Самые большие пассажирские самолеты в мире (с фото)
Первая страница истории пассажирской авиации была написана Игорем Сикорским. В декабре 1913 г он поднял в небо самолёт «Илья Муромец», рассчитанный на 16 пассажиров. Для начала прошлого века это был настоящий технический прорыв. Но время шло, потребности людей в авиаперевозках возрастали. Появилась острая необходимость в создании крупногабаритного самолёта, рассчитанного на транспортировку большого числа людей на дальнее расстояние. Конструкторская мысль стала работать в этом направлении, и в истории авиации одна за другой стали появляться всё новые страницы.
1. Hughes H-4 Hercules HK-1 (Spruсe Goose)
Правительство США выделило компании Hughes Aircraft 13 млн. долларов для постройки пассажирского самолёта. В 1947 г Говард Хьюз представил миру гидроплан, или летающую лодку. Он предназначался для транспортировки 750 полностью вооружённых военных на расстояние до 5634 км. Впечатляющие параметры «Геркулеса» полностью оправдывали его название:
- Длина: 66,45 м.
- Размах крыльев: 98 м.
- Высота: 24,08 м.
- Масса: 136 т.
- Взлётная масса: 180 т.
Интересно, что, несмотря на своё прозвище «Еловый Гусь», «Геркулес» почти целиком был сделан из берёзовой фанеры. Но гигантскому гидроплану суждено было увидеть небо лишь однажды. Хотя Хьюз продолжал поддерживать своё детище в рабочем состоянии вплоть до смерти, тратя на это каждый год по 1 млн. долларов, самолёт так и остался прототипом. В 1976 г «Еловый Гусь» был доставлен в Калифорнию, а затем – в авиационный музей Орегона, где находится до сих пор. До настоящего времени ни один лайнер не смог превзойти «Геркулес» по размаху крыльев.
2. Boeing 747-8 Intercontinental
Конструирование гигантских воздушных кораблей, имеющих широкий фюзеляж, продолжалось. Особенно преуспели в этом инженеры знаменитой компании Boeing. В 1969 г в массовое производство был запущен знаменитый Boeing 747, получивший за свои огромные размеры прозвище «Jumb Jet». Несмотря на первоначальные сомнения ряда перевозчиков, этот вместительный самолёт и сейчас активно используется крупнейшими авиакомпаниями мира. В 2012 г во владение немецкой компании Lufthansa был передан новый двухпалубный Боинг 747-8. Благодаря увеличенному фюзеляжу, он стал не только одним из самых вместительных ( до 581 человека), но и самым длинным авиалайнером в мире. Не менее внушительны и другие его характеристики:
- Длина: 76,25 м.
- Размах крыльев: 68,45 м.
- Высота: 19,35 м.
- Взлётная масса: 442 т.
3. McDonnell Douglas DC-10
Попытки пошатнуть господствующее положение Боинга в воздушном пространстве предпринимали несколько компаний. Наиболее успешной в этом смысле оказалась McDonnell Douglas. В 1970 г её авиалайнер DC-10 отправился в свой первый полёт. По современным меркам лайнер имел не слишком большие размеры:
- Размах крыльев: 50,4 м.
- Высота: 17,7 м.
- Взлётная масса: 259 т 450 кг.
Но был вполне конкурентоспособен. Не случайно компании удалось продать 386 единиц данной модели. В 1988 г McDonnell Douglas вынуждена была свернуть производство. Время показало, что DC-10 – один из самых несчастливых самолётов мира. За 18 лет лайнер 31 раз стал жертвой катастроф. Самая крупная авария произошла в марте 1974 г, когда погибли более 300 человек, летящих из Парижа.
4. Ил-96-300
Лавры Boeing 747 не давали покоя не только конкурентам-соотечественникам. В 1980 г в лаборатории Илюхина был спроектирован первый советский широкофюзеляжный лайнер Ил-96, предназначенный для трансатлантических перелётов. В 1993 г он заменил менее вместительный и некомфортный Ил-86. По своим характеристикам он полностью соответствовал самолётам своей категории:
- Длина: 55,345 м.
- Размах крыльев: 57,66 м.
- Высота: 17,55 м.
- Взлётная масса: 250 т.
Новый советский гигант был способен преодолеть 9000 км без дозаправки, имея на борту 300 пассажиров. Самый знаменитый полёт был совершён авиалайнером в 1992 г. За 14 часов Ил-96 долетел от Москвы до Портленда через Северный полюс. Примечательно, что это один из самых безопасных самолётов в мире. За всю историю существования модели ни один Ил-96 не стал участником авиакатастрофы.
5. Airbus A340-600
В 1993 г пассажиры смогли оценить новое творение концерна Airbus S.A.S, Airbus A340-600. В зависимости от класса, лайнер мог принять на борт от 380 до 475 пассажиров одновременно. Получив 4 двигателя, он больше не был привязан к аэродрому и стал использоваться для межконтинентальных перелётов. Новый самолёт имел следующие показатели:
- Длина: 75,36 м.
- Размах крыльев: 63,45 м.
- Высота: 17,22 м.
- Взлётная масса: 380 т.
До появления в 2012 г Боинг 747-8 A 340-600 был самым длинным воздушным судном в мире. Его предшественник, А 340-200, названный «World Renger», совершил кругосветный полёт по маршруту Франция – Новая Зеландия – Франция. Расстояние в 19100 км он преодолел за 48 ч 22 мин, установив новый мировой рекорд. В 2011 г Airbus S.A.S был вынужден отказаться от A340-600. Самолёты этой модели не выдержали конкуренции с более экономичным Боингом 777.
6. Boeing 777
В 1995 году компания Boeing вновь взяла пальму первенства, поставив на поток производство модели Boeing 777. Этот самолёт, рассчитанный на 305-505 пассажиров, имел внушительные размеры:
- Длина: 73,9 м.
- Размах крыльев: 64,8 м.
- Высота: 18,7 м.
- Взлётная масса: 347 т 450 кг.
Он был признан самым большим среди двухмоторных реактивных самолётов, а его двигатели – самыми мощными среди других гигантов гражданской авиации. Интересно, что две модификации данной модели установили мировой рекорд. Так, Boeing 777-20 ER смог лететь на одном двигателе около трёх часов с 255 пассажирами на борту. А Boeing 777 -300 ER совершил рекордный по дальности перелёт на расстояние 21601 км без дозаправки.
7. Airbus A380
Основной конкурент Boeing, концерн Airbus S.A.S, продолжал работу над созданием очередного мегалайнера, названного A380. Гиганта продемонстрировали в Тулузе в январе 2005 г, а в апреле под руководством испытателя Жака Роси он впервые был поднят в небо. Сейчас A380 по праву заслужил звание самого большого двухпалубного самолёта гражданской авиации:
- Длина: 72,75 м.
- Размах крыльев: 79,75 м.
- Высота: 24,08.
- Взлётная масса: 560 т.
На авиалайнере с большой степенью комфорта могут одновременно разместиться
vivareit.ru
Почему у пассажирских самолетов два или четыре двигателя?
Почему у пассажирских самолетов два или четыре двигателя?Одним из главных отличий современных авиалайнеров от грузовых или военных самолетов является количество двигателей. Большинство пассажирских бортов средней и высокой вместимости комплектуются двумя или четырьмя двигателями. Это обусловлено высокими требованиями к безопасности пассажирских авиаперевозок и никоим образом, вопреки некомпетентным утверждениям, не связано с увеличением мощности той или иной модели пассажирских самолетов.
Ели сравнивать суда с двумя и четырьмя силовыми агрегатами, то большее количество моторов вовсе не означает превосходство в показателях общей мощности самолета.
Для поднятия в воздух лайнера определенного объема необходима та или иная расчетная мощность, которая предусматривает не только вес самого самолета, но и всего груза. Поэтому если конструкция воздушного судна предусматривает четыре двигателя, то они будут менее мощные, в отличие от каждого из двигателей двухмоторного самолета.
Безопасность или экономичность
Те требования, которые предъявляются к современной пассажирской авиации в плане безопасности, основаны не только на практических знаниях и опыте, но и на скрупулёзном моделировании поведения авиалайнеров в тех или иных внештатных ситуациях. Использование производителями четырех двигателей при конструировании пассажирских самолетов вовсе не говорит о том, что такие модели будут потреблять огромное количество топлива, в отличие от, например, моделей с двумя или одним двигателем.
Главная цель такой конструкции – обеспечение эксплуатационных возможностей самолета при отказе одного из двигателей, будь то взлет или заход на второй круг. Максимальные нагрузки на двигатели происходят именно в момент взлета судна, поскольку в процессе непосредственного полета, помимо работы двигателей, самолету способствует планирование.
На практике современные лайнеры с четырьмя двигателями могут быть даже экономичнее по сравнению с двухмоторными пассажирскими судами. Это обусловлено тем, что модели с двумя силовыми агрегатами имеют, так называемую, тяговооруженность. Это тот резерв мощности одного двигателя, который позволяет управлять самолетом даже с одним отказавшим мотором.
Подытоживая сравнение самолетов с разным количеством двигателей, стоит отметить, что судна с четырьмя силовыми агрегатами более безопасны для пассажирских перевозок. Последствия отказа одного из двигателей у таких моделей могут быть не столь катастрофичными и экипаж сможет эффективно управлять судном даже в таких условиях.
Количество двигателей и безопасность
Большее количество двигателей, чем один, обусловлено прежде всего безопасностью. Конструкторы так проектируют воздушные суда, что в случае отказа двигателей самолет всегда сможет долететь на одном.
Современные силовые агрегаты достаточно надежны и со случаями их отказа в последнее время большинство пилотов не сталкивались. Однако, риск выхода из строя одного из двигателей из-за внешних факторов достаточно высок (например, столкновение со стаей птиц, молнии и другие атмосферные явления, некачественное топливо и т.п.).
Следовательно, более безопасными являются лайнеры с большим количеством двигателей. Теоретически даже при отказе всех двигателей опытный пилот может успешно посадить самолет на взлетно-посадочную полосу, управляя его планированием.
Другие особенности
Еще одним преимуществом самолетов с четырьмя двигателями перед моделями с двумя силовыми агрегатами является так называемый разворачивающий момент. Этот показатель характеризуется отклонением от направляющей оси движения лайнера в случае отказа одного из двигателей. Такой момент у двухмоторных самолетов гораздо больше в отличие от лайнеров с четырьмя двигателями и выражен большей динамикой отклонения.
Немаловажным является и соблюдение экипажем требований по максимальной загрузке самолета. Так, в случае превышения максимально допустимой нормы загрузки самолета и отказе одного из силовых агрегатов шансы успешно взлететь будут выше у судна с четырьмя двигателями.
В современной пассажирской авиации использование на воздушных судах четырех, трех или двух двигателей обусловлено, прежде всего, требованиями безопасности. Выход из строя одного из силовых агрегатов вовсе не означает потерю контроля над судном, соответственно, чем больше их количество, тем выше вероятность безопасной посадки. Совокупность работы высокотехнологического оборудования и современного программного обеспечения с мастерством пилотов обеспечит комфортное и безопасное приземление судна при нештатной ситуации.
Если вы нашли ошибку, пожалуйста, выделите фрагмент текста и нажмите Ctrl+Enter.
Рейтинг: 4.0/5. Из 6 голосов.
Please wait…
kipmu.ru
Самолёт С-4. — Российская авиация
Самолёт С-4.
Разработчик: И.И.Сикорский
Страна: Российская Империя
Первый полет: 1911 г.
В октябре 1910 года Игорю Сикорскому как нельзя кстати поступил заказ, от состоятельного студента КПИ Громберга, на постройку машины аналогичной С-3 под специально привезенный из Парижа 50-сильный мотор «Anzani». По контракту Сикорский должен был совершить на самолете два полета по кругу. В этом случае заказ считался выполненным. Конструктор с жаром принялся за работу и к началу декабря аэроплан был готов. По схеме самолет С-4 явился почти повторением С-3. Был несколько увеличен размах верхнего крыла и соответственно площадь. В первом варианте элероны на обоих крыльях были установлены под значительным отрицательным углом для обеспечения, по мнению конструктора, лучшей управляемости на больших углах атаки при посадке. В последующем от этого новшества Сикорский отказался и элероны были установлены в плоскости крыльев. Важным элементом окончательного варианта была штурвальная колонка, которая заменила две ручки управления. В таком виде самолет экспонировался в 1911 году на воздухоплавательной выставке в Харькове и посетители могли воочию увидеть это интересное новшество.
Пока ремонтировали С-3, Сикорский переключился на следующую машину. Однако в первом же полете С-4 потерпел аварию. Огромный труд опять насмарку. Теперь настало время хорошо подумать. Прошло два года активной работы в авиации. Построено четыре самолета. На них израсходованы большие средства, затрачена масса времени, а в результате общий налет составил 15 мин. Было над чем задуматься.
В конце декабря 1910 года Сикорский составил новую программу работы, включавшую в себя доводку С-3 и С-4, а также с учетом полученного горького опыта создание новой машины. Планы пришлось несколько скорректировать, поскольку Громберг, который больше не захотел рисковать своими деньгами, аннулировал контракт. На отремонтированный С-4 был поставлен 50-сильный «Anzani», «Anzani» же в 35 л.с. был продан, а на восстановленный С-3 поставлен более надежный рядный «Хэйк» мощностью 35 л.с. Оба самолета, которые были достаточно устойчивы, просты в управлении и прощали пилоту грубые ошибки, в последствии использовались в качестве учебных.
ЛТХ:
Модификация: «С-4»
Размах крыла, м: 8,00
Длина самолета, м: 9,00
Площадь крыла, м2: 28,00
Масса, кг
-пустого самолета: 260
-максимальная взлетная: 360
Тип двигателя: 1 х ПД «Anzani»
-мощность, л.с.: 1 х 50
Максимальная скорость, км/ч: —
Крейсерская скорость, км/ч: —
Практическая дальность, км: —
Практический потолок, м: —
Экипаж, чел: 2
Самолет Сикорского С-4 на воздухоплавательной выставке в Харькове.
С-4. Схема.
С-4. Схема.
.
.
Список источников:
В.Б.Шавров. История конструкций самолетов в СССР до 1938 г.
Г.И.Катышев, В.Р.Михеев. Крылья Сикорского.
Александр Савин. Русский Авиационный Музей. Сикорский С-4.
В.Р.Михеев. Неизвестный Сикорский. «Бог» вертолетов.
xn--80aafy5bs.xn--p1ai
пути развития » Архив Авиапанорамы
Нынешнее разнообразие самолетов гражданской авиации поистине вызывает удивление. И зачастую даже у людей, близких к авиации. Самолеты отличаются размерами, типами, числом и местом расположения двигателей, компоновкой частей самолета, основными характеристиками. Даже самолеты одной фирмы подчас выглядят очень разными, как, например, Ту-154 с тремя двигателями на хвостовой части фюзеляжа и его современный собрат Ту-204 с двумя двигателями, расположенными по размаху крыла, или известные Ил-62 и Ил-86. Чтобы разобраться во всех различиях и объяснить их, целесообразно рассмотреть пассажирские реактивные самолеты начиная с их первого поколения.
Из рассмотрения конкуренции основных компоновок становится понятным появление их смешанных вариантов для трехдвигательных самолетов, когда два двигателя располагаются по размаху крыла на пилонах, а третий крепится к хвостовой части фюзеляжа. Назовем такую смешанную компоновку ДнКФ (двигатели на крыле и фюзеляже). Таковы многоместные Локхид L-1011, DC-10, MD-11 (США). Смешанная компоновка использует преимущества каждой из двух рассмотренных выше и избавляется от их недостатков. Так, утяжеление конструкции значительно меньше, чем у ДнФ, поскольку из трех двигателей только один нагружает фюзеляж. В то же время аэродинамика лучше, так как на хвостовой части фюзеляжа нет боковых мотогондол, увеличивающих сопротивление интерференции. Это же обстоятельство позволяет избавиться от тяжелого Т-образного оперения и крепить горизонтальное оперение непосредственно к фюзеляжу, одновременно исключая вероятность возникновения закритического срыва. В отличие от ДнФ ничто не мешает иметь в хвостовой части фюзеляжа большие пассажирские двери, что повышает безопасность и эксплуатационные характеристики самолета.
Другой отличительной особенностью пассажирских самолетов является количество двигателей. Обращает на себя внимание явная тенденция к уменьшению их числа даже на больших пассажирских самолетах. Рассмотрим типичные наибольшие самолеты разных поколений. Самолеты первого и второго поколений — Боинг 707, DC-8, VC-10, Ил-62 — четырехдвигательные, третьего — DC-10, Локхид L-1011, MD-11 (можно вспомнить и более ранние Боинг 727, Ту-154, DH-121) — трехдвигательные. И, наконец, самолеты четвертого поколения: огромный (до 450 мест) суперсовременный Боинг 777 имеет минимально допустимое для пассажирских самолетов число двигателей — два, то же у его предшественника — двухдвигательного Боинг 767 и западноевропейских А310, А330. Уместно вспомнить, что ильюшинцы также разрабатывали двухдвигательный вариант Ил-96, но для его продвижения у нас, как обычно, «денег нет».
Конечно, борьба за экономичность составляет стержень развития гражданской авиации, и самолеты с меньшим числом двигателей экономичнее, дешевле в производстве, легче в эксплуатации. Но эти общеизвестные истины не помешали созданию в свое время четырехдвигательных самолетов. Почему? Здесь надо вспомнить о требованиях надежности, безопасности при отказе двигателя. Любой пассажирский самолет независимо от числа двигателей должен иметь возможность совершить прерванный или продолженный взлет при отказе одного двигателя и, конечно, продолжить горизонтальный полет при отказе двигателя в полете. У четырехдвигательного самолета отказ одного двигателя позволяет сохранить 3/4 тяги, у трехдвигательного — 2/3, а у двухдвигательного — только половину. Явный повод к увеличению количества двигателей. Но не абсолютный. Важны характеристики двигателей. Если для первого поколения характерно применение одноконтурных турбореактивных двигателей, то начиная со второго использовались уже двухконтурные. Появление двухконтурных двигателей и постоянный от поколения к поколению рост степени двухконтурности (m) объясняется стремлением снизить удельный расход топлива, повысить экономичность двигателя и самолета. Благодаря этому современные самолеты с двигателями, имеющими m= 4-6, почти вдвое экономичнее самолетов первых поколений. Однако с увеличением степени двухконтурности усиливается падение тяги на крейсерском режиме по сравнению со взлетным. И наоборот, для создания одинаковой тяги на крейсерском режиме двигателю с большой т будет соответствовать значительно большая тяга на взлете, чем двигателю с малой т, т.е. с повышением степени двухконтурности повышается избыток тяги на взлете. Для примера рассмотрим три близких по характеристикам самолета, имеющих двигатели разной степени двухконтурности: m=1, m=3, m=6. Пусть их потребная тяга на крейсерском режиме одинакова. Тогда на взлетном режиме тяга самолета, имеющего четыре двигателя с m=1, будет примерно на четверть больше потребной тяги при отказе одного двигателя (одинаковой для всех трех самолетов при одинаковой ВПП). Тяга двигателей с m=3 возрастает на взлете еще больше и будет для трехдвигательного самолета примерно на треть превышать потребную взлетную тягу при отказе одного двигателя. Соответственно тяга двигателей с m=6 на взлете будет еще больше, например, для двухдвигательного самолета — в два раза превысит потребную при отказе одного двигателя. Отсюда видно, что все три сравниваемых самолета после отказа одного двигателя и потери четверти тяги — для четырехдвигательного самолета (m=1), трети тяги — для трехдвигательного (m=3) и половины тяги — для двухдвигательного (m=6) тем не менее обеспечат выполнение условий продолженного и прерванного взлета, так как оставшаяся тяга будет не меньше потребной. Следовательно, возрастание степени двухконтурности двигателей дает возможность уменьшить их число на самолете.
Конечно, этот пример — только схема, иллюстрирующая принцип. В жизни выбор числа двигателей зачастую определяется наличием или отсутствием подходящего двигателя. Например, при создании гигантского (выпадающего из привычного для своего времени размерного ряда) Боинга 747 другого варианта — с меньшим, чем четыре, числом двигателей — просто не могло быть: более мощных двигателей не существовало. Напротив, наличие перспективного двигателя позволило заранее оптимизировать самолет Боинг 777 как двухдвигательный.
Также верно, что степень двухконтурности двигателей самолетов первого и второго поколений (m=0-0,8) неизменно возрастала и в целях повышения экономичности достигла для самолетов последних поколений m=5-6. В этой связи нельзя не отметить последнее российское достижение — двигатель НК-93, который благодаря сверхвысокой степени двухконтурности (m=17!) не имеет себе равных по удельному расходу топлива. Прекрасный выбор для двухдвигательного самолета!
30th Июль 2001 2:01. Категория 28, Наука • Технологии Просмотров: 2130aviapanorama.su
4. Самолеты с ракетно-прямоточными двигателями. Реактивная авиация Второй мировой войны
4. Самолеты с ракетно-прямоточными двигателями
Ракетно-прямоточный двигатель (РПД) представляет собой довольно редкую разновидность реактивного двигателя и сочетает в себе принципы работы ракетного двигателя (РДТТ или ЖРД) и ПВРД. РПД может работать как в режиме поочередного включения своих ступеней (на взлете – ракетная ступень, после набора скорости – ступень ПВРД), так и в непрерывном режиме, но без подачи в ракетную ступень окислителя после запуска прямоточной ступени.
Р-114
В 1942 г. в СССР под руководством Р.Л. Бартини началось проектирование одноместного высотного истребителя-перехватчика Р-114, который представлял собой «летающее крыло» с большой переменной по размаху стреловидностью передней кромки, с двухкилевым вертикальным оперением на концах крыла. Силовая установка самолета включала в себя четыре ЖРД тягой по 300 кгс каждый и расположенный позади них ПВРД, в носовой части фюзеляжа предполагалось установить инфракрасный локатор. При взлете силовая установка должна была работать как ЖРД с подсосом воздуха, а при больших скоростях вступал в работу ПВРД с использованием топлива, подающегося через ЖРД, но при этом подача окислителя в ЖРД прекращалась. Взлет машины осуществлялся с помощью сбрасываемой после отрыва от земли колесной тележки, посадка осуществлялась на выдвижную подфюзеляжную лыжу. Самолет рассчитывался на максимальную скорость 2000 км/ч, практический потолок должен был составлять 24 000 м при взлете с земли и 40 000 м после отцепки от самолета-носителя на высоте 10 000 м. Однако осенью 1943 г. ОКБ было расформировано.
Rammrakete/Rammschussjager
В середине августа 1944 г. Хайнц Штокель из фирмы «Блом и Фосс» предложил специалистам RLM проект одноместного перехватчика под названием Rammrakete («Таранная ракета»), который оснащался ракетно-прямоточным двигателем.
Самолет имел в носовой части бронированную кабину летчика, за которой располагался кольцевой воздухозаборник двигателя. В центральном теле канала воздухозаборника, являвшемся продолжением кабины, имелись топливные баки для ЖРД и ПВРД, далее в кольцевом канале трубы ПВРД располагались четыре ЖРД, на некотором расстоянии от ЖРД устанавливался топливный коллектор ПВРД с форсунками, и все это заканчивалось реактивным соплом. Хвостовое оперение самолета в одном из вариантов имело три разнесенных киля, причем нижние части наружных килей выполняли функции хвостовых опор, а в другом варианте – два разнесенных киля. Посадочная лыжа устанавливалась под передней частью фюзеляжа. Первоначально Штокель предложил стреловидное крыло площадью 9 м2 для самолета, но позже изменил проект, приняв прямое крыло, как и у крылатой ракеты Fi 103.
Предполагалось, что истребитель во время атаки должен был таранить хвостовое оперение американских бомбардировщиков B-17 или B-24, после чего выйти из атаки и совершить посадку на свой аэродром. Расчетное время подъема таранного истребителя на высоту 13 000 м составляло 90 секунд, дальность действия превышала 200 км, максимальная скорость составляла около 900 км/ч. Истребитель мог запускаться как с самолета-носителя, так и вертикально с земли (аналогично истребителю Ва 349).
Но этот вариант самолета встретил возражения в RLM, поэтому Штокель перепроектировал самолет в Rammschussjager («Таранный стреляющий истребитель»). Во втором варианте самолет имел боеголовку весом 220 кг в носовой части фюзеляжа. При атаке боеголовка, которая представляла собой бомбу класса «воздух – воздух» со специальными взрывателями, отстреливалась в направлении цели, после чего пилот катапультировался вниз из кабины. Перехватчик Rammschussjager должен был применяться в составе комбинации Mistel.
Третье предложение было представлено в министерство авиации 25 августа 1944 г. Улучшенный проект, фактически, немногим отличался от предшественника, но включал модернизированную бронекабину летчика, которая отстреливалась при атаке вместе с летчиком. Самолет имел размах крыла 6,6 м, длину 6,8 м, взлетный вес 3000 кг, из которых 200 кг приходилось на боевую нагрузку – обычную или модифицированную буксируемую бомбу. Истребитель, как ожидалось, будет достигать высоты 10 000 м за 50 секунд, максимальная скорость составляла 1000 км/ч и практический потолок 20 000 м.
В четвертом варианте предполагалось заменить ЖРД батареей РДТТ. Однако, несмотря на заявленные высокие характеристики истребителя, ни один из вариантов проекта Штокеля не был реализован.
Характеристики Rammschussjager II: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х РПД, размах крыла – 7,0 м и его площадь – 10,0 м2, длина самолета – 7,2 м, взлетный вес – 3000 кг, вес боеголовки – 200 кг, вес топлива – 1500 кг, максимальная скорость – 990 км/ч, дальность на высоте 10 000 м со скоростью 720 км/ч – 600 км, скороподъемность – 200 м/с.
Fw Triebflugeljager
К сентябрю 1944 г. на фирме «Фокке-Вульф» под руководством Хайнца фон Халема была закончена предварительная проработка конструкции самолета вертикального взлета и посадки, так называемый Fw Triebflugeljager («Истребитель с вращающимся крылом»). Машина, вооруженная двумя пушками MK 103 и двумя пулеметами MG 151 или четырьмя пушками MK 213, установленными с обеих сторон герметичной кабины летчика, предназначалась для выполнения задач перехвата. Особенностью этого самолета являлся вращающийся вокруг фюзеляжа трехлопастный ротор, на конце каждой лопасти которого крепился ракетно-прямоточный двигатель конструкции Отто Пабста, руководителя отдела перспективных разработок фирмы «Фокке-Вульф». Двигатель, разрабатывавшийся с 1941 г., имел диаметр 0,69 м, длину 1,72 м и развивал тягу 840 кгс. Он мог использовать недефицитные виды топлива, включая угольную пыль. Первой ступенью этого двигателя являлся ЖРД HWK 729 максимальной тягой 375 кгс при максимальном времени работы 70 секунд, применявшийся в качестве силовой установки крылатой ракеты Hs 117 (см. ниже). HWK 729, работавший на двухкомпонентном топливе SV (Salbei – смесь 90 % азотной кислоты и 10 % серной кислоты) и B (гидразингидрат), по своим габаритам (диаметр не более 0,3 м и длина не более 1 м) вполне вписывался в габариты РПД О. Пабста. Для увеличения скороподъемности самолета на фюзеляж могли устанавливаться стартовые ускорители HWK 501 тягой до 1500 кгс каждый и временем работы до 30 секунд, после взлета они должны были сбрасываться и приземляться на парашютах для повторного использования.
Самолет на земле стоял вертикально на шасси, состоявшем из основного центрального колеса в хвостовой части фюзеляжа и дополнительных четырех стоек с маленькими колесами, смонтированных на крестообразном хвостовом оперении. В полете дополнительные стойки складывались назад, напоминая бутон тюльпана. Кабина летчика находилась в носовой части фюзеляжа, летчик располагался в кресле. Особенность управления самолетом заключалась в том, что летчик в полете находился в обычном, сидячем, положении, а в режимах взлета и посадки оказывался лежащим на спине.
Взлет осуществлялся следующим образом. Ротор, лопасти которого выставлялись перед взлетом в нулевой угол установки, начинал раскручиваться при помощи работающих ЖРД-ступеней силовой установки. Когда окружная скорость лопастей ротора превышала 300 км/ч, тогда в работу вступали ступени двигателей, работавшие в режиме ПВРД, а ЖРД-ступени выключались. Затем летчик увеличивал угол установки лопастей, и начинался взлет самолета, благодаря подъемной силе ротора и тяге ПВРД. В горизонтальном полете летчик уменьшал угол установки лопастей и уменьшал число оборотов ротора, а управление самолетом осуществлял с помощью хвостовых рулей. Переходные режимы полета представляли большую сложность для летчика, особенно при посадке, которую приходилось осуществлять хвостом вниз.
Рассматривался и более простой вариант самолета, в котором для раскрутки лопастей с установленными на них обычными ПВРД использовались сбрасываемые твердотопливные стартовые ускорители. Проект до конца войны не был реализован.
Следует сказать, что концепция самолета вертикального взлета и посадки, примененная фирмой «Фокке-Вульф» в своем аппарате Triebflugeljager, была впервые предложена академиком Б.Н. Юрьевым еще в 1930-х гг. Под его руководством в Военно-воздушной инженерной академии (ВВИА) им. Н.Е. Жуковского и Московском авиационном институте выполнены исследования различных схем аппаратов, сочетающих свойства вертолетов и самолетов. Результаты исследований были изложены в его монографиях «Геликоптеры» и «Исследования летных свойств геликоптеров», опубликованных в трудах ВВИА в 1935 г. и 1939 г., для обозначения аппаратов этого класса Б.Н. Юрьев применял термин «геликоптеры-аэропланы» (в более позднем употреблении «вертолеты-самолеты»). Все эти аппараты оснащались воздушными винтами, которые могли работать и в режиме несущего винта (как у вертолета). А в 1938 г. немецкий инженер О. Мук, работавший на фирме «Сименс», предложил установить на концах лопастей винта самолета вертикального взлета и посадки реактивные двигатели. Вот это техническое решение и пытались практически реализовать на фирме «Фокке-Вульф».
Характеристики Fw Triebflugeljager: экипаж – 1 человек, силовая установка – 3 х РПД, размах крыла (внешний диаметр ротора) – 11,29 м, длина самолета – 9,15 м, взлетный вес – 5150 кг, максимальная скорость у земли – 925 км/ч, скороподъемность у земли – 125 м/с, вооружение – 2 пушки MK 103 калибра 30 мм и 2 пулемета MG 151/20 калибра 20 мм.
Поделитесь на страничкеСледующая глава >
history.wikireading.ru
Схемы расположения двигателей — Sukhoi Superjet 100
Caravelle
В авиации применяются несколько схем расположения крыла относительно фюзеляжа (низкоплан, центроплан, высокоплан) и двигателей (например: под крылом, в хвосте)
В современных реактивных пассажирских лайнерах наибольшее распространение получила схема низкоплана с двигателями под крылом. Конечно, любая компоновка — это совокупность плюсов и минусов, но преимущества этой схемы перевешивают её недостатки. Боинг исследовал множество вариантов и остановился именно на ней для своих самолетов Б737, 747 и т. д.
Размещение двигателя в задней части фюзеляжа дает возможность повысить аэродинамическую чистоту крыла, уменьшить шумность в салоне и снизить аэродинамические эффекты от обтекания фюзеляжа реактивной струей. Так же меньше дестабилизирующий момент при отказе двигателя.
Но при этом возникают свои проблемы. Итак, несколько слов о компоновке «Двигатель в хвосте»
«Свой» писал:
1. Есть такая пакость у движков на хвосте — попадание самолёта в так называемый затяжной, «замкнутый» срыв при выходе самолёта на закритические углы атаки в 25-30° и выше. Самолет как бы «запирался»в этом положении с задранным носом, терял скорость, сваливался в штопор. Выход на закритические углы случался при попадании самолёта в мощный восходящий поток, порыв воздуха. Такие мощные порывы на больших высотах весьма редки, но каждый самолёт, как правило, в них попадает. Однако, как выяснилось, только самолёты с двигателями на хвостовой части фюзеляжа оказались неустойчивыми на этом режиме. На закритических углах атаки с крыла срывается спутная струя воздуха, которая попадает на ВЗ двигателей (что приводит к помпажу) и на горизонтальное оперение (рули высоты), делая его неэффективным.
Печальный пример:
А горизонтальное оперение у компоновки двигатели на хвосте, как известно, располагается на вершине киля (если его устанавливать на фюзеляже, то оно попало бы в струю газов из сопла двигателей). Так называемое Т-образное хвостовое оперение ещё и тяжелее обычного. Существенное утяжеление конструкции является значительным недостатком самолётов с двигателями на хвосте. Кроме тяжёлого хвостового оперения, самое большое утяжеление имеет фюзеляж, на котором крепится силовая установка, загружающая его. Как оказалось, на самолётах с двигателями на хвосте преимущества «аэродинамически чистого» крыла снижались за счёт увеличения аэродинамического сопротивления, обусловленного взаимовлиянием (интерференцией) мотогондол и хвостовой части фюзеляжа.
2. Ко всему прочему, расположение двигателей в хвосте — отбирают часть салона, этим увеличивая общую длину фюзеляжа. Сравните длину 5-рядного SSJ (29,94 м, 98 пассажиров в 19.5 рядов) и 6-рядного Ту-334 (31,26 м, 102 пассажира в 17 рядов).
3. Существует и недостаток, связаный с близостью расположения двигателей друг к другу (а так же компактностью топливопроводов в хвосте): в случае пожара одного мотора шансы, что огонь повлияет и на второй (третий) двигатель (или подачу топлива к ним) — много выше, чем у самолетов с широко разнесёнными двигателями (под крылом).
4. Если двигатель подвешен под крылом, то его вес частично уравновешивается подъемной силой крыла(в полете). А если он в хвосте — вес ничем не уравновешивается, окромя как прочностью конструкции фюзеляжа и (крыла тоже). Или, если сказать по другому, двигатели на крыльях хорошо разгружают и само крыло — подъемная-то сила стремится задрать крыло вверх.
5. Двигатели «под крылом» ГОРАЗДО удобнее обслуживать. Из интервью Жака Декло: Я хотел бы подчеркнуть, что низкое положение двигателя является огромным преимуществом для техобслуживания. Благодаря такому его расположению мы способны заменить любое оборудование в течение 20 минут, для замены двигателя потребуется менее двух часов. А стоимость техобслуживания является одним из важнейших критериев для авиакомпании-заказчика. Подробное описание проблемы, сравнение доступа к двигателям, много фото
6. Ещё один недостаток связан с большой разбежкой центровки самолетов. Расположенные сзади двигатели приводят к смещению назад центра тяжести (ЦТ) самолета. Смещается назад и крыло. В результате фюзеляж и пассажирская кабина оказываются разделёнными крылом на неравные части — длинную носовую и короткую хвостовую. При этом наличие коммерческой нагрузки (пассажиры, багаж, груз) перемещает ЦТ вперед относительно крыла, а её отсутствие (перегоночный вариант, неполная загрузка) приводит к перемещению ЦТ самолета назад. В итоге расстояние между крайними положениями ЦТ превысило у самолетов с «высоким движком» все ранее известные пределы. Как решить эту проблему? Первые создатели таких самолетов — конструкторы «Каравеллы» и Ил-62 — решили идти привычным путём. Пусть истинная разбежка огромна, но летать самолёт должен только при умеренном её значении, характерном для прежних самолетов с двигателями на крыле, следовательно, необходимо компоновать крыло и главные стойки шасси относительно переднего положения ЦТ (полная загрузка). Что же будет, когда пассажиры выйдут и ЦТ переместится назад? Самолёт перевернется на хвост? Чтобы этого избежать, на Ил-62 применили дополнительную хвостовую стойку шасси, на которую опирается пустой самолёт. Как-то во время испытаний Владимир Коккинаки забыл убрать хвостовую опору перед взлётом и при разбеге сломал ее. Он комментировал это происшествие так: «Отлетает всё, что не нужно самолету». Пилоты не любят непонятных усложнений… У «Каравеллы» роль хвостовой опоры играл бортовой пассажирский трап в хвостовой части фюзеляжа (после высадки пассажиров самолет опирается на него, пока топливозаправщик не зальет горючее в крыльевые баки). Это на земле, а как лететь, если ЦТ переместится назад и самолет окажется неустойчивым в полёте? На Ил-62 предусмотрен балластный бак в носовой части фюзеляжа, в который при отсутствии коммерческой нагрузки заливается вода. Ведь топливо не следует размещать в фюзеляже по соседству с пассажирской кабиной — это пожароопасно. На «Каравелле» в перегоночном полёте в носовые багажники грузят балласт. Это, если можно так сказать, решение проблемы «по-французски». Оно связано с эксплуатационными трудностями, опасностями ошибиться при использовании балласта. В крейсерском полёте самолёт летает при малых разбежках центровки, что требует меньших балансировочных нагрузок на горизонтальное оперение и меньших его размеров.
Вставший на хвост самолетЕщё примеры севших на хвост самолетов и сравнение их компоновок
7. Итак, двигатели «под крылом» работают на устойчивость самолёта и на его хорошую весовую культуру (при прочих равных такой самолёт весит меньше тех, у кого движки расположены по-другому), т.е. самолёт везёт больше комм.нагрузки.
Вероятно, указанные выше ограничения не устраивали английских создателей VC-10, DH-121, ВАС 111. Они захотели решить проблему кардинально — обеспечить возможность полёта при всех имеющихся огромных разбежках центровки. При этом надо компоновать крыло и главные стойки шасси относительно заднего положения ЦТ (самолет без нагрузки). В этом случае самолет никогда не перевернётся на хвост и всегда будет устойчивым в полёте. Но проблема возникает при полной загрузке самолета. Она состоит в том, что огромное плечо главных стоек шасси относительно ЦТ затрудняет отрыв передней стойки шасси при взлете самолета. Трудно и балансировать самолёт в полёте: требуются большие усилия на горизонтальном оперении и углы его отклонения, что увеличивает сопротивление в полёте. Эти проблемы решаются только за счёт существенного увеличения площади (и массы) горизонтального оперения. Для примера сравним близкие по размерам самолеты: скомпонованный «по-французски» Ил-62 имеет площадь горизонтального оперения, составляющую 14,7% от площади крыла, а скомпонованный «по-английски» VC-10 — 23%.
Возможных компоновок двигателя для пассажирского лайнера сегодня, фактически, всего две — на хвосте и под крылом (у верхнего крыла глюков ещё больше). Естественно, выбирая между мифической опасностью «засосать в движок мусор с полосы» и хорошо известным авиаторам гемороем…
Про движки на хвосте можно сказать ещё то, что известно об одной катастрофе и двух «инцидентах» связанных с попаданием на взлёте в движки ледяной корки с крыльев. Виновата, само собой, аэродромная служба — но факт остается фактом. «Под крылом» такого не может случиться в принципе.
А расскажите так же и про минусы компоновки «движок под крылом»
- Движок под крылом несколько портит аэродинамику
- Движок под крылом шумит на уровне салона
- Движок под крылом вынуждает делать высокие шасси, а значит — самолёт для высадки и посадки пассажиров нуждается в трапе, плюс большое шасси — это лишний вес.
Выводы по пунктам:
- Движок портит аэродинамику ВЕЗДЕ . Ну, разве только сунуть его в сам фюзеляж. Но это неприемлимо потому, что он, гад, шумит, занимает место, в случае поломки может устроить пожар или мясорубку. А на пилоне — на пожар можно смотреть и идти на аварийную посадку, либо просто сбросить. (они сбрасываются, правда)
- Вкусовщина, можно перетерпеть. А в случае «двигатель под крылом» — само крыло экранирует шум мотора.
- С ростом размера самолёта значение этого фактора теряется. Если в авиетке бизнес-класса движки под крылом просто сунуть некуда, там высота от крыла до бетонки метр максимум, то на Ил-96 шо так, шо этак — все равно из салона не выпрыгнешь.
Соответсвенно, выбор конструктора пляшет именно от размера самолета. В среднем классе — или встроенный трап и геморой с ЦТ, или движки под крыло — но получается дверь на большой высоте.
Вот какую штуку нашел. Полюбуйтесь, как извращаются люди, лишь бы не ставить двигатель на хвост!!!Валерий Попов писал: … У самолётов с размещением двигателей в хвосте есть ещё одна проблема — нелокализованное разрушение двигателя. Вероятность поражения обломками двигателя коммуникаций, генераторов, гидронасосов, элементов системы управления значительно выше, чем при размещении двигателей под крылом. Сертифицировать самолёт в такой схеме можно, но уровень безопасности будет заведомо ниже, чем для альтернативного варианта. То же отностится к пожару двигателя (читайте Ершова). Причём это нелокализованное разрушение, в отличие от попадания в двигатель посторонних предметов, реальная опасность. За последние 3-4 года в России было 2 случая — Як-42 и Ту-154. В то время, как по попаданиям посторонних предметов — проблем не припомню…
Drozdov Vadim пишет: Добавлю, что на самом распостранённом ныне Ту-154 проблему пытались решить также наклонив назад стойки основного шасси (ось тележки при этом сдвигается назад относительно заднего лонжерона). Но получили дополнительную проблему в виде необходимости усиления задней части фюзеляжа из-за появления эффекта «ножниц» при касании земли. Если посмотрите на фюзеляж за крылом — видны серьёзные усиливающие накладки. Тем не менее избавиться от проблемы полностью не удалось и перегрузка на посадке ограничена до 2,0. Это довольно небольшая величина, и усугубляет ситуацию инертное поведение машины в продольном канале, особенно при передних центровках. Поэтому требования к технике пилотирования этого самолёта весьма высоки, а цена жёсткой посадки довольно большая.
Lukas писал: двигатель под крылом — разгружает крыло. Т.е. в весовом отношении со схемой двигатель в хвосте проигрываем дважды: и крыло тяжелее, и хвост начинает весить как чугунный мост.
Экзот: Разница в топливной системе близка к принципиальной. Расходные баки/отсеки располагаются у «двигатель по крылом» также в баках или рядом с ними. И, при необходимости, топливо оттуда может поступать даже при отказе самолётных подкачивающих насосов. При расположении двигателей на хвостовой части фюзеляжа это очень сложно.
При расположении двигателей под крылом двигатели продолжают работать даже при невероятном отказе всех СПН. Если же Вы предполагаете отказ всех СПН вероятным (например, умерла вся электросистема), то даже в этом случае силовая установка продолжит работать. Чего нельзя сказать о компоновке «двигатель в хвосте».
http://www.aviaport.ru/conferences/32061/181.html#p371475
20.06.2015 Vetrogonov пишет:
16:59 tomashomecat пишет:
чистое крыло и меньший разнос (крутящий момент) движков это для Вас пустой звук?
Совершено пустой. Они не компенсируют большое количество недостатков жопомоторов.
Это понятно каждому, кто в состоянии представить прохождение сил в полете по каркасу.
21.06.2015 tomashomecat пишет:
20.06.2015 Vetrogonov пишет:
Это понятно каждому, кто в состоянии представить прохождение сил в полете по каркасу.
1. насколько я знаю главная причина всеобщего переноса движков под крыло в 60х годах был вес тогдашних движков нужной мощности, сейчас такой проблемы нет.
1. с точки зрения геометрии центр силы тяги «жопомотора» почти идеально совпадает с центром лобового аэродинамического сопротивления что облегчает работу каркаса, чего совсем нельзя сказать про движки под крылом низкоплана. их момент на кабрирование нужно тоже как-то компенсировать конструкцией фюзеля плюс частичной потерей эффективности крыла.
2. «жопомотор» не должен создавать никаких проблем для конструкции каркаса современного пасс-самоля с мощной палубой посреди фюзеля.
21.06.2015 Посторонним В пишет:
Котик, ты бы лучше в историю авиации не вдавался! 😉
В 60-е годы как раз шло массовое «перемешивание» двигателей в хвост — по примеру «Каравеллы». Даже Боинг после В-707 создал 727-й по таккой схеме. И главным фактором было уменьшение шума в пассажирском салоне.
21.06.2015 asp пишет:
09:51 aosta63 пишет:
главная причина переноса движков под крыло — масса возникающих плюсов. Крыло разгружается от действующей подъемной силы, и его масса становится ниже. Хвостовая часть фюзеляжа тоже становится легче так как не должна воспринимать тягу. Доступ к двигателям проще.
и еще я смутно помню, что двигатель под крылом играет роль своеобразного противофлаттерного груза
на вход в двигатель не попадают возмущения с крыла и он не затеняется. все это способствует устойчивости работы двигателей.
… а еще на мотогондолы работают как запасное шасси, и после поездок на них самолет можно использовать снова 🙂
21.06.2015 Посторонним В пишет:
К плюсам компоновки «двигатель под крылом» можно отнести и то, что при увеличении тяги возникает дополнительный кабрирующий момент — в отличие от компоновки «двигатели в хвосте», где в той же ситуации наоборот — создаётся пикирующий момент.
Вспоминается Туношна…
Понятно, что не из-за этого, но, может, именно этой малости и не хватило… (
21.06.2015 B_A_K пишет:
tomashomecat,
Я так вижу, вы прям всезнайка в авиации 🙂 И где только таких делают?
«В плюс» схемы «двигатели в хвосте» можно отнести, по большому счёту, только «чистое крыло» и меньшую шумность в передней части салона. Во всём остальном эта схема проигрывает традиционной начисто!
Работа силовой схемы фюзеляжа (а не каркаса!) на растяжение-сжатие далеко не самое главное. Я бы сказал, несущественное. Основное нагружение фюзеляжа — это изгиб. Эпюра изгибающих моментов, действующих на фюзеляж, определяется разносом масс. Чем весомей некий агрегат (двигатель, к примеру) и чем дальше он расположен от точки приложения аэродинамических сил от крыла (1/4 САХ), тем больше
изгибающий момент, тем больше металла вы туда заложите. Размещение двигателей в хвосте приводит к заметному перемещению центра тяжести конструкции. Как следствие — уменьшается плечо горизонтального и вертикального оперения. Вряд ли вы знаете, что в горизональном установившемся полёте статически устойчивого самолёта стабилизатор создаёт отрицательную подъёмную силу. Это нужно для парирования момента, создаваемого парой сил: вес самолёта и подъёмная сила. Поскольку плечо стабилизатора уменьшилось, силу на стабилизаторе приходится увеличивать, что, соответственно, сказывается на ЛТХ самолёта в целом.
Как справедливо было отмечено выше одним из авторов, выдвинутые вперёд двигатели при установке их на крыле служат противофлаттерными грузами. Вкупе с разгрузкой крыла это позволяет применить более тонкие профили, что, как учили нас в институтах, снижает аэродинамическое сопротивление (со всеми вытекающими последствиями).
Есть ещё масса нюансов, например, увеличение веса топливной системы, бОльшая трудоёмкость обслуживания и, не поверите, двигатели в хвосте охотнее собирают с ВПП всякую бяку. Так что поменьше гонора в суждениях, есть резоны, про которые не пишут в «мурзилках», и только разработчик самолёта, прикидывая хрен к носу, определяет, чем он может пожертвовать, а чем нет, чтобы его самолёт покупали.
21.06.2015 Engineer_2010 пишет:
Krendel V.M. пишет: …задачей про пластинку бесконечного размаха на крутильной пружинке проблема флаттера не исчерпывается ))
Это точно, если учесть, что ко всем крутильно-машущим колебаниям консолей ОЧК ещё добавляется возбуждающий фактор от поперечно-вертикальных колебаний мотогондол. Кстати, на ролике про частотные испытания SSJ наглядно можно увидеть, как на определённых частотах начинают «мотыляться» движки: http://www.youtube.com/watch?v=mIUUncpPnyM
Я слышал от спецов по флаттеру из ЦАГИ, что в своё время, как на Ил-86 (или 96, точно не помню), так и на Ту-204, пришлось изрядно попотеть над решением проблем взаимодействия крыло-мотогондола. По их же рассказам, китайские товарищи сознательно выбрали для своего «пробного шара» в лице ARJ-21 компоновку с двигателями в ХЧФ, чтобы не связываться с этой непростой задачей.
p.s. Кадры с «трясучкой» мотогондол примерно на 5 мин 45 сек.
Читайте также:
20 Jun 2012 14:07 (опубликовано: skydiver000)
Если вам понравилась статья, не забудьте поставить «+»
Читайте далее
- Примеры севших на хвост самолетов — Судя по фотографиям на сайте airlines.net большая часть севших на хвост самолётов имеет расположение двигателя в хвосте. Только 3 самолёта имеют расположение двигатель-под-крылом, и причины у них довольно уважительные: Двигатели под крылом самолёт…… (+5)
- Обсуждение темпов выпуска и композитов — О темпах выпуска Barbudos писал: Удивляет что? То, что Боинг имеет мощностя такие, что может выделить из своих многотысячных заказов 50 новых 737-х для России только за 4 (!) года. На фоне того, что мы слепили за 4-5 лет всего 28 Суперджетов…… (+20)
- Сравнение CSeries 100 и SSJ100 — V_teme писал: CS100 даже в текущем (бумажно-идеальном) виде никакой не конкурент RRJ95B. Разница в MTOW составляет 12,271 кг при разнице в паксовместимости в стандартной конфигурации всего в 12 паксов (1,224 кг). Расчетная дальность CS100 с MTOW при…… (+19)
- Сравнение цены двигателя SaM-146 с конкурентами — Цена двигателя SaM-146 равна $2,7 млн (в 2010-м году). Цифры из ежеквартального отчёта ГСС (страница 79, сверху): Дата совершения сделки: 29.04.2010 Вид и предмет сделки: Заказ № PO/340-RRJ-PJк Рамочному договору Поставки № DDC-RRJ-SCA-PJ-026 от…… (+11)
- Обсуждение количества инцидентов — На одном форуме произошел небольшой спор о большом количестве инцидентов с Суперджетом. Цитаты: вовчек: за 2012 год 24 инцидента c SSJ. Соотнесите эти цифры с налетом парка, а так же с заявлениями должностных лиц разного ранга о том что для…… (+11)
- Сравнение самолетов в сегменте 100-149 мест | 10.08.2012 — Статья не закончена: Требуется вычитка и оформление (проверьте перевод) Требуется свести все данные из картикнок в одну удобную таблицу. Ну или большинство данных. Исследование, опубликованое изданием AirInsight, утверждает, что рынок самолетов…… (+11)
Случайные статьи
- Обнинское НПП «Технология» — Обнинское научно-производственное предприятие (НПП) «Технология» разработало сверхпрочные сотовые композиционные материалы для авиации и ракетно-космической техники, сообщает пресс-служба холдинга «РТ-Химкомпозит». «Сочетание высоких значений прочности, теплостойкости и диэлектрических характеристик…… (+3)
- На SSJ100 Новосибирск — Екатеринбург, а/к «Якутия» | 30 июня 2013 — Цитата с этой страницы сайта http://www.airlines-inform.ru 01.07.2013 Пишет Дмитрий: Хочу поделиться впечатлениями о перелете авиакомпанией Якутия . Мой полет с этой авиакомпанией состоялся 30.06.2013 из Новосибирска в Екатеринбург. Билет брал за 1 мес. по акции, 5000. Полет проходил на борту…… (+20)
- Схемы расположения двигателей — Франция законодательница моды Caravelle В авиации применяются несколько схем расположения крыла относительно фюзеляжа (низкоплан, центроплан, высокоплан) и двигателей (например: под крылом, в хвосте) В современных реактивных пассажирских лайнерах наибольшее распространение получила схема низкоплана…… (+6)
Использование материалов сайта разрешается только при условии размещения ссылки на superjet100.info
superjet.wikidot.com
8. Самолеты с турбовинтовыми двигателями. Реактивная авиация Второй мировой войны
8. Самолеты с турбовинтовыми двигателями
В турбовинтовом двигателе (ТВД) большая часть тяги создается воздушным винтом, приводимым во вращение газовой турбиной, но меньшая часть (до 10–12 %) тяги – за счет истечения газов из сопла двигателя. Основными элементами ТВД являются: входное устройство, компрессор, камера сгорания, газовая турбина, реактивное сопло, редуктор и воздушный винт.
Идея применить реактивный двигатель для вращения воздушного винта самолета появилась еще на заре развития авиации. Такое предложение выдвигал, например, в 1914 г. русский инженер М.Н. Никольский, спустя почти десять лет в этом направлении работал В.И. Безеров.
В Советском Союзе исследования по авиационным газотурбинным двигателям начались с 1930 г. во Всесоюзном теплотехническом институте под руководством В.В. Уварова. Как уже говорилось выше, в 1934 г. была создана и прошла длительные испытания первая отечественная высокотемпературная газотурбинная установка ГТУ-1, ставшая прообразом будущих турбовинтовых двигателей. Установка состояла из одноступенчатого центробежного компрессора, кольцевой камеры сгорания и одноступенчатой газовой турбины. В 1938–1939 гг. под руководством профессора В.В. Уварова для самолета ТБ-3 были впервые построены опытные газотурбинные установки ГТУ-3 мощностью по 1150 л. с., выполненные по схеме турбовинтового двигателя. Под его же руководством с 1943 г. в ЦИАМ разрабатывался летный образец экспериментального ТВД Э-3080, развивавшего мощность на валу 625 л. с. и создававшего дополнительную тягу 160 кгс.
В МАИ в 1936–1938 гг. под руководством профессора А.В. Квасникова спроектировали и построили паровую двигательную установку мощностью 180 л. с. для привода воздушного винта. У парового двигателя, в отличие от ТВД, отсутствуют камера сгорания и реактивное сопло, пар из парогенератора под большим давлением подводится к турбине, вращая ее, а та, в свою очередь, через редуктор вращает воздушный винт. Отработавший пар превращается в воду в конденсаторе, и вода снова подается в парогенератор. С этим экспериментальным двигателем успешно проходил летные испытания самолет У-2, в конструкции которого спустя полвека была реализована идея Ф.Р. Гешвенда о постройке «паролета».
В самом начале войны работы в этом направлении активизировались и в Германии. С 1940 г. на фирме «Юнкерс» под руководством фон Шлиппе разрабатывался авиационный паровой двигатель мощностью 3000 л. с., а в Высшей технической школе (Вена) под руководством профессора Лозеля – авиационный паровой двигатель мощностью 4000 л. с. К концу войны фирмы «Даймлер-Бенц» и BMW освоили выпуск опытных образцов ТВД (DB 021 и BMW 028).
В США также к концу войны были разработаны и изготовлены опытные образцы ТВД, они устанавливались в опытных самолетах F2R и XP-81 (см. выше).
Rochen
В 1939 г. Генрих Фокке, один из основателей фирмы «Фокке-Вульф», в рамках проекта Schnellflugzeug («Быстрый самолет»), разработал и запатентовал конструкцию летательного аппарата, представлявшего собой гибрид реактивного самолета и вертолета, который в качестве силовой установки использовал ТВД. Аппарат, получивший обозначение Rochen, представлял собой дископлан с треугольной в плане хвостовой частью корпуса, на задней кромке располагались элероны, закрылки и киль с рулем направления. Внутри корпуса были установлены два соосных двухлопастных винта противоположного вращения, приводившиеся во вращение газотурбинным двигателем разработки фирмы «Фокке-Вульф». Передача вращения к винтам осуществлялась через удлиненный вал и редуктор. Выходное сопло двигателя соединялось двумя каналами с двумя дополнительными камерами сгорания (прототипами форсажных камер), продукты сгорания через выхлопные сопла камер выбрасывались наружу. На нижней поверхности корпуса имелись открывающиеся створки, кабина летчика размещалась в носовой части, трехстоечное шасси после взлета убиралось в корпус.
Взлет Rochen осуществлял с полностью открытыми створками за счет вращения винтов (наподобие вертолета), подачей топлива в дополнительные камеры сгорания достигалось увеличение горизонтальной скорости полета. При этом створки на нижней поверхности фюзеляжа прикрывались так, чтобы поток отбрасываемого винтами воздуха отклонялся к хвосту и увеличивал горизонтальную скорость. Путевое управление на малых скоростях осуществлялось дифференцированной подачей топлива в дополнительные камеры сгорания. Данных о том, что аппарат строился во время войны, нет, но в 1950-х гг. была построена модель в масштабе 1:10 для продувки в аэродинамической трубе.
Ме 321
В 1940 г. фирма «Мессершмитт» разработала гигантский планер Me 321 для перевозки бронетехники и подразделений десантников. Машина выполнялась целиком из древесины, загрузка фюзеляжа осуществлялась через откидывавшуюся вверх носовую часть. Взлет планера должен был осуществляться на сбрасываемой тележке, посадка производится на лыжи. В воздух планер поднимал самолет Не 111Z или тройка самолетов Bf 110. Для облегчения взлета планеры часто оснащались стартовыми ускорителями.
Первый полет состоялся в марте 1941 г., серийные планеры Me 321А и Me 321В, имевшие колесное шасси, поступили на вооружение в июне того же года в специально сформированные эскадрильи тяжелых планеров, которые действовали на советско-германском фронте – в Прибалтике, Белоруссии и на Украине. Me 321 осуществляли снабжение немецкой авиации и сухопутных войск, перевозя боеприпасы, топливо и личный состав. Опыт эксплуатации планеров показал, что для снабжения воинских частей передней линии требуется использование транспортных аппаратов, способных самостоятельно осуществить взлет. Поэтому было предложено рассмотреть возможность оснащения Ме 321 двигателями, при этом рассматривались два варианта оснащения – поршневыми двигателями и паровыми двигателями.
В первом варианте на основе планера Ме 321 создали тяжелый транспортный самолет Me 323 Gigant («Гигант»), оснащенный четырьмя поршневыми двигателями Gnome-Rhone 14N, первый полет которого состоялся в 1941 г., взлет осуществлялся с помощью тройки буксировщиков Bf 110.
Заказ на разработку самолета второго варианта, предназначенного для снабжения немецких подводных лодок в Северной Атлантике и выполнения разведки, поступил на фирму «Мессершмитт» 12 апреля 1941 г., работы должны были вестись под самым высоким приоритетом, присвоенным техническим отделом СС. Важными факторами в пользу применения паровых двигателей были: более высокая величина отношения мощности к весу силовой установки по сравнению с поршневыми двигателями, более высокий ресурс (4000–6000 часов) по сравнению с 500 часами для поршневых двигателей. Для сравнения – ресурс серийных ТРД Jumo 004 и BMW 003 не превышал 20–25 часов, а HeS 8, с которыми летал самолет Не 280, никак не мог достичь ресурса в 10 часов. Вопрос выбора топлива для парового двигателя остро не стоял, так как он мог работать на тяжело воспламеняющихся топливах, таких как мазут и угольная пыль, в противоположность высокооктановым топливам, необходимым для двигателей внутреннего сгорания. Однако работы по паровому двигателю были прекращены, так как 21 августа 1942 г. RLM отменило свой заказ.
Характеристики Ме 321В-1: экипаж – 1 человек, размах крыла – 55,0 м и его площадь – 300,0 м2, длина планера – 28,2 м, высота – 10,2 м, вес пустого – 12 400 кг, максимальный взлетный вес – 39 500 кг, максимальная скорость – 160 км/ч, скорость планирования – 140 км/ч, вооружение – 2 пулемета MG 15.
Ме 264
В августе 1944 г. RLM выдало задание фирме Osermaschinen GmbH, основанной профессором Лозелем, на проектирование и изготовление парового двигателя для одного из опытных образцов дальнего самолета Ме 264 (см. выше). В рамках этой работы был спроектирован двигатель мощностью 6000 л. с., который мог приводить во вращение воздушный винт, выполненный в двух вариантах: первый диаметром 5,3 м и скоростью вращения 400–500 об/мин, а второй диаметром 2,0 м и скоростью вращения 6000 об./мин. Двигатель должен был работать на смеси, состоящей на 65 % из угольной пыли и на 35 % из какого-либо жидкого топлива (бензин, керосин, мазут и т. д.). В конце войны многие компоненты двигателей были закончены и подготовлены к окончательной сборке, однако самолет Ме 264, предназначенный под эти двигатели, был разрушен во время воздушного налета на завод фирмы «Мессершмитт».
Ar E.560/7
Проект двухместного среднего бомбардировщика с двигателями разных типов на крыле разрабатывался в 1943–1944 гг. (см. выше – Ar Е.560). Один из вариантов, Ar Е.560/7, имел силовую установку из двух ТВД BMW 028 (турбовинтовая версия ТРД BMW 018) мощностью по 2650 кВт, установленных над крылом, каждый двигатель вращал два соосных винта. Проект не реализовывался.
Характеристики Ar Е.560/7: экипаж – 2 человека, силовая установка – 2 х ТВД BMW 028 мощностью по 2650 кВт, размах крыла – 19,1 м и его площадь – 75,0 м2, длина самолета – 16,8 м, максимальная скорость – 920 км/ч, дальность – 3400 км, бомбовая нагрузка – 4000 кг.
He Wespe
Проект перехватчика вертикального взлета и посадки He Wespe («Оса») с кольцевым крылом вокруг средней части фюзеляжа был разработан к марту 1945 г. Крыло крепилось к фюзеляжу при помощи трех пилонов. В задней части фюзеляжа устанавливался турбовинтовой двигатель DB 021 мощностью 3300 л. с. и дополнительной тягой реактивного сопла 1100 кгс, вращавший шестилопастный винт, располагавшийся внутри крыла. ТВД DB 021 представлял собой турбовинтовую модификацию ТРД HeS 011.
Входное устройство воздухозаборника двигателя находилось в носовой части фюзеляжа. Летчик располагался в кабине сидя во время горизонтального полета, поэтому при взлете и посадке он оказывался лежащим на спине. По бокам кабины устанавливались две пушки MK 108. Шасси трехстоечное, расположенное на концах трехкилевого хвостового оперения. Самолет взлетал вертикально. В горизонтальном полете дополнительная подъемная сила создавалась отогнутыми законцовками двух пилонов. Проект не был реализован.
Характеристики He Wespe: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ТВД DB 021 мощностью 3300 л. с., внешний диаметр крыла – 6,2 м и его площадь – 29,7 м2, длина самолета – 6,2 м, взлетный вес – 3690 кг, максимальная скорость – 860 км/ч на высоте 8000 м, скороподъемность у земли – 50,0 м/с, вооружение – 2 пушки МК 108 калибра 30 мм.
BMW Schnellbomber I
Проект скоростного бомбардировщика с крылом в виде буквы W в плане и четырьмя двигателями – расположенными в крыле двумя ТВД BMW 028 мощностью по 2650 кВт с соосными винтами и расположенными под ними двумя ТРД BMW 018 тягой по 3450 кгс. На взлете, а также при отрыве от истребителей противника использовались все двигатели, на крейсерском режиме – только турбовинтовые двигатели. Шасси имело три расположенные друг за другом фюзеляжные стойки и две крыльевые стойки. Экипаж бомбардировщика состоял из трех человек и размещался в герметичной кабине. В качестве оборонительного оружия применялись две дистанционно управляемые турели со спаренными пушками в верхней и нижней частях фюзеляжа.
Характеристики BMW Schnellbomber I: экипаж – 3 человека, силовая установка – 2 х ТВД BMW 028 мощностью по 2650 л. с. и 2 х ТРД BMW 018 тягой по 3450 кгс, размах крыла – 50,5 м, длина самолета – 34,6 м, высота – 9,0 м, взлетный вес – 78 800 кг, запас топлива – 35 120 л, крейсерская скорость: с двумя BMW 028–620 км/ч, максимальная скорость с двумя BMW 028 и двумя BMW 018–870 км/ч, практический потолок – 11 000 м, дальность – 4000 км, бомбовая нагрузка – 3000 кг.
BMW Schnellbomber II
В 1943 г. был разработан проект скоростного бомбардировщика с крылом обратной стреловидности и двумя ТВД BMW 028 с соосными винтами. Двигатели устанавливались над фюзеляжем на пилонах. Экипаж из двух человек размещался в гермокабине в носовой части фюзеляжа, оборонительное вооружение состояло из двух неподвижных пушек, стреляющих назад.
Осенью 1944 г. на BMW без контракта от RLM начались работы по исследованию влияния на характеристики самолета пилонного крепления двигателей, сведений о результатах этой работы нет.
Характеристики BMW Schnellbomber II: экипаж – 2 человека, силовая установка – 2 х ТВД BMW 028 мощностью по 2650 л. с., размах крыла – 32,5 м, длина самолета – 28,0 м, высота – 6,5 м, диаметр винта – 4,1 м, максимальная скорость – 870 км/ч, дальность – 2800 км, бомбовая нагрузка – 2000 кг.
DB Schnellbombertrager (P.A/P.B)
В 1942–1943 гг. фирма «Даймлер-Бенц» совместно с фирмой «Фокке-Вульф» разрабатывала проект скоростного самолета-носителя Schnellbombertrager. Предполагалось применить этот самолет для бомбардировок промышленных районов на территории Восточного побережья США и Уральского региона Советского Союза.
Самолет-носитель (P.A I) имел прямое крыло, на котором располагались четыре турбовинтовых двигателя DB 021 каждый мощностью на валу винта 3300 л. с. и дополнительной тягой сопла 1100 кгс. Неубираемое высокое двухстоечное шасси имело на каждой стойке по три расположенных друг за другом колеса, закрытые обтекателями. Экипаж из 3–4 человек располагался в кабине в носовой части фюзеляжа.
Под фюзеляжем между стойками шасси самолета-носителя подвешивался бомбардировщик (P.A II), который выполнялся в двух вариантах. В первом варианте бомбардировщик имел мотыльковое хвостовое оперение и два ТРД DB 016 под стреловидным крылом, во втором варианте – разнесенное хвостовое оперение и один ТРД DB 016 на спине. DB 016 был разработан в марте 1945 г., он имел самые большие габариты в мире на то время: длина 6,7 м, диаметр 2 м и тяга 12 000 кгс.
Бомбардировщик оснащался трехстоечным шасси, в бомбоотсеке размещалось до 30 000 кг бомб, экипаж из 2 человек располагался в герметичной кабине в носовой части фюзеляжа. Было задумано, что после отцепки от носителя в районе предполагаемой атаки бомбардировщик продолжит полет самостоятельно, а после выполнения задания ляжет на обратный курс.
В варианте P.B, разработанном в начале 1945 г., самолет-носитель имел двухбалочное хвостовое оперение. Силовая установка – из шести двигателей DB 603G: четыре двигателя вращали тянущие винты, а два, располагавшиеся соосно с крайними двигателями, – толкающие винты. Самолет-носитель мог нести под крылом 5 пилотируемых самолетов-снарядов DB P.E, или 6 пилотируемых самолетов-снарядов DB P.F. (см. выше), или управляемые бомбы.
Ни в одном из вариантов проект не реализовывался.
Характеристики самолета-носителя P.A I: экипаж – 3 (4) человека, силовая установка – 4 х ТВД DB 021 мощностью по 3300 л. с., размах крыла – 54,0 м и его площадь – 500 м2, длина самолета – 35,0 м, высота – 11,2 м, вес пустого – 48 500 кг, взлетный вес – 122 000 кг, максимальная скорость – 500 км/ч, дальность – 17 000 км.
Характеристики бомбардировщика P.A II: экипаж – 2 человека, силовая установка – 1 х ТРД DB 016 тягой 12 000 кгс, размах крыла – 22,0 м, длина самолета – 30,75 м, высота – 8,5 м, полетный вес – 70 000 кг, максимальная скорость – 1000 км/ч, практический потолок – 10 000 м, бомбовая нагрузка – 30 000 кг (60 бомб SC 500 или 30 бомб SB 1000).
Fw P.0310226-127
Проект одноместного истребителя Fw P.0310226-127, оснащенного ТВД DB 021, разработан в сентябре 1944 г. Воздушный винт в носовой части фюзеляжа приводился во вращение от двигателя, расположенного в хвостовой части, через длинный вал. Входные устройства воздухозаборника двигателя располагались в корневых частях крыла под передней кромкой, шасси трехстоечное. Проект не реализовывался.
Характеристики Fw P.0310226-127: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ТВД DB 021 мощностью 3300 л. с., размах крыла – 8,2 м и его площадь – 17,2 м2, длина самолета – 10,8 м, высота – 3,15 м, вес пустого – 3585 кг, взлетный вес – 5000 кг, максимальная скорость на высоте 10 000 м – 910 км/ч, практический потолок – 12 500 м, скороподъемность – 40,0 м/с, дальность – 1460 км, максимальная продолжительность полета – 70 минут, вооружение – 1 пушка МК 103 калибра 30 мм и 2 пулемета MG 213 калибра 20 мм.
Fw Jager PTL
В ноябре 1944 г. один из вариантов проекта двухбалочного самолета Fw P.VII был выполнен в виде истребителя Fw Jager PTL с нормальным хвостовым оперением. В качестве силовой установки использовали ТВД DB 021, выхлоп из реактивного сопла двигателя осуществлялся под хвостовым оперением. Однако проект развития не получил.
Характеристики Fw Jager PTL: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ТВД DB 021 мощностью 3300 л. с., размах крыла – 8,2 м и его площадь – 17,5 м2, длина самолета – 10,8 м, высота – 3,1 м, вес пустого – 3396 кг, взлетный вес – 4900 кг, максимальная скорость на высоте 9000 м – 900 км/ч, скороподъемность – 39,0 м/с, дальность – 1020 км, максимальная продолжительность полета – 1,17 часа, вооружение – 1 пушка МК 108 калибра 30 мм и 2 пулемета МG 213 калибра 20 мм.
Поделитесь на страничкеСледующая глава >
history.wikireading.ru