Дирижабли как средство связи и наблюдения.

[Старый]

ИМХО, следует (причем это нужно было сделать с самого начала) поправку о том, что дирижабль - воздухоПЛАВАТЕЛЬНЫЙ аппарат. Между ним и самолетом столько же общего, сколько между ужом и ежом.

Собственно с самого начала я об этом и талдычу. О том что аэростатический принцип создания подъёмной силы является принципиальным неустранимым недостатком дирижабля и именно поэтому они проигрывают авиации использующей аэродинамический принцип.

Динамика его движения сходна с динамикой корабля, а еще лучше - подводной лодки.

Дирижабль отличается от подводной лодки примерно как воздух от воды.
 Плотность воздуха в отличие от воды быстро падает с высотой а вместе с ней и подъёмная сила. Это второй неустранимый принципиальный недостаток дирижаблей. Я об этом тоже уже говорил но сторонники опять этого не заметили.

Физический принцип используется одинаковый - закон Архимеда. Дык корабли никто не упрекает за подверженность морским течениям. ПОДВЕРЖЕННОСТЬ ВЛИЯНИЮ, а не полную покорность.

Корабли плавают по поверхности воды и таким образом не имеют ничего общего с подводными лодками и дирижаблями.
 Что касается подводных лодок то насколько я понимаю нет и речи об их использовании в качестве транспорта. Несмотря на то что "дельная грузоподъёмность" куба воды на три порядка больше воздуха. Так что если уж вы сами выбрали эту аналогию то у дирижаблей в качестве транспорта столько же шансов сколько и у подводных лодок.

Только не надо пинать, за то, что успешным был по сути лишь один корабль. Развитие авиации форсировалось двумя мировыми войнами, а вот цеппелины непригодны для войны. И миром в прошлом веке нас не часто баловали...

Почему же не надо? Очень даже надо. Если бы у авиации была такая же аварийность как у дирижаблей то и у неё не было бы никаких шансов. И войны бы ей не помогли.

[Старый]

Да, и если бы скорость кораблей и подводных лодок была сравнима со скоростью морских течений то и у них было бы мало шансов...

[astronavt]

Дык от взаимных пинков, предлагаю перейти к цифрам. Некоторые могут быть весьма занятны.
Мы тут, с Капитаном Куллем решили немножечко посчитать и выяснить, какими характеристиками будет обладать дирижабль, грузоподъемности "Мрии".
Вот для начала, параметры самой "Мрии" (взяты здесь http://www.airwar.ru/enc/craft/an225.html, и еще вот здесь http://legion.wplus.net/guide/air/t/an225.shtml ).

Технические характеристики транспортого самолета Ан-225 "Мрия"
Модификация Ан-225
 Размах крыла, м 88.40
 Длина самолета,м 84.00
 Высота самолета,м 18.10
 Площадь крыла,м2 905.0
 Масса, кг пустого самолета 250000
 максимальная взлетная 600000
 Внутреннее топливо, кг 300000
 Тип двигателя 6 ТРДД Прогресс (Лотарев) Д-18Т
 Тяга, кН 6 х 229.47
 Крейсерская скорость, км/ч 800-850
 Перегоночная дальность, км 15000
 Практическая дальность, км 4000
 Практический потолок, м 11600
 Экипаж, чел 6-7
 Полезная нагрузка: до 250 000 кг груза
Максимальная дальность полета, км 15400
Дальность полета с максимальной нагрузкой, км 2500*

* - Дальность полета с нагрузкой 200 тонн - 4000 км.

Прикинем дирижабль, с грузоподъемностью 250 тонн на дальность 2500 км. Как у "Мрии".
По пунктам

1. Конструктивное исполение
За неимением современного опыта постройки кораблей подобного типа пришлось анализировать "истлевшие кости" - характеристики жестких дирижаблей фирмы Цеппелина, выпущенные в период с 1900 по 1936 год. Жесткая схема выбрана как наиболее приемлемая при указанной грузоподъемности. Характеристики анализировались с целью выявления зависимости между грузоподъемностью и массой конструкиции (так называемый "мертвый" вес). Зависимость нужна для ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЙ оценки массы каркаса 250 тонного дирижабля.
Получился график, приведенный на рисунке.

Как видно - зависимость кусочно-линейная. Причем крайний участок образуется из-за "Гинденбурга". Дело в том, что его конструктор, доктор Дюрр, решил перестраховаться и несколько переупрочнил каркас. Слишком уж кардинальным было увеличение объема от 105000 куб. м. у "Графа Цеппелина" до 200000 у "Гинденбурга". Поэтому за опорный взят средний участок. На нем укладываются характеристики LZ-126 "Лос-Анжелес"(построен немцами для США, успешно экспулатировался, списан), LZ-127 "Граф Цеппелин" и ZRS-4 "Акрон" (совместная разработка консорциума "Гудьир"-"Цеппелин"). Эти корабли наиболее совершенные из построенных за тот период.
Отсюда получаем коэффициент

K1 = mk/m0

где mk - масса конструкции, m0 - масса поднимамого груза (но это НЕ ГРУЗОПОДЪЕМНОСТЬ, как будет показано ниже). Коэффициент определяем по графику, как угловой коэффициент среднего участка

K1 = 1.42

Причем, коэффициент этот учитывает наличие подъемного газа, необходимого для подъема груза m0.

2. Объем несущего газа
Несущий газ - гелий.
Потребный объем считаем по формуле

V = m0*(1 + K1)/(p*(Ma - Mg)/R/T)

где p - атмосферное давление на рабочей высоте; Ma = 0,029 кг/моль - молекулярный вес атмосферы, т.е. воздуха; Mg = 0,004 кг/моль - молекулярный вес гелия; R = 8.31 - универсальная газовая постоянная (размерность не помню); T - температура воздуха на рабочей высоте.
Давление на рабочей высоте определялось барометрической формулой. Не слишком уж точно, но для предварительной оценки думаю достаточно. Считать пока не буду. Это будет ниже.

3. Габариты.
Примерная формула для объема через габариты, полученная апроксимацией обводов корпуса кусками парабол

V = 2*П*D^2*L/15

где П = 3.14159 - число пи; D - диаметр в миделе; L - длина от носа до кормы. Лучшее в аэродинамическом смысле отношение L/D = 5. Исходя их этих двух уравнений определяются габариты.

4. Силовая установка.
Дизели. Мы с Куллем чуть не подрались с полгода назад, споря, что лучше, дизели или турбовинтовые двигатели. Оказалось, турбовинтовые при своей малой массе жутко неэкономичны и подходят только для самолетов. Остановились на дизелях.
Проведен поиск в интернете, у производителей. Для авиации нужных мощностей уже не выпускают, пришлось взять за основу характеристики судовых дизелей. Тяжеловаты они, спору нет, но как увиди ниже, это существенно на результат не повлияет. По-хорошему, разумеется, нужны дизели оригинальной разработки, вроде тех, что в свое время делали "Даймлер" и "Майбах".
Итак, для рассмотренных судовых дизелей характеры такие параметры

Удельный расход горючего mu = 0,2 кг/кВт/ч (для достаточно широкого спектра мощностей!).
Удельная масса - myd = 4,7 кг/л.с.

Сслыку на источник не привожу, т.к. не могу найти в HTML коде скачанных страницы "saved from". Желающим сомневающимся могу прислать эту инфу на email.
Потребную мощность силовой установки считаем по формуле

N = 0.5*k*S*ro*vmax^3

где k = 0.05 коэффициент лобового сопротивления. Взят для обтекаемого тела. У Кулля есть результаты продувок в аэродинамических трубах "Акрона", из архива Национального комитета по аэронавтике США, все никак не дойду посмотреть...; S - площадь миделя; vmax^3  - максимальная скорость движения в кубе; ro - плотность воздуха.

Получается так: N = Fлс*vmax, а сила лобового сопротивления Fлс = 0.5*k*S*vmax^2.
Масса силовой установки (примерно)

md = myd*N;

Масса топлива

mt = N*mu*tau

tau = Smax/vmax - время движения; Smax - дальность.

5. Масса подъемного газа

mг = p*Mg*V/R/T - уравнение Менделеева-Клайперона.

6. Масса балласта, потребного для подъема на рабочую высоту

mb = (Ma - Mg)*(p0 - p)*V/T/R

p0 - атмосферное давление у поверхности земли


Так вот, считася по этому алгоритму, получим полную массу дирижабля, массу балласта и массу двигателей. Естественно, фактически, под полезный груз остается только лишь

mгр = m0 - md - mb.

Т.е., фактическая грузоподъемность меньше заданной изначально! Считаем разницу между требуемой нам грузоподъемностью mZ и фактически полученной

dm = mZ - mгр

Полученну разницу добавляем к m0 и все пересчитываем. Естественно, это потянет вврех объем, массу конструкций, массу топлива и двигателей. Поэтому мы опять имеем дефицит грузоподъемности, который снова пребавляем к m0. Но, как это и должно быть, процесс сходится достаточно быстро, т.е. дефицит сводится к нулю!
Задав итерационную процедуру, в конце концов получаем характеристики дирижабля нужной грузоподъемности.

Исходные данные:
Рабочая высота - 400 метров
Максимальная скорость - 135 км/ч
Дальность - 2500 км
Грузоподъемность - 250000 кг.

Полученные хараткеристики:
Объем несущего газа - 875000 куб. м.
Длинна - 373 м
Диаметр - 75 м
Полная масса - 1091 т.
Масса конструкций (мертвый вес) - 509 т.
Масса топлива - 25 т.
Масса взлетного балласта - 41 т.
Мощность двигательной установки - 5 х 1810 л.с. (полная 9050 л.с.)
Масса двигательной установки (пять дизельных двигателей) -5 х 8,6 т. (полная 43 т.)
Полезная нагрузка - 250 т.

Проверка: средняя плотность дирижабля Ro = m/V = 1091000/875000 = 1,25 кг/м^3 - воздух на рабочей высоте!

Что мы имеем? 41 тонна горючего против 300 тонн у "Мрии". Экономичность на лицо. Сразу говорю насчет ветра - создатели "Графа Цеппелина" его не очень то и боялись. А дирижабль ЛЕТАЛ. Летал ХОРОШО.

Алгоритм расчета проверялся на тех же "Графе Цеппелине", "Акроне" и "Гинденбурге". Получены близкие к действительным характеристики.

Недостатки концепции:
1. Большие габариты. Может частично быть преодален, для грузовых дирижаблей изменением формы от сигарообразной к дисковой или торовой. Заодно получим изотропность аэродинамических свойств, что важно для позиционирования как грузовика, так и груза. На "туристах" оставляем сигару, но там и грузоподъемности требуются поменьше.
2. Низкая скорость. "Мрия" летает быстрее  в 6 раз. Ну, как изволил выразится Старый, иногда и "самолет слишком быстро летает".

Достоинства:
1. Экономичность
2. Нет необходимости в ВПП, что дает доступ в труднодоступные районы, особенно в нашей стране. "Мрию" не каждый аэропорт примет. А как из аэропорта тащить бандуру, которую она привезет? Байконуру повезло - специально для "Бурана" и "Мрии" постоили "Юбилейный". А как быть к.-н. Новооурюпинску, где вдруг удумают строить АЭС?

Теперь вспоминаем, что считали, что используются технологии и материалы 30-х годов прошлого века. Если, к примеру, заменить алюминиевые сплавы углепластиком, то вот что получается.

1) Плотность углепластика - 1500 кг/м^3, аллюминиевого сплава - 2700 кг/м^3. Т.е. коэффициент K1 можно уменьшить в 1,8 раза
2) Модуль Юнга для углепластика E = 100 ГПа, для аллюминиевых сплавов E = 70 ГПа. Заная, что прочность прпорциональна площади силовых сечений, уменьшаем их в 10/7 = 1,4 тем самым уменьшая массу конструкции во столько же раз.

Т.е. использование углепластиков дает 2,5 раза выигрыш по массе конструкции. Таками образом, хараткеристики такого дирижабля

Объем несущего газа - 507000 куб. м.
Длинна - 311 м
Диаметр - 62 м
Полная масса - 637 т.
Масса конструкций (мертвый вес) - 182 т.
Масса топлива - 17 т.
Масса взлетного балласта - 24 т.
Мощность двигательной установки - 5 х 1260 л.с. (полная 6300 л.с.)
Масса двигательной установки (пять дизельных двигателей) -5 х 5,8 т. (полная 29 т.)
Полезная нагрузка - 250 т.

Только вот 182 т. углепластика, это да.... Экономисты - ПИНАЙТЕ! Если сможете...

А теперь, посмотрим, какой же получится дирижабль, несущий МАКСИМАЛЬНЫЙ груз "Мрии" 250 т. на ее МАКСИМАЛЬНУЮ дальность 15400 км.
Из расчета на дюралюминий:

Объем несущего газа - 1436000 куб. м.
Длинна - 441 м
Диаметр - 88 м
Полная масса - 1780 т.
Масса конструкций (мертвый вес) - 836 т.
Масса топлива - 211 т.
Масса взлетного балласта - 68 т.
Мощность двигательной установки - 5 х 2518 л.с. (полная 12590 л.с.)
Масса двигательной установки (пять дизельных двигателей) -5 х 11,8 т. (полная 59 т.)
Полезная нагрузка - 250 т.

Из расчета на углепластик:

Объем несущего газа - 718000 куб. м.
Длинна - 350 м
Диаметр - 70 м
Полная масса -898 т.
Масса конструкций (мертвый вес) - 258 т.
Масса топлива - 133 т.
Масса взлетного балласта - 34 т.
Мощность двигательной установки - 5 х 1588 л.с. (полная 7940 л.с.)
Масса двигательной установки (пять дизельных двигателей) -5 х 7,4 т. (полная 37 т.)
Полезная нагрузка - 250 т.

Вот так. С одной заправки "Мрии" можно смотаться в США и обратно, перебросив в общей сложности 500 т. груза! (обратно же не порожняком лететь).

Анализ основан на приближенных статистических данных, давно устаревшей техники. Более тонкая проектная разработка с учетом всех имеющихся в распоряжении технологий, естественно, изменит эти цифры. Но не думаю, что слишком сильно.

Благодарю Капитана Кулля за консультации, предоставленную литературу и web-источники и всемерную помощь!

[Старый]

Что мы имеем? 41 тонна горючего против 300 тонн у "Мрии". Экономичность на лицо.

Грубая ошибка. При полёте на 2500 км Мрия расходует менее 100 тонн топлива. 300 тонн это на 15000 км. Да собственно с грузом в 250 т она и физически не может поднять больше 100 тонн топлива.

[Старый]

Исходные данные:
Рабочая высота - 400 метров
Максимальная скорость - 135 км/ч
Дальность - 2500 км
Грузоподъемность - 250000 кг.

Полученные хараткеристики:
Объем несущего газа - 875000 куб. м.
Длинна - 373 м
Диаметр - 75 м
Полная масса - 1091 т.
Масса конструкций (мертвый вес) - 509 т.
Масса топлива - 41 т.
Масса взлетного балласта - 25 т.
Мощность двигательной установки - 5 х 1810 л.с. (полная 9050 л.с.)
Масса двигательной установки (пять дизельных двигателей) -5 х 8,6 т. (полная 43 т.)
Полезная нагрузка - 250 т.

А теперь, посмотрим, какой же получится дирижабль, несущий МАКСИМАЛЬНЫЙ груз "Мрии" 250 т. на ее МАКСИМАЛЬНУЮ дальность 15400 км.
Из расчета на дюралюминий:

Объем несущего газа - 1436000 куб. м.
Длинна - 441 м
Диаметр - 88 м
Полная масса - 1780 т.
Масса конструкций (мертвый вес) - 836 т.
Масса топлива - 68 т.
Масса взлетного балласта - 211 т.
Мощность двигательной установки - 5 х 2518 л.с. (полная 12590 л.с.)
Масса двигательной установки (пять дизельных двигателей) -5 х 11,8 т. (полная 59 т.)
Полезная нагрузка - 250 т.

Постойте. Чтото тут опять не то.
 В первом случае у вас двигатели мощностью 9000 л.с. работают 18.5 часов и расходуют за это время 41 т. топлива. То есть 0.25 кг*л.с/час. Многовато но ладно.
 Во втором случае у вас двигатели мощностью 12600 л.с. работают 114 часов и расходуют всего 68 т. топлива! Удельный расход всего 0.05 кг*л.с./час. Как это у вас вдруг в 5 раз снизился удельный расход топлива?

[astronavt]

Грубая ошибка. При полёте на 2500 км Мрия расходует менее 100 тонн топлива. 300 тонн это на 15000 км. Да собственно с грузом в 250 т она и физически не может поднять больше 100 тонн топлива.

ССЫЛКУ НА ИСТОЧНИК этой информации извольте!

300 тонн это на 15000 км

А сколько груза она доставит на эту дальность? Тоже ССЫЛКУ попрошу!!!

[Старый]

Ну и по расчётам массы конструкции.  
 У цепелинов 30-х гг нагрузки были расстредоточены по всему корпусу дирижабля. У специализированного грузового дирижабля нагрузка от тяжёлого моногруза будет сосредоточеной. Сколько будет весить ферма распределяющая усилие в 250 т по 300-метровой конструкции дирижабля? Вы видели как выглядят подобные конструкции у Руслана и Мрии?

[Bell]

Сейчас польется кровь...

Дорогие товарищи дирижабльщики извольте проверять свои расчеты перед их выкладыванием Старому

[astronavt]

Постойте. Чтото тут опять не то.
В первом случае у вас двигатели мощностью 9000 л.с. работают 18.5 часов и расходуют за это время 41 т. топлива. То есть 0.25 кг*л.с/час. Многовато но ладно.
Во втором случае у вас двигатели мощностью 12600 л.с. работают 114 часов и расходуют всего 68 т. топлива! Удельный расход всего 0.05 кг*л.с./час. Как это у вас вдруг в 5 раз снизился удельный расход топлива?

Спасибо. Это я перепутал в расчетной программе в выдаче результатов массу балласта и топлива. Поменяйте местами и пересчитайте. Все сойдется

[Старый]

ССЫЛКУ НА ИСТОЧНИК этой информации извольте!

Ваша же ссылка на ТТД Мрии.

300 тонн это на 15000 км

А сколько груза она доставит на эту дальность? Тоже ССЫЛКУ попрошу!!!

50 тонн. Ваша же ссылка.
 Вы чего, вобще не в состоянии разбить взлётную массу в 600 тонн на 250 тонн конструкции, 50-250 тонн груза, и остальное - топливо?

[Старый]

Спасибо. Это я перепутал в расчетной программе в выдаче результатов массу балласта и топлива. Поменяйте местами и пересчитайте. Все сойдется

Что поменять?

[astronavt]

В посте я уже поменял местами балласт и топливо.

Вот видите, Старый, вы умеете конструктивно работать!

[Старый]

Да, и если уж берёте углепластиковые дирижабли то берите и углепластиковую Мрию, чего уж там...

[astronavt]

Так что с расходами топлива? Теперь верно?

[Старый]

Постойте. Чтото тут опять не то.
В первом случае у вас двигатели мощностью 9000 л.с. работают 18.5 часов и расходуют за это время 41 т. топлива. То есть 0.25 кг*л.с/час. Многовато но ладно.
Во втором случае у вас двигатели мощностью 12600 л.с. работают 114 часов и расходуют всего 68 т. топлива! Удельный расход всего 0.05 кг*л.с./час. Как это у вас вдруг в 5 раз снизился удельный расход топлива?

Спасибо. Это я перепутал в расчетной программе в выдаче результатов массу балласта и топлива. Поменяйте местами и пересчитайте. Все сойдется

Опять не сходится. Разность в дальности и стало быть времени работы в 6 раз. Как минимум во столько же должен различаться и запас топлива. А с учётом разницы мощности в 1.4 раза запас топлива должен увеличиться в 8 раз.

[Старый]

Сколько, кстати, реальный удельный расход топлива у дизелей?

[astronavt]

В посте были перепутаны балласт и топливо для всех вариантов. После исправлений (читайте)

2500 км - 25 тонн топлива
15400 км - 211 тонн топлива

211/25 = 8,44 раза! Указанная вами цифра!

Удельный расход дизелей - 0,2 кг/кВт/ч

[Старый]

Да, и рабочую высоту увеличьте хотя бы до 1000 а лучше до 1500 метров. Ато чуде будут доступны только приморские районы и речные долины, а там с водным транспортом и так всё в порядке. А даже небольшие возвышенности станут непреодолимым препятствием.

[Старый]

В посте были перепутаны балласт и топливо для всех вариантов. После исправлений (читайте)

Только настоящие путаники могут быть сторонниками дирижаблей!  

Удельный расход дизелей - 0,2 кг/кВт/ч

Что смешно - удельный расход турбовинтовых двигателей 60-х гг таких как НК-12, АИ-20, АИ-24 такой же. Нафига вы дизеля то взяли?

[astronavt]

Увеличим .

Так что с расходами то? В 8 раз или не в 8? Инфу по дизелям прислать?