Конструкция воздушного шара

§ Купол. Эта часть воздушного шара шьется из прочных нейлоновых материалов, например, полиамида или полиэстера. Для того, чтобы ткань не пропускала воздух, ее покрывают с обратной стороны силиконом или полиуретаном. Из этого материала вырезают сегменты, которые далее сшиваются между собой прочными нитками. В куполе теплового воздушного шара есть отверстие для надувания, и его обшивают специальной защитной лентой из ткани, стойкой к высоким температурам.
Для обеспечения большей прочности на купол нашиваются ленты в вертикальном и горизонтальном направлении. Ленту закрепляют на вершине купола, к кольцу, а нижний край крепят к канатам подвески. Так получает максимально прочный и однородный каркас купола. Количество лент выбирают, исходя из количества колонок шара.
Купола воздушных шаров разделяют на группы по грузоподъемности и объему.

§ Корзина. Для изготовления корзины используют лозу, а дно делают из морской фанеры, устойчивой к влаге и атмосферным явлениям. В качестве каркаса используют стальные тросы из нержавейки, которыми корзина прикрепляется к куполу. Тросы защищают кожаными чехлами для предохранения от повреждений. Все принадлежности для воздушного шара (огнетушитель, футляры для карт и т.д.) крепятся к корзине в специальных местах.

§ Горелки. Эта наиболее сложная часть воздушного шара служит для накаливания воздуха при надувании воздушного шара и таким образом поддерживает температуру во время полета шара. В качестве топлива используется сжиженный пропан. Сейчас горелки изготавливаются со специальными защитными кожухами, а сами горелки делаются из специальной нержавеющей стали. Горелки должны выдерживать значительные перепады температур, поэтому изготавливаются они по специальной технологии. Средняя мощность горелок для воздушных шаров составляет 4500-6000 мегаватт.

7,8,9. По форме дирижабли делятся на:

сигарообразные с уменьшенным лобовым сопротивлением

все прочие дирижабли, в задачи которых входит зависание над землей или медленный полёт:

эллипсоидные — в виде эллипсоида;

дисковые — в виде диска;

линзообразные — в виде двояковыпуклой линзы;

тороидальные — в виде тора, предназначенные для использования в качестве воздушного крана;

V-образные;

«вертикальные дирижабли», напоминающие по форме летающие небоскребы — предназначены для полётов над городами, где улицы создают условия для сильного ветра, дующего вдоль зданий, что приводит к турбулентным течениям воздуха.

По типу заполнителя дирижабли делятся на:

Использующие газ с плотностью меньшей, чем плотность окружающего воздуха при равных температуре и давлении, что согласно закону Архимеда означает, что дирижабль будет «плавать» в воздухе. В наши дни это, как правило, инертный гелий, несмотря на его сравнительную дороговизну; в прошлом применялся огнеопасный водород.

Тепловые дирижабли, использующие нагретый воздух.

Комбинированные варианты. Идея использования горячего воздуха в таком случае состоит в регулировании плавучести дирижабля без выпуска несущего газа в атмосферу — достаточно перестать подогревать горячий воздух после облегчения дирижабля, чтобы аппарат потяжелел. Примерами этих достаточно редких конструкций могут служить «Термоплан» и исследовательский дирижабль «Canopy-Glider».

По конструкции дирижабли подразделяются на три основных типа: мягкий, полужёсткий и жёсткий.

В мягкой и полужёсткой системах матерчатый корпус служит также оболочкой для газа. Дирижабли полужёсткого типа отличаются наличием в нижней части оболочки металлической фермы, препятствующей деформации оболочки. В дирижаблях мягкой и полужёсткой систем неизменяемость внешней формы достигается избыточным давлением несущего газа, постоянно поддерживаемым баллонетами — мягкими ёмкостями, расположенными внутри оболочки, в которые нагнетается воздух.

В жёстких дирижаблях неизменяемость внешней формы обеспечивалась металлическим каркасом, обтянутым тканью, а газ находился внутри жёсткого каркаса в мешках из газонепроницаемой материи. Жёсткие дирижабли имели ряд недостатков, вытекавших из особенностей их конструкции: например, спуск на неподготовленную площадку без помощи людей на земле был чрезвычайно труден, и стоянка жёсткого дирижабля на подобной площадке, как правило, заканчивалась аварией, так как хрупкий каркас при более-менее сильном ветре неминуемо разрушался, ремонт каркаса и замена его отдельных частей требовали значительного времени и опытного персонала, поэтому стоимость жёстких дирижаблей была очень высока.

10-13. Принцип полета определяется тем, каким образом и за счет чего создается подъемная сила. В настоящее время техническое значение имеют следующие принципы полета:
- баллистический – здесь сила определяется силой инерции летящего тела за счет начального запаса скорости или высоты, поэтому баллистический полет называют также пассивным; спутник.
- ракетодинамический – здесь сила определяется реактивной силой за счет отбрасывания части массы летящего тела. В соответствии с законом сохранения импульса системы возникает движение при отделении от тела с какой-либо скоростью некоторой части его массы; ракета
- аэростатический – здесь сила определяется архимедовой силой, равной силе тяжести вытесненной телом массы воздуха; аэростат.
- аэродинамический – здесь сила определяется реактивной силой за счет отбрасывания вниз части воздуха, обтекающего тело при его движении, т. е. определяется силовым воздействием воздуха на движущееся тело. Самолет

14-16.Принципы полета планера, самолета, вертолета

Планер не имеет силовой установки, поэтому его полет в спокойной атмосфере возможен только с постоянным снижением под некоторым углом к горизонту со скоростью планирования. Движение планера вперед происходит под действием составляющей силы тяжести, которая уравновешивает силу лобового сопротивления, возникающую вместе с подъемной силой крыла. Таким образом, при полете планера на создание подъемной силы и преодоление силы лобового сопротивления с потерей высоты расходуется потенциальная энергия, которой обладал планер, доставленный на высоту начала планирования с помощью наземной лебедки или самолета-буксировщика. Увеличить запас энергии для полета планер может, набирая высоту за счет энергии «термиков» – восходящих потоков теплого воздуха.

Самолет совершает полет в атмосфере за счет силы тяги, создаваемой силовой установкой, и подъемной силы, создаваемой неподвижным относительно других частей самолета крылом.
Двигатель самолета создает силу тяги воздушным винтом или реакцией струи выхлопных газов, расходуя при этом химическую энергию топлива, находящегося в топливных баках, на совершение работы против сил аэродинамического сопротивления или сопротивления трения при разбеге самолета по ВПП на взлете.
При полете самолета со скоростью V возникает подъемная сила, противостоящая гравитационной силе (силе тяжести); вместе с тем возникает и сила, оказывающая сопротивление движению самолета, которая преодолевается силой тяги двигателя.

Однако самолет (в традиционной конфигурации) не способен совершать вертикальный взлет и посадку, поскольку неподвижное крыло создает подъемную силу только при поступательном движении самолета.

Вертолет, устаревшее название – геликоптер, совершает полет за счет подъемной силы и силы тяги, создаваемых одним или несколькими несущими винтами, способными создавать подъемную силу без поступательного движения ЛА.
Несущий винт 1 вертолета состоит из нескольких лопастей, которые представляют собой крылья, приводимые во вращение двигателем. За счет вращения лопастей возникает аэродинамическая подъемная сила (сила тяги винта), которая в режиме висения уравновешивает силу тяжести G (Ta =– G). Несущий винт 1 при помощи специального устройства наклонен относительно фюзеляжа вертолета 2 вперед. Составляющая силы тяги винта уравновешивает силу тяжести т. е. является подъемной силой вертолета; проекция силы на горизонтальную ось обеспечивает поступательное движение вертолета, уравновешивая возникающую при этом силу лобового сопротивления (P_a = X_a), т. е. является силой тяги вертолета в горизонтальном полете.
Практика показывает, что энергетические затраты на полет вертолета существенно больше, чем энергетические затраты на полет самолета при одинаковых взлетных массах и скорости полета.
Однако вертолет обладает существенным свойством, которого не имеют самолеты традиционных схем, – он способен совершать вертикальный взлет, посадку и находиться в режиме висения.

Планер Отто Лилиенталя

Свой первый удачный планер создал в 1891 году. Аппарат был построен из ивовых прутьев, каркас обтягивался непродуваемым шёлком. Крыльям конструктор придал выпукло-вогнутый профиль, так как справедливо считал такие крылья более эффективными. Планер весил всего 18 килограммов.

Последующие аппараты были снабжены вертикальными стабилизаторами от ветра, в крыльях – дополнительные лонжероны и в 4-м аппарате – вертикальное и горизонтальное оперение.

18. Геометрические характеристики крыла сводятся в основном к характеристикам формы крыла в плане и к характеристикам профиля крыла. Крылья современных самолетов по форме в плане могут быть: эллипсовидные, прямоугольные, трапециевидные, стреловидные и треугольные.

Наилучшей в аэродинамическом отношении является эллипсовидная форма, но такое крыло сложно в производстве, поэтому редко применяется. Прямоугольное крыло менее выгодно с точки зрения аэродинамики, но значительно проще в изготовлении. Трапециевидное крыло по аэродинамическим характеристикам лучше прямоугольного, но несколько сложнее в изготовлении.

Стреловидные и треугольные в плане крылья в аэродинамическом отношении на дозвуковых скоростях уступают трапециевидным и прямоугольным, но на околозвуковых и сверхзвуковых имеют значительные преимущества. Поэтому такие крылья применяются только на самолетах, летающих на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях.

Форма крыла в плане характеризуется размахом, площадью удлинением, сужением, стреловидностью и поперечным V

Размахом крылаL называется расстояние между концами крыла по прямой линии.

Площадь крыла в плане S_кр ограничена контурами крыла.

 

Удлинением крыла называется отношение размаха крыла к средней хорде.

Сужением крыла называется отношение осевой хорды к концевой хорде.

Углом стреловидности называется угол между линией передней кромки крыла и поперечной осью самолета.

Профилем крыла называется форма его поперечного сечения. Профили могут быть: симметричными и несимметричными. Несимметричные в свою очередь могут быть двояковыпуклыми, плосковыпуклыми, вогнутовыпуклыми и.S-образными. Чечевицеобразные и клиновидные могут применяться для сверхзвуковых самолетов.

На современных самолетах применяются в основном симметричные и двояковыпуклые несимметричные профили.

Основными характеристиками профиля являются: хорда профиля, относительная толщина, относительная кривизна.

Хордой профиля b называется отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки профиля.

19. уравнение Бернулли

Воздушный поток разрезается надвое передней кромкой крыла, и часть его обтекает крыло вдоль верхней поверхности, а вторая часть — вдоль нижней. Чтобы двум потокам сомкнуться за задней кромкой крыла, не образуя вакуума, воздух, обтекающий верхнюю поверхность крыла, должен двигаться быстрее относительно самолета, чем воздух, обтекающий нижнюю поверхность, поскольку ему нужно преодолеть большее расстояние. И тут в действие вступает эффект, открытый Даниилом Бернулли.Он смог вывести уравнение, согласно которому давление со стороны текучей среды падает с увеличением скорости потока этой среды (понятие «текучая среда» включает жидкость или газ). В случае с самолетом воздух обтекает крыло самолета снизу медленнее, чем сверху. И благодаря этому эффекту обратной зависимости давления от скорости, давление воздуха снизу, направленное вверх, оказывается больше давления сверху, направленного вниз. В результате, по мере набора самолетом скорости, возрастает направленная вверх разность давлений, и на крылья самолета действует нарастающая по мере разгона подъемная сила. Как только она начинает превышать силу гравитационного притяжения самолета к земле, самолет в буквальном смысле взмывает в небо. Эта же сила удерживает самолет в горизонтальном полете: на крейсерской скорости и высоте подъемная сила уравновешивает силу тяжести.

20. Лобовое сопротивление — сила, препятствующая движению тел в жидкостях и газах. Лобовое сопротивление складывается из двух типов сил: сил касательного (тангенциального) трения, направленных вдоль поверхности тела, и сил давления, направленных по нормали к поверхности. Сила сопротивления является диссипативной силой и всегда направлена против вектора скорости тела в среде. Наряду с подъёмной силой является составляющей полной аэродинамической силы.

Сила лобового сопротивления обычно представляется в виде суммы двух составляющих: сопротивления при нулевой подъёмной силе и индуктивного сопротивления. Каждая составляющая характеризуется своим собственным безразмерным коэффициентом сопротивления и определённой зависимостью от скорости движения.

Лобовое сопротивление может способствовать как обледенению летательных аппаратов (при низких температурах воздуха), так и вызывать нагревание лобовых поверхностей ЛА при сверхзвуковых скоростях ударной ионизацией.

21. Аэродинами́ческое ка́чество летательного аппарата — отношение подъёмной силы к лобовому сопротивлению в поточной системе координат при данном угле атаки.

Подъёмная сила представляет собой полезную составляющую аэродинамической силы, которая поддерживает летательный аппарат в воздухе. Лобовое сопротивление, напротив, приводит к дополнительному расходу энергии летательного аппарата и является вредной составляющей. Таким образом, их отношение позволяет характеризовать качество летательного аппарата. Большему аэродинамическому качеству соответствует большая подъёмная сила и (или) меньшее сопротивление движению.

Максимальное значение аэродинамического качества для самолёта соответствует наивыгоднейшему углу атаки для осуществления планирования на максимальную дальность в спокойной атмосфере. Аэродинамическое совершенство самолёта определяется меньшим лобовым сопротивлением при данной подъёмной силе.

На поляре, которая представляет собой объединённый график зависимости коэффициентов лобового сопротивления и подъёмной силы от угла атаки, аэродинамическое качество для каждого угла атаки является тангенсом угла наклона линии, соединяющей начало координат, с точкой поляра, соответствующей этому углу атаки.

В более простом представлении аэродинамическое качество можно расценивать как расстояние, которое может пролететь летательный аппарат с некоторой высоты в штиль с выключенным двигателем (если он вообще есть). Например, на планере качество обычно около 30, а на дельтаплане — 10). То есть с высоты в 1 километр спортивный планер сможет пролететь в идеальных условиях приблизительно 30 км, а дельтаплан — 10.

22. Элементы конструкции самолета: фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, взлетно-посадочное устройство.

Отдельно можно еще выделить силовую установку, то есть двигатели и винты (если самолет винтовой). Первые четыре элемента обычно объединяют в один узел, называемый в авиации планер. Стоит заметить, что все вышеперечисленное относится к так называемой классической компоновочной схеме. Ведь на самом деле этих схем несколько. В других схемах некоторых элементов может не быть. Об этом мы еще обязательно поговорим в других статьях, а пока уделим внимание самой простой и распространенной, классической схеме.

Фюзеляж. Это, так сказать, основа самолета. Он как бы собирает в единое целое все остальные элементы конструкции самолета и является вместилищем авиационного оборудования (авионика) и полезной нагрузки… Полезная нагрузка – это, понятно, собственно груз или же пассажиры. Кроме того в фюзеляже обычно располагается топливо и вооружение (для военных самолетов).

Крыло. Собственно, главный летательный орган. Состоит из двух частей, консолей, левой и правой. Основное предназначение – создание подъемной силы. Хотя справедливости ради скажу, что на многих современных самолетах ему в этом может помогать фюзеляж, имеющий уплощенную нижнюю поверхность (это та самая подъемная сила плоской пластины). На крыле расположены органы управления для поворота самолета вокруг его продольной оси, то есть управление креном. Это элероны, а также органы с экзотическим названием интерцепторы. Там же, на крыле расположена так называемая взлетно-посадочная механизация. Это закрылки и предкрылки. Эти элементы улучшают характеристики взлета и посадки самолета (длинну разбега и пробега, взлетную и посадочную скорости). На многих самолетах в крыле также располагается топливо, а на военных самолетах вооружение.

Хвостовое оперение. Не менее важный элемент конструкции самолета. Состоит из двух частей: киль и стабилизатор. Стабилизатор, в свою очередь, как и крыло, состоит из двух консолей, левой и правой. Основное предназначение – стабилизация полета, то есть они помогают самолету сохранять то направление полета и высоту, которые ему первоначально были заданы вне зависимости от атмосферных воздействий. Киль стабилизирует направление, а стабилизатор – высоту. Ну, а если экипаж, пилотирующий лайнер захочет изменить курс полета, то для этого на киле существует руль направления, а для изменения высоты на стабилизаторе соответственно руль высоты.

23. Классификация самолетов

Все самолёты можно классифицировать по следующим конструктивным признакам:
по числу и расположению крыльев;
по типу фюзеляжа;
по форме и расположению оперения;
по типу, количеству и расположению двигателей;
по типу и расположению шасси.
По количеству крыльев самолёты подразделяются на монопланы, т.е. самолёты с одним крылом, и бипланы, т.е. самолёты с двумя крыльями, расположенными одно над другим.
По расположению крыла относительно фюзеляжа различают низкоплан, среднеплан и высокоплан. По типу фюзеляжа самолёты подразделяются на однофюзеляжные и двухбалочные. Фюзеляжи, не несущие оперения, называют гондолами. Оперение в этом случае поддерживаются двумя балками, и самолёты при этом называют двухбалочными.

 

24. Нормальная аэродинамическая схема (классическая) — наиболее массовая аэродинамическая схема, при которой летательный аппарат имеет горизонтальное оперение (стабилизатор), расположенное после крыла. Для обеспечения статической устойчивости ЛА нормальной аэродинамической схемы положение центра тяжести должно быть впереди аэродинамического фокуса. Нормальная аэродинамическая схема хорошо управляема и устойчива на различных режимах полёта. Имеет прямое или стреловидное крыло. Хвостовое оперение может быть классическим, Т-образными килями.

К представителям данной схемы можно отнести практически всю пассажирскую, спортивную, и транспортную авиацию, большинство послевоенных бомбардировщиков. Представители этой схемы присутствуют в любом классе авиации.

Преимущества

Позволяет получить наибольший разбег допустимых центровок по сравнению с другими аэродинамическими схемами. Это свойство наиболее ценно для пассажирских и транспортных самолетов. Остальные преимущества определяются отсутствием недостатков других схем:

· Безопаснее чем утка, так как отсутствует опасность клевка.

· В отличие от бесхвостки, позволяет использовать мощную механизацию крыла, что улучшает взлётно-посадочные характеристики.

Недостатки

· Наличие потерь на балансировку. Для статически устойчивого самолета, балансировочное усилие на ГО вычитается из подъемной силы крыла.

· Просадка при выполнении маневра. Причина та же - управляющее усилие направлено вниз.

Развитие ЭДСУ позволило перейти к статически неустойчивым самолетам, что нейтрализует оба указанных недостатка.

· По сравнению с бесхвосткой, имеет больше омываемую поверхность и соответственно, большее аэродинамическое сопротивление.

25. У самолётов типа «утка» горизонтальное оперение расположено в передней части самолёта и является несущим, что позволяет уменьшить площадь крыла и массу самолёта. Переднее расположение горизонтального оперения повышает его эффективность, что приводит к уменьшению потребных углов отклонения поверхностей и сопротивления при балансировке самолёта. Несущее горизонтальное оперение коренным образом изменяет прочностную схему конструкции. В этом случае фюзеляж в полёте «опирается» на крыло и оперение, в результате нагружение и прочность его имеют лучшие пока-затели.

Недостатки: опасность клевка.

26. Самолёт «бесхвостка» имеет меньшую массу и лобовое сопротивление. Поперечное и продольное управление самолётом осуществляют с помощью элевонов, установленных на задней кромке крыла. При повороте штурвала влево или вправо элевоны выполняют роль обычных элеронов и служат для поперечного управления. В случае отклонения штурвальной колонки от себя или на себя они одновременно отклоняются вверх или вниз и используются для продольного управления самолётом.

27. Среднеплан — схема крепления крыла к фюзеляжу самолёта (моноплана), когда крыло проходит через среднюю часть его сечения. Такая схема применяется преимущественно на машинах лёгкой и боевой авиации.

Преимущества схемы

• Расположение крыла в середине фюзеляжа позволяет легче организовать сопряжение крыла и фюзеляжа.
• Промежуточное между высоким и низким положение крыла позволяет убирать стойки шасси в крыло.
• Подвешенное под крыло вооружение не подвергается опасности удара о взлётно-посадочную полосу.
• Снижается эффективная площадь рассеяния при визировании сбоку (соображение, определившее аэродинамическую схему истребителя «Грипен»).

Недостатки схемы

• Силовая балка, объединяющие обе плоскости крыла, должна проходить через фюзеляж, ограничивая возможности в компоновке внутренних агрегатов в этом месте.
• В противном случае приходится использовать мощные кольцевые шпангоуты, утяжеляющие планер и затрудняющие проведение ремонтных работ и модификаций.

Из-за указанных недостатков схема среднеплана очень редко применяется на пассажирских и грузовых самолётах, но популярна на истребителях и штурмовиках.

28. Низкоплан — самолёт (моноплан), крыло в котором проходит через нижнюю половину фюзеляжа. Многие моделилинейных гражданских воздушных судов — низкопланы, например Ту-154, Ил-62, Ил-86, A320, хотя есть и примеры обратного: Ан-148, Ан-24, ATR 72 — высокопланы.