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



Скачать 38.76 Mb.
страница108/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   104   105   106   107   108   109   110   111   ...   170

П. д. — разветвлённой динамической системы с большим числом степеней свободы — может происходить с различными частотами, соответствующими разным формам колебаний. Возникновение П. д. сопровождается большими динамическими нагрузками на все элементы конструкции силовой установки, выбросом горячих газов на вход двигателя, ростом температуры газов перед турбиной, что при длительном воздействии приводит к разрушению силовой установки. В самолётах с несколько двигателями помпаж одного из них может приводить к потере управляемости самолётом.

Для избежания П. д. линии рабочих режимов (ЛРР) компрессора на его характеристике располагаются на достаточном удалении от области неустойчивых режимов; расстояние между ЛРР и границей устойчивых режимов (см. рис.)

{{формула}}

({{π}}*к — степень повышения полного давления; Gпр — расход воздуха, приведённый к стандартным атмосферным условиям) называется запасом устойчивости компрессора; в стендовых условиях на установившихся режимах работы газотурбинного двигателя величина {{∆}}Kу — функция приведённой частоты вращения



nпр = n(288/T0*)1/2

(n — фактическая частота вращения, T0* — температура заторможенного потока перед компрессором), а также положения органов регулирования двигателя.

При работе двигателя в различных условиях эксплуатации запас устойчивости может уменьшаться по следующим причинам:

1) смещение ЛРР компрессора к границе устойчивости в результате повышения температуры газов перед турбиной на неустановившихся режимах (за счёт увеличения расхода топлива для раскрутки двигателя). Уменьшение запаса устойчивости по этой причине тем больше, чем выше темп разгона (меньше время «приёмистости») и на отдельных участках может достигать 12—15% от {{∆}}Ку. В турбореактивных двухконтурных двигателях с форсажем может уменьшаться запас устойчивости вентилятора при включении форсажа, если рост температуры в форсажной камере не компенсируется соответствующим увеличением площади критического сечения реактивного сопла. Аналогичные процессы происходят и при нестационарном повышении температуры воздуха перед двигателем;

2) смещение границы устойчивых режимов в сторону ЛРР вследствие неравномерности поля давлений и температуры перед двигателем, возникающей в результате отрывного несимметричного течения в воздухозаборнике или появления перед ним теплового возмущения с неравномерным распределением температуры по сечению входного канала;

3) мгновенное (нестационарное) взаимное сближение ЛРР компрессора и границы устойчивых режимов под воздействием нестационарных внешних возмущений, например, пульсаций давления в воздухозаборнике. В этих условиях возможно жёсткое самовозбуждение П. д., который в некоторых случаях после прекращения возмущении может самоликвидироваться;

4) взаимное сближение границы устойчивых режимов и ЛРР в процессе эксплуатации в результате падения кпд компрессора и турбины и уменьшения максимального напора из-за эрозии лопаток и износа истираемых покрытий проточной части.

Для обеспечения устойчивой работы компрессора при нормальной эксплуатации двигателя используются автоматически управляемые поворот лопаток направляющих аппаратов компрессора и перепуск воздуха; этой же цели способствует выполнение двигателя по двух-, трёхзальной схеме. Во многих конструкциях для расширения области безотрывного обтекания лопаток над рабочими колёсами устанавливаются специальные участки корпуса с перфорированной обечайкой и полостью над ней. Для предотвращения последствий П. д. в эксплуатации используется автоматизированная противопомпажная защита двигателя.



Лит.: Казакевич В. В., Автоколебания (помпаж) в компрессорах, 2 изд., М., 1974; Холщевников К. В., Емин О. Н., Митрохин В. Т., Теория и расчет авиационных лопаточных машин, 2 изд., М., 1986.

Л. Е. Ольштейн.

Характеристика компрессора ({{n}} = nпр/nпр max — относительная приведённая частота вращения).



поперечное v крыла — угловое отклонение плоскости хорд крыла от его горизонтальной базовой плоскости (см. Системы координат летательных аппаратов); характеризуется углом {{ψ}} (см. рис.). Если поверхность хорд крыла не плоская (например, из-за крутки крыла), то за плоскость хорд обычно принимают плоскость, относительно которой «закручено» крыло. Угол {{ψ}} считается положительным, если консоли крыла отгибаются вверх. Выбор необходимого угла {{ψ}} связан с аэродинамической компоновкой самолёта. В зависимости от стреловидности крыла, положения его по высоте, параметров вертикального оперения выбор оптимального угла {{ψ}} помогает регулировать необходимое соотношение между степенями продольной и поперечной устойчивости летательного аппарата.

Поперечное V крыла: 1 — плоскость симметрии самолёта; 2 — консоль крыла; 3 — базовая плоскость крыла; {{ψ}} — угол поперечного V крыла.



поперечный набор — см. в статье Силовой набор.

Попков Виталий Иванович (р. 1922) — советский лётчик, генерал-лейтенант авиации (1968), заслуженн военн лётчик СССР (1967), дважды Герой Советского Союза (1943, 1945). В Советской Армии с 1940. Окончил Чугуевскую военную авиационную школу пилотов (1941), Батайскую военную авиационную школу (1942), Военно-воздушную академию (1951; ныне имени Ю. А. Гагарина), Военную академию Генштаба Вооруженных сил СССР (1964). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-истребителем, командиром звена, командиром эскадрильи истребительного авиаполка. Совершил свыше 300 боевых вылетов, сбил лично 41 самолёт противника. После войны — в ВВС, центральном аппарате МО СССР и в военных учебных заведениях. Награждён 3 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественой войны 1 й степени, орденом Отечественной войны 2 й степени. 2 орденами Красной Звезды, орденом «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3 й степени, медалями. Бронзовый бюст в Москве.

Лит.: Величко В. А., Дважды Герой Советского Союза В. И. Попков, М., 1948; Соколов В. Д., На острие атаки, в его кн.: Крылья у нас одни, М., 1976.

В. И. Попков.



Попов Николай Евграфович (1878—1936) — русский лётчик. По профессии журналист. В 1908 принимал участие в качестве пилота в неудавшейся попытке американского журналиста У. Уэлмена достичь на дирижабле Северного полюса. Самостоятельно освоил самолёт «Райт». (6)19 апреля 1910 аэроклуб Франции вручил П. — второму (после М. Н. Ефимова) русскому, обучавшемуся во Франции, —диплом пилота-авиатора (№50). Весной 1910 совершил ряд полётов на авиационном празднике в Канне (Франция), в том числе над морем. Успешно летал во время Международной авиационной недели в апреле 1910 в Петербурге. Достиг высоты 600 м и продолжительности полёта свыше 2 ч. Через месяц при облёте самолёта для сдачи военному ведомству потерпел аварию. Лётную деятельность прекратил из-за инвалидности. Уехал за границу лечиться, в Россию не вернулся. Покончил жизнь самоубийством в Канне.

Лит.: Сашонко В. Н., Коломяжский ипподром, Л., 1983.

Н. Е. Попов.



Попов Сергей Алексеевич (1909—1969) — советский воздухоплаватель, организатор и руководитель подготовки пилотов свободных аэростатов ГВФ. Окончил воздухоплавательную школу Осоавиахима (1932). В 1932—1940 командир отдельной воздухоплавательной группы «Дирижаблестроя»; руководил проведением учебных полётов студентов Дирижаблестроительного учебного комбината ГВФ и тренировочных полётов лётного состава учебно-опытной эскадры дирижаблей ГВФ. По предложению П. для тренировочных полётов применялись аэростаты типа «шары-прыгуны» объёмом 150 м3, летавшие с одним пилотом на высоте 200—2000 м до 20 ч. В 1942 по инициативе П. было организовано воздухоплавательное подразделение в ВВС, занимавшееся подготовкой парашютистов. После Великой Отечественной войны П. — спортивный комиссар по проведению рекордных полётов на аэростатах.

С. А. Попов.



пороховой двигатель — то же, что ракетный двигатель твёрдого топлива. Пороховщиков Александр Александрович (1892—1943) — русский конструктор, предприниматель, лётчик. Будучи гимназистом, построил на заводе «Дукс» самолёт (1909), одобренный Н. Е. Жуковским. В 1911 в Риге организовал опытную мастерскую, где построил расчалочный моноплан простейшей конструкции «Пороховщиков №1» и сам летал на нём. Оригинальный полутораплан двухбалочной схемы (см. рис. в таблице V) — двухместный разведчик, название «Би-кок» №2 («Двухвостка»), он построил в 1914. В 1915 мастерская П. в Петрограде, преобразованная в завод, выпускала самолёты иностранных марок, а также его учебный биплан П-IV (1917). В 1918 П. сдал официальные испытания на звание военного лётчика, затем служил в советских авиационных частях, возглавлял авиамастерские, одновременно продолжая конструкторскую деятельность. В 1919—1923 выпускались небольшие серии учебных самолётов его конструкции П-IV бис, П-IV 2бис, П-VI бис (все они имели бипланную схему с хвостовой фермой). В 1923 П. переехал в Москву, где работал инженером в различных организациях и на заводах. Совместно с П. некоторое время работал известный впоследствии советский авиаконструктор.

В. П. Яценко.

А. А. Пороховшиков.



порошковые материалы — материалы, изготовленные методом, порошковой металлургии — технологическим процессом, охватывающим производство порошков металлов, сплавов и металлоподобных соединении, а также изделий из них или их смесей неметаллическими порошками.

П. м. применяются в различных областях техники в следующих случаях: когда требуются материалы (со специальными свойствами), которые невозможно получить другими методами производства, когда в результате особенностей изготовления П. м. имеют более высокие качественные показатели, чем материалы, полученные по традиционной технологии (литьё, деформация) когда при получении изделий из порошков улучшаются технико-экономические показатели производства по сравнению с традиционной технологией (сокращение расхода сырья, упрощение технологии, уменьшение затрат на оборудование, рабочую силу и т. п.).

П. м. классифицируют по назначению (жаропрочные, коррозионностойкие, магнитные, антифрикционные, контактные, фрикционные и др.), по плотности (плотные, пористые), по химическому составу (чистые материалы, сплавы) по технологии получения (спечённые, компактированные).

Для получения П. м. применяются следующие технологические методы: твердофазное спекание, спекание в присутствии жидкой фазы, пропитка, горячее прессование, горячее изостатическое прессование. Первые четыре метода основаны на получении порошковой шихты путём смешивания компонентов, их прессования и последующего горячего спекания (или только горячего прессования); в ряде случаев применяется дополнительная обработка спечённых изделий (повторное прессование и т. п.). Эта схема является основной для получения П. м. По такой технологии изготовляют многие изделия из П. м. (главным образом небольшие — массой 0,5—5 кг): пористые подшипники, фрикционные изделия, фильтры, твёрдые сплавы, магниты, контакты, изделия из тугоплавких металлов, изделия из жаропрочных сплавов (главным образом дисперсноупрочнённого типа на основе никеля и алюминия), ферриты, сварочные электроды, различные детали машин и приборов. Однако такая схема не может обеспечить получение абсолютно плотного (беспористого) П. м., для этого требуется дополнительная деформация. В последние годы интенсивно развивается новый технологический процесс получения авиационных материалов конструкционного назначения — металлургия гранул никелевых, титановых и алюминиевый сплавов (см. Гранулируемые сплавы). Процесс основан на получении микрослитков заданного химического состава, кристаллизирующихся с высокой скоростью охлаждения, и их последующем компактировании путём изостатического прессования. Полученные прессовки (массой до 0,5—2 т) могут быть использованы как готовые изделия или как заготовки для последующей деформации. Высокая скорость охлаждения при кристаллизации позволяет вводить в сплавы повышенные количества легирующих добавок, то есть создать новый класс П. м. Высоколегированные П. м. характеризуются равномерной мелкозернистой структурой, отсутствием пор, высоким уровнем механических свойств; применяются для изготовления деталей двигателя (диски из никелевых П. м. и др.) и фюзеляжа самолёта (детали кабины сверхзвуковых самолётов из алюминиевых П. м. и др.). Металлургия гранул позволяет значительно расширить объём применения П. м.



Лит.: Федорченко И. М., Андриевский Р. А., Основы порошковой металлургии, Киев, 1961; Обработка легких и жаропрочных сплавов. К 70-летию со дня рождения академика А. Ф. Белова, М., 1976.

О. X. Фаткуллин, Б. И. Матвеев.

поршневой двигатель — см. в статье Двигатель авиационный.

порыв ветра нормированный — значение скорости потока неспокойного воздуха, задаваемое в Нормах прочности летательного аппарата, при котором производится расчёт нагрузок на летательный аппарат с целью обеспечения его достаточной прочности в условиях полёта. Нагрузки на летательный аппарат при действии П. в. возникают вследствие изменения аэродинамических сил, связанного с изменением углов атаки, скольжения и скорости движения летательного аппарата относительно воздуха. Нормированный П. в. зависит от типа летательного аппарата и режимов полёта. См. также Болтанка.

посадка — этап полёта самолёта с высоты 15 м над уровнем торца взлётно-посадочной полосы до приземления и пробег по аэродрому до полной остановки. При определении потребной посадочной дистанции (расстояние от начала П. до окончания пробега) небольших самолётов местных воздушных линий Международная организация гражданской авиации допускает считать П. с высоты 9 м над уровнем взлетно-посадочной полосы. Воздушный участок П. является самым сложным и ответственным этапом полёта, поскольку возможности исправления ошибок летчика или автоматических систем на П. уменьшаются по мере уменьшения высоты, весьма непродолжительный (6—10 с) воздушный участок П. включает несколько стадий: выравнивание, выдерживание, парашютирование, приземление.

Выравнивание обычно начинается на высоте 5—8 м и заканчивается переводом самолёта в режим выдерживания на высоте 0,5—1 м. В процессе выравнивания вертикальная скорость снижения по глиссаде плавно уменьшается практически до нуля. Выдерживание применяется для дальнейшего уменьшения высоты полёта с постепенным уменьшением скорости и увеличением угла атаки до значений, при которых становится возможным приземление и устойчивый пробег самолёта. При уменьшении подъёмной силы в конце участка выдерживания начинается парашютирование — снижение с увеличивающейся вертикальной скоростью. Так как высота парашютирования мала, в момент приземления вертикальная скорость незначительна. В некоторых случаях для сокращения посадочной дистанции применяется посадка без выдерживания, а иногда и без полного выравнивания. На самолётах с носовым колесом приземление осуществляется на основные колеса, на самолётах с хвостовым колесом — как правило, на все колёса (посадка на три точки). Приземление на колёса, расположенные впереди центра тяжести, может сопровождаться возникновением момента сил, увеличивающего угол атаки, а следовательно, и подъёмную силу. В этом случае наблюдается взмывание («козёл») — резкое удаление самолёта от взлётно-посадочной полосы. Причиной взмывания может явиться чрезмерное взятие лётчиком ручки управления на себя в конце выравнивания и на выдерживании. Взмывание самолёта при П. явление нежелательное, поскольку оно увеличивает посадочную дистанцию и усложняет процесс выполнения П. В целях обеспечения надёжной П. используются автоматизированные системы захода на посадку и посадки (см. Автоматизация посадки).



Лит.: Висленев Б. В., Кузьменко Д. В., Теория авиации, 4 изд., М„ 1939; Котик М. Г., Динамика взлета и посадки самолетов, М., 1984.

А. В. Климин.

посадочная скорость — скорость самолёта в момент касания основными его опорными устройствами поверхности взлётно-посадочной полосы на посадке. Уменьшение П. с. при прочих равных условиях сокращает дистанцию пробега самолёта после приземления. Уменьшение П. с. достигается снижением удельной нагрузки на крыло и увеличением подъёмной силы крыла путём применения механизации крыла к энергетической механизации крыла. Значения П. с. меняются примерно от 80 км/ч у легкомоторных, например, спортивных, самолетов до 300 км/ч и более у скоростных.

посадочный крюк — то же, что тормозной крюк.

Пост (Post) Уайли (1898—1935) — американский лётчик. В 1933 совершил первый кругосветный перелёт в одиночку (с посадками) на самолёте «Вега» фирмы «Локхид» (рис. в таблице XIV). Двумя годами ранее он выполнил аналогичный перелёт на том же самолёте совместно с X. Гэтти. В 1935 провёл испытания высотного скафандра в условиях длительного полёта на высоте 9100 м. В том же году погиб вместе со своим спутником писателем У. Роджерсом на Аляске при попытке совершить перелёт через Северный полюс на гидросамолёте.

У. Пост.


постановщик помех — летательный аппарат, предназначенный для подавления радиоэлектронных средств (РЭС) противника с целью обеспечения боевых действий своих войск. П. п. могут использоваться для радио- и радиотехнической разведки, а также тренировки наземных, корабельных операторов РЭС и экипажей летательных аппаратов в условиях помех. По типу летательных аппаратов П. п. подразделяются на самолёты, вертолёты, аэростаты и другие пилотируемые и беспилотные летательные аппараты; по месту базирования — на палубные и наземного базирования, по типу установленных средств радиоэлектронного подавления (РЭП) — на постановщики активных и пассивных помех. Наиболее распространены самолёты-П. п. Они обеспечивают прикрытие боевых порядков войск, прикрытие пусков управляемого оружия, дезорганизацию управления войсками противника. Пилотируемые П. п. создаются на базе бомбардировщиков, истребителей-бомбардировщиков, транспортных и других самолётов. Основные способы ведения боевых действий П. п.: создание помех из специальных зон, из боевых порядков и при полёте по самостоятельному маршруту. Беспилотные П. п. представляют собой модификации многоцелевых беспилотных летательных аппаратов, специализированных для выполнения отдельных задач РЭП (подавление радиолокационных станций обнаружения, линий связи и т. д.). Беспилотные П. п. действуют в основном в зоне противовоздушной оборон противника.

Особенности конструкции П. п.: изменение конфигурации летательного аппарата в связи с размещением дополнительного оборудования, установка на фюзеляже, крыле и киле большого числа дополнительных антенн и т. д. Средства РЭП могут размещаться внутри фюзеляжа либо в подвесных контейнерах (см. рис.). Средства РЭП П. п. объединяются в единый комплекс. В него входят аппаратура информационного обеспечения (устройства для обнаружения, измерения параметров сигналов РЭС противника и их пеленгации), устройства отображения информации (экраны и табло), управления, ЭВМ и исполнительные устройства (станции активных помех для подавления РЭС систем управления войсками и оружием противника, станции активных помех для подавления линий УКВ связи и наведения истребителей, устройства для выброса средств РЭП одноразового использования, а также средства для индивидуальной защиты П. п. от поражения оружием противника).

Впервые П. п. были использованы английскими ВВС в 1943. Во время Великой Отечественной войны советские ВВС подавляли РЭС противника с самолётов дальней авиации при нанесении ими ударов по объектам Германии. Специализированные самолёты-П.п. получили развитие в 50 х гг. В войнах на Ближнем Востоке (1967 и 1973) использовались также беспилотные П. п.

Г. В. Запорожец.

Палубный постановщик помех Грумман ЕА-6В ВВС США с подвешенными в контейнерах средствами радиоэлектронного подавления.



поступь винта — расстояние, проходимое воздушным винтом в осевом направлении за время одного оборота. Определяется отношением поступательной скорости V самолёта (в м/с) к числу оборотов n винта за 1 с. На практике обычно используется относительная П. в. {{λ}}: {{λ}} = V/(nD), где D — диаметр винта.

«потез» (Soci{{é}}t{{é}} des avions et moteurs Henri Potez) — самолётостроительная фирма Франции. Образована в 1916 под название СЕА (SEA, Soci{{é}}t{{é}} d'etudes a{{é}}ronautiques), в 1919—1937 называется «Аэроплан Анри Потез» (Aeroplanes Henri Potez), в 1937 вошла в состав «Норд авиасьон», в 1953 вновь стала самостоятельной, получив указанное название, с 1967 в составе «Сюд авиасьон». Фирма выпускала пассажирские, туристские и военные самолёты. Наиболее известны лёгкий многоцелевой и разведывательный самолёт Потез 25 (первый полёт в 1925, построено около 4 тысяч в 87 вариантах) и истребитель-бомбардировщик Потез 63 (1936, построено 702). Небольшая фирма «Потез аэронотик» (Potez Aeronautique) в 80 х гг. выпускала авиационное оборудование и выполняла субконтрактные работы.

потенциал скорости (от латинского potentia — сила) — скалярная функция {{φ}} пространственных координат и времени, градиент которой равен вектору скорости V среды: V = grad{{φ}}. П. с. существует для безвихревых течений, и введение П. с. позволяет эффективно их исследовать.

Уравнение для определения П. с. получается в результате подстановки приведённого выражения в неразрывности уравнение. Для несжимаемой жидкости П. с. удовлетворяет уравнению Лапласа ({{∆φ}} = 0) и является гармонической функцией. В этом случае П. с. допускает простую физическую интерпретацию: П. с. данного распределения скорости безвихревого течения есть увеличенный в -1/Q (Q — плотность среды) раз импульс сил давления, требуемый для приведения среды (первоначально находившейся в состоянии покоя) в данное движение.

Для заданного поля скоростей П. с. в произвольной точке В можно найти интегрированием вдоль некоторой кривой, начинающейся в точке А с известным значением потенциала:

{{φ}}в = {{φ}}a + ∫ваVdr,

где dr — направленный элемент кривой. При движении в односвязной области П. с. является однозначной функцией r, а значение интеграла не зависит от пути интегрирования. Для многосвязной области П. с. в общем случае неоднозначен, и его значение в точке В зависит от формы кривой, вдоль которой проводится интегрирование.

В. А. Башкин.

потенциал ускорения — скалярная функция Ф пространственных координат и времени t, градиент которой равен вектору ускорения W:

{{формула}}

где {{φ}} — потенциал скорости. Существует для безвихревых течений и при движении несжимаемой жидкости удовлетворяет, как и потенциал скорости, уравнению Лапласа. В аэро- и гидродинамике используется при исследовании обтекания профилей и крыльев дозвуковыми и сверхзвуковыми потоками идеального газа на основе линеаризованных уравнений (см., например, Прандтля—Глауэрта теория).

потенциальное течение — течение жидкости или газа, для которого существует потенциал скорости (см. Безвихревое течение).

потеря эффективности органа управления при закритических значениях числа Маха полёта — обусловлена развитием зоны сверхзвукового течения (см. Трансзвуковое течение) на профиле несущей поверхности при превышении Маха числа полёта М{{}} критического числа М{{*}} (М{{}} > М.).

Эксперименты в аэродинамических трубах и лётные исследования показали, что при приближении значения М{{}} к единице может иметь место значительное уменьшение эффективности органа управления (ОУ), а в некоторых случаях даже обратное его действие.

Механизм П. э. о. у. становится понятным, если рассмотреть изменения значений и распределения по профилю относительного давления р(р = р/р0, где р — давление в рассматриваемой точке, р0 — полное давление набегающего потока) при различных значениях угла {{δ}} отклонения ОУ и М{{}} (рис. 1). При М{{}} = 0,69 < М* наблюдается хорошо известное различие в значениях {{р}}, растущих с увеличением {{δ}}, но характер распределения {{р}} вдоль хорды ({{х}} — выраженное в процентах отношение расстояния х от носика профиля вдоль хорды к хорде b профиля: {{х}} = x/b) практически не меняется. Совершенно иным оказываются распределения давления по профилю при М{{}} > М. На верхней и нижней поверхностях видны развитые области сверхзвукового течения (области, где |{{р}}| > |ркр|, {{р}}кр — значение {{р}} при местном числе Маха М = 1). Они начинаются приблизительно от х = 17% и простираются до места расположения замыкающих их скачков уплотнения (см. Ударная волна). В отличие от эпюры давления, наблюдаемой при М{{}} < М* при М{{}} = 0,83 > М*, например, распределение давления на части поверхности профиля — от носика до скачков уплотнения — оказывается почти не зависящим от угла {{δ}}. Это имеет место на протяжении приблизительно 60% хорды на верхней поверхности и 40% — на нижней (на ней из-за влияния отклонения ОУ вниз скачок уплотнения смещается к носику профиля). Отклонение ОУ вызывает лишь изменения в положении скачка уплотнения на профиле и в распределении давления по части профиля, расположенной за скачком уплотнения. По мере увеличения М{{}} скачки уплотнения перемещаются вниз по потоку и происходит заметное расширение областей сверхзвукового течения на обеих поверхностях профиля.

Оптические исследования обтекания профилей при М{{}} > M* показывают, что расширение зоны сверхзвукового течения всегда сопровождается одновременным увеличением высоты скачка уплотнения, то есть глубины проникновения области сверхзвукового течения в поток, обтекающий профиль. Поэтому возникающие позади скачков уплотнения небольшие возмущения создаваемые обтеканием отклоненного ОУ и распространяющиеся в потоке со скоростью звука, не могут проникать на переднюю часть поверхности профиля вследствие задерживающего влияния сильно развитой местной сверхзвуковой зоны, и распределение давления по части профиля, расположенной впереди скачка уплотнения, оказывается почти не зависящим от отклонения ОУ. При этом приращение {{∆}}су коэффициент подъёмной силы (см. Аэродинамические коэффициенты), вызываемое отклонением ОУ и в основном определяющее эффективность ОУ, возникает лишь за счёт приращения {{∆}}{{р}} относительного давления [{{∆}}{{р}} = {{р}}(δ)-р(δ = 0)] на части профиля, расположенной позади замыкающего скачка уплотнения (рис. 2).



Г. П. Свищёв.

Рис. 1. Распределения давления вдоль верхней (красные кривые) и нижней (синие кривые) поверхностей профиля при различных значениях М{{∞}} (а — М{{∞}} = 0,69; б — М{{}} = 0,83; в — М{{}} = 0,86 и г — M{{}} = 0,88) и различных углах {{δ}} отклонения руля (кривые 1 — {{δ}} = 0; кривые 2 — {{δ}} = 8{{°}}, штриховые прямые — значения ркр).

Рис. 2. Распределения приращений {{∆}}{{р}} давления вдоль верхней (красные кривые) и нижней (синие кривые) поверхностей профиля при отклонении руля на угол {{δ}} = 4 (угол атаки {{α}} = 0) и различных значениях М{{}}: а — М{{}} = 0,75, ({{∆}}сy, б — М{{}} = 0,83 ({{∆}}сy = 0,146); в — М{{}} = 0,85 ({{∆}}сy = 0,063; г — М{{}} = 0,88 ({{∆}}сy = -0,031).

потолок летательного аппарата — наибольшая высота, которую может набрать летательный аппарат при данном полётном весе. Различают статический потолок (для вертолётов — потолок висения), практический потолок и динамический потолок. П. является одной из основных характеристик, определяющих тактические возможности летательного аппарата: преодоление противовоздушной обороны, перехват высотных целей, действия в высокогорных условиях (для вертолётов) и т. п.

Б. X. Давидсон.

потолок висения вертолёта — максимальная высота, на которой вертолёт в заданных условиях (барометрическое давление, температура и влажность воздуха) и при заданном полётном весе способен висеть не снижаясь без влияния воздушной подушки при горизонтальной воздушной скорости летательного аппарата, равной нулю. П. в. тем больше, чем меньше отношение массы вертолёта к мощности его двигателей и к ометаемой площади несущего винта и чем больше относительный кпд (аэродинамическое совершенство) несущего винта и отношение мощности, передаваемой на несущий винт, к мощности двигателей.

Е. С. Вождаев.

правила полётов — установленные государством правила действий командира (пилота) воздушного судна при подготовке и выполнении полёта. Они регулируют возникающие у него отношения с командирами других воздушных судов, находящихся в полёте, с органами обслуживания воздушного движения и административными органами государства по поводу соблюдения установленных запретов и ограничений на полёты. Ответственность за соблюдение П. п. возлагается на командира воздушного судна. Он может отступать от них только при обстоятельствах, когда это абсолютно необходимо в интересах безопасности воздушного судна.

Приняты две системы П. п.: правила визуальных полётов (ПВП) и правила полётов по приборам (ППП). В основе ПВП лежит принцип «вижу и меня видят». Полёты выполняются в метеоусловиях, когда высота нижней границы облаков и горизонтальная видимость выше установленных в государстве метеоминимумов для полётов по ПВП (см. Минимум погодный).

Расхождение воздушных судов в полёте по ПВП и выдерживание безопасных интервалов между ними обеспечиваются экипажами путём визуального наблюдения за полётом другие воздушных судов, а истинная безопасная высота — путём визуального наблюдения за впереди расположенной местностью и препятствиями. Полёты по ПВП допускаются, как правило, в нижнем воздушном пространстве до высоты 6000 м и при скорости не более 500—600 км/ч.

ППП предусматривают выполнение полётов по пилотажно-навигационным приборам под контролем органов обслуживания воздушного движения. Установленные в государстве безопасные интервалы в горизонтальной и вертикальной плоскостях между воздушными судами, выполняющими полёты по ППП, и предупреждение столкновений между ними обеспечиваются органами обслуживания воздушного движения путем передачи экипажам соответствующих диспетчерских разрешений и указаний (см. Диспетчерское обслуживание).

Во многих странах, в том числе в СССР, был введён ещё один вид П. п. — особые правила визуальных полётов (ОПВП). Они разрешают полёты в метеоусловиях ниже минимума, установленного для полётов по ПВП, в частности при срочных вылетах для оказания медицинской помощи, проведении спасательных работ и т. п.

В целях унификации П. п. государства — участники Чикагской конвенции 1944 обязались поддерживать максимально возможное единообразие своих собственно правил и правил, устанавливаемых на основании конвенции. П. п. в виде стандартов, рекомендуемых государствам — членам Международной организации гражданской авиации, включены в Приложение 2 к Чикагской конвенции 1944. В воздушном пространстве над открытым морем по соглашению между государствами, закреплённому в конвенции, действующими являются правила, установленные Международной организацией гражданской авиации и включённые как стандарты в указанное Приложение 2.



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   ...   104   105   106   107   108   109   110   111   ...   170


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

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал