Снижение вертикальной нагрузки самолета при движении…
3
тической модели выполнено ограничение хода гидроцилиндра
каждой стойки самолета от 0 до
ст max
);
j
y
аэродинамика самолета описывается следующими силами и
моментами:
2
a
,
2
x
x
V
X c
S
2
a
2
x
y
V Y c
S
— силы аэродина-
мического сопротивления по связанным осям
O
x
и
O
y
(
—
плотность воздуха;
x
V
— продольная скорость;
S
— площадь
крыла);
x
c
— суммарный коэффициент аэродинамического
сопротивления по продольной оси;
y
c
— суммарный коэффициент
аэродинамического
сопротивления
по
вертикальной
оси;
2
a
a
2
x
z
z
V
M m Sb
— момент аэродинамического сопротивления
(
a
b
— средняя аэродинамическая хорда;
z
m
— суммарный
моментный коэффициент аэродинамического сопротивления);
составляющие деформации пневматика колес амортиза-
ционных стоек линеаризованы:
ш ш ст
j
j
j
k R
— деформация шины
j
-й стойки;
деформация грунта под каждым шасси определяется
соотношением
2
ст к
гр
2 2 2
к к
,
σ
j
j
j
j
j
R D
D B m
где
к
к
,
j
j
D B
— диаметр и ширина
j
-го колеса;
m
— коэффициент, учитывающий деформацию шины
(зависит от
);
— жесткость поверхности ВПП.
Систему уравнений, которая описывает движение самолета в
плоскости
O ,
g g
x y
можно представить в следующем виде [4]:
3
ц.т.
a
ст
1
;
g
y
j
j
my
G Y R
3
3
a
ст ст
ст
1
1
;
z
z
j
j
j
j yj
j
j
I
M R x
f R L Тh
3
ц.т.
a
ст
1
.
g
x
j
j
j
mx
T G X
f R
(здесь и далее
ц.т.
;
g
y
y
ц.т.
;
g
y
y
ц.т.
;
g
y
y
ц.т.
;
g
x
x
ц.т.
;
g
x
x
ц.т.
g
x
x
).
