О О 00 СЛ СЛ — — — кз 1 I 1 4Ь -ч} 00 © СлЭ 1 1 1 Сл сс — ос ст сл 1 1 СТ Ст *ё 00 й СТ СТ О X СО тр км/час
КЗ КЗ ЬЗ КЗ КЗ ст ст —а"—1 -ч"«*4 © КЗ КЗ Сл СТ СТ сл © да ел л л сп 1 1 1 лгло'о е> Си СТ Сл КЗ йЛ 4*- А СЛ 1 1 1 I "'чГгоТо То СТ КЗ ст _-1 да да сп у, О» 1 Сп СП Со"—100 Сп (0 сп К СЛ *

Характеристики планирования I некоторых самолетов
ванием. Следовательно, для самолетов с небольшой нагруз-

кой па крыло можно считать, что посадка с планирования
без выравнивания не обусловливает каких-либо существенных
конструктивных затруднений. Совсем другая картина полу-
чается у современных самолетов, имеющих большую нагруз-
ку. Для таких самолетов при закрытых щитках У,т|„ =
= 5 — 6,5 л/сек, а при открытых щитках Иут1п = 7 — 8 м сек.

Если учесть, что работа, которую должна поглотить амор-
тизация шасси, пропорциональна квадрату V,. и что шасси
современных самолетов рассчитано на значение Ц,= 4 м/сек'.

то станет ясным, что осуще-

Фиг. 21. Поляра самолета По-2 (У-2).

ствление конструкции шасси,
могущей поглотить работу
при посадке с планирования
без выравнивания, представ-
ляет весьма большие труд-
ности.

Следует отметить, что ми-
нимальные значения 1/,,т4п по-
лучаются при планировании с
убранными щитками (или от-
клоненными на небольшой
угол). Однако такому режиму
соответствуют большие по-
ступательные скорости (Лр.
Значение V ш1п можно умень-
шить, снижаясь с работающим

мотором.

Известно, что если при горизонтальном полете на опре-
деленном угле атаки уменьшить мощность ( задросселировать
мотор), то самолет начнет снижаться. При некотором угле
снижения установившийся полет возможен и без тяги винтов.
При этом компонент силы тяжести ОзшН будет уравнове-
шивать лобовое сопротивление. Скорость самолета по траек-
тории при снижении мало изменяется по сравнению со
случаем горизонтального полета’. Очевидно, что, подоб-
рав соответствующим обраюм величину тяги, можно, прак-
тически не изменяя скорости полета, варьировать значение Уу
от нуля до значения, соответствующего режиму безмоторного
планирования. Таким образом можно, например, уменьшить 7У
до значения 3 — 4 м/сек.

Следовательно, возможно и на современных самолетах,
имеющих большую нагрузку на крыло и обычную амортизацию
шасси, совершать посадку с планирования без выравнивания.
При этом возникает следующее затруднение.

1 Речь идет о поглощении так называемой „эксплоатацнонной* работы,
т. е. такой, которую конструкция должна „поглотить* достаточно большое
число раз без повр ждепия.

1 В. С. Пышное, Аэродинамика самолета. Оборонгиз, 1943.
Небольшой скорости снижения ^соответствует относи-
тельно большая поступательная скорость Утр, и угол снижения
получается очень малым. Следовательно, посадка с планиро-
вания без выравнивания может быть произведена только на
большом аэродроме, не имеющем сколько-нибудь высоких пре-
пятствий на подходах. Так, например, при значении У„=4 м/сек
и УТр=45 м/сек (162 км/час) угол планирования составляет все-
го 4°, в то время как при обычном планировании он более
8—12°. Следует также учесть, что минимальная посадочная
скорость современных самолетов весьма велика и поэтому уве-
личение скорости приземления, неизбежное при посадке с пла-
нирования, весьма нежелательно, особенно при посадке на не-
достаточно ровный аэродром (о чем подробно будет сказано
ниже).

Существенно также следующее обстоятельство: при обыч-
ной посадке с выравниванием 1/„ не превосходит 1,5—2 м/сек
и поэтому нагрузки, действующие на шасси, оказываются зна-
чительно меньше расчетных. При посадке же с планирования
даже при 1^—4 м/сек нагрузки на шасси будут большими. Сле-
довательно, шасси будет часто подвергаться нагрузкам, близ-
ким к расчетным. Поэтому следует предполагать, что если в
ближайшее время и удастся создать амортизацию, максималь-
ная «работоемкость» которой окажется достаточной для со-
вершения посадок с планирования без выравнивания, то такие
посадки будут применяться лишь в случае острой необходи-
мости, например при плохой видимости; в нормальных же усло-
виях будут производиться посадки с выравниванием.

4. Длина послепосадочного пробега

При постановке шасси с носовым колесом устраняется опас-
ность капота и возможно энергичное торможение. Эффектив-
ность торможения увеличивается также вследствие того, что
стояночный угол, а значит и подъемная сила крыла, уменьшаю-
щая вертикальные нагрузки на колеса, малы. Следовательно,
можно значительно сократить длину послепосадочного пробега.
Однако поскольку самолет, снабженный шасси с носовым коле-
сом, имеет при пробеге малое сопротивление, т» при неисправ-
ности тормозной системы или при скользком аэродроме, когда
сцепление с грунтом резко уменьшается, длина пробега может
стать даже большей, чем у самолета с хвостовым колесом.
Перейдем к расчету длины пробега в различных условиях.

Следует отметить, что хотя подъемная сила и лобовое со-
противление самолетов с носовым колесом в общем малы, тем
не менее относительное значение этих величин изменяется в
довольно широких пределах.

Имеются самолеты, как, например, Порт-Америкен В-25,
Мартин В-26 и ДР-, у которых стояночный угол очень мал —
1—3°. Естественно, что у этих самолетов подъемная сила при
пробеге, особенно три неотклоненных щитках, незначительна и
ею практически можно пренебречь. У других же самолетов
(Белл Р-39, Локхид Р-38, Боинг В-29 и пр.) стояночный угол
достаточно велик и составляет 5—-7°. Величины подъемной си-
лы и лобового сопротивления сильно изменяются также в за-
висимости от того, используются ли при посадке щитки или
нет.

На фиг. 18—20 представлены поляры некоторых самолетов,
соответствующие режиму посадки при отклоненных и пеоткло-
ненных щитках, с обозначением на них углов атаки при про-
беге на трех точках. Поляру, представленную на фиг. 18, сле-
дует считать характерной для самолетов, имеющих большой
стояночный угол; поляру, представленную на фиг. 19,—для
самолетов с малым стояночным углом; поляра фиг. 20 занимает
промежуточное положение. Эти поляры определены без учета
влияния близости земли ’.

В некоторых случаях подъемная сила и лобовое сопротив-
ление при пробеге могут иметь существенное значение и рас-
чет пробега- самолета с носовым кблесом следует производить
таким же образом, как и при шасси с хвостовым колесом, т. е
следует учитывать влияние подъемной силы и лобового сопро-
тивления и изменение их -в процессе уменьшения скорости 2.

Нормальная посадка производится на главные колеса, а но-
совое колесо опускается лишь спустя некоторое -время; следо-
вательно, расчет пробега следует производить для каждого из
этих этапов отдельно.

При пробеге на главных колесах самолет находился под
большим углом атаки и лобовое сопротивление его велико. В
этом положении, как правило, не пользуются тормозами, так
как самолет будет трудно удержать от опускания носового ко-
леса. При пробеге на трех точках угол атаки мал, поэтому
подъемная сила и лобовое сопротивление невелики, а тормоза
могут быть использованы полностью.

Из опыта установлено (что- подтверждается также расче-
том) , что, желая получить наименьшую длину пробега при по-
садке на аэродром с сухой бетонированной дорожкой или су-
хим травянистым грунтом, следует опускать носовое колесо

* Для уточнения расчета можно это влияние земли приближенно учесть
следующим образом. Подсчитывается величина X'= X |1-|-0,065 I, где
/

X — удлинение крыла, I—размах крыла, 11к — расстояние от крыла до
земли. Зная X', определяют уменьшение са.С,1М при данном значении су.

сх сам

С/ / 1 1

я: \ X' X

Кроме того, при данном

значении су угол атаки уменьшится па величину

Да® = 57,3 Су
п

\ X7 " > ) ’

2 В. П. Ветчинки н. Динамика полета, 1933.

В. С. П ы ш н о в, Аэродинамика самолета. Оборонгиз, 1943.
сразу же после приземления и включать тормоза (при усло-
вии, что мощность последних достаточна, а также нет опас-
ности их перегрева). При посадке на скользкий аэродром,
когда сцепление заторможенного колеса с грунтом недоста-
точно, часто оказывается выгодным возможно дольше совер-
шать пробег с поднятым носом.

5. Приближенный метод расчета пробега

Выше мы указывали, что расчет пробега для самолета с
носовым колесом может быть произведен теми же методами,
как и для самолета с хвостовым колесом. Однако точные ме-
тоды, которые учитывают изменение подъемной силы, лобового
сопротивления и силы трения в процессе пробега, относительно
сложны и не позволяют сразу выявить особенности каждой из
этих схем шасси. Поэтому для приближенного исследования
влияния различных факторов на длину послепосадочного про-
бега целесообразно упростить расчетный метод. Для этого вме-
сто переменного значения действующих сил мы будем рас-
сматривать некоторые постоянные средние величины, равные
полусумме соответствующих значений в начале и в конце про-
бега.

Кинетическая энергия самолета в момент приземления

МУ-приз

равна

Эта энергия поглощается при пробеге рабо-

той сил трения и лобового сопротивления. Следовательно,
будем иметь

С пробег
МУпрпз _

(5)

где (? —лобовое сопротивление самолета:

Д—сила трения;

^-пробег — длина пробега.

В начале пробега <2 = -^-р^^приз^пос» а в конце пробега

<2 = 0. Среднее значение <2 будет, следовательно,

<?ср=='7р5и”₽'"Гж,,ог- (б)

Сила трения в начале пробега равна

Г=/ир ( О - 1/2приз г, пос),
а в конце пробега

„О-
Среднее значение Г будет

О —- Р5|/2 с 1

4 “ приз У пос |>

где Ар - так называемый приведенный коэфициеит трения, о
котором будет сказано ниже. Под сл.ПО(. и суг1ОС будем пони-
мать соответствующие коэфициенты при пробеге па трех точ-
ках.

Мы обозначили скорость при посадке через |/П1>из (а пе УГ|П<.)
для того, чтобы подчеркнуть, что при шасси с носовым ко-
лесом самолет может садиться на скорости большей, чем
минимальная.

Таким образом па основании формул (5) и (6) суммарная
сила сопротивления равна:

4 Гср -= р5Гприэ Схпос Ь/пр ( О — 4~Р51/приз ^.ос) =

= /пр О 4- у V2 риз (сх пос су 110с ). (7)

Из соотношения

1 пробег
5 2 г

—7“ —- ] (<г+ол=< о„+^,)

воспользовавшись формулой (7), найдем, что 1пробс| будет

ейприз

/пр б + । I приз (Сх лес /прСр пос)1

Это выражение можно упростить (в частности, для шасси с
хвостовым колесом), если считать, что приземление проис-
ходит па минимальной скорости Ц,ос, т. е. при с„тя1, и что
это значение с?/ сохраняется во все время посадки. Однако
в случае шасси с носовым колесом пробег происходит при
угле атаки значительно меньшем, чем соответствующий суга1х.
Кроме того, для этого типа шасси посадки на скорости боль-
шей минимальной могут считаться, нормальными.

Необходимо сделать замечание относительно коэфициента
трения /,,г, встречающегося в вышеприведенных формулах.
Если бы тормоза стояли на всех трех колесах, то /,,р нужно
было бы принимать равным коэфициенту трения заторможен-
ного колеса о грунт. Одчако у современных самолетов, имею-
щих шасси с носовым колесом, тормоза устанавливаются, как
правило, только на главных колесах, так как установка тор-
моза па носовом ориентирующемся колесе связана со значитель-
ными 'конструктивными трудностями. Следовательно, при опре-
делении силы Р надо рассматривать в основном часть веса, при-
ходящуюся на главные колеса. При этом следует учитывать
следующее весьма важное обстоятельство: при включении тор-
мозов на главных колесах вдоль продольной оси самолета бу-
дет действовать сила, которая догрузит носовое колесо и раз-
грузит главные. Таким образом эффективность торможения
уменьшится.

Обозначим коэфициент трения главных колес о землю че-
рез /», а носового колеса — Поскольку носовое колесо не за-
торможено, то силу трения будем прикладывать к оси колеса;
силу трения главных колес прикладываем в точке их касания
с землей (Ь, — расстояние от оси носового колеса до ц. т.).

Пусть реакция носового колеса будет IV,, а реакция глав-
ных колес IV,. Из условия равновесия получим следующие ра-
венства;

+ Г1Л1 = 1\?2е 4~ т.,

Ч(« -М1) = Ч (е +ЛЛц.т.) = (О - Ггр) (в АЛЦ.Т.) -

— М1(^+/Ат.)- (9>

Здесь Кср среднее значение подъемной силы крыла в про-
цессе пробега, которое будет равно 1 с иос р5 ЦфНэ •

4 Л

Из приведенных формул получаем:

М С + /,Йц.т.

* О—Кер а + е — /|Л, + /Лц т.

^2 = 1 _ ^1

С?—УСр б—КСр

В расчет пробега удобно вводить так называемый приве-
денный коэфициент трения, поскольку мы всю тормозную силу
относим к сумме реакций колес. Обозначив этот коэфициент
через /11р, будем иметь

6. Расчет пробега без учета влияния подъемной силы

Если стояночный угол мал и щитки убраны, то с достаточ-
ной для практических расчетов степенью точности можно пре-
небречь подъемной силой. В этом случае для расчета пробега
можно воспользоваться методом, изложенным в книге
В. С. Пышнова «Аэродинамика самолета», 1943 г.

Принимая в формулах (9 и 10) Уср = 0, получаем:

М,а Г,//, = М.,е ^Лц т;

—/ХНХ) = , /2йцт) = О(е ф/»Лц.т.) —

-М(^+ЛЛЦ.Т); (11)

еЗЛг^и.т.. /У2 _ IV х

О (а -\-е — + />лц т.) С О
Приведенный коэфициент трения

(12>

1 нпичными для современных самолетов являются отноше
ния —0,1 : 0,15 и-^—=0,5. При этих условиях, приняв
1> ь

/х — 0,05 и /2 = 0,5, получим, что при торможении/V, = 0,7(7,
в то время как при отсутствии торможения ЛЛ, = 0,850. Сле-
довательно, вертикальная нагрузка на главные колеса при
горможении заметно уменьшается, а носовое колесо при тор-
можении значительно догружается примерно в два раза.

Составим уравнение движения при пробеге:

откуда

= -О/„ — схР5 —,
Л У,р т 2

Л л7"р 26 “ ’’

где

^ = яАР; г-.

Следовательно,

Интегрируя в пределах от скорости приземления до нуля,
найдем время пробега:

, С (IV Х / г~7~ \

гпроб =— I --------- аге (и I I Тц/ ). (14)

Иф ИЗ

Так как

ау ау_ (1х _ у (IV
то

,/х

(И

(1х

(1.x = —

\'(1У

Длина пробега

су

Г| + с-.УЗ

— • 1п
2гп

I/ " ' '

к приз <

Приведенные формулы для ^прой и 1оро6 имеют такой же
вид, как и для шасси с хвостовым колесом, только значения
коэфициептов с1 и сг получаются другими. Поэтому для оп-

<-| 1

1
ределения времени и длины пробега можно воспользоваться не-
сколько измененными графиками В. П. Ветчинкина* (фиг. 22

и 23): 1 Л =———А; (16) "|,ов е/пр 1 Д Л в, (17) пр°б 28/,-р
Г (1* V р5

Значения Л и В могут быть взяты с графиков (фиг. 22 и 23),
принимая 1/приз I ПОС.

Фиг. 22. График для расчета времени Фиг. 23. График для расчета длины
пробега. пробега.

В этом расчете предполагалось, что пробег происходил на
горизонтальном аэродроме при отсутствии ветра и при по-
стоянных значениях коэфициента трения. В обшем случае ^,1|1Ов
и Апро6 можно определить обычными графоаналитическими ме-
тодами.

Как уже указывалось выше, лобовое сопротивление само-
лета, особенно при посадке с неотклоненными шитками, весьма
мало. Для прикидочных расчетов пробега с интенсивным тор-
можением лобовым сопротивлением можно пренебречь. Тогда
прт? постоянном коэфициенте трения /пР движение при про-
беге будет равномерно-замедленным.

। В. П. Вет чин к ни, Динамика полета, 1933.
Таким образом в этом случае

. ^приэ

пр06 гл7

» V приз

пр°6~ 2^;

(1«)

(19)

7. Анализ факторов, влияющих на длину пробега

Пользуясь формулой (8), можно весьма просто провести
приближенный анализ влияния различных факторов на длину
пробега. При больших значениях /11р и малых значениях с*пог
и сЛП0с величина ур51/2риэ (сх вос — /,,р с* пое) мала по сравне-
нию с /пр0 и ею можно пренебречь. Такой случай соответ-
ствует посадке с неогклоненными щитками при интенсивном
использовании тормозов для самолета, имеющего малый стоя-
ночный угол. При этом

/-пробег-^-. (20)

2е/..Р

Следовательно, длина пробега пропорциональна квадрату ско
рости приземления и движение самолета близко к равномерно-
замедленному.

При очень малых значениях /пр, наоборот, решающее зна-
чение будет иметь член — р51/приз^П0С.

Тогда

7-пробсг 5=5 -“------ , (21)

пос

где у = ря—удельный вес воздуха.

В табл. 2 приведены результаты расчетов длины пробега
самолетов, имеющих шасси с носовым колесом (поляры при-
ведены на фиг. 18—20), при совершении посадок на аэродромы
с различным покрытием. В той же таблице даны значения
длины пробега аналогичных самолетов, но при шасси с хвосто-
вым колесом (т. е. при расчете пробега в этом случае бралась
точка на поляре, соответствующая с|(Г?ях).

Данные этой таблицы позволяют сделать следующие важ-
ные выводы.

1) При посадке на бетонированную дорожку с большим
коэфициентом трения шасси с носовым колесом позволяет по-
лучить более короткий пробег.

2) При посадке на грунт с малым коэфициентом трения
длина пробега очень сильно возрастает и становится равной
(а иногда даже большей) длине пробега в случае шасси с хво-
стовым колесом. Особенно большим получается пробег при
Таблица 2

Сравнительные расчетные длины пробега самолетов в случае шасси с носовым колесом и в случае шасси
« с хвостовым колесом (условно)

в данном случае—минимальная посадочная скорость с убранными щитками
посадке на скользкий аэродром или на бетонированную дорож-
ку без применения тормозов.

Таким образом в этих условиях шасси с носовым колесом
не только не дает сокращения пробега, но, наоборот, может
потребовать большей длины посадочной площадки. Отсюда
также следует, что при постановке на самолет с носовым ко-
лесом лыж (взамен колес) длина пробега будет большей, чем
при постановке их на самолет с хвостовым колесом, так как
«качение коэфициента трения / для лыж в среднем равно все-
го 0,1.

Для сокращения пробега на скользком грунте в последнее
время в США стали применяться так называемые «зимние»
пневматики, обладающие повышенным сцеплением с грунтом.
Эти пневматики оказываются также весьма рациональными для
повышения устойчивости пути на мягком аэродроме.

Для увеличения вертикальной, а следовательно, и лобовой
нагрузки на заторможенные главные колеса целесообразно при
пробеге отклонять руль высоты вверх. Это мероприятие рацио-
нально и в смысле уменьшения опасности «зарывания» носо-
вого колеса в мягкий грунт (см. ниже).

Очевидно, что предельно короткий пробег для шасси с хво-
стовым колесом получается при таком торможении, когда вер-
тикальная реакция на хвостовое колесо обращается в нуль.
Следует заметить, что для современных самолетов с хвостовым
колесом величина угла выноса главного шасси Х=27—31° по-
зволяет достигать исходя из этого условия значения коэфи-
циепта трепня /=0,55.

В этом случае длина пробега из-за большего лобового со-
противления получилась бы даже меныней, чем для шасси с
носовым колесом. Однако при таком торможении самолет бу-
дет неустойчив и при ударе главными колесами даже о срав-
нительно небольшое препятствие сразу же скапотирует.

Можно было бы считать, что в процессе пробега допустимо
такое торможение, при котором вертикальная реакция на хво-
стовое колесо остается равной определенной доле стояночной
нагрузки, например одной трети ее. При таком условии, как
показывают расчеты, среднее значение коэфициента трения
/=0,30. Как видно из табл. 2, длина пробега в этом случае
получается на 4О’/о большей, чем в случае шасси с носовым
колесом при /=0,55. Однако фактическое соотношение мини-
мальных длин пробега получается иным.

Как показывает опыт эксплоатации, вследствие несовер-
шенства тормозных систем современных самолетов (неплав-
ность их работы, т. е. склонность к внезапному защемлению
колес, и пр.), при шасси с хвостовым колесом летчик, боясь
капота, использует тормоза еше менее эффективно, чем это
можно было бы допустить, исходя из указанного выше усло-
вия — сохранения некоторой средней минимально допустимой
нагрузки на хвостовое колесо — одной трети от стояночной.
Для шес"< г носовым колесом опасность капота не ограни-
чивает интенсивность торможения при пробеге. Однако тормоз-
ная система у большинства самолетов с таким шасси оказы-
вается неспособной обеспечить постоянное интенсивное тормо-
жение вследствие возможности перегрева тормозов и пневма-
тиков.

На большинстве современных американских самолетов с
носовым колесом установлены так называемые дисковые тор-
моза, основным недостатком которых является плохая тепло-
отдача. Подробнее будет сказано далее.

Здесь укажем лишь, что инструкциями по эксплоатации
почти всех самолетов с носовым колесом предписывается не
пользоваться тормозами продолжительное время, а периоди-
чески включать и выключать их.

Таким образом несовершенство тормозной системы значи-
тельно увеличивает длину пробега у современных самолетов
как с носовым, так и с хвостовым колесами.

В табл. 3 приведены средние значения длин пробега у раз-
личных самолетов, получаемые при стремлении летчика до-
биться возможно более короткого пробега, однако без значи-
тельного риска капота (шасси с хвостовым колесом) или пе-
регрева тормозов (шасси с носовым колесом).

Рассмотрение данных табл. 3 позволяет сделать следую-
щие выводы.

Длина пробега самолетов с носовым колесом при посадках
на бетонированную дорожку или на сухой травянистый аэрод-
ром получается при равных удельных нагрузках на крыло бо-
лее короткой, чем у самолетов, имеющих шасси с хвостовым
колесом. При посадке же на мягкий аэродром длины пробегов
получаются примерно одинаковыми.

Самолет Белл Р-39 имеет на мягком аэродроме весьма ко-
роткий пробег вследствие большого стояночного угла. Наобо-
рот, самолет Нортроп Р-61, у которого этот угол близок к ну-
лю. имеет при этих условиях очень большую длину пробега.
Обращает на себя внимание весьма короткий пробег самолета
Локхид С-69В при относительно большой удельной нагрузке на
крыло. Причина этого заключается в возможности более энер
гичного, чем у других аналогичных самолетов, торможения,
так как самолет Локхид С 69В имеет спаренную установку
колес, причем на каждом колесе установлено по два тормоза
(всего таким образом 8 тормозов). В противоположность этому
самолету самолет Дуглас А-20 имеет тормоза, сильно подвер-
женные перегреву. Поэтому длина пробега у него получается
необычно большой для самолетов, снабженных шасси с но-
совым колесом.

Влияние увеличения посадочной скорости.
Рассмотрим влияние возможного превышения посадочной ско-
рости над минимально возможной, считаясь с тем, что при

1 И. И. Эскин 44
Таблица 3

Средние величины длины пробега некоторых самолетов
на различных посадочных площадках

Самолет Назначение 0 — при посадке (кг/л«2) Тип шасси Длина пробега (я) Минимально возможный пробег при полном ис- пользовании тормозов на бетон ирон, дорожке (/ = 0.55)
бетониро- ванная дорожка с)хой тра- вянистый аэродром । мягкая до| ожка
Белл Р-39 Истребитель 170 С НОСОВЫМ колесом 335 365 705' 280
Нортроп Р-61 • 178 То же 397 427 |320-* —
Локхид Р-38 219 То же 428» 4801 2 3 1080 270
Норт-Аме- ри кеп Р-51 г 165 С хвостовым колесом 520 580 1250 —
Рипа'>лик Р-47 а* 219 То же 473 533 1111 —
Дуглас А-20 Бомбарди- ровщик 203 С НОСОВЫМ колесом 5654 6554 1980 285
Локхид С-69В Транспорт- ный 197 То же 358 393 1210 290
Локхид В-31 Бомбарди- ровщик — С хвостовым колесом 535 580 915 —
Боинг В-17 191 То же 595 795 1190 —

1 Относительно короткий пробег обьяспяется большим стояночным
углом.

2 Относи1ельно длинный пробег объясняется очень малым стояночным
углом.

* Относи ельно длинный пробег объясняется большой носа .очной ско-
ростью.

4 Относительно длинный пробег объясняется невозможностью энергично
тормозить из-за опасности пере! рева тормозов

наличии шасси с носовым колесом допустима скоростная по-
садка.

Из табл. 2 видно, что при превышении нормального значения
посадочной скорости на 20% длина пробега при значении коэ-
ффициента трения /=0,55 увеличивается на 36—65”/о, а при
/=0,3—на 49—53°/о, т. е. в среднем на 55'а/о.

Фактическое увеличение длины пробега будет еще большим,
поскольку даже при посадке на нормальной скорости тормоза
приходится периодически выключать во избежание перегрева.
Влияние постановки тормоза на носовое
колесо. Из конструктивных соображений тормоза на боль-
шинстве современных самолетов ставят только на главных
колесах. Тормозное носовое колесо имеется на английском
двухмоторном самолете Армстронг Уитворт А\М-41 и немецком
самолете с реактивными двигателями Мессершмитт Ме-262.

Все же не исключена возможность, что в будущем установ-
ка тормозов на носовом колесе получит распространение, тем
более что в этом случае самолет оказывается менее подвер-
женным запосу при торможении на мягком грунте.

При установке тормозов на всех трех колесах приведенный
коэфициснт трения может быть принят равным номиналь-
ному значению коэфициента трения при условии, что степень
торможения главных и носового колеса одинакова. Из табл. 2
слетует, что дополнительное торможение носовым колесом ока-
зывается эффективным средством сокращения пробега.

Посадка с заранее заторможенными коле-
сами. Рассмотрим возмржное сокращение длины пробега при
посадке с заранее (т. е. до соприкосновения с землей) затор
меженными колесами. В литературе в качестве одного из пре-
имуществ шасси с носовым колесом указывалась возможность
безопасного совершения такой посадки. Можно, однако, легко
показать, что вопреки имевшемуся мнению такое мероприятие
не дает сколько-нибудь существенного сокращения пробега.

В самом деле, выгодность торможения колес к моменту
приземления обусловливается наличием больших вертикальных
нагрузок на колеса, а следовательно, возможностью получения
больших тормозящих сил. Однако поскольку время посадоч
пого удара очень мало и составляет лишь доли секунды, то
даже большие лобовые силы не успевают заметно уменьшить
поступательную скорость самолета.

Кроме того, следует указать, что в момент удара при по-
садке с незаторможенными колесами на них и без того дей-
ствуют значительные лобовые нагрузки, обусловленные инер-
цией колес при их раскрутке (о чем подробнее будет сказано
ниже). Поэтому зажатие колеса тормозами по существу почти
не увеличит лобовых сил при ударе, так как максимальная ве-
личина их ограничивается предельным значением коэфициента
грения пневматика о землю.

8. Применение реверсивных винтов

При рассмотрении способов сокращения длины послепоса-
дочного пробега следует отметить применение для этой цели
в качестве воздушных тормозов так называемых реверсив-
ных винтов.

Эти винты, кроме нормальной тяги вперед, могут создавать
также значительную отрицательную тягу (т. е. действующую
против направления движения самолета). Достигается это тем,
что лопасти винтов поворачиваются на значительный отрица-
тельный угол, причем этот поворот происходит весьма быстр >
и позволяет сразу же после приземления получать большую
отрицательную тягу.

В печати уже появились сообщения об успешном примене-
нии таких винтов для сокращения длины пробега ’.

Расчеты показывают, что у современных самолетов, снаб-
женных шасси с носовым колесом, длина пробега при исполь-
зовании одних только реверсивных винтов получается па ЗО’/о,
а при одновременном использовании реверсивных винтов и ко-
лесных тормозов — на 55'% меньше, чем при пробеге с исполь
зованием только одних колесных тормозов.

Испытания четырехмоторного самолета, проведенные в
США, дали следующие результаты (табл. 4).

Таблица 4

Влияние торможения реверсивными винтами на длину пробега

Условия торможения при посадке Процент от длины про- бега при торможении од- ними колесными тормо- з «ми
Торможение одними колесными тормозами 100
Торможение двумя винтами, установленными на реверс, без применения колесных тормозов 76
Торможение двумя винтами, установленными на реверс, с применением колесных тормозов 52
Торможение четырьмя винтами, установленными на реверс, без применения колесных тормозов 53
Торможение четырьмя винтами, установленными на реверс, с применением колесных тормозов 44

Цифры, приведенные в табл. 4, относятся к посадке на бето
пированный аэродром. Очевидно, что при посадке на мягкую
дорожку относительная эффективность реверсивных винтов еще
больше возрастает.

Кроме того, поскольку полное использование колесных тор
мозов па современных самолетах с носовым колесом часто бы
вает невозможно из-за перегрева тормозов, следует сделать вы
вод, что применение реверсивных винтов для сокращения про-
бега весьма эффективно.

На самолетах, имеющих шасси с хвостовым колесом, ревср
сивные винты также позволяют значительно сократить длину
пробега, причем их роль в этом случае относительно даже
большая, чем при шасси с носовым колесом. По мнению неко-
торых авторов, с помощью таких винтов при шасси с хвосто-

1 Заметим, что реверсивные винты могут быть использованы также для
уменьшения скорости пикирования и улучшения маневренности в воздухе.
вым колесом можно не только сократить длину пробега, но
также упростить посадку и сделать ее более безопасной.

Дело в том, что действие этих винтов сказывается не толь-
ко в создании большой лобовой силы, позволяющей устранить
опасность капота, увеличить базопасный тормозной момент на
колесах н таким образом значительно сократить длину пробега,
но также в резком уменьшении подъемной силы крыла на уча-
стке, «обдуваемом» таким винтом. Таким образом при повороте
лопастей на большой отрицательный угол и даче мотору полно-
го газа значительно уменьшается общая подъемная сила крыла
в момент соприкосновения с землей.

Это обстоятельство должно позволить, по мнению этих авто-
ров, безопасно производить посадку на скорости, большей ми-
нимальной, и па самолете с хвостовым колесом как на три точ-
ки, так и на главные колеса.

Отсюда следует, что при применении реверсивных винтов
шасси с хвостовым колесом «приобретает часть преимуществ,
которыми при обычных условиях обладает только шасси с но-
совым колесом. Однако пока пет сведений об успешном приме-
нении реверсивных винтов в этом направлении.

9. Применение тормозных парашютов

На реактивных самолетах с носовым колесом для сокраще
пия пробега иногда применяют специальные тормозные
парашют ы, которые обычно помещаются в хвостовой части
фюзеляжа и открываются при посадке самолета. Такой пара-
шют устанавливается, например, на самолете Арадо Аг-234.
Тормозной парашют является весьма эффективным средством
сокращения пробега, в особенности на скользком грунте — при-
близительно на 30—4О°/о. Одновременно такой парашют увели-
чивает нагрузку на главные колеса и таким образом повышав1
эффективность колесных тормозов.
ГЛЛВЛ III

КОМПОНОВКА САМОЛЕТА И ВЫБОР ОСНОВНЫХ
ПАРАМЕТРОВ ШАССИ

1. Установка шасси с носовым колесом
на самолетах различных схем

Шасси с носовым колесом применяется на самолетах раз-
личных схем. Среди построенных самолетов и проектов можно
встретить одномоторные и многомоторные самолеты, с тяну-
щими и толкающими винтами, с нормальным фюзеляжем, а так
же с хвостовыми балками, самолеты типа «утка», «летающее
крыло», амфибии и пр. В большинстве упомянутых схем нсполь
дуются как рядные, так и звездообразные моторы. Однако сле-
дует считать, что не все эти схемы самолетов одинаково удобны
для установки шасси с носовым колесом (в частности, с уби-
рающимся). С другой стороны, некоторые схемы самолетов
являются рациональными именно' в сочетании с этим типом
шасси.

Рассмотрим конструкции одномоторных самолетов. Для то-
го, чтобы получить достаточно большую базу шасси, желатель
но, чтобы переднее колесо располагалось возможно ближе к
носу фюзеляжа. Наличие в носовой части мотора, особенно
рядного, заставляет отодвигать переднее колесо назад, что по-
нижает плавность движения по земле, противокапотажные
свойства самолета и значительно увеличивает расчетные на
грузки на носовое колесо (см. стр. 138). Поэтому установка
шасси с носовым колесом при наличии тянущего мотора менее
рациональна. В этих случаях для увеличения базы иногда уве-
личивается наклон передней стойки вперед, что, однако, свя-
зано с ростом изгибающих нагрузок на стойку и затруднением
работы амортизации из-за повышенного трения.

Упомянутые недостатки устраняются при установке толкаю-
щего винта. Большинство первых самолетов с носовым колесом
имело толкающий винт. Такая установка мотора делает весьма
рациональным применение двухбалочной конструкции хвосто-
вой части фюзеляжа (фиг. 24). Эта схема получила широкое
распространение на одномоторных самолетах, особенно на лег-
ких — учебных и экспериментальных, так как расположение
винта за сиденьем пилота выгодно также из соображений без-
опасности. Однако установка толкающего винта может потре-
бовать увеличения высоты шасси для того, чтобы обеспечить
требуемое расстояние от конца лопасти до земли, или же при-
менения четырехлопастных винтов

Фиг. 24. Истребители с толкающим винтом. Вверху
Валтн ХР-54 (США), внизу 1 21 (Швеция).

Наиболее удобной для постановки шасси с носовым колесом
на одномоторных самолетах является схема, примененная на
известных американских истребителях Белл Р-39 «Эракобра»,
Белл Р 6? «Кингкобра», а также на экспериментальных само-
летах «Манта», ХР-75 и некоторых других. В этих самолетах
мотор помещается внутри фюзеляжа вблизи центра тяжести
самолета, а привод к винту осуществляется при помощи редук-
тора с удлиненным валом. Такая конструкция позволяет полно-
стью использовать длину носовой части фюзеляжа для увели-
чения базы и облегчает уборку переднего колеса, для которого,
в отличие от других схем одномоторных самолетов, в носовой
части фюзеляжа оказывается достаточно' места. Кроме того,
перемещение мотора к центру тяжести уменьшает момент
инерции самолета относительно поперечной оси и способствует
понижению расчетных нагрузок на переднее колесо (см. гл. V).
Указанная конструктивная схема имеет также и другие серь-
езные преимущества — например, она позволяет сделать посо-
вую часть фюзеляжа более тонкой, что важно для улучшения
обзора и обтекаемости самолета.
11а фиг. 7 показана слома самолета Белл Р-39 с мотором
внутри фюзеляжа.

Перейдем теперь к схемам двухмоторных самолетов.

Наиболее распросграненной в настоящее время является
установка двух моторов на крыле. В этом случае для установки
переднею колеса можно также сравнительно легко полностью
использовать длину носовой части фюзеляжа. Двухмоторные
самолеты, оборудованные шасси с носовым колесом, имеют зна-
чительно более длинную носовую часть фюзеляжа, чем анало-
гичные самолеты с хвостовым колесом, что весьма' отчетливо
видно из сопоставления компоновочных схем двух известных
двухмоторных бомбардиповщиков: Мартин В-26 (шасси с но-
совым колесом) и «Москито» IV (шасси с хвостовым колесом,
фиг. 25 и 26).

Наиболее просто осуществляется установка шасси с ило-
вым колесом на многомоторных самолетах. Носовая часть та-
ких самолетов из условий рационального размещения пасса-
жиров, грузов, вооружения и пр. вне зависимости от требова-
ний установки носового колеса получается достаточно боль-
шой.

Весьма рационально применение шасси с носовым колесом
на самолетах типа «утка», у которых оперение находится впе
реди крыла ’. В этом случае переднее колесо необходимо для
поддержки оперения (фиг. 27).

В последнее время снова возродился интерес к схеме са-
молета «летающее крыло» и ряд проектов предусматривает по
становку шасси с носовым колесом.

Фирмой Нортроп в США, построившей гигантский бомбар-
дировщик ХВ-35 «летающее крыло», изготовлен эксперимен-
тальный самолет такой схемы (см. фиг. 28).

Шасси с носовым колесом применяется также на са-
молетах-амфибиях как типа летающей лодки, так и поплавко-
вых, на самолетах с реактивными двигателями, а также на
геликоптерах. Работа шасси этих самолетов имеет свои спе-
цифические особенности (подробнее рассмотрено в главе VI).

Самолеты, снабженные шасси с носовым колесом, имеют,
как правило, более длинную носовую часть фюзеляжа и это су-
щественно сказывается на устойчивости самолета в полете от-
носительно поперечной и вертикальной осей. Как известно, фю-
зеляж создает относительно центра тяжести дестабилизирую-
щий момент, величина которого приблизительно пропорцио-
нальна расстоянию от носа фюзеляжа до центра тяжести.

Таким образом при прочих равных условиях самолет с но-
совым колесом для повышения устойчивости требует более
мощного горизонтального и вертикального оперения.

1 Ранее указывалось, что первый самолет с носовым колесом .Хищник'
Сантос-Дюмон а (1906 г.) имел схему .утки*.
Фиг. 25. Компоновочная схема двухмоторного бомбардировщика
Мартин В-26 (шасси с носовым иотесом).
Фиг. 26. Компоновочная схема двухмоторнсго бомбардировщика Москито
(шасси с хвостовым колесом).
Особенно существенно влияет увеличение длины носовой
части фюзеляжа на устойчивость пути, так как основная часть
дестабилизирующего момента всего самолета относительно вер-
тикальной оси создается именно фюзеляжем.

Фиг. 29. График для определении
коэфициента /<5.

Производною , ха‘

\ /фюз
рактеризуимцую собой деста-
билизирующий момент, созда-
ваемый фюзеляжем, прибли-
женно можно определить ио
формуле

(''"Ч 57,3 Кр-^*-

\</фк,з &

где ‘\|> площадь проекции
фюзеляжа при ви-
де сбоку;

1^ — длина фюзеляжа;

5— площадь крыла;
/—размах крыла.

Величина Кл является функ-

„ » *Ф .. ‘И.ф

циеи отношении — и —-
Лг>
(фиг. 29), где /„.ф — расстояние от носа фюзеляжа до центра тя-
жести самолета, /ф — длина фюзеляжа, Л — наибольшая вы-
сота фюзеляжа.

Если принять отношение длины фюзеляжа к его высоте
*-=6, то в соответствии с фиг. 29 дестабилизирующий мо-

мент для типичного двухмоторного самолета с носовым коле-
сом получается приблизительно на 35 45% больше, чем при
шасси с хвостовым колесом.

Обычно при эскизном проектировании задаются опреде-
ленной величиной отношений —н° Лво и 8г о Ьт-°-—,

где 5г.о —площадь горизонтального оперения;

5и.о — площадь вертикального оперения;

7-и. о — расстояние ог центра тяжести самолета до центра
давления вертикального оперения;

5—площадь крыла;

/—размах крыла;

Аг.о—расстояние от центра тяжести самолета до центра
давления горизонтального оперения;

А'л—средняя аэродинамическая хорда крыла.

Эти отношения характеризуют устойчивость пути, создавае-
мую вертикальным оперением, и продольную устойчивость, соз-
даваемую горизонтальным опереньем. Ввиду более длинной
носовой части фюзеляжа -самолет с носовым колесом без вер-

тикального оперения более неустойчив, чем самолет с хвосто-
вым колесом. Следовательно, отношение _ «-о »•<» в первом

случае должно быть больше, чем во втором.

Для современных самолетов с хвостовым колесом, имеющих
относительно небольшую носовую часть фюзеляжа, желатель-
ное отношение г>в”/ 1,0 находится в пределах 0,04—0,055.

$ I 8 Ь

В табл. 5 приводятся величины ' и —Г" — для

ЛI

ряда американских самолетов с носовым колесом.

Таблица 5

Отношения 5"°^во и для некоторых американских самоле-

57 57?/

тов с носовым колесом *

Самолет Назначение Тип оперения V ” 1 ®г.о Бг.о 5^
Белл Р-39 Истребитель Одпокилевое 0,0415 0,418
Белл Р-63А Истребитель Однокилевое 0,047 0,45
Локхид Р-38 Тяжелый истребитель Двухкилевос 0,0665 0,880
Дуглас А-20 Бомбардировщик Одпокилевое 0,0560 0,636
Норт-Америкен В-25С Бомба рдировщик Двухкилевое 0,0660 0,655
Консолидейтсд В 24 Тяжелый бомбардировщик • 0,0525 0,605
Локхид С-69 Тяжелый транспортный Трехкилевое 0,062 1,07
Боинг В-29 Тяжелый бомбардировщик Однокилевое 0,056 0,815

Из приведенной таблицы следует, что самолеты, оборудован
ные шасси с носовым колесом,имеют большую величину—вп в",
чем аналогичные самолеты с хвостовым колесом. Интересно от-
мстить, что самолет Белл Р-39 в полете обладает недостаточ-
ной устойчивостью пути из-за длинной (и при этом высокой)
носовой части фюзеляжа, необходимой для постановки перед-
него колеса, хотя отношение в"^—=0,0415 для истребителя
с хвостовым колесом обычно является достаточным.
Неустойчивость, создаваемая фюзеляжем в плоскости тан-
гажа, также может быть весьма существенной, особенно в слу-
чае большой нагрузки на крыло, т. е. при относительно малых

„ О / г о

размерах крыла. Следовательно, отношение - — для

шасси с носовым колесом обычно должно быть несколько боль-
шим, чем для шасси с хвостовым колесом (табл. 5).

2. Положение главных колес

Компоновка шасси с носовым колесом заключается в выборе
рациональных размеров колеи, базы, а также в рациональном
расположении главных колес относительно центра тяжести.
Начнем с выбора положения главных колес, так как здесь наи-
более отчетливо выражена специфика, этого типа шасси.

Минимально допустимое расстояние от центра тяжести до
оси главных колес по горизонтали определяется тем, что центр
тяжести при любом положении самолета на земле должен оста-
ваться впереди вертикальной плоскости, проведенной через ли-
нию главных колес с землей. Если это условие не выполнено,
чо при взлете, посадке и рулежке хвостовая часть фюзеляжа
может ударяться о землю и следовательно, испытывать боль-
шие нагрузки.

Минимально допустимое расстояние оси главных колес до
центра тяжести определяет минимальную величину угла В2,
который должен быть больше угла фИ1Л (фиг. 30). В последнее
время появились самолеты, у которых р2 несколько меньше <р,пах
что по нашему мнению нерационально. При <р = 'ртах прямая,
образующая этот угол, касается хвостовой опоры

Максимально допустимый вынос главных колес назад опре-
деляется требованием обеспечения продольной устойчивости са
монета при движении на главных колесах с поднятым носовым
колесом и возможностью произвести этот подъем на скорости
около 0,8 от посадочной. При взлете и посадке на неровном
или мягком аэродроме носовое колесо необходимо поднимать
во избежание преждевременного отрыва самолета от земли или
разворота ориентирующегося носового колеса относительно оси
стойки (см. стр. 109).

Необходимость подъема носового колеса может также вы-
зываться возникновением «шимми» вследствие разрегулировки
или повреждения демпфера.

Следовательно, самолету с носовым колесом приходится
значительное время двигаться на главных колесах, и отсут-
ствие устойчивости в этом случае сильно затруднило бы взлет
и посадку.

Так как главные колеса расположены позади центра тя-
жести, то движение по земле на них можно уподобить полету
с более задней центровкой, при которой продольная устойчи-
вость понижается. Поэтому, если главные колеса очень сильно
отнесены назад, то самолет может оказаться на земле неустой-
чивым. Расчет продольной устойчивости при движении само-
лета на главных колесах сложен, так как в процессе разбега

Фиг. 30. Параметры шасси с носовым колесом.

или пробега значительно изменяются скорость и режим работы
винта. Существенно сказывается также влияние близости зем-
ли, особенно при работающем винте, но по этому вопросу
имеется мало данных.

Однако легко определить уменьшение устойчивости в зави-
симости от выноса главных колес назад.

Когда поступательная скорость равна нулю, то самолет от-
носительно оси главных колес неустойчив (как тело, у которого
центр тяжести находится выше точки опоры), независимо от
того, находятся ли колеса впереди или позади центра тяжести.
При наличии поступательной скорости на самолет будет дей-
ствовать аэродинамический момент самолета М7Х и момент
реакции земли

М/т. (22)

Момент реакции земли можно представит в виде суммы
двух слагаемых:

(23)

где М7!]Г—момент, создаваемый нормальной силой №,
/Ияв — момент, создаваемый силон трения О.

Фиг. 31. К определению продольной устойчивости при движении
на главных колесах.

Из фиг. 31 следует, что

М, у= — (О’— У) г 81п

МЯ1} — — (О — Е)/гсо8Й., (24)

где У—подъемная сила; У — — ср$V";

2 *

— угол, образованный линией, проходящей через центр
тяжести и низ колеса, с вертикалью. Знак минус бе-
рется потому, что силы (2 дают момент на пики-
рование.

Дли определения влияния схемы шасси на продольную
устойчивость возьмем производную М7 т по а. Очевидно,
что при шасси с носовым колесом приращение угла атаки
а. — (1а и приращение угла % — равны по величине и противо-
положны по знаку, т. е. с/[5., =— (1л, так как при увеличении а
уменьшается ?2. Следовательно, —^для шасси с

ИЗ? (1<*
хвостовым колесом = (1а}.

'Момент, создаваемый реакцией земли на главные колеса,
будет, таким образом, равен:

Г 2~ С

X (81П +/СО8 р;). (24')
Производная этою момента по углу атаки

_____^^7. III

Ла Л^2

О--^су98УАх

X (СО5?,—/81л₽2) +

+ 4" ( 51П Р2 +/СО8 02'

2 аа

(24")

Определим скорость Ксйтр, при которой ^71"- обращается в
Ла

нуль. Для этого приравняем кулю правую часть уравне-
ния (24") и найдем:

1/ = /~________________б

нейгр , г Лс^ ЯП.02 4- /соя За 1 * (25)

I 2 Г [ у Ла СОЯ ₽2 — / 8>П 02 1

Для сравнения приведем формулы для ~м™г и 1/„<.йтр при шас-
Ла

си с хвостовым колесом. В этом случае т/32= сЬ., а реакция
дает кабрирующнй момент, который берется со знаком плюс.

Таким образом для шасси с хвостовым колесом будем
иметь:

Сравнение формул (25) и (27) показывает, что при шасси
с носовым колесом получаются значительно более неблаго-
приятные условия для устойчивости. В то время как шасси
с хвостовым колесом уже на скорости, равной 0,6 от взлетной,
перестает создавать неустойчивость, шасси с носовым колесом
создает неустойчивость в течение всего разбега. Мы будем
предполагать, что момент аэродинамических сил М/)Х придает
устойчивость самолету.

Таким образом устойчивость самолета при движении на
главных колесах при 1акой схеме шасси зависит от того,
дос ।а точен ли запас устойчивости, создаваемый аэродинами-
ческими силами (определяемый производной ) Запас

\ Ла )

устойчивости должен компенсировать неустойчивость, соз-
даваемую шасси Вместо производной а—г,~. удоб-

\ Ла ) Ла

нее рассматривать производную

Лу

__ат2П1 1 ЛМ/ш

Лс? Ла Лсу К2 Леу Ла ’ (28)

Р6 <. ЬЛ—

2. Ла

Лт

Приведем значения ——- для самолета, имеющего г—1,3 м
ЛСу *

&л=2,05 м, 5—19,8 м2

и ₽г = 8°.

При У=0,8 Упос= 116 лгм/час -- - = 0,32; при К=1/„ос

Лт7Ш асу

-/ш = 0,18.

<1си

Лт7А

Можно считать, что — ~ вблизи земли не более — 0,18, и
асу

таким образом этот самолет только в самом начале пробега
или в конце разбега на двух точках будет устойчив.

Так как расчет ~~ сильно затрудняется влиянием земли

и обдувки винта, представляет интерес следующая приближен-
ная формула, предложенная Дженкинсом и Донованом [30]
для определения максимально допустимого расстояния х по го-
ризонтали от оси задних колес до фокуса средней аэродинами-
ческой хорды крыла:

Аг. О 5 Аг. о

где х измеряется в положении самолета на трех точках, а
е — коэфициент, зависящий от удлинения крыла и горизонталь-
ного оперения (фиг. 32). Принимается, что фокус средней аэро-
динамической хорды находится на 25% ее длины от носка.
Формула (29) выведена для самолетов с нормальным соо« но-
шением размеров и предусматривает обычный коэфициент тре-
ния для бетонированной дорожки (=0,03.

График зависимости --------

Аг. о

«г. о

ОТ е-----

приведен на фиг. 33.

Если принять, что центр тяжести самолета совпадает с фо-
кусом средней аэродинамической хорды (т. е. что центровка
соответствует 25% САХ) и база шасси Ь=0,6 Аг „, то по
фиг. 33 найдем, что максимально допустимое расстояние от
центра тяжести до оси главных колес для самолета, имеющего
Х=7,5 и Хг. О=3,5, будет е=0,12 Ь. Как видно из табл. 6, при-
е

мерно такое же отношение г имеется у ряда современных
самолетов.
Следует, однако, отметить, что продольная устойчивость
при движении на главных колесах, как показано выше, свя-
зана не только с расположением колес относительно центра
тяжести, но также с расположением колес относительно сред-
ней аэродинамической хорды крыла.Поэтому отношение — еще
недостаточно характеризует установку главных колес в отно-
шении продольной устойчивости самолета.

Расчет устойчивости, произведенный для трех самолетов,
показал, что два из них являются устойчивыми на всем диапа-

Фиг. 33. График для определения
х
отношения —------------- .

^т. о

зоне скоростей, при которых самолет способен находиться на
главных колесах, а третий остается неустойчивым до скорости,
равной 0,95 от взлетной.

Так как процесс разбега или пробега весьма кратковреме-
нен, то, как показала практика, продольная неустойчивость,
если она проявляется не очень резко, может быть допущена.
Поэтому у самолетов с носовым колесом диапазон допустимых
посадочных центровок оказывается весьма большим. Например,
у самолета Дуглас А-20 он равен 17,3—29,4% САХ.

Вынос главных колес назад может также ограничиваться
возможностью отрыва носового колеса от земли при взлете пу-
тем отклонения руля высоты. Чем больше этот вынос, тем труд-
нее удержать самолет при помощи рулей от быстрого опуска-
ния носового колеса сразу же после приземления и тем труднее
оторвать носовое колесо при разбеге, особенно в тех случаях,
когда линия тяги проходит выше центра тяжести и момент тя-
ги, прижимающий носовое колесо, велик.
Быстрое отпускание носового колеса три посадке ведет к
очень большим нагрузкам на него. Рассмотрим условие возмож-
ности отрыва носового колеса при взлете.

При взлете на носовое колесо будет действовать доля «еса
самолета (за вычетом подъемной силы), а также нагрузка, об-
условленная тягой винтов:

1г

16 — с,.р8 —- I е „ .

ДГ ---- У____ 2 / । ‘‘РМиотор (30)

нос ь -Г ь

где АЛмотор — расстояние ог линии тяги до центра тяжести
(положительно, если линия тяги выше ц. т.);

ЯР—сумма тяг всех моторов.

Подъемная сила — даже при скоростях, близких к

взлетной, мала и обычно не превышает 0,1 П.

Таким образом, пренебрегая лобовым сопротивлением и тре-
нием, получим

дг ____ -1- 1.РА/1|иО,ор) /чо'Ч

^*нос 1’^ )

Дополнительная нагрузка от трения равна /О - .

Рассматривая момент действующих сил относительно точки, ле-
жащей над осью главных колес, на уровне ц. т., мы можем со-
ставить следующее условие возможности отрыва носового ко-
леса:

^осд-0,9Ое = Рг.о(Лг.о-е).

(31)

откуда нагрузка на горизонтальное оперение, необходимая для
отрыва носового колеса от земли, будет

(32)

Нагрузка на горизонтальное оперение, обдуваемое струей
от винтов, может быть определена по формуле

Рг. о = г: 5Г.О (1 + В),
д$й

^суг. о г

где --------приращение подъемной силы горизонтального

оперения на один градус отклонения руля вы-
соты;

8° — угол отклонения руля высоты;

5Г.О—площадь горизонтального оперения;

д— скоростной напор, соответствующий рассматривае-
мому значению скорости при разбеге 1^ = р I;
В — нагрузка на ометаемую винтом площадь | В =
= где О — диаметр винта);

Аовд — коэфициент, равный отношению площади опере-
ния, находящейся в обдувке, ко всей площади
оперения.

Отношение —- ' — зависит в основном от удлинения го-
ризонтального оперения и отношения площади руля высоты
к площади горизонтального оперения. В среднем можно при-
пять——— = 0,035. Значение тяги винтов по скоростям
следует брать из аэродинамического расчета.

Максимальное значение нагрузки на горизонтальное опере-
ние при данной скорости движения самолета будет соответс;во-
вать максимальному углу отклонения руля высоты вверх. Сле-
дует отметить, что формула (33) справедлива при значении
до 20°. Обычно ставится условие, чтобы носовое колесо можно
было оторвать от земли, начиная со скорости 0,8 1/пос, где
минимальная посадочная скорость с выпущенными щитками.

Для того чтобы при этой скорости можно было поднять но-
совое колесо, устанавливается предельно допустимая передняя
центровка при взлете. Чем меньше взлетный вес самолета, тем,
естественно, более переднюю центровку можно допустить. Так,
например, для двухмоторного бомбардировщика Мартин В-26
установлены следующие предельно передние центровки.

Вес самолета кг Допустимая передняя центровка в процентах САХ
9 500 4,5
10 000 6
10500 7,5
11 000 8,8
11350 10
11800 п,з
12 250 12,5
12 700 13,5
С увеличением выноса главных колес назад, как будет по-
казано ниже, увеличивается устойчивость пути на земле. Од-
нако обычно это соображение не является решающим при вы-
боре величины е, так как устойчивость пути при этой схеме
шасси обычно получается достаточной. Положение главных ко-
лес имеет также некоторое значение для устойчивости против
опрокидывания самолета вбок.

Таким образом место установки главных колес ограничено
довольно узкими пределами, определяемыми условиями, чтобы,
с одной стороны, центр тяжести находился впереди главных
колес при опущенном хвосте, а с другой стороны, чтобы само-
лет был устойчив при пробеге на главных колесах и смог ото-
рвать носовое колесо при скорости, равной 0,8—0,9 от посадоч-
ной.

Первое из этих условий следует рассматривать при макси-
мально допустимой задней центровке, а второе — при макси-
мально допустимой передней центровке.

Данные табл. 6 показывают, что обычно отношение расстоя-
ния от центра тяжести самолета до линии касания главных ко-
лес с землей по горизонтали к базе шасси заключается в пре-
делах 0,10—0,15.

Угол наклона амортизационной стойки глав-
ных колес к вертикали а2 для шасси с носовым колесом не
связан, как в случае шасси с хвостовым колесом, условием
обеспечения необходимого противокапотажного угла и поэтому
может изменяться в достаточно широких пределах. Однако для
удовлетворительной работы амортизационных стоек желатель-
но, чтобы при любом положении самолета относительно земли
стойки имели бы положительный наклон (по движению само-
лета). При этом направление равнодействующей вертикальной
и лобовой нагрузок будет приближаться к направлению оси
стойки, вследствие чего уменьшается трение в манжетах и
обеспечивается плавность действия амортизации.

Обычно величина угла а, заключается в пределах 3—8°.
Встречаются конструкции с весьма большим углом а2, напри-
мер, у самолетов Мартин В-26 и Дженерал Эркрафт «Сигнет».

3. База шасси

Базой шасси называется расстояние от оси главных ко-
лес до оси носового колеса.

Современные самолеты с хвостовым оперением имеют носо-
вую часть фюзеляжа значительно более короткую, чем хвосто-
вую. Поэтому продольная база шасси с носовым колесом неиз-
бежно получается меньшей, чем расстояние от главных колес
до хвостового колеса. Особенно мала база у одномоторных са-
молетов, имеющих мотор в носовой части, как, например, у
самолетов Фоккер В-23 (фиг. 16) и Гуин «Эркар».

Естественно, что при очень малой базе шасси с носовым
колесом окажется неспособным предотвратить капот и этим по-
теряет одно из основных своих преимуществ. Если опасность
капота и будет устранена, то малая база может сделать само-
лет предрасположенным к значительным продольным колеба-
ниям, а также к «взмыванию» (преждевременному взлету) при
наезде передним колесом на кочку. При прочих равных усло-
виях (одинаковых характеристиках амортизации и одинаковой
форме кочки) увеличение угла атаки крыла будет приблизи-
тельно обратно пропорционально величине базы.

Для уменьшения продольных колебаний желательно, чтобы
амортизационные стойки главного и носового колес имели боль-
шую усадку на стоянке, поскольку пневматики, будучи упру-
гими, не гасят этих колебаний.

На американских самолетах шасси с носовым колесом имеют
очень большую стояночную усадку (до 80% полного хода амор-
тизационной стойки, см. табл. 14).

Для предотвращения указанных нежелательных явлений ба-
зу шасси следует делать насколько возможно большой и, следо-
вательно, необходимо помещать переднее колесо возможно
дальше вперед.

Метод расчета продольных колебаний приведен в работе
Уайли. К сожалению, этот метод является весьма сложным и
требует знания целого ряда величин, которые в начальной ста-
дии проектирования бывают неизвестными. Расчеты Уайли по-
казывают, что значительные продольные колебания, могущие
нарушить нормальные условия эксплоатации самолета, возни-
кают у самолетов с очень малой базой шасси и большой высо-
той центра тяжести. Наиболее неблагоприятным является ре-
жим малых скоростей, когда хвостовое оперение недостаточно
эффективно демпфирует эти колебания. Предложенные Узйли
расчетные формулы аналогичны формулам для определения ре-
дуцированной массы и нагрузок носового колеса, которые мы
рассмотрим ниже (см. главу V).

Большая база оказывается также очень выгодной для
уменьшения максимальных вертикальных нагрузок на переднее
колесо (см. фиг. 63). Поэтому, несмотря на то, что передвиже-
ние переднего колеса вперед увеличивает часть фюзеляжа, ис-
пытывающую нагрузки от носового колеса, все же в итоге бо-
лее длинная база оказывается выгодной. У одномоторных само-
летов с тянущим винтом пределом, ограничивающим базу, яв-
ляется необходимость предохранить край пневматика (с учетом
обжатия стойки) от попадания в плоскость вращения винта.

Если носовое колесо неубирающееся, то минимальная ве-
личина зазора должна обеспечить отсутствие значительной ин-
терференции между винтом и колесом и быть не менее
5—10 см.

Стремление увеличить базу на упомянутых самолетах за-
ставляет в некоторых случаях увеличивать угол наклона пе-
редней стойки, что невыгодно по целому ряду соображений:
большой угол наклона увеличивает изгибающие моменты, дей-
ствующие на амортизационную стойку, значительно увеличи-
вается трение в манжетах штока и пр.

Обычно при установлении базы шасси ее величину опреде-
ляют как некоторую долю общей длины Ь самолета или плеча,
горизонтального оперения Ьго. Эти размеры характеризуют мо-
мент инерции самолета относительно поперечной оси, а следо-
вательно, нагрузки, приходящиеся на носовое колесо при по-
садке (см. гл. V), и плавность движения самолета по земле.
Кроме того, величина базы задается углами р, и Р3, образован-
ными вертикалью с прямыми, соединяющими центр тяжести
самолета с осями главных и носового колос (см. фиг. 30).

В табл. 6 приведены значения отношения и величины
углов В! и Р2 Для ряда современных самолетов. Данные этой
. ь

таблицы показывают, что типичными являются величины г в
пределах 0,25—0,35 и значения суммы углов р1+Ра=80—90°.

У одномоторных самолетов с мотором в носовой части фю-
зеляжа, например Дженерал Эркрафт «Оулет», Вако К и др.г
величина -==70° *.

4. Колея шасси

Соображения по выбору колеи В шасси с хвостовым ко-
лесом сохраняют силу и для шасси с носовым колесом. К ним
относятся: отсутствие задевания концом крыла за землю при
посадке с крепом 10°, отсутствие значительного раскачивания
относительно продольной оси самолета и пр. Для многомотор-
ных самолетов ширина колеи связана с размещением моторов
на крыле.

Увеличение колеи обеспечивает более эффективное управле-
ние самолетом на земле с помощью тормозов, однако чрезмер-
но большая колея делает самолет слишком чувствительным к
передним ударам в одно из главных колес.

Обычно величина колеи шасси с носовым колесом равна
20—30% размаха крыла. При назначении ширины колеи целе-
сообразно определить минимальный радиус поворота при ру-
лежке. Шасси с носовым колесом обеспечивает самолету устой-
чивость пути. Следовательно, для совершения поворота тре-
буется преодолеть момент устойчивости пути. Наименьшие воз-
можности для разворота имеют одномоторные самолеты с не-
управляемым тесовым колесом, которые при небольшой ско-
рости движения (когда рули малоэффективны) на земле могут
разворачиваться только торможением одного из главных колес.

* Тейхман в своей книге .Проектирование самолетов* (Р. К- Текста»
»Аир!апе ВсБ1’дп*, 1942) указывает, что для одномоторных самолетов угол
должен быть более 40°.
Параметры установки шасси с носовым колесом для некоторых самолетов

п е иО - 1о Ь I 1 1 1 1 1 1 1 1
и* Зо ® ™ о 1 ГО 1 1 сойо 1 1 1 | СМ СПОс-°^ ОО 1 1 — — 1111 —< •—• |
5* 4- у 2 у эх о м ж Ь< •'** го О « X X ГО 2 т X сО — 0,391 — см -Г СП 0)00 СС И. И. ЙЗ 8 1 1111111 ° ° ООО*
< ч СМ О СО СП см ио см оьоиэ со О | | ю иое^ । 1 1 1 1 — см — —< — см см — см со
<4 ч • ю ио Юио г- ~т со ио см со — — СО — -Гэс — ОС ь-ос ело г-СО со 1"^ ио из СМ го со ”ЧГ и? Ю Ь ОэЬо СО Г- -О со ОО го иО
ч о «—< из ио ос со см со тг ио । । -г 1111 СО СО ”Т 1-0 иО ТГ СО ОО 1 1СМ ЬОО) III* о оооооООО О ООО
г о> СО го иО’ТШ ю ’-Т СО СМ О СМ СО О “ о Ю СП 'Г,-г СОСО —ОО—СОМ1 СМ СМ го го Т1- гг тг Г- О СМ 1000СОЮОСЧЮ «-го —•
© ч ОО ио изиэ ио О СМссОиО О ю СМ ’ТГ-О О 1О ФТЬ-Г- СО СО I 1 со О СО со 1 Г- 1 1
-1 ч г- Ю со С м Ю Ю СО Г- со СО тГ СМ иО — Г- СО СМ О СП Г* из СМ СП СО ж, 1 «ь е> > «• жж •> •> •» •* | ** “ “> “• Г— 1 СП — тГ* СО г* О ОО с© О —'ОЬ-С — — — — о» со — СМ СМ СМ —
~ ч о о ио о Г- СО О© 1О — 1О 00— со О СМ - - - ж « - - 1 - - - гг тг СМ ©5 — о Ю со О озс^ го1см СМ СМ 1 СМ —го ^г— СМ’ТГ 1 со г-см — ГО СО —СО
<Ф : 1 * ю — 10(000 ио ОО ООО СО Ю О О аО СМ — О СП — ио »- ОО О «О СС со — ОО ио "-г ^г> иог*-ОМ СМ — СО -то — иОоог^сОО — — СМСМ СМ СМ см со — — см
й-^ з " 3 й ~ О СД е; 3 щ V X 5 я о в в * ч- о о о о о о ио о оо о о о о о оо ио ОО ио о см о о г—о о— г-ос о осп со О) СП ио — Г- СП О -Г ио О О С М”3- ф О О1 СМ СО О О СМ СМ ио -тем спо— ио СМ СМ —СМ ио ГО —’ф —
го « 1 « о 3 “ С СО О ОО СТ) СП СП О — — СМ о о о — го см оо со -т со -о со со -Т ТТ «О го тг О' -т -т СО СП О) 0)000 СП О> О) СТ) СП 0)000)0)00) т—« г-, а V—< »—« »—< •“< ’ *“* •“* ’—ч •—• »-ч •“*
Назначение СМ 4. 4 Ж Ж ас , О о> о § ю Я н ш ь. *О а 3 о. ег о X <2 ® « “ О X Е-эя'ё ..Й « 5« а х язь чИ <и Я <- Й с- * с*. га я зг О-02 о5 о ^™оь.-*-о ... з
Самолет — ГЛ О СМ>- ?? О1 -г «гп -е- са к го си о /-х о гх г© о ооо “ О ё из ’* <© ГТ гп гх с? со см о. о о. г \ (А о 03 5-н©ЙсС< 2 о? 22 5-га^сйОо < з*^°« ооийчё-га >, я го • X о и го га го х X и О = /-> К К о Ш „ с; га к я о 1: Г а и С. С. я К и |_<->-С1.Х<ь<Х X * о <□ о >-> о га О ОС1 >' Л? а> О С С ч еи>|=;4 х ист
Продолжение
Пусть самолет весом С движется при скорости V по траек-
тории с радиусом кривизны /?. В этом случае в центре тяжести
будет действовать центробежная сила 7:

(34)

Так как носовое колесо ориентируется м не создает бо-
ковых сил, го сила 7 должна быть равна сумме боковых реак-
ций главных колес. Эти реакции создают момент Ми стремя-
щийся выравнить траекторию самолета.

Кроме того, момент силы 7, приложенной в центре тяжести,
перераспределит величины вертикальных реакций на главные
колеса, увеличивая нагрузки наружного колеса на величину ДДО
и уменьшая на эту же величину нагрузку внутреннего колеса:

... 7Л 61/= А ,.,гл

Д/7=— =- ------. (35)

в евн

Вследствие этого сила трения на внешнем колесе увеличится, а
на внутреннем уменьшится и начнет действовать момент

Л4„ = М/В = /Л. (36)

Суммарный восстанавливающий момент будет

Мш = 44,+ Л4Я = +/Л). (37)

№

Если разворот производится торможением одного главного
колеса, то внутреннее колесо будет создавать момент

Л4в = ^в(/в-/о) у.

(38)

где /, — коэфициент трения заторможенного (внутреннего)
ко (еса;

/0 — коэфициент трения незаторможенного колеса, т. е.
коэфициент сопротивления качению, равный прибли-
зительно 0,03;

— вертикальная нагрузка на внутреннее колесо, равная
стояночной нагрузке за вычетом ДАЛ

О а_ НОУ*

2 Ь В&П
Подставив значение в уравнение (38), получим:

(40)

Минимально допустимый радиус поворота /?т1п определится
из условия невозможности опрокидывания самолета относи-
тельно внешнего колеса.

Приравнивая выражения для Л4Ш (37) и Мв (38), получим:

6УП-

и, I П

(е+/0Л)=с(-“-
\

Решим эти уравнения относительно

Я,

е 4“ + /о)

/в /о

(41)

4у2&
Е Ва

При /в = 0,55 и /0 = 0,03 уравнение (41) примет вид

/?т1п = 0,061^-.±(е+0,29А).
а а

Здесь V — скорость в км/час, а остальные размеры — в метрах

В этом расчете мы принимали, что колея В мала по сравне-
нию с /?т1п и поэтому пренебрегли разностью скоростей внут-
реннего и наружного колес. Кроме того, мы не учитывали аэро-
динамических сил, действующих на самолет при совершении
разворота. Такое допущение не вносит существенных ошибок,
так как мы рассматривали разворот при сравнительно неболь-
шой скорости.

Задаваясь определенным значением /?т1п при заданной ско-
рости V и зная размеры а, Ь, Л и е, можно найти соответствую-
щую величину колеи В.

В табл. 6 даются величины колеи ряда самолетов. Посколь-
ку выбор колеи связан с высотой центра тяжести самолета, то
удобно ширину колеи определять при помощи угла у, образо-
ванного вертикалью, проведенной через центр тяжести само-
лета, и линией, соединяющей точку касания одного из главных
колес земли с центром тяжести (фиг. 30). Среднее значение
угла у можно считать равным 45°.

Соотношения размеров базы и колеи. Размеры
базы и колеи должны быть такими, чтобы предотвратить опас-
ность так называемого «бокового» капота.

Схема на фиг. 34 показывает, что при шасси с носовым коле-
сом капот может произойти вследствие опрокидывания самолета
относительно боковой стороны АВ треугольника, образованного
прямыми, соединяющими точки касания колес с землей. Такому
капоту были подвержены и автожиры, имевшие шасси с носовым
колесом, так крк база их шасси была весь-
ма мала. Для предотвращения опрокиды-
вания вбок необходимо, чтобы вектор рав-
нодействующей, приложенной в центре
тяжести самолета, пересек землю внутри
этого треугольника. Опрокидывающий мо-
мент будет

(42)

где М— сумма вертикальной реакции, / и Л,
как и ранее, — коэфициснт трения и высо-
та центра тяжести над землей. Восстанав-
ливающий момент

/И„<кст = Мх, (43)

Фиг. 34. Определение
бокового противока-
потажного угла.

где х = а 81П у' — высота, опущенная из проекции центра тя-
жести самолета на боковую сторону треугольника.

Из фиг. 34 следует, что

81П У ==

(44)

где к' — половина угла АВС\
и таким образом

аВ

(44')

Из условия, что

^восст ' М»гф,
подставляя в формулу (43) значение х, найдем,
«УМ

ЧТО

(45)

Отсюда отношение колеи к базе

2'Т

(46)

Формула (46) показывает, что при заданных размерах а,
Ь и К величина колеи определяется значением коэфициента
трения /, причем с ростом / увеличивается необходимая ши-
— 7^

рина колеи. Приняв /шм = 0,85, можно построить график —

. Л е

в функции - для различных значении отношения — .

ь ь

Такой график приведен на фиг. 35.

Фиг. 35. Соотношения размеров
базы и колеи.

Обычно отношение базы шас-
си Ь к ширине колеи В заклю-
чается в пределах 0,75—1,25.

Так как «боковой» капот
является более вероятным, чем
«прямой» — через носовое коле-
со, то, следовательно, целесооб-
разно называть л ретиво к а-
потажным углом шасси с
носовым колесом угол, образо-
ванный вертикалью с высотой,
опущенной >из центра тяжести на
боковую сторону треугольника и
характеризующий условия воз-
можности наступления бокового
капота. Этот противокапотажный
угол у современных самолетов с
носовым колесом обычно заклю-
чается в пределах 35—50°.

Таким образом противокапо-
тажный угол у шасси с носовым
колесом значительно больше
угла выноса X (по отношению к
«прямому» капоту) у шасси с

Угол выноса X шасси с хво-

хвостовым колесом; Х=27—31°.

стовым колесом равен углу между вертикалью, опущенной из
ц. т., и прямой, соединяющей ц. т. с точкой касания главного
колеса с землей в положении на трех точках. Уменьшение про-
тивокапотажного угла ниже 30—35° для самолетов с носовым

колесом, как показала практика эксплоатации, нежела
тельно.

5. Стояночный и посадочный углы

Выбор стояночного угла определяется условиями взлета.
Только для самолетов, могущих салиться с планирования без
выравнивания, при выборе этого угла следует учитывать жела-
тельность приземления на три точки одновременно. Взлет на
самолете, имеющем шасси с носовым колесом, наиболее просто
осуществляется тогда, когда самолет вплоть до отрыва от зем-
ли находится на трех колесах. Наивыгоднейший угол атаки
при взлете, при котором длина разбега получается наименьшей,
естественно, не зависит от типа шасси.
Приближенно можно считать, что коэ(рициент подъемной
силы су, соответствующий наиболее короткому взлету, будет*

с = —X/. (47)

у взлет 2 '' ' ’

Коэфициент трения / в зависимости от грунта аэродрома
может изменяться в весьма широких пределах. Для бетониро-
ванной дорожки можно принимать /=0,02, для травянистого
аэродрома /=0,06, для мягкого песчаного грунта /=0,10—0,30.
Таким образом наивыгоднейший угол атаки на трех колесах
можно получить только при каком-либо определенном значе-
нии /.

Для того чтобы учесть влияние близости земли на аэроди-
намические характеристики крыла при взлете, рекомендуется
вместо X в формулу (47) подставлять фиктивное удлинение

0,065 - У
\ Лк/

где I — размах крыла, Лк — расстояние от крыла до земли.
Замена удлинения сказывается также на уменьшении угла ата-
ки а°излет при заданном св на величину

= ----Ц 57,3.

л \ X' Л /

Если принять Л = 7, — = 8, то получим следующие при-
лк

мерные значения скозлет и аовзяст:

/ 0,02 0,06
Сусзлет 0,346 1,01
авзлет 3,1° 10,9°

Этот расчет показывает, что наивыгоднейший угол атаки
взлета даже на аэродроме со сравнительно небольшим значе-
нием / велик и для получения такого угла при разбеге на трех
колесах необходимо было бы иметь очень длинную переднюю
ногу. Поэтому из конструктивных соображений стояночный
угол выбирается небольшим, тем более что взлет с мягкого или
неровного аэродрома по причинам, указанным выше все
равно приходится совершать с поднятым носовым колесом.
Стояночный угол аст =.ч>311.т равен сумме углов заклинения азак
и угла е„ образованного строительной горизонталью фюзеляжа
с землей в положении самолета на трех точках. Как известно,
угол заклинения крыла выбирается обычно из условия получе-
ния минимального лобового сопротивления фюзеляжа на рас-

1 См. В. С. П ы ш и о в, Аэродинамика самолета, 1913.
четном режиме (на максимальной или крейсерской скорости)
и не зависит от типа шасси. Величины азак для самолетов да-
ны в табл. 6.

У большинства современных самолетов авзлет не намного
превосходит азак, а взлет обычно производится с.подрывом"
носового колеса. Исключением является одномоторный са-
молет Белл Р-39. У него угол заклиненпя крыла азак = 2°,
а угол наклона строительной горизонтали к горизонту на
стоянке --4 ; таким образом стояночный угол равен 6°.

Максимальный угол атаки при посадке. Хотя
шасси с носовым колесом позволяет увеличить диапазон поса-
дочных скоростей, однако, желая уменьшить длину пробега и
действующие нагрузки, обычно приземление самолетов с таким
шасси производится на скорости, весьма близкой к минимально
возможной. Поэтому сумма стояночного угла и утла <р пово-
рота самолета относительно главных колес до соприкосновения
хвоста с землей (фиг. 30) должна обеспечить получение г,, шах
крыла с учетом влияния близости земли (во всяком случае не
менее 0,9 Вблизи земли угол а, соответствующий св1Ш1х,

получается меньшим приблизительно на 2—3°, чем вдали от
земли. Поэтому максимальный посадочный угол можно было
бы брать на 2—3° меньше аг . Учитывая обжатие аморти-
зации главных колес и необходимость иметь некоторый зазор
между хвостовой опорой и землей, можно принимать

%так = «<ак 4-?1+?тах-

Как известно, наименьшее значение а.с получается при
применении закрылков типа Фаулер — в этом случае он равен
^12₽. Кроме того, при этих закрылках значения су после
достижения с1П,,|Х резко .падают и выход самолета на углы, боль-
шие 12—13°, может привести к сваливанию на крыло. Поэтому
у самолетов, имеющих такие закрылки (например, Лок-
хид Р-38 и Боинг В-29), максимальный посадочный угол отно-
сительно мал.

6. Высота шасси

Длина главных стоек шасси с носовым колесом получается
обычно меньшей, чем при шасси с хвостовым колесом. Объяс-
няется это тем, что в первом случае главное шасси крепится
к элементам конструкции, расположенным позади центра тя-
жести и, следовательно, находящимся на меньшем расстоянии
от земли. Кроме того, при шасси с носовым колесом хвостовая
часть фюзеляжа может находиться ближе к земле, чем при на-
личии хвостового колеса (это относится и к случаю, когда у
шасси с носовым колесом имеется хвостовая предохранительная
опора, так как высота последней заметно меньше, чем высота
установки хвостового колеса).
Сравним длину главных стоек для обоих типов шасси.

Будем предполагать, что в обоих случаях высота центра тя-
жести над землей при полностью опущенном хвосте, а также
4гол, образованный продольной осью самолета с землей, при
посадке одинаковы.

Для шасси с хвостовым колесом среднее значение противо-
капотажного угла 1 = 14—18°, а угол наклона амортизационной
стойки к вертикали при опущенном хвосте С» = 15—17°.

Для шасси с носовым колесом примем, что при полностью
опущенном хвосте линия касания главных колес с землей нахо-
дится в вертикальной плоскости, проходящей через центр тя-
жести. Тогда простыми геометрическими построениями можно
найти, что условная высота шасси (расстояние от точки каса-
ния земли до узла крепления амортизационной стойки к крылу)
для одномоторного самолета с носовым колесом будет па 0,2—
0,3 м меньше, чем у аналогичного самолета при шасси с хвосто-
вым колесом.

Для двухмоторного самолета эта разница увеличивается
до 0,5 м.

В табл. 7 даны величины условных высот шасси для ряда
самолетов с носовым и хвостовым колесами.

У четырехмоторного самолета Консолидейтед В-24 величина
Х'гл = 3 м. Исключительно мала, для самолетов подобного
типа, длина стоек шасси американского тяжелого бомбардиров-
щика Боинг В-29—2,28 м, что объясняется очень малым значе-
нием угла <р = 5° (фиг. 36 и 94).

Таким образом можно констатировать, что шасси с носовым
колесом позволяет значительно укоротить главные стойки, а
следовательно, уменьшить величины расчетных усилий и таким
образом в известной степени компенсировать утяжеление кон-
струкции, вызванное установкой носового колеса

Зазор между концом лопасти винта и зем-
лей. При компоновке шасси с носовым колесом должно быть
уделено внимание обеспечению необходимого зазора между
концом лопасти винта и землей, особенно при эксплоатации
самолета на неровном аэродроме.

Таблица 7

Одномоторные самолеты

Самолет Полетный вес, кг Расстояние от точки касания колеса с зем- лей до точки крепле- ния стой-и (стойка не обжита) А''гл> мм Тип шасси
Пелл Р-39 3 500 1 200 С носовым колесом
Норт-Америкен Р-51 3 885 1 750 С хвостовым колесом
Кертисс Р-40 3 840 1 423

6 И. И. Эскин

81
Двухмоторные самолеты

Самолет Полетный вес, кг Расстояние от точки касания колеса с ,ем- лей до точки крепле- ния стойки (стойка не обжата) X гл < ММ Тип шасси
Дуглас А-20 9700 1 786 С носовым колесом
Норт-Америкен В-25 12900 2050 я
Локхид Р-38 6120 1 996 • »
Дуглас ВС-3 11 000 2 725 С хвостовым колесом

Не исключена возможность того, что при посадке на три
точки или же на главные колеса с быстрым опусканием носово-
го колеса амортизация передней стойки сильно обожмется и

Фиг. 36. Главная нога шасси самолета
Боинг В-29.

таким образом при недостаточном зазоре между землей и
винтом последний может задеть за кочку. Однако поскольку
грубые посадки, особенно на три точки, когда амортизацион-
ная система полностью обжимается (см. гл. V), происходят
сравнительно редко и самый посадочный удар длится всего
0,1—0,2 сек., то вероятность того, что при такой посадке винт
окажется над высокой кочкой, сравнительно невелика.

При пробеге на неровном аэродроме и энергичном продол-
жительном торможении носовое колесо также подвергается
большим вертикальным нагрузкам, которые могут полностью
обжать амортизационную систему передней стойки (см. стр. 149).
Вследствие продолжительности действия этих нагрузок вероят-
ность встречи винта с относительно высокой кочкой при пробе-
ге значительно увеличивается.

Таким образом расчетным случаем для выбора зазора меж-
ду концом лопасти винта и землей является пробег с торможе
ином по неровному аэродрому.

В табл. 8 приводятся величины зазоров между винтом и
землей, когда самолет находится в линии полета, а амортиза-
ция обжата стояночными нагрузками. Обращает на себя вни-
мание большой зазор у самолета Консолидейтед В-24 (648 мм)
и малый зазор у самолета Дуглас А-20. Большой зазор в
первом случае является следствием высокопланной схемы
крыла.

Таблица 8

Зазоры между концом лопасти винта и землей
у некоторых американских самолетон с носовым колесом

Самолет Зазор, мм Самолет Зазор, мм
Белл Р-39 391 Мартин В-26 228,6
Дуглас А-20 241 Консолидейтед В-241 С48
Норт-Америкен В-2.5.1 292 Боинг В-29 358

) Моторы находятся на высокорасположенном крыле.

Насколько нам известно, в американских требованиях не
оговаривается минимально допустимая величина зазора.
Английские требования указывают, что в положении на грех
колесах при амортизации, обжатой нагрузками, соответствую-
щими коэфициенту перегрузки л=3, зазор должен быть не
менее 250 мм.

В упомянутой выше книге Тейхмана указывается, что ми-
нимальный зазор между концом лопасти винта и землей в по-
ложении самолета на трех колесах, при амортизации, обжатой
стояночными нагрузками, должен быть нс менее 230 мм. Для
самолетов с хвостовым колесом минимальный зазор равен
76 мм. При этом амортизация также считается обжатой стоя-
ночными нагрузками, а строительная ось фюзеляжа принимает-
ся горизонтальной.
Сказанное выше относится, естественно, к самолетам с тя-
нущими винтами. Для самолетов с толкающими винтами наи-
более опасным является случай посадки с полностью опущен-
ным хвостом. Так как толкающие винты, как правило, распо-
лагаются позади центра тяжести, то конец винта при опущен-
ном хвосте сильно приближается к земле, и для увеличения
зазора между концами лопасти и землей рационально приме-
нение четырехлопастных винтов.

7. Установка носового колеса

Возможны различные типы установок носового колеса
(фиг. 37 и 38), представляющие собой сочетание определен-
ных положительных и отрицательных величин угла наклона а,
и эксцентриситета Л Непременным условием для выбора пара

Фиг. 37. Параметры уста-
новки носового колеса.

Фиг. 38. Схемы установки
носового колеса.

метров а, и / является обеспечение положительного выноса или
плеча устойчивости 6 т. е. необходимо, чтобы точка приложе-
ния равнодействующей реакции земли находилась за линией
продолжения оси стойки.

Это условие выражается так:

1=1+К 5Ш ах>0.

(48)
Если под влиянием каких-либо причин колесо повернется
на некоторый угол А, то возникающая боковая сила будет в
этом случае стремиться вернуть колесо в исходное положение.
При движении самолета по твердому грунту для носового ко-
леса было бы достаточно весьма малого плеча устойчивости,
так как в этом случае можно считать, что равнодействующая
реакции земли приложена в точке пересечения с землей пер-
пендикуляра, опущенного из оси колеса..

Однако при движении самолета по мягкому грунту точка
приложения равнодействующей реакции земли смещается впе-
ред (см. фиг. 54) и плечо устойчивости уменьшается. При до-
статочно глубоком проседании колеса в грунт (величина кото-
рого зависит от диаметра колеса, вертикальной нагрузки, упру-
гих свойств грунта и пр.) последнее становится нейтральным,
а затем неустойчивым. Поэтому колесо разворачивается и под
влиянием больших лобовых нагрузок может произойти полом
ка шасси. Практикой установлено, что при эксплоатации на
нормальных аэродромах с бетонированными дорожками и
травянистым покровом достаточна величина плеча устойчи-
вости I— 0,084-0,1 диаметра носового колеса.

С изменением угла А изменяется и плечо устойчивости I:

/н=/-Н? 8Й1 04 СО8 в. (49)

При 0 = 90° со8 0- 0 и, следовательно,
/.

Отсюда видно, что особенно неблагоприятные условия получа-
ются в случае, если, например, при ударе о кочку носовое ко-
лесо повернется па значительный угол 0 и попадет в мягкий
грунт.

Движение самолета по земле зависит также от того; являет-
ся ли нормальное (центральное) положение носового колеса
таким, при котором центр тяжести самолета находится в са-
мом низком положении или нет. Если это так, то колесо стре-
мится стать в центральное положение при стоянке или при
движении с малой скоростью. Этим свойством обладают уста-
новки IV и У й частично 1 типов (фиг. 38) и не обладают
установки остальных типов, в которых устойчивость колеса
возникает только при движении со сравнительно большой по-
ступательной скоростью, когда возникающие при наличии угла
сноса боковые силы достигают величины, достаточной для то-
го, чтобы поставить колесо центрально. До этой скорости коле-
со стремится сохранить движение в своей плоскости симметрии
в таком положении, в котором оно находилось на стоянке.

Рассмотрим преимущества и недостатки возможных спосо-
бов установки носового колеса.

Установка первого типа характеризуется нулевым
углом наклона стейки и положительным (т. е. направлен-
ным назад от оси стойки) эксцентриситетом. Такая установка
встречается, например, на самолете Абрамс «Эксплорер». К ее
преимуществам можно отнести следующие:

1. Передняя стойка получается наименьшей длины.

2. При стоянке и движении на малой скорости переднее
колесо не имеет тенденции повернуться, так как при любом
угле поворота пилки вокруг стойки центр тяжести самолета
окажется не ниже, чем в исходном положении.

3. Как показывают экспериментальные исследования, мо-
мент демпфирования, потребный для предотвращения колеба-
ний «шимми», с уменьшением положительного угла наклона
стойки уменьшается (достигая минимума приблизительно при
«, = —8°). Таким образом в отношении предотвращения «шим-
ми» этот тип установки выгоден (также см. стр. 108).

4. Весьма ценным является то, что плечо устойчивости (в
отличие от других установок) не меняется при наличии угла Г)
поворота колеса вокруг стойки. Это важно потому, что в такой
конструкции колесо стремится стать в исходное положение да-
же при резких поворотах, имеющих место при боковом ударе
о кочку.

Недостатками установки первого типа является то, что.

1. Длина части фюзеляжа, подверженной действию боль-
ших нагрузок, передающихся от носового колеса, получается
большей, чем во втором типе.

2. Амортизационная стойка работает в неблагоприятных
условиях. Так как обычно большим вертикальным нагрузкам
сопутствуют также значительные лобовые нагрузки, то на не-
наклоненную стойку будет действовать изгибающий момент,
ухудшающий ее амортизационные свойства \

Установка второго типа, характеризующаяся по-
ложительным углом наклона и нулевым эксцентриситетом вил-
ки, получила наибольшее распространение.

Известные американские самолеты с носовым колесом —
Дуглас ЭС-4, Дуглас А-20, Локхид Р-38, Норт-Америкен В-25,
Гленн-Мартин В-26 и др. имеют установку носового колеса это-
го типа. Для выбора такой установки решающее значение имеет
уменьшение длины части фюзеляжа, подверженной большим
нагрузкам от переднего колеса, и устранение большого изги-
бающего момента, действующего на амортизационную стейку.
Анализ показывает, что при угле наклона передней стойки
10—15° равнодействующая нагрузки, систематически действую-
щей на носовое колесо, проходит от оси стойки, заставляя ее
работать только на сжатие.

Повышенный по сравнению с первым типом установки по-
тоебный момент демпфирования «шимми» практически обеспе-

1 Здесь имеется в виду обычная конструкция шасси. Если применяется
так называемая рычажная подвеска колес, при которой амортизатор рабо-
тает только на сжатие (см. гл. VI), то выгодно вертикальное расположение
оси передней стойки.
чквается без значительных конструктивных трудностей или
увеличения веса демпфера. Более существенным недостатком
этого типа установки является тенденция носового колеса при
стоянке или при рулежке на малой ско/ости развернуться
на\90°, так как именно в этом положении ь'нтра тяжести са-
молет находится в самом низком положении, ’асто можно на-
блюдать, что носовое колесо при такой устан те на стоянке
оказывается сваленным вбок (см. фиг. 8 и 38,//;. Поэтому при
старее приходится или ставить колесо централы , или начи-
нать движение в направлении первоначального по. жения ко-
леса ^с тем, чтобы по достижении достаточной скорости боко-
вая (ила «поставила колесо центрально.

Кроме того, эффективное плечо устойчивости при наличии
угла Доворота Я колеса вокруг стойки уменьшается, становясь
нулевым при угле в 90°. Поэтому при резких поворотах коле-
са, при ударе о кочку и пр. момент, возвращающий колесо в
исходное положение, уменьшается. При наличии в установке
носовогб колеса специальных упругих центрующих устройств
роль указанных недостатков в значительной мере уменьшается
(см. ниже).

Тенденция к сваливанию носового колеса вбок при наклон-
ной стойке может быть устранена так же путем применения
специальных пневматиков, у которых радиус кривизны попереч-
ного сечения покрышки равен наружному радиусу колеса. Та-
кой пневматик представляет собой шаровой пояс и при уста-
новке его расстояние от оси колеса до земли при повороте не
изменяется.

Установка третьего типа, имеющая сравнительно
небольшой положительный угол наклона стойки и положитель-
ный эксцентриситет вилки, по существу является комбинацией
первых двух установок и ей присущи все их достоинства и не-
достатки. Такая установка носового колеса осуществлена на
истребителе Белл Р-39. Возможно, что причины, послужившие
основанием для выбора такой схемы, были следующие. Перед-
няя стойка у этого самолета имеет большую длину и ее уборка
в носовую часть фюзеляжа затруднена. Поэтому пришлось точ-
ку крепления стойки к фюзеляжу выдвинуть возможно сильнее
вперед. Создавать большой положительный угол наклона стой-
ки нельзя было из-за близости винта. Поэтому пришлось огра-
ничиться малым углом наклона, а необходимое плечо устойчи-
вости обеспечить значительным эксцентриситетом вилки.

Установка четвертого типа, так называемого
«велосипедного», в реальных конструкциях шасси не нашла
применения, хотя ей присуще весьма важное свойство: для нее
исходное центральное положение является устойчивым, так как
именно в этом положении центр тяжести находится в самом
низком положении. Причиной отказа от такой установки являет-
ся то, что эффективное плечо устойчивости в этом случае
является разностью плеч, создаваемых положительным накло-
ном стойки и отрицательным эксцентриситетом. Поэтому для
создания необходимого плеча потребовалось бы стойку сильно
наклонить, а следовательно, и удлинить.

Кроме того, поскольку положительное плечо устойчивости,
создаваемое положительным углом наклона стойки, при уМе
поворота Р)=90° обращается в нуль, а отрицательное плечо,
обусловленное отрицательным эксцентриситетом, остается, то
угол поворота, при котором колесо становится неустойчивом,
становится малым — меньше чем 90° (у велосипедов он дохо-
дит до 60°). Поэтому для движения по неровному грунту''этот
тип установки не подходит. )

Установка пятого типа осуществляет комбинацию
отрицательного угла наклона стойки и положительного эксцен-
триситета вилки. Этот тип получил широкое распространение в
установках хвостового колеса. Для носовых колес он редко
применяется, так как увеличивает длину части фюзелял/а,, под-
верженной нагрузкам от носового колеса. Кроме того,, умень-
шается база шасси (расстояние между осями главных (колес и
носового колеса), что увеличивает расчетные нагрузки, дей-
ствующие на носовое колесо, понижает противокапотажные
свойства самолета, увеличивает продольное раскачивание са-
молета при движении по земле и пр.

Таким образом, сравнивая преимущества и недостатки раз-
личных типов установки носового колеса, лучшим следует при-
знать второй тип, имеющий положительный угол наклона стой-
ки и нулевой эксцентриситет колеса.

В табл. 6 приведены величины углов наклона стойки носо-
вого колеса «1 современных самолетов. На основании этой та-
блицы можно сделать вывод, что обычно значения оч заключа -
ются в пределах 12—18°. Значение у английского учебно-
тренировочного самолета Дженерал Эркрафт «Оулет», рав-
ное 25°, следует считать чрезмерно большим. Повидимому,
столь большое значение а( у этого самолета вызвано необхо-
димостью максимального увеличения продольной базы шасси,
так как вследствие того, что в носовой части фюзеляжа нахо-
дится длинный рядный мотор, точку крепления передней стой-
ки пришлось отодвинуть назад.

При значениях «1 = 12—18° плечо устойчивости получается
равным около 0,1 диаметра носового колеса.

Заслуживает внимания способ спаренной установки пнев-
матиков на передней ноге тяжелого бомбардировщика
Боинг В-29 (см. фиг. 12 и 39). У этого самолета установочная
ось колес крепится к амортизационной стойке при помощи
вспомогательного шпинделя, внутри которого эта ось может
вращаться. Ось расположена почти вертикально, что является
необходимым в спаренной установке, так как при наклонной
оси при повороте колеса влево или вправо одно из колес будет
отделяться от земли. Кроме того, в этом случае носовая часть
фюзеляжа должна будет подыматься и
опускаться, что для самолетов с большим
весом связано с затруднением рулежки,
особенно на малых скоростях. Ось амор-
тизационной стойки расположена наклонно,
что обеспечивает хорошие условия ее ра-
боты. Следует ожидать, что подобная уста-
новка переднего колеса найдет широкое
применение на тяжелых самолетах.

8. Максимальный угол поворота
колеса ошосительно оси стойки

Передние стойки современных самоле-
тов имеют упоры для ограничения угла по-
ворота носового колеса относительно стой-

Фиг. 39. Установка
носового кол! са с вы-
несенной осью пово-
рота.

ки.

Необходимость ограничения этого пово-
рота определяется в основном требованием
сохранения некоторого положительного
плеча б Кроме того, упоры ограничивают
амплитуду колебаний «шимми» носового

колеса при повреждении демпфирующего устройства. Отмечены
случаи, когда при наличии упоров возникновение «шимми» не

приводило к аварии.

При выборе предельного угла поворота вилки переднего
ориентирующего колеса можно руководствоваться следующи-
ми соображениями:

1) этот угол должен быть достаточно большим для того,
чтобы обеспечить возможность разворота самолета на земле с

минимальным радиусом:

2) когда повернувшееся колесо дойдет До упора, у пего
должно оставаться положительное плечо устойчивости I, т. е.
центр площади контакта пневматика с землей должен оста-
ваться позади оси стойки. Это соображение имеет особенно
важное значение для установки второго типа (см. фиг. 38),
у которой при повороте на 90° плечо устойчивости становится
нулевым.

Если разворот происходит относительно одного из главных
колес, то при этом переднее колесо повернется перпендикуляр-
но прямой, соединяющей эти колеса. Тогда угол поворота пе-
реднего колеса можно определить по формуле

0 = агс1§

ь__

0,5 В'

(50)

Обычно, в частности на мягком грунте, развороты относи-
тельно главного колеса нежелательны, так как при этом пнев-
матик сильно нагружается скручивающимися нагрузками и вяз-
нет в грунте. Поэтому не рекомендуется совершать развороты,
при которых радиус поворота внутреннего главного колеса
меньше 3 м. В этом случае угол поворота вилки переднего ко

леса будет

Н = аге I"

0.5В + 3’

(51)

Допустимый угол поворота колеса, исходя из условия сохра-
нения минимально необходимой величины плеча устойчивости,
можно приближенно принять равным 60°. При таком угле Я
плечо устойчивости становится равным 0,5 его исходного зна-
чения, когда колесо стояло по оси фюзеляжа.

Габ.ища 9

Величины максимальных углов Н поворота переднего колеса
относительно оси стойки для ряда самолетов с носовым колесом

Самолет Назначение База шасси 1>, и колея шасси В, м Н* п в*3) шах факт
Белл Р-39 Истребитель 3 3,4 60 32,5 60
Локхид Р-38 3,7 4,8 57 35 46
Дуглас А-20 Бомбардировщик 4,1 5,1 58 36,5 3(Н)
Норт-Амери- кен В-25 • 4,9 5,8 64 39.5 65
Мартин В-26 • 4,5 4,7 57 37 45
Боинг В-29 Тяжелый бомбардиров- щик 9,95 10,45 62 51,5 68«)

!) 0’ 0 — угол поворота пилки переднего колеса, необходимый для
разворота самолета вокруг одного из главных колес.

2) Н° 3 - угол поворота вилки переднего колеса, необходимый для раз-
ворота самолета в том случае, когда радиус кривизны траектории внут-
реннею главного колеса равен 3 м.

3) мгаах факт —ФактичеСкП максимальный угол поворота вилки.

«) Имеегся приспособление, позволяющее вилке поворачиваться на 360°.

В табл. 9 даются потребные н фактические углы поворота
вилки для ряда самолетов. Данные этой таблицы показывают,
что все самолеты (за исключением Дуглас А-20) могут делать
повороты, при которых радиус кривизны траектории внутрен-
него главного колеса равен 3 м, а значительная часть самоле-
тов — и такие повороты, когда главное колесо является
центром вращения. Следует отметить, что самолет Дуглас Л-20,
у которого фактический угол поворота вилки мал (6тях факт =30°),
имеет специальное приспособление, с помощью которого мож-
но удалить ограничитель поворота и таким образом осуще-
ствить при желании поворот вилки на 360°. Такое же приспо-
собление имеется и на некоторых других самолетах.
ГЛАВА IV

КОЛЕБАНИЯ (ГШИММИ“) НОСОВОГО КОЛЕСА

1. Определение „шимми”

Специфической конструктивной задачей, связанной с
применением шасси с носовым колесом, является устранение
колебаний носового ориентирующегося колеса, получивших
весьма характерное название шимми (шимми—модный в свое
время танец, движения ® котором напоминают движения ко-
леблющегося колоса). Колебания «шимми» встречались еще на
автомобилях, когда управление передними колесами делалось
обратимым. При переходе в автомобилях на необратимое (са-
мотормозящее) управление «шимми» прекратилось.

В некоторых случаях «шимми» возникало и у ориентирую-
щих хвостовых колес, главным образом на больших самолетах.
Однако сравнительно несложными мероприятиями удавалось
такое «шимми» устранить. Одним из них являлось стопорение
хвостового колеса при большой скорости, когда опасность воз-
никновения «шимми» наибольшая. Однако при шасси с носо-
вым колесом стопорение переднего колеса на большой скорости
недопустимо, так как в этом случае оно потеряло бы свои пре-
имущества в отношении устойчивости пути.

Опыт эксплоатации первых самолетов с ориентирующимися
носовыми колесами показал, что при определенной скорости
движения по земле наблюдаются самовозбуждающиеся коле-
бания этого колеса.

Эти колебания достигали столь больших амплитуд, что хо-
1есо разворачивалось До 90° от своего центрального положе-
ния, вызывая сильное раскачивание всего самолета, а в неко-
торых случаях и поломку передней ноги. Для предотвращения
«шимми» обычно ставят специальные демпферы, которые, не
лишая носового колеса способности ориентироваться, препят-
ствуют возникновению колебаний.

Теоретическое изучение этих колебаний («шимми») показа-
ло. что «шимми» аналогично колебаниям крыла и оперения са-
монета типа флаттер. Поэтому «шимми» иногда называют
флаттером носового колеса.

Исследованию «шимми» посвящен ряд американских работ,
например Уайли [26], Контрович [32] и др. Однако получен-
ные ими решения не являются удовлетворительными, так как,
во-первых, они даются для случая отсутствия выноса колеса,
а во-вторых, сами уравнения «шимми» по существу не выво-
дятся, а постулируются. Наиболее полное и рациональное
исследование «шимми» дано в работе М. В. Келтыш «Шимми
переднего колеса трехколесного шасси» (Труды ЦАГИ № 564,
1945 г.) [12], краткое содержание которой мы ниже излагаем.

Будем считать, что самолет движется прямолинейно с по-
стоянной скоростью, а следовательно, при постоянной нагруз-
ке IV на носовое колесо.

При отсутствии скольжения отклонения колеса от поло-
жения равновесия будут сопровождаться упругими деформа-
циями пневматика и на стойку наряду с нормальной реак-
цией /V будут действовать упругие силы и моменты пневмати-
ка. При этом стойка будет совершать вращения относительно
осей У и 2 (фиг. 40), а колесо — колебания относительно вер-
тикальной осн и оси, параллельной скорости движения, сопро-
вождающиеся смещениями в боковом направлении. При опре-
деленных соотношениях параметров колеса и стойки эги коле-
бания становятся нарастающими и это явление носит название
«шимми».

Существует два вида неустойчивости: апериодическая
неустойчивость и колебательная неустойчивость. При
апериодической неустойчивости колесо, будучи выведенным из
положения равновесия, продолжает отклоняться от этого поло-
жения все больше и больше (в одну сторону). При колебатель-
ной неустойчивости колесо будет совершать колебания
относительно положения равновесия, причем амплитуда этих
колебаний все время увеличивается. Для расчета «шимми»
нужно, следовательно, составить уравнение движения переднего
колеса и исследовать устойчивость его движения.

Рассмотрим силы, действующие на установку носового ко-
леса, выведенную из положения равновесия. Так как носовое
колесо является ориентирующимся; оно, следовательно, может
вращаться относительно оси стойки. Если на стойке установ-
лен демпфер (который обычно оказывается необходимым для
предотвращения «шимми»), то это вращение будет сопровож-
даться возникновением момента, создаваемого демпфером
(демпфирующим моментом).

Обычно демпферы имеют линейную зависимость демпфирую-
щего момента от угловой скорости вращения шк колеса! отно-
сительно СТОЙКИ:

7Ид = Л-^=Ашк,
где <ок —-----угловая скорость вращения колеса относительно

йх

оси стойки;

О — угол поворота колеса относительно той же
оси. Величина /г называется характеристикой
демпфера.

Основное преимущество демфперов с линейной зависимостью
демпфирующего момента от угловой скорости (т. е. с постоян-
ной характеристикой) заклю-

чается в том, что они создают
минимальное по сравнению с
другими демпферами сопротивле-
ние поворотам колеса при ру-
лежке. Таким образом они явля
ются даилучишми с точки зре-
ния управляемости. Сама стойка
носового колеса может изгибать-
ся под влиянием боковых сил,
приложенных к колесу. Для
упрощения можно принять, что
стойка не деформируется, но
упруго заделана верхним концом
я поворачивается относительно
оси V (фиг. 40).

При отклонении стойки на угол

Фиг. 40. Схема установки носо-
вого колеса.

0 буче г возникать вогста-

навливающий момент к$ (к — коэфициент пропорциональ-
ности). Если обозначить через /, и /л соответственно моменты
инерции стойки и колеса относительно осей У и 7, через 1УХ —
центробежный момент инерции относительно этих осей, I —

момент инерции колеса относительно его оси вращения, то
при принятых выше предположениях уравнения движения стой-
ки (при малых смещениях) запишутся так:

(52)

ла 1 а-.г г ах ах

где I---— и I---------гироскопические моменты колеса;

г Лх г а~.

V — скорость движения самолета;

г — радиус пневматика;

Л^и/Ио—моменты сил реакций земли относительно оси У и
оси стойки. Неизвестными в уравнениях (52) яв-
ляются моменты и /Ио. Для нахождения их нужно
знать величины и точки приложения сил, дейовую-
щих на пневматик.
Будем считать, что качение колеса по грунту происходит без
скольжения. Такое предположение делается потому, что явле-
ние проскальзывания при качении практически не изучено
(скольжение в сильной степени зависит от свойств грунта, ско-
рости качения и пр.).

Г— X

Фиг. 41. Силы, действующие
на пнсвматик.

Если

пневматик получит

боковое смещение, то, естс-

на него будет дей-

ственно,

ла деформацию неподвижного

ствовать боковая реакция Г;
при кручении пневматика в
плоскости, параллельной зем
ле, возникает момент, который
мы обозначим через М.

Далее, поскольку на де-
формировашюм пневматике
равнодействующая реакции
опорной плоскости не будет
проходить через центр О не-
д сформированной поверхности
контакта, на стойку будет
действовать также момент Ь.

Для определения этих сии
и моментов рассмотрим снача
пневматика при малых смсщс-

ниях обода колеса, перпендикулярных к средней плоскости обо
да. Такая деформация может быть охарактеризована тремя ве
личинами: X, 7 и где X — расстояние от линии пересечения
средней плоскости смещенного обода колеса с опорной плос-
костью до центра О площади контакта (до деформации), 7—
угол, составленный той же линией со средней линией Площади
контакта до деформации, и / —угол, составленный диаметраль
ной плоскостью смещенного обода с вертикальной плоскостью
(фиг. 41).

Будем также считать, что деформации пневматика линейно
связаны с силами, вызывающими эти деформации, т. е. что де-
формации подчиняются закону Гука. При этих предположе-
ниях реакции опорной плоскости на пневматик, приведенные к
точке А пересечения осп смещенного обода колеса с опорной
плоскостью, сводятся к нормальной реакции, равной верти-
кальной нагрузке на носовое колесо /V. боковой силе Р и мо-
ментам Ь и М, причем

Р = а! + аЖ,
1 = а№+р№-,
М = Ьу,

(53)

где, а Ь, о и р— некоторые постоянные для данного пневмати
ка величины, причем некоторые из них зависят от вертикальной
нагрузки Л.
Фиг. 42. Дефор-
мированный
пнсвматик.

Перейдем теперь к катящемуся пневматику. Очевидно, что
и в этом случае реакции земли снова приведут к вертикальной
силе IV, боковой силе Р и моментам Ь и М. Однако теперь де-
формация катящегося пневматика уже определяется смещением
всех точек поверхности контакта относительно обода колеса
Сама форма поверхности контакта' и смещения ее отдельных
точек, вообще говоря, не могут быть определены конечным
числом параметров, как в случае неподвижного
пневматика.

М. В. Келдыш принимает, что и в случае ка-
тящегося пневматика для определения деформа-
ции и сил. действующих на пневматик, могут
быть выбраны параметры X, <р и у, аналогичные
тем, которые рассматривались для неподвижного
пневматика.

Пусть к—осевая .плоскость обода колеса и
А,— пересечение ее с опорной плоскостью. Че-
рез у обозначим угол, составленный перпенди-
куляром К опорной ПЛОСКОСТИ С ПЛОСКОСТЬЮ 7Г.

Точку О, являющуюся серединой средней ли-
нии поверхности пневматика, лежащей в осевой
плоскости при недсформированпом пневматике,
назовем центром контакта. Через X обозначим
расстояние от прямой Д, до точки О

Далее рассмотрим смещение точек поверх-
ности контакта в опорной плоскости относитель-
но системы отсчета, связанной с прямой Дп. Это
смещение можно разложить на смещение X, по-

ворот и симметричную деформацию. Через ? (фиг. 42) обозна-
чим полученный угол поворота поверхности контакта относи-
тельно прямой Д,. Тогда в соответствии с теорией Келдыша,
силы и моменты, действующие на пнсвматик, могут быть опре-
делены по формулам (53), причем значения X, 9 и / должны
определяться для катящегося пневматика.

Исходя из предположения об отсутствии скольжения, заклю-
чаем, что: 1) кривизна линии качения пневматика может быть
определена теми же параметрами X, <р и у_, которые определяют
силы, действующие на пневматик;

— =аХ — В® — уХ
П

(54)

где А? — радиус кривизны траектории;

а, 3 и у — некоторые коэфициенты, причем

у = — (г—радиус пневматика).

2) Касательная к линии качения совпадает с осью поверх-
ности контакта пневматика.
Таким образом можно 'Получить две так называемые неголо-
номные связи для движения носового колеса:

~(1ь +19 + X) = ф в1п 8 — О сов 8 — 7,

( — ф втп 8 4- О соз о 4 <р) = аХ — 0<р 4-

(55)

4-у (ф сов 8 4- о $1п 8),

где 5 — путь, проходимый пневматикой

I — расстояние от точки заделки стоики колеса до проек-
ции на стойку центра контакта;

/ — вынос колеса (см. фиг. 40).

Уравнения (32) вместе с условиями качения (55) дают пол-
ную систему уравнений движения колеса. Здесь неизвест-
ными являются ф, 0, 2 и <р. Моменты Лф и Лф , определяемые
силами Л' и Р и моментами 7. и М, можно представить так:

= ?/(; — X) сов 8 + Р1 — М 81П 84- Ь СОВ 8;

Мь = — X) 8ш8-ф(7сов8— 181п8)ф] ф

4- М сов 8 ф Ь ат 8 ф Р1,

(56)

где !; = /фф(0фХ— отклонение центра контакта от положе-
ния равновесия.

Подставляя эти выражения в формулы (52), учитывая для
Р, М и Ь выражения (53) и условия (55), получим следую-
щую систему уравнений движения переднего колеса:

1/2( /г ф /г/ -ф— й'') ф Лф = /V (/ — 0/ —

— Р сов 8) со8 8ф 4-Л((^сов 8—о/в1п 8—-р в1п8сов 8)04-

—р (а/ —аД/ сов 8)Х — Ь 81п 8ср;

и с-----+ =^СО8ОX

\ ао2 48- г аЗ / (18

X (/ — — Р 81П 8)ф4-А/(7—а/ — р 81п 8)в1пс0 ф

ф(а7ф аА/вш 8)Х 4- /?сов8ср;

4~ О = ф 81П 8 — (I сов 8 — ср;

й ( — ф в!п 8 -|- 0 соз8-ф <р) = а) — рср ф

(18

4- у (Ф СОВ 8 -|-0 81П 8).

(57)

В первых двух уравнениях (57) производные по времени ~
заменены производными по пути 5. Полученная система урав-
нений (57) сложна и в общем виде неразрешима. Для кон-
кретных примеров решение может быть получено только с
помощью числовых расчетов. Если, однако, предположить,
что стойка является абсолютно жесткой и расположена вер-
тикально, то уравнения (57) упростятся и могут быть решены
в общем виде.

Заметим, что если стойка носового колеса относительно ко-
ротка и имеет большой диаметр, то предположение о ее абсо-
лютной жесткости па изгиб не приведет к существенным по-
грешностям.

Для длинных стоек, как, например, у самолетов Белл Р-39
«Эракобра» и Локхид С-69В «Констеллейшен», упругость
стойки может иметь существенное значение при расчете
«шимми».

Рассмотрим случай жесткой вертикальной стойки. Положив
в уравнениях (57) 3=0 и <|> =0, приведем их к виду:

|/2/^-4-й V - а(\ -ф Л<р;
48 а8 (58)
=аХ_ Рр. (15

или

где

Если положить 0 в*?1-’, Х=Аем и <р = Ф<?”, то характе-

ристическое уравнение системы ( )8) будет

(["/V2 -р А V) х8 + (а/ V2 + а1~ + Ь + А V) х2 +

(аМ4- ( аЛ V) X + (аА + И) = 0 (58')

/х4 4- 5х3 4- Сх2 -1 Пх ф- Е = 0,

А=№,

В =

С = а/И2 + аГ + А4- /IV,

Б = аЫ + $а/2 + ай V,

Известно, что движение будет устойчивым тогда,
когда все коэфициенты А, В, С, О и Е характеристическо-
го уравнения и, кроме того, так называемый дискриминант
Рута В—ВСВ—,О2—ЕВ2 имеют один знак (в данном случае
плюс).

Рассмотрим сначала условия устойчивости колеса без демп-
фера «шимми».

В случае отсутствия демпфера й=0 (см. стр. 93), тогда
уравнение (58') примет вид:

/175х4 + р/Р2х3 4- (х/ Г24-а/2 + А)х2 + (*А4-Йа^х-|-

+ (а&4-ра0 = 0. (58")
Используя (вышеуказанные условия устойчивости, заклю-
чаем, что колесо будет устойчиво (т. е. «шимми» не наступит)
при выполнении условий:

^>0 (т. е. вынос положителен),

Я = Н + П) (а( - р)/V2 (3/И - Ы) > 0.

(58'")

Поскольку в это неравенство входит поступательная ско-
рость самолета V, то, следовательно, может случиться, что при

Фиг. 43. Ооласти устойчивости и неустойчивости колеса 400х 150мм
в зависимости от выноса I (без демпфера).

одних скоростях движения самолета «шимми» не будет, а при
других оно наступит.

Из условия (58"') следует, что при отсутствии демпфера ко-
лесо устойчиво в одном из двух случаев:

I) 0 < I < -Ц V2 < —;

7 а [3/

II) О-Ц У3> Ы.
а р/

На фиг. 43 изображена область устойчивости колеса раз-
мером 400X150 мм в зависимости от выноса ( и скорости дви-
жения V.

Из рассмотрения фиг. 43 можно установить, что носовое
колесо, не снабженное демпфером, уже при скоростях, боль-
шнх 15 км/час, оказывается неустойчивым, т. е. подвержено
в

«шимми». При этом при малых выносах (<—«шимми» на
а

чинается при скоростях около 10—12 км/час и для его
предотвращения необходим демпфер. При больших значениях
выноса 1> — (что для колеса диаметром 400 мм составляет
а

250 мм, т. е. около радиуса колеса) «шимми» может насту-
пить только на ьмалых скоростях — около 7—8 км/час, а на
больших скоростях колесо устойчиво.

Расчеты показывают, что для устранения неустойчивости в
этом случае достаточно весьма малое демпфирование, которое
обычно всегда создается трением ориентирующейся стойки
в цилиндре. Следовательно, при таком выносе I можно обой-
тись вовсе без демпфера. Однако из конструктивных соображе-
ний столь большой вынос не делается, так кзк при этом значи-
тельно увеличивается изгибающий момент, действующий на
амортизационную стойку, и затрудняется работа амортизаци-
онной системы из-за заклинивания стойки1 Как уже указы-
валось выше, вынос носового колеса обычно заключается в
пределах от 0,2 до 0,25 радиуса колеса. Таким образом мы
приходим к заключению, что для вышерассмотренных устано-
вок носового колеса требуется постановка демпфера.

Перейдем к определению необходимого для предотвраще-
ния «шимми» демпфирования- В соответствии с уравне-
нием (58') для устойчивости движения колеса в этом случае
должно выполняться неравенство

аЬ 4- № > 0

и условие Рута

+ (ай-Н^) ~ 1) +

+ а(а!" + Й)] У2й2 + (а2₽/2И + [Н4-
+П) (₽2* - а^-2р) + а(Ь + а/2) (3]Л/г+

+ (ад 4- раО • (д 4- а?)} УН +-

4- (а*4-₽а0 (а.1— ₽) (₽/К2 - Ы)1У2 > .0

(58'"'

В этом уравнении известны все величины, кроме характе-
ристики демпфера й, которую нужно определить для ряда зна-
чений скорости, начиная от малых и кончая максимальной ско-
ростью, с которой самолет может двигаться по земле (взлет-
ная скорость пли максимально допустимая скорость призем-
ления).

На фиг. 44 даны кривые необходимого демпфирования для
установки носового колеса 400X150 в функции скорости для
различных выносов. Из рассмотрения этого графика можно

1 Применением рычажной подвески колес, при которой амортизатор
работает только на сжатие (см. гл. VI), можно допустить большие выносы,
позволяющие обойтись без демпфера .шимми*.
установить, что скорости движения самолета по земле могут
находиться в диапазоне, соответствующем максимальному по-
требному демпфированию. Таким образом демпфер следует рас-
считывать на максимальное значение Л=Л,Пах-

На фиг. 45 приведен график зависимости Лшах от выноса.
Этот график показывает, что потребная величина демпфирова-
ния для небольшого колеса (400X150) невелика. Этим объяс-
няется тот факт, что многие легкие самолеты вовсе не имели
демпферов, а возникновению «шимми» препятствовало трение
в стойке. Для больших колес демпфер необходим. Коэфициен-

Фиг. 44. Кривые необходимого демп-
фирования для колеса 400X160 мм в
функции скорости для различных
выносов.

Фиг. 45. Зависимость потребного
максимального демпфирования
для колеса 400x150 мл в функции
выноса.

ты а, Ь, а и Р, входящие в неравенство (58""), как это будет
показано ниже, зависят от вертикальной нагрузки № на носо-
вое колесо. Поэтому необходимо установить расчетную верти-
кальную нагрузку на носовое колесо. Это и упомянутой работе
В. М. Келдыша не рассматривается.

Нам представляется, что вряд ли рационально ориентиро-
ваться на максимальную вертикальную нагрузку, ппинимаемую
при расчете на прочность, ввиду кратковременности се дей-
ствия. Однако при пробеге с интенсивным торможением на но-
овое колесо будут относительно продолжительное время дей-
ствовать весьма значительные вертикальные нагрузки, рав-
ные в среднем двойной стояночной нагрузке (см. стр. 44). Эту
нагрузку и следует принимать за максимальную при определе-
нии необходимого демпфирования.

2. Средства борьбы с „шимми"

Выше указывалось, что основным средством борьбы с «шам-
'ми» является постановка гидравлических демпферов, а в не-
которых случаях (главным образом на легких самолетах) —
демпферов трения. В последнее время в литературе указыва-

ют
ются другие средства борьба с «шимми», позволяющие или во-
все обойтись без демпферов, или уменьшить момент демпфиро-
вания, а следовательно, размеры и вес демпфера. Одним из
таких средств является обеспечение возможности свободных
перемещений колеса в направлении, перпендикулярном движе-
нию самолета, без вращения колеса относительно стойки. Сво-
бодное перемещение колеса вбок может быть создано устрой-
ством зазоров с каждой стороны торца колеса (фиг. 46,/).

Такая установка была испытана КАСА и дала на самолете
Вейк XV I удовлетворительные результаты, пока максимальный

Фиг. 46.

/—носовое колесо со свободным перемощением вдоль оси. //—носовое
колесо с двойной установочной осью.

1—задняя отклоняющая ось, 2—амортизационная стойка самолета, 3—пе-
редняя ось, 4-промежуточное звено.

угол отклонения колеса не превосходил +13° В этом случае
удавалось обойтись без специального демпфера. Однако при
других испытаниях «шимми» возникало. Возможно, что в этих
случаях колесо не имело достаточной свободы боковых пере-
мещений ввиду большого трения втулки колеса об ось или же
из-за влияния инерционных сил колеса.

Значительно более удобным является другой способ обеспе-
чения свободы бокового перемещения колеса, показанный на
фиг. 46,//. В этой установке вилка колеса может свободно вра-
щаться относительно осп 1, которая в свою очередь может
поворачиваться вместе с промежуточным звеном 4 относитель-
но амортизационной стойки 2.

Исследование вышеприведенных уравнений «шимми» для
случая свободного бокового перемещения колеса показывает,
что в этом случае можно добиться полного устранения «шим-
ми» при всех скоростях без специальных демпферов, причем
сделать это легче тогда, когда установка имеет большой мо-
мент инерции относительно вертикальной оси.

Следует указать, что если трение в шарнирах осей 1 и 2
будет велико, то до известных значений амплитуды колебаний
свобода боковых перемещений пропадет и появится опасности
гак называемого «ш и ,м м и» с ограниченными ампли-
тудами. Поэтому при применении такой установки следует
стремиться к уменьшению сухого трения.

Интересно отметить, что если в такую установку включить
гидравлический демпфер, дающий силу, пропорциональную ско-
рости бокового смещения, то колесо, которое до этого не был®
подвержено «шимми», может стать неустойчивым. Таким обра-
зом в этой установке гидравлический демпфер может оказать-
ся даже вредным. Сведений о применении такой установки но-
сового колеса в нормальной эксплоатации пока не имеется.

Фиг. 47. Спаренная установка
колес.

В качестве средства борьбы с
«шимми», главным образом на тя-
желых самолетах, может быть при-
менена спаренная установка колес
(фиг. 47). Спаренная установка
имеет некоторые конструктивные
преимущества: облегчение уборки,
уменьшение лобовых нагрузок при
раскрутке колес в момент призем-
ления, возможность уменьшить дли
ну передней стойки из-за отсут-
ствия вилки колеса и пр.

Возможны два .вида спаренной
установки колес: 1) с независимым
вращением колес; 2) со связанны^
вращением колес. В первом случае
ось колес неподвижна и каждое ко-

лесо может вращаться самостоя-
тельно с различной угловой скоростью. Во втором случае оба
колеса жестко скреплены с осью и поэтому вращаются с оди-
наковой угловой скоростью.

Расчеты показывают, что первая установка при малых вы-
носах имеет приблизительно такую же скорость наступления
«шимми» и требует для устранения «шимми» такого же демп
фирования, как и установка с одним колесом. Однако значе-

ние выноса, начиная с которого «шимми» возникает только на
малых скоростях, у такой установки равно 0,5 радиуса, коле-
са — что вдвое меньше, чем в случае одного колеса. Поэтому
такой вынос конструктивно более легко выполним. При этом
демпфирование, необходимое для устранения «шимми», тре-
буется также примерно вдвое меньшее, чем для установки с
одним колесом.

Спаренная установка с независимо вращающимися колеса-
ми применена на передних стойках американских самолетов
Боинг В-29, Локхид С-69В, «Констеллейшен» и др. Следует
ожидать, что такая установка получит широкое применение на
тяжелых самолетах.

Установка с двумя связанными колесами оказывается весьма
эффективным средством борьбы с «шимми». Можно показать.
что эта установка эквивалентна установке с одним колесом,
имеющей некоторый упругий восстанавливающий момент и мо-
мент инерции, равный половине момента инерции двухколесной
стойки.

При малых выносах стойка с двумя связанными колесами
имеет значительно большую скорость наступления «шимми» и
требует весьма малого демпфирования для устранения «шим-
ми» на всех скоростях. В этом ее основное достоинство, так
как малые выносы конструктивно легче осуществимы.

При больших выносах стойка со связанными колесами
имеет примерно такие же характеристики, как и стойка с неза-

висимо вращающимися колесами.

Основным недостатком установки с же-
стко связанными колесами является то, что
она затрудняет управляемость на земле.
Экспериментальная установка с двумя свя-
занными колесами была применена на са-
молете Консолидейтед В-24, причем при
наличии такой установки удалось предот-
вратить наступление «шимми» без поста-
новки специальных демпферов. Однако на
этом самолете было отмечено понижение
маневренности на земле на малых скоро-
стях и при буксировке за главные колеса

Фиг. 48. Пневматик с
желобчатым протек
тором.

(при буксировке за переднее колесо последнее поворачивалось
легко). В общем же указанные недостатки оказались не очень
существенными и поэтому можно ожидать применения такой
конструкции передней стойки на новых самолетах.

В литературе имеются также сведения о применении на
передней стойке специальных пневматиков с желобчатой по-
крышкой (фиг. 48) н спаренных пневматиков с двойным обо
дом. Пневматики такого типа уже сравнительно давно приме-
няются в Англии для борьбы с «шимми» хвостовых колес.
Такие пневматики, установленные на передней ноге, были испы-
таны на буксировочной тележке (см. ниже) и показали хоро-
шие качества. Однако при постановке их на самолет Консоли-
дейтед В-24 они оказались не вполне удовлетворительными

3. Определение коэфициентов, входящих в уравнения
„шимми"

Уравнение (58"") показывает, что для определения потреб-
ного демпфирования необходимо знать коэфициенты а, р,
а к Ъ. Эти коэфициенты имеют определенный физический
смысл.

Из уравнения (53) видно, что а есть коэфициент пропор-
циональности между отклонением от плоскости колеса центра
площади контакта и силой, вызвавшей это отклонение (боко-

1 С. В. I. 1 V с г 8 а п <1 Н и г I, Сопдие81 о{ Козе У’Нее! 81йтту. Аего-
1)1ре81, 1944, № 6.
вая жесткость пневматика); Ь — коэфициент пропорциональ-
ности между поворотом средней линии площади контакта отно-
сительно плоскости колеса и моментом, вызвавшим этот пово-
рот («пяточная жесткость» пневматика); а и (3 (см. уравне-
ние 54) — коэфициенты, дающие линейную связь между кри-
визной траектории центра контакта и величинами перемеще-

ний Хи о (7, как уже указывалось выше, равно г , где г —

Фиг. 49. Схема установки для определения характеристик жесткости
пневматика.

радиус пневматика). Коэфициенты а, Ь, а и Р могут быть опре-
делены при помощи статических испытаний пневматика
(фиг. 49).

Для определения коэфициента а колесо зажимают между
полом и рычагом ВС. В точке С привешивают платформу Д
с грузом, создающую силу В, которая сжимает колесо. При
помощи натяжных винтов колесо перемещается вбок. Боковая
сила Р измеряется динамометрами, .а величина боковых пере-
мещений — приборами для замера деформации (мессурами).
Сумма показаний динамометров, деленная на сумму показаний
мессур, дает жесткость в боковом направлении. Считая, что
каждая из половин колеса в такой установке деформируется
независимо бдна от другой, искомую величину а следует при-
нять равной половине упомянутого отношения.

Для определения коэфициента Ь на той же установке бо-
ковые силы, передающиеся через динамометр, прикладывают
в противоположные стороны, создавая таким образом 'момент.

Для определения коэфициентов а и р может быть приме-
нена установка, представляющая собой штангу, один конец
104
которой имеет ось вращения, а Другой вилку, на которой уста-
новлено ориентирующееся колесо. На конце штанги находится
платформа с грузом. При перемещении штанги колесо катится
по грунту. На этой установке удобнее замерять не отдельно ве-
*

личины а и Р, а а и отношение а .

„ Р

Для определения отношения а колесо поворачивают на
некоторый угол '< по отношению к направлению перемещения
его центра. По середине ширины пневматика наносят мелом
черту. Затем установку прокатывают в одну и в другую сто-
рону; при этом на грунте остаются следы, различные в зави-
симости от направления качения.

Если обозначить через Х,+ Х2 расстояние между следами,
то из уравнения (54) при / =0 следует, что при движении в
одну сторону

_1_ = аХ1 —рО, (59)

при движении в противоположную сторону

— = — аХ. +80. (60)

Вычитая выражение (60) из выражения (59), найдем
_1=А±А_. (59')

а 21)

Коэфициент а может быть определен из уравнения (59).
Для этого нужно создать движение по кривой установленного
радиуса /? с тем, чтобы угол
между направлением движения
и плоскостью колеса оставался
равным нулю. В этом случае де-
формация <? также равна нулю
и коэфициент а может быть
определен из соотношения

<х=—, (60')

10 4

где X — смещение средней ли-
нии пневматика.

На фиг. 50—-52 приведены
значения коэфициептов а, Ь
и а, определенные эксперимен-
тально для пневматика размером
400X150 мм, в зависимости от

(вертикальной нагрузки /V и внутреннего давления р. Эти графи-
ки показывают, что коэфициент а при заданном внутреннем
давлении остается постоянным в очень широком диапазоне изме-
нения /V. С уменьшением внутреннего давления коэфициент а

Фиг. 50. Значение коэфициента а
при различных величинах вну-
треннего давления в функции вер-
тикальной нагрузки.
падает (фиг. 50). Коэфициент Ь в сильной степени зависит от
вертикальной нагрузки и с увеличением последней растет, но
в противоположность коэфициеиту а падает с ростом внутрен-
него давления (фиг. 51).

Коэфициент а при увеличении ^вертикальной нагрузки
уменьшается, а с увеличением давления растет (фиг. 52).

Испытания показали, что отношение — почти не зависит ни
а

от вертикальной'.’нагрузки, ни от внутреннего давления и для

Фиг. 51. Значение коэфициента Ь
при различных величинах внутрен-
него давления в функции вертикаль-
ной нагрузки.

Фиг. 52. Значение коэфициента а
при различных величинах внутрен-
него давлении в функции вертикаль-
ной нагрузки.

Вопросы подобия. Для исследования «шимми», а
также для возможности использования накопленного опыта при
проектировании новых установок носового колеса большое зна-
чение имеет вопрос правильного 1моделирования и соблюдения
условий подобия. Для соблюдения подобия необходимо, чтобы
все однородные величины, влияющие на явление «шимми» (гео-
метрические размеры колеса передней ноги, а также моменты
инерции) изменялись в одном и том же отношении.

Если при этом будут также меняться нагрузки, действую-
щие на колесо, скорости движения и пр., то потребуется вы-
полнение некоторых дополнительных условий. Обозначим че-
рез с с индексами коэфициенты: сг — изменения длин, с„ —
изменения масс, с1 — моментов инерции, с г— скорости, ст—
времени, ср — давления в пневматике, ся— силы, се — жест-
кости покрышки пневматика1, ск—жесткости стойки и сй—коэ-
фициента демпфирования.
Независимо могут быть выбраны только три коэфициента
подобия, а остальные оказываются связанными с ними. Удоб-
нее всего в качестве этих независимых коэфициентов при-
нять с,, и с„. Тогда остальные коэфициенты будут выра-
жаться через эти основные в следующем виде:

„ л

С г смсу

ст — —; сг — 1 ск — >

с» Ч

2 , „2

СиСг о

се~ ! с>, смсг.су', ск~~слсу1 ср— з •

с2

На. основании этих соотношений можно вывести следующие
заключения относительно влияния изменения характеристик
установки носового колеса на скорость, при которой появляет
ся «шимми», и на величину демпфирования, необходимую для
его устранения.

1. При увеличении моментов инерции в п раз скорость
возникновения „шимми* уменьшается в \г п раз.

2. Если нагрузка на колесо увеличивается в п раз и
при этом жесткость покрышки пневматика и давление в
пневматике также увеличиваются н п раз, то скорость
„шимми*1 и максимальное демпфирование увеличиваются
в у'п раз.

3. Если нагрузка на колесо увеличивается в п. раз, а дав-
ление в пневматике остается неизменным, то по закону по-
добия размеры колес должны увеличиваться в ]/~п раз. Если
соответственно этому масса колеса увеличится в п’/» раз, а
жесткость покрышки в У п раз, то при жесткой стойке ско-
рость „шимми** остается неизменной, а максимальное демпфи-
рование увеличится в п~ раз.

Последний вывод показывает, что при увеличении размеров
самолета необходимое максимальное демпфирование возрастает
примерно пропорционально квадрату нагрузки на переднюю
ногу.

В заключение считаем целесообразным привести некоторые
простые полуэмпирические формулы, заимствованные из аме-
риканской литературы, которые для современных конструкций
одинарных установок носового колеса дают, повидимому,
удовлетворительные результаты.

4. Необходимое демпфирование (для линейного гидравличе-
ского демпфера), по Говарду [34] и Контровичу [32], равно:
для обыкновенных пневматикой

, -- 1кгм сек! .

[т^-[ <611

1 Под жесткостью покрышки пневматика понимается
соответствующего модуля упругости на толщину покрышки.

произведение
для пневматиков низкого давления

Лша1= 103,2 г^Хк

[кгм • сек
радиан

В этих формулах 1оп — момент инерции отклоняющихся
масс относительно стойки, г—радиус пневматика. Приведен-
ные формулы получены для нулевых значений угла наклона
и нулевого выноса оси колеса назад.

Фиг. 53. Влияние угла наклона передней стойки на потребное
демпфирование (по Уайли).

В опытах Уайли при изменении аь повидамому, изменялся
и вынос Г, при постоянном I влияние а, практически отсутствует.

Уайли рекомендует учитывать наклон стойки носового
колеса с помощью графика фиг. 53, на котором по оси
абсцисс отложены углы а, наклона передней стойки, а по
оси ординат—отношение где Лгоаха— демпфирование,
0

необходимое при данном угле наклона стойки Лтах0— демп-
фирование, соответствующее ^ = 0. На фиг. 53 величины
Л_„ а
----- приведены для положительных значении а,.

^ш»х о

Экспериментальные данные Говарда показывают, что при
— Ла

небольших отрицательных значениях отношение - -°‘* - ста-
ртах о
новится меньшим единицы и продолжает уменьшаться до
а, = 8°, а затем медленно увеличивается.

Экспериментальное исследование «шин-
'М и». Наряду с теоретическими расчетами «шимми» проводят-
ся и экспериментальные исследования. Испытуемая конструк
ция носового колеса закрепляется в положении, соответствую-
щем установке ее на самолете, а пневматик катится по цилинд-
рическому барабану диаметром 3 м. При испытаниях могут
варьироваться как параметры установки колеса, так и ско-
рость движения барабана. Так как диаметр барабана велик по
сравнению с диаметром пневматика, то влияние кривизны ба-
рабана на скорость, соответствующую наступлению «шимми»,
невелико.

Иногда при испытании моделей установки носового колеса
последнее катится по гибкой ленте. Однако при испытании ре-

альных конструкций стоек,
имеющих большую вертикальную
нагрузку, применение ленты не-
возможно, так как она будет
сильно деформироваться.

При испытаниях применяются
также буксируемые тележки, на
которые устанавливаются стойки
носового колеса. При таких ис-
пытаниях легче получить боль-
шие скорости движения в усло-
виях, близких к действительным.
Однако наблюдение за поведе
нием установки носового колеса
з а труд н и тел ьно.

4. Устойчивость носового
колеса при движении
по мягкому грунту

Практика эксплоат.тцпи само-
летов. снабженных ориентирую-
щимся носовым колесом, пока-
зала, что при движении по мяг-
кому грунту (размокшему аэро-
дрому), песку или неукатанному
снегу носовое колесо стремится
развернуться даже при наличии
на передней стойке демпфера
для предотвращения «шимми».

Основная причина этих раз-

Фпг. 54. Уменьшение плеча устой-
чивости I при качении колеса по
мягкому грунту.

воротов заключается в том, что
точка приложения реакции зем-
ли к пневматику на мягком
грунте смещается вперед и эф-
фективный вынос I уменьшается,

Г—-точка приложения равнодействующей
реакции земли при качении по твердо-
му грунту, 2—точка приложения равно-
действующей реакции зем и при каче-
нии по мягкому грунт\', 3—местные дз1-
лення постоянны, 4-мест1ые давления
пропорциональны местной просадке в
грунт. Р = 2₽.

а при 'некоторых условиях мо-
жет даже стать отрицательным (фиг. 54). Поэтому существует
(некоторая максимально допустимая глубина проседания носо-

вого колеса в грунт, свыше которой эксплоатация самолета
становится опасной. Например, в инструкции по эксплоатации

самолета Норт-Америкен В-25 максимально допустимое просе-
дание носового колеса устанавливается в 50 мм.

Оценим приближенно сдвиг вперед точки приложения ре-

акции земли при движении носового колеса по мягкому грун-
ту (равный уменьшению выноса колеса (). Будем сначала счи-
тать, что давление на грунт по площади соприкосновения пнев-
матика с землей распределяется равномерно, причем соприка-
сается с землей только передняя часть пневматика. Но так как
в действительности касается земли также часть задней поло-
вины пневматика, то такой расчет дает некоторое завышение
сдвига точки приложения реакции вперед.

Обозначим глубину погружения через й. Тогда, считая, что
на мягком грунте пневматик не деформировался, длина части
пневматика, находящейся .в соприкосновении с землей, будет

а = | /М2/? “Л), (63)

где /?—радиус пневматика.

Если принять, что форма отпечатка пневматика на земле
будет полуэллипс, у которого центр площади находится, как
известно, на 0,424 большой полуоси а, то, следовательно, при
равномерном распределении давления по отпечатку сдвиг точ-
ки приложения реакции земли при малых Л будет

Д^ -0,424/Л (2/< — Г). (64)

Определим величину Д/. Если принять /?=50 мм и
/С=380 мм, то по формуле (64) найдем Д{=81,5 мм. Вынос
носового колеса самолета Норт-Лмерикен В-25, имеющего ра-
диус пневматика /?=380 мм и угол наклона передней стойки
а. = 13°, в соответствии с формулой (48) будет (=85 мм.

Таким образом в этом случае (>&( и, следовательно, при
погружении носового колеса в грунт па глубину до 50 мм
остается некоторый (весьма малый) положительный эффектив-
ный вынос. При большем погружении колеса величина (—М
может стать отрицательной и колесо на мягком грунте будет
разворачиваться.

Если грунт аэродрома более твердый и упругий, то местные
давления на грунт будут большими в тех точках поверхности
пневматика, которые просели глубже в грунт. Форму отпечат-
ка будем попрежнему принимать .в .виде полуэллипса, но ме-
стные давления р уже будут не постоянными по всему отпе-
чатку, а переменными, именно, — пропорциональными глубине
погружения рассматриваемых точек пневматика в грунт, т. е.

р=Ау,

где р — местное давление по поверхности пневматика;

у — глубина погружения;

к — коэфициент пропорциональности (или коэфициент по-
датливости); его размерность — кг/см?.

ПО
Приводим средние значения коэфициента к'.

Общая характери- стика грунта Материалы грунта к кг/смз
Грунт малой плотности Плывун. Песок свеже- нанесенный. Глина мок- рая разм :гчеииая 0,1-0,5
Грунт средней плотности Песок слежавшийся балластный. Гравий на- сыпной. Глина влажная 0,5-5
Грунт плотный Песок плотно слежав- шийся. Гравий плотно слежавшийся. Щебень, хрящ. Глиця малой влаж- ности 5—10
Грунт весьма плотный Песчано-глинистый ис- кусственно уплотненный. Глина твердая 10-20
Строительные материалы Бетон. Железобетон 800-1500

В исследованиях нагрузок, действующих на пневматик, часто
принимают, что форма отпечатка пневматика в плане представ-
ляет эллипс с полуосями.

Д._№_Л)., I (65)

. ь = У г2 — (г — А)2, I

где г — внутренний радиус пневматика.

Согласно принятым у нас предположениям, отпечаток в пла-
не будет представлять собой полуэллипс — АВС. Более точное
значение полуосей а и Ь можно вычислить по следующим фор-
мулам:

где Атах — максимально возможная усадка пневматика;

В — половина ширины обода;

5 — ширина пневматика;

О — наружный диаметр пневматика.

По этим формулам значения а и Ь получаются несколько
меньшими, чем по формулам (65). Суммарная реакция, дей-

1 См. А. В. Дарков и В. П. Кузнецов, Основы теории расчета
балок на упругом основании, Трансжелдориздат, 1940.
ствующая на пневматик, равна интегралу местных давлений,
взятому по площади АВС.

Р= ^рс1Р.

лес

Так как с1Р=22с1х, причем г и

, 22

— Н------= 1, то

«2 />2

связаны

соотношением

аР^-^уа2 — х2 Ох.

По предположению р — Ну, причем у может быть выра-
жен через

У = Р-Н — Ур2 — х2.

Таким образом

(Р — Н — уц*—х2) (У а* — х2) 4х (66)

Подставляя

а=/>?2 —(/? —А)2, Ь = уё~Г(г~}1)\
получим

_________ >'/?* - о? - л)’

Р = 2А ( (Р - Л — Уп*—х2) х

У к* — (к — пу 2

х У (Р-ну2—х2 ах. (67)

Сдвиг точки приложения реакции грунта будет

V л’ -(/?-ЛД

У (/? - Л - у & Л2) у/?! — (/?_/1)3— Х2 хйх

М = °— — ------------------------------. (68)

VI?'-(И 11)' '

| - /I -/?• - х2 ) У№^(п - пу~х^х

Если принять для упрощения, что форма отпечатка пред-
ставляет собой прямоугольник, то величина Д/ может быть
определена с помощью графика фиг. 54.

5. Демпферы для предотвращения „шимми"

Опыт эксплоатации и расчеты показывают, что при отсут-
ствии специальных приспособлений передние ориентирующие-
ся стойки обычно подвержены «шимми». Для устранения «шим-
ми» на стойке устанавливается демпфер, создающий момент
относительно оси стойки, который гасит колебания. Применя-
ются демпферы фрикционные или гидравлические.
Фрикционные демпферы. Наиболее простым
является демпфер, работающий на принципе сухого трения. Для
малых колес часто бывает достаточно «естественного» трения,
имеющегося в подшипниках установочной оси. Поэтому на ря-
де небольших самолетов (например, на самолетах Стирмен-
Хэммонд У, Уотерман-Эрроубил, Рич-'Моноплейн, Эркуп Эрко
и др.) отсутствовали специальные устройства для предотвраще-
ния «шимми».

Фиг. 55. График потребного демпфирования, создаваемого
фрикционным демпфером, в функции полетного веса.

Для больших колес оказывается недостаточным трения в
стойке и поэтому требуются дополнительные приспособления, со-
стоящие обычно из двух трущихся дисков, изготовленных из ма-
териалов с большим коэфициентом сцепления.

Па фиг. 55 приведен график потребного для предотвра-
щения «шимми» момента сопротивления, создаваемого фрик-
ционным демпфером, в зависимости от полетного веса само-
лета С кг (по данным Уайли).

На фиг. 55

7 0,025 ^ос ’

где Л1л—момент демпфера в кгм-,

Л/|1ОС — расчетная вертикальная нагрузка на носовое ко-
лесо в кг (Унос принимается такой же, как при ра-
счете ,шимми", см. стр. 100).

Фрикционные демпферы обладают рядом существенных
недос пиков.

8 И. И Эскин

113
Во-первых, они требуют тщательной и систематической ре-
гулировки, так как по мере срабатывания трущихся поверхно-
стей трение может оказаться недостаточным. Во-вторых, сухое
трение изменяется в зависимости от относительной скорости
трущихся поверхностей по невыгодному закону. Максимальное
трение соответствует нулевой скорости (трение покоя). С уве-
личением скорости оно несколько уменьшается и затем остает-
ся почти постоянным (для 'Простоты в расчетах обычно прини-
мают, что сухое трение не зависит от скорости). Поэтому такой
темпфер оказывает большое сопротивление при медленных по-
воротах носового колеса при рулежке. Так как при малых ско-
ростях движения самолета сам пневматик дает большое сопро-
тивление повороту вокруг стойки, То' управление самолетом
сильно затрудняется. Понижается также и устойчивость пути
на земле, так как переднее колесо будет давать дестабилизи-
рующий момент. Поэтому демпферы, работающие на принципе
сухого трения, в современных конструкциях редко упо-
требляются.

Гидравлические демпферы. Наиболее соверп:ен-
ными являются гидравлические демпферы, в которых сопро-
тивление повороту колеса относительно стойки создается пе-
ретеканием вязкой жидкости через небольшие отверстия (ка-
налы). Это сопротивление зависит от скорости перетекания
жидкости через каналы и, следовательно, от угловой скорости
поворота носового колеса относительно оси стойки. В зависи-
мости от конструкции демпферу можно получить различные
законы изменения момента сопротивления Л4Л от угловой ско-
рости поворота колеса Шц. Если длина каналов, через кото-
рые перетекает жидкость, мала, а скорость ее велика, то
сила сопротивления будет приблизительно пропорциональна
квадрату скорости. При больших длинах каналов и относи-
тельно малых скоростях закон изменения сопротивления от
скорости приближается к линейному. Независимо от закона из?
менения угловой скорости важно, что сопротивление, создавае-
мое гидравлическим демпфером, при малых <• к мало, а при
больших — велико. Поэтому такие демпферы оказывают боль-
шое сопротивление при больших а>к, соответствующих наступле-
нию «шимми», и малое сопротивление при малых «>А„ соответ-
ствующих рулежке на земле. Следовательно, гидравлические
демпферы являются эффективным средством предотвращения
«шимми» и вместе с этим не затрудняют рулежку.

Существует два типа гидравлических демпферов для устра-
нения «шимми»: поршневые и лопастные (крыльча-
тые) .

Устройство поршневых демпферов проще, но они менее ком-
пактны, так как обычно связаны гидропроводкой с пневмо-
гидравлическим аккумулятором.

Крыльчатый демпфер представляет собой самостоятельный
агрегат малых габаритов. В крыльчатом демпфере легче обе-
спечить герметичность конструкции. Такой демпфер более дол-
говечен, так как его изолированные части, совершающие вра-
щательное движение, находятся внутри кожуха и не подвер-
жены загрязнению.

У поршневого демпфера шток, совершающий возвратно-
поступательное движение, выходит за габариты цилиндра и по-
этому подвергается действию пыли, влаги и пр.

Большее распространение получили лопастные демпферы.

Поршневые демпфер ы. Поршневой демпфер сосюит
из поршня со штоком, совершающим в цилиндре возвратно-
поступательное движение. Цилиндр крепится к амортизацион-
ной стойке, а шток поршня соединяется с вилкой колеса при
помощи соответствующей передачи. Посредством работающего
на кручение шарнирного звена и скользящего хомута враща-
тельные колебания колеса передаются на поршень демпфера.
Поршень, совершая возвратно-поступательные движения, через
подобранные калиброванные отверстия перегоняет жидкость из
одной полости цилиндра в другую; этим достигается поглоще-
ние энергии колебания. Обычно вместо одного поршневого
демпфера применяется спаренная установка, показанная на
фиг. 56. Для уменьшения габаритов демпфера находящаяся в
нем гидросмесь перетекает в специальный гидропневматический
аккумуля гор.

Па фиг. 57 изображен продольный разрез поршневого демп-
фера, снабженного также винтовой пружиной для возвраще-
ния колеса в центральное положение. При повороте вилки ко-
леса налево работает левый цилиндр и наоборот. Спаренные
установки поршневых демпферов применены на самолетах Лок-
хид Р-38, Консолидейтед В-24 и некоторых других.

Лопастные (крыльчатые) демпферы. Суще-
ствует много типов лопастных демпферов. Основным элемен-
том их конструкции является пара подвижных лопаток, совер-
шающих вращательные колебания, и пара неподвижных лопа-
ток, соединенных с .корпусом демпфера. Такая комбинация
образует две пары диаметрально противоположных камер дав-
ления и расширения.

При повороте подвижных лопаток, соединенных с вилкой
колеса, относительно неподвижных, вязкая жидкость (напри-
мер, спиртово-глицериновая смесь) перетекает через отверстия
(каналы) в камеры расширения. Вследствие сопротивления,
возникающего при протекании жидкости через эти каналы,
••о «дается демпфирующий момент, гасящий колебания «шимми».

I (о способу установки таких демпферов на амортизационной
стойке их можно разбить на две основные группы: 1) демпфе-
ры с внешней установкой и 2) демпферы с внутренней уста-
новкой.

При внешней установке демпфер крепится к кронштейну на
цилиндре амортизационной стойки и является, таким образом,
неподвижным относительно переднего колеса. Типичной являет-
к*
Фиг. 56. Сваренная установка поршневых демпферов „шнмми**.

1 — цилиндр амортизатора, й — шток поршня амортизатора, 3—подвижной фланец,
/—гибкий шланг, 5—подкос, б—гибкий шланг, 7—ко< пус демпфера, 8—шток поршня
демпфера, 9— шлицчшаринр.

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 Г8 /3 /4- 75 16

Фиг. 57. Продольный разрез поршневого демпфера .шимми*.

I—наконечник, 2 — клап?н. 3—прокладка, 4— птунина, Л—промежуточное к->лыю,
6 цилиндр, 7 и 5—промежуточное кольцо, 9 шевронные прокладки с наружным
диаметр-»м 38.1 мм н пнут» енним диаметром 21,.5 мм 'О— промежуточное кольцо,
11—гайка, 18—войлочная прокладка, 13— контрован проволока, 14—поршень, 15 и
/6—пружины.
ся следующая система передачи: от вала подвижных лопастей
демпфера в последовательном порядке расположены рычаг,
звено рычага, далее ведущий рычаг, изготовленный за одно це-
лое с вращающимся хомутом па цилиндре амортизационной
стоики, звенья шлиц-шарнира и, наконец, вилка колеса
(фиг. 58). Изменением передаточного числа этого механизма
можно обеспечить требуемое соотношение углов поворотов ва-

Фиг. 58. Внешняя установка лопастного демпфера .шимми'.

I—крышка, 2—рычаг демпфера. 3—промежуточное звено, 4—болт, 5—щека, б—болт, 7—залив-
ка гидросмеси, 5—индикатор.

ла демпфера и вилки носового колеса. Обычно угол поворота
демпфера в каждую сторону равен 404-60°. Преимуществом
внешней установки является удобство осмотра и регулировки
демпфера. На подавляющем большинстве американских само-
летов применены демпферы с внешней установкой.

При внутренней установке в качестве корпуса демпфера
служит шток амортизационной стойки. На фиг. 59 показана
схема такой установки. Вращение штока на поршне амортиза-
тора, к которому крепится вилка колеса, вызывает относитель-
ное перемещение двух пар лопастей демпфера, одна из кото-
рых неподвижно связана с валом, а другая укреплена во вну-
тренней полости штока. Иногда при внутренней установке
имеется отдельный самостоятельный корпус демпфера, который
вставляется во внутреннюю полость штока поршня амортиза-
ционной стойки.

Внутренняя установка обеспечивает большую компактность
цемпфера и облегчает уборку передней ноги шасси. Однако
она требует удлинения передней стойки.

Для компенсации изменения объема жидкости (гидросмеси)
при изменении температуры, а также для пополнения возмож-
ных удочек демпферы снабжаются компенсационной камерой,
расположенной в верхней части демпфера. Компенсационная
камера соединяется клапанами с рабочими камерами. Под дей-
ствием образующихся вследствие указанных причин разрежений
в камерах эти клапаны открываются и гидросмесь засасы-
вается в рабочие камеры. При этом необходимо, чтобы клапа-
ны были все время погружены в жидкость. Для этой цели
жидкость в компенсационной камере находится под давлением
(0,54-1 атмосфера). Давление создается или поршнем с пру-
жиной, или мембраной.

При установке демпфер не должен затруднять повороты пе-
реднего колеса на рулежке. Хотя при малых угловых скоростях
поворота колеса относительно стойки при рулежке сопротивле-
ние демпфера значительно уменьшается, оно все же может за-
труднить управление самолетом на земле.

Можно, конечно на рулежке демпфер отключать и включать
его только перед взлетом. Однако это неудобно. Поэтому же-
лательно в конструкции демпфера предусмотреть приспособле-
ния, уменьшающие сопротивление про!еканию жидкости на
рулежке.

Для этой цели иногда устраиваются перепускные клапаны
с большим проходным сечением. При малых угловых скоростях,
когда давление в рабочей камере невелико, перепускной клапан
открыт и жидкость свободно перетекает из камеры давления в
камеру разрежения.

При больших угловых скоростях, соответствующих насту-
плению «шимми», давление в рабочей камере повышается и
перепускные клапаны закрываются. Для протекания жидкости
остаются только узкие каналы, и демпфирующий момент воз-
растает.

При проектировании гидравлических демпферов необходи-
мо уделить внимание регулированию его демпфирующей спо-
собности при изменении наружной температуры. Вязкость жид-
кости, а следовательно, и сопротивление, создаваемое ею при
протекании через каналы, зависят от температуры. Поэтому в
гитравлических демпферах имеются специальные устройства
для компенсации эффекта изменения вязкости. Эти устройства
работают или автоматически или требуют установки на
•емле.

11ри автоматической терморегулировке в термостатическом
клапане обычно ставится биметаллическая спираль. Эта спи-
раль состоит из двух пластин, изготовленных из металлов,
имеющих сильно отличающиеся коэфициенты линейного темпе-
ратурного расширения. При изменении температуры величина
удлинений этих пластин получается различной, вследствие чего
спираль свивается или развивается. Конец спирали связан с
клапаном, который при низких температурах увеличивает, а
при высоких уменьшает размеры проходного отверстия. Та-
ким образом регулируется сопротивление, создаваемое демп-
фером.

Применяются также жидкостные терморегуляторы. Такой
терморегулятор представляет собой пустотелый стакан с напа-
янным на нем сильфоном (многорядной металлической мембра-
ной). Терморегулятор заполнен жидкостью с большим коэфи-
циентом объемного расширения (например, спиртом или эфи-
ром). При изменении окружающей температуры изменяется и
объем жидкости терморегулятора. Подвижная крышка его,
следуя за изменением объема, изменяет размеры отверстия
клапана.

Опыт эксплоатации самолетов, снабженных гидравлически-
ми демпферами, показал, что непременным условием нормаль-
ной их работы является обеспечение жесткости звеньев соеди-
нения колеса с демпфером и отсутствие мертвого хода. Особен-
но большое значение имеет жесткость шлиц-шарниров.

Выяснилось, что наличие люфтов в шарнирах и деформация
рычагов и звеньев создают некоторую свободу угловых пере-
мещений, достаточную, однако, для того, чтобы уменьшить
эффективность демпфера в начале движения. Вследствие этого
могут возникнуть колебания такой амплитуды, что сопротив-
ление демпфера окажется недостаточным для их устранения.
Значительно понижается работа гидравлического демпфера и
в том случае, когда в рабочих камерах вместе с жидкостью
будет находиться воздух, упругость которого уменьшает демп-
фирующую способность установки. Отсутствие воздуха в демп-
фере обеспечивается правильной заливкой жидкости (см.
стр. 122), а также конструктивными мероприятиями. Ниже при-
водим одно из них.

Рабочие камеры демпфера соединяют с компенсационной
камерой при помощи прорезей, позволяющих воздуху входить
в компенсационную камеру. Жидкость через эти отверстия мо-
жет проходить только в малых количествах, причем расход сра-
зу же восполняется компенсационными клапанами. Воздух
скопляется в верхней части компенсационной камеры, удален-
ной от клапанов, и попасть обратно в рабочую камеру не
может.

6. Конструкция крыльчатых демпферов

Демпферы с внутренней установкой. На
фиг. 59 представлена конструкция демпфера «шимми» самоле-
та Белл Р-39. Демпфер находится внутри амортизационной
стойки. В нижней части штока амортизационной стойки 1 на
резьбе крепится заглушка 2, имеющая сквозное отверстие. Под
заглушкой находятся две спиральные пружины и плавающий
поршень 4 с двумя резиновыми манжетами. Ниже расположена
крышка 5 с двумя стойками, посаженная на шток на двух
шпонках 6. В центре крышки имеется бронзовая втулка 7,
служащая подшипником для пустотелого ствола 8, в верхней
части которого имеются две лопасти 9. Снизу на ствол надета
втулка 10, которая подтягивается до упора в лопасти 9 при
помощи гайки 11. В верхнюю часть пустотелого ствола 8 за>-
поессовывается втулка 12, которая зажимается сверху заваль-
цовывающим буртиком 13 ствола,. Снизу в ствол вставлена до-
зирующая игла 14 со спиральной ленточной пружиной 15 и
дозирующим стаканчиком 16. В нижней части иглы находится
четырехгранная регулированная головка 17 с зубом 18.

Нижняя часть штока амортизационной стойки посажена на
вилку 19 переднего колеса и удерживается в ней на четырех
болтах 20. Конец ствола 5 выходит вниз и его выступающая
часть имеет шлицы, на которых насажено звено 29 траверсы
амортизационной стойки.

В заряженном демпфере жидкость заполняет внутреннюю
полость между поршнем 4 и втулкой 10. Уплотнение достигает-
ся резиновым кольцом и втулкой, сальниками 22 и 24,
которые могут быть подтянуты гайками 23 и 25.

Работа демпфера проходит следующим образом.

Предположим, что переднее колесо шасси начнет развора-
чиваться влево или вправо от нейтрального положения, пока-
занного на фиг. 59. Вместо с колесом будут разворачиваться
вилка 19 и шток амортизационной стойки. Одновременно будет
поворачиваться крышка 5 с двумя стойками, сидящая в штоке
на шпонках 6, а также втулка 10. Ствол 8 с лопастями 9 оста-
нется неподвижным, так как он' связан траверсой 29 с ци-
линдром амортизационной стойки. Следовательно, объем камер а
начнет увеличиваться, а камер б уменьшаться (или наоборот).
При этом жидкость устремится из камер б в камеры а (или
наоборот).

Вначале жидкость пройдет через отверстие внутрь верхней
части ствола и оттуда в дозирующий стаканчик 16, притертый
к внутренней поверхности втулки 12. Через пропил в стакан-
чике жидкость может попасть в кольцевую полость между
втулкой 12 и стволом 8, но для этого ей нужно пройти через
узкую (около 0,8 мм) горизонтальную щель ж в стенке втул-
ки 12. Эта узкая щель представляет для жидкости большое
сопротивление и поэтому переднее колесо шасси будет пово-
рачиваться медленно. Тем самым исключается возможность
резкого «шимми». Медленному развороту переднего колеса, не-
обходимому при рулежке, демпфер не препятствует.

Сечение А—А показывает, что колесо может поворачивать-
ся от своего нейтрального положения на 60° в каждую сторону,
пока стойки крышки 5 не упрутся в лопасти 9. Регулировочная
головка 17 служит для увеличения или уменьшения демпфи-
рующей способности установки. Если головку поворачивать по
часовой стрелке (по стрелке В на фиг. 59), то в стволе будет
поворачиваться и дозирующий стаканчик 16. На сечении А—А
видно, что длина щели ж. совмещенной с пропилом в стакан-
чике 16, будет уменьшаться. Поэтому сопротивление протека-
нию жидкости увеличится и, следовательно, демпфер станет
более тупим. При поворачивании регулировочной головки
против часовой стрелки демпфер позволяет колесу разворачи-
ваться более свободно.

В зимних условиях регулировку демпфера следует делать
более тугой. В летних условиях следует слегка ослабить го-
ловку. Пропил в дозирующем стаканчике имеет косую форму
для более плавного изменения проходных сечений и охваты-
вает больший угол, чем щель ж во втулке 12. Таким обра-
зом при повороте демпфера жидкость будет двигаться по пря-
мой грани пропила с меньшей скоростью, чем по другой грани
с косой прорезью. Поэтому давление на прямую грань пропила
оказывается большим, чем на грань с косой фаской. Вследствие
этого дозирующий стаканчик слегка развернется по часовой
стрелке, скручивая спиральную пружину 15 и уменьшая про-
ходное сечение для жидкости. Очевидно, чем быстрее будет
протекать жидкость (т. е. чем сильнее толчок от переднего
колеса), тем на больший угол развернется стаканчик. Умень-
шение проходного сечения позволит демпферу поглотить боль-
шую работу. Как только толчок прекратится, пружина вернет
стаканчик в исходное положение, установленное заранее при
помощи регулировочной головки 17. В качестве рабочей жид-
кости можно применять смесь состава: спирт 45'°/о, глице-
рин 40% и вода 15%.

Жидкость заливается через зарядный клапан 27 и запол-
няет пространство между поршнем и крышкой 5. В крышке
(ом. сечение Б—Б) имеется два обратных клапана к, пропус-
кающих жидкость только вниз. Таким образом происходит за-
полнение кольцевого объема, находящегося под крышкой и
заключенного между наружной поверхностью ствола 8 и вну-
тренней поверхностью штока амортизационной стойки. Этот
кольцевой объем (см. сечение А—Л) лопастями 9 и стойками
крышки 5 разделен на четыре камеры а, б, б, а. Далее, про-
ходя через четыре отверстия в, г в стенке ствола 8, жидкость
заполняет внутренний объем ствола.' Тем самым демпфер ока-
зывается заполненным и дальнейшее нагнетание жидкости че-
рез зарядный клапан заставляет поршень подниматься вверх,
сжимая пружины 3. Давление жидкости, заполняющей демп-
фер, начинает повышаться. О величине давления можно судить
по положению поршня, который просматривается через кон-
трольное отверстие при вывернутой пробке 28.

На фиг. 59 демпфер показан в заряженном состоянии.
Демпфер самолета Белл Р-39 является чисто гидравлическим
и наличие в нем воздуха нежелательно, так как воздух после
сжатия отдает значительную часть затраченной на сжатие ра-
боты, что ослабляет демпфирование «шимми». Поэтому после
зарядки демпфера нужно несколько раз повернуть колесо в
разные стороны для удаления возможных остатков воздуха, ко-
торый может выходить через два узких отверстия е в крышке 5.

7. Расчет крыльчатого гидравлического демпфера

Если известна конструкция и размеры демпфера, а также
вязкость жидкости, то требуется определить величину демпфи-
рующего момента и убедиться, достаточен ли он для устране-
ния «шимми» (см. стр. 99).

Момент сопротивления, создаваемый демпфером, вызывает-
ся разностью давлений Лр в камере впереди движущейся ло-
пасти по сравнению с давлением в камере позади движущей-
ся лопасти.

Давление Др — создает силу

Р = ЬрР 2Ьр(Р - г)11, (69)

г;о Н — наружный радиус камеры;

г — внутренний радиус камеры;

Л — высота камеры.

Сила Р действует на плече — $г-. ' аким образом момент,
создаваемый демпфером, равняется

М.-Р1'' 'о- Др 2иг-л)^ * г2" ^р(К! Р)Н. (70)

Объем всех камер можно принять равным д — г’)Л
и. следовательно, 7ИЯ можно представить в виде

Л4я=Др(Р2-г2)А=-—- (/О')

Д 7С

Для определения величины Др напишем уравнение Бернул-
ли для движения жидкости из одной камеры в другую через
канал. Движение жидкости при скоростях, имеющихся <в со-
временных демпферах, можно считать ламинарным. Так как
рабочая жидкость в демпфере является вязкой, то при движе
нии ее по каналу будут действовать силы трения, которые
обычно пропорциональны первой степени скорости в канале.
В этом случае уравнение Бернулли примет вид

’Ч+а=^+’А+п.г,+л Ю)

2е 2Й

V Р|—давление в камере впереди движущейся лопасти;
р» — давление в камере позади движущейся лопасти;
V, — скорость жидкости перед входом в канал;

— скорость жидкости в канале;

Уя — скорость жидкости по выходе из канала;
6 — коэфициент, учитывающий местные гидравлические
сопротивления в канале;

в — коэфициент, учитывающий форму поперечного сече
ния канала;

И — коэфициент вязкости жидкости.

П ^2

Величину — - можно представить в виде суммы трех
слагаемых:

ДтгИ 417^2 т<л1^

2д 2^ 2д

где т}, — коэфициент, учитывающий гидравлическое сопротив-
ление при внезапном сжатии струи па входе в канал;

— коэфициент гидравлического сопротивления при вне-
запном расширении струи на выходе из канала;

— коэфициент сопротивления клапана (для каналов,
имеющих клапан).

Так как сечение камер во много раз превышает сечение ка-
налов, то скорости V, и Уп будут малы по сравнению со ско-
ростью У= и их приближенно можно принять равными нулю.
Тогда коэфициенты т], и ъ будут равны тц—0,5 и т|2 =1.

Таким образом перепад давлений по обе стороны лопасти
равен

у V2

А (1,5-1 Ч8) .,2- + А>Уг.

Обозначим

(1,5-Н3) А;

тогда

7 V2

Др = Л7^2+ср1/2.

Используя уравнение (70’), получим

у Уо к^л

А--+сиУ.- = 0.

‘2е ‘ ч

(7Г

Решая уравнение (7Г) относительно У2, найдем

— + I/ (Н*-)2 + 4/Шд——
Обычно демпфер имеет два (иногда три) канала. Полный
расход () через все каналы равен объему, описываемому ло-
пастью в единицу времени:

где ЕД Ун—сумма произведений пющади поперечного сече-
ния канала на скорость в каждом канале.

С другой стороны, полный расход

<3 = о>й(/?2-г2)А,

где % — угловая скорость лопасти. Отсюда

— ср 4- |/ (ср)2 + 2ДЛГ, — —
V / Г 9 5"

“>Л=—ХЛ -----—~ —------------------

Следовательно,

_______ Л _
/ (ср)2 I 2ЛЛГ- -Ь
4 й

(73)

(74)

где Л — характеристика демпфера (см. стр. 93).

Неизвестными в формуле (74) являются коэфициенты А
и с, причем, если отсутствует клапан, /1 = ч]1 + т)2= 1,5.

Коэфициент с характеризует пртсри на трение в канале м
<ависит от его формы. Для некоторых наиболее простых и часто
употребляемых форм поперечного сечения каналов этот коэфи-
циент может быть определен теоретически. Так, например, со-
формуле Пуазеля перепад давлений \р-.о вследствие
на трение в круглом канале диаметром с! и длиной I

Гт₽ <р

гласно
потерь
будет

где У2, как и ранее, — скорость в канале.

Сопоставляя значение Др,„, определенное по вышеприведен-
ной формуле, с соответствующим членом уравнения Бернул-
ли сцУ2, находим, что в этом случае
зл
С —------------------------------.

аг

Для узкой прямоугольной щели шириной 2а и длиной I

ДРт₽ =

Зи/Уа
аз ’

откуда

а*
Для других форм поперечного сечения каналов коэфициент с
следует брать из экспериментов или по справочникам *.

Выше мы указывали, что желательно йметь демпфер, у ко-
торого демпфирующий момент пропорционален угловой ско-
рости (демпфер с постоянной характеристикой й), т. е. «ли-
нейный» демпфер.

Формула (74) показывает, что, желая иметь К постоянным

не зависящим от М„, необходимо, чтобы величина 2АМ — -

Я е

была пренебрежимо мала по сравнению с величиной (ср)1 2. Этого
можно достичь увеличением объема камер демпфера д (что
не желательно, так как это связано с увеличением габаритов
демпфера), а также уменьшением коэфициенга А. Коэфициент
с наоборот, желательно иметь возможно большим. Так как
этот коэфициент пропорционален длине канала н обратно
пропорционален квадрату ширины (или диаметра), то, следо-
вательно, для сохранения постоянства характеристики й целе-
сообразно каналы делать узкими и длинными.

Практически удается осуществить демпферы, у которых ха-
рактеристика меняется весьма мало.

При выполнении указанного условия из уравнения (74)
дует, что

I _ к2 -V? А
л ~ сц ’

Таким образом в этом случае характеристика меняется
мо пропорционально изменению вязкости жидкости ц.

Терморегулятор должен компенсировать изменение вязкости
при изменении температуры. Если такая зависимость извест-
на, то при помощи формулы (74') можно найти .погребные при
каждом значении температуры величины площади сечения про-
ходных отверстий каналов. При этом необходимо знать коэфи-
циенты гидравлического сопротивления, создаваемого клапаном.

На фиг. 60 приведены значения коэфициентов вязкости ц
для незамерзающих смесей глицерина со спиртом в зависи-
мости от температуры. На фиг. 61 приводится график удель-
ных весов некоторых незамерзающих жидкостей при различ-
ных температурах.

В настоящее время методика определения коэфициентов
вязкости еще весьма несовершенна и поэтому значения р часто
приводятся с недостаточной степенью точности. Точно также
коэфициенты, определяющие сопротивление протеканию жид-
кости через каналы и зависящие от формы последних, бывают
известны лишь ориентировочно и меняются в зависимости от
конструкции демпфера. Поэтому гидравлический расчет демп-
фера следует считать приближенным и рекомендуется при про-
ектировании предусмотреть достаточный запас мощности демп-

1 См., например, Н. Н. Павловский .Краткий гидравлический спра-

вочник*, Счройиздат, 19-Ю.

сле-

(74')

пря-
Фиг. 60. График изменения ьоэфици-
еита вязкост > р. для смеси спирта и
глицерина в функции температуры.
Для подстановки в формулы значе-
ние р. следует делить на 981.

Фиг. 61. Величина удельных весов
некоторых незамерзающих жидко-
стей (тлипсринспирт 4~ вода) при
раничных температурах.

фора для того, чтобы компенсирова гь возможные неточности
расчета. Если же мощпоси. демпфера окажется излишней, то
ее можно уменьшит предварительной регулировкой.

Важной характерис|икой демпфера является величина
(явления и рабочей кам< ре. Эго давление увеличивается при
уменьшении проходных отверстий и увеличении вязкости жид-
кости. Чем выше давление, тем меньшие габариты будет иметь
демпфер при той же демпфирующей способности. Однако при
высоких давлениях трудно обеспечить герметичность и поэтому
возможна утечка жидкости. Большое давление затрудняет так-

же управление самолетом на земле.

Удачные конструкции демпферов для
перечнях стоек, имеющих стояночную
нагрузку в диапазоне 150—5500 кг, бы-
|ц спроектированы в США исходя из за-
данного постоянного отношения стояноч-
ной нагрузки к моменту демпфера, отне-
сенному к внутреннему давлению. При
выполнении этого требования получает-
ся, что объем цилиндра демпфера при-
бдиштельно пропорционален нагрузке на
переднюю стопку.

II. фиг. 62 приведен график зависн-
ем-ги общего внутреннего объема ци-
линдра демпфера от стояночной нагруз-
ки для ряда конструкций.

Цилиндры этих демпферов имели от-
ношение диаметра к высоте в диапазоне
0,75—1,5.

Фиг. 62. График зависи-
мости общего вну|рен-
него объема цилиндра
демпфера V от сюиноч-
ной нагрузки носового
колеса /V.
ГЛАВА V

РАСЧЕТНЫЕ НАГРУЗКИ

1. Определение нагрузок

Вопросы прочности для шасси с носовым колесом в целом
и в особенности для .передней ноги, имеют первостепенное зна-
чение. Значительная часть аварий самолетов во время первой
мировой войны, имевших шасси с носовым колесом, происхо-
дила из-за недостаточной прочности установки переднего ко-
леса. Вследствие незнания действительных нагрузок при взле-
те, посадке и рулежке многие конструкторы до самых послед-
них лет не решались применять этот тип шасси, хотя преиму-
щества его многими из них вполне отчетливо осознавались.

Вопросы прочности в настоящее время ограничивают воз-
можность более полного использования достоинств шасси с но-
совым колесом в отношении упрощения посадки, в частности—
совершения посадки с планирования без выравнивания. Само
собой разумеется, что опыт старых самолетов почти не мог
быть использован при проектировании современных. Опыт пер-
вых экспериментальных американских самолетов периода
1934—1937 гг. также нельзя было применить непосредственно.
Эти экспериментальные самолеты, для которых вес конструк-
ции не имел решающего значения, были снабжены амортиза-
ционной системой, могущей поглотить очень большую работу.
Конструкция их шасси отличалась большой прочностью, чему
способствовало то обстоятельство, что шасси делалось не\Ои-
рающимся. Посадочные скорости указанных самолетов были
весьма малыми.

Выше указывалось, что прочность шасси упомянутых са-
молетов была вполне достаточной для совершения посадки с
планирования без выравнивания. Современные самолеты имеют
большую удельную нагрузку и значительные скорости сниже-
ния при планировании. Поэтому создание достаточно прочной
конструкции шасси, обеспечивающей возможность посадки с
планирования без выравнивания, оказалось чрезвычайно за-
груднительным (см. стр. 38) и до настоящего времени таких
конструкций еще не создано.

Поэтому при выработке расчетных требований к прочности
шасси с носовым колесом пришлось ориентироваться на неко-
торые компромиссные условия, позволяющие использовать ча-
стично те или иные преимущества этого типа шасси. В уста-
новлении этих компромиссных условий, собственно, и заклю
чается основная трудность рационального определения расчет-
ных нагрузок для шасси с носовым колесом. Характерно, что
даже в США, которые имеют больший опыт по проектирова-
нию и эксплоатации самолетов с таким шасси, требования норм
прочности не установились (в особенности для передней ноги)
и за последнее время они подверглись серьезным изменениям.

Первые самолеты современного типа, имеющие шас-
си с носовым колесом, — пассажирские самолеты Вако И и
Тимм Т-840 (1937 г.), фоторазведчик Абрамс «Эксплорер»
(1937 г.) были спроектированы под нагрузки, установленные
самими конструкторами на основании их собственного опыта и
интуиции. Эти самолеты уже не могли совершать посадки с
планирования без выравнивания.

К концу <9(8 г. в США появились первые систематизиро-
ванные требования к прочности шасси с носовым колесом. Их
выработке предшествовала оживленная дискуссия на страни-
цах куриалов и па сычлах авиационных работников. Основой
них дискуссий являлась техника посадки самолетов с носовым
к< юсом, гак как с этим было свя 1:1110 установление величин
поступательной и вертикальной скоростей при посадке, т. е.
основных факторов, определяющих расчетные нагрузки на
шасси.

Так как шасси с носовым колесом «прощает* значительно
более грубые ошибки при расчете посадки и скорости подхода
к аэродрому, угла сноса и пр., возникла необходимость уста-
новления значений этих «допустимых» ошибок. Наиболее пол-
ные по тому времени расчетные условия прочности для шас-
си с носовым колесом транспортных самолетов были предло-
жены Веннингером и Джонсом [20] (Зоигпа! о! (Ье Аегопаибса!
VII нее*» № 7, 1938) (см. табл. 10).

Эти требования относились к самолетам трех классов. К
первому классу авторы относили одноместные и двухместные
самолеты полетным весом до 910 кг. Как правило, такие са-
молеты управлялись малоквалифицированными пилотами ц
по и ому при посадке были возможны весьма грубые ошибки.

Ко второму классу относились самолеты весом от 910 до
<1Г>()0 кг, пилоты которых обладали более высокой квалифвка
нией.

К третьему классу принадлежали самолеты весом от 4500 кг
и выше Нилоты, обслуживающие эти самолеты, обладали вы-
сокой квалификацией, что давало возможность смягчить тре-
бования к прочности шасси этих самолетов. В табл. 10 для
каждого фактора представлено два значения — максимальное
и среднее, причем эти факторы следует рассматривать в такой
комбинации, чтобы каждый фактор с его максимальным зна-
чением комбинировался с остальными факторами при их сред-
них значениях.

Кроме того, для некоторых случаев делается различие в
зависимости от того, имеет самолет две или три подвижные

Таблица 10

Расчетные условия прочности для шасси с носовым колесом
по Веннингеру и Джонсу

Фактор Класс I 0<9Ю кг Класс И 6=910 450 ) кг Класс 111 О 4514) 45000 кг
максим. среди. максим. среди. максим. средн.
Вертикалы! скорость м/сек 6,1 а) 4,56 б) 1,53 4,56 а) 3,05 б) 1,53 3,76 а)2,14 6)0,915
Скорость бокового сноса м/сек 6,1* или 4,56** а) 4,56* или б) 1,53** а) 3,05* НЛП 6) 1,53** 0 См. класс 11 См. класс 11
Угол танга- жа а) Положе- ние при к нор- мального пле- ни. ОВИНИИ +2.14 м/сек*** б) Хвост ка- сяет« я земли а) нормаль- ное плани- рование См. к и асе 1 См. класс 1 Сниже- ние в 3,76 м/сек Су «а ж
Угол крена Крыло ка- са тся земли (но не более 154 0 См. класс I, но не более 10“ См. класс I 5° См класс I
Торможение /=1,10**** а) /-0,55 6) /=0 См. класс 1 См. класс I См. класс 1 См. класс I
Препятствие на земле Уског ение 1?» н 'правлено от носового ко- леса 0 См. класс I См. класс I См. класс I См. класс I

* При .двойном' управлении (имеются в виду самолеты, у которых
пет подвижной вертикальной поверхн >сти управления).

♦* При .тройном управлении (о тычные самолеты, имеющие руль
высоты, руль направления и элероны).

*** Видимо, имеется в в ду угол планирования, при котором верти-
кальная скорость на 2,14 м/сек больше, чем в случае нормального плани-
рования.

**»» / —коэфициент трения.
поверхности управления (см. стр. 29). Некоторые факторы со
средним значением предусмотрены в двух вариантах.

Данные табл. 10 показывают, что посадка с планирова-
нием без выравнивания, при которой вертикальная скорость
для современных самолетов равна 5—8 м/сек, предусмотрена
только для самолетов весом до 910 кг.

Следует отметить, что Венцингер и Джонс свои расчетные
условия ставили ® зависимость от квалификации пилотов.
Естественно, что такой подход к определению расчетных на-
грузок является спорным, особенно для военных самолетов, т. к.
квалификация пилотов этих самолетов не связана с полетным
В<‘СОМ.

Приведенные условия хотя и не были узаконены, все же
получили .в США довольно широкое распространение.

В первые годы применения шасси с носовым колесом были
предприняты попытки создать специальные нормы прочности
для этого типа шасси. Однако в дальнейшем опыт проектиро-
вания и эксплоатации самолетов, снабженных шасси с носовым
колесом, показал, что условия работы главных ног шасси этой
схемы почти идентичны условиям работы главных ног шасси
с хвостовым колесом. На чем основывался такой вывод?

Во перны х, было установлено, что в подавляющем боль-
шинетве случаев летчик избегает посадок па скорости, значи-
тельно превышающей минимальную посадочную скорость.
Основной причиной этого явилось несовершенство конструкций
тормозных систем, которые при шергичном торможении пере-
гревались. Таким образом расчетные значения горизонтальных
скоростей при посадке для обоих типов шасси оказались при-
мерно одинаковыми. Выяснилось также, что даже в тех слу-
чаях, когда посадка совершалась на скорости, заметно превы-
шавшей минимальную, вертикальный компонент скорости
практически не увеличивался, а чаще, наоборот, уменьшался.

Объясняется это тем, что при скоростной посадке самолет
не парашютирует и основная часть вертикального компонента
скорости при такой посадке обусловливается наличием накло-
на посадочной площадки. Обычно угол наклона у поверх-
ности аэродрома к горизонту не превосходит 2—4°.

При посадке па аэродром, имеющий уклон, поступательная
скорость Упост дает проекцию на нормаль к поверхности аэро-
дрома

^ = УПо<-т*ЕГ=* КосгТ-

При значениях у 2—4', Г, = (0,035— 0,07) Упост.

Если принять, что при скоростной посадке Упост = 50 м/сек
{180 км/час), то У(, окажется равной 1,75 — 3,5 м/сек.

Это значение примерно равно среднему значению вер-
тикальной скорости при посадке с парашютированием.

Во-вторых, хотя шасси с носовым колесом делает посад-
ку со сносом (например, при боковом ветре) менее опасной и
поэтому допускает большие углы сноса, обусловливающие боль-
шие боковые нагрузки на шасси, максимальные боковые на-
грузки, как показала практика, при этом типе шасси возни-
кают не в первый момент посадки со сносом, а при рулежке
на разворотах с малым радиусом при относительно большой
скорости.

Так как благодаря устойчивости пути на земле самолет с
носовым колесом не входит в неуправляемые развороты, когда
боковые нагрузки на шасси максимальны, то, следовательно,
расчетные боковые нагрузки на главные колеса у шасси этого
типа не должны быть большими, чем в случае шасси с хво
стовым колесом.

Таким образом было установлено, что основные расчетные
условия нагружения главных ног шасси с носовым колесом мо-
гут быть приняты примерно такими же, как и для главных
ног шасси с хвостовым колесом. В США в настоящее время
величины перегрузок для главного шасси определяются назна-
чением самолета, вне зависимости от схемы его шасси.

Ниже приводятся значения вертикальных перегрузок для
истребителя Белл Р-39, среднего бомбардировщика Дуг-
лас А-20 и тяжелого транспортного самолета Дуглас БС-4 (все
эти самолеты имеют шасси с носовым колесом).

Самолет Полет- ный вес кг Эксплоата- ционная перегрузка л*’ Коэфициент безопасно- сти 1 Расчетная Перегрузка п^=п-'1
Белл Р-39 3 500 4,67 1,5 7
Дуглас А-20 9 700 3,3 1,5 5
Дуглас ОС-4 30 000 2,67 1,5 4

В отличие от главных ног, которые, как было показано вы-
ше, в обоих типах шасси нагружаются примерно одинаково,
условия нагружения носового колеса значительно отличаются
от условий нагружения хвостового колеса.

Особенно отчетливо это сказывается на нагрузках при ру-
лежке. В то время как при торможении или ударе главными
колесами о препятствие вертикальные нагрузки на хвостовое
колесо уменьшаются и могут даже стать равными нулю (при
тенденции к капоту), носовое колесо в этих же условиях испы-
тывает дополнительные вертикальные нагрузки. При одинако-
вых стояночных нагрузках расчетные нагрузки на носовое ко-
лесо оказываются, как правило, значительно большими, чем
на хвостовое колесо.
2. Работа, поглощаемая амортизацией шасси

Амортизация главных и передней ног шасси должна погло-
тить кинетическую энергию самолета в момент приземле-
уы I/3

ния _уУ . Выше мы уже указывали, что обычно посадка со-
вершается на главные колеса, которые, следовательно, и долж-
ны потностью амортизировать посадочный удар. Носовое коле-
со при такой посадке плавно опускается на землю. Таким обра-
зом амортизационную систему главных колес приходится рас-
считывать на поглощение всей кинетической энергии самолета.

Возможны, однако, такие посадки, когда коснется земли сна-
чала переднее колесо или же все три колеса одновременно. Не-
обходимо определить, какую долю общей кинетической энергии
в этом случае должна воспринять амортизация передней и
главных ног шасси. Для ответа целесообразно ввести понятие
так называемой редуцированной массы.

Редуцированная масса передней ноги. Из
механики известно, что в тех случаях, когда действующая сила
не проходит через центр тяжести тела, последнее под дей-
ствием этой силы будет совершать поступательное движение
и одновременно вращаться относительно центра тяжести. Такое
сложное движение возникнет и при посадке па носовое колесо.
Удобнее вместо действительного сложного движения передней
ноги рассматривать ее простое поступательное движение, заме-
нив истинную массу самолета М некоторой условной, или ре-
дуцированной, 'массойЛ/р ц.персл, которая считается сосредото-
ченной у передней ноги. Это дает возможность, зная вертикаль-
ную скорость ноги Уу перед в момент приземления, определить
энергию удара Апсред, которую должна поглотить ее амортиза-
ционная система, по формуле:

М V2

, _ ред. перед г у перед /7^1

^перед 2 ' 1'0)

Кроме расчета амортизации, знание редуцированной массы
нужно также для динамических испытаний передней ноги на
ударную нагрузку. Действительные условия нагружения перед-
ней ноги при посадке можно воспроизвести, сбрасывая ногу
вместе с присоединенным к ней грузом, имеющим мас-

,, ч . Уу "еред ,

су 'Пред.перед с некоторой высоты 11= -, чтобы испытуемая
установка совершала только поступательное движение. Такое
испытание значительно проще, чем испытание передней ноги в
системе самолета, совершающего одновременно поступательное
и вращательное движение.

Если известно суммарное ускорение передней ноги при взле-
те, посадке или рулежке (это ускорение замеряется перегру-
зочным прибором), то можно определить усилие, действующее
по передней стойке. Для этого следует умножить замеренное
ускорение на величину ТИред.перед. Пусть при посадке первым кос-
нется земли переднее колесо. Для упрощения примем, что ре-
акция земли Л на это колесо направлена вертикально и эта
реакция лежит в плоскости симметрии самолета. Полное уско-
рение передней ноги/перед сумм может быть представлено как сум-
ма поступательного ускорения центра тяжести самолета, в ко-
тором сосредоточена вся масса самолета

./перед, пост. — ~~ ,
м

и вращательного ускорения

а*

/перед, пращ = ~—

где /г— момент инерции самолета относительно поперечной оси;

1В = РМ (/,— радиус инерции самолета относительно упо-
мянутой оси).

Таким образом

/перед, сумм /перед, пост 4 /перед, пращ

/V 14

М ЛП2
2

Обозначив

через Мрел перед , ПОЛуЧИМ

ппы Л! _ — 1,
упер ед. сумм. ПЛИ /ирсд. перед.
^ред. п^ред 1х + в2

(76)

Следовательно, при посадке на носовое колесо передняя
нога получит такое же суммарное ускорение и нагрузки,
которые возникли в том случае, если бы самолет имел только
одно поступательное движение, а его масса была сосредоточена
у передней ноги и равнялась не действительной массе М, а
редуцированной Л4ред, перед • В общем случае, когда сила
не лежит в плоскости симметрии самолета, имеет компоненты
вдоль главных осей самолета 1УХ, и составляет с глав-

ными осями углы %., ®у, то величина редуцированной массы
может быть определена по формуле:

^ред. перед — 7И , (76)

1 + , „ СО8^?„+ - -СОв’?г

С 'у
где

Здесь х0 и х0 — отрезки, отсекаемые продолжением проек-
ции вектора /V соответственно на продольной оси самолета ох
и поперечной — о/.

Выражения (75) и (76) могут быть использованы и для опре-
деления редуцированной массы главных ног шасси главн

при посадке на главные колеса, причем в этом случае вместо
величины а нужно брать величину е. Гак как е мало по срав-
нению с<„ то с достаточной для практики степенью точности
можно принимать Л4|>»д |Л»кН равной всей массе самолета М. В
рассмотренных выше случаях посадки на носовое или на глав-
ные колеса величины /ИрРД не зависели от характеристик амор-
тизационной системы.

Перейдем к определению редуцированной массы для носо-
вого колеса в том случае, когда посадка совершается одновре-
менно на три колеса или же когда при посадке на носовое
колесо, в процессе сжатия его амортизационной системы
коснутся земли и главные колеса (или наоборот в процессе
сжатия амортизации главных ног шасси переднее колесо опу-
стится на землю). В этом случае величина редуцированной мас-
сы будет зависеть от упругих характеристик амортизации глав-
ных и носовых стоек, а также от соотношения вертикальных
скопостей колес в момент соприкосновения их с землей.

Характеристики стоек современных самолетов, имеющих ма-
сляно-пневматическую амортизацию, сложны и зависят от ве-
личин вертикальных скоростей. Если приближенно заменить
действительный график усилий по ходу амортизационной систе-
мы (стойки и пневматика) условной прямой и обозначить соот-
иегственно через р и у жесткость амортизации передней и глав-
ных ног (т. е. приращение усилия на единицу обжатия), то
величину Мред.перед можно определить следующей формулой:

1гР(<1'~ра)

ТИред перед

(1 — к) + (кде — ра) (рк*г+ д$г— деЬ)

(77)
где е — расстояние по горизонтали от центра тяжести само-
лета до оси главных колес;

Ь^а+е- <?,=й + а2; Й, = Й + с2;
а а * а 9

к — отношение вертикальной скорости главных колес
к вертикальной скорости носового колеса в момент
касания последнего земли1. Остальные обозначения

те же, что и выше.

Очевидно, что при посадке на три колеса одновременно ко-
эфициент к равен единице. Если посадка производится на глав-
ные колеса и лишь затем летчик позволяет переднему колесу
коснуться земли, то можно принять, что в момент касания пе-

реднего колеса о землю пертикальная скорость главных колес
равна нулю. Следовательно, для этого случая посадки коэфи-
циент к равен нулю.

Если сразу же после соприкосновения главных колес с зем-
лей нос самолета начнет опускаться (что бывает обычно при
грубых посадках), вертикальная скорость главных колес еще
не погасится, коэфициент к будет находиться в пределах от
нуля до единицы. Возможен также случай, когда в момент
соприкосновения переднего колеса с землей амортизация глав-
ных колес начнет уже разжиматься, т. е. начнется обратный
ход амортизационной стойки. В последнем случае коэфициент к
будет отрицательным.

Для иллюстрации влияния стиля посадки, характеризуемого
величиной к, соотношения жесткостей амортизации главных и
р

носового колес— и расположения колес относительно центра
’ г

тяжести, определяемого отношением —,в табл. 11 и 12 приве-

дены величины ЛТрец пер^д,, для двухмоторного бомбардировщика,
подсчитанные по формуле (77).

В табл. 11 даны значения редуцированной массы при край-
нем переднем положении центра тяжести самолета. Расхожде-
ния в значениях 7Ирел „средн, получаемых при различных елх

чаях посадки, различных отношениях и пр. не

тят 12%. Наиболее неблагоприятным для прочности

колеса является случай крайней передней центровки.

превосхо-

нОСОБОГО
Следова-

тельно, расчет следует производить на этот случай и упрощен-
ная формула (76) не дает существенной ошибки. При рассмот-

рении действительных нагрузок, действующих на носовое коле-
со (если имеет место задняя центровка), пользование прибли-
женной формулой приведет к ошибке, и предпочтительно поль-
зоваться уточненной формулой (77).

Как видно по табл. 12, влияние жесткости амортизации

главных и носового колеса сильнее всего сказывается при зад-
нем расположении центра тяжести. Для предельного случая,

1 Вывод этой формулы (в случае к — 1) можно найти в статье Джонса
и Кука «АисгаЙ Еп§1пеепп§* № ИЗ, 1938 г.
Таблица 11

Величина редуцированной массы для носового колеса двухмоторного
бомбардировщика при различных случаях посадки (крайняя передняя
центровка)

Случай посадки Редуцированная масса кг-сек'^м
По приближенной формуле Мред. перед" 4г- По уточненной формуле (см. формулу 77)
— II ч- Л- = -’ 9 3 Р 1 Я
Посадка на носовое ко- лесо 156 156 156 156
Посадка на три точки (А'=1) 156 139 147 150
Посадка на главные коле- са с опусканием носа, спу- стя некоторое время (Л—0) 156 117 156 156,5
Посадка на главные ко- леса с быстрым опусканием носового колеса (А 0,5) 156 141.5 162 154,5

Таблица 12

Величина редуцированной массы для носового колеса двухмоторного
бомбардировщика при различных случаях посадки (крайняя задняя
центровка е=0; а = Ь)

Случай посадки Редув По приближенной формуле перед " л Чг ированная масса кг-сек2/м По уточненной формуле (см. формулу 77)
11 Р_ 1_ 3 Р Я 2
Посадка на носовое ко- лесо 124 124 124 124
Посадка на три точки (А 1) 124 74 92,5 101
Посадка на главные коле- са с выдерживанием (А--0) 124 124 124 124
Посадка па главные ко- леса с быстрым опусканием носовою колеса (А=0,5) 124 92,5 106 111,5
когда центр тяжести находится на одной вертикали с линией
касания главных колес с землей (т. е. когда е—0, а=Ъ, 1,=12г),
формула для редуцированной массы примет вид:

^ред. передн

’г

(77')

р К1г+ Чг

При посадке на три точки скорости всех трех колес в момент
касания с землей одинаковы (/г=1). В этом случае

•Мред. передн= -—----. (77")

9 I2 I г2

Таким образом получается, что для обычных отношений
р I I р 1 \

(—-------— значение редуцированной массы, подсчитан-

ч \ ч д з /

ное по уточненной формуле, составляет 60 : 75% от ее приб-
лиженного значения. При посад-
ке на главные колеса с относи-
тельно быстрым опусканием но-
сового колеса (к 0,5) разница
между уточненным и приближен-
ным значением редуцированной
массы уменьшается.

4>иг. 63. График изменения зна-

М
ред. передн.
чения —----------- в зависимости

М
а
°Т А ‘

«=Ь — е (е — 0,16).

Наконец, когда скорость глав-
ных колес в момент касания с
землей носового колеса равна
пулю (к 0), величины редуци-
рованной массы не зависят от

Р Ц

отношения —- и равны —, т. е.

9 '«

равны значению, получающему-
ся по приближенной формуле(76).
База шасси Ь (т. е. расстояние
от оси переднего до оси глав-
ных колес) влияет на величину
/Иред. передн, а СЛСДОВателЬНО, НЭ
величину работы, которую долж-
на поглотить амортизационная
система передней ноги.

ред. передн __

На графике фиг. 63

М
приведено значение -
м

висимости от отношения

, где Ь — длина самолета.

График показывает, что при компоновке самолета с носо-
вым колесом следует стремиться увеличить базу, т. е. выдви-
нуть переднюю стойку возможно дальше вперед. Увеличение
базы выгодно также и для уменьшения нагрузок на переднюю
ногу при рулежке.
Работа, поглощаемая амортизацией перед
ней ноги.Если величина Л1ред переднизвестна, то для вычисле-
ния работы, которую должна поглотить амортизация передней
ноги, нужно в соответствии с формулой (75) еще знать расчет-
ное (т. е. наибольшее возможное) значение вертикального ком
понента скорости Уорсли передней ноги .в момент касания колеса
о землю.

Так как шасси с носовым колесом допускает посадку на
три колеса одновременно, то значение У^ередн. должно быть
не меньше расчетной вертикальной скорости для главных
колес. Если самолет рассчитывается на посадку с планирова-
ния без выравнивания, то „средн должна определяться так-
же по формуле (4')- Не исключена возможность, что при дру-
гих видах посадки Уу перед» окажется большей, чем |/рГлаяп.
Эго может случиться, когда посадка произойдет на главные
колеса с последующим быстрым опусканием носового колеса.

Для определения значения передн составим уравнение
моментов относительно оси, проходящей через линию касания
главных колес о землю:

4 /Игданк— Мл, (78)

г ар *

где Л^гдавн—момент, обусловленный нагрузками от земли на
главные колеса;

Л1,— аэродинамический момент демпфирования само-
лета1 при вращении его относительно линии ка-
сания главных колес с землей, который может
быть представлен в виде

о 5г о 4
~ V у к

М=ккш(~у

\ а*

г.о

(79)

Л/гЛ

Ьь /

где V и д— соответственно скорость и скоростной напор при
посадке;

наклон кривой подъемной силы горизонтального
Г.О

оперения в функции угла атаки оперения (в ра-
дианах);

7-г.о — расстояние от центра давления горизонтального
оперения до центра тяжести самолета;

к—коэфициент торможения потока у хвостового
оперения (к 0,8);

к„, — коэфициент, учитывающий демпфирование всех
частей самолета, за исключением горизонтального
оперения (Лш=>1,55);

1 В. С. Ведро в, Динамическая устойчивость самолетов. Оборонгиз,
. 938.
</ф

ч> = —-—угловая скорость вращения самолета относительно
линии касания главных колес с землей;

® — угол поворота самолета относительно упомянутой
линии.

Момент, создаваемый нагрузками на главные колеса

ТИглавн = + Рие. (80)

Для определения Л1ГЛ1ВН нужно знать закон изменения
нагрузок на главные колеса в функции времени при посадке —
горизонтальной Рх и вертикальной Р. Этот закон зависит
от состояния грунта аэродрома и пр.

Для практических расчетов можно принять вместо пере-
менных значений Рх и Рч некоторые средние значения этих
величии, которые будем считать постоянными во время опус-
кания носового колеса.

Примем РХ=О и Ру=2б. Эги значения соответствуют обыч-
ной посадке на бетонированный аэродром.

Тогда уравнение (80) примет вид:

Мглавн = С(й + 2е). (81)

Подставляя значения /Ид и МГЛавн из формул (79) и (80)
в уравнение (78), будем иметь:

= О (А + 2е) - АА„> (;

Л* \(1а /го \Г к

так как ш =- — то, обозначив

г аГ

д(/1 + 2е) /(1СУ\ Г2год _

А \йа/ VI, у к

приведем уравнение (82) к виду

Интеграл этого уравнения будет

---^еВ1 + ^/В1=с-

(82)

(83)

(84)

Постоянную с определим из начальных условий — при I 0
и и>г = 0. Тогда из выражения (84) получим

= —(1 —с- в').

1 в

(84')

Нас интересует угловая скорость самолета в тот момент,
когда носовое колесо коснется земли. Будем считать, что при
посадке на главные колеса хвост самолета находился в непос-
редственной близости от земли. Поэтому нужно знать ш в
тот момент времени, когда самолет повернется вокруг глав-
ных колес на угол <р = <?юак (см. фиг. 30).

Так как ш,=—, то на основании уравнения (84') будем

(II

иметь

Ф = — А ё~Ы. (85)

т в в в* '

Из уравнения (85) можно найти значение I, при котором
? ?тах- Проще всего это сделать графически. Подставляя най-
денное значение I в формулу (84'), найдем ш3 в момент каса-
ния носового колеса с землей. Умножая это значение на
базу шасси Ь, получим величину вертикальной скорости но-
сового колеса Уупсред».

Как показывают расчеты, этот случай посадки может дать
для самолетов с большой базой шасси Ь значение вперед.,,
превосходящее Уу „ерел„ при посадке на три точки.

Так, например, значение Уу перелн при посадке на главные
колеса с последующим быстрым опусканием носового колеса
для самолета Дуглас ОС-4, у которого Л 8,3 м, составляет
5 м сек, между тем как при посадке на три точки 13,передн =
= Ку гласи ° 4,2 М/ССК.

3. Вертикальные нагрузки

Начнем с вертикальных нагрузок на переднюю ногу. Значе-
ние этих нагрузок особенно важно — они являются наиболь-
шими, и все другие нагрузки (лобовые и боковые) обычно за-
висят от максимальных вертикальных нагрузок. При посадке
максимальные вертикальные нагрузки можно определить рри
помощи графика усилий в амортизационной стойке по ходу
поршня при поглощении работы вперед. В современных кон-
струкциях амортизационных стоек максимальное усилие при
динамическом приложении нагрузки не всегда соответствует
полному обжатию системы (см. фиг. 64 и 65).

В отличие от главной стойки максимальные вертикальные
нагрузки на переднюю ногу обусловливаются не только вер-
тикальным компонентом скорости В момент посадки 1/у.ереди.

При посадке па три точки вертикальная нагрузка на носо-
вое колесо возрастает вследствие действия инерционных на-
грузок, направленных вдоль продольной оси самолета и вы-
званных лобовыми силами при раскрутке колес во время при-
1емления или торможением.

Эти лобовые нагрузки могут явиться расчетными и для
главной стойки, в частности при шасси с носовым колесом. До-
ШОЛЫ1О велико их влияние и на вертикальные нагрузки носово-
го колеса.

С ростом посадочных скоростей обнаружилось, что даже при
отсутствии на аэродроме сколько-нибудь значительных неров-
ностей, шасси стало нагружаться большими лобовыми силами.
Было установлено, что эти силы вызываются инерцией колес,
находившихся в покое до соприкосновения с землей и затем за
весьма короткое время приобревших окружную скорость, рав-
ную поступательной скорости самолета в момент посадки. Оце-
ним величину этих нагрузок.

Фиг. 64. График зависимости усилий в амортизационной стойке
главного шасси самолета Белл Р-39 от обжатия.

Фиг. 65. График зависимости усилий в амортизационной стойке
носового колеса самолета Белл Р-39 от обжатия.

Для упрощения примем, что за время раскрутки коэфициент
трения колеса остается постоянным. Кроме того, будем счи-
тать, что в процессе посадочного удара вертикальная сила на-
растает по времени по линейному.закону.

Обозначим: Д„ша, — максимальная вертикальная нагрузка
на колесо при посадке;

△4— время, за которое Ру достигает своего
максимального значения;

Т—коэфициент трения скольжения колеса
о землю;

/к — момент инерции колеса относительно
оси вращения;

— угловая скорость вращения колеса;
Ц1ос — посадочная скорость.
Лобовая сила Рх, действующая на колесо в рассматривае-
мый момент времени в процессе его раскрутки, в соответст-
вии с принятыми выше допущениями будет * "^/7, а момент

этой силы относительно оси колеса будет''"-—/?гср, где гср-
средний радиус колеса (с учетом обжатия от вертикаль-
ной силы Ру).

Составим уравнение моментов для колеса:

<86)

Проинтегрировав это выражение, получим

Д/х

Ал (87)

'Ср О

где Д7Г—время, когда окружная скорость колеса станет равной
посадочной скорости Т„ос (в этот момент угловая скороеш
колеса %. будет —-

б-р

Интегрируя (87), получаем:

ДО 2

I /гср . (88)

Следовательно,

рх: ’ I ^пое^у

гср Г 1^у пах

Таким
будет

образом при ДА. , ДАр максимальная лобовая ^гила

Время ДАу, как показывают данные испытаний, составляет
около 0,1 сек. Если принять, что Ру тах равна трем стояноч-
ным нагрузкам, то для пневматика истребителя, имеющего
/к 0,0774 кгм сек2, гср 0,3 м при посадочной скорости 40 м/сек
и / -0,85 (бетонированная дорожка), палучим Рхшах=1550 кг,
что соответствует лобовой перегрузке для главного колеса,
равной 1 —1,2. Приблизительно такая же лобовая нагрузка
получится и для носового колеса.

Таким образом можно констатировать, что при достаточно
большой скорости приземления даже на гладкий аэродром, по-
садка сопровождается значительными лобовыми нагрузками.
Это обстоятельство особенно существенно для самолетов с но-
совым колесом, допускающим большие посадочные скорости,
поскольку, как показывает формула (89), лобовые нагрузки
пропорциональны посадочной скорости.

Рассмотрим действие этих сил. Вследствие наличия лобо-
вых нагрузок на колеса появятся инерционные силы, равно-
действующая которых приложена в центре тяжести самолета
и направлена вдоль продольной оси самолета. Эти инерцион
ные нагрузки вызовут дополнительную вертикальную нагрузку
на носовое колесо, которую приближенно можно определить
в формуле

д/V— О’** шах

Если считать, что Ра.юа1= 1,250, а 0,5, то ДЛ/^0,5 О.

Так как стояночная нагрузка на носовое колесо равна
(0,1-?-0,15)С, то, следовательно, получается, что инерция ко-
лес при раскрутке может дать нагрузку на носовое колесо,
превосходящую в 3—4 раза стояночную. Дополнительная на-
грузка ЬМ будет складываться с основной вертикальной на-
грузкой при поглощении посадочного удара. Таким образом
посадка на три точки создает тяжелые условия ра-
боты передней стойки шасси. Согласно опытам МАСА, макси-
мальные вертикальные нагрузки на носовое колесо получают-
ся именно при такой посадке.

Большие посадочные скорости опасны не только вследствие
значительных лобовых нагрузок. В процессе раскрутки колесо
скользит относительно грунта, вызывая значительный износ
пневматика, а иногда даже срыв покрышки с обода. Поэтому
весьма целесообразно перед посадкой предварительно раскру-
тить колеса для уменьшения скорости пневматика относительно
земли.

В литературе имеются сведения о применении пневматикой,
раскручиваемых в воздухе. Фирмой Бендикс в США приме-
няется раскрутка колес специальным электромотором. Ориги-
нальное устройство использовано американской фирмой Гуд-
рич. На боковой поверхности пневматика устанавливаются спе-
циальные лопатки, которые открываются одновременно с вы-
пуском шасси, и набегающий поток раскручивает колесо.

Формула (89) показывает существенное влияние момента
инерции колеса 4 на величину максимальной лобовой нагруз-
ки. Поэтому для уменьшения этой нагрузки может оказаться
целесообразным применение двух спаренных колес, которые
имеют меньший момент инерции, чем одно большое колесо.

В табл. 13 приведены значения моментов инерции несколь-
ких пневматикой.

Для шасси с носовым колесом характерны большие верти-
кальные нагрузки на носовое колесо при рулежке. Опыт экс-
плоатации показывает, что при равных стояночных нагрузках
Таблица 13

Веса и моменты инерции некоторых пневматиков

Размер пневматика Вес Момент инерции
ММ кг /к кг м-сек*
600X180 19,7 0,0756
650x200 19,4 0,0774
900X260 42,8 0,241
900X300 51,5 0,387
1000x350 58,6 0,521

Примечание. Веса и моменты инерции
относится к пневматикам без тормозных дисков,
внутренних обойм роликоподшипников и роли-
ков.

носовое колесо нагружается значительно сильнее, чем хвосто-
вое. Объясняется эго следующим. При движении самолета по
земле вследствие удара колеса о неровности, торможения ко-
лес. резкой дачи газа моторам и пр. возникают силы, действую-
щие вдоль продольной оси самолета. Эти силы, как и в- рас-
смотренном выше случае посадки на три точки, при наличии
лобовых сил от раскрутки колес создают дополнительные вер-
тикальные нагрузки на носовые колеса, которые суммируются
со стояночными нагрузками. Для хвостового колеса эти на-
грузки вычитаются из стояночных нагрузок.

Рассмотрим сначала дополнительные вертикальные нагруз-
ки на носовое колесо при движении самолета по гладкому аэро-
дрому.

В этом случае силы вдоль продольной оси самолета могут
возникнуть при включении тормозов и даче газа. Для упроще-
ния мы поймем, что амортизационные системы главных и носо-
вого колес имеют линейную зависимость усилия от обжатия.

Введем следующие обозначения:

Ук«с.нос — вертикаль'ая скорость носового колеса в момент
его касания с землей;

Рь»с. глгвн — вертикальная скорость главных колес в момент
их касания с землей;

.Унос обжатие амортизации носового колеса, отсчитанное
от положения, соответствующего стоячному усилию;

уГл»нн — то же, для главных колес;

10 И. И. Эскин

145
„Уо нос стояночное обжатие амортизации носового колеса

У О нос . >

°р
^оглнви — стояночное обжатие амортизации главных колес

У0гланп 7 >

_уц.т. — вертикальное перемещение центра тяжести само-
лета.

Тяга винта и сила торможения максимальны при малых
скоростях движения самолета. Таким образом мы можем пре-
небречь подъемной силой крыла и моментом демпфирования
при вращении самолета относительно поперечной оси. Составим
уравнение равновесия вертикальных сил и моментов относитель-
но поперечной оси самолета.

На самолет будут действовать следующие вертикальные
силы:

вес самолета О,

реакция носового колеса р (_у|1ос + у0нос),

реаКЦИЯ ГЛаВНЫХ КОЛеС ? (Ллавн+.Уо главн)>

<РУцт-

силы инерции т .

Таким образом получим уравнение

т <7(Ллав,,+3’0гл.в,,) + О 0. (90)

Суммируя моменты этих сил относительно поперечной оси,
а также учитывая моменгог тяги винтов или о г резкого вклю
чения тормозов Л1Вннт (тормоз), получим

4 ^2= —Р«(3'иос+>'0Иос) +

+ Яе СУглавн Уч главы) + ^вииг (тормоз) • (91)

Так как угол <р мал, то можно приближенно принять

_ Унос —Углавн

т =-------------,

тогда уц.т. будет равно

аУ главк + О'иос
Ь

Так как перед дачей газа или включением тормозов самолет
находился в равновесии, то получим следующие условия:

РУ0 нос ЯУо главн ^4
Р«Ьнос=^0главн

(92)
Подставляя значения _уц.т и <₽ в уравнения (90) и (91) и учи-
тывая условия (92), получим систему диференциалышх урав-
нений:

т (е + а~аТ" ]+РьУ™ + = 0;

4 412 ~ ^+/’°^иос—Яе^Угляан — ^вяит(тормоэ)

(93)

Эти уравнения являются линейными диференциальными
уравнениями второго порядка относительно обжатий аморти-
зации носового и главных колес дт11ОС и у/главо. Определив эти
обжатия и умножив их соответственно на жесткости р и д,
мы можем найти усилия в амортизационных стойках.

Приведем окончательное выражение для _уно(. при резком
включении тормозов; выражение для _уиос при резкой даче
таза будет аналогичным:

.Унос = А соза^+Асоза,<-| а ^ОЛ- , /ддч

Ьр ь + /н

где /—коэфициент трения пневматика о землю;
Л — высота центра тяжести;

Р'1г+?(' 2г+Л») +

а, =_

|/"(/^и + 9 ('1г+/М)|2 — 4 гЬде|д + е(1 + -у-

~ " 24 “

_____а3= ______________

Р‘1г + 9 (' 2г + /ЛЬ) - 1Р‘1г + 9 (' 2г + /йАИ8 ~ 4&9р[“ +4»+

2/7 ~

а /6Л Г1 _1_/т1 1

9 1> т/Л 1д V — Е \Р 9

« /6/1 1 1

Л 7>+/Л — Е V'

1гп 1 ~ РаЬ
На основании уравнения (91) можно построить график изме-
нения уиос по времени, найти максимальное значение _у110С, а
следовательно, и максимальное усилие по стойке носового
колеса по формуле

△^иос РУ нос шах*

Выражение (94) для у1|ОС получилось сложным и его же-
лательно упростить.

Так как жесткость амортизации двух главных колес д зна-
чительно больше жесткости амортизации носового колеса, то
можно приближенно принять, что амортизация главных колес
под влиянием изменения вертикальной нагрузки вследствие
включения тормоза не разжимается. Такое допущение, как по-
казывают расчеты, идет в запас прочности. Выражение для _Ун«с
при жесткой амортизации главных колес можно получить не-
посредственно из уравнения (94). Однако проще вывести
его заново.

При повороте самолета в положении на грех точках на
угол о амортизация носового колеса обожмется на величину
$((*<? или, при малых значениях угла на величину (кр Таким
образом дополнительное усилие в стойке носового колеса
ДА/'ное будет ДЛ(|10С рЬу, а момент этой силы относительно
оси вращения ДЛт11ОС рЬ-у.

При резком включении тормозов возникает сила трения,
равная Рглави/, где Рглавн — вертикальная сила, действующая на
главные колеса,/ — коэфициент трения. Наибольшего значения
сила трения достигает при малой скорости движения самолета
по земле, когда подъемная сила крыла близка к нулю, а реакция
на главные колеса близка к О—. Максимальное значение коэ-
ь

фициента трения в направлении движения самолета принимают
равным 0,75—0,85. Для шасси с носовым колесом, если мощ-
ность тормозов достаточна, следует рассматривать случаи
торможения с максимальным значением/ = 0,85. Таким образом
при резком включении тормозов уравнение равновесия момен-
тов напишется так:

/ : рЬ^=/ОПа ==0,850/1 а , (95)

где О ° — вертикальная реакция главных колес.

Решение этого диференциального уравнения будет:

/г,. , 0,856’Ла
|/ ‘1 + ——--------

I 4 рЬ'

81П I)

ГгЧ+с^со8 Ь

(96)

Для определения постоянных с{ и с., используем начальные
, „ ~ (1а

условия: при г 0 ? 0 и ~-0.
Отсюда следует, что сх 0; с, -----------

Следовательно

0,830/ит /, , ,' »> 1 \

<? = —---- 1 — СО8О1 / р 1\ .

рР \ * I. '

Нагрузка на стойку носового колеса будет

(96 )

Д^нос.тормож •= Г*? = °^-(1-СО8г> | р) . (97)

При 1=-----

» /,

ч К1 0,856/1а

“<'иос. тормож ,

т. е. станет равной значению, определенному из условия ста-
тического равновесия моментов.

При 7=-----ДМнос. тормож (97')

I 1;

К этой нагрузке нужно прибавим» стояночную нагрузку

Таким образом суммарная нагрузка будет

», 0/1,7/ш \ /п .

7*НОС. сумм — ' I —-— е 1 . (9Ь)

Определим, в соответствии с формулой (97), численное
значение —- для двухмоторного бомбардировщика полет-

Ь 1/р
г 4
ным весом около 11 000 кг.

Имеем Ь 5 м, р 13300 кг]м, 1Х 4000 кгсек-м. Получаем,

7 ------— 0,345 сек.

Ч 4

Следовательно, указанную нагрузку на носовое колесо
^носсумм следует признать вполне реальной и дающей запас
приблизительно ЗО°/о, так как тормоза включаются не мгновенно.

Вертикальная нагрузка на переднюю ногу на неровном
аэродроме. При ударе главных колес о препятствие на неров-
ном грунте возникнут инерционные силы, действующие вдоль
продольной оси самолета и увеличивающие вертикальные на-
грузки на переднюю ногу. Величина этих продольных инерци-
онных сил в значительной степени зависит от формы препят-
ствия.
Принимаем форму кочки в виде синусоиды. Тогда в зависи-
мости от ее высоты, скорости движения самолета и пр. вели-
чины (максимальной вертикальной нагрузки на переднюю ногу
по расчетам, произведенным для двухмоторного самолета, МО-

0, > 67г ‘ 1,(>4Ой
гут изменяться в пределах от ь до ь

Схема шасси с носовым колесом в отношении лобовых на
грузок на неровном аэродроме имеет следующую важную осо-
бенность. Так как при этс-й схеме шасси подъемная сила кры-
ла мала даже при относительно большой скорости (начало
пробега или конец разбега), то удар колес о неровность полу-
чается более сильным, чем при шасси с хвостовым колесом,
когда большая подъемная сила значительно разгружает коле
са. Сравнение величин вертикальных нагрузок на переднюю
ногу, возникающих при посадке и при движении по земле, по-
казывает, что в зависимости от конструктивных параметров са-
молета расчетными нагрузками могут оказаться как те, так п
другие.

Существенное различие между этими нагрузками заключает-
ся в том, что нагрузка при посадке имеет ударный характер,
в то время как нагрузки при рулежке являются близкими к
статическим. Поэтому расчет амортизации передней ноги дол-
жен основываться на нагрузках при посадке даже в том
случае, когда нагрузки при рулежке оказываются большими.
Расчет прочности элементов передней ноги должен произво-
диться на максимальные нагрузки независимо от того, при ка-
ких условиях они возникли.

Вертикальная перегрузка носового колеса. Иногда по ана-
логии с главным колесом употребляется выражение «перегруз-
ка переднего колеса», причем имеется в виду отношение макси-
мальной нагрузки на переднюю ногу к стояночной нагрузке.

Большие нагрузки на переднюю ногу нежелательны, так как
они вызывают утяжеление носовой части фюзеляжа. Величина
перегрузки передней ноги, определенная, как указано выше,
не вполне характеризует условия нагружения носовой части
фюзеляжа и, в частности, величины инерционных нагрузок.

В самом деле, если перегрузка главной ноги «глапи, опре-
деляемая как отношение максимальной нагрузки к весу само-
лета, дает непосредственно инерционные нагрузки от грузов,
находящихся в самолете (?.,.!= «главнОгр (где —вес рассматри-
ваемого груза), то определенная выше перегрузка передней ноги
не дает возможности найти инерционные нагрузки, так как она
не характеризует ускорений этих грузов. В частности, она пе
определяет ускорения, испытываемого пилотом, который на
двух- и четырехмоторных самолетах обычно находится вблизи
крепления передней стойки.

Для того чтобы найти это ускорение, следует перегрузку
передней ноги представить как отношение максимальной на-
грузки на переднюю ногу, деленной на1 ускорение силы
тяжести, к редуцированной массе передней ноги /Иред. персдн
(см. стр. 134).

Сравнение вертикальных нагрузок на носовое и хвостовое
колесо. Можно убедиться, что вертикальные нагрузки на но-
совое колесо, при одинаковой стояночной нагрузке, значитель-
но большие, чем на хвостовое колесо. Например, приняв в фор-
а

муле (98)“^~ =0,90 (т. е. считая стояночную нагрузку на носо-
71

вое колесо равной 10% самолетного веса) и—=0,5, получим,
что максимальная вертикальная нагрузка на носовое колесо
при торможении будет равна 0,76 С, т. е. в 7,6 раза больше,
чем на стоянке. Еще большей будет нагрузка на носовое колесо
при посадке на три точки.

Если принять, что нагрузка на носовое колесо от верти-
кального компонента скорости при посадке равна четырем стоя-
ночным усилиям, а инерция колес при раскрутке в соответ-
ствии с данными расчета (см. стр. 143) дает продольную силу
в центре тяжести, равную весу самолс1а, то суммарная на-
грузка на носовое колесо будет около 0,9 (>, т. ё. в 9 раз
больше, чем стояночная. В то же время максимальная нагрузка
на хвостовое колесо обычно получается не больше 0,5 С.

На фиг. 66,/ приведены результаты «амера вертикальных
нагрузок на переднюю ногу шасси двухмоторного бомбарди-
ровщика весом 12000 кг при стояночной нагрузке на носовое
колесо около 1500 кг. График фиг. 66,/ показывает, что макси-
мальная нагрузка (было произведено 16 посадок) равнялась
8200 кг, т. е. 5,5 стояночных нагрузок. Такую нагрузку следует
считать достаточно высокой.

На фиг. 67 представлены величины нагрузок на носовое
колесо четырехмоторного самолета полетным весом около
32000 кг со стояночной нагрузкой на носовое колесо 3000 кг.
Максимальная вертикальная нагрузка при совершении относи-
тельно плавной посадки на гладкий аэродром составляла 2,54
стояночной нагрузки. Учитывая значительный вес данного само-
лета, следует эту нагрузку считать достаточно большой.

4. Лобовые и боковые нагрузки

Наиболее сложным является выбор расчетных лобовых и
боковых нагрузок на переднюю ногу, так как эти нагрузки еще
в большей степени, чем вертикальные, зависят от состояния
поверхности аэродрома. Изменения норм прочности шасси с
носовым колесом в США, происшедшие за последние годы, ка-
сались главным образом лобовых и боковых нагрузок перед-
ней ноги. Практика эксплоатации показала необходимость уве-
личения расчетных значений этих нагрузок.

Лобовые нагрузки. Лобовые нагрузки, действующие
на переднюю ногу на твердом грунте, вызываются теми же
причинами, что и лобовые нагрузки главного шасси, т. е. инер-
цией колеса при раскрутке и ударом колеса о препятствие.
Когда носовое колесо снабжено тормозом, передняя нога долж-

Фиг. 66. Вертикальные Ы* и лобовые нагрузки на переднюю ногу шасси
двухмоторного самолета по данным летных нсслсдонаннц.

на быть проверена на максимальный момент, создаваемый тор-
мозом, в сочетании с максимальной вертикальной нагрузкой.
Если главные колеса не заторможены, а под передним коле-
сом будет находиться стопорная колодка, то при даче газа пе-
редняя нога нагрузится лобовой силой, равной тяге винтов Р.
о .. Р , -

Если принять численные значения отношении = 1о и
‘ ^л.с

=0,33, то эти лобовые нагрузки на переднюю ногу будут

^x 0,56.

Пои развороте переднего колеса на мягком грунте значитель-
ные лобовые нагрузки возникают из-за сдвига равнодействую-
щей реакции земли вперед (см. стр. 109). При достаточно боль-

Фиг. 67. Вертикальные, лобовые и боковые нагрузки на переднюю ногу
шасси четырехмоторного самолета по данным летных испытаний,
/—вертикальная нагрузка, 2—статическая вертикальная нагрузка,3—лобовая нагрузка, -бо-
ковая нагрузка.

пюм развороте колесо начнет «птти юзом», имея при этом зна-
чительное проседание в грунт.

Практика эксплоатации показывает, что большинство поло-
мок передней ноги шасси от лобовых нагрхзок происходит
именно в этом случае.

Трудность теоретического исследования заставляет для
определения расчетных лобовых нагрузок на переднее колесо
пользоваться в основном данными эксперимента.

На фиг. 66, II представлены результаты замеров вертикаль-
ных и лобовых 1\1Х нагрузок на переднюю ногу двухмотор-
ного самолета на аэродроме средней ровности.

Из рассмотрения указанной фигуры 'можно установить, что
максимальная лобовая нагрузка равнялась около 3000 кг, что
соответствует 0,6 от вертикальной нагрузки в рассматриваемый
момент времени и 0,42 от максимальной вертикальной нагрузки.
Примерно такое же соотношение между лобовой и верти-
кальной нагрузками получается и при раскрутке переднего ко-
леса в момент посадки (см. стр. 142). Поэтому при расчете пе-
редней ноги можно принимать, что лобовая нагрузка равняет-
ся приблизительно 0,5—0,6 от вертикальной

При испытаниях шасси с носовым колесом было обнаруже-
но, что на стойки шасси, особенно на переднюю стойку, часто

Фиг. 68. Вертикальные, лотовые и боковые нагрузки на переднюю ногу
четырехмоторного самолета по данным летных испытаний.

/—вертикальная нагрузка, 2—статическая вертикальная нагрузка» 3—лобовая нагрузка.
Л—боковая нагрузка.

действуют так называемые «обратные» лобовые нагрузки, т. е.
нагрузки, действующие по направлению движения самолета.
На фиг. 67 эти нагрузки обозначены знаком минус. Анализ
этих нагрузок показал, что они возникают вследствие упру-
гости стойки шасси.

В первый момент посадки на колесо действуют обычные
лобовые нагрузки (обусловленные инерцией колес при их рас-
коутке или же ударом о кочку). Под влиянием этих сил стой-
ка изгибается назад. После того как эти силы прекратят свое
действие, стойка стремится выпрямиться, пружинит и перехо-
дит через равновесное положение. Вследствие этого в стойке
возникают напряжения изгиба, аналогичные тем, которые име-
ли бы место, если бы на колесо действовали горизонтальные
нагрузки, направленные по движению самолета. Величины этих
«кажущихся» лобовых нагрузок для длинных и упругих стоек,
например для передней ноги самолета Локхид С-68В, 'могут
равняться величинам истинных лобовых нагрузок, т. е. направ-
ленных назад.

Боковые нагрузки. Наибольшие боковые нагрузки
для ориентирующегося переднего колеса возникают при попа-
154
Дании последнего в относительно длинную и глубокую канаву.
Значительные боковые нагрузки на переднюю ногу могут воз-
никнуть также при переднем ударе о колесо, когда самолет раз-
ворачивается при рулежке, а вилка колеса оказывается по-
вернутой вбок до упора. Расчет этих нагрузок в обоих этих
случаях затруднителен, так как величина их в основном зави-
сит от формы препятствия, глубины канавы и пр.

Кроме того, как показывают данные испытаний, большие бо-
ковые нагрузки на переднюю ногу получаются в том случае,
когда при малой скорости движения самолета переднее колесо
оказывается установленным не по оси фюзеляжа.

Как уже указывалось выше, способность носового колеса
ориентироваться по движению значительно уменьшается при
малых скоростях. Поэтому при отклонении от плоскости сим-
метрии самолета колесо в течение некоторого времени будет
катиться со сносом, что связано с образованием больших бо-
ковых нагрузок (см. стр. 104). Это происходит в самом начале
разбега, когда на переднее колесо действует большая верти-
кальная нагрузка от момента тяги мотора.

На фиг. 68 показана максимальная боковая нагрузка на
переднюю ногу, равная 2090 кг, что составляет более 50% от
вертикальной нагрузки в рассматриваемый момент времени и
около 30% от максимальной вертикальной нагрузки, соответ-
ствующей началу разбега. Таким образом следует сделать вы-
вод, что даже на гладком аэродроме боковые нагрузки на
ориентирующееся колесо составляют около одной трети от
вертикальных.

Передняя нога самолета Дуглас ПС-4 рассчитана на экс-
плоатационную нагрузку в 4540 кг, что составляет приблизи-
тельно 25% от максимальной вертикальной нагрузки. Однако
фактическая ее прочность, как показали испытания, значитель-
но выше. Следует отметить, что боковые нагрузки, вызы-
ваемые постановкой демпфера «шимми», сравнительно невели-
ки и, как правило, не являются расчетными.

5. Прочие нагрузки

Нагрузки при буксировке. Для некоторых кон-
струкций передних ног расчетными могут оказаться нагрузки
от буксировки, так как они имеют направление, противополож-
ное лобовым нагрузкам при посадке и рулежке. Обычно бук-
сировка осуществляется носом вперед, а буксировочный трос
крепится только к передней ноге. Поэтому переднюю ногу при-
ходится проверять на полную нагрузку от буксировки.

Максимальные нагрузки на переднюю ногу возникают при
буксировке самолета по мягкому грунту или неукатанному сне-
гу, когда колеса сильно увязают. Кроме того, следует учиты-
вать, что эта нагрузка может быть приложена рывком.

Если принять коэфициент сопротивления движению по силь-
но размокшему грунту или неукатанному снегу равным 0,15—
0,2, а «коэфициент динамичности» равным 2, то горизонтальная
сила, направленная вперед, будет составлять 0,3—0,4 веса са-
молета.

Приблизительно такое же значение будет иметь нагрузка
при буксировке по твердому грунту, если по каким-либо причи-
нам главные колеса окажутся перасторможенными (большин-
ство современных самолетов, снабженных шасси с носовым ко-
лесом. имеет приспособления для стопорения главных колес
на стоянке).

Нагрузки на хвостовую предохранитель-
ную опору. Касание хвостом земли при посадке происхо-
дит весьма редко и случайно, ввиду чего расчет нагрузок на
хвостовую опору затруднителен.

Основная трудность в определении внешних нагрузок на
хвостовую опору заключается в установлении расчетной вер-
тикальной скорости Г'ухв. Если бы эта скорость была известна,
то работу, которую должна поглотить амортизация хвостовой
опоры Ахв, можно было бы определить по формуле

_ Мре*. хп У^хп

/ИреД. хн можно было бы найти тем же способом, что и реду-
цированную массу для носового колеса Л4ред. иос (см. стр. 134).
Зная же /1КВ, нетрудно определить и вертикальные нагрузки
па опору.

Исходя из фактической работоемкости амортизации хвосто-
вых опор некоторых американских самолетов, данными о кото-
рых мы располагаем, можно установить, что расчетные значе-
ния этих самолетов заключаются в пределах 0,75—
1,25 м/сек, причем бблыпие величины относятся к более легким
самолетам.

Хвостовая опора самолета Консолидейтед В-24В, представ-
ляющая собой пневматик диаметром 305 мм. способна погло-
тить работу 60 кглг, масса этого самолета равна 2040 кгеек'/м,
радиус инерции гг=3.38 м, расстояние от центра тяжести чо
хвостовой опоры 10 м. По формуле (76) получаем

Л4рсд. хв = 208 кг сек"-/м.

Отсюда

П»,хв 0,770 м[сек.

Лобовые и боковые нагрузки на хвостовую опору вряд ли
могут быть определены сколько-нибудь точно и прочность этой
опоры на упомянутые нагрузки обычно определяется конструк-
тивными соображениями.

Хвостовая предохранительная опора самолета Норт-'Амери-
кен В-25С полетным весом 12 000 кг рассчитана на следующие
нагрузки:

вертикальная расчетная нагрузка ..................... 2280 кг

горизонтальная „ . ..................1250 кг

боковая , . ................ 570 кг

Фактическая же прочность хвостовой предохранительной
•опоры оказалась вдвое большей.

Эти нагрузки явились расчетными только для самой опоры
и элементов ее крепления к фюзеляжу и не обусловили рас-
четных нагрузок в силовой части конструкции фюзеляжа.

Фиг. (>9. Рафик перерезывающих
сил для носовой части фюзеляжа
двухмоторного самолета.

Фиг. 70. График изгибающих мо-
ментов для носовой части фюзе-
ляжа двухмоторного самолета.

Нагрузки от шасси на крыло и фюзеляж.
Рассмотрим особенности нагружения отдельных частей само-
лета, связанные с установкой шасси С носовым колесом.

Так как главные стойки при этой схеме шасси расположены
позади центра тяжести самолета, то крепятся они не к пе-
редним элементам конструкции крыла (например, к переднему
лонжерону), а к средним. У самолета Белл Р-39 главные стой-
ки крепятся к среднему (второму) лонжерону. Для этих эле-
ментов нагрузки от шасси могут оказаться расчетными.

Существовало мнение, что нагрузки от носового колеса бу-
дут наиболее опасными для носовой части фюзеляжа, и по-
этому считалось, что установка шасси с носовым колесом вы-
зовет значительное утяжеление ее конструкции. Однако это
опасение оказалось напрасным. На фиг. 69 и 70 представлены
графики перерезывающих сил и изгибающих моментов для но-
совой части фюзеляжа двухмоторного бомбардировщика, имею-
щего шасси с носовым колесом. Расчетная перегрузка для
этого самолета в полете равна 5,5, а расчетная перегрузка при
посадке равна 5.

Графики фиг. 69 и 70 показывают, что в данном случае на-
грузки при посадке оказываются расчетными только для не-
значительней части фюзеляжа непосредственно вблизи перед-
ней стойки. Таким образом нагрузки при посадке не вызывают
сколько-нибудь значительного увеличения веса носовой части
фюзеляжа даже у бомбардировщика, имеющего сравнительно
малую расчетную перегрузку в полете. Еще меньшее значение
при посадке имеют нагрузки от шасси для носовой части фю-
зеляжа истребителя.

Таким, образом можно констатирован», что, вопреки суще-
ствовавшему представлению, нагрузки от передней ноги прак
тически не приводят к утяжелению носовой части фюзеляжа.

В заключение отметим, что поскольку конструкция главных
и передней ног шасси с носовым колесом существенно не от-
личается от конструкции главных ног шасси с хвостовым ко-
лесом, для определения усилий в элементах шасси этого типа
и расчета их на прочность могут быть применены обычные ме-
тоды расчета.
ГЛАВА VI

КОНСТРУКЦИЯ

1. Схемы шасси

Главные ноги. У самолетов одинакового тоннажа и на-

значения конструкция и силовая схема главных ног шасси с

носовым колесом существенно
шасси с хвостовым колесом.

Это вполне естественно,
потому что взлет и посадка,
а также расчетные нагрузки
на главные ноги у этих двух
типов шасси почти одинаковы.
Незначительные отличия в
конструкции главных ног
обусловливаются более зад-
ним расположением точки
крепления стоек к крылу и
связаны так же с выбором
места для уборки колес.

Главные стойки обычно

не отличаются от главных ног

Фиг. 71. Крепление главной ноги
шасси самолета Белл Р-39 ко второму
лонжерону крыла.

крепятся ко второму лонже-
рону крыла. На фиг. 71 и 72
показаны крепления ко второ-

му лонжерону крыла главной

ноги самолетов Белл Р-39 и Дженерал Эркрафт «Сигнет».
Главные стойки шасси самолета Консолидейтед В-24 устанав-

ливаются на специальных вспомогательных лонжеронах, нахо-
дящихся между двумя главными.

На легких самолетах с максимальными скоростями 200—
250 км/час часто применяется шасси пирамидального типа. На
самолетах с большими максимальными скоростями, но с неуби
рающимся шасси для уменьшения лобового сопротивления
применяется консольная схема.

Консольная схема шасси применена также для убирающей-
ся главной ноги одномоторных американских истребителей
Белл Р-39 и Белл Р-63, голландского истребителя Фоккер Р-23
(см. фиг. 16). На двух- и четырехмоторных самолетах главные
ноги шасси, как правило, имеют подкосы для воспринятая ло-
бовых и боковых нагрузок. Для крепления колес к стойке при-
меняются различные способы: при помощи вилки, полувнлкп,
а также консольное крепление оси колеса.

Фиг. 72. Крепление главной ноги шасси самолета Джснерал Эркрафт
«Сигнет* ко второму лонжерону крыла.

В связи с общей тенденцией развития шасси средних и тя-
желых самолетов в последних конструкциях шасси с носовым
колесом, как правило, применяется одностоечная схема глав-
ной ноги (с одной амортизационной стойкой). Такую кон-
струкцию удалось осутцествить даже на тяжелом бомбардиров-
щике Боинг В-29 (фиг. 12) полетным весом более 50 000 кг.
Спаренную установку главных колес (фиг. 12 и 13) нельзя счи-
тать отличительной особенностью шасси тяжелых самолетов с
носовым колесом. Такая установка выгодна для тяжелых са-
молетов и при применении шасси с хвостовым колесом.

к;о
2. Амортизационная система

Главное шасси. Подавляющее большинство современ-
ных самолетов с носовым колесом рассчитано на такие же
условия взлета и посадки, как и самолеты, имеющие шасси с
хвостовым колесом. Следовательно, конструкция и характери-
стики амортизационных систем главных стоек (абсолют-
ная величина максимального хода, отношение диаметра ци-
линдра к максимальному ходу поршня, «коэфициент полноты»
диаграммы амортизатора и пр.), у обоих типов шасси пример-
но одинаковы. Точно так же и пневматики — их размер, давле-
ние, форма поверхности и пр. — на самолетах с носовым ко-
лесом при равных полетных весах применяются такие же, как
и на самолетах с хвостовым колесом.

В табл. 14 приведены характеристики амортизаторов аме-
риканских самолетов. Эти данные позволяют сделать следую-
щие ВЫВОДЫ:

I. У одномоторных и двухмоторных самолетов весом до
12 000—13 000 кг полный ход амортизации равен приблизитель-
но 200—250 мм.

2. У тяжелых четырехмоторных самолетов (например, у
транспортных самолетов Дуглас ОС-4 и Локхид С-69) полный
ход амортизации достигает 400—500 мм.

3. Стояночные обжатия амортизаторов велики и доходят
до 80—85% полного максимального хода.

Рассмотрим, чем обусловлены эти отличительные особен-
ности амортизаторов. Увеличенный ход амортизаторов тяже-
лых самолетов не является следствием более тяжелых усло-
вий посадки. Наоборот, тяжелые самолеты обычно эксплоати-
руются опытными пилотами, взлетают и садятся на более под-
готовленные аэродромы; вынужденные посадки — явление зна-
чительно более редкое, чем у двухмоторных, а тем более одно-
моторных самолетов. Основной причиной, заставляющей уве-
личить ход амортизации этих самолетов, является необходи-
мость уменьшить при заданной поглощаемой работе макси-
мальную перегрузку при посадке.

Как известно, тяжелые самолеты рассчитываются на не-
большую перегрузку при совершении маневров в полете (4—
4,5). Поэтому нельзя допустить, чтобы перегрузка при посадке
была большей, чем в полете, так как в противном случае по-
требовалось бы крайне нежелательное усиление конструкции
крыла.

Средние и легкие самолеты рассчитываются на значительно
большие перегрузки в полете. Поэтому для них можно, без
утяжеления конструкции крыла и фюзеляжа, допустить ббль-
шую перегрузку и при посадке, а следовательно, меньший ход
амортизатора.

Конструктивно осуществить больший ход на тяжелых са-
молетах значительно легче. Обращает на себя внимание чрез-
вычайно большая стояночная усадка амортизаторов главных
Характеристики амортизации главных и носовых стоек

Самолет Назначение Пол тный вес О кг О 8 кг/м? 1 Глав
ход амор- тизацией ной стой- ки мм
В< йк АУ-1 Эксперименталь- ный 520 — —
Вейк АУ-1А То же 530 — —
Стирмен-Хэммонд У Легкий самолет туристского типа 980 50 3 456
Уотерман .Эрроубил* То же 1135 — 305
Эркуп Эрко 310 • V 533 40 303
Абрамс .Эксплорер* Фотора.,ведчик 1500 82 251
Белл Р-39 .Эракобра* Истребитель 3500 177 202
Белл Р-63А .КингкоЗра* 3160 — 199,5
Локхид Р-38 6760 8980 224 294 254
Норт-Америкен В-25С Бомбардировщик 11Й0—13300 230-234 254
Дуглас А-20 (Бостон III) 9700 220 254
Ду1лас ВС-4 Транспортный 30000 156 406
Локхид С-69 .Констел- лейшен" • 42600 278 483
Боинг В-29 Бомбардировщик 54 500 340 305
Пилатус 8В-2 Туристский 2200 77,5 535
СБ (ЛИИ) Эксперименталь- ный 6000 105; 6 400
некоторых самолетов, имеющих шасси с носовым колесом

ные стойки Носовая стойка Примечание
максималь- ная стояночная усадка аморти ра- ционной СТОЙКИ мм размер пневма- тика мм ход амор- тизацион- ной стой- ки мм максималь- ная стоя- ночная усадка аморт иза- циоиной СТОЙКИ мм размер пневма- тика мм
— — 305 — —- Может садиться с планирова- ния без выравнпванн н. Шасси рас- счит । о на вертикальную скорость снижения 7.65 м/сек Мин мяль- ная действительная скорость сни- жения 4,6 м/сек
— — — — — Может с диться с планирова- ния без выравнивания
— — — — Может садиться с планн' она- ПИ4 бел ныоави»вяи< я Шасси рас- считано ивертикальную скорость снижения 6.1 м/сек
—- — 200 — Шасси рассчитано на верти- кальную скорость снижения 4.6 м/сск
— — — — — 111 сси рассчитано на верти- ка )Ьную скорость снижения 4,6 м]сск
— 645 127 — 456 Шасси рассчитано на обычную посадку с выравниванием
127 660X152 254 177,5 483X160 То >ье
127 685 251,5 177,5 560 я г
192,2 915 243 231,6 683 и
181 1194x432 254 124 762X261
174,5 1118 254 173,5 598 ” »
— 1650 два — Г — 1118 два Шасси рассчитано на верти- кальную скорость снижения 4,16 м/сек
— колеса 1240 432 — колеса 838 Шасси рассчитано на обычную посадку с выравниванием
247 два колеса 1422хо03 — 960x332 То же
— —- — — — • .
— 900x 300 500 —— 600X250 Шасси рассчитано на верти кальпую скорость снижения 4,8 м/<ек
стоек, т. е. малая предварительная затяжка (начальное давле-
ние воздуха). Большая стояночная усадка является особен-
ностью большинства современных американских самолетов, вне
зависимости от типа шасси.

Большая стояночная усадка делает рулежку мягкой, умень-
шает износ механизмов шасси и улучшает условия работы эки-
пажа.

Амортизационная система передней ноги.
Передней стойке приходится поглощать относительно большую
работу. Эга работа значительно больше, чем работа амортиза-
ционной системы хвостового колеса, имеющего ту же стояноч-
ную нагрузку, главным образом вследствие большей редуци-
рованной массы (см. стр. 134). Поэтому амортизационная стой-
ка передней ноги должна иметь достаточно большой ход и
«коэфициент полноты» диаграммы обжатия.

Обычно ход амортизационной стойки передней ноги делает-
ся примерно равным ходу амортизационной стойки главных
ног (см. табл. 14). Конструкция амортизаторов точно так же
не имеет существенных отличий. Хотя гидравлические схемы
амортизационных стоек на современных самолетах с носовым
колесом иногда значительно разнятся друг от друга, но, как
правило, эти схемы на главных и носовой стойках одного ка-
кого-либо самолета одинаковы.

Необходимо отметить следующее важное обстоятельство,
выяснившееся в последнее время. Стояночная усадка амор-
тизаторов передних ног ряда американских самолетов при экс-
плоатации на гладком аэродроме обычно делается такой же,
как и стояночная усадка амортизаторов главных ног, т. е.
70—80% от полного хода поршня. Однако при такой усадке во
время рулежки по неровному аэродрому вследствие чрезмерной
мягкости амортизации самолет «клюет» на нос, т. с. сильно
раскачивается в продольном направлении.

Возникающие при этом дополнительные нагрузки на носовое
колесо не имеют явно выраженного динамического характера,
т. е. они не вызывают значительных скоростей хода поршня;
следовательно, сопротивление масла при обжатии стойки воз-
растает незначительно и амортизационная стойка может сжать-
ся до упора и произойдет жесткий удар. Поэтому при эксплоа-
тации на неровном грунте или в тех Случаях, когда приходится
часто прибегать к энергичному торможению, стояночную усад-
ку обычно уменьшают до 20—ЗО°/о полного хода (или даже
дают предварительную затяжку), повышая давление воздуха.
В табл. 14 даны максимальные значения стояночных усадок
ряда самолетов.

3. Передняя нога

Амортизационная стойка передней ноги обычно имеет такое
же устройство, как и на главных ногах. Объясняется это гем,
что условия работы амортизации (величины расчетных верти-
кальных скоростей при посадке, отношение работы, поглощае
мой пневматиками, к общей работе, воспринимаемой аморти-
зационной системой) для главных и носовой стоек оказываются
примерно одинаковыми. Максимальные ходы амортизации так-
же приблизительно равны (см. табл. 14), с небольшими откло-
нениями в ту или иную сторону.

Центрирующее устройство. На передних стойках
устанавливаются центрирующие приспособления, ставящие ко-
леса по оси фюзеляжа. Почти на всех американских самолетах
такие устройства имеют назначением поставить колесо по поле
ту только перед выпуском и уборкой шасси для устранения
больших боковых нагрузок при посадке и обеспечения требуе

мого положения колеса в том месте
конструкции, куда оно убирается. Та-
кое центрирующее устройство состоит
•из пары профилированных кулачков,
один из которых закреплен на поршне
стойки, а второй — на нижней части
цилиндра. Когда Самолет отрывается
от земли или когда летчик выпускает
шасси, шток под действием веса ко-
леса выходит из цилиндоа до тех пор,
пока кулачки упрутся друг в друга и
поставят колесо' центрально.

При эксплоатации самолета на
мягком аэродроме во избежание раз-

Фиг. 73. Способы управле-
ния носовым колесом.

воротов колеса желательно иметь такое центрирующее устрой
ство, которое ставило бы колесо по оси фюзеляжа и тогда,
когда амортизационная стойка обжата. Такое устройство мо
жет быть осуществлено, например, в виде пружины или рези
новых тросов.

Управление носовым колесом. Управление само-
летом на земле при малых скоростях, когда рули малоэффек
тивны, осуществляется раздельным торможением главных ко-
лес, а у многомоторных самолетов также созданием несиммет-
ричной тяги боковых моторов. У одномоторных самолетов, у
которых тормоза являются единственным средством управле-
ния. желательно иметь управляемое носовое колесо, так как
интенсивное использование тормозов ведет к перегреву их и
быстрому износу.

Возможны два способа управления носовым колесом:
1) управление поворотом оси ориентировки колеса (фиг. 73,/),
2) управление наклоном оси ориентировки колеса (фиг. 73,//).
Каждый из этих способов управления имеет свои достоинства
и недостатки.

Конструктивно легче осуществить первый способ. Однако в
этом случае понижается устойчивость пути при рулежке, так
как система управления затрудняет возможность свободной
ориентировки носового колеса.

При втором способе управления носовое колесо сохраняет
способность свободно ориентироваться.
Анализ показывает, что для небольших и средних самолетов
в обоих этих способах управления достаточно усилие, прикла-
дываемое летчиком к педалям. Для больших самолетов обычно
требуется гидравлическое или электрическое управление.

При управлении поворотом оси ориентировки колеса радиус
поворота самолета при заданном угле поворота оси практи-
чески не зависит от скорости рулежки; однако с расчетом ско-
рости увеличивается потребное для управления усилие. Если
же усилие при управлении будет оставаться постоянным, то ра-
диус поворота увеличивается приблизительно пропорционально
квадрату скорости рулежки, а соответствующий угол по-
ворота колеса изменяется обратно пропорционально радиусу
поворота.

При управлении наклоном оси ориентировки колеса радиус
поворота самолета (считая, что угол наклона сохраняется в
процессе поворота постоянным) приблн штелыю пропорциона-
лен квадрату скорости.

Обычно управление носовым колесом связано с педалями
управления рулем направления, а на тех самолетах, у которых
руль направления отсутствует (так называемое «двойное»
управление, см. стр. 29), — со штурвалом управления элеро-
нами.

Большинство легких американских и английских одномотор-
ных самолетов (Вейк \У-1А, Стирмен-Хэммонд, Гуин-Эркар,
Дженерал Эркрафт «Сигнет» и др.) имеет управляемое носовое
колесо.

Конструкция управления носовым колесом на этих самоле-
тах сравнительно проста, так как демпферы «шимми» на перед-
них стойках указанных самолетов отсутствуют, а сами стойки
неубирающиеся.

На фиг. 74 показана схема соединения системы управления
носовым колесом английского учебно-тренировочного самолета
Дженерал Эркрафт «Сигнет» с педалями управления рулем на-
правления.

Для того чтобы проводка управления не мешала переднему
колесу свободно ориентироваться, следует предусмотреть воз-
можность отключения управления по желанию летчика.

Управление носовым колесом желательно также и для мно-
гомоторных самолетов, особенно при рулежке по мягкому грун-
ту. Выше уже указывалось, что при этих условиях переднее
'колесо в значительной степени теряет способность ориентиро-
ваться и поэтому при рулежке по мягкому грунту часто прихо-
дится йосовое колесо разворачивать вручную. Наличие управ-
ляемого носового колеса позволяет производить рулежку на
больших скоростях, поскольку отпадает необходимость одно-
стороннего торможения или уменьшения тяги моторов. Осу-
ществление конструкции управления носовым колесом на тя-
желых самолетах с убирающимся шасси связано с большими
трудностями.
Из современных больших самолетов, насколько нам изве-
стно, только па двух—Локхид «Экскалибер» 44 и Локхид С-69
«Констеллейшен» — имеются управляемые носовые колеса. Это
управление — гидравлическое, связанное с педалями руля на-
правления и по желанию летчика может отключаться.

Фиг. 74. Управление носовым колесом самолета Дженерал Эркрафт
«Сигнет*.

Многие разработанные в настоящее время в США проекты
средних и тяжелых самолетов также предусматривают гидрав-
лическое управление носовым колесом. К сожалению, конструк-
ция этого управления неизвестна. При наличии на передней
стойке демпфера «шимми» лопастного типа можно использо-
вать его и для управления передней стойкой. Для этой цели
следует отключить перепускные клапаны и соединись гидропро-
водку с противоположными сторонами подвижных лопаток.

4. Колеса

На подавляющем большинстве современных самолетов пе-
редние колеса делают нетормозными, хотя постановка тор-
моза и на носовом колесе была бы весьма полезна для сокра-
щения пробега и уменьшения опасности заноса самолета при
торможении на мягком и скользком аэродроме. Известно, что
автомобили также сильнее всего подвержены заносу тогда,
когда тормоза стоят только на задних колесах. Имеется лишь
несколько современных самолетов с тормозным носовым коле-
сом, среди них английский двухмоторный бомбардировщик и
буксировщик планеров Армстронг Уитворт «Альбимарл», истре-
битель Мессершмитт-262 (с реактивными двигателями) и неко-
торые другие.

При выборе размеров пневматика носового колеса прихо-
дится считаться со следующими противоречивыми соображе-
ниями.

Так как на переднюю стойку действуют большие вертикаль-
ные нагрузки (значительно большие, чем на хвостовое колесо),
то во избежание «зарывания» пневматика в мягкий грунт и
связанных с ним больших лобовых нагрузок и разворотов ко-
леса относительно стойки пневматик должен иметь возможно
больший диаметр. Большой пневматик выгоден, так какой мень-
ше увеличивает угол атаки крыла при переезде через кочку
(большой пневматик «проглатывает» се)- Следовательно, при
большом переднем колесе уменьшается опасность преждевре-
менного отрыва самолета при разбеге. Однако трудности убор-
ки большого колеса значительно увеличиваются.

Кроме того большое колесо вызывает значительные лобовые
нагрузки при раскрутке его в момент соприкосновения с землей
(см. стр. 143) и требует большего момента демпфирования для
предотвращения колебаний «шимми».

В различных конкретных условиях каждое из этих сообра-
жений имеет большее или меньшее значение и лишь совокуп-
ность всех обстоятельств определяет окончательный выбор раз-
меров пневматика.

Метод подбора пневматиков передней ноги шасси имеет еле
дующие особенности. Как известно, подбор пневматиков для
главной ноги производится по величине стояночной нагрузки
на колесо. Стояночная нагрузка является в этом случае основ-
ной расчетной величиной потому, что она определяет среднюю
удельную нагрузку па грунт, а также характеризует условия
продолжительной эксплоатации пневматика, его износ и пр.
Однако для носового колеса нагрузка, определяющая режим
длительной эксплоатации, будет большей, чем стояночная.

При движении самолета по земле приходится часто пользо-
ваться тормозами и менять тягу моторов. Под влиянием этих
причин, а также при встрече главных колес с препятствием,
вдоль продольной оси самолета будут действовать силы, вызы-
вающие дополнительные вертикальные нагрузки на носовое ко-
лесо (см. стр. 148). Эти дополнительные нагрузки при очень рез-
ком торможении, резкой даче полного газа и ударе о значи-
тельное препятствие могут иметь большую величину и, как это
показывается в главе V, могут явиться расчетными для всей
установки переднего колеса.

В качестве же обычных, часто повторяющихся нагрузок сле-
дует принимать такие нагрузки, которые обусловливаются нор-
мальным длительным торможением. Можно считать, что в ^тих
случаях отрицательное ускорение вдоль продольной оси само-
лета составляет приблизительно одну треть ускорения силы тя-
жести, при этом /—0,3. Примерно такая же величина отрица-
тельного ускорения рекомендуется и американскими техниче-
скими требованиями.

Тогда дополнительная реакция на носовое колесо будет
... 0,300/2 ,, Л Л е

/V =-------. Принимая, что отношение - 0,5, получим

" ь ь

Л^ос 0,15 О. Следовательно, считая, что стояночная нагрузка
на носовое колесо /<„ = 0,10 С, найдем, что суммарная стоя-
ночная дополнительная нагрузка Л/„ + Л^,ос »-0,25 будет приб-
лизительно в 2,5 раза превышать стояночную. Обычно же
носовое колесо следует подбирать на нагрузку, превышаю-
щую стояночную в среднем в 1,5—2 раза.

Пневматик носового колеса должен быть также проверен
на максимальную расчетную нагрузку, могущую действовать
при посадке или рулежке. У главного шасси перегрузка обыч-
но не превосходит так называемого «запаса грузоподъемности»
пневматика (т. е. отношения максимально допустимой нагрузки
на пневматик к стояночной нагрузке), равного приблизительно 3.
Таким образом колесо, будучи подобрано по стояночной нагруз-
ке, оказывается способным выдержать и максимальную нагруз-
ку. У пневматика передней ноги этого может и не быть.

Как показано в главе V, максимальные нагрузки на перед-
нее колесо завися г от различных конструктивных и геометри-
ческих параметров самолета и в некоторых случаях отношение
максимальной нагрузки к стояночной может получиться очень
большим — 6-ь9. Наконец, для лучшей проходимости (т. е. спо-
собности преодолевать неровность аэродрома) и предотвраще-
ния «зарывания» в мягкий грунт не следует ставить на перед-
нюю ногу пневматик слишком малого диаметра, даже в тех
случаях, когда расчетные вертикальные нагрузки на него полу-
чаются малыми. Минимально допустимый диаметр носового ко-
леса по американским требованиям равен 483 мм. Такое ко-
лесо установлено на истребителе Белл Р-39.

Интересно отметить, что у этого самолета часто наблюда-
лись случаи изгиба вилки передней ног» от лобовых нагрузок.
Впоследствии вилка передней ноги была усилена. Считаясь с
возможностью эксплоатации самолета на мягком грунте, следо
вало бы увеличить минимально допустимый диаметр носового
колеса этого самолета.

Прокол камеры носового колеса связан с серьезной опасно-
стью. Поэтому пневматики современных американских самоле-
тов диаметром 915 мм и менее, устанавливаемые на передних
стойках, имеют особое устройство, уменьшающее опасность
прокола.

Па фиг. 75 представлен разрез такого пневматика. Отличи-
тельной его особенностью является наличие двух независимых
камер. При проколе наружной камеры в работу вступает внут-
ренняя камера и колесо сохраняет минимально необходимую
величину радиуса качения и способность поглощать передние
удары. Зарядка камер производится одновременно, причем в
ниппеле имеется специальное приспособление, обеспечивающее
равенство давлений в обеих камерах. После зарядки воздухом

Фиг. 75. Разрез пневматика с двойной камерой.

/—наружная резиновая камера, 2—наружный отсек, «3— полужесткая прорезиненная ткань
внутренней камеры. 4—внут| ениий отсек, 5—канал для наполнения внешнего отсека, 0—гиб-
кое резиновое <нн< ванне, /-резиновая гро'ка, насаженная на койне стержня клапана,
8—резиновое дополннзелыюе уплощение. 9- сердечник клапана, 10—колпачок вентиля.

Примечание. Когда стержень клапана не ввернут, воздух поступает в оба
отсека камеры одновременно. Когда сгержень клапана ввернут, коническая резино-
вая пробка, надетая на конец стержня клапана, разобщает оба отсека.

камеры разобщаются и работают изолированно. Па фиг. 76
представлен продольный разрез такого ниппеля.

Вентиль сидит в корпусе пневматика на резьбе втулки 2.
Перед зарядкой ниппель поворачивают на два-три оборота, ко-
нусная пробка 12 выходит из своего гнезда и обе камеры со-

Фиг. 76. Ниппель для зарядки пневматика с двойной камерой.

7—втулка ниппеля наружная, 2—втулка внутренняя, 3 резиновый переходник. 4—шток,
5 —гайка, 6—седло клапана, 7—клапан. 8 -пружина, 9—уплотнительное кольцо, 10—отверстие
в шейке, 11—колпачок, 12— конусная пробка.

общаются. При зарядке пневматика воздух поступает во втул-
ку /, отжимает пружину 8 и затем, пройдя колпачок 11, через
отверстие в шейке 10 поступает в пневматик. После зарядки
пробку опять завертывают в гнездо, и камеры пневматика раз-
общаются. Уплотнительное кольцо 9 не позволяет воздуху вы-
ходить наружу при отвернутом ниппеле. Седло клапана 6 при
помощи гайки 5 плотно посажено во втулке 1. Втулки I и 2
связаны резиновым переходником 3.

Пневматики передней ноги диаметром более 915 мм, соглас-
но американским требованиям, имеют одинарную камеру с по-
вышенным сопротивлением проколам.

В табл. 15 приведен сортамент американских стандартных
колес, устанавливаемых на передней ноге, с указанием разме-
ров, весов и отличительных особенностей камер и покрышек.

Данные табл. 15 показывают, что эти колеса обладают ря-
дом специфических особенностей Таким образом из американ-
ского опыта следует необходимость изготовления для перед-
них стоек пневматиков специального типа.

5. Хвостовая предохранительная опора

Касание земли хвостом при взлете и посадке происходит
редко и, как правило, вызывается серьезными ошибками пило-
тирования. Все же целесообразно для предохранения самолета
от ударных нагрузок снабдить хвостовую часть фюзеляжа спе-
циальной предохранительной опорой. На небольших самолетах
в качестве такой опоры может служить развитая книзу и уси-
ленная хвостовая часть фюзеляжа.

У самолета Абрамс «Эксплорер» (см. фиг. 5) предохрани-
тельной опорой служит стальная труба. У самолета Кер-
тисс УС-76 «Караван» хвостовая опора представляет собой бу-
фер ферменпой конструкции, изготовленный из тополевых реек.
Буфер имеет на нижней поверхности киль из слоитсой древеси-
ны, а обшивка буфера изготовлена из тополевой фанеры. При
применении двухбалочного фюзеляжа, на котором обычно рас-
полагается двухкилевое оперение, хвостовые предохранительные
опоры устанавливаются на развитых книзу килях.

В качестве предохранительной опоры применяются также и
пневматики, обычно без специальной амортизационной стойки.
Например, самолет Консолидейтед В-24 имеет в хвостовой ча-
сти пневматик диаметром в 300 мм (на последних моделях это-
го самолета хвостовое колесо в полете убирается). Тяжелый
бомбардировщик Дуглас ХВ-19 имеет хвостовое колесо диа-
метром 483 мм.

В последнее время все большее распространение получает
специальный тип жесткого хвостового костыля со стальным
башмаком и масляно-пневматическим амортизатором.

На фиг. 77 показана фотография такой предохранительной
опоры, установленной на двухмоторном самолете Норт-Амери-
кен В-25С. Верхняя часть этой опоры изготовлена из магние-
вого сплава и укреплена на оси. Нижняя часть оканчивается
стальным башмаком. К башмаку крепится масляно-пневматиче-
ский амортизатор, поглощающий удар при задевании хвостом
земли. Полный ход амортизатора 200 мм.
Расчетная нагрузка !) кг 1565-1678 1679-1803 1 1804 -2007 2008-2211 2212-2568 2569-2927 2928-3504 -3505—4080 4081-4763 4764 — 5443 5441-6294 6295-7144 7145-8165 8166-9185 9185-10376 10 377-11 566 11 567-13 608 13 609-15 649 0-1150 1151-1588 1589-2042 2043—2948 Размер колеса (наружный диаметр) Харак Количе- ство слоев в покрыт ке (диа- метр по крышки такой же, , как и у колеса) еса для 6 8 6 8 6 8 8 10 8 10 8 10 10 12 10 12 14 16 э м о г а т 6 6 6 8 теристики американских стандартна Тил камеры и ее обозначение главных ног шасси, приме (без тормозного барабана) 275СВеРа С внутренней перегородкой То же 278СВ . , 308СВ . . 338СВ » . . 365СВ . . 368С 39 с непрокалываемой камерой 39 , 44 . 44 , 47 . 47 . 51 , 51 . 56 . 56 . ’льные колеса, применяемы 19,00 8СА 23,00 8СА 26,00 8СА 30,00 8СА >1Х НОСОВ Стояноч । ное Давлени в пневма тике кг-см^ н я е м ы 2,32 2,46 2,18 2,39 2,32 2,6 2,39 2,74 2,71 3,16 3,16 3,59 3,73 4.15 3,87 4,29 4,15 4,78 е в к а ч 2,46 2,24 2,П 2,53 В ых колес Вес ко. рышки ка е матери алюми- ' ПИЙ теса, пок- И ДВОИНОГ меры ал колеса магний Таблица 15 Вес колеса, пок- рышки и непрока- । лываемой камеры материал колеса алюми- | | ний магнии
дм А 27 27 30 30 33 33 36 36 1 39 39 44 44 47 47 51 51 56 56 Б. 19,00 23,00 26,00 30,00 мм Кол 683 683 762 762 838 838 | 914 914 ’ 991 991 1118 1118 1194 1194 1295 1295 1422 1422 В с п 483 598 660 762
1 кг е как н 27,7 27.7 33,3 35,5 41,5 44,1 54,6 58,6 65,3 68,9 87,0 88,8 111,0 121,1 129.3 138,7 170,1 179,2 е с т в е 12,2 19,0 26,4 38,9 кг о с о в ы е 24,5 26,5 31,6 33,8 39,4 41,9 52,0 56,0 62,1 65,3 82,1 84,3 104,7 115,6 123,0 132,4 162,0 171,5 НОСОВЫ 11,5 17,4 24,4 36,1 кг 24,0 26,0 31,3 33,4 38,5 41,0 51,3 55,3 к 11,7 17,4 23,9 35,4 кг 22,7 24,7 29,6 31,7 36,2 39,2 48,7 52,2 - - - - 11,0 15,8 21,9 32,7

„ >) Эта нагрузка равна стояночной нагрузке плюс нагрузка, обусловленная отрицательным ускорением 3,05 м/сек?-

(10 фут/сек2) в направлении движения самолета.
Для выпуска и уборки хвостовой предохранительной опоры
имеется гидравлический привод, включенный в общую гидро-
систему самолета. Одновременно с подъемом и выпуском основ-
ного шасси производится подъем и выпуск хвостовой опоры.

Фиг. 77. Хвостовая предохранительная опора самолета Норт-Америкен
В-25С.

На фиг. 78 показан разрез рабочего цилиндра механизма
уборки. Этот цилиндр неподвижно укреплен на фюзеляже.
Поршень рабочего цилиндра соединен с амортизатором предо-
хранительной опоры. При полном выдвижении штока рабочего
цилиндра амортизатор занимает вертикальное положение, а при
сжатии ложится вдоль оси фюзеляжа.

Фиг. 78. Разрез рабочего цилиндра механизма уборки хвостовой
предохранительной опоры самолета Норт-Америкен В-25С.

На фиг. 79 показана схема предохранительной хвостовой
опоры тяжелого четырехмоторного бомбардировщика. Эта пре-
дохранительная опора имеет У-образный подкос, оканчиваю-
щийся стальным башмаком. Амортизатор также масляно-пнев-
матический, полный его ход — 280 мм. Давление воздуха в не-
обжатом состоянии — 5,3 кг/см2, в полностью сжатом положе-
нии—15,2 кг]см2. Хвостовая опора1 полностью убирается спе-
циальным электромотором (как и главное шасси у этого само-
лета) Общий вес предохранительной опоры 60 кг.

Фиг. 79. Хвостовая ,ре охранительная опора тяжелого
четырехмоторного самолета.

1—обтекатель. 2—подкос. ?—башмак. 4—амортизатор. 5—вилка кронштейна крепления амор-
тизатора, б—зарядный штуцер амортизатора, 7—кронштейн к тек ления амортизатора, вин-

товой механизм, 9 -ферма креп венпя вит ового механизма. 10—концевой выключатель
11—электромотор, 12—шпангоут фюзеляжа.

6. Уборка шасси

На одномоторных самолетах с хвостовым колесом главные
колеса обычно убирают в носок крыла. При шасси с носовым
колесом главные колеса обычно убирают в среднюю часть
крыла, как, например, у самолетов Белл Р-39, Белл Р-63 и
Фоккер Р-23.

Обычный способ уборки главного шасси на двух- и четырех-
моторных самолетах — назад в мотогондолу — для шасси с но-
совым колесом иногда оказывается связанным с затруднениями.

Ввиду того, что точка крепления стоек главных колес шасси
этой схемы отнесена назад, при относительно небольшой хор-
де крыла (вследствие большого удлинения или других причин)
длина мотогондолы обычной формы может оказаться недоста-
точной для уборки в нее шасси.
Невидимому, по этой причине, на четырехмоторном само-
лете Коисолидейтед В-24 главное шасси убирается не назад в
мотогондолу, а в крыло — движением от плоскости симметрии,
хотя такой способ уборки связан с ослаблением крыла и дру-
гими конструктивными трудностями.

Смещение точки крепления главных стоек назад и меныпая
высота главного шасси облегчает уборку последнего вперед
•в мотогондолу. Такой способ, редко применяемый на самолетах

Фиг. 80. Главная нога шасси самолета Мартин В-26 при уборке.

с хвостовым колесом, довольно часто употребляется при поста-
новке шасси с носовым колесом, например на самолетах Боинг
В-29, Локхид С-69В, Мартин В-26 и др.

У самолета Мартин В 26 для обеспечения возможности убор-
ки главных колес вперед в мотогондолу в конструкции шасси
предусмотрено специальное устройство, которым ось вращения
шасси при уборке понижается, укорачивая таким образом дли-
ну части стойки, идущей вперед (фиг. 80).

В табл. 16 приведены данные о направлении движения глав-
ных и передней стоек шасси и указано место, куда убираются
колеса.

Эти данные показывают, что па некоторых самолетах дви-
жение главных и передней стоек направлено в одну сторону,
что приводит к заметному сдвигу центров тяжести самолета
Таблица 16

Направление движения главных и носовой стоек шасси и место
уборки колес на некоторых американских самолетах

Самолет Назначение Число моторов Место уборки и направление дви- жения главных колес Направление дви- жения носового колеса
Белл Р-39 Истребитель 1 В среднюю часть крыла внутрь Назад в фюзеляж
Белл Р-63 1 То же в *
Локхид Р-38 2 Назад в мото- гон толу * в
Нортроп Р-61 Многоместный истребитель 2 Го же • в
Норт-Америкеи В-25 Бомбардировщик 2 в в
Дуглас А-20 2 • в
Марши В-26 2 Вперед в мото- гондолу а В
Консолидейтед В-24 4 В среднюю часть крыла наружу Вперед в фюзеляж
Дуглас С-54 Транспортный 4 Вперед в мото- гондолу в в
Локхил С-69 4 Го иге Назад в фюзеляж
Боинг В-29 Бомбардировщик 1 в в »

при выпуске и уборке шасси. Так, например, у самолета Н >рт-
Америкен В-25, у которого как главные, так и передняя стейки
убираются назад, центр тяжести самолета при выпущенном
шасси смещается вперед на 2,07€/о средней аэродинамической
хорды крыла.

Хотя при посадке самолета, имеющего шасси с носовым
колесом, не приходится прижимать хвост самолета к земле и,
следовательно, смещение центра тяжести вперед не может зна-
чительно затруднить посадку, все же у шасси этой схемы поло-
жение центра тяжести на земле может существенно сказаться
на устойчивости и управляемости при рулежке, а также на
нагрузках носового колеса. Это обстоятельство должно быть
учтено пои проектировании.

У самолетов Белл Р-39 и Белл Р-63 смещение центра тя-
жести при выпуске шасси значительно меньше, потому что дви-
жение главных колес вдоль размаха крыла почти нс изменяет
центровку.

Наиболее рациональна схема уборки шасси самолетов Мар-
тин В-26, Локхид С-69В и Боинг В-29, у которых стойки дви-
жутся в противоположные стороны.

Так как базу шасси обычно стремятся сделать возможно
большей, то точка крепления передней стойки отодвигается к
носу фюзеляжа. Поэтому уборка носового колеса в большин-
стве случаев производится назад. Механизмы уборки и выпус-
ка шасси, замки, а также устройства, показывающие летчику
положение шасси, на указанных самолетах такие же, как и на
самолетах с хвостовым колесом.

7. Тормозная система

Так как из-за малого угла атаки лобовое сопротивление са-
молета с носовым колесом при пробеге значительно меньше,
чем при шасси с хвостовым колесом, то значительную часть
кинетической энергии должны поглотить тормоза.

При выходе же из строя тормозов длина послепосадочного
пробега становится недопустимо большой. Поэтому установка
шасси с носовым колесом требует, с одной стороны, наличия
достаточно мощных тормозов и, с другой стороны, надежности
работы как самих тормозов, так и механи1ма управления ими.

Энергия, рассеиваемая тормозами при по-
садке. Оценим приближенно энергию Л”ос> рассеиваемую
тормозами при пробеге шасси с носовым колесом. Для этого
воспользуемся приближенной формулой (8).

Очевидно, что Д™с будет равняться произведению средней
тормозной силы на длину пробега:

Л1ЮС__ Р I
т ере* пробег

С^:..з /пр (б--4 Р^прИЗ^ОС )
2йрпр° + 4 Р^^приз (С*пос—/ПрС*поС)]

Отсюда отношение энергии, рассеиваемой тормозами, к общей
кинетической энергии самолета при посадке будет:

Д”ог /пр^б? Р^^призс®пос ]

~2~М ^приз /пр° + 4 приз(схп0с ~ /пРС»пос)

Оценим значения Л^ос и

-------- для некоторых амери-
2^^1ИЗ

канских самолетов, имеющих шасси с носовым колесом. Для
сравнения определим также эти величины в том случае, если
бы эти самолеты имели шасси с хвостовым колесом (т. е.
если бы пробег у них происходил на угле атаки, близком к ре-
жиму с,тах).
Будем считать, что приземление совершается на бетонаро
.ванную дорожку при минимальной посадочной скорости.
В табл. 17 приведены результаты расчетов. Там же для сравне-
ния даны значения 4Т, определенные по приближенной формуле,
приведенной в американских рекомендациях по проектированию
тормозных систем.

Эта формула имеет вид:
для шасси с носовым колесом

Д«ас- 0,0521 СР20С [кгл<],

длч шасси с хвостовым колесом

Л™ 0,03490 [/<глг],

где О — полетный вес самолета в кг;

Уоос — посадочная скорость в м/сек.

Таблица П

Значение энергии, рассеиваемой тормозами при пробеге, для некоторых
американских самолетов

По расчету Но американ- ским рекомен- дациям
Самолет Ат Примечание
А т, кгм Ат, кгм
Белл Р-39 (шас- си с носовым ко- лесом) ПОС Аг =212000 0,74 пос Ат =295 000 Бол ьшой стояночный угол
Норт-Америкен В-25 (шасси с но- совым колесом) НОС Ат = 1 200 000 0,88 НОС Ат =1390 006 Малый стояночный угол
Дуглас А-20 (шасси с носовым колесом) ВОС Ат 812000 0,9 пос Ат =935 000 То же
Белл Р-39 (ус- ловно шасси с хво- стовым колесом) хв Аг 152000 0,533 хв Ат =197 000 Принято, что стояноч- ный угол
Норт Америкен В-25 (условно шас- си с хвостовым ко- лесом) /^“=745 000 0,55 дГ=930 000 даст с#га., То же
Дуглас А-20 (ус- ловно шасси с хво- стовым колесом) /1Г =586 000 0,65 АВ=625 000 » 9
Данные табл. 17 позволяют сделать следующие выводы.

1. В случае шасси с носовым колесом тормоза должны рас-
сеивать 0,75—0,90 общей кинетической энергии самолета при
дт»«ос
приземлении, причем меньшее отношение у~2 осотвст-
ствует большому стояночному углу, а большее—малому стоя-
ночному углу.

2. Величина Д“ос составляет (1,4 -г-1,6) Д*в (приближенная

у|НОС
американская формула дает отношение - —=1,5).

Таким образом можно констатировать, что тормоза шасси
с носовым колесом должны рассеивать энергию в 1,5 раза боль-
шую, чем тормоза шасси с хвостовым колесом.

3. Численные величины/1Т,,ос и Л, ' по приближенной аме-
риканской формуле получаются немного большими, что, воз-
можно, объясняется тем, что эта формула предусматривает по-
садку на скорости, несколько превосходящей минимальную.
Для предварительных расчетов эту формулу можнэ все же счи-
тать достаточно удовлетворительной.

Для расчета тормоза на нагрев нужно кроме величины рас-
сеиваемой им энергии знать также время пробега. Расчет вре-
мени пробега для шасси с носовым колесом особенностей не
поедставляст и >мы на нем останавливаться не будем (см.
стр. 45).

Следует обратить внимание на то, что повышение доли ки-
нетической энергии, рассеиваемой тормозами при пробеге, не
впечет за собой необходимости увеличения максимального тор-
мозного момента главных колес. Это обьясняется тем, что вер-
тикальная нагрузка па них для самолетов одинакового веса
получается даже несколько меньшей, чем при шасси с хвосто-
вым колесом, считая, что тормозной момент не лимитируется
капотом.

Отметим также следующее обстоятельство, важное при
проектировании тормозной системы. Выше уже указывалось,
что поскольку значительная часть лобового сопротивления са-
молета с носовым колесом при пробеге создается выпушенными
щитками, влияние последних на длину пробега велико. Поэтому
становится особенно опасным случай одновременного отказа
механизмов опускания щитков и торможения колес, так как
при этом, с одной стороны, увеличивается посадочная скорость,
а с другой стороны, чрезвычайно уменьшается воздушное со-
противление.

Длина пробега на гладком аэродроме при этих условиях
может достигать нескольких километров и таким образом без-
опасная посадка становится возможной только на исключительно
больших аэродромах.

На некоторых самолетах, главным образом с гидравличе-
ским управлением, работа тормозов и щитков оказывается вза-
180
имно связанной и при выходе из строя гидросистемы оба эти
агрегата могут также одновременно выйти из строя. Поэтому
при такой конструкции управления необходимо помимо основ-
ной системы иметь надежную аварийную систему торможения
колес.

Конструкция тормозов. Большинство легких и
средних американских самолетов с носовым колесом имеет ком-
пактные дисковые тормоза. На тяжелых самолетах с большими
колесами употребляются и менее компактные конструкции тор-
мозов, например камерные тормоза.

Ниже мы дадим краткое описание конструкции дискового
тормоза (подробные данные, а также метод расчета можно
найти в книге Г. Е. Чупилко «Самолетные тормозные устрой-
ства», Оборонгиз, 1940).

Тормозной момент у тормоза этого типа создается трением
подвижных (соединенных с колесом) и неподвижных (соеди-
ненных с корпусом тормоза) дисков. Обычно неподвижные ди-
ски изготовляются из стали или бронзы и поверхность их шли-
фуется. Подвижные диски также стальные, причем поверхность
трения их покрывается слоем прессованного графитообразного
порошка. Порошок наносится па поверхность диска под боль-
шим давлением и после обжига, вызывающего спекание по-
рошка с диском, на последнем образуется тонкая корка
(0,3—0,5 мм). Эта корка хорошо выдерживает высокую тем-
пературу, развивающуюся при торможении, причем тормоз ра-
ботает плавно, без заеданий. Коэфициент трения получается
примерно такой же, как при трении стали о бронзу, т. е.
0,15—0,20.

Особенно ценным свойством покрытия графитовым порош-
ком является то, что коэфициент трения с повышением темпе-
ратуры не изменяется, как, например, при применении феродо

Па фиг. 81 изображено сечение колеса с дисковым тормо-
зом. На корпусе тормоза 2 при помощи шлицевого соединения 7
укреплены неподвижные тормозные диски 5; подвижные диски 9
также при помощи шлицевого соединения крепятся к корпусу
тормоза. Шлицевое соединение позволяет дискам 8 и 9 пере-
мещаться в осевом направлении. Гидросмесь, попадая в по-
лость тормозного цилиндра 10 через ниппель 16, создает там
давление. Вследствие этого резиновое кольцо Ии поршень 12
перемещаются в осевом направлении, сжимают набор тормоз-
ных дисков и создают таким образом тормозной момент. При
растормаживании разжимаются пластинчатые пружины 14 и
поршень возвращается в исходное положение, а диски расхо-
дятся.

Основным недостатком конструкции дисковых тормозов яв-
ляется плохое рассеивание тепла, развивающегося при тормо-
жении, вследствие чего при энергичном торможении диски мо-
гут перегреться и выйти из строя. Это обстоятельство, как уже
указывалось выше, не дает возможности полностью использо-
вать преимущества шасси с носовым колесом для максималь-
ного сокращения пробега. Кроме того, во время пробега и ру-
лежки, когда место стоянки значительно удалено от старта,
летчик должен постоянно следить за работой тормозов и не
допускать продолжительного и непрерывного торможения. Ру-
лежка при наличии бокового ветра также создает тяжелые
условия для работы тормозов.

Фиг. 81. Сечение колеса главного шасси с дисковым тормозом.

7—корпус колеса, 2-корпус тормоза, 3—ребро жесткости колеса. 4 -конический ролнко-
цодшипиик, 5—обтюратор роликоподшипника, 6—шлицы на корпусе колеса, 7—шлицы на
корпусе тормоза, неподвижные лиски, 9 — подвижные диски, Ю -полость цилиндра тор-
моза, // — резиновое кольцо. 12 -поршень, 13 регулировочная шайба, 14 — пластинчатая
пружина, /5-кольцевой диск из теплостойкого картона, 16—ниппель, через который посту-
пает гидросмесь.

Следует таким образом констатировать, что тормозная си-
стема является «узким местом» современных конструкций шас-
си с носовым колесом, и одной из наиболее актуальных
задач в развитии этого типа шасси является устранение ука-
занных недостатков.

Управление тормозами. Для повышения надежно-
сти работы тормозной системы большинство современных само-
летов с носовым колесом помимо основной системы управления
тормозами имеет еще аварийную систему. В связи с этим
интересно отметить, что на бомбардировщике Дуглас А-20, не
имевшем (в первых сериях аварийной системы, впоследствии та-
кая система была установлена. На самолетах с хвостовым коле-
сом аварийная система торможения обычно отсутствует.

На фиг. 82 приводится схема нормального и аварийного
управления тормозами двухмоторного бомбардировщика с но-

1 Магистраль давления

- • Обратная магистраль

" Всасывание

111 Гидромагистраль торможения и растормаживания
тишш, Аварийная пнеОмомагистраль

Фиг. 82. Схема нормального и аварийного управления тормозами
двухмоторного бомбардировщика.

/—ручка пневмокллпаиа, 2 —клапан гидгоуправления тормозами, 3—клап и аварийного управ-
ления, 4—предохранительный клапан акк ► улятора, 5—баллон «жатою воздуха. 6 резервуар
гидросистемы самолета, 7— аккумулятор тормозов, 8—моторная гндропомпа, 9— переключа-
тель, 10—тормоза, //—колеса.

совым колесом, которую можно считать типичной для современ-
ных самолетов. Нормальное управление тормозами ножное гид-
равлическое, позволяет производить как одновременное тормо-
жение обоих колес, так и раздельное торможение правого и
левого колеса.
Гидросистема нормального торможения связана с обшей
гидросистемой самолета. На случай повреждения общей гид-
росистемы в гидромагистрали управления тормозами имеется
аккумулятор давления, поддерживающий необходимое давление
в линии.

Аварийное управление может осуществляться двояким спо-
собом:

1. В случае частичного повреждения гидросистемы приме-
няется гидравлическое управление тормозами с помощью руч-
ной гидропомпы. Для этой цели следует перед посадкой под-
нять с помощью этой помпы давление в линии до определенной
установленной величины. Во время торможения в процессе про-
бега нужно продолжать работать помпой для обеспечения до-
статочного давления в системе.

2. Если с помощью ручной помпы произвести торможение
невозможно, на что будет указывать на манометре недопустимо
малая величина давления, то необходимо применить аварийную
систему торможения. Аварийное пневматическое управление
имеет отдельную магистраль, питаемую баллоном со сжатым
воздухом.

При открытии клапана аварийного управления сжатый воз-
дух из резервуара поступает через трубопровод, автоматически
отключив гидромагистраль, к тормозным цилиндрам.

Таким образом в данной конструкции имеется целый ряд
приспособлений для обеспечения безотказной работы тормозов:
специальный аккумулятор давления в гидросистеме тормозов,
аварийная ручная помпа и аварийные автоматические управле-
ния тормозами.

На конструкции отдельных агрегатов и узлов системы управ-
ления тормозами мы специально останавливаться не будем, так
как здесь существенных отличий по сравнению со схемой шасси
с хвостовым колесом не имеется.

8. Весовые данные

Существовало мнение, что установка шасси с носовым коле-
сом связана с увеличением веса конструкции. Так. например,
профессор Хилл [23] в своей обзорной статье, посвященной
шасси с носовым колесом, указывает, что вес этого шасси боль-
ше веса шасси с хвостовым колесом на 2°/о полетного ве-
са самолета. В действительности же, как показала прак-
тика конструирования, вес шасси с носовым колесом полу-
чается почти таким же, как и вес шасси с хвостовым
колесом.

В табл. 18 приведены значения весов главного и носового
шасси ряда американских самолетов. К сожалению, в некото-
рых случаях неясно, включен ли в вес соответствующих агрега-
тов механизм уборки, тормоза и пр. Данные табл. 18 показы-
вают, что у одномоторных самолетов Белл Р-39 и Белл Р-63
вес шасси составляет 7,45—7,5с/о полетного веса.
У двухмоторных бомбардировщиков Дуглас А 20 и Норт-
Америкен В-25 относительный вес шасси уменьшается до
5,5—6%.

/аблица /Л

Веса шасси с носовым колесом для некоторых самолетов
Самолет Полетный вес С кг Вес главного шас си 0Гл кг Вес передней но- ги сперед кг Общий вес шас- си 0ш 100 1 100 1 О о
Белл Р-39 Белл Р-61 Дуглас А-20 Норт-Америкен В-25 Коне лидейтел В-24 Дуглас ВС-4 Боинг В-29 3 500 3 460 9 700 12 900 24 500 30 <>ЛО 47670 - 54450 2021) 525 77 Р) 1160 1520 58,1=) 90 134 16Н) 300 260,16) 267 615 908 13355) 18 0 2100 5,8 5,4 5,97 4,73 5,05 1,65 0.93 1,03 0,473 1 7.45 7,65 6,38 7 5.2 6,05 4,2-4,8

1) В том числе вес механизма убирания 30,8 кг. (по другим данным
Ог,= 176 кг).

2) В том числе нес механизма убирания 7,1 кг.

з) В том числе вес хвостовой предохранительной опоры 9,1 кг.

>) Передняя нога им1ег очень малую высоту.

й) В том числе пес хвостовой предохранительной опоры 1 I кг.

6) По другим данным бш 231 кг.

Относительный вес шасси самолета Белл Р-39 и Белл Р-63
хотя и не превосходит такового у самолетов Порт-Амерякен
Р-51 и Супермарин «Спитфайр», все же является достаточно
высоким, главным образом из-за большого веса длинной перед-
ней ноги. При других конструктивных схемах, в частности на
самолетах с реактивными двигателями, возможно уменьшить ее
длину и тем самым снизить вес шасси.

Зехлер и Данн в своей книге «Проектирование и расчет са-
молетов» * приводят следующие весовые данные шасси:

Процент
полетного
веса
самолета

Шасси с хвостовым колесом
Главные ноги.......................... 5-8

Хвостовое колесо . ................... 0,5—0,8

Сумма................ 5,5—8,8

Шасси с носовым колесом
Главные ноги............................ 4—7

Хвосювое колесо ..................... 1,5—2,5

Сумма.................. 5,5—9,5

* Е. Г' 8 с с 1) 1 е г апб Ь. О. 1)и пп, Айр1апс 81гис1нга1 Апа1ув1« ап<1
Вем^п, 19 Г*.
Эти цифры оснсваны на данных фирм Дуглас и Локхид,
причем верхние значения относятся к легким самолетам, а ниж-
ние к тяжелым. У тяжелых четырехмоторных самолетов вес
шасси составляет 5—6% полетного веса. Уменьшение относи-
тельного веса шасси с ростом тоннажа является вполне зако-
номерным и, как известно, имеет место также и в случае шасси
с хвостовым колесом.

Вес установки носового колеса у самолета Белл Р-39 состав-
ляет 1,65"/» полетного веса, у самолетов Дуглас А-20, Дуглас
ВС-4 и Норт-Америкен В-25 он близок к 1с/о. Заслуживает вни-
мания малый вес передней ноги самолета Консолидейтед В-24
Ввиду наличия у этого самолета опущенной носовой части фю-
зеляжа стойка носового колеса имеет малую высоту. Наоборот,
особенности конструктивной схемы самолет.» Белл Р-39 (фиг. 7)
и необходимость обеспечить требуемый зазор между концом
лопасти винта и землей привели к необходимости удлинить пе-
ре чнюю ногу.

Вес хвостовой предохранительной опоры весьма мал л со-
ставляет у самолетов среднего тоннажа 8—К) кг.

В табл. 19 для сравнения даны веса некоторых самолетов,
имеющих шасси с хвостовым колесом.

Сопоставление данных табл. 18 и 19 показывает, что, вопре-
ки имевшемуся представлению, переход на шасси с носовым
колесом не влечет за собой увеличения веса шасси, во всяком
случае на средних и тяжелых самолетах. Основная причина
тлх> заключается в снижении веса главного шасси вследствие
уменьшения длины стойки, о чем было сказано выше (см.

Габлица 19

Веса шасси с хвостовым колесом некоторых самолетов

Самолет Полетный вес 6 кг Вес главного шасси 6ГЛ 1 кг Вес установки хвостового колеса 6ЕВ кг Общий вес шасси 6Ш кг О о О о О о О3|°
<'уисрмарин .Спитфайр" 2930 200 .24 224 6,84 0,82 7,65
Норт-Америкен Р-51 3 884 270 34 304 6,95 0,87 7,8
Фокке-Вульф 190 3 890 220 16 238 5,65 0,41 6,06
Ду। лас ВС-3 11000 661,5 91 755,5 6,02 0,74 6,76
Локхид В-34 10 200 429.5 53,1 482,6 4,15 0,52 4,67
Дорнье Во-217 15 340 830 61,3 891,3 5,43 0,4 5,83
Кертисс С-40 20 700 1120 200 1320 5.4 0,96 6,36
гл. III). Это снижение позволяет компенсировать увеличение
веса установки носового колеса по сравнению с установкой
хвостового колеса.

9. Конструкции шасси с носовым колесом

Приводим краткое описание типичных конструкций шасси
с носовым колесом на современных самолетах.

В качестве примера неубирающегося шасси описывается
конструкция американского самолета для аэрофотосъемки Аб-
рамс «Эксплорер» и английского учебно-тренировочного само-
лета Дженерал Эркрафт «Сигнет». Шасси самолета Белл Р-39
можно считать типичным для одномоторного самолета с мото-
ром в центральной части фюзеляжа, т. е. для такой конструк-
тивной схемы самолета, которая является одной из наиболее
удобных при применении этого типа шасси на истребителях.

Шасси самолета Норт-Америкен В-25 является достаточно
типичным для средних бомбардировщиков, а шасси самолетов
Консолидейтед В-24 и Боинг В-29 — для тяжелых. Кроме того,
мы даем краткое описание весьма интересного «вездеходного»
шасси немецкого самолета Арадо Аг-332, имеющего в нормаль-
ном варианте шасси с носовым колесом.

К сожалению, в нашем распоряжении пег данных о кон-
струкции четырехмоторного транспортного самолета Локхид
С-69В «Констеллейшен», имеющего управляемое носовое коле-
со, а также ряд других интересных особенностей..

Шасси самолета Абрамс «Эксплорер». Конструкция неуби-
рающегося шасси легких самолетов отличается простотой. При-
мером такой конструкции тможет служить шасси самолета для
аэрофотосъемки Абрамс «Эксплорер» (см. фиг. 5). Малая вы-
сота шасси позволила изготовить стойки как главных, так и
носового колеса консольными. Амортизационные стойки глав.-
ных колес крепятся к заднему лонжерону крыла и распо-
ложены на одной вертикали с осью колеса. Общий ход аморти-
ыционпой стойки 254 мч. Пневматик диаметром 645 мм сидит
на консольной полуоси.

Колеса главного шасси имеют гидравлические тормоза с
раздельным управлением, связанным с педалями руля направ-
ления. Носовое колесо ориентирующееся и имеет фрикционный
демпфер «шимми». Диаметр пневматика 456 мм. амортизация—
масляно-пневматическая, полный ход равен 127 мм. На ниж-
ней части каждого из килей вертикального оперения имеются
предохранительные хвостовые опоры в виде дуги из стальной
трубы диаметром 12,7 мм.

Шасси самолета Дженерал Эркрафт «Сигнет». Главное шас-
си консольной схемы. Амортизатор масляно-пневматический.
Верхний конец амортизационной стойки крепится к заднему
лонжерону крыла (см. фиг. 72).

На главном шасси установлены колеса фирмы Денлоп, снаб-
женные тормозами с пневматическим управлением. Передняя
стойка, несмотря на относительно большую высоту, консоль-
ная. Верхний конец стойки шарнирно крепится к силовым
элементам фюзеляжа в плоскости противопожарной перегород-
ки (фиг. 83).

Носовое колесо ориентирующееся и управляемое. Механизм
управления связан с педалями руля направления (фиг. 74).
Специальный демпфер «шимми» отсутствует.

Шасси истребителя Белл Р-39. Главные стойки (фиг. 84)
шасси консольного типа. Каждая главная стойка имеет в верх-
ней части шпиндель, к которому она кренится четырьмя бол-
тами. Шпиндель закреплен в подшипнике во втором лонжероне
отъемной части крыла. На шпиндель на шпонках посажен
червячный сектор, изготовленный из специальной марганцевой
стали, с помощью которого производится уборка главных ко-
лес наружу в среднюю часть крыла между первым и вторым
лонжеронами.

Наличие самотормозящей червячной передачи исключает
необходимость постановки специальных замков, запирающих
шасси в убранном и выпущенном положении.

Колеса и тормоза. Колесо размером 660X152 сидит
на стальной полувилке. Нормальное давление в пневматике
3.5 кг/см2. В зависимости от условий эксплоатации применяются
два типа пневматиков — в нормальных условиях используются
обычные пневматики, так называемые «пневматики с плавным
контуром», а при эксплоатации на снеге и льду — так называе-
мые «зимние пневматики». Колеса снабжены дисковыми тор-
мозами с индивидуальным управлением левой и правой по-
ловинами шасси. Управление тормозами гидравлическое.

Тормоза приводятся в действие при помощи рабочих ци-
линдров, смонтированных на педалях руля н травления и свя-
занных рычажной передачей с тормозными педалями. Каждый
из главных цилиндров имеет специальное устройство для бло-
кирования тормозов на стоянке. Отличительной особенностью
тормозной системы этого самолета является отсутствие аварий-
ного управления тормозами. Следует отметить, что выход из
строя тормозов на этом самолете относительно менее опасен
вследствие больше1 о стояночного угла, а следовательно, боль-
шого лобового сопротивления. Кроме того, посадочная скорость
этого самолета относительно мала.

Амортизационная стойка главной ноги шасси
(фиг. 85) представляет собой полый цилиндр 22 с верхней
крышкой. В центре крышки находится масляно-воздушный шту-
цер 1 и 2. Под штуцером приварена трубка уровня масла 21.
В нижнем кольце цилиндра имеется сальник, в котором пере-
мещается шток 3. На нижнем конце штока закреплена двумя
болтами 5 полувилка колеса.

Сальник цилиндра состоит из четырех манжет 9, между
которыми находятся алюминиевые прокладки 7. Поверх этого
набора находится буферное кольцо 6 и алюминиевое удержи-

вающее кольцо 8. Под набором находится нижнее удерживаю-
щее кольцо 10 и бронзовый подшипник сальника 11. Последний
удерживается на фланце цилиндра 22 разрезным кольцевым
замком 12, стянутым хомутом при помощи болта и гайки 13.

Плунжер 14 вставлен внутрь цилиндра и удерживается в
верхней его части гайкой 15. Внизу плунжера находится го-
ловка 16 с чугунным маслоуплотнительным кольцом 17. В за-
глушку поршня 19 ввернута профилированная конусная игла

Фиг. 85. Амортизационная стойка главной ноги шасси самолета Белл Р-39.

/—штуцер заливки масла и зарядки * воздухом. ?—воздушный клапан штуцер3—шток.
-/—Фланец. 5—расположение болтов крепления полувилкч. в упорное кольц>. 7—раздели-
тельные кольца. 8—верхнее опорное кольцо, 9 манжеты, /О— нижнее опорное кольцо.
11—бронзовый подшипник, 12— рачрезной кольцевой зьмок. 13—гайка с болтом, 7/—плун-
жер, 75—гайка крепления плунжера, />—головка плунжера. 17—уплотнит 'лькое чугунное
кольцо, 18 игла переменного сечения, /9—заглушка поршня. 20—клапаны торможенмя^об-
ратного хода, 21— трубка уровня масла, 22—цилиндр амортизатора.

18, которая входит вместе со штоком в отверстие головки 16
плунжера 14. В верхней части плунжера 14 находится тормо-
зящий клапан 20. Сверху цилиндра приварен фланец 4, к ко-
торому четырьмя болтами крепится обойма шпинделя стойки
шасси и дга ушка со стальными запрессованными втулками
для крепления траверсы.

При поглощении удара стойка работает следующим обра-
зом. При сжатии стойки масло из кольцевой камеры между
заглушкой поршня 19 и головкой 16 устремляется в плунжер 14
через кольцевой зазор вокруг конусной иглы 18. Когда шток
пройдет примерно третью часть длины плунжера цилиндра,
повышенное давление откроет тормозящий клапан и гидро
смесь сможет поступать в верхнюю часть плунжера. Кроме
того, смесь может перетекать в наружную полость цилиндра
через отверстие в нижней части плунжера и в верхней части
штока. При обратном ходе штока под действием сжатого воз-
духа после удара объем кольцевой камеры под заглушкой
поршня увеличивается. Давление под тормозящим клапаном
становится меньшим, чем давление над клапаном. Вследствие
разности давления клапан закроется и смесь сможет перете-
кать вниз лишь через одно небольшое отверстие в клапане. Тем
самым обеспечивается медленный выход штока, без резкого
обратного удара. Полный код амортизационной стойки 202 мм1,
стояночное обжатие 127 мм.

Передняя стойка (фиг. 86) не консольная, как глав-
ные, но снабжена двумя ломающимися подкосами. Подкосы не-
обходимы ввиду большой длины стойки. Верхняя часть стойки
крепится шарнирно к фюзеляжу. Устройство амортизационной
стойки передней ноги аналогично устройству главного шасси,
по конусная игла отсутствует.

При работе стойки смесь может протекать из внутренней по-
лости штока в наружную и обратно через продольные канавки
на наружной поверхности верхнего кулачка центрирующего
устройства. Максимальный ход амортизации 254 мм. Колесо
размером 482X207 сидит на вилке, отлитой из алюминиевого
сплава и прикрепленной двумя болтами в нижней части штока
амортизационной стойки к демпферу «шимми».

Нормальное давление в пневматике 2,8 кг/см2. Пневматик
имеет двойную камеру, служащую для уменьшения опасности
прокола (см. фиг. 75).

Вилка колеса несколько загнута назад, что, повидимему,
связано с необходимостью увеличить плечо устойчивости перед-
него' колеса при движении по мягкому грунту.

Необходимость этого мероприятия усугубляется малым раз
мером носового колеса, которое является минимально допу-
стимым согласно американским требованиям (табл. 15). Обра-
щает внимание также большая высота передней стойки.

Демпфер «шимми» передней стойки находится внутри ниж-
ней части штока амортизационной стойки, т. е. в отличие от
большинства американских самолетов применена внутренняя
установка демпфера. Описание этой установки приведено в гла-
ве IV. Поворот носового колеса от нейтрального положения в
каждую сторону равен 60°.

Центрирующее устройство переднего колеса со-
стоит из пары самоцентрирующихся кулачков. Один из них
закреплен на поршне и перемещается вместе с ним. Второй
закреплен в нижней части внутренней поверхности цилиндра.
Когда самолет отрывается от земли или когда летчик выпускает
шасси перед посадкой, шток начинает выходить из цилиндра до
тех пор, пока кулачки не упрутся друг в друга. Совмещение
профилей кулачков обеспечивает установку переднего колеса
строго по оси самолета и тем самым создается условие для
правильного движения колес по земле и возможности нормаль-
ной уборки шасси.

Механизм выпуска и уборки шасси самолета Белл
Р-39 в отличие от большинства современных истребителей

имеет нс гидравлический привод, а электромеханический
(фиг. 87).

Такой привод, имеющий длинный продольный вал, идущий
от электромотора к передней ноге, оказался рациональным и
сравнительно легко осуществимым именно вследствие располо-
жения мотора этого самолета внутри фюзеляжа. Аварийный
подъем и выпуск шасси осуществляется ручной лебедкой.
Уборка главных и передней ног шасси производится син-
хронно.

Справа от мотора, позади усиленного противокапотажного
шпангоута, находится реверсивный электромотор мощностью
0,75 л. с., рабочее напряжение которого равно 24 вольта. От
электромотора через фрикционную муфту, ограничивающую
максимальный крутящий момент в 9,5 кгм, движение передает-
ся на редуктор 2, состоящий из цилиндрической и червячной
передачи, а затем через промежуточный вал на первую ценную
передачу 4. От вала нижней звездочки цепной передачи 4 дви-
жение передается на промежуточный вал 5, а через него на
вторую цепную передачу 7. От конической шестеренчатой пере-
дачи 7 через ряд валиков 8, связанных между собой шлицевы-
ми и карданными соединениями, и через коробку передач 26
ручного привода движение передается на переднюю кониче-
скую шестеренчатую передачу 9. От шестеренчатой передачи 9
через промежуточный вал // движение передается на наклон-
ную ось винта передней ноги шасси.

На главные ноги шасси движение передается через вторую
цепную передачу 6. Обе цепные передачи заключены в литые
коробки. От нижней звездочки цепной передачи 6 через ряд
промежуточных валиков 13, связанных между собой шлицевы-
ми и карданными соединениями, движение передается на ось
червяка 14. Червяк вращается в двух подшипниках и входит
в зацепление с зубчатым сектором 15, который при помощи
шпонок связан со шпинделем главной ноги шасси. Шпиндель
имеет конфигурацию тройника: с одной стороны он охватывает
амортизационную стойку, а с другой коническим хвостовиком
помещается в двух подшипниках, закрепленных на узлах кар-
каса крыла. При повороте зубчатых секторов поворачиваются
амортизационные стойки и колеса убираются в крыло.

Все приводные валики механизма управления шасси изго-
товлены из хромомолибденовой стали, а червяки и зубчатые
секторы — из марганцевой стали.

На наклонном валике передней ноги 12 нарезана ходовая
резьба, по которой перемещается бронзовая гайка 16, связан-
ная с тягой 17. Эта тяга шарнирно соединена с ломающимся
подкосом, состоящим из двух звеньев: нижнего короткого и
верхнего более длинного. Узлы шарнирного соединения нижне-
го звена 7 крепятся к амортизационной стойке, узлы верхнего
звена — к кронштейнам фюзеляжа. Вследствие вращения на-
клонного валика 12 и перемещения гайки 16 укорачивается

тяга /7. П'одкос 18 складывается в шарнире а и передняя нога
шасси убирается назад, поворачиваясь вокруг шарнира б.

Аварийный выпуск шасси производится ручной лебедкой 19,
расположенной в кабине пилота оправа от сиденья летчика.
Этот привод включается при одновременном выключении элек-
тромеханического привода. Включение и выключение произво-
дятся ручкой 22. От ручной лебедки 19 с цепной передачей 20
и конической передачей 2! движение передастся на продоль-
ный вал. Избирательная рукоятка 22 через регулируемую тягу
23 связана с задней муфтой 24 и через жесткую тягу 25 — с
передней муфтой 26.

Для аварийного выпуска шасси необходимо сделать 40 обо-
ротов рукояткой.

Весовые данные для шасси самолета Белл Р-39 приведены
в табл. 18.

Шасси самолета Норт-Америкен В-25, будучи по силовой
схеме, размерам и конструкции достаточно типичным для само-
летов своего класса, вместе с тем обладает интересными осо-
бенностями: I) своеобразной конструкцией амортизационных
стоек главных и передней йог; 2) необычной траекторией носо-
вого колеса при уборке (колесо отклоняется вправо от верти-
кальной плоскости); 3) закрывание люков для уборки шасси
створками производится как в убранном, так и в выпущенном
состоянии (в выпущенном состоянии незакрытыми остаются
только небольшие створки, расположенные непосредственно у
главных и носовой стоек). Закрывание створок при выпуске
шасси имеет целью уменьшить лобовое сопротивление шасси
при взлете, а также предотвратить образование срывов потока,
затрудняющих управление самолетом.

Главные стойки (фиг. 88). Верхний конец амортиза-
ционной стойки закреплен в гнезде траверсы 1. К цилиндру
амортизатора крепится нижний конец стального штампованного
подкоса, верхний конец подкоса соединен с правым концом
траверсы 1. В продолжении верхнего конца амортизационной
стойки в гнезде траверсы 1 укреплен штампованный стальной
рычаг 2. При выпущенном положении шасси верхний конец
рычага 2 стопорится замком 3, который воспринимает нагрузки
от переднего удара.

На рычаге 4 имеется кронштейн 5, к которому шарнирно
присоединен шток подъемника 6. Главные стойки крепятся к
центроплану при помощи трех штампованных подкосов 7, изго-
товленных из алюминиевого сплава и воспринимающих верти-
кальные и боковые нагрузки. Подкосы 8 изготовлены из сталь-
ных труб и работают на передний удар.

Подкосы 8 одними концами присоединены к корпусу под-
шипника траверсы /, образуя с подкосом 7 пространственный
узел, и вторыми концами — к переднему лонжерону крыла.
Подшипники траверсы 1 скользящие.
Кинематика уборки и выпуска главного шасси проста. При
уборке под действием подъемника 6, шток которого шарнирно
присоединен к кронштейну 5, амортизационная стойка 9 вместе
с колесом и боковым подкосом вращается вокруг оси аЪ тра-
версы /.

Фиг. 88. Главная нога шасси самолета Норт-Америкен В-25С.

/ траверса, 2— рычаг, 3—замок. 4—рычаг, 5—кронштейн, 6—шток подъемника, 7—подкосы,
Я—подкосы, 9—амортизационная стойка.

Система механизма шасси представляет таким образом
плоский механизм без ломающегося подкоса. В этом особен-
ность главного шасси этого самолета.

Колеса главного шасси имеют диаметр 1194 мм и каждое
и > них снабжено двумя дисковыми тормозами с гидравлическим
управлением. Нормальное давление пневматика 3,8 кг/см2.
Управление тормозами ножное гидравлическое и имеет при-
способление для блокирования тормозов при посадке. Имеется
также аварийное управление, состоящее из самостоятельной
пневма пиеской системы.

Особенностью конструкции амортизатора самолета Норт-
Лмерикеп В-25 является наличие двух цилиндров, из которых
внутренний является цилиндром-штоком (фиг. 89).
Внутри внешнего цилиндра /5 размещен внутренний ци-
линдр 16, изготовленный заодно со штоком амортизатора. На
диафрагме 17 внешнего цилиндра 5 укреплен плунжер 18, на
свободном конце которого помещен поршень 4 с отверстием
для иглы. Свободный конец внутреннего цилиндра штока 16
также имеет поршень / Кроме того, внутренний цилиндр-шток
16 имеет диафрагму с укрепленной на ней иглой переменного
сечения.

Фиг. 89. Амортизационная стойка главной ноги шасси самолета
Норт-Америкен В-25С.

/—поршень внутреннего цилиндра штока, 2—фиксирующий винт, 3—клапан, 4—поршень
плунжера. 5—ганка. 6—ппГни, 7—резиновое уплотняющее кольцо, 8 -зажимной винт,
9—хлорное кольцо, 10—дуралевое кольцо, //—шевронные манжеты, 12—шайба. /5—направ-
ляющая, 14— сальниковая набивка, 2 »—внешний цилиндр, /б—цилиндр-шток, 17—диафрагма
внешнею цилиндра, /0—плунжер.

Поршень 1 внутреннего цилиндра-штока имеет клапан 3 тор-
можения поршня на обратном ходе. Корпус поршня законтрен
на цилиндре фиксирующим винтом 2.

Поршень 4 плунжера 18 имеет резиновое уплотнение, зажа-
тое гайкой 5 через шайбу 6. Для ограничения обратного хода
амортизатора внутренний цилиндр 16 имеет упорное кольцо 9,
законтренное винтом 8. Диафрагма внутреннего цилиндра-што-
ка запрессована в его внутренней полости. Для обеспечения
герметичности диафрагма имеет резиновое уплотняющее коль-
цо 7, прижатое гайкой 5 через шайбу 6.

Герметичность штока амортизатора обеспечивается пакетом
манжет П шевронного типа, расположенных между верхним
дуралюминовым кольцом 10 и нижним упорным кольцом уплот-
нения 12. Для восприятия поперечных нагрузок от штока во
внешнем цилиндре установлена направляющая 13. Пакет уплот-
нительных манжет зажат гайкой через шайбу 12 и направляю-
щую 13. Затяжная гайка имеет сальниковую набивку 14, предо-
храняющую щгок и направляющую от загрязнения. Зарядной
штуцер расположен сбоку в верхней части внешнего цилиндра
амортизатора.

Полный ход поршня 254 мм, стояночная усадка 181 мм,
объем гидросмеси одного амортизатора около 5 л.

Приводим также для сравнения схему амортизацион-
ной стойки самолета Дуглас А-20 (фиг. 90).

Работа стойки при ударе осуществляется следующим обра-
зом. Во время сжатия поршень проталкивает смесь через отвер-

Фнг. 90. Амортизационная стойка главной ноги шасси самолета
Дуглас А-20.

I—проушина для буксировки, 2—валик проушины. 3—шпонка, 4—колпачок для смазки,
5—болт с гайками, 6—рычаг, передающий крутят «й момент, 7 —болт с гайкой, 8 коническая
втулка, 9-уплотнение, /б—уплотнительная гайка. 11—установочный винт, 12— кольцо,
/3 и 14—уплотнитечь, 15—поддерживающее кольцо, 16—уплотняющая гайка. 17— втулка,
18—шпонка, 19—поршневое копию. 20— цилиндр с плунжером. 21—главный поршень,
22—устаноночиый винт, 23—ограничитель хода поршня, 24— кольцо клапана демпфера,
25~ головка поршня, 26 —установочный винт. 27—клапан, 28— прокладка. 29—шпонка. 30 гай-
ка, 31—ось. 32— кольцо оси, 33—болт с гайкой, 34-шпонка, 35—уплотняющее кольцо.

стие в нижнем конце плунжера и затем через отверстие в
боковой стенке плунжера.

По мере сжатия стойки пространство под головкой поршня
(между поршнем и стенкой цилиндра) увеличивается и давле-
ние в этой области становится меныним, чем давление внутри
главного поршня. Вследствие разности давления жидкость про-
ходит через отверстия в стенке поршня и клапане демпфера.
Так как при сжатии стойки клапан демпфера перемещается в
самое низкое положение, то жидкость может проходить около
стенки цилиндра. Во время обратного хода сжатый воздух
стоемшея вытолкнуть поршень.

При перемещении поршня масло, находящееся между порш-
нем и с гонками цилиндра, проходит назад через отверстия в
свободноплавающем клапане демпфера и стенке поршня. По-
ток масла поднимает клепан демпфера к головке поршня, за-
крывая проход вокруг клапана и ограничивая поток, нагюав-
ляющийся к отверстиям клапана. Таким образом достигается

Фиг. 91. Передняя нога шасси
самолета Норт-Америкен В-25.

1—амортизационная стойка, 2 — траверса,
3— кронштейны, 4- нижнее звено ломаю-
щегося подкоса, 5—полувилка колеса,
6—хомут, 7—рычаг демпфера .шимми’,
8-демпфер .шимми*1. 9-верхнее звено
ломающегося подкоса, 10—шток подъем-
ника, 11 кронштейны.

плавность обратного хода.

Передняя нога шасси
самолета Норт - Амери-
кен В-25 (фит. 91). Амортиза-
ционная стойка 1 передней ноги
укреплена в носовой части фю-
зеляжа при помощи штампован^
ной из алюминиевого сплава
траверсы 2 и двух кронштей-
нов 3.

В нижней части цилиндра
амортизатора приварены фрезе-
рованные ушки, к которым шар-
нирно присоединен стержень 4
ломающегося подкоса. На го-
ловке штока поршня амортиза-
тора жестко- укреплена полу-
вилка 5 колеса, изготовленная
из стальной термически обрабо-
танной трубы. К ушкам хомута,
укрепленного на головке штока
и имеющего приспособления для
стопорения полувилки, шарнирно
прикреплено нижнее звено
шлиц-ша рнира амортизатора.
Верхнее звено шлиц-шарнира
одним концом соединено с ниж-
ним звеном, а другим концом —
с хомутом 6, который укреплен
на цижием кольце цилиндра
амортизатора таким образом,
что может свободно вращаться
вокруг его оси. С хомутом 6 со-
единена тяга, идущая к рыча-
гу 7 демпфера «шимми» 8. Дем-
пфер «шимми» жестко соединен
с цилиндром амортизатора.

Таким образом и а этом са-
молете, как и на большинстве

других, применена внешняя уста-
новка демпфера «шимми» (см. стр. 117). Ломающийся подкос,
воспринимающий усилия от переднего удара, состоит из двух
звеньев 4 и 9, шарнирно соединенных между собой. Нижнее
звено представляет собой стальной стержень двутаврового се-

чения, верхнее звено изготовлено в виде двух стальных штам-
пованных стержней двутаврового сечения и трубчатого стержня.
Все три стержня соединены между собой болтами. Стержни
। треугольника. образующие верхний угол, шарнирно укреплены
на фюзеляже, нижний узел соединен с нижним звеном 4 и сред-
ний угол — со штоком подъемника 10. Цилиндр подъемника
при помощи кронштейнов 11, имеющих (подшипники, шарнирйо
укреплен на фюзеляже. Таким образом траверса 2 восприни-
мает вертикальные и боковые усилия, а ломающийся подкос —
усилия от переднего удара в колесо.

Гидравлическая схема амортизатора передней ноги анало-
гична схеме амортизаторов главного шасси и имеет лишь не-
значительные конструктивные отличия.

Полный ход поршня, как и у главных стоек, равен 254 м ч,
максимальная стояночная усадка — 124 мм.

Кинематика механизма уборки передней ноги несколько от-
личается от обычных схем механизмов шасси с ломающимся
подкосом. Это отличие состоит в том, что ось вращения травер-
сы 2 не перпендикулярна к оси стойки 1 Вследствие такого
положения оси вращения траверсы траектория движения ко-
леса пры уборке не лежит в вертикальной плоскости, а откло-
няется вправо примерно на 275 мм. Это делается для того, что-
бы в убранном положении колесо, амортизационная стойка и
стержни ломающегося подкоса могли размешаться в носовой
части фюзеляжа, не задевая подъемника шасси и других а!ре-
гатов, расположенных в этом месте фюзеляжа.

Передняя стойка снабжена обычным центрирующим устрой-
ством, состоящим из двух профилированных кулачков. Макси-
мальный поворот носового колеса в каждую сторону равен 65°.

На нижних узлах штока амортизаторов главного шасси и на
вилке переднего колеса имеются буксировочные улики; на пе-
редней стоике носового колеса поставлен стопор для выключе-
ния демпфера «шимми» при буксировке са иолета. На хвостовой
части самолета имеется предохранительйая спора, описание ко-
торой было дано выше.

Шасси самолета Норт Америкен В-25С, как и большинства
современных самолетов, кроме обычного гидравлического при-
вода механизма уборки шасси имеет аварийный ручной привод,
а также Электрический указатель положения шасси, дублиро-
ванный звуковой сигнализацией.

Шасси двухмоторного бомбардировщика Мартин В-26 пред-
ставляет интерес главным образом по способу уборки главного
шасси в могоюндолу.

Обычно в тех случаях, когда шасси убирается в мотогон-
долу, верхний конец амортизационной стойки шарнирно за-
крепляется и поворот шасси при уборке и выпуске производит-
ся относительно верхнего конца стейки. При этом необходимая
длина мотогондолы определяется полной высотой шасси.

Па самолете Мартин В 26 с целью уменьшения длины мото-
гондолы верхний конец амортизационной стойки сделан по-
движным.
На фиг. 92 приведена фотография ноги главного шасси.
К нижней части амортизационной стойки крепятся на шарнирах
два подкоса, а к средней части также на шарнирах крепится
Ш-образная ферма. При уборке или выпуске шасси амортиза-
ционная стойка, подкосы и М-образная ферма образуют четы-
рехзвенный механизм. При подъеме шасси подкосы и ферма
«цут назад, а амортизационная стойка — вверх и назад. Вслед-

Фиг. 92. Главная нога шасси самолета Мартин В-26.

ствие этого уменьшается длина задней части мотогондолы, не-
обходимая для уборки шасси.

Привод механизма подъема и уборки — гидравлический, при
этом шасси сбалансировано так, что в случае отказа гидравли-
ческого привода, при освобождении запирающих замков, шасси
под влиянием собственного веса опускается и занимает поло-
жение, соответствующее посадке.

Интересно отметить, что в данной конструкции давление на-
бегающего потока создает момент, способствующий опусканию
(шасси, в то время как обычно это давление затрудняет выпуск
шасси.

Главные колеса диаметром 1196 мм имеют двойные диско-
вые тормоза. Колесо сидит на полувилке несколько необычной
формы. Диаметр носового колеса 915 мм.
Шасси самолета Консолидейтед В-24 (фиг. 93) отличается
простотой конструкции. Несмотря на большой полетный вес (до
25 000 кг), каждая половина шасси имеет только одну аморти-
зационную стойку. Главные стойки крепятся за вспомогатель-
ные лонжероны крыла.

Главное шасси убирается не в мотогондолы (такой способ
уборки является наиболее распространенным для двух- и че-
тырехмоторных самолетов), а в крыло, движением в направле-
нии размаха от оси самолета к концу крыла.

При таком способе уборки шасси нет необходимости точку
крепления главных стоек располагать то оси мотогондолы и
стойки у этого самолета устанавливаются на вспомогательных
лонжеронах крыла за первыми от фюзеляжа мотогондолами.
Амортизатор масляно-пневматический с проходным отверстием
для протока гидросмеси постоянного сечения. Колесо размером
1422X503 посажено на полувилке. Верхний конец амортиза-
ционной стойки крепится к неподвижной оси вращения 12. Пе-
редний подкос 14 присоединен шарнирно к узлу 13. Ломающий-
ся боковой подкос нижним концом крепится шарнирно к узлу 9
па цилиндре амортизационной стойки, а верхним концом — к
осн вращения 5.

Уборка и выпуск шасси осуществляются при помощи гид-
равлического подъемника 11. Особенностью работы этого гид-
равлического подъ.мпика является то, что он имеет несколько
источников питания и при выходе одного из них из строя подъ
ем и выпуск шасси могут быть произведены другими (например,
моторная помпа, электрическая помпа и, наконец, ручная
помпа).

Кроме того, выпуск шасси может быть произведен вручную
при помощи механического привода. Стойка носового колеса
рамно-ферменной конструкции и крепится к носовой части фю-
зеляжа шарнирно.

Благоприятная форма фюзеляжа (фиг. 11) для постановки
шасси с носовым колесом позволила значительно уменьшить
высоту передней ноги и этим снизить ее вес (см. табл. 18).
Так же, как и у главных стоек, колесо размером 914X322 по-
сажено на полупилке.

Амортизатор масляно-пневматический с постоянным проход-
ным отверстием. В нижней части амортизационной стойки име-
ются две центрирующие втулки для установки колеса в линию
полета.

Демпфер «шимми» носового колеса поршневого типа и со-
стоит из двух цилиндров, расположенных слева и справа от
оси стойки. Эти демпферы позволяют носовому колесу повора-
чиваться относительно оси стойки в диапазоне +45°.

Главные колеса имеют спаренные камерные тормоза. Перед-
нее колесо нетормозное. Управление тормозами гидравличе-
ское и осуществляется при помощи нажатия на тормозные пе-
дали. Отличительной особенностью гидравлической системы

управления тормозами на этом самолете является то. что для
подачи гидросмеси в каждое тормозное колесо используются
два редукционных клапана. Таким образом при выходе из
строя одного из тормозов остальные будут работать нормально.
Это устройство заменяет на самолете Консолидейтед В-24 ава-
рийное управление тормозами. Хвостовая предохранительная
опора представляет собой колесо диаметром 300 мм, без спе-
циального амортизатора. Это колесо убирается в фюзеляж
одновременно с уборкой главных и носовой стойки.

Фиг. 9-1. Главная нога шасси самолета Боинг В-29.

,верхнее звено ломающегося подкопа, 2—конечные электровыключатсли, 5—винтовой ме-
ханизм подъема шасси. /—карданное соединение. 5—нижнее звено ломающегося подкоса,
6—-дна колеса размером 1420^(503 мм, 7—амортизатор, 8—звенья шлицшарнира.

Шасси самолета Боинг В-29. Несмотря на значительные рас-
четные нагрузки, конструкция шасси самолета Боинг В-29 от-
личается простотой. Главное шасси имеет одностоечный масля-
но-пневматический амортизатор (фиг. 94). Ломающийся подкос
главных стоек состоит из двух звеньев. Верхнее звено У-образ-
ной формы и крепится к переднему лонжерону крыла. Нижний
конец этого звена соединен с нижним концом винтового меха-
низма. служащего для подъема и уборки шасси.

Этот механизм состоит из ходового винта и гайки, которые
расположены в цилиндрическом кожухе. Верхний конец винто-
вого механизма шарнирно соединен с кронштейном, укреплен-
ным на переднем лонжероне крыла.

Подъем и выпуск шасси, а также управление створками,
закрывающими люки, осуществляются специальными электро-
моторами, расположенными непосредственно у шасси.

Главное шасси обслуживается тремя электромоторами — для
нормального выпуска шасси, для аварийного выпуска и для
закрывания створок. Носовая стойка также имеет три электро-
мотора.

Амортизационная стойка еиасляно-пневматическая с перемен-
ным проходным отверстием. Максимальный ход поршня 305 мм,
объем гидросмеси 13,5 л, давление воздуха 46,4 кг/м\ Длина
амортизационной стойки в вытянутом положении составляет
всего 1537 мм.

Фиг. 95. Передни» нога шасси самолета Боинг В-29.

I—амортизатор, 2-гидравличсскчй демпфер .шимми', 3-вилка колеся. 4—два колеса раз-
мером 914X332, 5—винтовой механизм, б—концевые иыключатели, 7—карданное соединение,
б-нижнее звено ломающегося подкоса, 9—звенья шлицшарнира, 76—верхнее звено ломаю-
щегося подкоса.

Столь малая длина амортизационной стойки является след-
ствием малой 'высоты главного шасси, что в свою очередь обу-
словлено необычно малым значением угла <р ==5° (см. гл. III).
Каждая главная нога имеет спаренную установку колес разме-
ром 1420X 503. Колеса снабжены камерными тормозами.

Отличительной особенностью конструкции передней стойки
шасси самолета Боинг В-29 (фиг. 95) является то, что ось спа-
ренных колес крепится к амортизационной стойке не непосред-
ственно, а при помощи вспомо! ательного шпинделя, внутри ко-
торого ось вилки может вращаться; вокруг оси амортизацион-
ной стойки колеса поворачиваться не могут. Таким образом в
данной конструкции наличие вспомогательной оси вращения
вилки не преследует цели борьбы с «шимми» (см. стр. 101). Уста-»
новка вспомогательного шпинделя с почти вертикальной осью
вызвана требованием облегчения поворота носового колеса при
рулежке, так как в случае наклонной стойки при повороте коле-
са носовая часть фюзеляжа должна подниматься, что для само-
летов с большим тоннажем связано со значительным ухудше-
нием маневренности на земле.

Вертикальное положение оси вращения вилки в данной уста-
новке обуславливается также применением спаренной установ-
ки колес, так как в случае наклонной оси при повороте вилки
на некоторый угол одно колесо должно отделиться от земли
л вся нагрузка будет приходиться на второе. Размеры колес
968X332 мм. Ферма шасси передней стойки ио конструкции
аналогична ферме главного шасси. Демпфер «шимми» крепит-
ся сбоку шпинделя. В верхней части гнезда шпинделя располо-
жено центрирующее устройство, представляющее собой кулач-
ковый механизм с пружиной.

Нормальный угол поворота колеса влево и вправо +68''*;
в случае надобности колесо может быть повернуто на 360’.

Тормоза установлены только на Главных колесах. Тормоз-
ное устройство каждого из четырех главных колес имеет два
барабана с камерными тормозами. Максимальное давление жид-
кости в камерах при торможении равно 3,2 ат. Системы управ-
ления тормозами, как основная, так и аварийная, гидравличе-
ские.

Давление в системах создается при помощи шестеренчатой
гидропомпы, приводимой от электромотора В случае выхода
из строя электрической гидропомпы давление в основной и
аварийной системах может быть создано при помощи ручной
гидропомпы. При полной зарядке гидросистемы создается дав-
ление 70 ат.

Основные агрегаты гидросистемы — электромотор с помпой,
аккумулятор, фильтр и пр. — смонтированы на специальной
панели под полом кабины. Эта панель обогревается теплым
воздухом, выходящим из кабины, благодаря чему уменьшает-
ся возможность отказа гидросистемы во время полета на боль-
ших высотах.

Трубопроводы гидросистемы в местах эксплоатационных
разъемов имеют самозапирающиеся соединения.

Шасси самолета Арадо Аг-332 представляет определенный
интерес. Этот самолет, кроме нормального убирающегося шас-
си с носовым колесом, имеет также неубнрающсеся «вездеход-
ное» шасси (фиг. 96).

Главные ноги нормального шасси в отличие от подавляю-
щего большинства многомоторных самолетов установлены н₽
под мотогондолами, а на участке крыла между внутренними
и внешними моторами.

Конструкция главных ног подкосного типа, уборка их про-
изводится вдоль размаха крыла в междулонжеронном простран-
стве. Следует отметить, что колеса главного шасси имеют ры-
чажную подвеску (ом. стр. 219); размер колес 1450X500 ми.

Носовое ориентирующее колесо относительно большого раз-
мера— 1260X425 мм, полуубирающееся. Уборка производится
назад, причем в убранном положении это колесо касается зем-

ли, когда самолет опирается на вездеходное шасси. Основное
шасси имеет гидравлический привод для уборки и выписка.
Кроме того, предусмотрен аварийный ручной привод. На стой-

Фиг. 96. Самолет Арадо Аг-332, имекициП обычное шасси с носовым ко-
лесом, а также не) бн р.тн>1цегсн нсздсходнос шасси.

/—схема самолета, И— гл а пил я йога нормальною шасси, ///—часть доло тигельного везде-
ходною ШКС11 (справа переднее колесо снято).

ке передней ноги имеется буксировочный крюк. Рулежка, взлет
и посадка на подготовленный аэродром производятся на нор-
мальное шасси.

Вынужденная посадка или посадка на неподготовленный
аэродром может быть осуществлена на вездеходное шасси. По-
следнее состоит из десяти пар колес, установленных под фю-
зеляжем вдоль продольной оси самолета. Каждая пара колес
крепится при помощи рычага, поддерживающего ось колес. В
свою очередь каждый такой рычаг крепится к килевой балке
фюзеляжа. Нижний конец рычага крепится к амортизатору.
Таким образом каждая пара колес имеет свой амортизатор.
Размер пневматиков 560X 200 мм; вездеходное шасси неуби-
рающееся.

При вынужденной посадке или посадке на нсподготовтен-
ный аэродром носовое колесо убирается, а главные колеса вы-
пускаются, причем стойки находятся в укороченном состоянии
(см. ниже), так что в нормальном положении самолета они зем-
ли не касаются.

Если же вследствие узости колеи вездеходного шасси са-
молет будет иметь тенденцию опрокинуться на крыло, то одно
из главных колес коснется земли и будет таким образом пре-
пятствовать опрокидыванию (аналогично подкрыльным поплав-
кам в гидросамолетах).

Для возможности посадки на вездеходное шасси предусмот-
рен очень большой угол заклинения крыла — 8е. Кроме того,
крыло снабжено мощным закрылком, идущим вдоль всего раз-
маха крыла и имеющим относительную ширину, равную 40°/о
хорды крыла. Этим обеспечивается уменьшение угла атаки со-
ответствующего Г(/тах.

Кроме облегчения посадки на неподготовленный аэродром,
вездеходное шасси облегчает также загрузку самолета. При
этом амортизационные стойки главных колес основного шасси
служат как бы гидравлическим домкратом. При загрузке са-
молет опирается на вездеходное шасси и полуубранное носо-
вое колесо главного шасси. Главные ноги шасси выпущены, но
шток гидравлического домкрата находится в крайнем верхнем
положении, так что главные колеса основного шасси хотя и
касаются земли, по почти не нагружены.

После того как загрузка! самолета заканчивается, самолет
устанавливается на основное шасси. Для этого в цилиндре гид-
равлического домкрата создается давление, поршень домкрата
опускается в крайнее нижнее положение и длина ног главных
колес увеличивается. Одновременно выпускается носовое коле-
со и самолет становится на три точки.

При выгрузке давление в гидравлическом домкрате умень-
шается, носовое колесо убирается и самолет устанавливается
на вездеходное шасси.

Аналогичное вездеходное шасси имел также немецкий во-
енно-транспортный самолет Мессершмитт Ме-323.

Шасси с носовым колесом самолетов с реактивными двига-
телями. Шасси с носовым колесом нашло весьма широкое при-
менение на самолетах с реактивными двигателями и оказалось
весьма удобным для них.

Большая часть европейских самолетов с носовым колесом
является самолетами с реактивными двигателями (например,
английский истребитель-перехватчик Глостер «Метеор», немец-
кие истребители Мессершмитт Ме-262, Хейнкель Не-162,
Не 280 и др.).

Реактивный двигатель даже в том случае, когда он нахо-
ди гея внутри фюзеляжа, позволяет без особых затруднении
осуществлять уборку передней стойки, и таким образом устра-
няется одна из основных трудностей установки шасси с носо-
вым колесом па одномоторных самолетах с мотором в носовой
части фю ’.еляжа.

Далее, отсутствие винта позволяет уменьшить высоту шас-
•си и в особенности носовой стойки, что очень ясно видно при
сопоставлении фиг. 7 и 15. Кроме того, поскольку реактивные
двигатели имеют большой расход горючего, посадочный вес их
оказывается значительно меньше взлетного. Это дает возмож-
ность, не выходя за пределы допустимых посадочных скоро-
стей, несколько уменьшить посадочный угол атаки и, следо-
вательно, высоту шасси.

Уменьшение высоты шасси и посадочного веса позволяет
создать более легкую конструкцию шасси.

Фиг. 97. Самолет Хеинкель Не-162 с реактивным двигателем.

Применение шасси с носовым колесом на самолетах с реак-
тивными двигателями рационально еще потому, что ввиду го-
ризонтального положения фюзеляжа горячая струя, идущая от
двигателя, не попадает на поверхность аэродрома (что .могло
бы привести к порче его или к пожару).

На самолетах с реактивными двигателями возникают труд-
ности, связанные с уборкой шасси. В связи со значительным
ростом максимальных скоростей профиль крыла у этих само-
летов делается весьма тонким (относительная толщина равна
9—11%)). Поэтому обычный способ уборки главных колес на
одномоторных самолетах — в междулонжеронную часть кры-
ла— становится затруднительным и эти колеса приходится уби-
рать в фюзеляж.

На многих реактивных самолетах, в частности немецких, ко-
лея шасси получается весьма узкой. Это обстоятельство еще бо-

Фиг. 99. Самолет с реактивными
двигателями, имеющий очень широ-
кую колею шасси.

лее усложняется при высокопланном расположении крыла
(фиг. 97). В этом случае, чтобы избежать значительного удли-
нения главных стоек, их приходится крепить к фюзеляжу, а
шасси убирать в фюзеляж движением назад. Точно так же
©следствие отсутствия у самолетов с реактивными двигателями
больших моторных гондол, уборка главного шасси в моторные
гондолы осуществить не удается. Поэтому у самолетов с двумя
и даже с четырьмя двигателями, расположенными на крыле,
главные ноги часто убираются в фюзеляж (как. например,
на самолете Арадо Аг-234) (фиг. 98). Следствием этого яв-
ляется уменьшение ширины колеи и связанное с ним умень-
шение противокапотажного
угла по отношению к боково-
му капоту.

В противоположность это-
му па некоторых многомо-
торных самолетах из условий
уборки шасси приходится ко-
лею делать непомерно ши-
рокой (фиг. 99).

Следует, однако, подчерк-
нуть, что как уменьшение, так
и увеличение колеи шасси по-
нижает взлетно-посадочные
качества самолета, и отступать от испытанных на практике
размеров колеи следует только тогда, когда это совершенно не-
избежно.

Вес шасси с носовым колесом для самолетов с реактивными
двигателями получается заметно меньшим, чем у самолетов с
нормальными поршневыми двигателями, и в некоторых слу-
чаях снижается до 4—5°/© полетного веса самолета.

Малая высота шасси способствует увеличению угла и в
особенности р2 (см. фиг. 30).

Весьма важное значение для реактивных самолетов имеет
правильный выбор расстояния от главных колес до центра тя-
жести. Поскольку у этих самолетов горизонтальное оперение не
находится в обдувке, эффективность его уменьшается, а следо-
вательно, затрудняется отрыв носового колеса при разбеге.

При прочих равных условиях главные колеса должны на-
ходиться ближе к центру тяжести.

Если линия тяги проходит значительно ниже центра тя-
жести, как, например, у самолета Мессершмитт Ме-202. то
тяга стремится поднять носовое колесо и поэтому главные ко-
леса следует отодвигать назад.

Если же тяга находится выше центра тяжести, как, напри-
мер, у самолета Хейнкель Не-162, то рационально главные ко-
леса сдвинуть вперед. Примерная схема расчета влияния поло-
жения линии тяги приведена в гл. 111.
Амфибии. Консолпдсйтсд РВУ-5А (летающая лодка) имеет
убирающееся шасси с носовым колесом. Главные колеса
расположены по бокам корпуса лодки у переднего редана. Ко-
леса убираются в боковины корпуса лодки, носовое колесо —
назад в корпус.

Механизм уборки шасси имеет гидравлический привод.
Главные колеса оборудованы тормозами с гидравлическим
управлением. Носовое колесо имеет гидравлический демпфер
«шимми». Кроме обычного сухопутного шасси, самолет Консо-
лидсйтед РВУ-5А снабжен также береговым (перекатным) шас-
си с хвостовым колесом. Главные колеса! берегового шасси
установлены впереди главных колес основного шасси, а хвосто-
вое колесо — у заднего' редана лодки.

Представляет интерес установка шасси с носовым колесом
на амфибии Спенсер-Ларсен 8Е-12С. Главные колеса шасси
установлены не на корпусе лодки, а на деревянных подкрыль-
ных поплавках, в задней их части. При подъеме колес поплав-
ки устанавливаются в положение, необходимое для посадки на
воду. Главные колеса оборудованы обычными тормозами и гид-
равлическим управлением. Переднее колесо установлено в но-
совой части корпуса лодки и полностью убирается в полете
и при посадке на воду.

На летающей лодке Консолидейтед 8-31 схема шасси с но-
совым колесом использована для берегового шасси. Это шасси
служит для облегчения транспортировки самолета на суше и
для перевоза на небольшие расстояния.

Поскольку такое шасси не предназначается для поглощения
посадочного удара, амортизационных стоек ни главные колеса,
ни носовое не имеют.

Главные колеса расположены у переднего редана лодки.
Эти колеса в полете подтягиваются вверх, входят в углубление
в бортах лодки и закрываются дверцами заподлицо с обводами
корпуса. Для облегчения самолета при дальних перелетах
главные колеса могут быть легко сняты. Носовое колесо'—спа-
ренное, несъемное. Убирается оно назад и плотно прикрывает-
ся щитком.

За последнее время в США стали изготовлять поплавки-
амфибии, имеющие по два колеса каждый.

На фиг. 100 представлен такой поплавок американской фир-
мы Эдо водоизмещением 13 200 кг (при полном погружении).
Длина поплавка 12,8 м, максимальная ширина 1,72 м.

Стойка главного колеса крепится по оси симметрии поплав-
ка. Каждое главное колесо имеет масляно-пневматическую
амортизационную стойку и тормоза с гидравлическим управле-
нием. Носовое колесо каждого поплавка — ориентирующееся и
так же, как и обычное носовое колесо сухопутного шасси, имеет
центрирующее устройство и демпфер для предотвращения
«шимми».
Большая длина поплав-
ка, необходимая для обес-
печения продольной остой-
чивости на воде, обеспечи-
вает возможность получить
достаточную продольную
базу шасси для обычного
самолета, постановка кото-
рого на сухопутное шасси
с носовым колесом была бы
связана с необходимостью
удлинить носовую часть фю-
зеляжа.

При проектировании и
расчете установки носового
колеса как поплавковых,
так и лодочных амфибий
следует учитывать большое
расстояние линии тяги вин-
тов и центра тяжести над
землей, поскольку это при-
водит к значительному уве-
личению расчетных нагру-
зок на переднюю стойку
(ем. стр. 147).

Должна быть также
обеспечена герметичность
створок, которыми закры-
ваются отверстия в корпусе
лодки для убирания колес.
Это требование диктуется
необходимостью сохранить
форму днища, лодки и за-
щитить механизмы шасси от
коррозии. Прочность этих
створок должна быть до-
статочной для того, чтобы
шооприпять приходящиеся
на нее гидродинамические
нагрузки при взлете и по-
садке на воду.

В табл. 6 наряду с дан
пыми по сухопутным само-
летам приводятся также
геометрические характери-
стики шасси с носовым ко-
лесом самолетов-амфибий.

Шасси с носовым ко-
лесом для планеров. При-
менение шасси с носовым колесом па планерах малых и сред-
них размеров не дает столь существенных преимуществ как на
самолетах. Так как взлет планеров осуществляется при помощи
буксировки, то опасность неуправляемого разворота при нали-
чии шасси с хвостовым колесом устраняется.

Планеры имеют малую нагрузку на крыло (не более 30—
50 кг/м2). Поэтому посадочные скорости у них также малы и
опасность капота уменьшается. На малых и средних планерах
шасси с носовым колесом не применяется.

Значительно большие преимущества дает схема шасси с
носовым колесом для многоместных десантных (или грузовых)
планеров. Уже сама компоновка этих планеров обусловливает
необходимость иметь достаточно длинную носовую часть фю-
зеляжа для компенсации отсутствующего момента от веса мо-
торов. Таким образом создаются благоприятные условия Для
установки носового колеса.

Далее, десантным планерам весьма часто приходится са-
диться на неподготовленные площадки, ночью и т. п. В этих
условиях предотвращение капота, а также возможность посад-
ки с планирования без выравнивания имеют крайне важное
значение.

Отметим, что осуществление посадки с планирования без
выравнивания у планеров облегчается хорошим аэродинами-
ческим качеством (из-за большого удлинения крыла), а также
малой удельной нагрузкой на крыло.

Хотя поломка установки носового колеса при посадке на
неподготовленную площадку весьма вероятна, все же проис-
ходит она реже, чем капот, и при достаточно длинном носе
приводит к менее тяжелым последствиям.

В Англии в авиадесантных частях весьма широко исполь-
зовался планер Эрспид «Хорса», имевший шасси с носовым
колесом.

Основные данные этого планера следующие-

Полетный вес ................... 7040 кг

Площадь крыла . 107 м”

Размах крыла . . 26,8 м

Длина планера 20,1 м

Колея шасси .... 6.9 м

База шасси ... 5,15 ж

В США в последнее время изготовлены крупные десантные
планеры с носовым колесом, среди них Вако СС-13А, Лейсер-
Кауфман ХСС-10А, Дженерал Эрборн ХСС-16 (фиг. 101).
Шасси планера Лейсер-Кауфман ХСС-10А убирающееся.

Немецкий мотопланер Готта Со-244 в моторном варианте
также имел шасси с носовым колесом.

Шасси планера Эрспид «Хорса» (фиг. 102) имеет интересную
конструкцию. Взлет его осуществляется с обычного шасси с но-
совым колесом. После отоыва планера от земли главные колеса
вместе с амортизационными стойками сбрасываются, а посадка
производится на центрально расположенную лыжу и носовое
колесо.

Рассмотрим нормальное (взлетное) шасси с носовым ко-
лесом. Главные ноги имеют масляно-пневматическую аморти-
зационную стойку. Ферма главной ноги пирамидальная. Стой-
ка носового колеса — ориентирующаяся и так же, как и
стойки главных колес, снабжена масляно-пневматическим амор-
тизатором.

Фиг. 101. Транспортный план-р Джснерал Эрборн ХС6-16
с носовым колесом.

Сбрасывание главного шасси осуществляется следующим
образом. Летчик ит кабины при помощи троса отсоединяет
амортизационную стойку сверху и снизу (фиг. 102), которая
после этого падает на землю; У-образные стойки каждой поло-
вины шасси будут стремиться повернуться внутрь относительно
верхней оси. Происходит удар колес, вследствие чего верхние
точки крепления У-образной стойки освобождаются и послед-
няя также падает на землю.

Посадка производится на центральную лыжу, имеющую
пружинную амортизацию и расположенную по оси фюзеляжа,
за центром тяжести самолета. После соприкосновения с зем-
лей планер опускает пос на переднее колесо. В последней части
пробега планер плавно опускается па конец о того из крыльев.

Шасси с носовым колесом для геликоптеров. В последнее
время в связи со значительным развитием геликоптерострое-
ния появилось много геликоптеров, имеющих шасси с носовым
колесом.
Взлет и посадка у геликоптера, как известно, значительно
отличаются от взлета и посадки самолета. Современные гели-
коптеры могут взлетать и садиться почти без пробега, при
этом нормальная посадка у них сойершается с очень малой
вертикальной скоростью.

Фиг. 102. Детали сбрасываемого шасси планера Эрсппд .Хорса".

Шасси геликоптеров служит главным образом для транс-
портировки по земле или для переезда от ангара до места,
старта и обратно. Поэтому выбор типа шасси у геликоптера
определяется в основном его компоновкой и не связан непо-
средственно с размерами, назначением геликоптера и пр.

10. Конструктивные вопросы

Противокапотажные шпангоуты. Па самолетах с носовым
колесом обычно не требус гея постановка специального противо-
капотажного шпангоута, предохраняющего' пилота в случае пе-
реворота самолета на спину. Такой переворот при правильно
скомпонованном шасси может произойти лишь в случае полом-
ки перешей стойки и притом у самолетов с короткой носовой
частью фюзеляжа. В практике эксплоатаииц случаи переворо-
та на спину самолетов с носовым колесом крайне редки. Поэто-
му постановку противокапотажного шпангоута на самолете
Белл-39 (см. фиг. 8) нельзя считать типичной. Интересно от-
метить, то на выпущенном в 1943—1944 гг. истребителе той
же фирмы Р 63, который является развитием модели Р-39, про-
тивокапотажный шпангоут счелан очень слабым.

Переделка самолета под шасси с носовым колесом. Уста-
новка шасси с носовым колесом на самолете, спроектироган-
ном под шасси с хвостовым колесом, обычно связана со значи-
тельными переделками и усилениями отдельных частей кон-
струкции.

Как правило, такие переделки производятся лишь для экс-
периментальных или учебных целей, причем в этих случаях
шасси делается неубирающимся.

Таким образом были переделаны самолеты Дуглас «Дель-
фин» (амфибия), Кертисс-Райт и некоторые другие.

Экспериментальный самолет ЦАГИ для исследования шас-
си с носовым колесом являлся переделкой известного бомбар-
дировщика СБ, имевшего шасси с хвостовым колесом. При
этом была удлинена на 1220 мм и значительно усилена носо-
вая часть фюзеляжа, а главное шасси было спроектировано
заново.

Заслуживает внимания опыт переделки двухмоторного
истребителя Белл «Эракыода» под шасси с носовым колесом.
На опытном экземпляре этого самолета имелось шасси с хво-
стовым колесом; серийные же образцы были поставлены на
убирающееся шасси с носовым колесом. Постановка на ука-
занном самолете шасси с носовым колесом оказалась весьма
рациональной, так как он имел толкающие винты и длинную
носовую часть фюзеляжа, достаточную для обеспечения необ-
ходимой базы шасси.

Установка лыж. В настоящее время имеется очень мало
данных по эксплоатации самолетов с носовым колесом па лы-
жах. Замена колес лыжами, повидимому, может оказаться ра-
циональной только1 в случае посадок на глубокий неукатанный
снег. В этом случае колеса могут сильно увязнуть и в резуль-
тате возникновения очень больших лобовых нагрузок произой-
дет поломка шасси.

При эксплоатации на укатанных аэродромах, а тем более
на льду установка лыжного шасси нерациональна, потому что
из-за невозможности торможения и малого угла атаки при про-
беге длина последнего получается очень большой.

В некоторых случаях может оказаться целесообразной
установка лыж только вместо носового колеса, так как оно
вследствие малого диаметра в большей степени, чем главные
колеса, подвержено опасности зарывания в снег.

Однако в этом случае, как .показывают данные испытаний,
устойчивость пути при движении по земле понижается, так как
возможность носовой лыжи ориентироваться по движению в
значительной мере стесняется сопротивлением снега.

Падение устойчивости пути будет тем значительнее, чем
больше нагрузка, приходящаяся на носовую лыжу.

11. Перспективы развития шасси с носовым колесом

Опыт проектирования и эксплоатации самолетов, имеющих
шасси с носовым колесом, позволяет сделать вывод о том, что
этот тип шасси является более совершенным в отношении про-
стоты и безопасности взлета и посадки, чем шасси с хвостовым
колесом.

Уже в настоящее время шасси с носовым колесом устанав-
ливается в США на подавляющем большинстве самолетов.
Есть все основания считать, что в скором будущем такое шас-
си займет монопольное положение на самолетах всех типов и
назначений как в США, так и в Европе, где развитие этого
типа шасси было задержано второй мировой войной.

Особо благоприятны перспективы применения шасси с но-
совым колесом для пассажирских и транспортных самолетов,
взлетающих и садящихся на хорошо подготовленные аэродромы,
на которых преимущества этой схемы шасси могут быть исполь-
зованы наилучшим образом.

Однако, как уже было сказано, современные конструкции
шасси с носовым колесом имеют еще весьма существенные не-
достатки, не позволяющие использовать все его потенциальные
возможности. Одной из основных задач является усовершен
ствование тормозных систем для устранения опасности пере-
грева и выхода из строя тормозов при энергичном торможении.
Следует, поводимому, ожидать применения в скором будущем
также и реверсивных воздушных винтов, дающих большую от-
рицательную тягу при пробеге и значительно сокращающих
длину последнего. В печати уже имеются сообщения о серий-
ном производстве таких винтов в США.

Далее, поскольку современное шасси с носовым колесом
на мягком и неровном аэродроме в значительной степени те-
ряет свои достоинства и даже может стать более опасным, чем
шасси с хвостовым колесом, то крайне желательно усовершен-
ствование конструкции этого типа шасси в направлении боль-
шей безопасности при эксплоатации на неподготовленных и не-
ровных аэродромах. Для этой цели может быть применена, на-
пример, конструкция с рычажной подвеской колес.

Принцип рычажной подвески заключается в том, что ось
колеса располагается не непосредственно на телескопической
амортизационной стойке, а на конце специального жесткого
рычага, ось вращения которого закреплена на жесткой стойке.
Этот рычаг и стойка соединены шарнирно с амортизатором, ра-
ботающим только на растяжение или сжатие.

На фиг. 103 изображена схема стойки шасси с рычажной
подвеской. К стойке 1 шасси крепится жесткий рычаг 2, кото-
рый может вращаться относительно опоры 3. К другому концу
рычага 2 в точке 7 присоединена ось пневматика. Амортизатор
шасси 6 расположен между точками 4 и 5.

Рассмотрим принцип работы такой конструкции. Пусть на
колесо действуют горизонтальный и вертикальный компоненты
реакции <емли X и У. Эти силы передаются на ось колеса 7
и на плечах I, и Е создают моменты относительно точки 3.
Эти моменты поворачивают рычаг 2 относительно точки 3, что
вызывает сближение точек 4 и 5, а следовательно, обжатие
амортизатора. Вследствие шарнирного крепления амортизатор
воспринимает лишь осевые нагрузки. Такой способ установки
амортизаторов имеет существенные преимущества по сравне-
нию с обычно применяемым в настоящее время консольным
или полуконсольным креплением колеса1 к телескопическому
амортизатору, в частности для шасси с носовым колесом.

Фиг. 103. Шасси с рычажной подвеской колеса.

7—стойка передней ноги. 2— рычаг, 3-опора рычага, 4—верхняя опора амортизатора. 5-ПИж-
ня я опора амор!изатора, б—амортизатор, 7—ось пневматика.

При рычажной подвеске амортизатор разгружен от изги-
бающего момента, обусловленного лобовым компонентом реак-
ции земли и действием тормозов. Из-за этого значительно
уменьшаются силы трения поршня о стенки цилиндра, что де-
лает работу амортизатора более плавной и уменьшает износ
движущихся частей. Кроме того, улучшаются условия работы
уплотнителей, которые в амортизационных стойках, работаю-
щих на изгиб, часто дают течь. В отличие ют обычных кон-
струкций, где лобовые удары поглощаются только пневмати-
кой, при рычажной подвеске в поглощении лобовых ударов.
участвует и амортизатор. Поэтому при тех же пневматиках
посадка и рулежка более плавные.

Амортизатор получается также более компактным, а нога
шасси и рычаг, к которому крепится амортизатор, весьма
жесткими.

Улучшение амортизации лобовых ударов особенно ценно
для шасси с носовым колесом, позволяющего садиться на повы-
шенных скоростях и применять энергичное торможение.

Как уже указывалось выше, при движении самолета по
мягкому или неровному грунту носовое колесо имеет тенден-
цию развернуться относительно оси стойки, что может вызвать
поломку шасси М аварию.

Эти развороты связаны со сдвигом вперед точки приложе-
ния реакции земли на пневматик, вследствие чего плечо устой-
чивости колеса уменьшается и может даже стать отрицатель-
ным.

В обычных конструкциях для увеличения проходимости по
мягкому или неровному грунту приходится увеличивать угол
наклона передней стойки или эксцентриситет колеса. Однако
оба эти мероприятия сильно ухудшают работу амортизатора,
заставляют его работать на изгиб и утяжеляют конструкцию.

Поэтому величины наклона стойки эксцентриситета ограни-
чиваются весьма жесткими пределами и разворот колеса при
мягком грунте в обычных конструкциях стоек происходит срав-
нительно часто.

Фиг. 103 иллюстрирует преимущества рычажной подвески
колес в этом отношении. Если лобовые нагрузки возрастают,
то амортизатор обжимается и плечо устойчивости колеса ( не
только не уменьшается, как в обычной конструкции (фиг. 54),
но даже возрастает.

В настоящее время применяются конструкции шасси с но-
совым колесом, имеющие рычажную подвеску колес как на
главных, так и на носовой стойках.

В Англии на изготовлении шасси с рычажной подвеской
специализировалась фирма Доути, выпустившая за последние
годы много конструкций различного типа и размера. Такое шас-
си установлено на английском истребителе-перехватчике Гло-
стер «Метеор».

Имеется также тенденция к применению управляемых пе-
редних колес как на одномоторных, так и на многомоторных
самолетах. Управление носовым колесом в значительной мере
предотвращает развороты носового колеса на мягком грунте,
увеличивает безопасность при тенденции к заносу самолета при
торможении и позволяет увеличить скорость рулежки. Ряд
спроектированных за последнее время самолетов имеет управ-
ление носовым колесом.

С разни гнем конструкции шасси с носовым колесом тесно
связаны перспективы развития шасси тяжелых самолетов во-
обще, поскольку к последнее время разрабатываются проекты
самолетов весом в 100 т и более и все они имеют шасси с но-
совым колесом. Шасси таких самолетов представляет собой
весьма сложный и тяжелый агрегат. Для уборки и выпуска
шасси в этих случаях рационально применять специальные
электромоторы.

Так, например, каждая нога главного шасси самолета
Боинг В-29 обслуживается тремя электромоторами, из которых
один служит для нормального подъема и выпуска шасси, вто-
рой для аварийного выпуска, а третий для управления створ-
ками, закрывающими отверстия в мотогондоле, куда убирается
шасси.

Для тяжелых самолетов требуются пневматики весьма боль-
ших размеров. Вес таких пневматиков получается очень боль-
шим, а изготовление их связано со значительными технологи-
ческими трудностями. Кроме того, большие колеса сильно заг
трудняют уборку шасси и увеличивают лобовые нагрузки при
раскрутке колес в момент приземления. Поэтому на тяжелых
самолетах целесообразно применять спаренную установку ко-
лес, как это сделано, например, на самолетах Локхид С-69 и
Боинг В-29.

При такой установке колес шасси становится более легким,
так как два спаренных колеса весят меньше, чем одно боль-
шое; уменьшаются лобовые нагрузки при раскрутке колоса,
улучшаются условия теплоотдачи тормозов и увеличивается на-
дежность работы шасси при повреждении одного пневматика.

Анализ показывает также, что отношение веса шасси к пол-
ному весу самолетов с ростом тоннажа должно уменьшаться,
а давление в пневматиках увеличиваться.

Следует отметить, что целый ря I вопросов, связанных с
этим относительно новым в современных условиях типом шас-
си, например выбор .параметров, прочность и пр., до настоящего
времени не получил достаточно полного решения. Поэтому в
ближайшем будущем потребуются энергичные исследователь-
ские работы в этой области.

Пам представляется, что мероприятия по «улучшению» шас-
си с хвостовым колесом, например стопорение хвостового ко-
леса, устройство автоматических приспособлений, ограничи-
вающих тормошой момент при возникновении тенденции к ка-
поту и пр., не смогут устранить основных, принципиальных не-
достатков этой схемы шасси, обусловленных расположением
главных нсориентирующихся колес впереди центра тяжести. —
трудности расчета посадки и склонности к неуправляемым раз-
воротам.

Поэтому шасси с хвостовым колесом нс сможет в будущем
оказать конкуренцию шасси с носовым колесом.
ГЛАВА VII

НЕКОТОРЫЕ СПЕЦИАЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

1. Об устойчивости пути на земле самолетов
с носовым колесом

Исследование устойчивости пути самолета на земле весьма
сложно, главным образом потому, что реакции, действующие
на шасси, зависят от положения самолета и обжатий аморти-
зационной стойки и пневматиков. В главе V мы показали, что,
например, для 'стойчитости движения носового колеса дефор-
мации пневматика имеют решающее значение.

При исследовании устойчивости самолета обычно считают
колеса и стойки шасси недеформируемыми; однако, рассматри-
вая движение самолета и ориентирующегося колеса совместно,
приходится иметь дело с системой довольно сложных диферен-
циальных уравнений.

Поскольку шасси с носовым колесом практически на всем
диапазоне скоростей обеспечивает устойчивость пути, мы счи-
таем возможным этот вопрос рассматривать упрощенно, обра-
тив основное внимание на решающий фактор — положение
главных колес относительно центра тяжести.

Пусть при движении самолета) образуется снос. Тогда на ко-
леса будет действовать лобовая сила X и боковая сила 7. Са-
молет начинает двигаться по криволинейной траектории
радиуса А?:

Р=СУ\

При этом самолет, как известно, получит угловую скорость
вращения вокруг вертикальной оси, проходящей через центр
тяжести

Кроме тою, на самолет будет действовать момент аэродина-
мических сил Му, который обычно сообщает самолету устойчи-
вость. Таким образом, устойчивость самолета при движении
по земле будет зависеть от того, какие моменты станут боль-
шими— дестабилизирующие или стабилизирующие.

Рассмотрим силы, действующие на шасси при сносе.

Установлено, что для рассматриваемого колеса лобовая и
боковая реакции земли зависят в основном от:

1) поверхности аэродрома (коэфициента трения);

2) вертикальной нагрузки на колесо /V;

3) угла сноса [?, т. е. угла, образованного плоскостью обо-
да с направлением движения.

Имеет также значение внутреннее давление в пневматике
и форма рисунка протектора.

При малых углах сноса согласно исследованиям В. С. Вед-
рова1 компонент реакции земли на колесо вдоль движения
будет

2 ^2+^)=АЧ (99)

а компонент, перпендикулярный движению,
^-№,3 Д/У,
где р —угол сноса в радианах;

Ъ— коэфициент трения качения колеса при Р=0;

с — коэфициент, зависящий от размеров, жесткости и вну-
треннего давления пневматика.

При исследовании движения самолета удобно рассматривать
компоненты реакции земли в плоскости колеса и перпендику-
лярной ей плоскости:

X' = X СО8 Р — 281П Р;

7.' =»2со8р |-Аг81п Р;

Так как угол 8 мал, а сила X значительно меньше силы 2,
можно приближенно принять

2' = X =срМ

На фиг. 104 и 105 даны результаты замера коэфициентов
/а- и /г- для колеса размером 750x180 мм. при нормальной
нагрузке X 500 кг и М = 650 кг на земляном грунте и бетоне.
Получается, следовательно, чго при р°= 10°

/г- 0,8, а=0,08,
т. е. /х- Ю/л-.

Таким образом наибольшее значение имеют боковые силы,
действующие на колесо. Приближенно можно учитывать только
их действие, а лобовыми силами пренебречь.

1 .Техника возд) шного флота* № 5-6, 1940.
Рассмотрим сначала шасси с ориентирующимся хвостовым
колесом. Обозначим вертикальную нагружу на главные колеса
через Л/гл, а вертикальную нагрузку на хвостовое колесо через
Л\о. Пренебрегая подъемной силой, имеем

-Г,

X] + х2 ’

1^в-с

Х1 + Х2 ’

где хг и х2 — расстояние от центра тяжести соответственно
до главных и хвостового колес.

на колесо 750x180 в функции угла на колесо размером 750X180 в функ-
сноса. ции угла сноса.

Боковая сила 2Ггл будет действовать только на главные
колеса, поскольку хвостовое колесо ориентирующееся;

*1 т л.>

Момент этой силы относительно вертикальной оси

Возьмем производную момента 7ИГЛ по углу

^Мгя _

Л] + лг2 1

(100)

Очевидно, что -//Л^гл->0 и, следовательно, момент от главных
</3

колес при сносе сообщает самолету неустойчивость. Если
хвостовое колесо неориентирующееся, то на него будет дей-
ствовать боковая сила, которая, как легко убедиться, дает
стабилизирующий момент.

15 И. И. Эскин

225
Боковая сила, действующая на хвостовое колесо, равна

^хв МхвсЗ (7-^—
х,+л2
момент этой силы

ЛГхв=-О-^-с.р.
X] +х2

Суммарный момент от главных колес и хвостового колеса

МуМм = Чл + Мхв=О —С2),

X) + х2
откуда

_^Мсумм_ = о _Х,Х2 /с ( 101)

О₽ X, +х2

Для того чтобы момент боковых сил придавал самолету устой-
чивость, необходимо соблюсти условие с2>с1.

Однако в большинстве случаев это не выполнимо. Для ко-
лес главного шасси с,=4—5; для обыкновенного костыля
с2=/2. где /,— коэфициент трения стали о грунт У ко-

стылей, имеющих посредине узкую полоску в виде ножа. с2
значительно больше, однако такие костыли в настоящее время
не применяются, так как они сильно портят поверхность аэро-
дрома. При неориентирующемся (или стопорящемся) хвосто-
вом колесе подбором формы рисунка протектора и пр. можно
добиться того, чтобы с2 оказалось большим, чем с,.

Однако следует помнить, что при разбеге самолет весьма
быстро подымает хвост и таким образом стабилизирующий мо-
мент хвостового колеса исчезает. При пробеге с торможением
вертикальная нагрузка на хвостовое колесо значительно умень-
шается и. следовательно, также уменьшается стабилизирующий
момент. Таким образом мы приходим к заключению, что мо-
мент боковых сил от сноса при шасси с хвостовым колесом
обычно придает самолету неустойчивость.

Для шасси с ориентирующимся носовым колесом получим

7 С

/И =-0 х'х^-сЗ.

гл X) +х2

В этом случае Х1 и хг — расстояния от центра тяжести до но-
сового и главных колес.

г!М,
4?

О <0.

Х1+Х2

Следовательно, момент реакции земли при сносе дает стабили-
зирующий эффект.
Теперь рассмотрим влияние угловой скорости вращения
самолета вокруг вертикальной оси. Так как колеса находятся
на некотором расстоянии от центра тяжести (х, и х2), то
вследствие наличия угловой скорости у колес образуется до-
полнительный угол сноса:

л о . л О “ух2

глав — у > ор2ХВ (нос) — р .

Этот угол сноса обусловит дополнительные боковые нагруз-
ки на колеса и, следовательно, моменты относительно верти-
кальной оси. Можно легко убедиться в том, что эти моменты
будут уменьшать снос как в случае шасси с хвостовым ко-
лесом, так и в случае шасси с носовым колесом, так как коле-
са, расположенные позади центра тяжести и дающие стабили-
зирующий момент, получат увеличения истинного угла сноса,
а у колес, расположенных впереди центра тяжести и дающих
дестабилизирующий (момент, истинный угол сноса умень-
шится.

Следовательно, независимо от типа шасси, вращение само-
лета вокруг своей вертикальной оси, проходящей через центр
тяжести, уменьшает угол сноса. Очевидно также, что для шасси
с фиксированным хвостовым колесом этот стабилизирующий
момент больше, чем для шасси с ориентирующимся носовым
колесом, так как на последнее не будут действовать при вра-
щении самолета боковые н ъгрузки.

Следовательно, у шасси с носовым колесом все три момен-
та — исходный момент от сноса, момент от вращения с углевой
скоростью и момент аэродинамических сил—дают стабили-
зирующее действие. Поэтому такое шасси при движении по
земле оказывается устойчивым.

Для шасси с хвостовым колесом только два момента—мо-
мент аэродинамических сил и момент от угловой скорост —
уменьшают угол сноса, а третий—момент боковых сил шасси
от сноса—дает неустойчивость. При различных скоростях дви-
жения по земле каждый из этих моментов имеет различную
величину и поэтому самолет с хвостовым колесом может на
одних скоростях оказаться устойчивым, а на других неустой-
чивым.

Момент аэродинамических сил максимален на больших ско-
ростях: он приблизительно пропорционален квадрату скорости.
Наоборот, момент от вращения самолета с угловой ско-
ростью «>у приблизительно обратно пропорционален поступа-
тельной скорости, так как, с одной стороны, с увеличением
скорости уменьшается вертикальная нагрузка на шасси, а с
другой стороны, величина Д З^Др] глав=Ш'1'^1^ обратно пропорцио-
нальна V. Как показывает практика, наихудшим является слу-
чай средних скоростей, когда моменты от угловой скорости уже*
стали малы, а аэродинамические моменты еще незначительны.
На этих скоростях, следовательно, можно приближенно
ограничиться рассмотрением только одних боковых сил колес
от сноса (см. фиг. 17), под действием которых самолет является
неустойчивым, в особенности при торможении или при подня-
том хвосте.

На фиг. 106 показана более точная кривая изменения
коэфициента к, характеризующего устойчивость самолета с
хвостовым колесом при действии всех трех упомянутых момеп
тов. На значительном диапазоне скоростей рассматриваемый
самолет оказывается неустойчивым (й>0). Не нужно, конечно.

думать, что огсутствие устойчивости

Фиг. 106. К определению
устойчивости пути.

пути во всех случаях обязательно
приводит к неуправляемому разво-
роту. Обычно летчик может при
помощи раздельного торможения
колес, отклонения руля направле-
ния и пр. устранить начавшийся
разворот. Однако не всегда эти
средства оказываются эффективны-
ми и если снос достиг значительной
величины, то неуправляемый разво-
рот станет неизбежным. Отсутствие
устойчивости пути требует от лет-
чика внимания для того, чтобы не
дать образоваться опасному сносу.

Рассмотрим влияние различных
факторов на устойчивость самоле-
та при движении по земле.

1. влияние коэфициента
трения. Воспользовавшись упро-
щенными формулами (100) и (101),
можно установить, что с ростом
коэфициента трения устойчивость

самолета с носовым колесом увеличивается. Наоборот, самолет

с хвостовым колесом с ростом этого коэфициента становится
менее устойчивым. Этот вывод имеет очень важное значение.
Получается, таким образом, что самолеты с носовым колесом
особенно устойчивы на хороших бетонированных аэродромах,
на которых самолеты с хвостовым колесом, наоборот, весьма
неустойчивы и подвержены опасности неуправляемого разворота.
С другой стороны, на мягком и скользком грунте, когда сцепле-
ние колес с землей значительно уменьшается, самолет с носо-
вым колесом в значительной мере теряет устойчивость пути и
поскольку для сокращения пробега приходится энергично юр-
мозить колеса, такой самолет оказывается склонным к заносам.

Особенно неблагоприятным является случай блокировки ко-
лес (т. е. случай, когда заторможенные колеса не вращаются),
что при недостаточном сцеплении колеса с грунтом может
произойти даже при не очень энергичном торможении.
В этом случае боковая сила, действующая на колеса при
образовании сноса и создающая стабилизирующий момент, рез-
ко падает. На фиг. 107 приведен график изменения отношения
боковой силы 7 к вертикальной нагрузке /V в функции^7. где
X — тормозная сила для различных углов сноса (5. Этот график
относится к величине максимального коэфициента трения коле-
са о землю /=0,80.

Фиг. 107. Влияние степени торможения колеса на величину
бокового компонента реакции земли на колесо.

На основании приведенного графика можно установить, что
2

отношение^ при р=10° в случае незаторможенного колеса
равно 0,75, а в случае блокированного колеса—всего 0,15,
т. е. в пять раз меньше. Уменьшение боковой силы при блоки-
рованном колесе происходит потому, что в этом случае резуль-
тирующая сила трепня, направленная против движения, дает
боковой компонент, равный всего 7 Л'/ып р. Основная же часть
силы трения, лежащая в плоскости колеса, не будет создавать
стабилизирующего момента.

Полное использование преимуществ шасси с носовым коле-
сом в отношении устойчивости пути на земле возможно таким
образом только на хороших аэродромах. Для повышения сцеп-
ления колеса с мягким или скользким грунтом в последнее вре-
мя в США стали применяться пневматики специальных типов.
Для аэродромов, покрытых льдом, используются так называе-
мые «зимние» колеса, протектор которых имеет металлические
шипы (съемные или завулканизированные в протектор).

Для повышения сопротивления боковому скольжению при-
меняются также пневматики с желобчатым очертанием попе
речного сечении протектора (см. фиг. 48).
То обстоятельство, что шасси с носовым колесом дает наи-
большую устойчивость на бетонированных аэродромах, явилось
одной из причин широкого развития этого типа шасси в США,
где имеется большое количество таких аэродромов. Это также
указывает на благоприятные перспективы применения шасси с
носовым колесом в послевоенное время.

2. Влияние выноса главных колес от центра
тяжести. В случае шасси с носовым колесом увеличение
выноса главных колес способствует увеличению устойчивости.
Для шасси с хвостовым колесом увеличение выноса главных
колес, наоборот, обычно приводит к неустойчивости.

3. Торможение главных колес самолета с носо-
вым колесом (на твердом, нескользком аэродроме) практически
не понижает устойчивости пути, в то время как у самолета с
хвостовым колесом вследствие уменьшения вертикальной на-
грузки на хвостовое колесо торможение значительно уменьшает
устойчивость.

Можно таким образом считать, что шасси с носовым коле-
сом является «антиподом» шасси с хвостовым колесом, посколь-
ку все основные факторы, способствующие увеличению устой-
чивости пути самолета с носовым колесом, оказываются вред-
ными для самолета с хвостовым колесом.

Итак, следовательно, мы убеждаемся в том, что шасси с
носовым колесом является несравненно более совершенным в
отношении устойчивости пути, чем шасси с хвостовым коле-
сом, даже в том случае, когда последнее может стопориться.
Радикальное улучшение устойчивости пути для шасси с хвосто-
вым колесом может быть достигнуто установкой ориентирую-
щихся главных колес, которые должны фиксироваться при ру-
лежке (в противном случае рулежка при боковом ветре будет
невозможна). Однако такая установка конструктивно трудно
осуществима и в настоящее время совершенно не употребляет-
ся. В свое время ориентирующиеся главные колеса применя-
лись на самолетах Блерио.

Отметим следующую особенность шасси с носовым колесом.
Опыт эксплоатации показывает, что устойчивость пути, созда-
ваемая боковыми силами, действующими на главные колеса,
проявляется заметно тогда, когда самолет приобретает доста-
точную скорость. В этом случае вследствие инерции самолет
будет стремиться сохранять первоначальное движение и если
под влиянием каких-либо причин возникнет снос, то на. глав-
ные колеса станут действовать боковые силы, стремящиеся этот
снос ликвидировать.

При небольших же скоростях и при страгивании с места
рулежка оказывается затрудненной. Объясняется это тем, что
в этом случае направление движения самолета в основном опре-
деляется положением носового колеса. Если оно, как это часто
бывает, оказывается сваленным вбок, то в эту же сторону нач-
нется и движение. Лишь после того как носовое колесо уста-
новится в линию фюзеляжа, возможно устойчивое движение
в желаемом направлении.

2. Лобовое сопротивление шасси с носовым колесом

Лобовое сопротивление шасси с носовым колесом, как пра-
вило, больше, чем у шасси с хвостовым колесом. Это обстоя-
тельство имеет сравнительно малое значение при убирающем-
ся шасси. В случае же неубирающегося или частично убираю-
щегося шасси должны быть приняты меры по снижению его
лобового сопротивления.

Приближенно можно считать, что сопротивление главных
стоек шасси с носовым колесом для аналогичных самолетов
равно сопротивлению главных стоек шасси с хвостовым коле-
сом (или даже несколько меньше из-за меньшей высоты у пер-
вых). Лобовое сопротивление передней ноги зависит от место-
расположения ее крепления, а также от формы фюзеляжа, по-
скольку она определяет величину местных скоростей потока,
обтекающего переднюю ногу. По этому вопросу в нашем рас-
поряжении имеется очень мало данных.

В табл. 20 и 21 приводятся величины сх5 лобового сопро-
тивления, отнесенного к скоростному напору, для передних
ног с различными типами обтекателей и колесом диаметром
1196 ми, расположенных на фюзеляже, имеющем очертания,
типичные для современного транспортного самолета. Вели-
чины сл5 даются для различных положений передней ноги
относительно носа фюзеляжа.

На основании табл. 20 и 21 можно сделать следующие вы-
воды.

Наименьшее лобовое сопротивление получается при обтека-
теле типа 1. При этом оказывается, что для этой наиболее вы-
годной установки величина лобового сопротивления почти не
зависит от высоты передней стойки и расстояния точки ее
крепления от носа фюзеляжа. Этот вывод важен, так как кон-
структору дается возможность в довольно широких пределах
изменять высоту передней стойки и перемещать точку ее креп-
ления без существенного увеличения лобового сопротивления.
Другие типы обтекателей при увеличении высоты стойки и
смещении ее назад дают заметный рост лобового сопротивле-
ния, причем увеличение высоты стойки имеет относительно
большее значение.

Данные табл. 21 показывают также, что для того, чтобы
лобовое сопротивление частично убирающейся передней стойки
стало меньшим, чем сопротивление наилучшей из неубираю-
щихся стоек, пневматик должен быть убран в фюзеляж не ме-
нее чем наполовину. Сравнение величин лобового сопротивле-
ния передних стоек, имеющих обтекатели типа I или II, с со-
противлением стоек главного шасси, снабженных аналогичны-
ми обтекателями, показывает, что лобовое сопротивление, при-
Величины сх8 неубирающихся передних стоек при различных расстоя-
ниях точки крепления стойки от носа фюзеляжа и различных длинах
стойки (пневматик диаметром 1196 мм)

Тип обтекателя Расстояние от нижнего края пнев- матика до нижней по- верхности фюзеляжа в долях диаметра пневматика
Расстояние от точки крепления передней стойки до носа фюзеляжа в долях диаметра пневматика
0,3 0,73 2,14 3,64
2 0,0289 0,0348 0,0195 0,0175
1,5 0,0218 0,0260 0,0392 0,0359
Без обтекателя 1,3 0,0113
1.06 0,0208 0,0362 0,0292

Обтекатель только на стойке 2,02 2,01 1,52 1,5 0,0161 0,0142 0,0196 0,0190 0,0304 0,00274
Обтекатель типа I на 2 0,00695 0,0073 0,00915 0,0116
стойке н пневматике не- 1,5 0,0055 0,00875 0,00915 0,0139
редней ноги 1,5 — — — —
1,25 0,0062 ' ' —- —
1,16 0,0075 — .—
1.11 0,0095
Обтекатель типа II на 2 0,0190 0,0187 0,0274
стойке и пневматике 1.5 — 0,0168 0,0176 0,0179
передней ноги 1,06 — 0,0077 —
/ А 1 1,02
V У
Величины сх5 частично убирающихся передних стоек шасси при
различных расстояниях точки крепления стойки от носа фюзеляжа
и различных длинах стойки

Тип обтекателя Расстояние от нижнего края пневматика до нижней по- верхности фю- с:г8
Расстояние от точки креп- ления передней стойки до носа фюзеляжа в долях диаметра пневматика
зеляжа в долях диаметра пневматика 0,73 2,14 3,62

Без обтекателя

0,75 0.5 0.25 0,0148 0,0016 0,0018 0,0177 0,059 0,00222
0,75 0,0018 0,00296
0,50 — ——
-

0,00635

0,00435

Обтекатель типа III передней
ноги при частичной уборке
колеса

холящееся на единицу фронтальной площади, остается во всех
случаях примерно постоянным.

Приведенные в таблицах значения с*8 даны без учета
увеличения сопротивления из-за обдувки винта. Если перед-
няя стойка находится в зоне обдувки, то величины сх8 должны
быть увеличены.

3. Сведения по эксплоатации

Рулежка. Вследствие хорошего обзора на земле и возмож-
ности (без опасения капота) энергичного торможения, а также
устойчивости пути рулежка самолетов с носовым колесом зна-
чительно облегчается.

Чтобы сохранить заданное направление при выруливании с
места стоянки, следует поставить ориентирующееся носовое ко-
лесо в линию фюзеляжа, так как в противном случае свалива-
ние носового колеса набок может вызвать заворот сразу же
после начала движения. Носовое колесо имеет тенденцию пово-
рачиваться вбок от центрального положения в тех случаях,
когда стойка его наклонена к фюзеляжу, поскольку при этом
центр тяжести колеса опускается (см. фиг. 38,//). Хороший об-
зор исключает необходимость рулить «змейкой» (зигзагами).
На небольших скоростях, когда рули обычно мало эффектив-
ны, управление самолетом осуществляется раздельным тормо-
жением главных колес.

Чтобы избежать чрезмерного износа тормозов, рекомендует-
ся рулить медленно. Если замечено, что носовое колесо недо-
статочно хороню ориентируется по направлению движения, то
целесообразно отключить демпфер «шимми». По мягкому грун-
ту (грязь, песок, мягкий снег) рулить следует осторожно.

Носовое колесо имеет тенденцию зарываться в землю или
развернуться относительно оси стойки, так как центр давления
грунта на пневматик при этом смещается вперед (см. фиг. 54).
Это может привести к поломке носового колеса, и серьезной
аварии. Поэтому по мягкому грунту не разрешается быстро
рулить, а тормозить следует осторожно и плавно. Точно так
же не следует без особой нужды давать резко газ моторам и
производить развороты малого радиуса.

Развороты вокруг одного заторможенного колеса, как пра-
вило, не рекомендуются, так как при этом носовое колесо раз-
ворачивается значительно больше, чем это нужно для поворота
самолета, а внутреннее колесо зарывается в грязь. Минималь-
ный радиус внутреннего колеса должен быть в этих условиях
не менее 3—5 м.

Если самолет при рулежке остановился и нормальной да-
чей газа всем моторам его нельзя сдвинуть с места, то сле-
дует проверить положение носового колеса и если нужно, раз-
вернуть его вручную. Желательно, чтобы во время рулежки по
мягкому грунту один из членов экипажа находился впереди
самолета и давал сигналы пилоту о положении носового коле-
са, а в случае необходимости развернул бы его с помощью
рычага в нужное положение.

Если грунт аэродрома слишком мягок и колеса проседают
более чем на 12—15 см. то самолет следует буксировать до
места старта. Рулежка по мягкому грунту значительно облег-
чается при наличии управляемого носового колеса.

Взлет. На аэродроме с твердым грунтом взлет производит-
ся весьма просто. Перед дачей полного газа обычно следует
прорулить метров 10 для того, чтобы ориентирующееся носо-
вое колесо установилось в линию разбега. Если угол атаки са-
молета в положении на трех точках велик, стояночная нагруз-
ка на носовое колесо мала, а ось винтов расположена невы-
соко, то носовое колесо легко отрывается от земли без вме-
шательства летчика и разбег вплоть до отрыва от земли про-
исходит на трех колесах. Однако у большинства самолетов
стояночный угол недостаточен для взлета с трех точек и по-
этому для отрыва от земли летчик должен взять ручку на
себя и поднять носовое колесо; При этом возможны два слу-
чая:

1) отрыв носового колеса происходит одновременно с от-
рывом (всего самолета (т. е. отрыв носового колеса произво-
дится на взлетной скорости);
2) отрыв носового колеса происходит на скорости мень-
шей, чем взлетная, и последняя часть разбега производится на
главных колесах.

Предпочтение тому или другому способу дается в зависи-
мости от того, достаточна ли мощность рулей для отрыва но-
сового колеса при относительно малой скорости и обладает
ли самолет продольной устойчивостью при движении на одних
главных колесах (см. гл. III). Обычно оба эти требования вы-
полняются у самолетов, главные колеса, которых расположены
сравнительно недалеко позади центра тяжести, и в этом случае
предпочитают вторую половину разбега производить с подня-
тым носовым колесом, так как при наезде носовым колесом на
бугор угол атаки крыла увеличивается и самолет может резко
«взмыть». Если же самолет не обладает продольной устойчи-
востью при движении на главных колесах, а аэродром ровный,
то желательно вплоть до отрыва от земли держать самолет на
трех точках. После отрыва самолета от земли действия лет-
чика таковы же, как и в случае шасси с хвостовым колесом.

Ввиду большого лобового сопротивления шасси с носовым
колесом необходимо его быстро убирать. Взлет самолета с
мягкого (грязь, песок), скользкого (лед, мокрая трава) или
неровного аэродрома затрудняется. В этом случае во избежание
зарывания и разворота носового колеса, а также взмывания
самолета следует оторвать носовое колесо возможно раньше
и разбег совершать на главных колесах. Если мощность рулей
позволяет, то носовое колесо нужно постараться оторвать сра-
зу же после дачи полного газа.

Наивыгоднейший (т. е. наиболее короткий) взлет на мягком
грунте, имеющем большой коэфициент сопротивления движе-
нию, получается при большом угле атаки и, следовательно,
ранний подъем носового колеса выгоден и в этом отношении.
В случае мягкого или скользкого грунта уменьшается сопро-
тивление боковому скольжению главных колес и самолет те-
ряет способность автоматически выдерживать направление
взлета. Поэтому от летчика требуется повышенное внимание
для того, чтобы не допустить большого сноса.

Отклонение щитков или закрылков может сократить длину
разбега. Потребный угол отклонения зависит от состояния
грунта и может быть определен обычными методами.

Посадка. Существует два основных типа посадок на само-
летах с носовым колесом:

I) посадки с планирования без выравнивания;

2) посадки с выравниванием.

Приземление с планирования без выравнивания являыся
наиболее простым видом посадки и требует от летчика мини-
мума уменья и внимания. Совершая такую посадку, летчик
планирует при угле атаки, дающем минимальную скорость сни-
жения или блтком к нему, пока самолет коснется земли. При
этом в зависимости от комш новкц шасси, угла. планирования
и пр. первыми встретят землю или главные колеса, или носо-
вое колесо, или все три колеса одновременно.

Выше уже указывалось, что вертикальные скорости при
планировании у современных самолетов, имеющих большую на-
грузку на крыло, столь значительны, что пока практически не
удается осуществить амортизацию шасси, способную поглотить
энергию удара. Поэтому посадка с ‘планирования без выравни-
вания применяется только на учебных, тренировочных, а также
на некоторых экспериментальных самолетах с неубирающимся
шасси и небольшой нагрузкой на крыло, у которых увеличение
веса шасси и хода амортизатора может быть допущено.

Вертикальная составляющая скорости может быть умень-
шена при снижении с работающим мотором, однако .в этом слу-
чае увеличивается поступательная скорость, что вызывает не-
обходимость большой посадочной площадки.

Большинство современных самолетов с носовым колесом, как
'военных, так и гражданских, совершают посадку с выравнива-
нием на главные колеса с последующим опусканием носового
колеса. Шасси с носовым колесом допускает весьма большой
диапазон посадочных скоростей без опасности взмывания и по-
этому в зависимости от обстоятельств можно садиться на раз-
личных скоростях. Для сокращения послепосадочного пробега
и уменьшения лобовых нагрузок на шасси выгодно садиться на
скорости, близкой к минимальной, т. е. с сильно опущенным
хвостом.

Для уменьшения участка выдерживания самолета над зем-
лей в тех случаях, когда подход к аэродрому затруднен, вы-
годно садиться на повышенных скоростях, однако в этом слу-
чае шасси будет подвержено большим лобовым нагрузкам, а
также потребуется энергичное торможение, могущее вызвать
перегрев тормозов.

Обычно посадка 'Осуществляется на скорости, несколько
большей, чем минимальная, с опущенным хвостом, однако не
настолько сильно, чтобы имелась опасность задевания земли
хвостом. Следовательно, так как положение самолетов с носо-
вым колесом в момент соприкосновения с землей, а также по-
садочная скорость при обычных посадках примерно такие же,
как и у самолетов с хвостовым колесом, то и подготовительные
операции (заход на посадку, планирование и выравнивание)
осуществляются на тех же расстояниях от земли и аналогичным
образом.

Скорость планирования перед посадкой самолетов с носовым
колесом, имеющих нагрузку на крыло 150—200 кг/м2, состав-
ляет 160—220 км/час. На высоте 8—12 м самолет выравнивает-
ся плавным выбиранием ручки на себя. Выдерживание произво-
дится на высоте 0,5—1 м, после чего самолет парашютирует с
опущенным хвостом. При касании главными колесами земли
хвост обычно должен быть примерно посредине между его по-
ложениями, когда самолет находится на трех колесах и когда
хвост касается земли.

Если аэродром достаточно велик, то после касания главных
колес земли нужно дать самолету пробежать на главных
колесах приблизительно метров 100—200, после чего плавно
опустить носовое колесо и приступить к торможению главных
колес. С уменьшением скорости летчику становится все труд-
нее и труднее удержать носовое колесо в воздухе и поэтому
момент, когда нужно опускать нос, «подсказывается» самим
самолетом.

Тормозить следует сразу же после соприкосновения носового
колеса с землей, так как из-за малого лобового сопротивления
в положении на трех точках пробег может оказаться слишком
большим. Торможение па первой стадии пробега следует про-
изводить отдельными плавными нажимами, следя за прямоли-
нейностью пробега. По мере уменьшения скорости интенсив-
ность торможения увеличивается и в конце пробега можно при-
менять полное торможение. Длина пробега у современных са-
молетов в зависимости от состояния грунта и степени торможе-
ния может составлять 200—800 м.

Такова в общих чертах техника посадки на подготовленный
аэродром нормальных размеров. При посадке на малую пло-
щадку нужно энергично пользоваться тормозами и поэтому при-
ходится опускать носовое колесо сразу же после соприкоснове-
ния главных колес с землей, а иногда даже садиться с затормо-
женными в воздухе колесами. Однако такую посадку следует
применять лишь в самых крайних случаях, так как при этом
возникают очень большие нагрузки на пневматик и конструк-
цию шасси, могущие привести к срыву покрышки и аварии.

При посадке на мягкий или скользкий грунт нужно прини-
мать такие же меры, как и при взлете, а именно: не допускать
зарывания носового колеса, а также сноса самолета. Для этого,
если размеры посадочной площадки позволяют, следует удер-
живать носовое колесо от опускания возможно' дольше и не до-
пускать резкого торможения. Особое внимание нужно обращать
на сохранение прямолинейности пробега и исправлять отклоне-
ния в направлении движения только рулем направления (а не
тормозами).

Буксировка. Кроме обычных случаев буксировки, необходи-
мость последней для самолетов с носовым колесом может быть
вызвана опасностью зарывания носового колеса в мягкий грунт
при даче газа, торможении и пр.

Буксировка, как правило, осуществляется носом вперед.
Обычно на передней ноге шасси имеется специальное ушко, к
которому крепится буксировочный трос. Трос может также кре
питься и к главным стойкам. Иногда вместо троса применяется
тяга, которая крепится жестко к передней ноге. Буксировка
вперед хвостом нежелательна, а для некоторых самолетов нс-
допустима, так как носовое колесо при этом имеет тенденцию
развернуться.

В тех случаях, когда по каким-либо причинам самолет сле-
дует буксировать хвостом вперед, буксировочный трос должен
крепиться к главным ногам шасси, а у носового колеса должен
находиться человек, управляющий носовым колесом при по-
мощи тяги.

При вынужденной посадке летчик в зависимости от обстоя-
тельств должен решить —садиться с выпущенным или убран-
ным шасси. Летчик должен знать минимально допустимые раз-
меры посадочной площадки при наиболее энергичном тормеже
нии и в случае необходимости садиться с заранее заторможен-
ными колесами. Посадочная скорость при такой .посадке долж-
на быть минимальной.

В случае, если посадка с выпущенным шасси невозможна,
садиться также следует с максимальным углом атаки, т. е. с
опущенным хвостом. Если вследствие нарушения механизма
уборки или какой-либо другой причины передняя нога шасси
не выпускается пли же летчик заметил серьезные повреждения
ее конструкции, то даже в том случае, когда главное шасси вы-
пускается, посадку обычно нужно совершать с убранным шасси.
Только в тех случаях, когда можно прижать хвост к земле и
удержать его в таком положении до весьма малой скорости, до-
пустима посадка с невыпущенной или поврежденной передней
ногой. Если летчик в полете обнаружил, что система тормозов
шасси вышла из строя, то при приземлении на посадочную пло-
щадку ограниченных размеров в большинстве случаев также
рекомендуется садиться «на живот». Посадка на воду должна
производиться с убранным шасси.

Посадка с боковым ветром. Применяются два способа по-
садки с боковым ветром. При первом способе летчик, учитывая
снос от бокового ветра, изменяет курс так, чтобы самолет сно-
сило к намеченному месту посадки. Самолет подходит к земле
и летит над ней со сносом.

Непосредственно перед приземлением летчик устраняет снос
и берет курс парасглельно посадочной дорожке. Для того чтобы
хватило времени для выполнения этих маневров, длина участка
выдерживания самолета должна быть большей, чем при обыч-
ной посадке, а высота выравнивания меныпей для того, чтобы
в процессе парашютирования нс успел образоваться снос.

При втором способе летчик устраняет снос от бокового
ветра тем, что при планировании дает крон в сторону ветра.
Непосредственно перед приземлением летчик убирает крен и
садится на два колеса.

Опасность посадки с боковым ветром, как известно, заклю-
чается в том, что, несмотря на принимаемые летчиком меры, в
момент соприкосновения самолета с землей продольная ось са-
молета может не совпадать с направлением движения. Вслед-
ствие этого на шасси будет действовать большая боковая сила.
После соприкосновения с землей самолеты е хвостовым и носо-
вым колесом в этих условиях будут вести себя по-разному.

При наличии шасси с хвостовым колесом, не обеспечиваю-
щем устойчивость пути, угол сноса (если величина его доста-
точно велика и летчик не успел ликвидировать снос в самом
начале) будет увеличиваться. При этом может произойти или
поломка шасси, или неуправляемый разворот, или же опро
кидывание самолета на крыло. При наличии шасси с носовым
колесом начальный угол сноса будет уменьшаться вследствие
стабилизирующего действия главных колес.

Таким образом при прочих равных условиях шасси с носо-
вым колесом допускает больший угол сноса при посадке. Наи-
более опасным для такого шасси является первый момент со-
прикосновения с землей, когда боковая сила, действующая на
шасси, весьма велика.

Так как опасность неуправляемого разворота устраняется,
то величина допустимого сноса при посадке самолета с носовым
колесом может быть ограничена либо прочностью шасси на бо-
ковые нагрузки, либо — при малой колее шасси и высоком
расположении центра тяжести — опасностью опрокидывания на
крыло.

Существует еще одна опасность посадки со сносом на само-
летах с носовым колесом. Заключается она в том, что после
выпрямления сноса на земле самолет может получить направ-
ление, составляющее значительный угол с посадочной дорож
кой; так как устойчивость пути на, большой скорости при таком
типе шасси весьма велика, то летчик может не успеть изменить
курс и самолет выскочит за дорожку.

Поэтому применяемый иногда на самолетах с хвостовым ко-
лесом способ посадки с боковым ветром, при котором крен в
сторону ветра не убирается, а посадка производится на одно
колесо, опасен при наличии шасси с носовым колесом. При этом
моменты от лобовой и боковой нагрузок будут действовать в
одну сторону, в результате чего самолет значительно изменит
курс и, как показывает опыт эксплоатации, может выскочить за
пределы посадочной дорожки. Таким образом можно сделать
вывод, что, хотя шасси с носовым колесом облегчает посадку
с боковым ветром, все же оно не делает ее вполне безопасной.
Точно так же это шасси в его современном виде не позволяет
уменьшить необходимое число посадочных дорожек, а следо-
вательно, и площадь аэродрома.

При посадке с плохой видимостью (на самолетах, не рас-
считанных на посадку с планирования без выравнивания) целе-
сообразно приземляться на большей скорости, чем при обычной
посадке с хорошей видимостью. Посадка на минимальной ско-
рости более опасна из-за возможности выравнивания на недо-
пустимо большой высоте.
4. Данные об эксплоатации самолетов
с реактивными двигателями

Опыт эксплоатаоди самолетов с реактивными двигателями
еще недостаточен и поэтому имеющиеся по этому вопросу дан-
ный ограничены.

Можно указать на следующие особенности посадки само-
летов с реактивными двигателями:

1. Максимальная скорость горизонтального полета у этих
самолетов значительно превышает скорость предпосадочного
планирования. Поэтому при подходе к аэродрому на большой
скорости требуется достаточно большое время для того, чтобы
погасить поступательную скорость самолета до такой величины,
когда можно выпустить посадочные щитки и перейти на плани-
рование.

2. Некоторые реактивные двигатели имеют плохую приеми-
стость. В результате этого имеется опасность того, что после
уменьшения мощности мотора перед посадкой не удастся быст-
ро перевести мотор на режим большой мощности. Таким обра-
зом у летчика нет уверенности в том. что при невозможности
совершить посадку с первого захода (из-за неточности расчета
или по другим причинам) он сможет сделать второй круг.

Это обстоятельство отмечалось, например, при летных испы-
таниях американского истребителя Локхид Р-80 \

Если расчет посадки был произведен недостаточно точно и
самолет вынужден приземлиться близко к концу посадочной
площадки, то необходимо энергично тормозить для того, чтобы
самолет не выскочил за пределы аэродрома.

Длительная рулежка с помощью реактивных двигателей нс
производится. Если все же для рулежки применяются реактив-
ные двигатели самолета, то поскольку оперение находится вне
отходящей струи, эффективность вертикального оперения на
малых скоростях оказывается значительно меньшей, чем у са-
молетов с винтомоторной установкой. Поэтому приходится бо-
лее интенсивно применять колесные тормоза, что приводит к
повышенному их износу.

1 .Техника воздушного флота' № I, 1946.
ЛИТЕРАТУРА

1. Н. П Толстых, Геометрические параметры трехколесного шасси.
Технические отчеты ЦАГИ, серия IX и 1Х-1, 1940.

2. И. И Эскин, Трехколесное шасси и его расчетные нагрузки
.Техника воздушного флота" № 3, 1910.

3. В. В. Столбов, Трехколесное шасси. .Вестник воздушного флота*
№ 14. 1942.

4. Самолет .Аэрокобра* с мотором Аллисон. Техническое описание.
Оборонгиз, (94,5.

5. Инструкция летчику по эксплоатации самолета .Норт-Америкен*
В-25С Изд. Редакционно-издательского отдела Аэрофлота, 19,5.

6. Руководство по ремонту самолета .Бостон". Изд. Военно воздушной
академии Красной армии им. Жуковского, 1943.

7. Руководство для пилота по эксплоатации и технике пилотирования
самолета .Босюн III* (Дугл с ЦВ-7В). Изд Амторга, 1912.

8. В. С. Ведро в, О силах, развивающихся при качении пн’вматика
с боковым скольжением «Техника воздушного флота* № 5—6, 1910.

9. И. И. Эс кин, Трехколесное шасси и его расчетные нагрузки. «Тех-
ника воздушного флота* № 3, 1940.

10. Г. Е. Ч у п и л к о, Самолетные тормозные устройства. Оборонгиз.
1940.

11. В. С. Чулков, Тормозная система самолетов Дуглас А-20А (.Бо-
стон*), А 2>1В и А-20. Изд. ВВА им. Жуковского, 1944.

12. М В. Келдыш, Шимми переднего колеса трехколесного шасси.
Труды ЦАГИ № 564. 1945.

13. Д. Н. Гуреев, Самовозбуждающиеся колебания ориентирующихся
передних колес самолета при трехколссном шасси (шимми). Груды ВВА
им. Жуковского, вып. 134, 1945.

14 И. И. Эскин, Шасси с носовым колесом. .Техника воздушного
флота* X» 9, 1945.

15. И. И. Эскин, Вопросы проектирования шасси с носовым колесом.
•Техника воздушного флота* К? I, 1946.

16 Г. А. Токарев, Трехколесное шасси самолета МоНН-Атепсап В-25.
Изд. ВВА им. Жуковского, 1943.

17. А. М й 1111, Ай.чсгеи'э аэ ЬаптНпя Вгакеэ (Применение воздушных
винтов в качестве тормозов при посадке), .АйсгаН Епд1пеепп(»* № 186,
1944. См. также Пицадтейг иш! Тесйпкк, уо). 5, № 2, 1943, уо1. 5, Те 8,
1943.

18. \Уе1ск Р. Е., Тйе XV-! Айр1апе, ,Ау1и(1оп* № 7, 1934.

19. 8 11 а п 1 у Р. К., ТаП ХУЬее! от Ыоэе \У11ее1? (X востовое колесо или
носовое колесо?) „Ау1а1юп* № б, 1936.

20. ХУепИп^ег С. 3. апй Зопеэ Р. Т., А 81ш1у о! Оеэ^п СопбШогж
Тог Тпсус1е ГашИп^ Сеагэ. (Исследование расчетных условии для трехколе-
сного шасси) .Зошпа! о) АегопаиИса! 8с1епсеэ* № 7, 1938.

21. .Тйе Тйгее-иДее! с! ПпйсгсагпаЕе* (Трехколесное шасси), .АйсгаН
ЕщДпеспиц* № 110, 1938.

22 Лопе» Е. ап<1 С о о к Р., Аегор1апе ЦпйегсагпаЕеэ (Самолетное
шасси), .АйсгаН Еи^щееппн* № ИЗ, 1938.

23. 11111 (1„ П1е Тпсус1е Цпйегсагпа^е (Трехколеснос шасси), .АйсгаН
Епдтпееппу* № НО, 1938.
24. 8 1П 111 В., Мозе ХУЬее! Оез1§п Боайз (Расчетные нагрузки носового
колеса), „Аего ВфезГ № 4, 1938.

25. V/ а г п е г Е. К. ап<1 М 81 е г в о п В. В., ЕхрептеШа! 1пуез|!да11опз
о! Тпсус1е ЬапсИпц Оеаг РегГогтасе (Экспериментальное исследование ха-
рактеристик трехколесного шасси), „Айсгай Еп^пеегМ^* № 122, 1939.

26. \Уу Не 3., В>папнс РгоЫетпз о! Ию Тису 1е АНдЬНпд Оеаг (Вопро-
сы динамики трехколенного шасси), .Зоигпа! о! АетопаиПса! 80100003“ № 2,
уо!. VII, 1939.

27. XV е г п 117 XV., В!е Еп1ш1ск1ипл дез ВидгасИаНги'егкез 1п Ашепса. (Раз-
витие шасси с ноговым колесом в Америке). »ЕиЙи'18з1п* № 3, 1910.

28. XV а 1 к е г Р, В., Тпсус1е Спдегсагпа^е Оез^п (Конструкция трех-
колесного шасси), .Айсгай Еп{т|пеег1пЕ* № 136, 1940.

29. Та у 1 о г 3. Ь„ Озп’П. Поп о! сазЕ пп^ ХУИесЬ (Колебания ориенти-
рующихся колес), .Айсгай Еп^пеепп^" № 1 13, 1944.

30. Зепк!пз Е 8. апй Иопоуап А Е„ Гг1сус1е ЕапсНп^ О-*аг (Трех-
колссное шасси) .Зонта! о! АегопаиСюа! 8с|‘епсез* 10, 11, чо1 IX, 1942.

31 За га у Р„ Ви^гасЗ одет Несктад (Носовое колесо или хвостовое
колесо), .Е1и{тсееЬг ипд Тес1ш1к № 3, 1911.

32. К о п I г о V 1 I 7 А., 81аЫ1Ну о( Саз!епп{> \УЬее1з Тог Айсгай 1.апд1п^
Оеагз (Устойчивость ориентирующихся колес шасси самолета), НАСА, Не-
рот! № 086, 1910.

33. Тау1ог 3. Ьосктуоод, ОзсШайоп о! СазГепп^ ХУ1тее1з (Колеоания
ориентирующихся колес), .Аисгай Еп;’!пеег1п(?* м» 113, 19И.

34. Н о ту а г д, XV а 11 е г В. Д, Еи11 8са1е 1п*з11('л!1оп о( Н1е ЕПес( о!
8еутга1 Рас!отз он !Ье 81Гипту о! Саз(еппй XVпееI8. (На1урные исследования
влияния различных факюр н на характеристики .шшмн* ориентирующих-
ся колес), М 4СА, Теейп! а! Мо1е № 766. V

33. XV а г п е г Е. К., ГЬе Г)оиЫе 8р1пд1е ХУ11ее1 Саяепп^ 8уз(ет Гог Ай-
роле Мозе ХУЬее1з (Установка о >иангирущихся коле перешей ноги шасси
на двух осях), »С1суб1апс! РпептаИс Тоо! Сотрапу, С1еуе1 тс!*, О1по.

36. О. Маргит. Мозе XVI] е! 81М1П пу Оатрсгз (Демпферы .шимми*
носового ко 1еса), „Аето ЕИрез!* № 6, 1942

37. 3. В. РеСегзоп, Вашр1п^ СЙата^сп’зйсз о! Оаз11ро1з (Характеристи-
ки демпфербв), МАСА, ТесЬшса! Мо!е м» 830.

38. С. В. Ё1уегз, 3. В. Н и г I, Сопдиез! о! Моке ХУбее! 811пшпу (Устра-
нение .шимми* носового колеса), „Аето В1ке->1* № 6, 1911.

Описание конструкции ряда самолетов, имеющих шасси с носовым ко-
лесом, можно найти в следующих книгах и журналах:

I. Абрамс .Эксплорер", .Айсгай Епрпееппц* М» 10, 1939.

II. Белл Р-39 .Эракобра*, ,АУ1а!1<>п* № 5, 1943.

111. Дуглас .Бостон III' (А-20), .Ау1а!!оп* № 1. 1944;

Руководство по ремонту самолета ,Б >стон“, изд. Военно-Воздушной
академии Красной Армии, 1941.

IV, Коисолидейгед В-24, ,Аетор1апе*, 12/У 1944.

V. Консолидейтед РВУ-5А .Каталина", ..Аего-В^сз!", IX 1914.

VI. Мартин В-26, .Аего-ТЛ^ез!", 15/У!1 1911

VII. Норт-Америкен В-Д>. .Аего-Э^ез!*, 1/У 1914.

VIII. Армстронг-Уитворт АХУ-41 .Альбимарл*, .Аетор1апе*, 30/У1 1944.

IX. Эрспнд .Хорса* (десантный планер), »Аетор1апе*, 25/\/ 1944.

X. Мессершмитт Ме-262. .Техника воздушно!о флота' № 1, 1 «46.

XI. Р-80 „Шутинг Стар'. .Аето-ЕПеез!*, 1/ХЛ1 и 1/1Х 1915. .Ау1аНоп*,
1/УП 1945.

XII. Глостер .Метеор*. »Аегор1апе* № 1790, 1945.

XIII. Дс-Хэвиленд .Вампир*. .Аетор1апе* № 1801, 1915, Е1)Р1И №№ 1097,
1098, 1930, 1946.
ОГЛАВЛЕНИЕ

Стр.

Предисловие.................................. 3

Основные обозначены I ................. 7

Глава I.

Краткая история

1. Применение шасси с носовым колесом на перв ах самолетах ... 9

2. Преимущества и недостатки первых конструкции шасси с носовым
колесом ... . ..........11

3. Причины отказа от шасси с носовым колесом ... . . 12

4. Возрождение и развитие в США шасси с носовым колесом . . 14

5. Применение в Европе шасси с носовым колесом . 20

Глава II.

Преимущества и недостатки шасси с носовым колесом
1. Преимущества шасси с носовым колесом............... ... 25

2. Недостатки шасси с носовым колесом ....... - . .31

3. Посадка с планирования без выравнивания.............. .32

4. Длина посленосадочного пробега ............. . . 39

5. Приближенный метод расчета пробега . . .... . . 41

6. Расчет пробега без учега влияния иодъемой силы . . 43

7. Анализ факторов, влияющих на длину пробега.............46

8. Применение реверсивных винтов......................... 51

9. Применение тормозных парашютов........................ 53

Глава III.

О Компоновка самолета и выбор основных параметров шасси

< I. Установка шасси с носовым колесом на самолетах различных схем 54

12. Положение главных колес . . ... ............. 62

I 3. База шасси......................................... • 70

а 4. Колея шасси . . . . ............................ 72

5. Стояночный и посадочный углы . . . . . . •............. 78

6. Высота шасси............................. •............... 80

7. Установка носового колеса .......................... . 84

<4. Максимальный угол поворота колеса относительно осн стойки . 89

Глава 11/.

Колебания („шимми") носового колеса

I. Определение .гаимнн* ...................... 91

2. Средства бо >ьбы с .шимми*............................... 100

3. Определение козфици нтов. входящих в уравнения .шимми* . . . 103
4.

Устойчивость носового колеса при движении по мягкому грунту .

Демпферы для предотвращения „шимми*............................
Конструкция крыльчатых демпферов ..............................
Расчет крыльчатого гидравлического демпфера....................

109

11?

120

123

Глава V.

Расчетные нагрузки

Определение нагрузок.........................................

Работа, поглощаемая амортизацией шасси.............. . . - . .

Вертикальные нагрузки .....................................

Лобовые и боковые нагрузки...................................

Прочие нагрузки..............................................

128

133

141

151

155

Глава VI.

Конструкция

1. Схемы шасси............................. ..................159

.2. Амортизационная система............................... 161

3. Передняя нога............................................ 164

4. Колеса............................................ . . . 167

5. Хвостовая предохранительная опора.........................171

6. Уборка шасси.................................... . . . 175

7. Тормозная система..................... . .... . . . 178

8. Весовые данные...................................... . . 184

9. Конструкции шасси с носовым колесом....................... 187

10. Конструктивные вопросы....................................217

11. Перспективы развития шасси с носовым колесом...............218

Глава VII.

Некоторые специальные вопросы

Об устойчивости пути на земле самолетов с носовым колесом . .
Лобовое сопротивление шасси с носовым колесом...............
Сведения по эксплоатации................. ..................
Данные об эксплоатации самолетов с реактивными двигателями .

223

231

233

240

Литература .... ...................................241

Редактор Л. М. Сагалов

АО2257 Подп. в печать 15/П 1947 г.

Тип. зн. и печ. л. 44000. Тираж 5000.

Техн, редактор И. М. Зудакин

Печ. л. 131/4- Уч.-изд. л. 17.

Пена 15 р. Зак. 577/1142.

Типография Оборонгиза.