гондола что это в самолете
Гондола что это в самолете
Гондола под установку четырех двигателей, была подвешена к фюзеляжу и крылу.
Гондола двигателей конструктивно делилась на две части:
— переднюю, где были расположены воздухозаборники, отсек оборудования, расходный бак и ниши передней и главных опор шасси;
— хвостовую, где располагались четыре двигателя.
В технологическом плане передняя часть гондолы делилась на следующие технологические единицы: рассекатель, каналы воздухозаборников, створки каналов, шпангоуты, верхние и боковые панели, узлы крепления главных опор шасси.
Хвостовая часть гондолы в технологическом плане делилась на панели с люками для установки двигателей, боковые панели, противопожарные перегородки, узлы крепления двигателей.
Соединение гондолы с фюзеляжем и крылом осуществлялось продольными силовыми стенками, шпангоутами стеночного типа и контурными угольниками.
Гондола начиналась двумя изолированными друг от друга воздухозаборниками, переходящими в два воздушных крыла каждый. Входные отверстия воздухозаборников прямоугольного сечения были разделены вертикальным клином. Для обеспечения устойчивой работы двигателей на всех режимах площадь входной части каждого воздухозаборника регулировалась подвижными панелями.
Схема сечений мотогондолы. (Николай Гордюков)
Компоновочная схема мотогондолы. (Николай Гордюков)
Конструкция носовой отклоняемой части фюзеляжа. (Николай Гордюков)
1. Кронштейн-держатель штанги ПВД 2. Окантовка задней части носка 3. Шпангоут носового обтекателя 4. Шпангоут № 1 н носовой части 5. Шпангоут № 9 6. Жалюзи для выхода охлаждающего воздуха 7. Накладная лента 8. Шпангоут № 13 9. Обшивка подкабинного отсека 10. Диафрагма подкабинного отсека 11. Силовые фрезерованные балки
Элементы носовой отклоняемой части фюзеляжа. (Ильдар Бедретдинов)
Каждый из воздушных каналов перед входом в отсек двигателей, находящийся в хвостовой части гондолы, разветвлялся на два рукава круглого сечения.
Проход воздуха через створки подпитки, расположенные на верхней панели гондолы, осуществлялся через каналы охлаждения двигателей.
В носовой части гондолы между регулируемыми вертикальными панелями была расположена ниша передней опоры шасси с узлами ее установки. Узлы установки передней опоры шасси были расположены на боковых стенках ниши, которые одновременно являлись стенками подвески гондолы к фюзеляжу. В носовой нижней части гондолы, имелся обтекатель, заканчивавшийся отверстием для выхода воздуха из системы слива пограничного слоя воздухозаборников.
В средней части гондолы был расположен расходный бак топливной системы.
Между боковыми панелями гондолы и воздушными каналами находились ниши главных опор шасси.
Крепление двигателей в мотоотсеке гондолы к нижней части крыла и к продольной силовой стенке, идущей по оси симметрии гондолы, осуществлялось с помощью тяг и рам. Установка двигателей производилась при снятых люках нижней панели гондолы.
Плоские стенки воздухозаборника и воздушного канала были выполнены из типовых фрезерованных панелей, к ребрам которых были приварены профили.
На участке расходного бака и по нижней поверхности гондолы конструкция воздушного канала была двухстенной, в остальной части воздушный канал состоял из обшивки и профилей, выполненных их титанового сплава.
гондола
Рис. 1. Гондола (корзина) пилотируемого свободного аэростата.
гондо́ла летательного аппарата 1) кабина воздухоплавательного летательного аппарата для размещения экипажа, снаряжения, балласта, грузов и силовых установок. При первых полётах свободных и управляемых аэростатов для обеспечения непредвиденной посадки на воду к оболочке подвешивали кабину в форме венецианской лодки (итал. gondola), в которой размещались люди и различные грузы. Со временем это устройство трансформировалось в специальную кабину, за которой закрепилось название «гондола». Г. может быть открытой и закрытой (герметичной).
Типовая открытая Г. свободного аэростата объёмом 6002200 м 3 имеет массу 2565 кг, применяется для полётов на высоте до 12 км (рис. 1). При полётах на высоте более 4 км воздухоплаватели применяют индивидуальные кислородные приборы и утеплённые комбинезоны.
При полётах в стратосферу, выполняемых на высотных аэростатах стратостатах, используются герметичные Г. с кондиционированием воздуха (рис. 2) или открытые Г., в которых пилоты поднимаются одетыми в специальные высотные скафандры. Идея создания герметичной Г. для полёта в высокие слои атмосферы была высказана Д. И. Менделеевым в 1875. Впервые герметичная Г. была применена в 1931 О. Пиккаром при полёте на стратостате. Первая в СССР герметичная Г. конструкции В. А. Чижевского была установлена на стратостате «СССР-1», на котором в 1933 Г. А. Прокофьев, К. Д. Годунов и Э. К. Бирнбаум поднялись на высоту около 19 тыс. м.
У дирижабля имеется одна или несколько Г., прилегающих снизу вплотную к его поверхности или подвешенных под корпусом на тросах (рис. 3, 4). Первоначально основой конструкции Г. дирижаблей являлся лёгкий деревянный или металлический каркас, который покрывала матерчатая обтяжка. Со временем эту конструкцию заменили кабины, собранные из алюминиевых профилей со стенками из гофрированных или гладких листов (монококовая конструкция). Г. изготавливаются также из стеклопластика.
Пассажирские Г. с рубкой управления обычно размещается ближе к носовой части корпуса. Под днищем Г. монтируются посадочные устройства: надувные пуфы, служащие пневматическими амортизаторами (а также поплавками), или ориентирующиеся опорные колёса.
2) Оболочка обтекаемой формы вокруг двигателя, обеспечивающая установку и эксплуатацию двигателя (рис. 5); является частью силовой установки летательного аппарата. Г. двигателя часто называют мотогондолой.
Основные элементы Г.: каркас с тонкостенными панелями и быстросъёмными крышками капота двигателя, система вентиляции, система крепления двигателя. Турбореактивный двигатель обычно жёстко крепятся к Г. или каркасу летательного аппарата; двигатели с воздушным винтом устанавливаются на мотораме. Задняя часть Г. располагается вокруг выходного устройства двигателя (реактивного сопла, реверсивного устройства) или составляет его часть. Г. могут крепиться на внешней подвеске (на пилоне, на концах крыла), устанавливаться рядом с поверхностью летательного аппарата и сопрягаться с ним обводами, а также быть составной частью конструктивно-силовой схемы крыла, фюзеляжа. В зависимости от конструкции каркас Г. может участвовать в передаче нагрузок от двигателей к силовой конструкции летательного аппарата, либо усилия от двигателей через стержневую систему их крепления передаются непосредственно на силовую конструкцию. По числу установленных двигателей различают Г. одиночного двигателя, спаренные и многодвигательные. На дирижаблях для уменьшения шума в пассажирской Г. мотогондолы обычно устанавливают в хвостовой части.
Е. М. Миндлин, В. И. Никольский.
Рис. 2. Гондола стратостата «СССР-1».
Рис. 3. Гондола учебно-тренировочного дирижабля В-1.
Гондола летательного аппарата
Полезное
Смотреть что такое «Гондола летательного аппарата» в других словарях:
Гондола (кабина аэростата) — Гондола летательного аппарата, кабина аэростата для размещения экипажа, оборудования и балласта. На первых свободных аэростатах (воздушных шарах) Г. имела форму венецианской лодки (гондолы). Позже стали применять открытую корзину из ивовых… … Большая советская энциклопедия
гондола — Рис. 1. Гондола (корзина) пилотируемого свободного аэростата. гондола летательного аппарата 1) кабина воздухоплавательного летательного аппарата для размещения экипажа, снаряжения, балласта, грузов и силовых установок. При первых полётах… … Энциклопедия «Авиация»
гондола — Рис. 1. Гондола (корзина) пилотируемого свободного аэростата. гондола летательного аппарата 1) кабина воздухоплавательного летательного аппарата для размещения экипажа, снаряжения, балласта, грузов и силовых установок. При первых полётах… … Энциклопедия «Авиация»
гондола — Рис. 1. Гондола (корзина) пилотируемого свободного аэростата. гондола летательного аппарата 1) кабина воздухоплавательного летательного аппарата для размещения экипажа, снаряжения, балласта, грузов и силовых установок. При первых полётах… … Энциклопедия «Авиация»
гондола — Рис. 1. Гондола (корзина) пилотируемого свободного аэростата. гондола летательного аппарата 1) кабина воздухоплавательного летательного аппарата для размещения экипажа, снаряжения, балласта, грузов и силовых установок. При первых полётах… … Энциклопедия «Авиация»
Гондола — I Гондола (итал. gondola) одновесельная плоскодонная лодка с поднятыми фигурными оконечностями, распространённая главным образом в Венеции (упоминается в источниках с конца 11 в.). Длина в среднем 10 м, ширина 1,3 м. Управляет Г. один… … Большая советская энциклопедия
Стратостат — свободный Аэростат для подъёма в стратосферу, т. е. на высоту более 11 000 м. Гондола С. при наличии экипажа выполняется герметичной (см. Гондола летательного аппарата) и снабжается необходимым оборудованием для его жизнеобеспечения.… … Большая советская энциклопедия
Дирижабль — Проверить информацию. Необходимо проверить точность фактов и достоверность сведений, изложенных в этой статье. На странице обсуждения должны быть пояснения … Википедия
Силовая установка — (СУ) летательного аппарата совокупность авиационного двигателя (двигателей), систем и устройств летательного аппарата, обеспечивающая создание необходимой для полёта тяги. Состав СУ в основном зависит от типа двигателя (см. Двигатель авиационный) … Энциклопедия техники
силовая установка — (СУ) летательного аппарата совокупность авиационного двигателя (двигателей), систем и устройств летательного аппарата, обеспечивающая создание необходимой для полёта тяги. Состав СУ в основном зависит от типа двигателя (см. Двигатель… … Энциклопедия «Авиация»
СОДЕРЖАНИЕ
Сборка двигателя
Компоненты EBU соединяют системы двигателей с системами самолета. Сборка двигателя включает в себя установку стартера двигателя, гидравлических насосов, электрических генераторов и межсоединений, а также компонентов, которые соединяют двигатель с летательным аппаратом. К ним относятся следующие
Гондола и двигатель
Насколько хорошо двигатель работает, зависит от конструкции гондолы. Форма выступа на впуске, минимальная внутренняя площадь и внутренний профиль устанавливаются с различными воздушными потоками двигателя в крейсерском режиме, чтобы потери давления были приемлемыми, и разными углами падающего воздушного потока, например, при боковом ветре и во время взлета, чтобы сохраняйте допустимые колебания давления на лицевой стороне вентилятора. Потери давления и, следовательно, общая степень сжатия влияют на производительность двигателя или расход топлива на каждый фунт тяги. Колебания давления влияют на работоспособность двигателя или вероятность помпажа. Потери давления в выхлопном сопле также влияют на производительность двигателя, увеличивая расход топлива.
Гондола образует внешний путь потока вдоль двигателя, чтобы гарантировать, что вспомогательное оборудование работает в пределах своих температурных пределов, и потоки огнетушителя эффективны.
Крыльевые двигатели в гондоле
Размещение двигателей на крыле значительно снижает изгиб крыла в полете. Чем дальше двигатели удалены от фюзеляжа, тем больше разгрузка изгиба крыла, поэтому двигатели, расположенные в корневой части крыла, не дают облегчения. Практически все современные большие реактивные самолеты используют двигатели в гондолах, расположенных на значительном расстоянии от корневой части крыла для существенного уменьшения изгиба крыла. Стручки расположены перед крылом, чтобы избежать дрожания крыла, что, в свою очередь, позволяет значительно облегчить конструкцию крыла.
Влияние гондол двигателей на аэродинамические характеристики самолета
Наиболее распространенными схемами размещения двигателей на пассажирских самолетах являются крыльевая компоновка на пилонах или без них(под крылом, над крылом)и на фюзеляже в хвостовой его части на пилонах.
В зависимости от конструкции и степени двухконтурности ТРДЦ обычно размещают в гондолах двух типов:
—гондолы со смешением потоков, выходящих из 1-го и 2-го контуров. Эти гондолы имеют одну общую обечайку и в настоящее время применяются ддя двигателей малой и умеренной двухконтурности( m ^ 3 5).
—гондолы ступенчатого типа с раздельными соплами 1-го и 2-го контуров. Ступенчатая форма гондол обычно применяется для ТРДД умеренной и высокой стенени двухконтурности (т> 4-5-5).
При моделировании гондол ТРДД на моделях самолетов гондолы со смешением выполняются в виде одного контура с протоком, а гондолы ступенчатой формы—в виде двух контуров с протоком в каждом контуре.
Результаты исследования моделей пассажирских самолетов с гондолами ТРДД и без них позволяют установить закономерности изменения коэффициента сопротивления Сх с ростом угла атаки а и числа М
Влияние компоновки гондола +планер на сопротивление самолета при С*-const оценивается, исходя иа соотношения
где СхГ —коэффициент
сопротивления гондол ТРДД с пилонами, установленными на модели самолета, отнесенный к площади миделевого сечения гондолы, называемый ниже “коэффициентом сопротивления компоновки”;
Сх—коэффициент сопротивления модели самолета с гондолами двигателей; I
Сх2 —коэффициент сопротивления модели самолета беЬ гондол
Sup —площадь крыла(в плане);
п—число гондол двигателей;
S м. г. —площадь миделевого сечения гондолы..
Таким образом, в величине коэффициента сопротивления учтены значения коэффициентов внешнего сопротивления обечаек вентилятора, газогенератора и пилона, внутреннего сопротивления протоков гондол и интерференции’ с планером самолета. При испытаниях моделей с протоком воздуха в гондолах не моделируются струи вентилятора и газогенератора и другие элементы гондолы. Поэтому величины Сїг, определенные по приведенному выше выражению, не могут быть использованы непосредственно для вычисления потерь тяги двигателей. Однако испытания моделей гондол с протоками позволяют выявить основные качественные закономерности, характеризующие размещение двигателей на самолете. На рис.2.56 приведены типичные зависимости коэффициента С*у от коэффициента подъемной силы самолета для двух схем размещения двигателей. Из этих зависимостей следует, что коэффициент С*г гондол ТРДД, расположенных на пилонах под крылом, достигает минимальных значений при больших значениях Су, в то время как в случае гондол ТРДДрасположенных на пилонах в хвостовой части фюзеляжа, он не изменяется при изменении Су. Приведенные зависимости C*x?=f(Cy) указывают на то, что в случае расположения гондол ТРДД под крылом интерференция крыла с гондолами при Су=0 всегда более значительна, чем гондол с фюзеляжем в случае размещения их на пилонах по бокам хвостовой части фюзеляжа. Различие в этих зависимостях для рассматриваемых схем расположения гондол ТРДД на самолете определяется характером распределения давления по поверхности фюзеляжа и крыла с увеличением угла атаки и числа М. Более равномерные и умеренные поля давления на фюзеляже, в отличие от интенсивно изменяющегося распределения давления по хорде крыла и главным образом в носовой его части, не вносят значительных изменений в характеристики системы пилон+фюзеляж с ростом Су и коэффициент сопротивления интерференции в этом случае практически постоянная
Рис.2.56. Типовые зависимости С у =- f (С%г) при М=const для моделей самолетов с двигателями, расположенными на пилонах под крылом или в хвостовой части фюзеляжа
величина. Коэффициент сопротивления формы и поверхностного трения гондол ТРДД в узком дианазоне а (или Су) изменяется незначительно. Поэтому С? г гондол, расположенных на пилонах в хвостовой части фюзеляжа, практически не зависит от изменения а(Су), в то время как в случае гондол, расположенных на пилонах под 1 крылом, этот коэффициент значительно уменьшается с увеличением а (Су).
При умеренных углах атаки, соответствующих режимам крейсерского полета, (Су=0,4—0,6), интерференция гондол двигателей, расположенных на нижней поверхности, с крылом зависит от развития на крыле волнового кризиса. Исследования показывают, что при докритических скоростях(М 2.
Подчиняя компоновку пилон+гондола под(над)крылом принципу разнесения полей скоростей, необходимо обеспечить оптимальный вынос двигателей по хорде (параметр 7К кормы, отнесенный к местной хорде крыла), оптимальное расположение по высоте гондолы ТРДД относительно плоскости хорд крыла (параметр h, = h г/D г) и угол заклинення гондол 16° — і-18°). Этот же самолет с гондолами двигателей под крылом и палубным расположением горизонтального оперения статически устойчив по всем исследованном диапазоне углов атаки(рис.2.71).
В ЦАГИ разработаны компоновки пассажирского самолета с отбором пограничного слоя фюзеляжа в двигатели. В этом случае двигатели, имеющие кольцевой воздухозаборник, помещаются внутри хвостовой части фюзеляжа. Как показали исследования ЦАГИ, хвостовые двигатели через кольцевой воздухозаборник с последующей системой выброса забирают пограничный слой фюзеляжа и тем самым несколько уменьшают его сопротивление. Известно, что при таких компоновках коэффициент внешнего сопротивления самолета будет зависеть от расхода воздуха через двигатель, так как при изменении его величины изменяется доля поступающего в двигатель пограничного слоя. Вследствие забора пограничного слоя фюзеляжа в двигатели и последующего его выброса с большой скоростью снижаются потери в следе и, следовательно, уменьшается сопротивление самолета в целом. Кроме того, аэродинамическое качество самолета увеличивается вследствие уменьшения суммарной площади миделя самолета.
Рис.2.71. Зависимости Су, т*=/(а)при М-0,4 и М—0,85 для моделей самолетов с гондолами, расположенными на пилонах под крылом, и гондолами двигателей в хвостовой части фюзеляжа
На рис.2.72 приведены результаты испытаний модели пассажирского самолета с двумя гондолами ТРДД, расположенными на пилонах по бокам фюзеляжа, и этой же модели с кольцевым воздухозаборником (с забором пограничного слоя в двигатели). В испытаниях приведенный коэффициент расхода воздуха /тлх через кольцевой воздухозаборник при М = 0,85 составлял примерно 0,38, однако при этом его значении внешнее сопротивление модели, выполненной под компоновку двух ТРДД в хвостовом отсеке, меньше, чем при компоновке ТРДД по бокам хвостовой части фюзеляжа. Так, А С*
0,0025 при Су—0 и Л Сх^ 0,001 при Су = 0,4 — f — 0,5, что позволяет увеличить максимальное аэродинамическое качество модели самолета на /£пах
Рис.2.72. Сравнение зависимостей Су=/(Сх), К=/(СУ)при Cx
0,4 для модели самолета с двигателями, расположенными на пилонах по бокам фюзеляжа и двигателями, расположенными внутри хвостовой части фюзеляжа с кольцевым воздухозаборником (с забором пограничного слоя)
Характеристики подъемной силы и момента тангажа для обеих компоновок практически совпадают в исследованном диапазоне чисел М и углов атаки.