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


П. у. в сочетании со средствами отображения информации образуют конструктивные элементы кабины, называемые авиационными панелями управления. Иногда П. у



Скачать 38.76 Mb.
страница114/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   110   111   112   113   114   115   116   117   ...   170

П. у. в сочетании со средствами отображения информации образуют конструктивные элементы кабины, называемые авиационными панелями управления. Иногда П. у. называют щитком управления.

А. Л. Авиев.

пусковая система газотурбинного двигателя — совокупность устройств, предназначенных для принудительной раскрутки ротора газотурбинного двигателя при его запуске. П. с. состоит из пускового устройства (ПУ) — устройства для принудительной раскрутки ротора газотурбинного двигателя в процессе запуска, источника энергии, системы её передачи к ПУ, автоматики (панель с программным автоматом, элементы регулирования и коммутации). Выбор типа и параметров П. с. определяется типом и назначением летательного аппарата, значением и характером изменения требуемой мощности ПУ (Nпy), продолжительностью запуска газотурбинного двигателя, автономностью летательного аппарата. На выбор типа и параметров П. с. существенное влияние оказывают также возможность многоцелевого применения элементов П. с. (например, для подготовки и проверки энергосистем летательного аппарата), её ресурс, возможность запуска газотурбинного двигателя от работающего двигателя (на многодвигательных летательных аппаратах), возможность использования для запуска как от бортового, так и от аэродромного источника питания и других. В основном применяются электрические, воздушные (со сжатым воздухом низкого давления), турбокомпрессорная и гидравлическая П. с.

Область эффективного использования электрической П. с. ограничивается мощностью 18 кВт (в отдельных случаях до 45 кВт). На лёгких вертолётах и самолётах электрическую П. с. применяют для запуска основного газотурбинного двигателя, на средних и тяжёлых — для запуска газотурбинного двигателя вспомогательной силовой установки (вспомогательная силовая установка) и турбокомпрессорного стартера. В качестве пускового устройства в электрической П. с. используются электростартер (электродвигатель) и стартер-генератор (при запуске газотурбинного двигателя используется как стартер, а при работающем двигателе — как электрический генератор), в качестве источников питания — аккумуляторы (Nпу < 15 кВт) или вспомогательная силовая установка (Nпу = 15—45 кВт).

Воздушные П. с. (рис. 1) применяются на многодвигательных вертолётах и самолётах при Nпу = 20—150 кВт. В качестве источника сжатого воздуха в такой П. с. используются вспомогательная силовая установка, газотурбинный двигатель, наземный пусковой агрегат, в качестве ПУ — воздушный турбостартер — турбина (центростремительная или осевая, рис. 2), работающая на сжатом воздухе низкого давления. Параметры воздуха на входе в воздушный турбостартер составляют: давление 250—500 кПа, температура 420—600 К, расход 0,35—1,2 кг/с. На некоторых летательных аппаратах (преимущественно одноразового применения) используются воздушные турбостартеры, работающие на сжатом воздухе высокого давления (от баллонов со сжатым воздухом).

Область применения турбокомпрессорных П. с. — одно-, двухдвигательные самолёты военной авиации (при Nпу > 50 кВт). В качестве ПУ в такой П. с. используется турбокомпрессорный стартер (газотурбинный двигатель, используемый как ПУ для запуска основного двигателя) или турбокомпрессорный стартер-энергоузел (газотурбинный двигатель, используемый как ПУ для запуска основного газотурбинного двигателя, а также в качестве источника энергии для питания бортовых систем летательного аппарата).

На летательных аппаратах с широким использованием гидравлических систем для запуска вспомогательной силовой установки и основного газотурбинного двигателя применяются гидравлические П. с. В качестве ПУ в гидравлических П. с. используется обратимый гидронасос, работающий при запуске газотурбинного двигателя как гидродвигатель (гидростартер). Для запуска вспомогательной силовой установки, а иногда и маломощного газотурбинного двигателя (при отсутствии вспомогательной силовой установки на летательном аппарате) применяется гидропневмоаккумулятор.

Для некоторых летательных аппаратов (преимущественно одноразового применения) могут использоваться П. с. с ограниченным запасом рабочего тела: с топливовоздушным турбостартером, в камеру сгорания которого подаётся от баллонов сжатый воздух высокого давления; с турбостартером, работающим на твёрдом топливе (порохе); с турбостартером, работающим на жидком однокомпонентном (унитарном) топливе и другие. Для запуска малогабаритных, вспомогательных, подъёмных газотурбинных двигателей может использоваться воздушные П. с. с непосредственной подачей сжатого воздуха на рабочие лопатки турбины (компрессора).



Лит.: Кац Б. М., Жаров Э. С., Винокуров В. К., Пусковые системы авиационных газотурбинных двигателей, М., 1976.

Б. М. Кац.

Рис. 1. Схема воздушной пусковой системы многодвигательного самолёта: 1 — маршевый газотурбинный двигатель; 2 — воздушный турбостартер; 3 — регулирующая заслонка; 4 — пусковая заслонка; 5 — подача воздуха от аэродромно-пускового агрегата; 6 — обратный клапан; 7 — газотурбинный двигатель вспомогательной силовой установки; 8 — подача воздуха в систему кондиционирования; 9 — отбор воздуха от маршевого газотурбинного двигателя.

Рис. 2. Кинематическая схема воздушного турбостартера с осевой турбиной: 1 — отсечная заслонка; 2 — сопловой аппарат; 3 — осевая турбина; 4, 5 — шестерни редуктора; 6 — наружная обойма храповика; 7 — коронная шестерня редуктора; 8 — шестерня выключателя; 9 — ведущая шестерня редуктора.

пусковая установка (ПУ) авиационная — устройство для транспортировки и пуска ракет. ПУ может быть съёмной или являться частью летательного аппарата. Конструктивно ПУ состоит из направляющей, стопорного и контактных устройств, объединённых в силовом корпусе (см. рис.). Направляющие служат для удерживания ракеты при транспортировке и направления её при пуске. На самолётах направляющие ПУ могут иметь «нулевую» длину (точечная подвеска), так как скорость носителя обеспечивает устойчивое движение ракеты на начальном участке траектории. По конструкции направляющие делятся на полозковые и трубчатые, они могут объединяться в блоки для применения группы ракет (в этом случае они называются блоками ракетных орудий). Стопорные устройства предназначены для удерживания ракеты от продольного перемещения при транспортировке, они могут быть механическими .(например, пружинными), электромеханическими и другими. Стопорные устройства размещаются на каждой направляющей отдельно, но могут иметь групповое управление для обслуживания ПУ на земле. Контактное устройство служит для передачи электрических импульсов при пуске двигателя ракеты, а также для передачи командных импульсов исполнит, устройствам ракеты, находящейся на ПУ. Электрическая связь ПУ с летательным аппаратом осуществляется через штепсельный разъём, размещённый на силовой балке ПУ между узлами подвески.

Съёмная пусковая установка: 1 — ракета; 2 — корпус пусковой установки; 3 —узлы подвески; 4 — штепсельные разъёмы; 5 — направляющие; 6 — стопорное устройство.



путевая скорость — скорость летательного аппарата относительно поверхности Земли. П. с. определяется в каждый момент времени как векторная сумма воздушной скорости летательного аппарата и скорости ветра. Понятие П. с. используется в аэронавигации.

Путилов Александр Иванович (1893—1979) — советский авиаконструктор, профессор (1945) заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1972). После окончания Московского высшего технического училища (1920) принимал участие в комиссии по цельнометаллическому самолётостроению, в создании самолётов А. Н. Туполева (от AНТ-2 до АНТ-6). С 1932 возглавлял КБ при Тушинском авиационном заводе. Под руководством П. созданы серийные пассажирские самолёты «Сталь-2» (1931) и «Сталь-3» (1933) из нержавеющей стали. На опытном самолёте «Сталь-11» (1937) впервые в СССР были применены взлётно-посадочные щитки, получившие название «щитки ЦАГИ». Занимался сварными конструкциями в «Дирижаблестрое». Был необоснованно репрессирован и в 1938—1940 находился в заключении, работая в бригаде В. М. Петлякова в ЦКБ-29 НКВД, затем на конструкторской работе на разных заводах. С 1943 преподавал в Военно-воздушной академии Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского).С 1955 на конструкторской работе в опытном конструкторском бюро A. Н. Туполева. Награждён орденами Ленина, Отечественной войны 2 й степени, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями. Портрет смотри на стр. 461.

пылезащитное устройство (ПЗУ) газотурбинных двигателей вертолётов — устройство съемное или встроенное), устанавливаемое перед воздухозаборником двигателя и предназначенное для очистки засасываемого в двигатель воздуха от пыли с целью уменьшения абразивного износа элементов его проточной части. Использование ПЗУ для газотурбинных двигателей вызвано большой концентрацией пыли в воздухе вокруг вертолёта, работающего в непосредственной близости от поверхности земли, в результате отбрасывания к земле воздушных потоков несущим винтом. Для газотурбинных двигателей вертолётов, как правило, применяются ПЗУ инерционного типа, в которых под действием инерционных сил частицы пыли сепарируются из засасываемого двигателем воздуха и затем выбрасываются из ПЗУ обратно в атмосферу с помощью вентилятора или эжектора.

Инерционные ПЗУ бывают мульти- или моноциклонной конструкции, а также с профилированными каналами с поворотами, необходимыми для сепарации пыли из воздушного потока. Мультициклонное ПЗУ представляет собой блок из нескольких десятков цилиндрических трубок небольшого размера (циклонов) с завихрителями потока на входе, создающими условия для сепарации пыли в закрученном потоке. Такое ПЗУ задерживает до 98% массы пыли, содержащейся в проходящем через циклон воздухе. Однако оно редко используется из-за относительно больших габаритных размеров и массы. Чаще используются моноциклонное ПЗУ (см. рис.) и ПЗУ с профилированными каналами, степень очистки в которых составляет 75—85%.



Л. С. Рысин.

Встроенное пылезащитное устройство: 1 — закручивающая лопатка; 2, 4 — раскручивающие лопатки; 3 — лопатки компрессора; 5 — элементы конструкции двигателя; а — вход воздуха в двигатель; б — воздух с пылью; в — к отсасывающему устройству; г — вход воздуха в компрессор.



Пышнов Владимир Сергеевич (1901—1984) — советский учёный в области аэродинамики самолёта, генерал-лейтенант-инженер (1946), доктор технических наук (1958), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1942), председатель самолётной секции Научно-технического комитета военно-воздушных сил (1949—1968). С 1920 в Советской Армии. Окончил Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1925; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Работал в частях военно-воздушных сил и в опытном конструкторском бюро Н. Н. Поликарпова. Преподавал в Военно-воздушной инженерной академии имени профессора Н. Е. Жуковского (1926—1984, профессор, начальник кафедры). Автор научных трудов по теории штопора, управляемости, манёвренности самолёта. Награждён 2 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденами Отечественной войны 1 й степени, Трудового Красного Знамени, медалями.

Соч.: Штопор самолета, М.—Л., 1934; Аэродинамика самолета, 3 изд., ч. 1—2, М.—Л., 1939; Динамические свойства самолета, М., 1951; Основные этапы развития самолета, М., 1984.

В. С. Пышнов.

«пьяджо» (Industrie Aeronautiche e Meccamche Rinaldo Piaggio, SpA) — самолето- и двигателестроительная фирма Италии. Современное название с 1964. Основана в 1884 как машино- и кораблестроительная фирма. В 1916 начала производство самолётов конструкции Дж. Капрони. После Первой мировой войны выпускала самолёты собственной конструкции и по лицензии, с 1925 — также и авиадвигатели. До 1943 выпустила несколько тысяч самолётов и гидросамолётов, в том числе тяжёлый бомбардировщик Р.108 с четырьмя поршневыми двигателями (первый полёт в 1939, смотри рис. в таблице XXII) и его военно-транспортный и пассажирский варианты. После возобновления деятельности в 1946 разработала самолёты: амфибию Р.136 с двумя поршневыми двигателями (1948), тренировочный Р.148 (1951), связной Р.149 (1953), туристский Р.166 (1957), лёгкий реактивный транспортный PD-808 (1964, совместно с фирмой «Дуглас»), транспортный Р.166 DL3 с двумя турбовинтовыми двигателями (1976), административный восьмиместный Р.180 «Аванти» с двумя турбовинтовыми двигателями (1986, см. рис.).

Фирма участвует в производстве ряда самолётов других фирм, выпускает по лицензиям США и Великобритании поршневые двигатели и газотурбинные двигатели для самолётов и вертолётов.



Ю. Я. Шилов.

Административный самолёт Пьяджо Р.180 «Аванти».



Пясецкий (Piasecki) Франк Николас (р. 1919) — американский конструктор и лётчик-испытатель винтокрылых летательных аппаратов. Сын выходца из дореволюционной России. Окончил Пенсильванский университет (1939) и Гуггенхеймовскую школу аэронавтики Нью-Йрркского университета (1940). В 1936—1940 работал механиком, а затем инженером-аэродинамиком на фирмах «Келлетт» и «Платт Ле Пейдж». В 1943 основал фирму «П-В энджиниринг форум», переименованную в 1946 в «Пясецкий геликоптер» (впоследствии в «Боинг вертол»), где построил в 1945 первый в мире серийный вертолёт продольной схемы PV-3. Всего (до 1956) П. разработано 6 вертолётов продольной схемы с взлётной массой 2,5—15 т. В 1956 П. вышел из основанной им фирмы, образовав новую («Пясецкий эркрафт»), где занимался постройкой и испытаниями летающих платформ, винтокрылов и геликостата (гибрида дирижабля и вертолёта).

Ф. Н. Пясецкий.



Пятышев Роман Валентинович (1910—1992) — советский конструктор аэростатов и дирижаблей, канд. технических наук (1951). Окончил дирижаблестроительный факультет Московского авиационного института (1932). В 1932—1940 преподавал в Московской воздухоплавательной школе и Дирижаблестроительном институте ГВФ. В 1942—1957 и с 1974 в Центральном аэрогидродинамическом институте, в 1957—1974 в Долгопрудненском КБ автоматики (с 1967 заместитель главного конструктора). Разрабатывал конструкции привязных и свободных аэростатов (в том числе моторизованный аэростат МАН-1400), субстратостатов и стратостатов различного назначения, оболочки всех строившихся в СССР дирижаблей (до 1946), полумягкие дирижабли. Предложил ряд методов испытаний баллонных материалов и баллонных конструкций, метод полунатурных испытаний высотных аэростатов, разработал методику проектирования и расчёта на прочность каркасированных плёночных оболочек стратостатов. Участвовал в разработке оболочек стратостата «Волга» объёмом 72,9 тысяч м3, в 1962 совершившего полёт на высоте 25458 м, и стратостата объёмом 107 тысяч м2 с телескопом, на котором с 1966 проводятся систематические полёты на высоте 20 км. Награждён орденом Красной Звезды, медалями.

Р. В. Пятышев.



Р — 1) использовавшееся в СССР ( в основном в 20—30 х гг.) обозначение самолетов типа «разведчик». Наиболее известные из них Р-1, Р-2, Р-5 Н. Н. Поликарпова (см. Поликарпова самолеты), Р-3, Р-6 А. Н. Туполева (см. Ту), Р-10 И. Г. Немана. Некоторые самолеты этого типа широко использовались и в гражданской (в том числе полярной) авиации.

2) Обозначение некоторых советских реактивных двигателей. Например, Р11-300, созданный под руководством С. К. Туманского (см. АМ)



рабочее колесо компрессора — вращающийся лопаточный венец компрессора, предназначенный для преобразования механической энергии вращения колеса в кинетическую и потенциальную энергию потока. Доля совершенной над воздухом работы, преобразуемой в потенциальную энергию потока в Р. к. к., характеризует степень реактивности ступени компрессора.

рабочее колесо турбины — часть ротора турбины, состоящая из диска и расположенных на нём рабочих лопаток, в результате взаимодействия которых с потоком газа происходит преобразование его энергии в механическую работу. Рабочая лопатка (см. рис.) состоит из пера 2, которое обтекается газом, замка 5 для соединения с диском, нижней полки 3 для образования внутренней поверхности проточной части, бандажной полки 1 для уплотнения радиального зазора между лопатками и корпусом турбины и снижения низкочастотных колебаний лопатки и «ножки» 4 для уменьшения теплового потока из пера в замок. Диск состоит из обода 6 с пазами для крепления лопаток. Полотно диска 7 и втулка 8 — несущие элементы, воспринимающие нагрузки от центробежных сил и крутящего момента.

На лопатки Р. к. т. непосредственно воздействует газ с высокой температурой, поэтому они изготовляются из более жаропрочных сплавов, чем диск. В высокотемпературных авиационных газотурбинных двигателях Р. к. т. охлаждаются воздухом, отбираемым от компрессора. Лопатки имеют развитую систему внутреннего охлаждения, выполненную в виде каналов и щелей внутри пера, через которые продувается охлаждающий воздух (см. Охлаждение двигателя). Они изготовляются методом точного литья по выплавляемым моделям (неохлаждаемые лопатки могут изготовляться также штамповкой), диски — штамповкой или прессованием из гранул (см. Гранулируемые сплавы) с последующей механической обработкой. Температура рабочей лопатки турбины достигает 1000{{°}}С, а окружные скорости 500 м/с, поэтому турбина является самым напряжённым и трудным в доводке элементом двигателя.



В. X. Абианц.

рабочее тело — вещество, изменение параметров и физико-химического состояния которого, происходящее в элементах двигателя (компрессор, камера сгорания, турбина, входное и выходное устройства и др.) и в процессах, составляющих термодинамический цикл двигателя, обеспечивает преобразование тепловой энергии в полезную механическую работу. В авиационных газотурбинных двигателях и поршневых двигателях Р. т. являются сжатый воздух и продукты сгорания топлива, производящие работу в процессе расширения. В ракетных двигателях Р. т. являются продукты сгорания горючего и окислителя, запасаемых на борту летательного аппарата в жидком или твёрдом состоянии. Иногда Р. т. называется также ракетное топливо.

равновесная скорость звука — см. в статье Скорость звука.

равновесное течение — течение газа, в каждой точке которого поддерживается состояние термодинамического равновесия. В аэродинамике понятие Р. т. становится важным в том случае, когда имеют место реального газа эффекты. При этом Р. т. реализуется, если время релаксации физико-химических процессов намного меньше характерного времени пребывания частицы в рассматриваемой области поля течения. Тогда в каждой точке потока состояние газа (его состав, возбужденные уровни внутренней энергии и т. д.) определяется местными значениями температуры.

радиальная турбина — турбина с радиальным течением рабочего тела. В зависимости от направления потока существуют Р. т. с направлением потока к центру (центростремительные) и от центра (центробежные) — см. рис. В авиации обычно применяются центростремительные и, как правило, одноступенчатые Р. т. в различного рода вспомогательных силовых установках, системах кондиционирования воздуха и т. п., где расход рабочего тела относительно мал.

Ступень Р. т. состоит из соплового аппарата (безлопаточного или лопаточного) и рабочего колеса. Безлопаточный сопловой аппарат существенно упрощает конструкцию Р. т., позволяет использовать рабочее тело с более высокой температурой, уменьшает эрозию лопаток рабочего колеса и снижает уровень шума. В рабочем колесе большая часть теплоперепада (до 70%) срабатывается в результате действия центробежных сил. На выходе из рабочего колеса направление потока либо радиально-осевое, либо радиальное. Рабочие колёса Р. т. имеют малое число лопаток, их конструкция и производство просты.

В ступени Р. т. можно срабатывать больший теплоперепад, чем в ступени осевой турбины, так как при одинаковых напряжениях в рабочем колесе окружные скорости в Р. т. могут быть большими, чем в осевой. Обычно отношение давления на входе к давлению на выходе из турбины в Р. т. составляет 1,5—3,5 при окружной скорости на периферии рабочего колеса до 500 м/с, а максимальное значение мощностного КПД достигает 0,9 (см. в статье Коэффициент полезного действия компрессора, турбины).

К недостаткам Р. т. следует отнести большой диаметр корпуса турбины, трудности её компоновки в системе двигателя, а также сложность создания многоступенчатых Р. т., в связи с чем они получили ограниченное распространение.



Лит.: Митрохин В. Т., Выбор параметров и расчет центростремительной турбины на стационарных и переходных режимах, 2 изд., М., 1974.

Б. А. Пономарёв.

радиационный тепловой поток — поток теплоты, уносимый (приносимый) от тела (к телу) электро-магнитным излучением. Излучаемый поверхностью тела Р. т. п. равен q1 = {{}}w4 (закон Стефана — Больцмана), где {{}} — так называемая интегральная степень черноты поверхности, w — её абсолютная температура, {{}} — постоянная Стефана— Больцмана, и при высоких температурах (что реализуется при полётах с гиперзвуковыми скоростями) достигает больших значений. Например, при температуре поверхности 600 К Р. т. п. в окружающее пространство может достигать 75 кВт/м2. Наряду с другими факторами этот Р. т. п. определяет температуру равновесную поверхности летательного аппарата. На отводе теплоты за счёт Р. т. п. основана так называемая радиационная тепловая защита конструкции летательного аппарата.

При скоростях входа летательного аппарата в плотные слои атмосферы, больших или приближённо равных второй космической скорости, Р. т. п. от высокотемпературного газа (образующегося в поле возмущающего течения) к поверхности сравним с тепловым потоком за счёт конвективного переноса и может даже превышать его. В отличие от конвективного Р. т. п. возрастает при увеличении радиуса носовой части летательного аппарата. Газодинамическое и радиационное (испускание и поглощение электро-магнитного излучения) процессы взаимосвязаны, так как при испускании (поглощении) излучения газ теряет (приобретает) энергию, а интенсивность излучения зависит от состояния газа. Уравнения газовой динамики при учёте излучения газа дополняются уравнением переноса излучения, а в энергии уравнение добавляется дивергенция вектора полного (по всем направлениям и частотам) потока лучистой энергии.



Лит.: Неравновесные физико-химические процессы в аэродинамике. М.. 1972; Полежаев Ю. В., Юревич Ф. Б., Тепловая зашита, М., 1976.

В. С. Галкин.

радиовысотомер — прибор на борту летательного аппарата для определения геометрической высоты полёта. Основан на принципе измерения времени прохождения радиоволн между моментами их излучения и приёма после отражения от поверхности Земли. Основные элементы Р.: приёмопередатчик с блоком обработки сигналов, передающая и приёмная антенны, индикаторы высоты. Различают Р. с частотной (рабочая частота 4200—4400 МГц) и импульсной (845 МГц) модуляцией излучаемого сигнала. Р. первого типа служат для измерения высот в диапазоне 0—750 м (иногда до 1500 м) и применяются главным образом для обеспечения посадки. Р. второго типа измеряют высоту в диапазоне 500—25000 м; используются для навигации и при аэрофотосъёмке.

радиозонд — см. в статье Метеорологические приборы и оборудование.

радиокомпас — автоматический радиопеленгатор, устанавливаемый на борту летательного аппарата и предназначенный для измерения курсового угла радиостанции (КУР) — угла в горизонтальной плоскости между продольной осью летательного аппарата и направлением на пеленгуемую радиостанцию. Использование Р. в сочетании с курсовой системой и радиовысотомером позволяет осуществлять полёт по аэродромным приводным радиостанциям (ПРС). Р. состоит из направленной (рамочной) и ненаправленной антенн, радиоприёмного устройства, пульта управления и индикатора. Принцип действия Р. основан на сравнении амплитуд и фаз сигналов, поступающих с направленной и ненаправленной антенн. Дальность действия зависит от высоты полёта и мощности радиостанции (при работе с ПРС мощностью 500 Вт составляет 200—300 км). Погрешность определения КУР не превышает 3—5{{°}}. Р. входит в состав пилотажно-навигационного оборудования летательного аппарата в качестве резервного средства, а на лёгких самолётах местных линий является основным средством, обеспечивающим самолётовождение.

радиолокатор бортовой — см. Бортовая радиолокационная станция.

радиолокатор метеорологический — см. в статье Метеорологические приборы и оборудование.

радиомаяк — передающая (или приемопередающая) радиостанция, установленная на земной поверхности или на движущемся объекте (например, самолёте-заправщике, судне, ИСЗ и др.), излучающая специальные радиосигналы. По параметрам этих радиосигналов (амплитуде, фазе, частоте, времени или их комбинациям), принимаемых на земле или на борту движущегося объекта, можно определить направление на Р., а в ряде случаев — дальность до Р. Наземные Р. служат, в частности, для определения координат местоположения летательного аппарата (см. Радионавигация).

радионавигация летательных аппаратов — метод навигации летательных аппаратов с использованием радиотехнических средств. Эти средства могут быть автономными, работающими из радиолокационном принципе (радиовысотомер, доплеровский измеритель скорости и угла сноса, бортовая радиолокационная станция), и неавтономными, представляющими собой совокупность радиомаяков и бортовых радиотехнических устройств или систем (радиотехнические системы дальней и ближней навигации, спутниковая навигационная система, автоматический радиокомпас, система предупреждения столкновений. По способу определения текущего местоположения летательные аппараты различают три группы метода Р.: счисления пути, позиционные и обзорно-сравнительные. Методы счисления пути основаны на измерении составляющих вектора путевой скорости с помощью доплеровского измерителя скорости и угла сноса и интегрировании их по времени с использованием информации о курсе. Позиционные методы заключаются в измерении навигационных параметров, характеризующих положение летательного аппарат относительно известных радиомаяков или ориентиров. Обзорно-сравнительные методы основаны сравнении измеренных радиотехнической системой каких-либо параметров (например, рельефа пролетаемой местности) с аналогичными параметрами, заложенными в память ЭВМ.

Лит.: Авиационная радионавигация, Справочник под ред. А. А. Сосновского, М., 1990

радиопоглощающие материалы (РПМ) — особый класс композиционных материалов, состав и структура которых обеспечивают эффективное поглощение электрической энергии (в результате преобразования ее другие виды энергии, главным образом в тепловую) в диапазоне радиоволн. РПМ используются для снижения радиолокационной контрастности летательных аппаратов, а так же морских и наземных объектов (уменьшения их эффективной поверхности рассеяния) для оборудования безэховых камер и испытательных стендов при исследованиях и отработке антенной аппаратуры, для обеспечения магнитной совместимости бортовых систем, для поглощения электро-магнитного излучения в СВЧ-трактах радиоизмерительной аппаратуры и т. д.

В состав РПМ входят неметаллическая (обычно полимерная или керамическая) матрица и мелкодисперсные порошкообразные или дискретные волокнистые проводящие наполнители (или их сочетание). При взаимодействии электро-магнитного излучения с РПМ происходят одновременные процессы поглощения (обусловливающие тепловые потери), рассеяния (вследствие структурной и геометрической неоднородности материала) и интерференции радиоволн.

По рецептурному составу РПМ классифицируют на немагнитные диэлектрические, в которых в качестве поглощающего наполнителя используются проводящие частицы и волокна на основе модификаций углерода (сажа, графит и др.) и немагнитных металлов (алюминий, медь и др.), магнитодиэлектрические (мелкодисперсные порошки железа, никеля, кобальта, ферритов в диэлектрической полимерной матрице) и магнитные (ферритовые) материалы. В зависимости от эффективного рабочего частотного диапазона, определяемого обычно коэффициентом отражения электро-магнитных волн, РПМ подразделяют на широкодиапазонные и частотнонастроенные, или резонансные. По структурному признаку различают однослойные, интерференционные, градиентные и комбинированные РПМ. Однослойные РПМ, имеющие однородную по толщине структуру и обладающие диэлектрическими и магнитными свойствами, являются узкодиапазонными и обеспечивают эффективное поглощение электро-магнитного излучения при толщине, равной четверти длины волны. В интерференционных РПМ, представляющих собой чередование диэлектрических и проводящих слоев, уменьшение уровня отражённого сигнала достигается за счёт противофазного сложения волн, отразившихся от металлической поверхности объекта, диэлектрических прослоек и электропроводящих слоев. Градиентные РПМ — многослойные структуры с плавным или ступенчатым изменением по толщине комплексной диэлектрической (или магнитной) проницаемости. Разновидность РПМ градиентного типа — материалы с геометрическими неоднородностями, имеющие рельеф поверхности в виде пирамид, конусов, трубок, шипов, гофров и т. п., уменьшение коэффициента отражения от которых достигается в результате многократного отражения волны от поверхностных неоднородностей и поглощения энергии при каждом отражении. Комбинированные РПМ представляют сочетание РПМ всех трёх типов.

При изготовлении РПМ применяются традиционные способы технологии получения композиционных материалов — прессование, напыление, экструзия и др., обеспечивающие получение изделий из РПМ заданной конфигурации.



Ю. А. Гаращенко.

радиопрозрачные материалы — диэлектрики, не изменяющие существенным образом амплитуду и фазу проходящей сквозь них электро-магнитные волны радиочастотного диапазона. В авиации Р. м. применяются главным образом для изготовления антенных обтекателей летательных аппаратов. К Р. м. предъявляются следующие основные требования: обеспечение заданной прочности и устойчивости конструкции в условиях воздействия аэродинамических нагрузок при полёте и импульсных перегрузок при взлёте и посадке самолёта, эрозионная стойкость под воздействием ударов капель дождя, града или снега при полётах через полосу осадков, стойкость к тепловой эрозии, обеспечение заданных радиотехнических характеристик в рабочих секторе углов падения и диапазоне волн. В зависимости от преобладания тех или иных требований стенки обтекателей могут быть однослойными или многослойными (с 2, 3, 5, 7 слоями). В качестве однослойных конструкций применяются такие композиционные материалы, как, например, стеклопластики и органопластики. Для многослойных конструкций из чередующихся слоев с различной плотностью в качестве заполнителей используют сотовые материалы (жёсткие и армированные), например, стеклосотопласт. Некоторые свойства Р. м. приведены в таблице

Таблица — Некоторые свойства радиопрозрачных материалов



Материал

Предел прочности при сжатии, МПа

Относительная диэлектрическая проницаемость (при частоте колебаний 10 ГГц)

Тангенс угла диэлектрических потерь

Стеклопластик

300—320

3,3—3,7

0,010—0,032

Органопластик

60—80

2,8—3,8

0,014—0,020

Стеклосотопластик

3

1,05—1,15

0,002—0,005

Для теплостойких обтекателей применяют керамику и ситаллы. Эти материалы, характеризующиеся исключительно высокой однородностью структуры и стабильностью диэлектрических свойств в условиях воздействия высоких температур, используются в конструкциях, подвергающихся жёсткому термическому удару.

В. С. Грушко.

радиосвязное оборудование — предназначается для двустороннего обмена информацией между экипажем летательного аппарата и наземными радиостанциями и другими летательными аппаратами, а также для внутренней связи между членами экипажа в полёте и на земле. В гражданской авиации используются следующие диапазоны радиочастот: 2—30 МГц — для дальней связи (на расстояниях до 3000 км); 118—137 МГц — основной, для оперативной связи в пределах прямой радиовидимости; 1530—1670 МГц — для связи через ИСЗ; 325—530 кГц — для связи в полярных и приполярных районах при нарушении связи в диапазоне 2—30 МГц.

Состав бортового Р. о., его технические характеристики и процедуры радиообмена для самолётов гражданской авиации определяются нормами ИКАО, регламентом радиосвязи и Нормами лётной годности. В обязательный минимальный состав бортового Р. о. пассажирских самолётов входят: радиостанция диапазона 118—137 МГц (два комплекта); радиостанция диапазона 2—30 МГц (при полётах на сложных трассах для резервирования устанавливается второй комплект, а при полётах в полярных районах радиостанция диапазона 325—530 кГц); аппаратура внутренней связи; портативная радиостанция для авиационной связи и подачи сигналов бедствия на частотах 121,5 и 243 МГц (входит в аварийное снаряжение экипажа).

Бортовые радиостанции диапазона 118—137 МГц имеют выходную мощность передатчика 16—25 Вт при массе 3,5—5 кг; чувствительность приёмника 1,5—3 мкВ; дальность связи в пределах прямой радиовидимости до 350 км; модуляция — амплитудная, двухполосная; связь — симплексная. Мощность излучения (пиковая) радиостанций диапазона 2—30 МГц 200—400 Вт при массе 15—25 кг; дальность связи 1000—3000 км; основной вид излучения — амплитудная однополосная телефония и передача цифровой информации; связь — симплексная; чувствительность приёмника 1,5—3 мкВ.

Передача речи и прослушивание сообщений осуществляются через аппаратуру внутренней связи посредством ларингофонно-микрофонно-телефонных гарнитур, объединяющих на одном оголовье динамический микрофон и головные телефоны. Применяются также выносные ручные микрофоны и кабинные громкоговорители. Аппаратура внутренней связи обеспечивает не только связь между членами экипажа, но и одновременное прослушивание в телефонах специальных сигналов оповещения и радионавигационных устройств.

Управление Р. о. осуществляется через пульт аппаратуры внутренней связи, обеспечивающий выбор радиостанции для связи, и пультов управления соответствующих радиостанций, с помощью которых устанавливаются рабочие частоты и режимы работы станций. Установка частоты бесподстроечная с шагом 25 кГц в диапазоне 118—137 МГц и 100 Гц в диапазоне 2—30 МГц.

К Р. о. как обязательному бортовому оборудованию первой категории предъявляются повышенные требования по надёжности и резервированию. Наработка на отказ Р. о. не менее 3000 ч. В военное авиации используются диапазоны 220—400 и 960—1200 МГц (для ближней оперативной связи), 10—30 кГц (для связи с подводными лодками) и др.



Лит.: Авиационная радиосвязь. Справочник, под ред. П. В. Олянчука, М., 1990. Л. П. Новочадов.

радиотелеметрическая система (РТС) — служит для измерения, передачи по радио, приёма, регистрации и обработки электрических сигналов, характеризующих состояние летательного аппарата и его подсистем, а также условия полёта и внешние условия. При испытаниях самолётов и вертолётов РТС часто используется как информационный канал системы управления лётным экспериментом в реальном времени, в авиационно-космических комплексах является элементом штатной системы управления.

РТС состоит из передающей и приёмной частей. В состав передающей части входят датчики, преобразующие физ. сигналы в электрические, суммирующие и кодирующие устройства, передатчик. Приёмная часть содержит приёмник, разделители сигналов, регистрирующие устройства, устройства обработки и отображения результатов. Передающая часть РТС размещается на испытуемом летательном аппарате, приёмная часть — на земле, корабле или сопровождающем самолёте. В последнем случае расширяется зона приёма телеметрических измерений и появляется возможность проведения лётных испытаний с радиотелеметрическими измерениями в любых регионах страны без предварительного оборудования трассы.

РТС — многоканальные, цифровые; рассчитаны на измерения сотен и даже тысяч различных электрических сигналов. Разделение этих сигналов в РТС, как правило, временное; применяются также адресные системы. РТС работают обычно в метровом и дециметровом диапазонах длин волн, что позволяет использовать приёмные антенны небольшой направленности с поляризацией, близкой к круговой.

Скорость передачи информации в РТС достигает нескольких миллионов бод, погрешность не превышает нескольких десятых долей процента. Дальность действия РТС определяется мощностью передатчика, чувствительностью приёмника, эффективностью передающих и приёмных антенн и составляет тысячи — сотни тысяч км в зависимости от полосы пропускания радиоканала. Современные РТС имеют гибкую структуру, обеспечивающую одновременное измерение медленно- и быстропеременных сигналов, построены с использованием модульного принципа, что позволяет создавать в рамках одной РТС различные конфигурации, отличающиеся габаритными размерами приёмной аппаратуры, условиями применения, надёжностью, помехозащищённостью и др. Особенность современных РТС — совмещённость их со средствами внешнетраекторных измерений, вычислительным комплексом и командной радиолинией управления, что при размещении приёмной станции на самолёте — командном пункте создаёт практически неограниченные возможности их использования для управления лётным экспериментом в реальном времени.



Лит.: Кошевой А. А., Телеметрические комплексы летательных аппаратов. М., 1975; Знаменская А. П., Лимар П. С., Шведов В. П., Информационно-измерительные системы для летных испытаний самолетов и вертолетов. М., 1984.

А. М. Знаменская

радиотехнические измерения — см. в статье Внешнетраекторные измерения.

радиус действия летательного аппарата — наибольшее расстояние, на которое летательный аппарат может удалиться от аэродрома вылета для выполнения задания при условии возвращения на тот же аэродром. Для военной авиации характерным является тактический Р. д. — расстояние, на котором летательный аппарат может решить поставленную боевую задачу при установленном запасе топлива, заданных режиме и профиле полёта и возвратиться на аэродром вылета с неиспользованным аэронавигационным запасом топлива. Тактический Р. д. зависит от лётно-технических характеристик летательного аппарата, числа летательных аппаратов в группе, содержания поставленной задачи, применяемых способов боевых действий, условий боевой и метеорологической обстановки. Для увеличения Р. д. применяются подвесные топливные баки и заправка топливом в полёте. Тактический Р. д. самолёта-ракетоносца включает также радиус действия ракеты.

Раевский Александр Евгеньевич (1887—1937) — русский лётчик, прапорщик. Окончил во Франции лётную школу Блерио (1911). Затем работал лётчиком-инструктором в школе пилотов Всероссийского аэроклуба; совершал показательные полёты во многих городах России и занимался фотографией в части её применения в авиационном деле. В период Первой мировой войны руководил подготовкой лётчиков в Севастопольской военной авиационной школе (Кача); участвовал в боевых действиях, с 1917 командир десятого авиационного отряда, с 1918 заведующий аэростанцией главного аэродрома в Херсоне. С 1919 в Красной Армии; готовил лётчиков в Киевской, а затем Московской авиационной школах. С февраля 1920 на испытательной работе в лётном отделе Главвоздухфлота. С сентября 1922 прекратил лётную деятельность по состоянию здоровья и вернулся к своей второй профессии фотографа. Заведовал учебной фотолабораторией в Академии Воздушного Флота имени профессора Н. Е. Жуковского (1922—1923), работал в редакции журнала «Самолёт» (1924—1930) и в ЦАГИ (до 1932). Необоснованно репрессирован; реабилитирован посмертно.

разбег — ускоряющееся движение самолёта по взлетно-посадочной полосе до момента отрыва его опорных устройств от поверхности взлетно-посадочной полосы. Р. самолёта является начальным этапом взлёта, а длина разбега (путь, проходимый самолётом от точки трогания в начале Р. до точки отрыва его опор от взлетно-посадочной полосы в конце Р.) относится к его основам лётно-техническим характеристикам. Р., как правило, осуществляется при максимальной тяге двигателей. Наиболее существенными параметрами, определяющими длину Р., являются взлётная масса самолёта, суммарная тяга двигателей, сопротивление (трение) при движении опорных устройств по поверхности взлетно-посадочной полосы, аэродинамические силы, действующие на самолёт при Р., и скорость отрыва. Уменьшение длины Р. самолёта, расширяющее возможности его использования, достигается увеличением тяговооружённости (энерговооружённости), уменьшением удельной нагрузки на крыло и увеличением подъёмной силы путём применения механизации крыла и (или) энергетической механизации крыла. Для сокращения длины Р. могут применяться специальные стартовые ускорители, которые обычно сбрасывают после взлёта.

разведывательный летательный аппарат — боевой летательный аппарат, предназначенный для воздушной разведки войск, военных и других объектов противника. Разведывательные самолёты в зависимости от назначения и конструкции разделяются на самолеты тактической, оперативной и стратегической разведки. Вертолёты используются для ведения тактической разведки. В зависимости от характера решаемых задач и условий ведения разведки Р. л. а. могут оборудоваться несколькими фотоаппаратами для дневной и ночной съёмки в различных масштабах, радио- и радиолокационными станциями с высокой разрешающей способностью, теплопеленгаторами, звукозаписывающей и телевизионной аппаратурой, магнитометрами. Получают развитие автоматические устройства обработки разведывательной информации непосредственно на борту летательного аппарата. Наряду с пилотируемыми Р. л. а. для ведения тактической и оперативной воздушной разведки применяются беспилотные летательные аппараты. Используются также и автоматические дрейфующие аэростаты.

Впервые боевое применение разведывательные самолёты нашли во время Триполитанской (1911—1912) и Балканских (1912—1913) войн. Русские лётчики и конструкторы сыграли большую роль в совершенствовании разведывательных самолётов, конструировании аэрофотоаппаратов и самолётных связных радиостанций. В ходе Первой мировой войны разведывательные самолёты широко использовались для визуальной и фотографической разведки, а также корректирования огня артиллерии. Во время Второй мировой войны в качестве разведывательных самолётов применялись истребители, штурмовики и бомбардировщики, оснащённые разведывательным оборудованием (аэрофотографии и радиосвязным).



разворот —движение летательного аппарата по криволинейной траектории с изменением направления (курса) полёта (см. рис.). Р. может быть с набором высоты, в горизонтальной плоскости и со снижением. Р. используется как фигура пилотажа. Два последовательных Р. в разные стороны с набором высоты с полубочкой между ними называется двойным восходящим разворотом; Р. без скольжения называется координированным Р. (см. также Боевой разворот, Вираж).

Разворот (а) и двойной восходящий разворот (б).



разгерметизация кабины — нарушение герметичности кабины летательного аппарата, сопровождающееся уменьшением давления воздуха в ней ниже установленных норм (см. Система жизнеобеспечения). Р. к. может происходить в результате аварийного разрушения элементов конструкции гермокабины, отказа системы регулирования давления или преднамеренного выключения системы герметизации кабины членами экипажа (например, при аварийном покидании летательного аппарата). Особенно опасна внезапная Р. к. на больших высотах, приводящая к мгновенному (в течение долей секунды) перепаду давлений воздуха (так называемая взрывная декомпрессия). В этих случаях необходимы экстренное использование кислородных масок экипажем и пассажирами, а также снижение самолёта до безопасной высоты.

разгон летательного аппарата — этап полёта с существенным увеличением скорости. Характеризуется временем Р. — временем, необходимым для достижения определенной, например, максимальной, скорости. В военной авиации малое время Р. создаёт возможность догнать самолет противника или, при необходимости, выйти из-под атаки, что обеспечивает лётчику инициативу в воздушном бою. Уменьшение времени Р. достигается уменьшением сопротивления аэродинамического и увеличением тяговооружённости (или энерговооружённости) летательного аппарата.

раздвижная тяга — см. в статье Сервопривод.

размах крыла — расстояние между плоскостями, параллельными плоскости симметрии крыла, и касающимися его крайних точек. Р. к. является важной геометрической характеристикой летательного аппарат, оказывающей влияние на его аэродинамические и лётно-технические характеристики, а также одним из основных габаритных размеров летательного аппарата. Для самолётов с изменяемой в полёте стреловидностью крыла Р. к. — переменная величина. Для удобства определения аэродинамических коэффициентов при любых стреловидностях крыла принимается условно постоянный размах (например, при максимальной стреловидности крыла.

разреженных газов динамика, раздел газовой динамики, изучающий явления, требующие учёта молекулярной структуры газа и, следовательно, привлечения представлений и методов кинетической теории газов.

Классическая газовая динамика справедлива когда Кнудсена число Kn < < 1, то есть параметры газа слабо меняются на длине свободного пробега молекул (сплошная среда). Благодаря столкновениям молекул в окрестности каждой точки поля течения устанавливается близкое к равновесному распределение молекул по скоростям, которое определяется несколькими макроскопическими величинами (скоростью течения u, плотностью {{}}, температурой T) и производными от них. Это позволяет локальные связи между тензором напряжений, вектором потока энергии и другими величинами, с одной стороны, и газодинамическими переменными u, {{}}, Т и их производными — с другой, и построить замкнутую систему газодинамических уравнений. По мере роста числа Kn функция распределения определяется всё большей областью течения, так что невозможно установить локальные связи и получить замкнутую систему уравнений для конечного числа макроскопических величин. Такие течения требуют описания на молекулярном уровне с помощью функции распределения f(v, r, t), удовлетворяющей Больцмана уравнению. Особенности таких течений в наибольшей мере проявляются в предельном случае Kn {{}} , когда столкновениями молекул можно пренебречь, так что функция распределения не меняется вдоль потока молекул. Такие течения называются свободномолекулярными течениями. Характер течения определяется столкновениями молекул с ограничивающими течение поверхностями, законами взаимодействия молекул с твердым телом или жидкостью. Свободномолекулярные течения существенно отличаются от течений сплошной среды. Особенно нагляден гипертермический режим, когда скорость набегающего на тело потока много больше тепловой скорости молекул массы m, так что можно считать, что все молекулы движутся с одинаковой скоростью V. Если n — число молекул в единице объёма набегающего потока и S — площадь миделя обтекаемого тела, то число молекул, падающих на тело, равно nVS, а приносимый ими импульс Xi = V2S, где Q = mn. Полное же сопротивление аэродинамическое X = Xi + Xr, где Xr — реактивный импульс отражённых от тела молекул. Если пренебречь импульсом отраженных молекул, то коэффициент лобового сопротивления (см. Аэродинамические коэффициенты) cxa = X/(½V2S) = 2 независимо от формы тела; с учётом X, имеем cxa > 2. В континуальном режиме (сплошная среда) cxa хорошо обтекаемых тел составляет десятые или сотые доли единицы, а плохо обтекаемых близок к 1. В гипертермическом потоке подъёмная сила обусловлена лишь реактивным импульсом отраженных молекул. В условиях орбитального полёта скорость отраженных молекул много меньше скорости набегающего потока и коэффициент подъёмной силы cya мал. Соответственно аэродинамическое качество K = cya/cxa мало независимо от формы обтекаемого тела, в то время как при Kn < < 1 для крыльев значение K может достигать единиц или десятков. При Kn < < 1 наибольшая температура тел и газа равна температуре торможения, в то время как в гипертермическом потоке температура теплоизолированного тела выше температуры торможения. Таким образом, характер течения при Kn < < 1 и Kn > > 1 существенно различен. Между этими предельными случаями лежит переходный, в котором не пригодны как континуальное описание, так и упрощения свободномолекулярного режима. Здесь приходится решать полное уравнение Больцмана, которое много сложнее Навье — Стокса уравнений. Для его решения наибольшее распространение получил метод статистического моделирования (так называемый метод Монте-Карло). Для получения приближенных решений используются также модельные кинетические уравнения с упрощённым интегралом столкновения. Промежуточная область граничит с областью течения со скольжением, в которой справедливы уравнения Навье — Стокса со скольжения условиями и условиями температурного скачка.

Влияние числа Кнудсена на структуру потока наиболее наглядно прослеживается на примере течения Куэтта — течения, возникающего между двумя параллельными пластинами, расположенными на расстояние L друг от друга, имеющими одинаковую температуру и движущимися в противоположные стороны с постоянными скоростями ± V/2. Если V мала по сравнению с тепловой скоростью молекул, то приближенное решение уравнения Больцмана имеет вид

{{формула}}

где u — скорость газа, {{}}xy — постоянное в пространстве между пластинами напряжение трения, {{}} — динамическая вязкость, c — константа. При Kn > 1 газ между пластинами покоится, а напряжение трения пропорционально давлению, так как {{}}~{{}}, где {{}} — скорость звука, {{}} — средняя длина свободного пробега молекул. При этом проскальзывание u{{}} = ½V -u газа относительно стенки максимально и равно K/2. По мере уменьшения числа Kn скольжение уменьшается, и при Kn < < 1 u = cKnV/2 в соответствии с условиями скольжения для уравнений газовой динамики. Напряжение трения при этом становится пропорциональным {{}} и градиенту скорости, как это и следует из континуальной газовой динамики. В течении Куэтта характеристики монотонно изменяются с изменением Kn. Однако в других течениях многие характеристики в промежуточной области значений Kn не монотонны. Так, при течении по трубе объёмный расход имеет минимум при некотором значении Kn (парадокс Кнудсена). Не монотонны и аэродинамические характеристики. Например, сопротивление тонких тел (пластина, параллельная потоку, конус) имеет максимум. При обтекании таких тел в результате межмолекулярных столкновений на тело попадают молекулы, которые, не будь столкновений, пролетели бы мимо тела, что и приводит к увеличению сопротивления по сравнению с сопротивлением в случае свободномолекулярного течения.

Сложность решения уравнения Больцмана и отсутствие во многих случаях надёжных данных о взаимодействии молекул между собой и поверхностями делают актуальным эксперимент. Для исследования течений разреженного газа используются вакуумные аэродинамические трубы, а взаимодействие молекул с поверхностями изучается с помощью молекулярных пучков. При создании вакуумных труб возникают сложные проблемы моделирования течений, так как законы взаимодействия молекул между собой и поверхностями существенно зависят от температур газа и стенки, так что для полного моделирования недостаточно выдержать натурные значения Маха числа M и Рейнольдса числа Re, но необходимо выдержать и натурные значения температур газа и тела. Для этого приходится нагревать газ в форкамере и охлаждать модель. Как правило, удаётся достичь лишь частичного моделирования. Вакуумные трубы позволяют исследовать многие детали континуальных течений. Разреженность газа (увеличение {{}}) позволяет «растянуть» течение. Так, например, ударную волну или кнудсеновский слой, имеющие при нормальных условиях толщину порядка 10-7 м, можно растянуть до размеров, приемлемых для исследования их структуры. Для экспериментального изучения течений разреженного газа, наряду с очень чувствительными весами, датчиками давления и потоков теплоты, используются электронные, рентгеновские, лазерные (основанные на флуоресценции и рассеянии) методы диагностики.

Важным объектом исследований являются струи, истекающие в вакуум или в область с низким давлением. Такие струи широко применяются для управления космическими и воздушно-космическими аппаратами, а также характерны при работе вакуумных аэродинамических труб. В струях течение может проходить все режимы — от течений, характерных для сплошной среды, до свободномолекулярного течения, в них происходят релаксационные процессы, химические реакции, конденсация и образование кластеров (твёрдых частиц или капель жидкости). Поэтому струи являются удобным объектом для изучения этих процессов, определения констант реакций, времён релаксации и т. д. Поскольку разные газы в струях ведут себя по-разному, то в них можно получить разделение газов и изотопов, а также выделение различных веществ в виде кластеров. Методы Р. г. д. используются при исследовании течений в пористых телах и капиллярах, для исследования движения и испарения дисперсных сред.



Лит.: Коган М. Н., Динамика разреженного газа. Кинетическая теория, М., 1967; Кошмаров Ю. А., Рыжов Ю. А., Свирщевский С. Б., Экспериментальные методы в механике разреженного газа, М., 1981; Берд Г., Молекулярная газовая динамика, пер. с англ., М., 1981; Белоцерковский О. М., Численное моделирование в механике сплошных сред, М., 1984. М. Н. Коган.

Течение Куэтта.



разрушающая нагрузка — предельная нагрузка, при которой происходит разрушение конструкции; практически — нагрузка на конструкцию в момент, непосредственно предшествующий её разрушению. Р. н. определяется испытаниями или расчётным путём. Расчёт Р. н. заключается в вычислении значения нагрузки, при котором напряжения, деформации или усилия в элементах конструкции достигают предельных значений. Значение Р. н. зависит от свойств материалов и типа соединений конструктивных элементов, характера и способа нагружения (динамическое, статическое, повторно-статическое и др.), наличия концентрации напряжений, усталостных трещин и т. п. Нормы прочности летательных аппаратов предусматривают Р. н. не меньше расчётной нагрузки в каждом случае нагружения.

разрушение конструкции — заключительная стадия работы нагруженной конструкции, характеризующаяся исчерпанием её прочности и работоспособности вследствие необратимых изменений формы, нарушения целостности силовых элементов или механических связей между ними. Р. к. происходит вследствие достижения в элементах предельных напряжений или деформаций, общей потери устойчивости конструкции, превышения критической длины усталостной трещины, достижения третьей стадии ползучести материала. Процесс Р. к. зависит от характера нагружения (динамическое, статическое, повторно-статическое и др.), рабочей температуры элемента, его напряжённого состояния, типа конструкции, наличия и расположения ослабленных мест, концентраторов напряжений и др. Характер Р. к. может быть местным или общим. Местное Р. к. не выводит конструкцию из строя. Усилия, действовавшие ранее в разрушенных элементах, воспринимаются соседними элементами, и внешняя нагрузка вновь уравновешивается внутренними усилиями. Общее Р. к. характеризуется катастрофическим, лавинообразным разрушением элементов и их соединений. Конструкция, как правило, расчленяется, наблюдается взаимное перемещение её элементов. Нормы прочности летательных аппаратов предусматривают общее Р. к. при нагрузках, превышающих расчётные или равных им, местные — при нагрузках выше эксплуатационных.

Для проверки фактической прочности авиационные конструкции подвергаются статическим испытаниям до разрушения, ресурсным испытаниям, а также испытаниям на остаточную прочность.



Лит.: Кан С. Н., Свердлов И. А., Расчет самолета на прочность, о изд., М.. 1966; Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолетов, М., 1974.

К. М. Иерусалимский

разрывное устройство аэростата — устройство для быстрого выпуска подъёмного газа из оболочки привязных и свободных газонаполненных аэростатов и нежёстких дирижаблей. Выпуск газа через Р. у. на дирижаблях и привязных аэростатах производится при аварийных ситуациях либо при их разоружении (разборке с выпуском газа) на площадках или в эллингах. На свободных аэростатах Р. у. используется для быстрого выпуска газа при посадке с целью предохранения аэростата от тренажа (волочения). Чтобы не допустить сильного удара гондолы о землю, обычно Р. у. вскрывают на высоте 3—4 м от земли.

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   ...   110   111   112   113   114   115   116   117   ...   170


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

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал