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



Скачать 38.76 Mb.
страница109/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   105   106   107   108   109   110   111   112   ...   170

П. п., принятые государством и обязательные для соблюдения в пределах его территории при международных полётах, публикуются для сведения экипажей иностранных воздушных судов и авиакомпаний в Сборнике аэронавигационной информации.

А. И. Котов.

практическая дальность полёта — расстояние, которое может пролетать летательный аппарат при заданном состоянии атмосферы с учётом расхода топлива на запуск и опробование двигателей, руление перед взлётом, взлёт, предпосадочный манёвр, посадку, руление после посадки, а также с учётом аэронавигационного запаса топлива, определяемого для соответствующего типа летательного аппарата Нормами лётной годности. П. д. существенно зависит от массы Целевой нагрузки. Зависимость «нагрузка — дальность» (см. рис.) является одной из основных характеристик летательного аппарат. На этой зависимости можно выделить три характерных участка: 1 — ограничение по максимальной целевой нагрузке (в основном обусловлено прочностью конструкции); 2 — ограничение по взлётной массе; 3 — ограничение по массе топлива (ёмкость топливных баков).

В. М. Бузулуков.

практический потолок летательного аппарата — наибольшая высота, на которой при полёте с постоянной горизонтальной скоростью летательный аппарат располагает небольшим избытком тяги (мощности), достаточным для подъёма с некоторой вертикальной скоростью. Обычно за П. п. принимают такую высоту, на которой максимальная вертикальная скорость (для летательных аппаратов различного типа) составляет 0,5—5 м/с. В связи с тем, что сверхзвуковые самолёты легко могут превышать П. п., используя диапазон динамических высот, это понятие для них становится условным (см. Динамический потолок). Однако П. п. остаётся важной характеристикой при сравнении летательных аппаратов различных типов и при контроле качества их серийного производства.

Прандтль (Prandtl) Людвиг (1875—1953) — немецкий учёный в области механики, один из основателей теоретической и экспериментальной аэрогидромеханики, создатель научной школы по прикладной аэро- и гидромеханике. Окончил Высшее политехническое училище в Мюнхене. С 1901 профессор Высшего технического училища в Ганновере. Директор Института гидро- и аэродинамики кайзера Вильгельма в Гёттингене (1925—47). Основные труды по аэро- и гидромеханике, теории упругости и пластичности, газовой динамике и динамической метеорологии.

Ввёл представление о пограничном слое, заложил основы теории отрывного течения, изучал вопросы теплообмена (см. Прандтля число). Создал полуэмпирическую теорию турбулентности, исследовал турбулентные течения в трубах и пограничном слое, переход ламинарного течения в турбулентное. Разработал приближённую теорию самолётного крыла конечного размаха для малых Маха чисел полёта, линеаризованную теорию обтекания тел дозвуковым потенциальным потоком невязкого совершенного газа (совместно с Г. Глауэртом; см. Прандтля — Глауэрта теория). Одним из первых занялся сверхзвуковой аэродинамикой (см. Прандтля — Майера течение). В 1907—1909 создал первую аэродинамическую трубу замкнутой схемы. Портрет смотри на стр. 440.

Соч. в русский пер.: Гидроаэромеханика, 2 изд., М., 1951.

Л. Прандтль.



Прандтля число (по имени Л. Прандтля) — безразмерный параметр Рг, равный произведению удельной теплоёмкости при постоянном давлении ср на динамическую вязкость {{μ}}, делённому на теплопроводность {{λ}}:Pr = cp{{μ}}/{{λ}}.

Характеризует отношение количества теплоты, выделяемой в данной точке потока вследствие вязкой диссипации, к количеству теплоты, отводимой от неё путём теплопроводности. П. ч. является важной теплофизической характеристикой среды при исследовании аэродинамического нагревания летательного аппарата. Для воздуха Рг {{≈}} 0,7.

Аналогично определяется П. ч. для турбулентного течения с использованием значений турбулентных вязкости и теплопроводности.

Прандтля — Глауэрта теория — линеаризованная теория обтекания тел дозвуковым потенциальным потоком невязкого совершенного газа, первое приближение теории малых возмущений (предложена Л. Прандтлем и Г. Глауэртом в 1927—1930). В её основе лежит предположение о малости возмущений скорости, вносимых телом в однородный установившийся поток, по сравнению со скоростью V{{}} невозмущенного (на бесконечности) набегающего потока и разностью V{{}}-а{{}}, где а{{}} — скорость звука в невозмущенном потоке. Это предположение выполняется, если в любой точке угол наклона поверхности тела к направлению V{{}} является малой величиной. В первом приближении квадратами возмущений в уравнениях движения можно пренебречь, что приводит к их существенному упрощению. Потенциал возмущения скорости {{φ}}в, связанный с потенциалом скорости {{φ}} соотношением {{φ}}в = {{φ}}-V{{}}х, при заданном Маха числе М{{}} удовлетворяет уравнению Прандтля — Глауэрта:

(1-M2{{}}){{φ}}вxx + {{φ}}вyy + {{φ}}вzz = 0

С помощью преобразования Прандтля— Глауэрта

x = {{ξ}}, y = {{η}}/(1-M2{{}})1/2, z = {{ξ}}/(1-M2{{}})1/2 уравнение для {{φ}}в сводится к уравнению Лапласа, описывающему течение несжимаемой жидкости. Влияние сжимаемости интерпретируется растяжением физического пространства в поперечных направлениях в соответствии с преобразованием Прандтля — Глауэрта. С увеличением V{{}} создаваемые телом возмущения распространяются в боковом и вертикальном направлениях на большее расстояние, чем в продольном. В остальном поток сжимаемого газа подобен потоку несжимаемого. Соответствие между течениями сжимаемого и несжимаемого газов около заданного профиля устанавливается правилом Прандтля — Глауэрта: распределение коэффициента давления ср при заданном значении М{{}} можно получить из соответствующего распределения ср{{п}} в сходственных точках потока несжимаемого газа, обтекающего профиль с той же относительной толщиной, если ординаты этого распределения увеличить в 1/(1-M2{{}})1/2 раз, то есть сp = cрн/(1-M2{{}})1/2.

Аналогичными соотношениями связаны между собой аэродинамические коэффициенты подъёмной силы и момента для потоков сжимаемого и несжимаемого газов. В соответствующих точках таким образом преобразованного поля течения продольный компонент скорости увеличивается в 1/(1-M2{{}})1/2 раз, а вертикальный и боковой компоненты остаются неизменными. Распределения коэффициента давления в сходственных точках будут одинаковыми в том случае, когда в потоке сжимаемого газа профиль имеет в (1-M2{{}})1/2 раз меньшую относительную толщину.

Правило Прандтля — Глауэрта позволяет только проводить перерасчёт рассматриваемых величин в потоке несжимаемого газа на их значения в дозвуковом потоке сжимаемого газа при заданном значении М{{}}; задача об обтекании тела потоком несжимаемой жидкости должна решаться соответствующим методом (см. Гидродинамика). Для уточнения П. — Г. т. в областях, сильно возмущённых телом, разработаны методы высших приближений. При трансзвуковых скоростях потока линеаризация уравнений движения становится неприемлемой даже в случае малых возмущений (см. также Линеаризованная теория течений).

В. И. Васильченко.

Прандтля — Майера течение [по имени немецких учёных Л. Прандтля и Т. Майера (Th. Meyer)] — плоскопараллельное течение газа, возникающее при движении равномерного сверхзвукового потока вдоль параллельной ему твёрдой поверхности, которая плавно переходит в искривлённый участок с выпуклостью в сторону потока. П. — М. т. широко распространено как в чистом виде, так и в качестве отдельных фрагментов сложных сверхзвуковых течений. Вследствие того, что одно семейство характеристик начинается в равномерном потоке, характеристики другого семейства прямолинейны, а образом П. — М. т. в плоскости годографа является отрезок эпициклоиды (см. Характеристик метод. Годографа метод). Эти свойства иногда используются для определения П. — М. т. По аналогии с одномерным нестационарным течением П. — М. т. также называют простой волной. При обтекании угла, большего 180{{°}}, реализуется автомодельное течение газа: исходящие из угловой точки характеристики образуют веер (аналог так называемой центрированной волны).

В П. — М. т. газодинамические переменные сохраняют постоянные значения вдоль прямолинейных характеристик. Местное Маха число связано с углом их наклона уравнением эпициклоиды, остальные параметры выражаются через число Маха по формулам изоэнтропического течения расширения.

В отличие от непрерывного П. — М. т. расширения с расходящимся пучком прямолинейных характеристик, при сверхзвуковом обтекании стенки с вогнутостью в сторону потока происходит сжатие газа, характеристики образуют сходящийся пучок и на некотором расстоянии от стенки пересекаются, что свидетельствует о возникновении «висячего» скачка уплотнения.

Литературу смотри при статье Аккерета формулы.



В. Н. Голубкин.

«Пратт энд Уитни» (United Technologies Pratt and Whitney) — группа авиадвигателестроительных предприятий США. Основаны в 1925 под название «Пратт энд Уитни эркрафт» (Pratt and Whitney Aircraft), в 1934 вошла в состав концерна «Юнайтед эркрафт корпорейшен», переименованного в 1975 в «Юнайтед текнолоджис» (United Technologies Corp.). Кроме заводов в США, выпускающих двигатели для военной и гражданской авиации, имеется канадский филиал «Пратт энд Уитни Канада», производящий двигатели для летательных аппаратов авиации общего назначения и самолётов местных авиалиний. До конца 50 х гг. «П. э. У.» выпускала поршневые двигатели большой мощности с воздушным охлаждением, такие, как «Уосп», «Туин уосп», «Дабл уосп»; в годы Второй мировой войны половину (по общей мощности) двигателей военных самолётов США составляли поршневые двигатели «П. э. У.», а в первые послевоенные годы ими оснащались свыше {{¾}} самолётов американских авиакомпаний. В 1948 началось лицензионное производство турбореактивных двигателей J42 на основе английской модели «Нин», в 1953 — производство турбореактивных двигателей J57 собственной конструкции, которые применялись на военных и гражданских самолётах, с 1945 — разработка турбовинтовых двигателей, в 1955 — создание жидкостных ракетных двигателей. В 1959 построен первый турбореактивный двухконтурный двигатель «П. э. У.» — JT3D, в 60 х гг. — турбореактивный двигатель с форсажной камерой J58 для самолётов, рассчитанных на Маха число полёта M{{}} = 3. «П. э. У.» — поставщик газотурбинных двигателей для истребителей, штурмовиков, транспортных и пассажирских самолётов, в том числе широкофюзеляжных. К началу 1991 «П. э. У.» выпустила свыше 70 тысяч газотурбинных двигателей, в основном авиационных. К основным программам конца 80 х гг. относятся: производство турбореактивных двухконтурных двигателей JT8D, JT9D (см. рис.), JT15D, PW4000, PW2037, турбовинтовых двигателей и турбовальных газотурбинных двигателей РТ6, PW100 и 200, турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой TF30, F100, PW1120; разработка турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой PW5000 с плоским соплом для американского истребителя ATF 90 х гг. Основные данные некоторых двигателей фирмы приведены в таблице.

Табл. — Двигатели фирмы «Пратт энд Уитни»



Основные данные


F100 (ТРДДФ)


PW2037 (ТРДД)


J58-4 (ТРДФ)


J52-P-408 (ТРД)


JT15D-4 (ТРДД)


Тяга, кН

101 — 112


164,5


151


49,8


11,1


Мощность, кВт

-


-


-


-


-


Масса, кг

1400


3260


2950


1050


250


Диаметр, м

0,925


2,13


1,27


0,965


0,685


Удельный расход топлива:












на взлетном режиме











кг/(Н*ч)

0,221


0,033


0,193


0,091


0,0572


г/(кВт*ч)

-


-


-


-


-


на крейсерском режиме











кг/(Н*ч)

-


0,0575*


-


0,08


0,087


Расход воздуха, кг/с

102—106


541


145


65


34,5


Степень повышения давления

23—25


26,9


8


14,5


10,7


Температура газа перед турбиной, К


1678


1669


1270


-


-


Применение (летательные аппараты)

Истребители Макдоннелл-Дуглас F-15, Дженерал дайнемикс F-1-6


Пассажирский самолёт Боинг 757, военно-транспортный самолёт Макдоннелл-Дуглас C-17


Разведывательный самолёт Локхид SR-71


Штурмовики Макдоннелл-Дуглас A-4M, A-4F


Тренировочный самолет SIAI-Маркетти S.211


* Высота полёта H = 10700 м, Маха число полёта M∞ = 0,8

Продолжение таблицы



Основные данные


JT9D-7R4-H1 (ТРДД)


PW4000 (ТРДД)


JT8D-217 (ТРДД)


PT6T-6 (ГТД)


PT6А-50 (ТВД)


Тяга, кН

249


262


84,6


-


-


Мощность, кВт


-


-


-


1380


870


Масса, кг

4020


4218


1860—2050


298


262


Диаметр, м

2,46


2,44


1,25


1,118


0,483


Удельный расход топлива:












на взлётном режиме











кг/(Н*ч)

0,0355


-


0,0508


-


-


г/(кВт*ч)

-


-


-


365


345


на крейсерском режиме











кг/(Н*ч)

0,0626


0,0602*


0,078


-


-


расход воздуха, кг/с

770


767


-


-


3,9


Степень повышения давления

26,7


26,9


18,1


7,3


8,6—9,1


Температура газа перед турбиной, К


1708


1626


1380


-


1423


Применение (летательные аппараты)


Пассажирский самолёт Эрбас индастри A-300-600


Пассажирские самолёты Эрбас индастри A300 и A310-300, Боинг 747-400 и Боинг 767


Пассажирский самолёт Макдониелл-Дуглас DC-9


Вертолёты Белл 212, Сикорский S58T


Пассажирский самолёт Де Хэвиллснд оф Канада DHC-7



предельная линия тока — линия тока вязкого течения на поверхности тела, касательная к которой в каждой точке поверхности тела совпадает с направлением вектора касательного напряжения трения в этой точке. Поэтому П. л. т. иногда называют линией поверхностного трения. В криволинейной ортогональной системе координат {{ξ}}, {{η}}, связанной с обтекаемой поверхностью, уравнение П. л. т. имеет вид

{{формула}}

где h1({{ξ}}, {{η}}), h2 ({{ξ}}, {{η}}) — так называемый коэффициент Ламе, {{τξ}} , {{τη}} — касательные напряжения трения на поверхности, значения которых определяются в результате интегрирования уравнений, описывающих движение вязкой жидкости: Навье — Стокса уравнений, уравнения пограничного слоя и др. Экспериментально спектр П. л. т. (см. Спектр потока) на обтекаемой поверхности может быть определён, например, методом размываемых точек (см. Визуализация течений). Знание спектра П. л. т. даёт богатую информацию об особенностях течения вязкой жидкости или газа вблизи обтекаемой поверхности и в совокупности с другиим методами исследования позволяет установить и понять картину обтекания рассматриваемого тела. Эта информация особенно ценна для тех областей течения, которые трудно поддаются расчёту, например, для областей отрыва и присоединения потока.

предельные линии в газовой динамике — особые линии (поверхности) в поле изоэнтропического течения идеального газа, на которых ускорение и градиент давления принимают бесконечно большие значения. Появление в потоке бесконечных ускорений физически невозможно и указывает на нарушение предположений, положенных в основу анализа течения, прежде всего условия его иэоэнтропичности; вследствие этого происходит перестройка поля течения с образованием линий (поверхностей) сильного разрыва не совпадающих, естественно, с П. л. — ударных волн.

Наиболее подробно этот вопрос исследован для плоско-параллельного течения. Если от физической плоскости х, у перейти к плоскости годографа (см. Годографа метод), например, к плоскости переменных {{λ}}, {{θ}}, где {{λ}} — приведённая скорость, {{θ}} — угол, образованный вектором скорости с осью х, то на П. л. это преобразование имеет особенность. Следовательно, на П. л. якобиан преобразования D (x, y)/D({{λ}}, {{θ}}) = 0, что эквивалентно условию D({{φ}}, {{ψ}})/D({{λ}}, {{θ}}) = 0 в силу взаимно однозначного соответствия между плоскостями (х, y) и ({{φ}}, {{ψ}}), где {{φ}}, {{ψ}} — безразмерные потенциал скорости и функция тока. Если воспользоваться уравнениями газовой динамики, то это условие приводит к уравнению

{{формула}}

Таким образом, П. л. могут возникать только в сверхзвуковой области поля течения при некотором Маха числе М≥1. П. л. ограничивают область, в которую течение нельзя продолжить изоэитропически, эта область называется также запретной областью. Значение числа Маха ML, при котором появляется П. л., зависит от формы тела. Если местное число Маха М < МL то возможен плавный переход от дозвукового режима течения к сверхзвуковому, и наоборот. Это свойство используется, например, при проектировании Лаваля сопел.



В. А. Башкин.

предкрылок — профилированный, обычно отклоняющийся элемент механизации крыла, расположенный вдоль его передней кромки и предназначенный для улучшения аэродинамических характеристик летательного аппарата. П. используются на взлёте и посадке для увеличения подъёмной силы крыла и критического угла атаки, а также в полёте для улучшения маневреннных характеристик летательного аппарата. П. могут быть установлены по всему размаху крыла или по его части (в этом случае обычно в концевых сечениях).

Внешний контур П. выполняется по форме контура передней части крыла, и в убранном состоянии П. «вписывается» в исходный профиль крыла. При этом задняя часть П. выполняется с повышенной точностью, так как она формирует существенно влияющий на эффективность П. профиль щели между П. и крылом. Через щель струя воздуха поступает на верхнюю поверхность крыла, за счёт чего на ней увеличивается зона безотрывного обтекания. По конструкции П. сходны с другими элементами механизации крыла, но часто выполняются без лонжеронов (рис. 1) из-за малой площади поперечного сечения и большой кривизны лобовой обшивки, что придаёт П. достаточную жёсткость. По способу отклонения различают скользящие и выдвижные П. (рис. 2). Выдвижение П. производится с помощью качалок или по направляющим (рис. 3). Отклонение П. может производиться автоматически (под действием аэродинамических сил при достижении определенного угла атаки) или по команде с помощью гидро-, пневмо- или электроприводов.

Отклонение П. приводит к увеличению кривизны профиля, уменьшению угла атаки за счёт скоса потока и в результате к значительному смещению вниз по потоку точки отрыва пограничного слоя на верхней поверхности крыла, что, в свою очередь, существенно увеличивает критический угол атаки. При выдвижении П. одновременно увеличивается суммарная площадь крыла и, следовательно, его полная подъёмная сила (сумма подъёмной силы собственно П. и подъёмной силы крыла при безотрывном обтекании). Приращение {{∆}}сy аэродинамического коэффициента подъёмной силы cу за счёт применения П. по всему размаху крыла может достигать 0,5 для прямого и 1,2 для стреловидного крыла с большим удлинением ({{λ}}≥5). П., расположенные по части размаха крыла в его концевых сечениях, дают незначительное увеличение максимального значения cy, но существенно повышают эффективность органов управления поперечным движением (элеронов) и улучшают продольную устойчивость летательного аппарата на больших углах атаки. На крыльях малого и умеренного удлинения ({{λ}}≤2—4) чаще используются отклоняемые одно- или двухсекционные носки. На стреловидных крыльях, кроме того, часто применяются пластинчатые П. (Крюгера щитки). Поскольку эффективность щитков Крюгера ниже эффек-

Продолжеине таблицы



Основные данные


JT9D-7R4-H1 (ТУРБОРЕАКТИВН ДВИГАТД)


PW4000 (ТУРБОРЕАКТИВН ДВИГАТД)


JT8D-217 (ТУРБОРЕАКТИВН ДВИГАТД)


РТ6Т-6 (газотурбинн двигател)


РТ6А-50 (ТУРБОВИНТОВОЙ ДВИГАТ)


Тяга, кН. .


249


262


84,6


_


_


Мощность, кВт









1380


870


Масса, кг .


4020


4218


1860-2050


298


262


Диаметр, м . .


2,46


2,44


1,25


1,118


0,483-


'Дельный расход топлива: на взлётном режиме, «/(Н-ч) .......


0,0355




0,0608






г/(кВт.ч) . .




_





365


345


на крейсерском режиме, р кг/(Н.ч) ......


0,0626


0,0602*


0,078







расход воздуха, кг/с .....


770


767







3,9


^епень повышения давления . . 'емпература газа перед турбиной,


26,7 17G8


26,9 1626


18,1 1380


7,3


8,6-9,1 1423


ПрРа"ые,"еНИе < летате-чьные аппа-


Пассажирский самолёт


Пассажирские самолё-


Пассажирский самолёт


Вертолёты Белл 212,


Пассажирский самолёт




Эрбас индастри А-300-600


ты Эрбас индастри АЗООиАЗЮ-300, Боинг 747-400 и Боинг 767


0С-9


Сикорский SSSt


нада DHC-7

тивности П., их часто используют совместно с П. Особенно эффективно использование П. совместно с закрылками, и на многих летательных аппаратах П. и закрылки отклоняются синхронно.

Первые самолёты с механизацией передней кромки крыла были построены в конце 10 х—начале 20 х гг. В СССР экспериментальные исследования П. впервые были проведены на самолётах И-4бис и Р-5 в 1930—1931, но до 1940 на советских самолётах П. практически не применялись. Широкое распространение они получили в период Великой Отечественной войны (самолёты МиГ-3, Ла-5, Ла-7) и после неё (Як-12, Ан-2 и другие) в связи с использованием в конструкции самолётов тонких крыльев и острых передних кромок крыла, а также вследствие широкого применения закрылков.

И. Н. Сурков, Г. А. Юдин.

Рис. 1. Конструкция предкрылка: 1 — стрингер; 2 —обшивка; 3 — диафрагмы (носки нервюр).

Рис. 2. Предкрылки: а — скользящий; б — выдвижной; 1 — предкрылок; 2 — консоль крыла.

Рис. 3. Способы выдвижения предкрылков: а — на качалках; б — по направляющим.



предполетная подготовка — один из видов подготовки к полётам летательного аппарата и экипажа. П. п. летательного аппарата включает выполнение работ по его техническому обслуживанию, предусмотренных Регламентом технического обслуживания на каждый тип летательного аппарата. П. п. проводится непосредственно перед полётом и включает предполётный осмотр летательного аппарата, ввод исходных данных (программ) в навигационную и специальную системы, проверку соответствия заправки и зарядки систем летательного аппарата согласно заданию на полёт и в случае необходимости дозаправку (дозарядку), проверку готовности летательного аппарата к полёту согласно заданию и другие работы. После выполнения П. п. техник летательного аппарата и специалисты заполняют журнал подготовки летательного аппарата к полёту. По прибытии лётного состава техник летательного аппарата докладывает командиру летательного аппарата о готовности к полёту, о количестве заправленного топлива и снаряжения летательного аппарата согласно заданию на полёт. Экипаж проверяет готовность летательного аппарата в объёме требований инструкции экипажу и согласно заданию на полёт и производит приём летательного аппарата. Командир экипажа расписывается в контрольном листе о приёме летательного аппарата.

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   ...   105   106   107   108   109   110   111   112   ...   170


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

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал