Przykładem aerostatu jest balon. Balon unosi się w powietrzu dzięki sile wyporu. Aby balon unosił się w powietrzu, jego ciężar właściwy musi być mniejszy od ciężaru właściwego powietrza. Balon nie posiada zespołu napędowego, wobec czego ruch balonu względem ziemi jest spowodowany wyłącznie przez ruch powietrza (wiatr). Załoga nie ma możliwości decydowania o kierunku lotu balonu. Ponieważ na różnych wysokościach nad ziemią występują wiatry o różnych kierunkach, zmieniając wysokość lotu balonu załoga może wpływać na kierunek lotu.

Rozróżnia się dwie główne grupy balonów: — balony wypełnione gazem, oraz balony na ogrzane powietrze.

Balony wypełnia się gazem o niewielkiej gęstości (ciężarze właściwym). Zwykle gazem tym jest hel. Dawniej balony wypełniano wodorem, jednak z uwagi na łatwopalność tego gazu zrezygnowano z jego zastosowania.

Balony na ogrzane powietrze wykorzystują zjawisko zmiany gęstości, a więc ciężaru właściwego powietrza pod wypływem temperatury. Do ogrzewania powietrza wewnątrz balonu wykorzystuje się specjalne palniki gazowe.

R1Ag2EvOtxQ1n

Ilustracja przedstawia balon na ogrzane powietrze. Pod otworem w dolnej części czaszy balonu zawieszony jest kosz dla pasażerów oraz urządzenie do ogrzewania powietrza wewnątrz czaszy.

Sterowiec jest aerostatem, który siłę nośną, czyli siłę równoważącą ciężar statku powietrznego, uzyskuje (tak jak w przypadku balonów) dzięki sile wyporu aerostatycznego. Powinien więc mieć ciężar właściwy mniejszy od ciężaru właściwego powietrza. Sterowce (w odróżnieniu od balonów) wyposażane są w zespół napędowy, który wytwarza siłę ciągu. Siła ciągu umożliwia lot w dowolnym kierunku. Zwykle sterowce wyposażone są w kilka silników napędzających śmigła.

R1EVrhQx2cOzG

Ilustracja przedstawia sterowiec. Ma on kształt wydłużonej łzy ze statecznikami na zaostrzonym tyle. Na boku balona są dwa silniki służące do sterowania sterowcem w locie. Poniżej balonu znajdują się podwieszone trzy kabiny.

Aerodyna:

• do równoważenia siły grawitacji wykorzystuje się siłę nośną powstającą na opływanych powierzchniach nośnych.

• w ruch postępowy, aerodyna wprawiana jest dzięki sile ciągu wytwarzanej przez zespół napędowy.

Aerodyny ze względu na sposób wytwarzania siły nośnej dzielimy na stałopłaty oraz wiropłaty.

Stałopłaty, mają nieruchome powierzchnie nośne (np. skrzydła samolotu), na których, w wyniku opływu powietrza, wytwarzana jest siła nośna niezbędna do lotu. Warunkiem uzyskania niezbędnej do lotu siły nośnej jest opływ powierzchni nośnych, który jest skutkiem ruchu postępowego maszyny.

Najliczniejszymi reprezentantami aerodyn (stałopłatów) są samoloty. Samolot w ruch postępowy wprawiany jest przez siłę ciągu, która wywarzana jest przez zespół napędowy (zespoły napędowe). Siła nośna, równoważąca ciężar samolotu, jest wytwarzana przede wszystkim na opływanych, dzięki ruchowi postępowemu, skrzydłach.

R18U6Clfz8yfb

Ilustracja przedstawia pasażerski samolot odrzutowy z dwoma silnikami podwieszonymi pod skrzydłami.

Wiropłaty są to maszyny wyposażone w ruchome powierzchnie nośne (wirnik nośny). Dzięki opływowi powierzchni nośnych wywołanych przez ruch obrotowy wirnika uzyskuje się siłę ciągu. Siła ciągu wirnika zapewnia siłę nośną równoważącą ciężar oraz siłę wprawiającą statek powietrzny w ruch postępowy.

R1GC2kkniukFu

Ilustracja przedstawia śmigłowiec, w którym siła nośna wytwarzana jest przez wirujące śmigło umieszczone na dachu kabiny. Na ogonie umieszczone jest drugie, mniejsze śmigło, służące do stabilizacji pojazdu w powietrzu.

Jest to układ w którym usterzenie poziome i pionowe umieszczono w ogonie samolotu (za skrzydłem).

Klasyczny układ aerodynamiczny jest najczęściej stosowanym układem współczesnych samolotów. Główną zaletą tego układu jest prostota zapewnienia stateczności i sterowności samolotu.

R14TQ7DuNvwq5

Zdjęcie przedstawia lecący samolot. Samolot widoczny jest od dolnej strony. Widoczne jest jego usterzenie poziome na ogonie oraz skrzydła w połowie długości kadłuba z zamontowanymi pod nimi czterema silnikami.

Jest to układ w którym usterzenie poziome zamocowano w przedniej części kadłuba samolotu (przed skrzydłem). Układ stosunkowo rzadko stosowany i najczęściej wykorzystuje się go we współczesnych samolotach wojskowych.

RxshsOLvPIe8L

Ilustracja przedstawia myśliwiec wojskowy ze skrzydłami w układzie typu kaczka. Skrzydła samolotu w tym układzie zamontowane są w tylnej części kadłuba a usterzenie na dziobie.

Jest to układ w którym samolot nie posiada usterzenia poziomego. Niekiedy samolot z tego typu układem aerodynamicznym nazywa się „bezogonowcem”. Taki układ aerodynamiczny charakteryzuje się mniejszą bezwładnością samolotu co wpływa korzystnie na sterowność samolotu. Ponadto, na samoloty bez usterzenia poziomego oddziałuje mniejsza siła oporu czołowego. Tego typu układy aerodynamiczne są rzadko stosowane ze względu na trudności w zapewnieniu stateczności i sterowności (zwłaszcza podłużnej).

RfW6MDxeLFxqt

Ilustracja przedstawia myśliwiec wojskowy w układzie bez usterzenia poziomego. Skrzydła są umieszczone w połowie długości kadłuba a na ogonie jest tylko ster pionowy, bez sterów poziomych.

Jest to samolot, w którym głównym zespołem płatowca jest skrzydło. Nie występuje wyraźny kadłub i usterzenie. Tego typu układ aerodynamiczny jest niezwykle rzadko stosowany ze względu na problemy w zapewnianiu stateczności i sterowności oraz znacznie ograniczonej przestrzeni wewnątrz samolotu, niezbędnej do umieszczenia pasażerów, ładunku oraz paliwa. Układ aerodynamiczny „latające skrzydło” sprzyja uzyskaniu przez samolot właściwości „stealth”, czyli niskiej wykrywalności przez stacje radiolokacyjne.

RU2ODL80QHI0I

Ilustracja przedstawia niewykrywalny dla radarów bombowiec w układzie latającego skrzydła. Kadłub nie jest wyraźnie oddzielną częścią samolotu. Skrzydła stanowią większą część konstrukcji samolotu. Nie ma widocznych stateczników pionowych ani ogona.

Ze względu na sposób mocowania skrzydła do kadłuba samoloty można podzielić na:

• ze skrzydłem wolnonośnym,

• ze skrzydłem zastrzałowym.

R1URaW7ODYIwG

Ilustracja przedstawia dwa sposoby mocowania skrzydła do kadłuba. Na lewej ilustracji pokazany jest sposób mocowania ze skrzydłem zastrzałowym, gdzie podpory umocowane w dolnej części kadłuba podtrzymują skrzydła, zamocowane w górnej części kadłuba. Na prawej ilustracji widać sposób mocowania ze skrzydłem wolnonośnym, gdzie skrzydła zamocowane są w górnej części kadłuba i nie są niczym podtrzymywane.

Skrzydła samolotu mogą być mocowane bezpośrednio do kadłuba, bez zastosowania dodatkowych, zewnętrznych elementów mocujących (zastrzałów). W takim przypadku skrzydło nazywa się wolnonośne. W większości przypadków konstrukcji samolotów stosuje się skrzydła wolnonośne ze względu na dobre charakterystyki aerodynamiczne.

W samolotach, których prędkość maksymalna jest stosunkowo niewielka, w niektórych przypadkach stosuje się dodatkowe elementy zewnętrzne łączące skrzydło z kadłubem (zastrzały). Takie rozwiązanie powoduje przeniesienie części obciążeń ze skrzydła do konstrukcji kadłuba, co skutkuje tym, że konstrukcja skrzydła ma mniejszą masę w porównaniu ze skrzydłem wolnonośnym.

Ze względu na kształt skrzydła występuje następujący podział samolotów:

• ze skrzydłem prostym,

• ze skrzydłem skośnym,

• ze skrzydłem trójkątnym (typu „delta”),

• ze skrzydłem pasmowym,

• ze skrzydłem o zmiennej geometrii,

• ze skrzydłem o złożonym kształcie (np. ostrołukowe, eliptyczne itd.)

W przypadku samolotów wykonujących loty ze stosunkowo niewielkimi prędkościami maksymalnymi zwykle stosuje się skrzydła o niewielkim kącie skosu, nazywane skrzydłami prostymi. Skrzydła proste mają najczęściej kształt prostokątny lub trapezowy. Skrzydła proste umożliwiają lot z niewielkimi prędkościami minimalnymi, jednak charakteryzuje je stosunkowo duża siła oporu czołowego, co z kolei nastręcza trudności w osiąganiu znacznych prędkości maksymalnych

R1V11YzyIE972

Ilustracja przedstawia samolot ze skrzydłami prostymi. Skrzydła oraz stateczniki poziome tego samolotu mają kształt trapezów prostokątnych, skierowanych skośnym bokiem w kierunku lotu.

Skrzydła skośne stosowano przede wszystkim w celu zwiększenia prędkości maksymalnej, a w szczególności osiągnięciu naddźwiękowej prędkości lotu. Osiąganie dużych prędkości maksymalnych możliwe jest dzięki stosunkowo małej sile oporu czołowego wytwarzanej przez skrzydła skośne.

R1AjhGNszjI2H

Ilustracja przedstawia samolot ze skrzydłami skośnymi. Skrzydła oraz stateczniki poziome tego samolotu są wygięte w tył w taki sposób, aby zminimalizować siłę oporu czołowego.

Skrzydła trójkątne, zwane też „delta”, stosowane są głównie w samolotach wojskowych. Ich głównymi zaletami jest stosunkowo niewielka siła oporu czołowego umożliwiająca osiąganie znacznych prędkości maksymalnych oraz możliwość uzyskania wymaganej wytrzymałości i sztywności przy niewielkiej masie konstrukcji.

R1LkGWu2flLHi

Ilustracja przedstawia samolot ze skrzydłami trójkątnymi. Skrzydła tego samolotu mają kształt trójkątów prostokątnych, skierowanych skośnym bokiem w kierunku lotu.

Ponieważ skrzydła proste mają dobre charakterystyki aerodynamiczne przy małych prędkościach lotu, a skrzydła skośne umożliwiają loty ze znacznymi prędkościami, w niektórych samolotach, głównie wojskowych, zastosowano skrzydła o zmiennej geometrii. Są to skrzydła, które mają możliwość zmiany kąta skosu w czasie lotu. Przy starcie, lądowaniu oraz małych prędkościach ustawia się mały kąt skosu skrzydła, a przy rozpędzaniu samolotu ustawia się duży kąt skosu.

R7ERTjBcPevBH

Ilustracja przedstawia samolot ze skrzydłami o zmiennej geometrii. Skrzydła oraz stateczniki poziome tego samolotu skierowane są skośnym bokiem w kierunku lotu. Skrzydła składają się z dwóch części. Stałej i ruchomej. Kąt pomiędzy ruchomą częścią skrzydła a jego nieruchomą częścią jest kątem rozwartym Przerywanymi liniami zaznaczone jest alternatywne ustawienie skrzydeł, w tym ustawieniu ruchoma cześć skrzydeł znajduje się w jednej linii z nieruchomą częścią skrzydeł.

W samolotach stosuje się także skrzydła pasmowe. Skrzydło pasmowe składa się z części przykadłubowej o bardzo dużym kącie skosu oraz zasadniczej części, na przykład o kształcie trapezowym. Tego typu skrzydła posiadają stosunkowo dobre charakterystyki przy małych prędkościach i jednocześnie umożliwiają loty z dużymi prędkościami, w tym naddźwiękowymi.

R4hzKXkmsFRt4

Ilustracja przedstawia samolot ze skrzydłami pasmowymi. Stateczniki poziome tego samolotu mają kształt trapezów prostokątnych, skierowanych skośnym bokiem w kierunku lotu. Skrzydła podzielone są na dwie części, przykadłubową o niewielkim kącie odchylenia od kierunku lotu, oraz zasadniczą, o kształcie trapezów, skierowanych skośnym bokiem w kierunku lotu.

• gęstość — $\rho = 2,7\;\frac{\text{g}}{\text{cm}^3}$,

• temperatura topnienia — $t_t = 660\;^{\circ}\text C$,

• temperatura wrzenia — $t_w = 2450\;^{\circ}\text{C}$,

• wytrzymałość na rozciąganie — $R_m = 90 - 120\;\text{MPa}$.

Stopy aluminium są najpowszechniej stosowanym materiałami w konstrukcji statków latających, ze względu na stosunkowo wysoką wytrzymałość doraźną odniesioną do gęstości materiału.

Stopy podwójne

• głównymi składnikami stopowymi są: magnez i mangan,

• wytrzymałość doraźna na rozciąganie — $R_m = 250 - 300\;\text{MPa}$,

• właściwości: plastyczne; odporne na korozję; spawalne,

• zastosowanie: elementy konstrukcyjne poddawane niewielkim obciążeniom zwłaszcza takie które wymagają spawania. Wykonuje się z nich: zbiorniki paliwowe, olejowe, dodatkowe zbiorniki podwieszane, owiewki, końcówki skrzydeł.

Stopy potrójne — Durale

• są to stopy aluminium z miedzią, magnezem i manganem (około: $4,5\%$ miedzi, $1,5\%$ magnezu, i niewielkim dodatkiem manganu),

• wytrzymałość doraźna na rozciąganie — $R_m = 420 - 500\;\text{MPa}$,

• właściwości: nieodporne na korozję, niespawalne,

• zastosowanie: elementy konstrukcyjne płatowca poddane znacznym obciążeniom. Wykonuje się z nich: żebra, dźwigary, wręgi, podłużnice, pokrycie, nity.

Stopy poczwórne — Superdurale

• są to stopy aluminium z cynkiem — $5 - 9\%$, miedzią — $2\%$, magnezem — $3\%$, i niewielkim dodatkiem manganu,

• wytrzymałość doraźna na rozciąganie — $R_m = 500 - 650\;\text{MPa}$,

• zastosowanie: elementy konstrukcyjne płatowca poddane znacznym obciążeniom. Wykonuje się z nich: żebra, dźwigary, wręgi, podłużnice, pokrycie, nity.

Są to stopy aluminium z krzemem, miedzią i magnezem.

Oznaczenie stopów składa się z litery A oraz drugiej litery K, G lub M (oznaczającej odpowiednio stop krzemowy, magnezowy, miedziowy) oraz liczby określającej procentową zawartość składnika stopowego) np. AK 7 — stop krzemowy z zawartością $7\%$ krzemu;
AG 51 — stop magnezowy z zawartością $5\%$ magnezu oraz $1\%$ innego składnika stopowego.

Wytrzymałość doraźna na rozciąganie $R_m = 180 - 350\;\text{MPa}$

Zastosowanie:

• głowice cylindrów silników tłokowych,

• kadłuby sprężarek, pomp paliwowych, hydraulicznych,

• wirniki sprężarek promieniowych,

• bębny kół lotniczych.

Charakterystyka:

• gęstość — $\rho = 4,5 \frac{\text{g}}{\text{cm}^3}$,

• temperatura topnienia — $t_t = 1668\;^{\circ}\text{C}$,

• wytrzymałość doraźna — $R_m = 500\;\text{MPa}$.

Właściwości tytanu:

• duża odporność na korozję atmosferyczną,

• mała odporność na korozje elektrolityczną,

• spawanie wymaga specjalnych zabezpieczeń (spawanie w osłonie argonu lub helu),

• trudności w obróbce skrawaniem,

• duża właściwa wytrzymałość doraźna.

Dodatki stopowe tytanu: aluminium, molibden, wanad, chrom, mangan, niob, tantal.

Wytrzymałość doraźna na rozciąganie — $R_m = 700 - 1500\;\text{MPa}$,

Przykładowe oznaczenie stopu tytanu — Ti‑Al6‑V4,

Właściwości stopów tytanu:

• odporność na pełzanie w podwyższonych temperaturach (żarowytrzymałość),

• odporność na korozję w podwyższonych temperaturach (żaroodporność),

• wysoka wytrzymałość zmęczeniowa,

• mała czułość na działanie karbu,

• dostateczna podatność technologiczna.

Zastosowanie stopów tytanu:

• łopatki, wirniki, korpusy sprężarek turbinowych silników,

• elementy konstrukcyjne płatowca podawane obciążeniom o dużej wartości (dźwigary, żebra wzmocnione, wręgi wzmocnione).

Właściwości magnezu:

• gęstość — $\rho = 1,74\;\frac{\text{g}}{\text{cm}^3}$,

• temperatura topnienia — $t_t = 650\;^{\circ}\text{C}$,

• wytrzymałość doraźna na rozciąganie — $R_m = 120\;\text{MPa}$.

Składniki stopowe magnezu: aluminium, cynk, mangan.

Oznaczenia stopów:

• GA 8 — stop z aluminium — $8\%$ aluminium,

• GZ — stop z cynkiem,

• GM — stop z manganem.

Właściwości stopów magnezu:

• niewielki ciężar właściwy,

• wytrzymałość doraźna na rozciąganie — $R_m = 150 - 300\;\text{MPa}$.

Ze względu na niewielki ciężar właściwy oraz stosunkowo małą wytrzymałość doraźną elektrony stosuje się na elementy nie przenoszące dużych obciążeń, a które ze względów funkcjonalnych muszą mieć duże rozmiary.

Zastosowanie: szkielety ruchomych części osłony kabiny pilota, bębny kół podwozia, listwy spływowe lotek i klap itp.

Stal to stop żelaza z węglem o zawartości węgla nie przekraczającej $2,11\%$, obrobiony plastycznie i cieplnie.

Właściwości stali:

• gęstość — $\rho = 7,5 - 8,2\;\frac{\text{g}}{\text{cm}^3}$;

• wytrzymałość doraźna na rozciąganie do $R_m = 1600\;\text{MPa}$.

Stale (według PN) dzieli się na dwie podstawowe grupy: stale węglowe i stale stopowe. Stale węglowe ze względu na stosunkowo niską wytrzymałość nie są stosowane w konstrukcjach lotniczych. W lotnictwie stosuje się stale stopowe.

Właściwości:

• wysoka wytrzymałość doraźna,

• dobra plastyczność.

Zastosowanie:

• do elementów silnie obciążonych, takich jak — dźwigary skrzydeł, ramy zawieszenia silników, elementy podwozia, kratownice kadłubów, żebra i wręgi wzmocnione, wały silników, korbowody.

Właściwości:

• twarda i odporna na ścieranie powierzchnia,

• duża wytrzymałość doraźna.

Zastosowanie:

• do elementów silnie obciążonych, takich jak — wały silników turbinowych, łopatki sprężarek silników turbinowych, silnie obciążone koła zębate.

Właściwości:

• twarda, odporna na ścieranie powierzchnia zachowująca swoje właściwości do temperatury rzędu $500\;^{\circ}\text{C}$,

• duża wytrzymałość doraźna i zmęczeniowa,

• podwyższone odporność na korozję.

Zastosowanie:

• części lotniczych silników tłokowych — tuleje cylindrów, wały korbowe, sworznie tłokowe, koła zębate przekładni redukcyjnych śmigieł.

Są to niklowe stale bezwęglowe.

Właściwości:

• bardzo duża wytrzymałość (granica plastyczności $R_e \gt 1500\;\text{MPa}$),

• dobra plastyczność i udarność,

• dobra spawalność,

• dobra odporność na korozję.

Zastosowanie:

• elementy podwozia, przeguby mocowania skrzydła samolotu, śruby i sworznie, korpusy siłowników hydraulicznych, wały przekazania napędu z silnika na śmigło.

Zastosowanie:

• śruby, wkręty, sworznie, elementy węzłów trybologicznych (suwaki, rozdzielacze, kulki zaworów), sprężyny, łożyska toczne, kolektory wylotowe układów spalinowych, elementy komór spalania.

Właściwości:

• materiały konstrukcyjne przeznaczone do pracy w podwyższonych temperaturach,

• odporne na korozję,

• odporne na zmęczenie materiału.

Zastosowanie:

• elementy konstrukcyjne silników lotniczych — rury ogniowe komór spalania, kierownice turbin, tarcze nośne turbin, zawory wylotowe silników tłokowych.

Kompozytem nazywamy materiał składający się z co najmniej dwóch chemicznie odmiennych faz.

Zazwyczaj kompozyt składa się z dwóch faz:

• faza wzmacniająca zwana wypełniaczem lub zbrojeniem,

• faza wiążąca zwana osnową lub spoiwem.

Właściwości materiałów kompozytowych:

• wysokie właściwości wytrzymałościowe (przewyższające stale) przy małej gęstości,

• wysoka sztywność,

• wysoka wytrzymałość zmęczeniowa,

• odporność na korozję,

Zastosowanie kompozytów:

• elementy konstrukcyjne płatowca (dźwigary, żebra, wręgi, podłużnice, pokrycie),

• elementy konstrukcyjne zespołów napędowych (łopatki wentylatorów,  sprężarek i turbin silników turbinowych, bębny wirników silników turbinowych),

• podzespoły podwozia.

Ze względu na fazę wzmacniającą kompozyty dzielą się na:

• wzmacniane włóknami,

• wzmacniane cząsteczkami,

• wzmacniane wtrąceniami dyspersyjnymi.

Ze względu na rodzaj osnowy kompozyty dzielimy na:

• polimerowe (utwardzalne, termoplastyczne),

• metaliczne,

• ceramiczne.

W konstrukcji statków latających zwykle stosuje się materiały kompozytowe w których fazę wzmacniającą są włókna.

• gęstość — $\rho = 2,5\;\frac{\text{g}}{\text{cm}^3}$,

• wytrzymałość doraźna na rozciąganie do $R_m = 3800\;\text{MPa}$,

• moduł sprężystości podłużnej do $E = 75\;\text{GPa}$,

• temperatura pracy do $t = 350\;^{\circ}\text{C}$.

• gęstość — $\rho = 1,74\;\frac{\text{g}}{\text{cm}^3}$,

• wytrzymałość doraźna na rozciąganie do $R_m = 2600\;\text{MPa}$,

• moduł sprężystości podłużnej do $E = 180\;\text{GPa}$,

• temperatura pracy do $t = 400\;^{\circ}\text{C}$.

• gęstość — $\rho = 2,65\;\frac{\text{g}}{\text{cm}^3}$,

• wytrzymałość doraźna na rozciąganie do $R_m = 3500\;\text{MPa}$,

• moduł sprężystości podłużnej do $E = 410\;\text{GPa}$,

• temperatura pracy do $t = 450\;^{\circ}\text{C}$.

• gęstość — $\rho = 1,49\;\frac{\text{g}}{\text{cm}^3}$,

• wytrzymałość doraźna na rozciąganie do $R_m = 2700\;\text{MPa}$,

• moduł sprężystości podłużnej do $E = 60\;\text{GPa}$.

Tworzywa sztuczne są związkami otrzymywanymi przez chemiczną modyfikację substancji pochodzenia naturalnego lub metodą syntezy produktów chemicznej przeróbki węgla, ropy naftowej lub gazu ziemnego z ewentualnymi dodatkami.

Tworzywa sztuczne są związkami wielkocząsteczkowymi, ponieważ zbudowane są z cząsteczek w skład których wchodzi więcej niż 1000 atomów.

Przykładowe zastosowania niektórych tworzyw sztucznych:

• poliamid — stosowany jako osnowa w produkcji kompozytu o nazwie „Itamid”. Kompozyt ten stosowany jest do produkcji kół zębatych i łożysk,

• polimetakrylan metylu (szkoło organiczne, Plexiglas) — szyby lotnicze, reflektory.

• polietylen — powlekanie kabli elektrycznych,

• kopolimery ABS — elementy wyposażenia kabin, obudowy aparatów i przyrządów elektrycznych,

• polioctan winylu — półprodukt do wytwarzania klejów i farb,

• duroplasty (żywice utwardzalne) — do produkcji kompozytów,

Każdy statek powietrzny zbudowany jest z charakterystycznych elementów konstrukcyjnych.

Płatowiec samolotu, a więc skrzydła, kadłub i usterzenie samolotu zbudowane są z następujących elementów konstrukcyjnych:

• dźwigary,

• podłużnice,

• żebra,

• wręgi,

• pokrycie (poszycie),

• inne.

Dźwigar

jest elementem wzdłużnym przenoszącym duże obciążenia, w szczególności moment zginający oraz siłę poprzeczną. Dźwigar składa się z dwóch pasów oraz ścianki

RMB9JVMrLPtAC

Ilustracja przedstawia ceownik o którego przymocowano dwa kątowniki, w taki sposób, że dźwigar w przekroju przypomina dwuteownik. Ściany kątowników są sobie równe i są krótsze od środnika ceownika.

Dźwigary są stosowane jako główne elementy konstrukcyjno‑wytrzymałościowe w skrzydłach samolotów, a także w usterzeniu i niekiedy w kadłubach.

W niektórych przypadkach stosuje się dźwigary integralne.

Konstrukcja integralna, to taka konstrukcja, która składa się z kilku różnych części, a wykonano ją z jednego kawałka materiału. Zaletą konstrukcji integralnej jest mała masa przy zachowaniu określonej wytrzymałości i sztywności. Wadą konstrukcji integralnej jest większy koszt produkcji.

Ro0yuKD2BdzB2

Ilustracja przedstawia dźwigar. W lewym górnym rogu znajduje się przekrój poprzeczny dźwigara, ma on kształt dwuteownika o podstawach wzmocnionych w pobliżu jego środnika. Zarówno do górnej i do dolnej półki dwuteownika pod niewielkim kątem przymocowane zostały blachy. Obok znajduje się widok na dźwigar z boku, który zakończony jest dwoma okrągłymi dziurami na zaokrąglonych kątach. W belce widać również kilka innych otworów różnych rozmiarów.

Podłużnice

są to elementy wzdłużne stanowiące wzmocnienie pokrycia płatowca.

R1Fg1ACQjQiWV

Ilustracja przedstawia trzy podłużnice. Pierwsza z lewej ma przekrój kątownika. Środkowa ma przekrój o kształcie ceownika. Trzecia ma przekrój o kształcie teownika.

Podłużnice są elementami konstrukcyjnymi, skrzydeł, usterzenia i kadłuba. Stanowią część szkieletu siłowego konstrukcji podzespołów płatowca.

Żebra

są elementem konstrukcyjnym nadającym kształt profilu skrzydła (usterzenia). Żebra w połączeniu z innymi elementami konstrukcyjnymi stanowią szkielet siłowy przenoszący obciążenia.

RdrSgZINTAqD7

Ilustracja przedstawia żebrowanie skrzydła samolotu. Ma ono kształt płaskiej, wydłużonej łzy z okrągłymi dziurami wewnątrz oraz długim i cienkim ogonem. Blachy na obwodzie żebra są wygięte, aby ułatwić jego zamocowanie.

W konstrukcji skrzydła lub usterzenia można spotkać żebra wzmocnione.

Żebra wzmocnione są elementami konstrukcyjnymi o podwyższanej wytrzymałości i przeznaczone są do wprowadzania w konstrukcję sił skupionych.

Siła skupiona, to siła o znacznej wartości działająca na niewielką powierzchnię.

Siły skupione występują m.in. w:

• węzłach zamocowania skrzydła do kadłuba,

• węzłach mocowania mechanizacji skrzydła (mocowanie klap lub slotów),

• węzłach mocowania silnika,

• węzłach mocowania podwozia.

Wręgi

są elementami konstrukcyjnymi kadłuba. Nadają kształt kadłubowi oraz w połączeniu z innymi elementami konstrukcyjnymi (np. podłużnicami i pokryciem) stanowią szkielet konstrukcyjny przenoszący obciążenia.

RIdD7cgqCez7P

Ilustracja przedstawia trzy przykładowe wręgi. Pierwsza jest okrągła ze skomplikowanym żebrowaniem wewnątrz. Obok pierwszej wręgi został narysowany jej przekrój be – be. Ma on kształt dwuteownika, o wzmocnionych półkach w okolicy środnika. Narysowany został również przekrój a – a, ma on kształt dwóch połączonych ze sobą zetowników ich górnymi półkami. Druga wręga ma kształt kolistego wzmocnionego łuku z żebrowaniem w środku. Trzecia ma kształt wzmocnionego blachami łuku drzwiowego bez progu.

Pokrycie (poszycie)

Zewnętrzna powłoka mocowana do szkieletu siłowego konstrukcji podzespołów płatowca. Zwykle pokrycie ma grubość $0,5 - 6\;\text{mm}$, w zależności od zastosowanego materiału konstrukcyjnego oraz obciążenia konstrukcji.

Konstrukcje przekładkowe

Konstrukcja przekładkowa składa się z dwóch okładzin oddzielonych od siebie wypełniaczem

RBcfuQlvBDuVy

Ilustracja przedstawia pięć wersji konstrukcji przekładkowych. Wszystkie składają się z dwóch przekładek oddzielonych różnymi wypełniaczami. Wypełniacz pierwszej zrobiony jest z ustawionych obok siebie słupków w kształcie graniastosłupów o sześciokątnych podstawach. Drugi jest jednorodny. Trzeci jest zbudowany z blachy o przekroju w kształcie wielkiej litery Wu z poprzeczkami w zgięciach. Czwarty jest zbudowany z graniastosłupów o czworokątnych podstawach ustawionych obok siebie. Piąty jest zbudowany z jednorodnych podłużnych pasów o różnych szerokościach ustawionych obok siebie.

Konstrukcje przekładkowe charakteryzuje stosunkowo duża sztywność i wytrzymałość przy niewielkiej masie. Wadą tej konstrukcji jest to, że nie mogą przenosić sił skupionych. Konstrukcje przekładkowe stosuje się jako fragmenty pokrycia płatowca w miejscach silnie obciążonych oraz jako wypełnienie konstrukcji elementów mechanizacji skrzydła lub sterów samolotu.

Na skrzydło działają następujące, główne obciążenia:

• siły aerodynamiczne. Główne obciążenie skrzydła stanowi siła nośna, której zadaniem jest równoważenie siły grawitacji (siły ciężkości samolotu),

• siły masowe związane z ciężarem konstrukcji skrzydła oraz podzespołów zamocowanych wewnątrz i na zewnątrz skrzydła,

• reakcje podzespołów mocowanych do skrzydła (np. lotek, klap, slotów, zespołu napędowego, podwozia itd.).

Podczas konstruowania skrzydła wszystkie obciążenia rzeczywiste sumuje się i sprowadza do sił zastępczych do których zaliczamy:

• $T$ — siła poprzeczna,

• $M_g$ — moment zginający,

• $M_s$ — moment skręcający.

Ze względu na sposób przenoszenia obciążeń ($T$, $M_g$, $M_s$) skrzydła (usterzenia) dzielimy na:

• konstrukcję dźwigarową,

• konstrukcję półskorupową,

• konstrukcję skorupową.

Konstrukcja dźwigarowa

wszystkie obciążenia przenoszone są przez dźwigar (dźwigary).
W skrzydle dźwigarowym występują także żebra i nieliczne podłużnice oraz pokrycie, jednak elementy te przenoszą niewielką część wszystkich obciążeń.

R1MfIzq4mMFcm

Ilustracja przedstawia przykład konstrukcji dźwigarowej skrzydła samolotu. Część poszycia górnego skrzydła została usunięta, dzięki czemu widoczne jest jego wnętrze. Wewnątrz znajdują się dźwigary ułożone wzdłuż linii skrzydła. W poprzek skrzydła ustawione są żebra. Mają one kształt wydłużonej łzy. W powierzchniach żeber znajdują się okrągłe otwory.

Konstrukcja półskorupowa

obciążenia przenoszone są przez dźwigary oraz pokrycie wzmocnione podłużnicami. Konstrukcja półskorupowa charakteryzuje się mniejszą masą w porównaniu z konstrukcją dźwigarową, lecz jest bardziej skomplikowana, a więc koszty jej produkcji są większe.

Ze względu na stosunkowo dobre charakterystyki wytrzymałościowe przy niewielkiej masie i jednocześnie niewygórowanych kosztach produkcji, wiele skrzydeł współczesnych samolotów zbudowano jako konstrukcję półskorupową.

R87LmdxoOkLeT

Ilustracja przedstawia przykład konstrukcji półskorupowej skrzydła. Poszycie skrzydła zostało usunięte, dzięki czemu dokładnie widać jego konstrukcję. Dźwigary znajdują się po zewnętrznych częściach skrzydła, a reszta konstrukcji połaci wspierana jest przez podłużnice. W poprzek skrzydła stawione są żebra, które posiadają owalne otwory. Wokół konstrukcji skrzydła pokazano trzy detale połączeń. Są to połączenia pomiędzy elementami konstrukcji takimi jak dźwigary, żebra i podłużnice. Są to połączenia śrubowe oraz nitowane.

Konstrukcja skorupowa

jest to konstrukcja wykonana jako grube, wielowarstwowe pokrycie, przenoszące wszystkie obciążenia. W konstrukcji skorupowej nie występują elementy konstrukcyjne takie jak np. dźwigary, żebra czy podłużnice.

R3OV1ecnKkI4l

Ilustracja przedstawia przykład konstrukcji skorupowej skrzydła samolotu. Pokazane jest skrzydło z widocznym jego przekrojem, na którym można zobaczyć grube, wielowarstwowe pokrycie skrzydła, które przejmuje wszystkie obciążenia konstrukcyjne.

Skrzydło skorupowe charakteryzuje się najlepszymi charakterystykami wytrzymałościowymi przy niewielkiej masie konstrukcji. Do wad takiego układu konstrukcyjnego zalicza się wysokie koszty produkcji oraz brak możliwości montowania wzierników eksploatacyjnych.

Usterzenie samolotu służy do zapewnienia stateczności oraz sterowności samolotu.

Usterzenie, podobnie jak skrzydło, może być zbudowane jako konstrukcja dźwigarowa, półskorupowa lub skorupowa.

Usterzenie pionowe zapewnia stateczność i sterowność kierunkową samolotu. Najczęściej wykorzystuje się konstrukcję półskorupową. Szkielet siłowy prezentowanego usterzenia składa się z dwóch dźwigarów, zestawu żeber, podłużnic oraz pokrycia. Dźwigary posiadają węzły za pomocą których mocuje się usterzenie do kadłuba samolotu.

RvrzoaI4fLCNP

Ilustracja przedstawia przykład konstrukcji usterzenia samolotu. Oprócz samego usterzenia pokazane są również dwa fragmenty dźwigara, jego przekrój oraz żebro. Usterzenie przypomina swoją budową skrzydło. Szkielet siłowy pokazanego usterzenia składa się z dwóch dźwigarów, zestawu żeber, podłużnic oraz pokrycia. Przekrój dźwigara jest skomplikowany składa się z połączonych ze sobą kształtowników. Jeden z fragmentów to koniec dźwigara znajdujący się od strony kadłuba. Posiada on charakterystycznej otwory, ułatwiające jego umocowanie. Drugi element to fragment dźwigara, do którego przymocowany jest element w kształcie dużej litery A, na której czubku znajduje się otwór.

Usterzenie poziome zapewnia stateczność i sterowność podłużną. W samolotach naddźwiękowych, w celu zapewnienia stateczności i sterowności w czasie lotów około i naddźwiękowych, stosuje się usterzenie płytowe.

Usterzenie płytowe to usterzenie, które jest jednocześnie statecznikiem i sterem wysokości. Oznacza to, że całe usterzenie jest w czasie sterownia samolotem wychylane.

R1VYI9NVSM6mA

Ilustracja przedstawia konstrukcję oraz przykłady usterzenia płytowego. Konstrukcja jest półskorupowa, z dźwigarami oraz podłużnicami tworzącymi rusztowanie skrzydła. Z prawej strony ilustracji pokazane są trzy sposoby montowania usterzenia płytowego.

Kadłuby samolotów, pod względem konstrukcyjnym dzieli się na dwie grupy:

• kadłuby kratownicowe,

• kadłuby belkowe.

Kratownica, to konstrukcja przestrzenna w której pręty proste połączone są w węzłach.

Kadłuby o konstrukcji kratownicowej są rzadko stosowane ze względu na stosunkowo dużą masę.

RuPPfzY95c2kv

Ilustracja przedstawia konstrukcję kratownicową samolotu. Na rysunku widać rusztowanie - kratownicę - wokół którego jest obudowany ogon samolotu.

Kadłuby belkowe składają się z zestawu elementów podłużnych (dźwigary i podłużnice) oraz zestawu elementów poprzecznych (wręgi i pokrycie).

Kadłuby belkowe mogą być wykonane jako konstrukcja dźwigarowa, półskorupowa lub skorupowa.

Kadłuby najczęściej wykonywane są jako konstrukcje półskorupowe. W kadłubie półskorupowym zastosowano wręgi, podłużnice oraz pokrycie. Ponadto, w kadłubach występują także inne elementy konstrukcyjne. Na rysunku poniżej można zauważyć elementy nazwane „podkładnikami”. Elementy te zwiększają sztywność i wytrzymałość całej konstrukcji oraz służą do zamocowania podłogi w kabinie pasażerskiej.

RpgcvuEy101LD

Ilustracja przedstawia konstrukcję belkową kadłuba samolotu. Składa się ona z elementów podłużnych, którymi są dźwigary i podłużnice, oraz elementów poprzecznych, czyli wręgów i pokrycia. Można zauważyć elementy zwane podkładnikami, które zwiększają sztywność i wytrzymałość konstrukcji i służą do mocowania podłogi w kabinie.

W kadłubach samolotu do elementów podłużnych zaliczamy podłużnice i pokrycie oraz w niektórych przypadkach dźwigary. Wręgi stanowią elementy poprzeczne, a ponad to wykorzystywane są do wprowadzanie sił skupionych w konstrukcję. Wręgi o podwyższonej wytrzymałości nazywa się „wręgami wzmocnionymi”. Wręgi wzmocnione wykorzystywane są do zamocowania: skrzydeł, usterzenia, podwozia, zespołu napędowego itd.

RCwONzL9fkU5G

Ilustracja przedstawia konstrukcję belkową kadłuba samolotu. W konstrukcji wyraźnie zaznaczone są wręgi, czyli elementy poprzeczne samolotu mające kształt okręgów. Oraz podłużnice, które przylegają do pokrycia samolotu.

Podwozie samolotu służy do startu, lądowania, kołowania, holowania, przetaczania oraz postoju samolotu.

W zależności od siły działającej na samolot jego ruch po lotnisku to:

• kołowanie — ruch po lotnisku z wykorzystaniem siły ciągu zespołu napędowego,

• holowanie — ruch samolotu wymuszony przez podłączony do samolotu, specjalnie przystosowany do tego celu, pojazd (ciągnik‑holownik),

• przetaczanie — przemieszczanie samolotu przy wykorzystaniu siły mięśni personelu obsługowego.

Podwozie to niezwykle ważny z punktu widzenia bezpieczeństwa lotu komponent samolotu, Przed podwoziem stawia się następujące wymagania:

• podwyższona wytrzymałość i sztywność (w porównaniu z podzespołami płatowca samolotu). W czasie lądowania samolotu, z powodu burzliwej atmosfery, mogą wystąpić znaczne i nieprzewidywalne obciążenia działające na podwozie. Dlatego przy konstruowaniu podwozia stosuje się większe, niż dla podzespołów płatowca, współczynniki bezpieczeństwa,

• odpowiednia stateczność i sterowność. W czasie rozbiegu podczas startu oraz dobiegu po przyziemieniu samolotu, podwozie musi zapewniać utrzymanie kierunku ruchu samolotu na drodze startowej. Właściwość taką nazywa się statecznością podwozia. Sterowność podwozia umożliwia zmianę kierunku ruchu samolotu na ziemi,

• minimalna siła oporu czołowego. Wielkość siły oporu czołowego generowanej przez podwozie ma szczególne znaczenie w czasie startu samolotu (podczas rozbiegu), ale także w czasie lotu. Siłę tę można zmniejszać poprzez stosowanie osłon na goleniach i kołach oraz stosując podwozie chowane w czasie lotu,

• skuteczność amortyzacji. Amortyzacja to pochłanianie oraz rozpraszanie energii związanej z ruchem samolotu,

• duża skuteczność hamowania kół. W czasie lądowania (po przyziemieniu) samolot posiada znaczną prędkość, którą należy zmniejszyć do prędkości kołowania. Zmniejszanie prędkości ruchu samolotu na drodze startowej można realizować przez stosowanie „rewersorów ciągu”, „spadochrony hamujące”, „hamulce aerodynamiczne” oraz „hamowanie kół podwozia”. Rewersor ciągu to urządzenie powodując zmianę kierunku i zwrotu działania siły ciągu zespołu napędowego, w przybliżeniu o $180^{\circ}$. W turbinowych silnikach odrzutowych zmianę zwrotu działania siły ciągu uzyskuje się przez zmianą kierunku wypływu gazów wylotowych. W przepadku zespołu napędowego ze śmigłem, rewers ciągu uzyskuje się dzięki zmianie kąta nastawienia łopat śmigła,

• niezawodny układ chowania i wypuszczania podwozia. W przypadku podwozi chowanych, układ kinematyczny musi charakteryzować się wysoką niezawodnością. W każdym przypadku układ wypuszczania podwozia zasilany jest z co najmniej dwóch niezależnych źródeł energii,

• niezawodny układ sygnalizacji położeń podwozia. W przypadku podwozi chowanych koniecznym jest wyposażenie kabiny samolotu w niezawodny układ wskazujący położenie poszczególnych goleni podwozia. Oprócz sygnalizacji w kabinie załogi, stosuje się także sygnalizację zewnętrzną — białe lampki na goleniach podwozia lub wskaźniki mechaniczne (trzpienie wysuwające się ponad obrys płatowca po wychyleniu podwozia).

Typ podwozia określa liczbę podpór oraz ich wzajemne położenie.

Rozróżniamy następujące typy podwozia:

• trójpodporowe w przednim punktem podparcia,

• trójpodporowe w tylnym punktem podparcia,

• dwupodporowe (rowerowe),

• wielopodporowe.

We współczesnych samolotach najczęściej stosuje się podwozie trójpodporowe z przednim punktem podparcia, zaś w samolotach o bardzo dużej masie startowej stosuje się podwozia wielopodporowe.

RV2qreUgLLn1R

Zdjęcie przedstawia podwozie trójpodporowe samolotu. Widoczne są trzy koła oraz rusztowania na których są one umieszczone. Koła są przymocowane do zawieszenia pod kątem ostrym do kadłuba. Prezentowane podwozie jest podwoziem składanym.

Podwozia samolotu mogą być stałe lub chowane. W samolotach, których prędkość maksymalna nie przekracza około $400\;\frac{\text{km}}{\text{h}}$ często stasuje się podwozie stałe, to znaczy takie, które nie zmienia swojego położenia po starcie samolotu. Zaletą takiego rozwiązania jest prostota konstrukcji oraz stosunkowo mała masa podwozia. Wadą podwozi stałych jest znaczna siła oporu czołowego czego konsekwencją jest mniejsza prędkość maksymalna oraz większe zużycie paliwa. W samolotach latających z prędkościami maksymalnymi powyżej $400\;\frac{\text{km}}{\text{h}}$, zazwyczaj stosuje się podwozia chowane. Chowanie po starcie podwozia znacznie zmniejsza siłę oporu czołowego jednak wadą takiego rozwiązania jest skomplikowanie konstrukcji i wzrost masy podwozia. W przypadku zastosowania podwozia ruchomego, należy przewidzieć co najmniej dwa niezależne systemy umożliwiające wypuszczenie podwozia przed lądowaniem.

Do głównych zespołów podwozia zaliczamy:

• golenie,

• amortyzatory,

• dźwigniki (siłowniki),

• zastrzały,

• zamki ustalonego położenia podwozia,

• tłumiki drgań,

• koła,

• ułożyskowanie kół,

• hamulce,

• osłony koła lub goleni,

• mechanizm skrętu koła,

• reflektory lądowania,

• widełki.

Uwaga! Nie w każdym podwoziu występują wszystkie powyżej wymienione elementy konstrukcyjne.

Amortyzacja podwozia polega na przejmowaniu i rozpraszaniu energii samolotu podczas jego ruchu po lotnisku. Największe wartości energii niezbędnej do przejęcia i jej rozproszenia występują podczas lądowania samolotu w momencie jego przyziemienia.

Podwozie samolotu musi zapewniać odpowiednią amortyzację. Realizuje się to poprzez zastosowanie amortyzatorów.

Najczęściej stosuje się amortyzatory cieczowo‑gazowe. Tego typu amortyzatory zwykle są integralną częścią goleni podwozia.

W amortyzatorze cieczowo‑gazowym czynnikami roboczymi są: azot i olej hydrauliczny

Praca amortyzatora polega na tym, że sprężony azot utrzymuje określone położenie trzonu amortyzatora. Kiedy samolot ląduje lub koło trafia na nierówności drogi startowej lub drogi kołowania, wzrasta siła obciążająca trzon amortyzatora. Wówczas trzon zaczyna się wsuwać do wnętrza korpusu amortyzatora. Wzrasta ciśnienie wewnątrz amortyzatora, aż do chwili, kiedy siły zewnętrzne i siły wewnętrzne zostaną zrównoważone. Kiedy obciążenie działające na koło samolotu się zmniejszy, wówczas rozpoczyna się wysuwanie trzonu amortyzatora (suw powrotny). W czasie przemieszczania się trzonu amortyzatora (zarówno do wnętrza jak i z powrotem) olej hydrauliczny jest przetłaczany przez dławik oraz otwory w nurniku. Przetłaczanie oleju hydraulicznego powoduje rozpraszanie pochłoniętej przez amortyzator energii. Działanie amortyzatora polega więc na tym, że gaz w głównej mierze odpowiada za przejmowanie energii z koła podwozia oraz zapewnia suw powrotny, zaś ciecz (olej hydrauliczny) rozprasza pochłoniętą energię.

Podwozie musi zapewniać skuteczne zmniejszanie prędkości ruchu po lotnisku, w szczególności po przyziemieniu samolotu. Koła samolotu zwykle wyposażone są w hamulce. Współczesne samoloty najczęściej wyposażone są w hamulce wielotarczowe.

R1do9Jz0D47jK

Zdjęcie przedstawia hamulec wielotarczowy samolotu. Najważniejsza część hamulca to pięć tarczy przełożonych czterema kolejnymi. Naprzemiennie są to tarcze nieruchome, zamocowane na stałe do osi, oraz tarcze ruchome, zdolne do obracania się.

Działanie hamulca wielotarczowego opiera się na zastosowaniu naprzemiennie tarcz obracających się z kołem oraz nieruchomych, mocowanych na stałe do osi koła. Hamowanie odbywa się dzięki tarciu występującemu po ściśnięciu tarcz ruchomych i nieruchomych. Docisk tarcz zwykle realizuje się przy wykorzystaniu układu hydraulicznego (w niektórych samolotach wykorzystuje się układ pneumatyczny).

System pneumatyczny jest systemem energetycznym, który wykorzystując energię potencjalną ciśnienia gazu zapewnia zmianę położenia komponentów statku powietrznego.

Systemy pneumatyczne działają w układzie otwartym co oznacza, że czynnik roboczy jakim najczęściej jest powietrze, po wykonaniu określnej pracy upuszczany jest do atmosfery.

Systemy pneumatyczne wykorzystuje się m.in. do:

• hamowanie kół podwozia,

• zasilanie pneumatycznych rozruszników silników,

• hermetyzacji drzwi wejściowych, załadunkowych oraz otwieranych osłon kabin,

• wypuszczania i zrzutu spadochronu hamującego.

Systemy pneumatyczne, w ramach tzw. „rezerwowania”, wykorzystuje się jako systemy awaryjne np. w układach wypuszczania podwozia i wychylania klap skrzydłowych,

Rezerwowanie to przedsięwzięcia polegające na tym, że w samolocie zabudowuje się dodatkowe (rezerwowe) podzespoły lub układy, które mogą zastąpić podzespoły (układy) zasadnicze w razie ich niesprawności. Na przykład, układ wypuszczania podwozia zasilany jest energią hydrauliczną, ale dodatkowo istnieje możliwość wykorzystania układu pneumatycznego, który zapewni wypuszczenie podwozia w przypadku niesprawności układu hydraulicznego.

Systemy pneumatyczne wykorzystują sprężony gaz. Samoloty mogą być wyposażone w sprężarki, które podwyższają ciśnienie gazu lub sprężony gaz może być zgromadzony w odpowiednich zbiornikach (butlach). Ponadto, niektóre samoloty (np. pasażerskie) wyposaża się w „pomocniczą jednostkę zasilającą” (APU — Auxiliary Power Unit). W skład APU wchodzi niewielki turbinowy silnik śmigłowy, który wytwarza na turbinie energię do napędu sprężarek i powietrza oraz prądnic. APU wytwarza energię elektryczną oraz sprężone powietrze, w czasie postoju samolotu, gdy zasadnicze silniki są wyłączone. Sprężone powietrze wykorzystywane jest do zasilania układu klimatyzacji samolotu oraz do rozruchu silników. W czasie lotu APU może być uruchomiane i stanowić zapasowe źródło energii elektrycznej.

Przykładowy układ pneumatyczny:

Przedstawiony powyżej układ pneumatyczny działa na zasadzie zgromadzenia odpowiedniego zapasu powierza pod ciśnieniem w butlach. Zgormadzony zapas powietrza wystarcza na jeden lot i przed każdym kolejnym lotem, w obsłudze liniowej, należy uzupełnić powietrze do wymaganego ciśnienia. Uzupełnianie powietrza w układzie umożliwia zawór załadowania. W układzie zastosowano zawory jednokierunkowe, które zabezpieczają układ przed gwałtownym spadkiem cieśnienia w przypadku rozszczelnienia przewodów. W układzie znajduje się także filtr usuwający zanieczyszczenia. Zwykle w butlach powietrze gromadzi się pod znacznie większym ciśnieniem niż jest to niezbędne do działania podzespołów wykonawczych układu. Takie rozwiązanie pozwala na zgromadzenie odpowiedniej energii zapewniającej pracę układu przez cały czas lotu. W celu uzyskania właściwego ścieśniania roboczego zasilającego podzespół wykonawczy w układach stosuje się reduktory ciśnienia. Urządzeniem wykonawczym jest silnik liniowy (siłownik) jednostronnego działania. Powietrze do siłownika wprowadzane jest poprzez zawór sterujący. Jest to zawór dwupołożeniowy, dwudrogowy, sterowany elektromagnetycznie.

System paliwowy ma za zadanie zgromadzenie odpowiedniej do wykonania zadania lotniczego ilości paliwa oraz dostarczenie do go silnika (silników) w niezbędnej ilości i każdych warunkach lotu.

W skład płatowcowego systemu paliwowego wchodzą (nie wszystkie komponenty występują w każdym systemie):

• zbiorniki paliwowe,

• przewody transportujące paliwo,

• układ przetłaczania paliwa,

• układ napełniania,

• układ nadciśnienia,

• układ sygnalizacji.

Zbiorniki prawie w każdym samolocie umieszczane są wewnątrz skrzydeł. Przyczyną umieszczania zbiorników w skrzydłach jest to, ze znajduje się tam wolna przestrzeń, która nie jest  wykorzystana w innym celu, a ponad to opróżnianie zbiorników skrzydłowych w minimalnym stopniu wpływa na zmianę położenia środka masy. Zwykle zbiorniki paliwowe w skrzydłach są zbiornikami integralnymi.

Zbiornik integralny to taki zbiornik, którego ścianki stanowią elementy konstrukcyjne skrzydła, takie jak: ścianki dźwigarów i żeber oraz pokrycie skrzydła.

Zbiorniki paliwowe umieszcza się również w kadłubie, a czasami w usterzeniu poziomym lub pionowym. W niektórych samolotach istnieje możliwość dołączenia do samolotu (na zewnętrz) dodatkowych zbiorników paliwowych. Zwykle takie rozwiązanie jest stosowane w samolotach wojskowych.

Ze względu na konstrukcję zbiorniki paliwowe można podzielić na:

• metalowe,

• gumowe,

• z tworzyw sztucznych lub kompozytów,

• integralne.

Paliwo do silnika (silników) jest transportowane przewodami rurowymi dwoma sposobami. Pierwszy z nich to zastosowanie pomp wymuszających ruch paliwa, a drugi to wytwarzanie nadciśnienia w zbiorniku, które wymusza jego przepływ.

System paliwowy musi zapewniać skuteczne i szybkie uzupełnianie paliwa. Nierzadko samolot posiada kilka lub nawet kilkanaście odrębnych zbiorników, wobec czego występuje konieczność doprowadzenia paliwa do każdego zbiornika.

Układ nadciśnienia ma za zadanie wytworzyć podwyższone ciśnienie w zbiornikach co poprawia pracę pomp paliwowych, lub też powoduje wypychanie paliwa ze zbiorników w których nie ma pomp paliwowych. W niektórych samolotach czynnikiem roboczym jest azot. Azot jest gazem neutralnym wobec czego wzrasta odporność przeciwpożarowa systemu.

Układ sygnalizacji ma za zadanie wskazywanie załodze jak jest pozostałość paliwa w zbiornikach, sygnalizuje opróżnienie poszczególnych zbiorników oraz rezerwową pozostałość paliwa, a także sygnalizuje nieprawidłową pracę systemu paliwowego.

Loty współczesnych samolotów odbywają się na znacznych wysokościach, które w przypadku samolotów pasażerskich osiągają poziom $10 - 12\;\text{km}$. Atmosfera ziemska, ze względu na jej zmienne właściwości na różnych wysokościach nad powierzchnią ziemi, została podzielna na charakterystyczne warstwy. Pierwsze dwie (licząc od powierzchni ziemi) nazwano Troposferą ($0 - 11\;\text{km}$) oraz Stratosferą ($11 - 20\;\text{km}$). W obu warstwach atmosfery ziemskiej, w miarę wzrostu wysokości lotu, następuje nieliniowa zmiana ciśnienia i gęstości powietrza. W troposferze, ze wzrostem wysokości związany jest także spadek temperatury powietrza — średnio o $6,5$ stopnia Celsjusza na każdy kilometr przyrostu wysokości, a ponadto występują różne zjawiska atmosferyczne (opady, mgły, wiatry itd.). Czynniki, takie jak niskie cieśnienie i temperatura niekorzystnie oddziaływają na organizm człowieka. Niskie ciśnienie powietrza może spowodować niedotlenie organizmu człowieka, które w skrajnym  przypadku prowadzi do całkowitej niezdolności do działania lub nawet śmierci. Główną przyczyną niedotlenienia jest fakt, że zbyt niskie ciśnienie powietrza uniemożliwia przenikanie tlenu przez pęcherzyki płucne i tym samym coraz mniej tlenu przedostaje się do układu krwionośnego. Przyjmuje się, że zdrowy człowiek może przebywać na maksymalnych wysokościach rzędu $4500\;\text{m}$ aby być zdolnym do działania. Stąd też, w przypadku samolotów latających na pułapach znacznie większych niż $4500 \mathrm{m}$ zachodzi konieczność zastosowania kabin hermetycznych, zasilanych powietrzem o odpowiednim ciśnieniu i temperaturze. Zadanie takie spełnia system zasilania kabiny.

Hermetyczna kabina załogi (pasażerska) to kabina szczelna, czyli odizolowana od otaczania.

Kabiny hermetyczne dzielimy na:

• kabiny wentylacyjne,

• kabiny regeneracyjne,

• kabiny wentylacyjno‑regeneracyjne.

Działanie kabiny wentylacyjnej polega na dostarczaniu do kabiny powietrza, a następnie wypuszczaniu powietrza w kontrolowany sposób do atmosfery. Do kabiny jest dostarczane powietrze o wymaganej temperaturze, zaś ciśnienie utrzymywane jest poprzez upust powietrza do atmosfery przez specjalne, regulowane zawory upustowe. W kabinie wentylacyjnej następuje ciągły przepływ powietrza.

RHJRcmrrLFcA2

Ilustracja przedstawia schemat kabiny wentylacyjnej i jej sposób działania. Działanie kabiny wentylacyjnej polega na dostarczaniu do kabiny powietrza, a następnie wypuszczaniu powietrza w kontrolowany sposób do atmosfery. Do kabiny jest dostarczane powietrze o wymaganej temperaturze, zaś ciśnienie utrzymywane jest poprzez upust powietrza do atmosfery przez specjalne, regulowane zawory upustowe. W kabinie wentylacyjnej następuje ciągły przepływ powietrza.

Powietrze zasilające kabinę wentylacyjną dostarczane jest:

• w samolotach z silnikiem tłokowym, ze sprężarek napędzanych przez silnik,

• w samolotach napędzanych przez silniki turbinowe, ze sprężarek silnika.

Powietrze pobierane ze sprężarki najczęściej ma temperaturę znacznie wyższą niż niezbędna do prawidłowego zasilenia kabiny. Wobec tego zachodzi konieczność zastosowania odpowiedniego układu regulacji temperatury.

Układ regulacji działa na zasadzie podziału gorącego powietrza pobieranego zza sprężarki silnika, na dwie magistrale:

• magistrala powierza na chłodzenie,

• magistrala powietrza gorącego.

Rozdział powietrza na dwie magistrale realizuje zawór rozdzielczy.

Zawór ten jest sterowany przez termoregulator  znajdujący się w kabinie. W przypadku różnicy temperatury powietrza dostarczanego do kabiny w stosunku do temperatury zadanej na termoregulatorze, steruje on zaworem rozdzielczym przesyłając większy lub mniejszy strumień masy na chłodzenie. Gorące i ochłodzone powietrze miesza się i do kabiny dopływa powietrze w wymaganej temperaturze.

Zmniejszanie temperatury powietrza pobieranego zza sprężarki silnika następuje w:

• powietrznej chłodnicy powietrza,

• paliwowej (olejowej) chłodnicy powietrza,

• turbinowej chłodnicy powierza.

Powietrzna chłodnica powietrza do chłodzenia wykorzystuje strumień zimnego powietrza z kanału dolotowego do silnika.

R18PSiokaEybA

Ilustracja przedstawia schemat powietrznej chłodnicy powietrza. Do chłodzenia wykorzystuje ona strumień zimnego powietrza z kanału dolotowego do silnika. Gorące powietrze jest dostarczane jest przewodami które okrążają kanał zimnego powietrza.

Paliwowa chłodnica powietrza wykorzystuje paliwo do chłodzenia powierza. Paliwo przepuszczane jest przez system rurek, zaś powietrze opływając rurki oddaje ciepło. Dodatkową korzyścią z zastosowania tego typu rozwiązania jest wstępne podgrzanie paliwa co sprzyja polepszeniu warunków spalania w komorze silnika.

W turbinowej chłodnicy powierza, efekt zmniejszenia temperatury uzyskuje się dzięki pracy którą wykonuje chłodzone powietrze napędzając turbinę. Aby turbina miała odpowiednie obciążenie połączona jest ze sprężarką. Zwykle, zarówno turbina jak i sprężarka są promieniowe.

Kabiny regeneracyjne są całkowicie hermetyczne i działają na zasadzie oczyszczania powietrza znajdującego się w kabinie. Powietrze znajdujące się w kabinie oczyszczane jest (głównie z dwutlenku węgla) za pomocą specjalnych pochłaniaczy i ponownie dostarczane do kabiny. Dodatkowo koniecznym jest uzupełnianie tlenu. Dokonuje się tego wykorzystując tlen zgromadzonych w butlach lub korzystając ze specjalnych wytwornic tlenu.

Awionika to ogół pokładowych urządzeń elektronicznych, optoelektronicznych
i mechatronicznych.

Lotnicze przyrządy pokładowe ze względu na przeznaczenie można podzielić na:

• przyrządy pilotażowe,

• przyrządy nawigacyjne,

• przyrządy kontroli pracy zespołu napędowego,

• przyrządy kontroli pracy systemów, instalacji i układów statku powietrznego,

• przyrządy antykolizyjne,

• przyrządy specjalne.

Podstawowe przyrządy pilotażowe to:

• wysokościomierz,

• prędkościomierz,

• sztuczny horyzont,

• wariometr,

• zakrętościomierz,

• wskaźnik kąta natarcia,

• wskaźnik przeciążenia.

Pomiar ciśnienia

Działanie niektórych przyrządów pilotażowych (np. wysokościomierza, prędkościomierza) oparte jest na pomiarze ciśnienia.

Ciśnienie statyczne to ciśnienie jakie wywiera powietrze przy prędkości względnej równej zero.

Ciśnienie dynamiczne (ciśnienie spiętrzenia) to dodatkowe napór jaki wywiera całkowicie wyhamowane, poruszające się powietrze. Ciśnienie dynamiczne zależy od prędkości i wysokości lotu.

gdzie:

• $\rho$ — gęstość powietrza,

• $v$ — prędkość ruchu powietrza (prędkość lotu samolotu)

Samoloty wyposaża się w rurki Pitota lub rurki Prandtla.

Rurka Pitota zapewnia pomiar ciśnienia całkowitego, czyli sumy ciśnienia statycznego i dynamicznego. W przypadku wyposażenia samolotu w rurkę Pilota konieczne jest zastosowania portu pomiaru ciśnienia statycznego.

Rurka Prandtla zapewnia pomiar ciśnienia całkowitego oraz ciśnienia statycznego. W tym przypadku nie ma potrzeby stosowania oddzielnego portu pomiaru ciśnienia statycznego. Rurki Pitota i Prandtla wyposażone są w układ ogrzewania zapobiegający oblodzeniu otworów pomiarowych.

Odbiorniki ciśnień powietrza:

R125Gtad5sT2x

Ilustracja przedstawia dwa schematy odbiorników ciśnień powietrza. Na schematach pokazane są tak zwane rurka Pitota i rurka Prandtla. Obydwa schematy pokazują podłużne naczynie z zaokrąglonym końcem, w którym znajduje się dziura, przez którą może wlatywać powietrze. Za dziurą wokół rurki umieszczone są zwoje. Rurka Prandtla oprócz tego ma również drugą rurkę, która kończy się wewnątrz obudowy pierwszej rurki, w której to znajdują się dwa otwory wpuszczające do środka powietrze.

Port ciśnienia statycznego:

R3U13lMiaImjO

Ilustracja przedstawia schemat portu ciśnienia statycznego. Na schemacie widoczny jest wycinek kadłuba z otworem, w który wkręcana jest zaślepka z siedmioma dziurkami. Dalej są przekręcane trzy nakrętki śrub i walec z czujnikiem.

Wysokościomierz

Wysokość lotu samolotu mierzona jest za pomocą:

• radiowysokościomierzy. Urządzenia te wykorzystują fale elektromagnetyczne odbijające się od danego punktu w terenie,

• wysokościomierzy barometrycznych, który zasada działania oparta jest na pomiarze różnicy cieśnienia na wysokości na której znajduje się samolot i ciśnienia bazowego ustawianego na wysokościomierzu (np. ciśnienia panującego na lotnisku startu).

W zależności od przyjętego poziomu odniesienia rozróżniamy następujące wysokości lotu samolotu:

• wysokość rzeczywista,

• wysokość względna,

• wysokość bezwzględna,

• poziom lotu.

Wysokość rzeczywista jest to wysokość między samolotem a punktem terenowym. Wysokość tę mierzy się przy pomocy radiowysokościomierzy.

Wysokość względna mierzona jest w odniesieniu do ciśnienia lokalnego na poziomie lotniska startu lub lądowania (QFE).

Wysokość bezwzględna mierzona jest w odniesieniu do ciśnienia na średnim poziomie morza (QNH).

Poziom lotu to wysokość mierzona w odniesieniu do ciśnienia standardowego (QNE — $1013,25\;\text{hPa}$). Poziom lotu zwykle podawany jest w stopach jako $\frac{1}{100}$ wartości wysokości. Na przykład poziom lotu $60$ oznacza wysokość $6000$ stóp (około $1800\;\text{m}$).

Wysokości lotu samolotu:

R17JVjmje35Is

Ilustracja przedstawia sposoby mierzenia wysokości lotu samolotu. Przedstawione są cztery sytuacje. Na pierwszej wysokość rzeczywista mierzona jest od poziomu podłoża i oznaczona jako wielka litera Ha z indeksem dolnym er zet. Na drugiej wysokość względna mierzona jest od poziomu, na którym umieszczona jest płyta lotniska i oznaczona jako wielka litera Ha z indeksem dolnym wu, alternatywnie Ku eF E. Na trzeciej wysokość bezwzględna mierzona jest od poziomu powierzchni morza i oznaczona jako wielka litera Ha z indeksem dolnym be, alternatywnie Ku eN Ha. Na ostatniej poziom lotu mierzony jest od dna morza i oznaczona jako wielka litera Ha z indeksem dolnym pe el, alternatywnie Ku eN E.

Działanie wysokościomierza barometrycznego opiera się na pomiarze ciśnienia atmosferycznego (statycznego) panującego na danej wysokości lotu. Dzięki puszce aneroidowej następuje zamiana wartości ciśnienia na wskazania wysokości.

R1bLfYFYB6Rkt

Ilustracja przedstawia schemat wysokościomierza barometrycznego. Na schemacie widać rurkę Prandtla z lewej strony, która przyczepiona jest do komory, wewnątrz której znajdują się pozostałe komponenty. Na puszcze aneroidowej, w postaci dwóch falowanych membran połączonych ze sobą obrzeżem, umieszczony jest tłok, który porusza ćwiartką koła zębatego, które obraca mniejsze koło, na którym przymocowana jest wskazówka wysokościomierza.

Załoga statku powietrznego ustawia na wskaźniku wysokościomierza odpowiednie ciśnienie bazowe i wówczas na przyrządzie wskazywana będzie jedna z wysokości: — względna, bezwzględna lub poziom lotu.

RYMbcQty7DQWS

Ilustracja przedstawia schemat wskaźnika wysokościomierza. Widoczna jest okrągła tarcza zegarowa ze skalą. Liczby wokół tarczy rosną zgodnie z ruchem wskazówek zegara od zera do dziewięciu. Pomiędzy kolejnymi liczbami znajdują się po cztery dodatkowe podziałki. Na środku wskaźnika znajduje się wskazówka ustawiona na liczbie zero oraz druga mniejsza na liczbie jeden. Na tarczy znajdują się napisy wysokość oraz małe litery ka em, oznaczające że skala jest w kilometrach. Na prawej stronie tarczy jest też w przybliżeniu prostokątny wskaźnik z liczbą dziewięćset osiemdziesiąt wewnątrz.

Załoga statku powietrznego, przed startem ustawia ciśnienie panujące na lotnisku startu. Dzięki temu wskazywana będzie wysokość względna, czyli wysokość między pułapem samolotu i poziomem lotniska. Po przejściu do lotu załoga ustawia ciśnienie standardowe ($1013,25\;\text{hPa}$) co spowoduje wskazania poziomu lotu. Dzięki temu wszystkie samoloty wykonujące loty w danym rejonie będą miały porównywalne wskazania wysokości. Przed lądowaniem załoga ponownie ustawia na przyrządzie ciśnienie panujące na lotnisku lądowania aby na przyrządzie wskazywana był wysokość względna między samolotem a drogą startową.

Prędkościomierz

Prędkość lotu jest niezmiernie ważnym parametrem lotu. Siła nośna równoważąca ciężar samolotu jest proporcjonalna do gęstości powietrza i prędkości lotu.

gdzie:

• $P_z$ — siła nośna,

• $C_z$ — współczynnik siły nośnej,

• $\rho$ — gęstość powietrza,

• $v$ — prędkość lotu,

• $S$ — powierzchnia skrzydeł

Prędkość przyrządowa (IAS — Indicated Air Speed) jest to prędkość proporcjonalna do ciśnienia dynamicznego. Zasada działania prędkościomierza wskazującego prędkość przyrządową opiera się na pomiarze ciśnienia dynamicznego.

R1Q9XcdjFQeJh

Ilustracja przedstawia schemat działania prędkościomierza wskazującego prędkość przyrządową. Na schemacie widać komorę z dwoma otworami, wewnątrz której znajdują się komponenty prędkościomierza. Na połączonej z jednym z otworów puszcze aneroidowej, w postaci dwóch falowanych membran połączonych ze sobą obrzeżem, umieszczony jest tłok, który porusza ćwiartką koła zębatego, które obraca mniejsze koło, na którym przymocowana jest wskazówka wysokościomierza.

Pomiar prędkości pionowej (wariometr)

Wariometr to urządzanie wskazujące składową pionową prędkości statku powietrznego.

Wskazywana wartość informuje z jaką prędkością zmienia się wysokość lotu. W przypadku wznoszenia prędkość pionowa jest wskazywana jako dodatnia, zaś przy zniżaniu wskazywana jest wartość ujemna. Działanie wariometru opiera się na zasadzie pomiaru zmian ciśnienia statycznego podczas zmiany wysokości lotu.

RI6kFm092yc1E

Ilustracja przedstawia schemat działania wariometru. Na schemacie widać komorę z jednym otworem, wewnątrz której znajdują się komponenty prędkościomierza. Otwór połączony jest z resztą komory oraz z puszką aneroidową, na której umieszczony jest tłok, który porusza ćwiartką koła zębatego, które obraca mniejsze koło, na którym przymocowana jest wskazówka wysokościomierza.

Sztuczny horyzont

Przyrząd pilotażowy pozwalający na określenie przestrzennego położenia samolotu.

R1axGIEaPZCyj

Ilustracja przedstawia sztuczny horyzont samolotu. Składa się on z kuli z oznaczeniami kątów nachylenia lotu umieszczonej w obudowie. Na obudowie zamontowany jest wskaźnik, który pokazuje aktualny kąt przechyłu statku oraz różne wskazówki i wskaźniki wokół kuli. Obok obudowy umieszczone są również cztery przyciski.

Śmigło lotnicze służy do wytwarzania siły ciągu. Śmigło napędzane jest przez silnik, przy czym może to być napęd bezpośredni lub poprzez przekładnię redukcyjną.

Śmigło lotnicze składa się z łopat, nasady śmigła, piasty i wału napędowego.

R1Oo7U3PWBYUj

Ilustracja przedstawia budowę śmigła lotniczego. Składa się ono z łopat śmigła, osadzonych na nasadach śmigła, przymocowanych do piasty i wału napędowego.

Łopaty śmigła lotniczego są opływane przez powietrze w wyniku ruchu obrotowego śmigła oraz w wyniku ruchu postępowego samolotu (lotu samolotu). Kąt zawarty między płaszczyzną obrotu i cięciwą profilu nazywa się kątem nastawienia łopaty $\beta$. Śmigło opływane jest dzięki ruchowi obrotowemu oraz dzięki ruchowi postępowemu. Dlatego, w ogólnym przypadku, wypadkowy wektor prędkości opływu W jest sumą prędkości opływu wynikającej z ruchu obrotowego śmigła i prędkości lotu samolotu.

R1XsSgBPGuvck

Ilustracja przedstawia wypadkowy wektor prędkości opływu śmigła. Pokazane jest śmigło zamocowane na silniku w widoku z boku. Na śmigle naniesione są linie przerywane pozioma, pionowa oraz oś łopaty, które przecinają się w jednym punkcie na śmigle. Zaznaczony jest kąt beta, zawarty między płaszczyzną obrotu śmigła a cięciwą profilu łopaty, który nazywany jest kątem nastawienia łopaty. Wektor poziomy fał oznacza prędkość powietrza względem lecącego samolotu, wektor pionowy u oznacza prędkość opływu wynikającą z ruchu obrotowego śmigła. Wypadkowy wektor prędkości opływu wu jest sumą wektorów fał i u. Zaznaczony jest również kąt alfa, który oznacza kąt między wektorem wu a cięciwą profilu łopaty.

W wyniku opływu śmigła, na profilach łopat powstają siły aerodynamiczne. Po zsumowaniu wszystkich siła aerodynamicznych, na wszystkich łopatach, otrzymuje się wypadkową siłę aerodynamiczną.

Wypadkową siłę aerodynamiczną $P$ rozkłada się na dwie składowe:

• składową równoległą do płaszczyzny obrotu śmigła — siłę oporu czołowego — $P_x$,

• składową równoległą do osi wału napędowego — siłę ciągu śmigła — $T$.

ReZxj8GJucN1V

Ilustracja przedstawia wypadkową siłę aerodynamiczną. Pokazane jest śmigło zamocowane na silniku w widoku z boku. Na śmigle naniesiona jest jego oś wskazująca kąt nastawienia łopaty. Zaznaczony jest kąt alfa, zawarty między wypadkowym wektorem prędkości opływu śmigła a cięciwą profilu łopaty. Wektor poziomy Te oznacza siłę ciągu śmigła, wektor pionowy Pe z indeksem dolnym iks oznacza siłę oporu czołowego. Wypadkowy wektor siły aerodynamicznej Pe jest sumą wektorów Pe iks i Te.

Do napędu śmigła w samolotach o stosunkowo niewielkiej masie startowej używane są silniki tłokowe, działające na identycznej zasadzie jak silniki tłokowe stosowane w pojazdach lądowych, np. samochodach. Silniki lotnicze, w odróżnieniu od silników samochodowych charakteryzuje mniejsza masa, najczęściej posiadają układ „doładowania”, wyposaża się je w rozbudowane systemy automatycznej regulacji zakresów pracy, a także w układy przeciwoblodzeniowe (np. gaźnika).

Tłokowe silniki lotnicze w zależności od układu konstrukcyjnego można podzielić na dwie zasadnicze grupy:

• silniki gwiazdowe,

• silniki rzędowe.

R1SG9cL6Qb23l

Ilustracja

Grafika przedstawia podział lotniczych silników tłokowych.

Lotnicze silniki tłokowe

• gwiazdowe

  • rotacyjne

  • z ruchomym wałem

    • jednogwiazdowe

    • dwugwiazdowe

    • wielogwiazdowe

• rzędowe

  • jednorzędowe

  • wielorzędowe

    • widlaste

    • piętrowe

    • bokser

Silnik gwiazdowy to konstrukcja, w której cylindry umieszczone są promieniowo na obwodzie koła, z centralnym wałem korbowym. Silnik może posiadać od trzech do kilkunastu cylindrów. Może to być silnik zarówno dwusuwowy jak i czterosuwowy.

RZv3zBiF1VRsG

Zdjęcie przedstawia silnik gwiazdowy. Jest to konstrukcja, w której cylindry umieszczone są promieniowo na obwodzie koła, z centralnym wałem korbowym.

R1MYxNbOYxXOq

Zdjęcie przedstawia silnik gwiazdowy w widoku z boku. Widoczny jest centralny wał korbowy, wokół którego osadzone są promieniowo cylindry z tłokami.

Zaletą silników gwiazdowych są bardzo dobre warunki chłodzenia silnika powietrzem. Do wad tego rozwiązania zaliczamy znaczne wymiary promieniowe.

W najnowszych konstrukcjach zazwyczaj stosuje się silniki rzędowe. Zaletą silników rzędowych, w porównaniu z silnikami gwiazdowymi, są mniejsze gabaryty, zwłaszcza promieniowe.

Na rysunku przedstawiono widok silnika rzędowego w układzie V. Silnik ten ma dwa rzędy cylindrów ustawione pod określonym kątem względem siebie. Tego typu rozwiązanie pozwala na zastosowanie wymaganej liczby cylindrów, a więc uzyskanie żądanej pojemności skokowej, przy stosunkowo niewielkiej długości silnika.

Pojemność skokowa silnika to różnica między maksymalną i minimalną objętością cylindra pomnożona przez ilość cylindrów.

Rb4To7sooBOp6

Zdjęcie przedstawia silnik rzędowy w układzie fał. Dwa rzędy cylindrów ustawione są pod określonym kątem względem siebie wzdłuż wału korbowego.

We współczesnych samolotach do napędu śmigła stosuje się silniki turbinowe nazwane „turbinowymi silnikami śmigłowymi” — TSŚ. Turbinowe silniki śmigłowe charakteryzują się znacznie mniejszą masą i gabarytami w porównaniu z silnikami tłokowymi o podobnych mocach.

Turbinowy silnik śmigłowy składa się z następujących podzespołów:

• wlot — przeznaczony do doprowadzenia powietrza z otoczenia do kanału przepływowego silnika,

• sprężarka — służy do podwyższania ciśnienia powietrza,

• komora spalania — przeznaczona jest do wytworzenia mieszanki paliwowo‑powietrznej oraz jej spalenia,

• turbina sprężarki — służy do zamiany energii spalin na pracę niezbędną do napędzania sprężarki oraz agregatów silnika i płatowca, takich jak: pompy paliwowe, pompy układu smarowania, pompy hydrauliczne, prądnice itd.,

• turbina napędowa — służy do zamiany energii spalin na pracę niezbędną do napędu śmigła,

• reduktor — urządzenie do zmniejszania prędkości obrotowej wału napędzającego śmigło,

• wylot — odprowadza spaliny do otoczenia, poza obrys silnika i płatowca.

Zasada działania TSŚ polega na zamianie energii spalin na pracę mechaniczną niezbędną do napędu śmigła.

Turbinowy silnik śmigłowy:

R6gcjuBxaxAif

Ilustracja przedstawia schemat turbinowego silnika śmigłowego. Silnik jest pokazany z boku. Pokazane są przekładnie i śmigło oraz zewnętrzna obudowa silnika. Strzałkami zaznaczone są kierunki przepływu powietrza przez silnik. Wydech spalin jest skierowany pod kątem w dół i w tył względem kierunku lotu.

W przypadku śmigłowców, do napędu wirnika nośnego i śmigła ogonowego stosowane są turbinowe silniki nazwane „turbinowymi silnikami śmigłowcowymi” — TSŚ. Zarówno turbinowe silniki śmigłowe jak i turbinowe silniki śmigłowcowe posiadają identyczne podzespoły oraz identyczne zasady działania. Różnica między silnikami przeznaczonymi do napędu śmigła samolotu i silnikami stosowanymi do napędu wirnika nośnego śmigłowca polega na sposobie (kierunku) wyprowadzenia napędu.

Turbinowy silnik śmigłowcowy:

R1Vwj5p6x82UK

Zdjęcie przedstawia turbinowy silnik śmigłowcowy widoczny z boku. Na zdjęciu zaznaczone są elementy silnika. Numerem jeden zaznaczona jest sprężarka, w postaci wała z łopatkami. Następnie numerem dwa zaznaczona jest przekładnia redukcyjna, największy element silnika. Z przekładni wystaje wał napędowy, podpisany numerem trzy. Poniżej wału znajduje się układ wylotowy, oznaczony numerem cztery. Za układem jest turbina napędowa z numerem pięć oraz turbina sprężarki z numerem sześć. Numer siedem to komora spalania, umieszczona za turbinami. Na dole silnika znajduje się gruba metalowa rura oznaczona numerem osiem, i podpisana jako przewód doprowadzający powietrze ze sprężarki do komory.

Na rysunku przedstawiono przekrój turbinowego silnika śmigłowcowego z komorą spalania w obiegu zwrotnym. Powietrze ze sprężarki, transportowane jest dwoma przewodami do komory spalania, która znajduje się w tylnej części silnika. Spaliny z komory spalania napędzają turbinę sprężarki, a następnie wprawiają w ruch obrotowy turbinę napędową. Ruch obrotowy z turbiny napędowej przekazywany jest na przekładnię redukcyjną, a następnie na wał napędowy. Napęd z wału przekazywany jest do głównej przekładni redukcyjnej śmigłowca, która redukuje prędkość obrotową i rozdziała moc na napęd wirnika nośnego i śmigło ogonowego.

Turbinowe silniki odrzutowe TSO zalicza się do grupy silników bezpośrednio wytwarzających siłę ciągu. Wobec tego, w przypadku zastosowania silnika odrzutowego, stanowi on jednocześnie cały zespół napędowy.

Turbinowy silnik odrzutowy składa się z następujących, głównych podzespołów:

• wlot — służy do doprowadzania powietrza do kanału przepływowego silnika, a w czasie lotu do podwyższania ciśnienia powietrza,

• sprężarka — przeznaczona jest do zwiększania ciśnienia powietrza i skierowania go do komory spalania,

• komora spalania — służy do wytworzenia mieszanki paliwowo powietrznej i jej spalenia,

• turbina — zmienia energię spalin na pracę mechaniczną przeznaczoną do napędu sprężarki oraz agregatów silnika (pomp paliwowych, pomp olejowych, pomp hydraulicznych, prądnic itd.),

• układ wylotowy — służy do rozprężenia gazów spalinowych w celu rozpędzenia ich do maksymalnej możliwej prędkości.

Turbinowy silnik odrzutowy:

RA97W4gcrxmOC

Ilustracja przedstawia schemat turbinowego silnika odrzutowego. Silnik ma kształt walca o zmiennej średnicy, który podzielony jest na segmenty wzdłuż jego długości. Segmenty są podpisane na schemacie po kolei jako: wlot, sprężarka, komora spalania, turbina i na końcu układ wylotowy. Strzałkami zaznaczone są drogi którymi powietrze wlatuje do środka silnika.

Siła ciągu w TSO powstaje wskutek oddziaływania strumienia roboczego na ścianki kanału przepływowego. W silniku, dzięki energii powstającej w wyniku spalania paliwa, następuje przyspieszenia strumienia, co powoduje reakcję w postaci siły ciągu.

Najbardziej rozpowszechnionym typem wiropłatów są śmigłowce. Posiadają one wiele zalet do których przede wszystkim można zaliczyć możliwość pionowego startu i lądowania. Właściwość ta umożliwia start i lądowanie śmigłowca w terenie przygodnym przy ograniczonej wolnej przestrzeni.

Ze względu na układ konstrukcyjny śmigłowce można podzielić na:

• jednowirnikowe,

• dwuwirnikowe,

• wielowirnikowe.

Śmigłowce jednowirnikowe

Śmigłowce jednowirnikowe, w zależności od sposobu napędu wirnika nośnego WN można podzielić na:

• z bezpośrednim napędem WN,

• z pośrednim napędem WN.

W śmigłowcach z bezpośrednim napędem WN, na końcówkach łopat wirnika zabudowuje się silniki odrzutowe, które wprawiają wirnik w ruch obrotowy.,

Zaletą takiego rozwiązania jest brak momentu reakcyjnego, co powoduje, iż nie ma potrzeby wyposażenia śmigłowca w śmigło ogonowe. Do wad tego rozwiązania należy zaliczyć skomplikowany sposób zasilania i sterowania silnikami odrzutowymi zabudowanymi na końcach łopat obracającego się wirnika nośnego. Z tego względu, w zdecydowanej większości śmigłowców, stosuje się napęd pośredni wirnika nośnego.

Śmigłowiec z bezpośrednim napędem WN:

RkmE93wNMT86y

Ilustracja przedstawia przykład śmigłowca z bezpośrednim napędem wirnika nośnego. Widoczny jest kokpit śmigłowca z kabiną, podwoziem z kołami, oraz ogonem z usterzeniem. Na górze kabiny znajduje się śmigło z trzema łopatami, na końcach których znajdują się małe cylindry silników odrzutowych.

Śmigłowcach z pośrednim napędem WN, silnik przekazuje moment obrotowy do reduktora głównego, skąd napęd przekazywany jest na WN oraz, poprzez układ transmisji na śmigło ogonowe. Przy tego typu rozwiązaniu powstaje moment reakcyjny przeciwnie skierowany do kierunku ruchu obrotowego wirnika. Moment ten równoważony jest najczęściej przez śmigło ogonowe.

Śmigłowce dwuwirnikowe

Śmigłowce dwuwirnikowe, w zależności od położenia względem siebie wirników nośnych, dzielimy na:

• w układzie podłużnym (np. Śmigłowiec CH‑47 Chinook):

R3dZqpaNMjZt4

Ilustracja przedstawia przykład śmigłowca dwuwirnikowego w układzie podłużnym. Podłużna kabina posiada cztery koła podwozia, a na przednim i tylnym jej końcu znajdują się dodatkowe konstrukcje, na szczycie których zamontowane są dwa śmigła o trzech łopatach.

• w układzie poprzecznym (np. Śmigłowiec Mi‑12):

Rs9dAkitGQ6KC

Ilustracja przedstawia przykład śmigłowca dwuwirnikowego w układzie poprzecznym. Podłużna kabina posiada trzy koła podwozia oraz usterzenie na tylnym jej końcu. Z boków śmigłowca wystają dwa skrzydła, na końcu których zamontowane są dwa silniki ze śmigłami o pięciu łopatach.

• współosiowe (np. Śmigłowiec K‑32):

RhPWjGy5Yg0kk

Ilustracja przedstawia przykład śmigłowca dwuwirnikowego współosiowego. Kabina posiada cztery koła podwozia i ogon z usterzeniem. Na szczycie kabiny zamontowane są dwa śmigła o trzech łopatach, na wspólnej osi, jedno nad drugim.

• z krzyżującymi się wirnikami (np. Śmigłowiec - 43B Huskie):

RBsUe4qlQmPKQ

Ilustracja przedstawia przykład śmigłowca dwuwirnikowego z krzyżującymi się wirnikami. Kabina posiada cztery koła podwozia i ogon z usterzeniem. Na szczycie kabiny zamontowane są dwa śmigła o dwóch łopatach, które zamontowane są obok siebie a ich płaszczyzny obrotu się przecinają.

W śmigłowcach dwuwirnikowych, oba wirniki obracają się w przeciwne strony, wobec czego ich momenty reakcyjne wzajemnie się równoważą. Nie zachodzi więc potrzeba stosowania śmigła ogonowego. Zaletą śmigłowca dwuwirnikowego jest wykorzystanie całej mocy silników do napędu wirników wytwarzających siłę ciągu. Jednak dwuwirnikowy układ konstrukcyjny jest zdecydowanie bardziej skomplikowany w porównaniu ze śmigłowcami jednowirnikowymi. Dlatego też większość opracowanych i wdrożonych do produkcji śmigłowców to konstrukcje jednowirnikowe ze śmigłem ogonowym.

Do głównych zespołów śmigłowca jednowirnikowego ze śmigłem ogonowym zalicza się:

• kadłub,

• silnik (zazwyczaj śmigłowce wyposażane są w dwa silniki),

• wirnik nośny — wytwarza siłę ciągu niezbędną do lotu śmigłowca,

• podwozie,

• układ transmisji — przekazuje napęd z silników na wirnik nośny i śmigło ogonowe,

• belka ogonowa,

• śmigło ogonowe — równoważy moment reakcyjny oraz zapewnia sterowność kierunkową,

• instalacje i wyposażenie śmigłowca.

R11Lyo7uC1bNd

Ilustracja przedstawia główne zespoły konstrukcji śmigłowca. Pokazana jest kabina z kokpitem, podwozie w postaci płóz, silnik, ogon z usterzeniem, napęd wirnika oraz śmigło z dwoma łopatami.

W śmigłowcu praca mechaniczna wytworzona przez silnik (silniki) poprzez układ transmisji przekazywana jest na wirnik nośny i śmigło ogonowe. Łopaty wirnika nożnego podczas jego pracy, wytwarzają siły aerodynamiczne. Składowa wypadkowej siły aerodynamicznej, prostopadła do płaszczyzny wirowania nazywa się ciągiem wirnika nośnego T. Dzięki możliwości pochylania płaszczyzny wirnika nośnego śmigłowiec może wykonywać zawis lub lot w dowolnym kierunku. Składowa pionowa siły ciągu $P_z$ to siła nośna, która równoważy ciężar śmigłowca, a składowa pozioma siły ciągu $P$ to siła wprawiająca śmigłowiec w ruch postępowy.

Siły aerodynamiczne wirnika nośnego:

RrWQgtDfmaKym

Ilustracja przedstawia siły aerodynamiczne wirnika nośnego. Pokazany jest śmigłowiec z w locie, lekko przechylony do przodu. Pofalowane strzałki pokazują siły aerodynamiczne opływające wirnik.