Материал: 2034
где BK – колея шасси, м; BT – колея тележки шасси, м; BП – ширина пневматика основной опоры шасси, м; C1 – расчетная величина отклонения самолета от оси руления, м; C2 – величина запаса от кромки Сискусственного покрытия до внешнего пневматика по условию прочности края покрытия, м; п – количество тележек шасси; m – количест-
во пневмат ков шасси. и
Рис. 4.2. Расчетная схема для определения ширины РД
Из рассмотрения формулы (4.1) следует, что ширина РД для расчетного типа самолета зависит от ряда постоянных и переменных параметров.
Параметры BK, ВТ и Вп зависят от геометрических размеров шасси |
||||||||||
самолета (таблбА. 4.1). |
Таблица 4.1 |
|||||||||
|
Значения параметров для определения ширины |
|
|
|
||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Тип само- |
Размах |
BK, м |
п |
|
т |
ВТ, м |
И |
|||
|
Вп, м |
C1, м |
C2, м |
|
||||||
лета |
крыла, м |
|
|
|
|
РД |
|
|
||
Ил-86 |
56,5 |
12,3 |
3 |
|
4 |
0,4 |
0,5 |
2,0 |
3,6 |
|
Ту-204 |
37,6 |
11,2 |
2 |
|
6 |
0,3 |
0,3 |
1,6 |
2,3 |
|
Як-40 |
25,0 |
6,2 |
2 |
|
4 |
0,2 |
0,3 |
1,0 |
1,5 |
|
Величина С1 определена в результате экспериментальных исследований и последующей статистической обработки результатов наблюдений (см. табл. 4.1). Величина С2 принимается с учетом требований обеспечения прочности и устойчивости краевых участков плиты покрытия и зависит от типа самолета (см. табл. 4.1).
При проектировании аэродромов ширина РД назначается по табл. 4.2.
41
Таблица 4.2
Параметры аэродромов и воздушных судов в зависимости от индексов
|
Название параметра |
|
|
Индекс воздушного судна |
|
||||
|
|
|
|
1 |
2 |
3 |
4 |
5 |
6 |
С |
|
<24 |
24–32 |
24–32 |
32–42 |
32–42 |
42–60 |
||
|
Размах крыла, м |
|
|||||||
|
Колея шасси, м |
|
<4,0 |
4,0 – |
6,0 – |
9,0 – |
10,5 – |
10,5 – |
|
|
|
|
|
|
6,0 |
9,0 |
10,5 |
12,5 |
14,0 |
|
Ширина маг стральной РД, м |
7,0 |
11,0 |
13,0 |
17,0 |
19,0 |
22,5 |
||
|
Ширина вспомогательной РД, м |
5,0 |
8,0 |
11,0 |
14,0 |
17,0 |
21,0 |
||
|
осями |
30 |
30 |
30 |
50 |
50 |
60 |
||
|
Минимальный рад ус закругления |
||||||||
|
РД, м |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Расстоян е между осевой л нией РД |
25 |
29,5 |
29,5 |
38 |
38 |
47,5 |
||
|
и неподв жным препятств ем, м |
|
|
|
|
|
|
||
|
|
бА |
47 |
61 |
61 |
80 |
|||
|
Расстоян е между |
параллель- |
38 |
47 |
|||||
|
ных РД, м |
|
|
|
|
|
|
|
|
Вдоль РД должны устраиваться обочины. Ширина укрепляемой части обоч ны определяется параметрами зоны воздействия газовой струи двигателей за пределами искусственного покрытия РД и принимается не менее 7,5 м для аэродромов классов в/к, I и II для магистральной или соединительной РД и 5 м для спомогательных РД.
С целью повышения пропускнойДспособности взлетнопосадочных полос аэродромов устраиваются скоростные рулежные дорожки, позволяющие обеспечить сход самолетов с ВПП со скоростью до 100 км/ч. Скоростные РД целесообразно устраивать соответ-
4.2. Проектирование скоростных рулежных дорожек
После приземления самолета очень важно, чтобы он быстро ос-
вободил взлетно-посадочную полосу для приема очередного самолета.
ственно индексам воздушных судов.
При проектировании скоростных РД решают следующие задачи |
|
по определению [6]: |
И |
-оптимальной зоны приземления самолетов;
-расстояния от места приземления до начала скоростной РД;
-расстояния от торца ВПП до начала скоростной РД;
-параметров криволинейной траектории движения самолета на режиме схода с ВПП. Оптимальную зону приземления самолетов, т. е. оптимальное удаление места приземления конкретного типа са-
42
молета от торца ВПП, определяют как разность посадочной дистанции Lnoc и пробега самолета Lnpo6o
Lприз = Lnoc + Lnpo6o , |
(4.2) |
С |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
где значения Lnoc принимается равным L0noc из формулы (2.16) прак- |
|||||||||||||||||||
тической работы № 2, а Lnpo6o |
принять равным 1180 м – для Ил-86; |
||||||||||||||||||
770 м –для Ту-204 |
540 м – для Як-40. |
|
|
|
|
|
|
||||||||||||
Для зарубежных самолетов, по данным ИКАО, это расстояние |
|||||||||||||||||||
расстояния |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||
практически колеблется от 550 м для турбореактивных самолетов и |
|||||||||||||||||||
до 300 м для друг х |
|
пов самолетов. |
|
|
|
|
|
|
|||||||||||
Определен е |
|
|
|
|
|
|
|
от места приземления до начала |
ско- |
||||||||||
ростной РД может |
ыть выполнено для стандартных условий распо- |
||||||||||||||||||
бА |
|
|
|||||||||||||||||
ложен я аэродрома по формуле |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
V |
|
2 |
|
|
|
|
|
|
|
|
L |
|
L |
|
|
|
|
сх |
|
, |
|
(4.3) |
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
1 |
V |
|
|
|
|
|
|||||
|
|
|
|
|
|
0 |
|
|
про о |
|
|
|
|
|
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
пос |
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
а для местных расчетных условий расположения аэродрома формула |
|||||||||||||||||||
примет вид |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
V |
|
|
|
2 |
|
|
|
· k= L |
· k· k |
· k, |
(4.4) |
||
L |
L |
|
|
|
сх |
|
· k· k |
||||||||||||
|
1 |
V |
|
|
|
|
|
t |
p |
i |
|
0 |
t p |
i |
|
||||
0 |
|
про о |
|
|
|
Д |
|
||||||||||||
|
|
|
|
|
|
пос |
|
|
|||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
где Lпробо – длина пробега до полной остановки самолета в стандартных условиях, м; Vcx – скорость схода самолета с ВПП на скоростную РД, км/ч (принять 80 и 100 км/ч); Vnoc – посадочная скорость самолета, км/ч (принять для Ил-86 – 235; Ту-204 –И200 и Як-40 –180 км/ч); kt, kp – коэффициенты, учитывающие влияние температуры и давления в конкретных условиях местности (см. формулы (2.11) и (2.27)); ki – коэффициент, учитывающий влияние продольного уклона i=0,005 (см. формулу (2.14) при δi = 3 для всех типов самолетов).
Расстояние от торца ВПП до начала скоростной РД L в местных (расчетных) условиях выполняют по формуле
L = L1+Lnриз. |
(4.5) |
Если аэропорт должен принимать самолеты типа Боинг-747, то может потребоваться устройство дополнительной скоростной РД, расположенной на расстоянии L=1980 м от торца ВПП.
43
4.3. Определение параметров траектории схода самолетов с ВПП
учетом обеспечения безопасного движения самолетов и создания более благоприятных условий для их управления на участке схода углы примыкания скоростных РД к ВПП целесообразно принимать в интервале 30–45°. С увеличением угла примыкания РД к ВПП расстоян е в д мости на кривой уменьшается. Чем больше угол при-
мыкан я, тем большая часть криволинейного участка выходит за пре- |
|
делы угла острого зрения. Угол острого зрения принимается |
|
равным 20°. За пределами этого угла летчик оценивает обстановку на |
|
С |
|
аэродроме путем поворота головы и глаз. Это осложняет управление, |
|
требует от летч ка |
ольшого напряжения при движении по криволи- |
нейной траектор . |
|
Одн м з |
факторов, определяющих наиболее прием- |
лемый в д кр вол нейной траектории, является характер нарастания |
|
решающих |
|
центробежного ускорения. Применение переходных кривых позволя- |
|
ет обеспеч ть плавный поворот носовой стойки, постепенное нарас- |
|
тание |
ускорения. |
Наиболее приемлемая – клотоида. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||
центробежного |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||
В процессе движения по криволинейной траектории скорость |
|||||||||||||||||||
самолета постепенно падает, что следует учитывать при определении |
|||||||||||||||||||
Rmin в конце траектории по формуле [6]: |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
2 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
АV |
|
|
|
|
|
||||||||||||||
Rmin |
|
|
|
|
|
|
|
|
p |
|
|
|
|
|
|
|
|
, |
(4.6) |
|
C |
|
|
V |
|
|
|
С |
|
|
V |
|
|
2 |
|||||
|
|
z |
p |
|
уст |
p |
|
|
|
||||||||||
12,96 g |
i |
|
|
|
|
|
1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
C |
|
|
V |
|
|
С |
|
|
V |
|
|
|
|
||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||
|
|
|
уст |
пос |
|
|
упос |
пос |
|
|
|
||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Д |
|
||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
2 |
И |
|||||||||
где Vр – скорость движения самолета в расчетной точке криволинейной траектории, км/ч; Cz – коэффициент боковой аэродинамической силы; Суст, Супос – коэффициент подъемной силы в стояночном и посадочном положении самолета; Vnoc – посадочная скорость самолета, км/ч; g – ускорение силы тяжести, м/с ; i – поперечный уклон виража (0,04); μ – коэффициент поперечной силы, принимаемый в зависимости от состояния покрытия равным 0,15.
Зная радиус Rmin и угол α определяются основные параметры клотоиды.
44
В качестве примера на рис. 4.3 представлена схема скоростной РД для угла примыкания 45° скоростной РД к ВПП при Vcx=80 км/ч.
СРис
1. Начертить расчетную схему для определения ширины РД (см. рис. 4.2) и рассчитать ширину РД по (4.1) для трех типов самолетов. Исходные данные приведены в табл. 4.1.
та от торца ВПП по (4.2) для трехРДтипов самолетов.
2. По табл. 4.2 с учетом размаха крыла и колеи шасси назначить
трем типам самолетов индексы. |
|
бА |
с норматив- |
Сравнить рассчитанную ширину магистральной |
|
ной для назначенного индекса ВС (см. табл. 4.2) и принять для про- |
|
ектирования большее значение.
3. Рассчитать оптимальное удаление места приземления самоле-
4. Определить расстояния от места приземления до начала скоростной РД в стандартных и местных (расчетных) условиях по (4.3) и
(4.4) для двух скоростей схода Vcx – 80 и 100 км/ч. При этом коэффи- |
|
циенты kt и kp принять для своего района проектирования аэродрома |
|
из практической работы № 2. |
И |
5. Рассчитать расстояние от торца ВПП до начала скоростной РД в местных (расчетных) условиях по (4.5).
6. Определить параметры траектории схода самолетов с ВПП. Значение Rmin рассчитать по формуле (4.6) для Vp, равной 80 и 100 км/ч и трех типов самолетов.
45