Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»



Скачать 38.76 Mb.
страница103/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   99   100   101   102   103   104   105   106   ...   170

П. о. вдувом жидкости используется для охлаждения и защиты от эрозии стенок камер сгорания и сопел жидкостных ракетных двигателей при высоких температураx, когда внешнее охлаждение стенок оказывается недостаточным. В качестве охладителя обычно используется горючее, которое подаётся на поверхность через щели или серию отверстий. Жидкость образует на поверхности тонкую плёнку, увлекаемую вследствие трения потоком газа. По мере движения жидкость испаряется, поглощая теплоту. Пары жидкости, поступая в пограничный слой, действуют на него так же, как газ, вдуваемый через пористую поверхность — увеличивают толщину слоя и уменьшают теплоотдачу. При достаточно большом значении Рейнольдса числа Re, определяемом по толщине плёнки, скорости жидкости и её вязкости, на ней образуются волны, и часть жидкости уносится в виде капель, не реализовав теплоту испарения.

Лит.: Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике, под ред. В. К. Кошкина, М., 1975; Полежаев Ю. В., Юревич Ф. Б., Тепловая зашита, М., 1976.

В. Я. Боровой.

плечо оперения летательного аппарата — длина проекции на продольную ось летательного аппарата отрезка, соединяющего заданную точку на средней аэродинамической хорде крыла (обычно в диапазоне центровок летательного аппарата) с точкой, лежащей на ¼ средней аэродинамической хорды оперения летательного аппарата. В расчётах часто пользуются относительным П. о. — П. о., выраженным в долях средней аэродинамической хорды или размаха крыла. П. о. — один из основных параметров, определяющих эффективность оперения (см., например, Эффективность органов управления).

плоскопараллельное течение, плоское течение, —течение, в котором частицы газа движутся параллельно некоторой фиксированной плоскости, при этом в соответственных точках всех плоскостей, параллельных данной, газодинамические переменные имеют одинаковые значения. В декартовой системе координат с осью OZ, направленной перпендикулярно к данной фиксированной плоскости, газодинамические переменные П. т. не зависят от координаты z и удовлетворяют уравнениям с двумя независимыми переменными x и y.

плот надувной — спасательное средство, предназначенное для поддержания на плаву вне воды и защиты от окружающих неблагоприятных гидрометеоусловий одного или несколько человек (см. рис.). П. н. имеют одноместное или многоместное исполнение; обычно выполняются из двух (редко одной) надувных камер плавучести, днища и защитного тента. Камеры плавучести, а часто и днище надуваются от автономного источника сжатого газа. П. н. входят в состав аварийно-спасательного оборудования летательного аппарата и, как правило, оснащаются комплектом средств жизнеобеспечения, сигнализации и оказания первой помощи, а также аварийным радиомаяком (или радиостанцией).

Шестиместный спасательный надувной плот.



Плотников Павел Артемьевич (р. 1920) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1966), заслуженный военный лётчик СССР (1966), дважды Герой Советского Союза (1944, 1945). В Советской Армии с 1938. Окончил 3 ю Новосибирскую военную авиационную школу (1940), Высшую офицерскую лётно-тактическую школу (1945), Военно-воздушную академию (1951; ныне имени Ю. А. Гагарина), Военную академию Генштаба Вооруженных Сил СССР (1960). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком, командиром звена и командиром эскадрильи бомбардировочного авиаполка. Совершил 343 боевых вылета. После войны на командных и штабных должностях в войсках и центральном аппарате МО СССР. Награждён орденом Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1 й степени, орденом Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в Барнауле.

Лит.: П. А. Плотников, в кн.: Боевая слава Алтая, 3 изд., Барнаул, 1978; Кузнецов И. И., Джога И. М., П. А. Плотников, в их кн.: Золотые Звезды Алтая, Барнаул, 1982.

П. А. Плотников.



площадей правило в аэродинамике: волновое сопротивление тонкого тела при нулевой подъёмной силе в транс- или сверхзвуковом потоке идеального газа определяется распределением S(x) площади поперечного сечения тела вдоль его оси и имеет то же значение, что и сопротивление тела вращения (эквивалентного тела), имеющего аналогичное распределение Sэкв(x) площади поперечного сечения. Волновое сопротивление тонкого тела можно вычислить, применяя импульсов теорему к некоторой (контрольной) поверхности, расположенной на достаточно большом расстоянии от него. На таких расстояниях поле течения, согласно правилу эквивалентности (см. Тонкого тела теория), не зависит от формы поперечного сечения тела, является осесимметричным и соответствует полю течения около эквивалентного тела вращения. Это и приводит в результате к П. п.

П. п. справедливо и для комбинации тонкого тела (фюзеляжа) с тонким крылом малого удлинения. При трансзвуковом обтекании это следует из принципа эквивалентности, который выполняется для конфигурации рассматриваемого типа, и Sэкв равна полной площади её поперечного сечения. При сверхзвуковых скоростях Sэкв вычисляется несколько иначе. Например, в случае осесимметричного фюзеляжа она определяется суммой Sэкв = Sф + Sкр, где Sф — площадь поперечного сечения фюзеляжа, Sкр — площадь проекции на поперечную плоскость сечения крыла плоскостью, составляющей угол Маха (см. Маха конус) с направлением набегающего потока.

Тела вращения, обладающие минимальным волновым сопротивлением при различных условиях имеют достаточно плавные обводы (см. Осесимметричное течение). Тогда из П. п. следует, что волновое сопротивление можно уменьшить путём обеспечения по возможности более гладкого и близкого к оптимальному распределения площадей поперечного сечения. Например, для комбинации «крыло — фюзеляж» с этой целью в месте расположения крыла у фюзеляжа должно быть предусмотрено сужение, компенсирующее увеличение полной площади сечения за счёт крыла.

Экспериментальные данные подтверждают П. п. и оно успешно применяется при разработке компоновок летательных аппаратов для уменьшения их волнового сопротивления.

Лит.: Эшли X., Лэндал М., Аэродинамика крыльев и корпусов летательных аппаратов, пер. с англ., М., 1969.

В. Н. Голубкин.

«площадка» — ограниченный заданным временем участок прямолинейного горизонтального полёта летательного аппарата с постоянной скоростью и данными режимом работы силовой установки и конфигурацией летательного аппарата. Понятие «П». используется в лётно-испытательной практике.

площадь крыла — площадь проекции крыла на его базовую плоскость (см. Системы координат) при нулевом угле атаки (см. рис.). По геометрическому признаку различают площадь трапециевидной части крыла (иногда — треугольной)-без учёта наплывов крыла, полную П. к. — с учётом наплывов по передней и задней его кромкам; несущую П. к. — с учётом подфюзеляжной его части; омываемую часть крыла, находящуюся в потоке (равна полной площади крыла за вычетом его подфюзеляжной части). П. к. (полная и трапециевидная) включает площади закрылков, предкрылков, элеронов, элевонов, тормозных щитков, интерцепторов. К П. к. не относят площадь вертикальных законцовок крыла (см. Шайбы концевые), устанавливаемых для повышения аэродинамического качества самолёта и закрепляемых на концевых нервюрах крыла. По конструктивному признаку П. к. подразделяют на центропланную часть, вписанную, как правило, в обводы фюзеляжа (иногда частично выступает за его обводы) и консольную часть. У нёкоторых самолётов крыло не имеет центроплана (подфюзеляжной части).

Площадь крыла: а — трапециевидной части; б — полная; в — несущая; г — омываемой части.



ПМ-1 (пассажирский с двигателем «Майбах») — один из первых советских пассажирских самолётов (см. в статье Поликарпова самолёты).

По-2 — см. в статье Поликарпова самолёты.

поверхности рулевые — см. Рули управления.

поверхностные силы — силы, приложенные к поверхности элементарного объёма сплошной среды и обусловленные взаимодействием с частицами среды в соседних элементарных объёмах. Поскольку П. с. возникают при непосредственном механическом контакте между взаимодействующими элементами, их иногда называют также контактными силами. П. с. зависят от локальных свойств и характера движения среды.

П. с. характеризуются вектором напряжения pn представляющим собой предел отношения главного вектора П. с. к площади выделенной элементарной площадки dS при стремлении её к нулю. В общем случае вектор pn не совпадает с направлением внешней нормали n к dS, зависит от её ориентации и выражается через векторы px, py, pz, определяющие напряжения на площадках, ортогональных соответственно осям x, у, z:

pn = pxcosφx + pycosφy + pzcosφz,

где φx, φy, φz — углы между n и осями х, у и z.Каждый из векторов рx, ру, pz имеет вид:

pα = ipαx + jpαy + kpαz

где α — x,y,z — декартовы координаты, i, j, k — соответствующие единичные орты,

и, следовательно, компоненты этих векторов определяют собой напряжённое состояние среды в рассматриваемой точке поля течения (см. Тензор напряжений). При этом величины рxx, pyy, рzz называются нормальными напряжениями, а рxy, рxz, р, pyz, pzx, pzy — касательными напряжениями. В идеальной жидкости касательные напряжения равны нулю, а нормальные напряжения одинаковы по значению и не зависят от ориентации элементарной площадки. Понятие о П. с. является одним из фундаментальных в механике сплошных сред и используется при выводе уравнений, описывающих её движение.



В. А. Башкин.

поверхность тока — поверхность в поле течения, в каждой точке которой вектор скорости расположен в плоскости, касательной к этой поверхности в этой точке в данный момент времени. П. т. позволяют наглядно представить структуру потока около обтекаемого тела. Поскольку на П. т., согласно определению, выполняется условие непротекания, то при течении идеальной жидкости любую П. т. можно заменить твёрдой поверхностью — так называемый принцип затвердевания. В аэро- и гидродинамике этот принцип используется, например, при построении решений источников и стоков методом для «вырезки» из течений тел сложной конфигурации (например, волнолётов), которые сравнительно просто рассчитываются.

поворот на горке, ранверсман, — фигура пилотажа, состоящая из горки, разворота летательного аппарата на 180{{°}} без поворота вокруг продольной оси и пикирования в направлении, обратном направлению горки (см. рис.).

Поворот на горке.



повторно-статические испытания авиационных конструкций — разновидность усталостных испытаний, при которых все переменные нагрузки, возникающие в процессе эксплуатации летательного аппарата, включая высокочастотные нагрузки, заменяют эквивалентным действием переменных нагрузок низкой частоты, сформированным в виде программного блока, эквивалентно отражающего как функциональные, так и переменные нагрузки. Программный блок нагрузок воспроизводят в лабораторных условиях при помощи многоканальной системы нагружения с управлением от ЭВМ, .которая осуществляет: синхронное формирование изменений нагрузки по каждому из каналов нагружения; воспроизведение их при помощи следящих электрогидравлических приводов; контроль за нагружением и аварийную разгрузку в случае превышения заданного значения нагрузки. Результаты П.-с. и. используются для определения ресурса летательного аппарата. повторяемость нагрузок в эксплуатации летательного аппарата — интегральная характеристика числа нагружений летательного аппарата или его отдельных частей в период эксплуатации, определяемая числом возникающих нагрузок, равных и больших заданного уровня на 1 ч полёта (Ft) или на единицу пути (FL). П. н. для посадки летательного аппарата определяется числом нагрузок на одну посадку. П. н. представляется в форме кривых повторяемостей (рис. 1), которые получаются по результатам статистических измерений нагрузок в эксплуатации летательного аппарата или в ходе специальных лётных испытаний. П. н. при манёврах самолётов характеризуется функцией Ft числа перегрузок n, при полёте в неспокойном воздухе — повторяемостью FL эффективных порывов ветра Wэф (рис. 2). Повторяемость манёвренных перегрузок зависит от типа самолёта и ограничения перегрузки; для положительных и отрицательных приращений перегрузок типична асимметрия кривых Ft (см. рис. 1). Повторяемость Wэф зависит от высоты полёта, времени года и географического района эксплуатации самолёта; повторяемость положительных и отрицательных Wэф одинакова. П. н. при взлётах и посадках в значительной мере зависит от характеристик взлётно-посадочных устройств.

П. н. используется для определения числа действующих нагрузок (перегрузок) различного уровня при установлении ресурса самолёта по условиям сопротивления усталости; при этом число перегрузок N в интервале (n-{{}}n/2, n + {{}}n/2) на 1 ч полёта определяется соотношением N = Ft(n-{{}}n/2)-F{{L}}(n + {{}}n/2), где {{}}n = n-1 — приращение перегрузки. П. н. также используется для определения функции распределения экстремальных значений Фmax внешних нагрузок при определении эксплуатационных нагрузок в расчётах статической прочности: Фmax = ехр(-F{{,}}t), где t — время эксплуатации (в ч) каждого самолёта.

В. М. Чижов.

погода — состояние атмосферы Земли в рассматриваемом месте в определенный момент или за ограниченный промежуток времени (сутки, месяц, год). П. характеризуется атмосферным давлением, температурой, влажностью воздуха, скоростью и направлением ветра, количеством и формой осадков, облаками и другими атмосферными явлениями. С развитием авиации возникло понятие о П. в свободной атмосфере, возросло значение такого элемента, как метеорологическая дальность видимости.

П. в любой точке земного шара непрерывно изменяется в течение не только суток, но и нескольких минут. Часть этих изменений носит периодический характер в зависимости от действия солнечной радиации и вращения Земли вокруг своей оси (суточные изменения) или вокруг Солнца (годовые изменения). Непериодические изменения П. связаны с атмосферной циркуляцией и зависят от восходящих и нисходящих движений воздуха. С высотой интенсивность непериодических изменений П. уменьшается, однако в верхней тропосфере бывают резкие усиления ветра и атмосферной турбулентности, связанные со струйными течениями, учёт которых важен для авиации. Наиболее существенное значение для авиации имеют дальность видимости и высота облачности в районе аэродрома (см. Минимум погодный).

пограничный слой — тонкий по сравнению с характерным линейным размером тела слой жидкости или газа, прилегающий к твёрдой поверхности, в котором градиенты газодинамических переменных в нормальном к стенке направлении столь велики, что инерционные силы и силы трения имеют здесь один и тот же порядок. П. с. образуется при больших Рейнольдса числах Re = QVL/{{μ}}, где V — характерная скорость, L — характерный линейный размер, {{μ}} — характерная динамическая вязкость, Q — характерная плотность.

Понятие П. с. для анализа движения жидкости при больших числах Рейнольдса было предложено Л. Прандтлем (1904). Согласно Прандтлю задача об обтекании тела потоком вязкой жидкости распадается на две самостоятельные задачи: задачу об обтекании тела потоком идеальной жидкости, которая описывается Эйлера уравнениями, и задачу о движении вязкой жидкости в П. с., которая описывается уравнениями П. с. (уравнениями Прандтля). При этом, чтобы получить уравнения ламинарного пограничного слоя, используют уравнения Навье — Стокса; уравнения же турбулентного пограничного слоя получают из уравнений Рейнольдса. В обоих случаях уравнения П. с. имеют одинаковую структуру и для стационарного плоскопараллельного течения принимают вид:

{{формула}}

где х, у — криволинейные ортогональные координаты (координатная линия y = 0 лежит на обтекаемой поверхности), u, {{υ}} — проекции вектора скорости на координатные линии х и у соответственно, р — давление,

{{формула}}

— касательное напряжение трения, {{μ}}т — турбулентная динамическая вязкость. Решение этой системы уравнений удовлетворяет условиям прилипания и непротекания на обтекаемой поверхности: u = {{υ}} = 0 при у = 0 и условию сращивания с внешним невязким потоком: u→u{{c}} при y{{→∞}}, где u{{,}} — скорость потока на внешней границе П. с. В отличие от уравнений Навье — Стокса и Рейнольдса, полученная система уравнений относится к параболическому типу; при её интегрировании величины u{{,}}(x) и р(х) — известные функции, представляющие собой распределения соответствующих величин вдоль поверхности тела при обтекании его потоком идеальной жидкости. Вследствие этого значительно упрощается математический анализ задачи.

Прандтль получил уравнения П. с. для ламинарного течения около прямолинейной стенки путём оценки обусловленных вязкостью и инерционностью членов, входящих в уравнения Навье — Стокса, и сохранением только главных членов. Он показал, что толщина П. с. {{δ}}~O({{ε}}), u~O(l), {{υ}}~O({{ε}}), где {{ε}} = Re-0,5. В 1927 немецкий учёный Р. Мизес (R. Mises) дал более формализованный, но вместе с тем и более строгий вывод уравнений П. с. Рассматривая плоскопараллельное ламинарное течение жидкости около криволинейной поверхности, он записал уравнение неразрывности и уравнения Навье — Стокса в безразмерном виде и произвёл преобразования: y = {{ε}}Y, {{υ}} = {{ευ}}. Если в преобразованных уравнениях совершить предельный переход {{ε→}}0, то получаются уравнения П. с., то есть они являются предельной формой уравнений Навье — Стокса, получающейся в определенных условиях при Re{{→∞}}. В последующие годы была установлена более глубокая, асимптотическая природа такого подхода к решению задачи.

Уравнения плоского П. с. после некоторых преобразований могут быть приведены к интегральному соотношению Т. Кармана (1921):

{{формула}}

здесь тω — касательное напряжение трения на поверхности тела). Величины {{δ}}* и {{δ}}** имеют размерность длины, являются интегральными характеристиками П. с. и играют важную роль в теории П. с. Величина {{δ}}* называется толщиной вытеснения и представляет собой расстояние по нормали к обтекаемой поверхности, которое определяет смещение линий тока вследствие вытесняющего действия П. с. Величина {{δ}}** называется толщиной потери импульса и характеризует изменение количества движения массы жидкости, протекающей через рассматриваемое сечение П. с. вследствие действия сил трения. В последующие годы были получены интегральные соотношения высших порядков: энергетическое соотношение (Л. С. Лейбензон, 1935), уравнение моментов k-ro порядка k{{ > = }}1 (В. В. Голубев, 1936); при этом уравнение моментов 1 го порядка совпадает с энергетическим соотношением.

Для исследования нелинейных уравнений П. с. используются различные подходы, связанные с введением новых зависимых и независимых переменных. Несмотря на всё их многообразие, можно выделить три принципиально различных подхода.

1. Решение задачи в переменных подобия, когда в качестве искомой функции выбирается функция тока {{φ}}(x, у) и вводятся преобразования

{{φ}}(x,y) = (2{{ξ}})1/2f({{ξη}})

{{формула}}

в результате которых уравнения П. с. сводятся к уравнению

{{формула}}

с граничными условиями

f({{ξ}}, 0) = f'({{ξ}}, 0) = 0, f'({{ξ}}, {{∞}} ) = 1.

Здесь β = 2ξ(du{{e}}/d{{ξ}})/u{{e}}, и штрих обозначает дифференцирование по η. В точке {{ξ}} = 0 (x = 0), где начинает формироваться П. с., уравнение в частных производных вырождается в обыкновенное дифференциальное уравнение, решение которого определяет собой начальное условие для исследуемой задачи. Переменные подобия впервые был» введены немецким учёным Г. Блазиусом (Н. Blasius, 1907); эти переменные очень удобны для численного анализа и широко используются в практике инженерных расчетов.

2. Решение задачи в переменных Мизеса, когда в качестве независимых переменных выбираются функция тока {{φ}} и координата х, а в качестве искомой функции — g (х, {{φ}}) = р/Q + a2/2. В результате этих преобразований уравнения П. с. записываются в следующем виде:

{{формула}}

с граничными условиями



g(x, 0) = p/Q, g(x, ∞) = Р/Q + u2{{e}}/2.

Переменные Мизеса наиболее чётко раскрывают математическую природу уравнений П. с. как уравнений параболического типа. Вместе с тем их использование для численного анализа несет определенные трудности, поскольку на поверхности тела решение в общем случае является сингулярным (д2g/д{{φ}}2д{{→∞}} при {{φ→∞}}).

3. Решение задачи в переменных Л. Крокко(1946), когда в качестве независимых переменных берутся x и u, а в качестве зависимой переменной — напряжение трения {{τ}}. В результате соответствующих преобразований приходим к уравнению

{{формула}}

с граничными условиями

{{формула}}

В переменных Крокко порядок уравнения понижается на единицу, а независимые переменные изменяются на конечном интервале. Всё это делает очень привлекательным применение этих переменных для численного анализа. Вместе с тем их использование накладывает ограничения на класс рассматриваемых течений в силу необходимого условия монотонности профиля скорости u (следствие требования взаимооднозначного соответствия физических и преобразованных плоскостей). Кроме того, на внешней границе П. с. решение теряет аналитичность: д{{τ}}/дu{{→∞}} при u{{→}}u{{e}}. Но эти ограничения не препятствуют широкому применению переменных Крокко для исследования практических задач.

Уравнения П. с. явились мощным и эффективным инструментом исследования прикладных задач; с другой стороны, развитие теории П. с. происходило под влиянием запросов практики, в первую очередь со стороны авиации. Примерно до начала 40 х гг., когда скорости движения самолётов были относительно невелики и можно было не учитывать сжимаемость воздуха, основное внимание уделялось исследованию несжимаемого П. с. Поскольку внимание акцентировалось на аэродинамику крыла, а самолёты имели крылья большого удлинения, рассматривался преимущественно двумерный П. с. В силу слабого развития вычислительной техники применялись главным образом приближённые методы анализа (точные методы использовались для решения частных задач, когда уравнения П. с. сводятся к обыкновенному дифференциальному уравнению — автомодельные решения). Большая группа приближённых методов основана на использовании интегрального соотношения Кармана, когда несущественна «тонкая» структура П. с. и необходимо определить с приемлемой для практики точностью сопротивление трения. Для этого профиль скорости и аппроксимируется некоторым выражением (например, с помощью интеграла ошибок u/ue = erf{a(x)y}, которое после удовлетворения граничным условиям содержит неизвестную функцию от х. Если аппроксимирующее выражение подставить в интегральное соотношение Кармана, то после выполнения всех операций получается обыкновенное дифференциальное уравнение для определения неизвестной функции. Это уравнение интегрируется каким-либо известным способом. Среди методов этой группы наиболее известен метод Кармана — Польхаузена, основанный на использовании П. с. конечной толщины и на аппроксимации профиля скорости полиномом четвёртой степени. Использование интегральных соотношений высших порядков позволяет аппроксимировать профиль скорости выражением, которое содержит большое число неизвестных функций. Это приводит к повышению точности расчёта с одновременным увеличением трудоёмкости вычислений.

В период Второй мировой войны скорости полёта значительно возросли; при расчёте аэродинамических характеристик самолётов возникла необходимость учитывать сжимаемость среды, и поэтому стала интенсивно развиваться теория сжимаемого П. с. (в основном применительно к совершенному газу). Здесь большую роль сыграло преобразование А. А. Дородницына (1942), которое уравнения сжимаемого П. с. приводит к виду, очень близкому к уравнениям несжимаемого П. с. В это же время усилился интерес к осесимметричному П. с., поскольку носовые части фюзеляжей самолётов стали выполняться в виде осесимметричных тел. В теории осесимметричного П. с. важную роль сыграло преобразование Манглера (1945) — Степанова (1947), с помощью которого уравнения осесимметричного П. с. сводятся к уравнению плоского П. с., и, следовательно, эти два разных типа течения можно исследовать по одной и той же методике. В последующие годы в связи с выходом на сверхзвуковые скорости полёта и применением крыльев малого удлинения стало много внимания уделяться исследованию трёхмерного П. с.; Успехи в этом направлении во многом обусловлены появлением и быстрым развитием ЭВМ и разработкой точных методов численного анализа.

При сверхзвуковых скоростях движения самолетов и других летательных аппаратов имеет место аэродинамическое нагревание обтекаемой поверхности, которое также исследуется в рамках теории П. с. В связи с этим началась интенсивная разработка теории и методов анализа П. с. для сложных моделей движущейся среды: газ с постоянным молекулярным весом и переменный удельными теплоёмкостями, Равновесно диссоциирующий газ и др. При том большую роль начинают играть различные эффекты (излучение, явление поглощения энтропийного слоя в П. с. и т. д.), которые не встречались при дозвуковых скоростях движения или их значение было несущественно. Однако наличие мощных ЭВМ и эффективных методов численного анализа позволяет успешно решать всё возрастающие по трудности прикладные задачи.

В рамках уравнений П. с. можно эффективно исследовать другие типы течений, например, истечение жидкости или газа из отверстий и насадков, течение в дальнем следе за телом и другие.

Лит.: Шлихтинг Г., Теория пограничного слоя, пер. с нем., М., 1974; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости н газа, 6 изд., М., 1987.

В. А. Башкин.

подвесной контейнер — стандартный жёсткий корпус обтекаемой формы с отсеками (иногда герметичными) внутри, предназначенный для внешней подвески к летательного аппарата с целью транспортировки груза, оборудования, вооружения. П. к. крепится к летательному аппарату на унифицированных замках, а его оборудование подключается к бортовым системам питания и дистанционного управления. Впервые П. к. разработал и применил на самолёте ТБ-1 П. И. Гроховский (1931, СССР). Под самолёт подвешивалось одиннадцать П. к. для транспортировки десантников или грузов. В 1949 был разработан П. к. для самолёта Ту-4. Два П. к. под крыльями позволяли транспортировать два автомобиля.

Современные П. к. — сменные подвесные устройства к военным летательным аппаратам — служат в основном для повышения их боевой эффективности. В П. к. размещают неуправляемые ракеты, пулемётно-пушечное вооружение (см. рис.), кассетные бомбы, радиолокационное или фоторазведывательное оборудование.

Подвесной контейнер с пушкой к истребителю F-100 (США).

подвесной топливный бак — см. в статье Топливный бак.

подкрылок — элемент механизации крыла, предназначенный для увеличения подъёмной силы путём изменения площади и профиля крыла. П. представляет собой

несущую поверхность крыльевого профиля, отклоняемую вниз со смещением назад за контур задней кромки крыла с образованием профилированной щели между крылом и верхней частью П. (см. рис.). В нейтральном положении П. помещается под крылом (отсюда название) в углублении хвостовой части вдоль размаха и расположен только снизу его поверхности, не выступая на поверхность крыла сверху (в отличие от закрылка). П. обычно бывает щелевым, действие его аналогично действию подвесного закрылка. П. использовались в 40 е гг.

Подкрылки: а — Фаулера, б — ЦАГИ.

подлёт — вид испытаний самолёта, обычно предшествующий вылету первому опытного образца; элемент подготовки экипажа и летательного аппарата к лётным испытаниям. Включает разбег, подъём на небольшую высоту (не более 1 м в первом П. и не более 1,5—2 м в последующих), полёт на этой высоте продолжительностью до 8—10 с, приземление на взлётно-посадочную полосу и пробег с использованием всех штатных тормозных устройств (тормозов, парашюта, устройств реверсирования тяги). Режим работы двигателей форсажный или максимальный. По результатам П. окончательно уточняются условия проведения первого вылета опытного самолёта.

подобия законы в аэродинамике. Включают: а) ограничения на класс рассматриваемых движений газа, форму тел и условия на их поверхности (обеспечивающие однозначную зависимость характеристик течения от так называемых определяющих параметров; б) способ масштабирования характеристик течения (вид переменных подобия); в) подобия критерии. Основным содержанием П. з. является совпадение количественных характеристик течений, записанных в переменных подобия, при равенстве численных значений критериев подобия.

Наиболее общие П. з. могут быть получены с помощью теории размерности без рассмотрения уравнений движения газа, если для течения выбранного класса известна полная совокупность определяющих параметров. При этом вид переменных подобия может быть достаточно произвольным, удовлетворяя одному условию: масштабированные характеристики течения должны быть безразмерными; для масштабирования выбираются любые входящие в задачу параметры, но, как правило, так, чтобы безразмерные величины имели порядок единицы. Критериями подобия является любой полный набор независимых безразмерных степенных одночленов, составленных из определяющих параметров. Иллюстрацией может служить П. з. для случая обтекания покоящихся тел однородным стационарным потоком вязкого совершенного газа при следующих дополнительных ограничениях на класс течения: а) теплопроводность газа пропорциональна вязкости ({{λ}} = с{{μ}}), а зависимость вязкости {{μ}} от температуры Т степенная: {{μ}}{{~}}Т{{ω}} (с, {{ω}} — некоторые постоянные); б) скорость газа на поверхности тел равна нулю (условие прилипания), а температура газа у поверхности совпадает с температурой поверхности тела (T{{ω}} = const); в) тела геометрически подобны, углы натекания на тела невозмущенного потока фиксированы; г) излучением и массовыми силами можно пренебречь. Выбранный класс течений зависит от десяти определяющих параметров: термодинамических констант газа (постоянных с, {{ω}}, удельных теплоёмкостей газа ср, cv), параметров набегающего потока (скорости V{{}}, давления p{{∞}} плотности Q{{}}, и вязкости {{μ}}, характерного размера L и температуры тела. Безразмерные степенные одночлены, составленные из определяющих параметров, образуют шесть критериев подобия: Маха число М, Рейнольдса число Re, Прандтля число Рr, показатель адиабаты {{λ}}, показатель степени {{ω}}, отношение температур тела и набегающего потока (температурный фактор). Один из основных выводов П. з.: при выполнении условий подобия аэродинамические коэффициенты тел одинаковы, изменяясь в случае нестационарности течения с характерным периодом времени, пропорциональным значению L/V{{}}.



Каталог: library
library -> Практикум по дисциплине «Основы организационного управления в информационной сфере»
library -> Лабораторная работа № Изучение микроконтроллера msp430. Последовательный ввод-вывод и измерение температуры
library -> Программа вступительного экзамена для магистерской подготовки по специальности 1-40 80 01
library -> Лабораторная работа № Изучение микроконтроллера msp430. Аналоговый ввод-вывод и коммуникация
library -> Космодром Байконур. Наша гордость или боль?: Проблема крупным планом/Г. Искакова // Индустриальная Караганда. 2002. 19 янв
library -> Системы мониторинга региональных финансов
library -> Н. А. Иванова поведение домохозяйств на рынке труда в трансформационной экономике


Поделитесь с Вашими друзьями:
1   ...   99   100   101   102   103   104   105   106   ...   170


База данных защищена авторским правом ©grazit.ru 2019
обратиться к администрации

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал