Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»

Основная часть колодочного тормоза — отлитые из лёгких сплавов колодки (две и более), на наружных поверхностях которых устанавливаются накладки из материалов, обеспечивающих при работе тормоза большой коэффициент трения. Колодки связаны между собой пружинами. При включении тормоза силовой привод (как правило, гидравлический или пневматический) прижимает колодки к тормозной рубашке, жёстко закреплённой на корпусе колеса и вращающейся вместе с ним. После снятия усилия с силового привода тормозные колодки возвращаются в исходное положение пружинами. Тормоза такого типа создают достаточно большой тормозной момент. Основной недостаток — неравномерный износ колодок.

В камерном тормозе торможение осуществляется подачей жидкости под давлением или сжатого воздуха в резиновую кольцевую камеру, что приводит к прижатию тормозных колодок к тормозной рубашке. Камерные тормоза просты в изготовлении и эксплуатации, отличаются плавной работой, без заклинивания, высокой весовой эффективностью, критерием которой является отношение массы тормоза к поглощаемой энергии. Основные недостатки: замедленность действия, большой расход воздуха и потеря камерой упругих свойств при низкой температуре.

Дисковые тормоза действуют по принципу фрикционной муфты сцепления. На барабане колеса и корпусе тормоза укреплены вращающиеся вместе с колесом и неподвижные тормозные диски. Диски перемещаются вдоль оси колеса. Тормозной эффект достигается тем, что вращающиеся диски прижимаются к неподвижным. Дисковые тормоза компактны, создают большой тормозной момент, работают плавно, без заклинивания, не требуют точной концентричности колеса и барабана. Недостатком является плохой отвод тепла от поверхностей трения, вследствие чего при длительном и непрерывном торможении возможен перегрев. В конце 70 х гг. появились диски из композиционных материалов, способные поглощать ту же энергию при значительно меньшей массе.

Наибольшая эффективность торможения достигается при обеспечении предельного коэффициента трения, которому соответствует определённое относительное проскальзывание колеса. Увеличение тормозного момента приводит к увеличению относительного проскальзывания, уменьшению коэффициента трения и к последующей полной блокировке колеса — юзу, что, в свою очередь, может вызвать разрушение пневматика. Чтобы достичь наибольшей эффективности торможения и исключить юз, на многоколёсных шасси применяется автоматическое регулирование тормозного момента. Наиболее широкое распространение получили автоматы торможения дистанционного действия с электроинерционными или электрическими датчиками.

Рост посадочных скоростей потребовал применения дополнительных средств, позволяющих уменьшить длину пробега: тормозных парашютов, реверсивных устройств.

Историческая справка. Применению тормозных механизмов колёс, позволяющих развивать большой тормозной момент, длительное время препятствовала схема шасси с хвостовым колесом. При сильном торможении создавалась опасность опрокидывания ЛА на носовую часть (центр масс располагался непосредственно за главными опорами). Появление схемы шасси с носовой опорой решило проблему торможения и полностью исключило опасность опрокидывания ЛА.

Колодочные и камерные тормоза применялись до 50 х гг. Их энергоёмкость оказалась недостаточной для возрастающих масс ЛА. Был разработан дисковый тормозной механизм, способный поглощать значительно большую кинетическую энергию и работать с более высокими нагрузками. На современных ЛА (кроме очень лёгких самолётов) применяют только дисковые тормоза.

Посадка самолёта-истребителя с тормозной парашютной системой.

В некоторых случаях в качестве Т. щ. используют створки шасси и др. элементы. Функции Т. щ. часто выполняют интерцепторы. Основное требование к Т. щ. — высокая эффективность торможения при минимальном изменении подъёмной силы и продольного момента.

Изменение площади поперечного сечения элементарной трубки тока влечёт за собой прямо противоположные изменения скорости в зависимости от того, меньше или больше единицы число Маха. Сужение (расширение) трубки тока вызывает увеличение (падение) скорости потока в ней при М<1 и уменьшение (рост) скорости вследствие быстрого увеличения (падения) плотности газа при М>1. Это свойство положено в основу конструкции Лаваля сопла, типичного устройства, в котором реализуется Т. т. с переходом через скорость звука в окрестности минимального (критического) сечения. При увеличении скорости набегающего дозвукового потока и приближении её к звуковой происходит резкое возрастание сопротивления аэродинамического обтекаемого тела. Это явление связано с образованием у его поверхности местных сверхзвуковых зон, оканчивающихся сзади скачками уплотнения. Рост сопротивления обусловлен необратимым сжатием газа при переходе через скачки уплотнения, изображённые на рис. жирными линиями. Эффективный метод уменьшения сопротивления ЛА в трансзвуковом диапазоне скоростей полёта состоит прежде всего в применении стреловидных крыльев (см. Крыла теория, Стреловидного крыла теория), поскольку силовые нагрузки зависят в главном от нормальной к передней кромке составляющей вектора скорости, а не от его модуля. Ещё один приём, ведущий к снижению сопротивления тела, основан на изоэнтропическом сжатии газа в местных сверхзвуковых зонах. Для этой цели разработаны специальные профили с пикообразным распределением давления вдоль его носовой части. Приходящие на звуковую линию (синие штриховые линии на рис.; на этой линии М = 1) интенсивные волны разрежения отражаются от неё в виде непрерывных волн сжатия. Хотя полностью избежать появления скачков уплотнения в системе изоэнтропических волн нельзя, практически удаётся значительно понизить интенсивность возникающих ударных фронтов. С 70 х гг. получили распространение сверхкритические профили с местной сверхзвуковой зоной, простирающейся почти по всей их верхней поверхности. Поскольку местное число Маха в сверхзвуковой зоне не превышает значительно единицу, интенсивность скачков уплотнения мала. Вырез же в хвостовой части на нижней стороне сверхкритического профиля, где М<1, обеспечивает смещение назад действующей на профиль нагрузки.

Значительный вклад в общее сопротивление обтекаемого тела может вносить отрыв пограничного слоя из-под замыкающих местные сверхзвуковые зоны скачков уплотнения. На самолётах и др. телах пограничный слой, взаимодействующий со скачком уплотнения, является турбулентным. На испытываемых в аэродинамических трубах моделях в пограничном слое часто осуществляется ламинарное течение. Для его искусственной турбулизации применяют различные методы, например на носовые части профилей наносятся карборундовые зёрна (см. также Турбулизатор). Кроме того, предпринимаются попытки подавить отрыв пограничного слоя, вызываемый замыкающим скачком уплотнения, при помощи отсоса пограничного слоя.

Реализация Т. т. в аэродинамической трубе сопряжена с некоторыми трудностями, поскольку помещаемая в её рабочей части модель играет роль блокирующего устройства — образующиеся на модели значительные сверхзвуковые зоны взаимодействуют со стенками аэродинамической трубы и разрушают Т. т. Чтобы свести к минимуму интерференциальные эффекты со стенками, последние снабжаются перфорационными отверстиями (см. Перфорация стенок), приближающими условия в потоке к имеющим место в безграничном пространстве. По измерениям в аэродинамических трубах в конце 40 х гг. был сформулирован закон стабилизации Т. т., гласящий, что изменения в распределениях параметров газа вдоль поверхности обтекаемого тела малы по сравнению с изменением числа Маха М{{_∞}} набегающего потока. Сложнее моделировать влияние вязкости на структуру Т. т., в связи с чем в 70 е гг. наметилась тенденция к строительству всё более крупных аэродинамических труб трансзвукового диапазона скоростей с большими значениями Рейнольдса числа потока.

Математические трудности в исследовании Т. т. даже в модели идеальной жидкости обусловлены нелинейным характером исходных уравнений движения газа и их смешанным эллиптико-гиперболическим типом. Предположение о близости скорости частиц к местной скорости звука позволяет упростить Эйлера уравнения, но и в получаемой асимптотической системе уравнений сохраняется ведущий нелинейный член, то есть уравнения остаются нелинейными. Основное преимущество асимптотических уравнений заключается в их инвариантности по отношению к двухпараметрической группе преобразований подобия. Существование такой группы позволяет, с одной стороны, сформулировать обобщённый подобия закон для Т. т., объединяющий в едином параметре подобия число Маха и относительную толщину обтекаемого тела, а, с другой стороны, установить широкий класс автомодельных решений. Последние играют большую роль в выяснении качественных особенностей Т. т., в частности возможных типов перехода через скорость звука в окрестности критического сечения сопла и дальнего поля вокруг обтекаемого тела. Ряды, получаемые при разложении по функциям от автомодельной переменной, лежат в основе математического обоснования закона стабилизации Т. т. и оценки быстрого роста сопротивления тел при М{{→}}1. В исследованиях плоскопараллельного Т. т. широко применяется годографа метод, ведущий в комбинации с асимптотическим подходом к известному линейному уравнению итальянского математика Ф. Трикоми (F. Tricomi). Хотя в некоторых математических моделях построены безударные местные сверхзвуковые зоны, строгие аргументы свидетельствуют о невозможности, вообще говоря, реализовать потенциальное Т. т. у профиля или крыла. Поэтому практически задача сводится к определению аэродинамических форм, допускающих максимальное снижение интенсивности замыкающих скачков уплотнения.

Основным инструментом в теоретическом изучении Т. т. является численное интегрирование уравнений Эйлера, для чего чаще всего используются различные модификации так называемого метода верхней релаксации, а с 70 х гг. — метод приближённой факторизации. При помощи этих методов проектируются крыловые профили со скачками уплотнения небольшой амплитуды в замыкающих местные сверхзвуковые зоны системах изоэнтропических волн сжатия и сверхкритические профили, обладающие высоким аэродинамическим качеством. Наряду с исследованиями трансзвуковых плоскопараллельных течений и осесимметричных течений ведутся эффективные расчёты трёхмерного поля скоростей около произвольных по форме конфигураций, создаются программы для вычисления параметров газа в потоке у ЛА. Данные расчётов существенно дополняют результаты измерений в аэродинамических трубах. Интегрирование уравнений Прандтля для сжимаемого пограничного слоя позволяет учесть вязкость и теплопроводность воздуха и вычислить соответствующие поправки к решению для идеального газа. Для исследования явлений отрыва и устойчивости применяется современная концепция пограничного слоя с самоиндуцированным давлением.

Местные сверхзвуковые зоны обтекаемого профиля.

При Т. а. с малым и средним значениями предельных циклов ухудшается комфорт пассажиров, снижается работоспособность членов экипажа, а также уменьшается срок службы узлов навески органа управления и проводки управления. Большие значения предельных циклов Т. а. ({{δ₀}} порядка нескольких градусов) вызывают разрушение авиационных конструкции.

Существуют аэродинамические и конструктивные способы предотвращения и гашения Т. а. К аэродинамическим способам относятся: установка уголков на несущей поверхности вдоль передней кромки органа управления (рис. 3, а) и оснащение несущей поверхности впереди органа управления вихрей генераторами (рис. 3, б). Уголки на несущей поверхности препятствуют свободному перемещению скачков уплотнения, но увеличивают аэродинамическое сопротивление ЛА, повышают уровень возмущений потока, приводящих к бафтингу. Генераторы вихрей способствуют устойчивости потока около органа управления.

С целью гашения Т. а. повышают жёсткость проводки управления и узлов навески органа управления на несущую поверхность ЛА, что приводит к увеличению собственной частоты крутильных колебаний органа управления; для повышения демпфирования колебаний в цепь проводки управления устанавливают фрикционный или чаще гидравлический демпфер.

Редукторы предназначаются для преобразования высокой частоты вращения двигателей в низкую и создания больших крутящих моментов, необходимых для вращения винтов; для изменения направления оси вращения (например, горизонтальной оси вращения двигателя в вертикальную ось вращения несущего винта); для восприятия нагрузок, создаваемых несущими и рулевыми винтами и передачи их элементам конструкции фюзеляжа; для привода во вращение различных агрегатов, обслуживающих вертолёт. Некоторые типы редукторов могут выполнять все эти функции (например, главные редукторы), другие типы редукторов — только отдельные функции (например, промежуточные и хвостовые редукторы).

Трансмиссионные валы служат для передачи вращения как от двигателя (двигателей) к редукторам, так и от редуктора к редуктору. В некоторых случаях трансмиссионные валы могут передавать вращение от главных редукторов к несущим винтам. К трансмиссионным валам относятся также валы, передающие вращение от редукторов к вентиляторным установкам или каким-либо другим агрегатам.

Коробки приводов агрегатов могут иногда располагаться непосредственно на картерах редукторов, а в некоторых случаях являются самостоятельным агрегатом, приводимым во вращение посредством специального трансмиссионного вала от какого-либо редуктора. Муфты сцепления предназначаются для соединения двигателя (двигателей) с Т. в. или отъединения его от неё. При установке на вертолёте ГТД со свободными турбинами (см. Турбовальный двигатель) муфты сцепления не требуются. Муфты свободного хода служат для автоматического отъединения двигателей от Т. в. при выходе из строя или остановке двигателя.

Тормоз несущего винта предназначается для фиксации винта во время стоянки вертолета и в некоторых случаях для подтормаживания несущего винта, продолжающего вращаться после посадки вертолёта. Вентиляторная установка служит охлаждения (посредством радиаторов) масла ректоров и в некоторых случаях масла двигателя. Конструкция Т. в. в значительной степени зависит не только от числа несущих винтов, но и от числа двигателей, установленных на вертолёте.

За рубежом часто под термином «трансмиссия» подразумевают только главные редукторы.