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



Скачать 38.76 Mb.
страница115/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   111   112   113   114   115   116   117   118   ...   170

Р. у. размещается в верхней части оболочки; представляет собой большую щель (см. рис.) или треугольный вырез, вскрываемые особым приспособлением экипажем или автоматически. Размер вскрытого отверстия должен обеспечить полный выход газа из оболочки дирижабля за время не более 10 мин. Размер и конструкция Р. у. на свободных аэростатах должны обеспечивать выход 2/3 находящегося в оболочке газа в течение не более 1 мин. Р. у. щелевого типа на дирижаблях и привязных аэростатах может состоять из ряда отверстий, закрываемых общей лентой, или представлять собой особые клапаны, открываемые автоматически. На некоторых конструкциях автоматических свободных аэростатов (см. Дрейфующий аэростат) применяют Р. у. щелевого типа, вскрываемые при отцепе подвески от оболочки. Вскрытие Р. у. на привязном аэростате происходит автоматически при обрыве привязного троса.

Схема управления разрывным устройством на свободном тренировочном аэростате.



разрывы гидродинамические — скачкообразные изменения газодинамических величин (давления, плотности, скорости, завихренности и т. д.) или их производных, подчинённые так называемым условиям динамической совместности. Эти условия следуют из сохранения законов и связывают скорость распространения поверхности разрыва со значениями газодинамических переменных по обе её стороны. Существуют два резко различающихся типа Р. г.: тангенциальные разрывы и ударные волны. Тангенциальные разрывы движутся вместе со средой, а ударные волны распространяются по частицам среды. При этом слабые ударные волны, в которых изменения газодинамических переменных (например, давления p) малы по сравнению с их значениями в невозмущающем потоке ({{}}p/p < 1), распространяются со скоростью, близкой к скорости звука. Поэтому поверхности слабого разрыва в первом приближении совпадают с характеристическими поверхностями уравнений газовой динамики. В газе могут образовываться или задаваться начальными условиями разрывы, на которых не выполняются условия динамической совместности. Такие разрывы в дальнейшем самостоятельно существовать не могут и распадаются на несколько Р. г., среди которых могут быть ударные волны и тангенциальные разрывы.

Лит.: Курант Р.. Фридрихc К., Сверхзвуковое течение и ударные волны, пер. с англ., М., 1950; Ландау Л. Д., Лифшиц Е. М., Механика сплошных сред, 2 изд., М., 1954.

Райан (Ryan) Тьюбал Клод (1898—1982) — один из первых американских авиаконструкторов. В 1919—1921 прошёл подготовку на лётчика-истребителя в училище армейской авиации. В 1922 основал авиатранспортную компанию «Райан эрлайнс» (Ryan Airlines), в которой занимался также модификацией самолётов и постройкой новых. В 1926 разработал лёгкий двухместный самолёт (см. «Райан»). В 1929 Р. покинул авиакомпанию и в 1933 основал фирму «Райан аэронотикал компани» (Ryan Aeronautical Company), которая стала специализироваться на разработке и постройке учебно-тренировочных самолётов. В начале 50 х гг. Р. стал заниматься беспилотными летательными аппаратами различного назначения и экспериментальными вертикально взлетающими самолётами. В 1969 Р. продал свою фирму и основал фирму «Райсон» (Ryson) для разработки мотопланёров.

«Райан» (Ryan Aircraft Corporation) — авиастроительная фирма США. Созданная в 1922 Т. К. Райаном авиатранспортная компания «Райан эрлайнс» (Ryan Airlines) с 1925 начала развивать собственное авиационное производство и выпустила одномоторный почтовый самолёт М-1. На его модифицированном варианте (с увеличенным размахом крыла, дополнительным запасом топлива и т. д.) Райан NYP (New York — Paris, Нью-Йорк — Париж), названный «Спирит оф Сент-Луис» (рис. в таблице XIV), Ч. Линдберг совершил в 1927 первый беспосадочный перелёт в одиночку через Атлантический океан. Основные характеристики самолёта: двигатель Райт J5-C «Уэрлуинд» мощностью 166 кВт, длина самолёта 8,4 м, площадь крыла 29,2 м2, размах 14,02 м, взлётная масса 2330 кг (в том числе 1180 кг топлива), крейсерская скорость 174 км/ч. Во время экономического кризиса компания прекратила существование, но как авиастроительная фирма была воссоздана в 1933 и начала производить тренировочный самолёт S-T (с 1939 как РТ-16). Во время Второй мировой войны выпускались новые варианты этого самолёта. Фирмой выполнен ряд экспериментальных разработок. В их числе палубный истребитель XF2R-1 (первый полёт в 1946) с комбинированной силовой установкой (турбовинтовой двигатель + турбореактивный двигатель), который был создан на базе истребителя FR-1 «Файрболл» (1944), выпущенного небольшой серией и оснащённого поршневым двигателем с воздушным винтом и турбореактивным двигателем, а также ряд самолетов вертикального взлета и посадки различных конструктивных схем Х-13 (1955), VZ-3RY (1959), XV-5 (1964), ХС-142 (1964; разрабатывался совместно с фирмами «Воут» и «Хиллер»). В начале 50-х гг. были начаты разработки беспилотных летательных аппаратов, а после присоединения к концерну «Теледайн» (в 1969) фирма под названием «Теледайн Райан аэронотикал» в основном стала выпускать телеуправляемые воздушные мишени и дистанционно-пилотируемые летательные аппараты других назначений.

Райт (Wright), братья: Уилбер (1867—1912) и Орвилл (1871—1948) — американские пионеры авиации, авиаконструкторы и пилоты, создатели первого в мире самолёта, способного совершить управляемый установившийся полёт. Родились в семье местного церковного деятеля, получили среднее образование. В Дейтоне (штат Огайо) в 1889 начали издавать газету в собственной типографии, а в 1893 открыли велосипедную мастерскую. Примерно в 1896 под влиянием работ О. Лилиенталя и других заинтересовались авиацией. В 1900—1902 в Китти-Хок (штат Северная Каролина) совершали полёты на планерах собственной конструкции (выполнено свыше 1000 полетов), проводили исследования в построенной ими в 1901 аэродинамической трубе. Разработали систему управления летательного аппарата с помощью отклонения переднего горизонтального оперения, перекоса концов крыльев и поворота киля. 17 декабря 1903 на своём биплане «Флайер 1» (см. рис. и рис. в таблице III) с бензиновым поршневом двигателем совете, конструкции мощностью 8,8 кВт и двумя толкающими воздушными винтами совершили четыре полета (в первом Орвилл пролетел 36,5 м за 12 с, в последнем Уилбер — 260 м за 59 с). Самолёт со взлётной массой 355 кг разгонялся по направляющей длиной 18 м и приземлялся на два полоза. На усовершенствованных моделях впервые выполнены полеты: по кругу (1904), по замкнутому 39-км маршруту 38 мин (1905), на 123,8 км за 2 ч 8 мин (1908); с достижением высоты 2998 м (1910). Показательными полётами во Франции и Германии (1908—1909) братья Р. продемонстрировали превосходство своего самолета над европейскими моделями. Они получили американский на свой самолёт (1906), продали новую модель самолёта военному ведомству США (1908) и лицензии на производство нескольким странам, организовали две лётные школы в США. В 1909 братья Р. основали в США фирму «Райт компани» (Wright Company) по производству самолётов и двигателей, президентом которой был Уилбер (до своей смерти от тифа), а затем Орвилл до 1914, когда он продал свои акции. В 1916 фирма вошла в состав авиационной корпорации «Райт-Мартин компани» (Wright-Martin Company), которая распалась в 1920.

В Первую мировую войну Орвилл работал техническим консультантом на фирме «Дейтон-Райт эрплейн компани» (Dayton-Wright Airplane Company), выпускавшей главным образом военные самолёты английской конструкции (ликвидирована в 1923), участвовал в разработке беспилотного летательного аппарата «Баг». Позже Орвилл занимался исследованиями (в частности, разработал систему автоматической стабилизации самолёта), был консультантом, член национального совещательного комитета по авиации, председателем национального Совета по аэронавтике. С именами братьев Р. и их ближайших помощников связывают 32 типа планеров и самолётов, которые, однако, не получили большого распространения. Деятельность братьев Р. отмечена многими наградами; в местах их деятельности воздвигнуты памятники, организованы мемориалы. Однако приоритет братьев Р. в создании первого самолёта официально не признавался в США до 1942, что заставило Орвилла в 1928 в знак протеста передать первый самолёт музею в Великобритании (возвращён в США только в 1948).

Схема самолёта «Флайер 1» братьев Райт.

О. Райт.


У. Райт.

ракета авиационная — оружие боевой авиации для поражения воздушных и наземных целей, использующее для доставки боеприпаса к цели реактивный двигатель. Существуют неуправляемые и управляемые Р.

Неуправляемая авиационные Р. (НАР) состоит из боевого снаряжения (заряд взрывчатого вещества с поражающими элементами различного назначения и взрыватель, обычно ударного действия) и реактивный двигатель твердого топлива с закреплённым на нём стабилизатором, обеспечивающим стабильность траекторий однотипных ракет. Запускаются НАР из блоков направляющих труб или рельсовых пусковых установок. Известны варианты НАР, снабжённых простейшей системой управления, корректирующей полёт Р. к цели.

Начиная с 1954 всё более широкое распространение получают управляемые Р. (УР) двух классов: «воздух — воздух» и «воздух — поверхность». УР — летательный аппарат массой от десятков до тысяч кг с дальностью полёта от нескольких до тысяч км, способный маневрировать за счёт подъёмной силы крыльев и корпуса при управлении аэродинамическими поверхностями (рулями или поворотными крыльями, элеронами или роллеронами — гироуправляемыми элеронами, интерцепторами), а также газовыми рулями, поворотными соплами и т. п. Аэродинамические схемы УР представлены на рис. 1. На УР используются ракетные двигатели твёрдого топлива (одно- и двухрежимные) или комбинированные ракетно-прямоточные двигатели, а на дальних крылатых ракетах — экономичные ТРД.

УР класса «воздух — воздух» (рис. 2), самонаводящиеся по методу пропорциональной навигации (см. Самонаведение), используют для пеленгации цели радиолокационную, инфракрасную или лазерную головки самонаведения (ГСН). Сигналы управления ракетой формируются в автопилоте соответствующими алгоритмами обработки информации от ГСН (об относительном движении цели; и от бортовых датчиков угловых скоростей, угловых и линейных ускорений ракеты. Для отклонения органов управления применяются рулевые приводы трёх типов: электрические, гидравлические и газовые. Первичными источниками питания служат электрические аккумуляторы и батареи, газобаллонные и пороховые аккумуляторы давления, гидроаккумуляторы.

Современные системы наведения могут представлять собой комбинацию из инерциальных корректируемых систем с цифровыми вычислителями, активных или полуактивно-активных радиолокационных ГСН, чем достигается автономное наведение ракет на большой дальности. На ракетах малой дальности используются более простые системы с инфракрасными ГСН. Боевое снаряжение ракеты включает боевую часть (заряд взрывчатого вещества, поражающие элементы осколочного, стержневого или комбинированного типа, предохранительно-исполнительный механизм) и неконтактный взрыватель. В зависимости от типа ракеты применяются радиолокационные (активные, полуактивно-пассивные), лазерные (активные) или инфракрасные (пассивные) неконтактные взрыватели.

Установился следующий типаж ракет класса «воздух — воздух»: ракеты малой дальности и ближнего воздушного боя (масса до 100 кг, дальность пуска — в пределах радиуса действия инфракрасных ГСН); ракеты средней дальности (всепогодные, всеракурсные, всевысотные) для поражения воздушных целей всех типов (масса 150—250 кг, дальность до 100 км); ракеты большой дальности для перехвата особо важных целей в сложных условиях (масса до 500 кг, дальность до 300 км).

Точность самонаведения можно характеризовать вероятностью попадания в круг заданного радиуса. В зависимости от условий применения вероятность попадания в круг радиусом около 10 м для ракет с радиолокационной ГСН (масса боевой части около 30 кг) составляет 0,6—0,9. Более точные ракеты с инфракрасной ГСН с той же вероятностью попадают в круг радиусом 3—5 м (масса боевой части 10—12 кг). Промах обусловлен случайными и динамическими ошибками наведения: первые связаны с шумами управляющего сигнала (угловые флуктуации прямого или отражённого излучения цели, помехи, внутренние шумы электронной аппаратуры); вторые возникают в результате противоракетного манёвра цели и систематических ошибок аппаратуры управления (ложных сигналов).

УР класса «воздух — поверхность» в связи с широким диапазоном размеров, уязвимости, информационных и прочих свойств цели отличаются значит, разнообразием по дальности действия, скорости полёта (дозвуковые и сверхзвуковые), принципам пеленгации целей и построения систем управления, типам боевого снаряжения. Классификация таких Р. приведена на рис. 3.

Ракеты малой дальности применяются для атаки неконтрастных целей после визуального обнаружения и опознавания цели. Прицеливание (целеуказание), а в некоторых системах и наведение осуществляются оператором (на одноместных самолётах — лётчиком). Командное наведение выполняется по методу «трёх точек» (цель, ракета, атакующий самолёт) оператором, который командами, передаваемыми по радиокомандной линии или по проводам на борт ракеты, стремится удерживать её на линии самолёт — цель.

В оптико-электронных (лазерных) командных системах датчики, расположенные на борту ракеты, получают ориентацию относительно цели в информационном поле, создаваемом пространственно-временной модуляцией лазерного излучения с борта носителя. Направление на цель, относительно которого создаётся модуляция, задаётся вручную оператором или определяется автоматически по информационным признакам цели. В поле может быть закоординировано несколько целей и осуществлено наведение нескольких ракет на каждую цель.

В системах лазерного полуактивного самонаведения лазерные ГСН ракеты пеленгуют цель, освещённую лучом лазера с самолёта-носителя, специального самолёта (вертолёта)-подсветчика или с земли. Луч лазера удерживается на цели либо оператором вручную, либо автоматизированной следящей системой (например, с телевизионным пеленгатором) по первичному целеуказанию оператора. В системах телевизионного самонаведения отклонение от направления на цель определяется сравнением текущего изображения приёмной электронно-лучевой трубки телевизионной ГСН ракеты с эталонным изображением, зафиксированным в памяти головки оператором при первичном целеуказании. Эталон по мере сближения с целью автоматически обновляется. По принципам запоминания и сравнения с эталоном информационных признаков цели различают системы контрастные, яркостные и корреляционные. Тепловизорные системы отличаются от телевизионных тем, что чувствительными элементы их приёмных трубок работают не в видимой, а в инфракрасной области спектра, что позволяет применять их как в дневное, так и в ночное время. Ошибка наведения, выявленная координатором цели лазерного, телевизионного или тепловизорного типа, используется для формирования сигнала управления ракетой по методу прямого наведения или пропорциональной навигации. В системах, управляемых вручную или полуавтоматически, ошибки наведения обусловлены главным образом неточностью целеуказания или формирования команд оператором. Диапазон промахов: от прямых попаданий до кругового вероятного отклонения Eк.в.о.  10 м.

Для атаки цели без входа в зону её ПВО применяются ракеты средней дальности (30—300 км). Пеленгация цели осуществляется по её электро-магнитному излучению (радиолокаторы системы ПВО), по радиоконтрасту (корабль в море) или по телевизионно-радиокомандной линии связи. Для поражения излучающих целей используются самонаводящиеся ракеты с пассивными ГСН, чувствительными в спектральном диапазоне ожидаемого излучения цели. Радиоконтрастные цели поражаются ракетами с комбинированными системами наведения: инерциальными (по первичному целеуказанию с борта самолёта-носителя) с переходом на самонаведение после захвата цели активной (возможно пассивной или полуактивной) ГСН ракеты. Телевизионно-командные системы позволяют осуществлять наведение ракет на любые различимые в видимом спектре цели. Оператор на командном пункте управляет полётом ракеты с помощью радиокомандной линии по телевизионному изображению, передаваемому с борта ракеты, ориентируясь сперва по изображению местности: по линиям (дороги, реки) или по ориентирам. Когда в поле зрения телевизионного координатора ракеты появляется цель, оператор производит наведение командами или переключает систему на самонаведение по зафиксированному целеуказанием эталону.

Погрешность наведения ракет средней дальности — от прямых попаданий (в крупноразмерную цель типа корабля, моста) до Eк.в.о.  10 м при наведении на радиолокаторы из-за переотражения их излучения от земли.

Стратегические ракеты большой дальности с ядерными боеголовками управляются по программе, контролируемой инерциальной системой наведения. Современные крылатые ракеты снабжены инерциальной системой, корректируемой в заранее выбранных зонах коррекции системой ориентации по физическим полям земли или по рельефу местности. Разрабатываются более точные системы ориентации управляемых Р. класса «воздух — поверхность», основанные на корреляционной идентификации информации, получаемой в полёте, с введённой в память ЭВМ ракеты «фотографией» цели или местности, полученной в видимой, инфракрасной, радиочастотной (путём активной радиолокации или радиометрии) областях спектра, а также в магнитное поле.

Необходимым условием использования систем коррекции является введение в память ЭВМ ракеты априорной информации с признаками зоны коррекции (или цели) для идентификации. Боевые части управляемых Р. класса «воздух — поверхность» специализированы соответственно уязвимости поражаемых целей: кумулятивные и бронебойные других типов — для поражения бронированной техники прямым попаданием; фугасные — для поражения наземных сооружений, транспортных средств, радиолокаторов и т. п.; фугасные проникающего действия (бетонобойные) — разновидность фугасных для поражения железобетонных сооружений, взлетно-посадочных полос и т. п.; кассетные, снаряжаемые суббоеприпасами различного назначения, в том числе управляемыми; ядерные.

Р. Д. Кузьминский

Рис. 1. Аэродинамические схемы управляемых авиационных ракет: а — класса «воздух — воздух»; б — класса «воздух — поверхность»; 1 — «Фолкон» AJM-4D (США); 2 — «Сайдуиндер» AJM-9B (США); 3 — «Мажик» R-550 (Франция); 4 — ASRAAM AJM-132 (Великобритания); 5 — «Спарроу» AJM-7F (США); 6 — AMRAAM AJM-120 (США); 7 — «Феникс» AJM-54A (США); 8 — «Мейврик» AGM-65 (США); 9 — «Гарпун» AGM-84 (США); 10 — «Мартель» AS-37 (Франция); 11 — «Стандарт» ARM AGM-78 (США); 12 — «Экзосет» АМ-39 (Франция); 13 — «Томагавк» AGM-109 (США); 14 — ALCM AGM-86B (США). Из представленных, на рисунке схем 1 — «бесхвостка»; 2, 3 — «утка»; 4 — бескрылая схема; 5 — «поворотное крыло»; 6—4 — нормальные схемы.

Рис. 2. Схематическая компоновка управляемых авиационных ракет класса «воздух—воздух»: 1 — обтекатель; 2 — головка самонаведения; 3 — автопилот; 4 — руль; 5 — блок питания; 6 — неконтактный взрыватель; 7 — антенна неконтактного взрывателя; 8 — боевая часть; 9 — предохранительно-исполнительный механизм; 10 — крыло; 11 — РДТТ; 12 — роллерон; 13 —топливная шашка; 14 — поражающие элементы; 15 — заряд взрывчатого вещества; 16 —электронный блок; 17 — турбогенератор; 18 — датчики; 19 — рулевой привод; 20 —электронные блоки; 21 — гиростабилизированный привод головки самонаведения; 22 — антенный блок.

Рис. 3. Классификация управляемых авиационных ракет класса «воздух — поверхность».



ракетное топливо — вещество или совокупность веществ, представляющих собой источник энергии и рабочего тела для ракетного двигателя. Основными показателями Р. т., определяющими его эффективность, являются тяга, развиваемая ракетным двигателем, отнесённая к секундному расходу топлива (удельный импульс тяги), и плотность топлива. Удельный импульс тяги увеличивается с увеличением тепловыделения (теплоты сгорания топлива) с уменьшением молекулярной массы продуктов сгорания. Удельный импульс тяги большинства Р. т. увеличивается с увеличением содержания в них водорода, а их плотность уменьшается.

Классификация применяемых Р. т. основана на их физическом состоянии: твёрдое топливо (ТРТ), жидкое и сжиженное (ЖРТ). ТРТ состоит из смеси неорганического окислителя и горючего в чистом виде (пороха) или с добавками полимерного связующего (СТРТ — смесевое твёрдое ракетное топливо). В качестве ТРТ также используются вещества, у которых в состав одной и той же молекулы входят как окислительные, так и горючие элементы (баллиститные ТРТ). В последние, так же как и в СТРТ, добавляются высокоэнергетические горючие и окислители и различные присадки. ТРТ изготовляются в виде блоков и шнуров.

ЖРТ разделяются на одно- (унитарное), двухкомпонентное и пусковое. Однокомпонентное топливо представляет собой вещество, в котором горючее и окислитель объединены в одном компоненте в виде химического соединения или устойчивой смеси. Двухкомпонентное ЖРТ предназначено для двигателя с раздельной подачей в камеру сгорания горючего и окислителя. В качестве горючих применяются в основном гидриды (углеводороды, гидразин, его производные) и водород, в качестве окислителей — жидкий кислород, оксиды азота и азотная кислота. Применяются само- и несамовоспламеняющиеся топлива.

Пусковое топливо представляет собой вещества, используемые в ЖРД только в период его пуска для обеспечения воспламенении основного несамовоспламеняющегося топлива в камере сгорания (например, смесь триэтилалюминия с триэтилбором).

По удельному импульсу ТРТ уступают жидким, так как из-за химической несовместимости не всегда удаётся использовать в составе ТРТ энергетически эффективные компоненты. См. также Твёрдое ракетное топливо.

Лит.: Зрелов В. Н., Серегин Е. П., Жидкие ракетные топлива, М., 1975; Химмотология ракетных и реактивных топлив, М., 1987.

А. Ф. Живан

ракетно-прямоточный двигатель (РПД) — комбинированный двигатель, сочетающий принципы работы ракетного двигателя (жидкостного ракетного двигателя, ракетного двигателя твердого топлива) и прямоточного воздушно-реактивного двигателя (см. рис.). В ракетном двигателе (газогенераторе) при высоком давлении сжигается топливо с недостатком окислителя, и продукты неполного сгорания подаются через сопла в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, где догорают в потоке воздуха, одновременно производя его эжекционное сжатие. Эффект эжекции и использование топлив с высокой теплотой сгорания позволяют увеличить лобовую тягу и понизить начальную скорость включения двигателя по сравнению с обычным прямоточным воздушно-реактивным двигателем. Теоретически РПД может иметь тягу на старте, но практически его целесообразно использовать, начиная со скорости, соответствующей Маха числу полёта M > 1—1,5, то есть со стартовым ускорителем. Эффект эжекции и дожигания топлива в тракте прямоточного воздушно-реактивного двигателя повышает экономичность (удельный импульс) РПД в несколько раз по сравнению с ракетными двигателями. Однако по этому показателю РПД уступает обычному прямоточному воздушно-реактивному двигателю.

РПД может быть использован на ракетах при полёте в плотных слоях атмосферы. Нашли применение РПД твёрдого топлива (РПДТ), входящие в интегральную компоновку «малообъёмных» ракет (см. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель). В РПДТ применяются топлива, содержащие металлы (магний, алюминий), бор и др. теплопроизводительные элементы. Применение в РПДТ многосопловых блоков газогенераторов позволяет сократить длину прямоточной камеры сгорания и повысить полноту дожигания топлива в воздухе.

Лит.: Курзинер Р. И., Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета, М., 1989.

В. А. Сосунов

Схема ракетно-прямоточного двигателя твёрдого топлива: 1 — набегающий поток воздуха; 2 — воздухозаборник; 3 — газогенератор; 4 — камера сгорания; 5 — реактивное сопле; 6 — вытекающие газы; 7 — многосопловый блок газогенератора, 8 —заряд твёрдого топлива.



ракетно-турбинный двигатель (РТД) — комбинированный двигатель, в котором сочетаются элементы турбореактивного и ракетного двигателей. В РТД компрессор, сжимающий атмосферный воздух, приводится во вращение турбиной, работающей на продуктах сгорания газогенератора (ГГ), представляющего собой ракетный двигатель. Основные разновидности РТД: по принципиальной схеме — РТД со смешением потоков продуктов сгорания ГГ и воздуха за компрессором — РТДсм (рис. 1), РТД с раздельными потоками — РТДр (рис. 2); по типу используемого топлива — РТД жидкого топлива (РТДЖ), РТД твёрдого топлива (РТДТ), РТД газообразного топлива (РТДГ), РТД гибридного топлива и воздушно-реактивные РТД, использующие в качестве топлива горючее при работе ГГ ракетного двигателя на газифицированном и подогретом горючем или на переобогащённой смеси воздух — горючее (РТД «пароводородной» схемы — РТДп, РТД с системой ожижения части воздуха, отбираемого за компрессором, — РТДож и др.); по конструктивной схеме — РТД с прямой связью роторов компрессора и турбины, РТД с редуктором, понижающим частоту вращения ротора компрессора по сравнению с частотой вращения ротора турбины. Термодинамический цикл РТД, как и любого комбинированного двигателя, состоит из двух циклов: генераторного ракетного цикла (цикла ГГ) и основного (рабочего) воздушного цикла с обменом энергии между ними и передачей механической работы (в РТДр) или работы и теплоты (в РТДсм). Относительная работа и термический кпд {{1}} основного цикла РТД выше соответствующих параметров циклов форсированных ТРД (или ТРДД) благодаря увеличению степени повышения давления в цикле ГГ и степени теплоподвода, что при использовании одного и того же топлива обусловливает тягово-экономические преимущества РТД перед форсированными ТРД (или ТРДД). Удельная масса РТД ниже, чем ТРДДФ, вследствие увеличения давления в цикле ГГ и уменьшения размеров ГГ. Высотно-скоростные характеристики РТД, использующего ракетное топливо, занимают промежуточное положение между характеристиками ЖРД и ТРДФ (или ТРДДФ). РТД имеют преимущества перед смешанной силовой установкой, состоящей из ТРДФ (или ТРДДФ) и ЖРД, обеспечивая при равных с ней значениях тяги более низкие удельные расходы топлива, а при одинаковых удельных расходах топлива обладают лучшими габаритными и высотными показателями.

В 80 х гг. РТД ещё не нашли практического применения.



Р. И. Курзинер

Рис. 1. Схема РТД со смешением потоков: 1 — компрессор; 2 — газогенератор; 3 —турбина; 4 — стабилизатор пламени; 5 — камера сгорания; 6 — сопла.

Рис. 2. Схема РТД с раздельными потоками: 1 — компрессор; 2 — газогенератор; 3 — турбина; 4 — камера сгорания наружного контура; 5 — камера сгорания внутреннего контура; 6, 7 — сопла ответственно наружного и внутреннего контуров.

ракетный двигатель (РД) — реактивный двигатель, использующий для работы только вещества и источники энергии, имеющиеся на перемещающемся аппарате (летательном, наземном, подводном). В зависимости от вида энергии, преобразующейся в РД в кинетическую энергию реактивной струи, различают химические ракетные двигатели (ХРД), ядерные ракетные двигатели (ЯРД), электрические ракетные двигатели (ЭРД). В процессах преобразования первичной энергии в кинетическую энергию реактивной струи участвует рабочее тело РД. В ХРД источники энергии и рабочего тела совмещены в химическом ракетном топливе. Для ЯРД и ЭРД характерны раздельные источники энергии и рабочего тела.

ХРД по агрегатному состоянию топлива разделяются на жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), ракетные двигатели твёрдого топлива (РДТТ), РД на гибридном, желеобразном (тиксотропном), псевдоожиженном и газообразном топливе. Широкое применение получили ЖРД и РДТТ. Тяга РДТТ достигает 12 МН, удельный импульс тяги — 2,5—3 км/с. Максимальная тяга ЖРД приближается к 10 МН, удельный импульс достигает 4,5—5 км/с. В ЯРД используется теплота, выделяющаяся в реакторе в результате цепной реакции деления, или энергия радиоактивного распада. Удельный импульс тяги ЯРД может значительно превышать удельный импульс тяги, развиваемый ХРД. ЯРД находятся в стадии изучения и создания экспериментальных образцов.

Для ЭРД характерен весьма высокий удельный импульс тяги, в десятки и сотни раз превышающий удельный импульс тяги ХРД. Созданы экспериментальные образцы ЭРД: электротермические, электро-магнитные, электростатический (ионный).

Ю. В. Ильин

ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), пороховой двигатель, — ракетный двигатель, работающий на твёрдом ракетном топливе. РДТТ широко применяются в качестве стартовых и маршевых двигателей ракет различных классов и реактивных снарядов. В авиационной и космической технике используются как ускорители взлёта самолётов, для отделения и увода отработавших ступеней космических ракет, обеспечения мягкой посадки при десантировании грузов, в системах аварийного спасения экипажей летательных аппаратов и др.

Общими элементами любого РДТТ являются (рис. 1): корпус 1 (камера сгорания), заряд твёрдого ракетного топлива 2, сопловый блок 3, воспламенитель 4, электрозапал 5 и тепловая защита. Заряд топлива либо свободно вложен в камеру сгорания в виде одной или нескольких шашек, либо скреплён с её стенками путём заливки в камеру топлива в полужидком состоянии с последующим его отверждением. Изменение поверхности горения по времени работы РДТТ определяет характер изменения тяги двигателя (тяга постоянная, увеличивается, уменьшается, изменяется ступенчато). Применяются канально-щелевые, звездообразные, торцевые и другие заряды (рис. 2). Участки поверхности, которые необходимо исключить из процесса горения, бронируются покрытиями из резинотканевых материалов. Для изготовления корпусов РДТТ применяются высокопрочные стали, алюминиевые и титановые сплавы, а также композиционные материалы. Воспламенительное устройство располагается, как правило, на переднем днище корпуса и служит для создания начал давления и зажигания заряда топлива. Сопловой блок преобразует тепловую энергию продуктов сгорания топлива в кинетическую энергию газовой струи. Вкладыш соплового блока, образующий горловину сопла, как самый теплонапряжённый элемент РДТТ, изготовляется из тугоплавких материалов (графит, вольфрам, молибден) или эрозионностойких прессматериалов. Для тепловой защиты внутренних стенок корпуса РДТТ и раструба сопла применяются стекло-, угле- и органопластики, прессматериалы на основе асбеста и фенольных смол.

Основные требования, предъявляемые к тепловой защите, — низкая теплопроводность и малая скорость деструкции при воздействии высокотемпературного потока газа.

РДТТ может иметь дополнительные устройства, служащие для управления вектором тяги. Изменение тяги осуществляется регулированием критического сечения сопла или вскрытием сопел противотяги; прекращение горения заряда топлива (например, для обеспечения заданной скорости в конце активного участка траектории) достигается резким сбросом давления в камере сгорания путём открытия спец. окон либо впрыском охлаждающей жидкости. Направление вектора тяги изменяется с помощью газовых рулей, помещаемых в вытекающую струю газа, поворотных сопел, несимметричным вспрыском жидкости или вдувом газа в сверхзвуковую часть сопла и др. Несмотря на сравнительно малый удельный импульс тяги (2,5—3 км/с), РДТТ имеют существ, преимущества: возможность получения большой тяги (до 12 МН и более); высокая степень готовности к пуску, возможность длит, хранения; простота и компактность конструкции; высокая надёжность и простота эксплуатации.



Лит.: Фахрутдинов И. X., Ракетные двигатели твердого топлива, М., 1981.

Рис. 1. Конструктивная схема РДДТ: 1 — корпус; 2 — заряд твёрдого топлива; 3 — сопло; 4 — воспламенитель; 5 — запал.

Рис. 2. Различные формы зарядов РДТТ: а — канально-щелевой; б — звездообразный; в — торцевой; 1 — бронирующее покрытие; 2 — канал; 3 — щель.

ракетный самолет — реактивный самолёт, на котором в качестве основного двигателя используется ракетный двигатель. Первые Р. с. с жидкостным ракетным двигателем были созданы в Германии (Хейнкель He. 176 в 1939 и Мессершмитт Me 163 в 1941) и в СССР (БИ-1, 1942). Необходимость иметь на борту летательного аппарата и горючее и окислитель существенно ограничивает располагаемую продолжительность полёта Р. с., поэтому их предполагалось использовать главным образом в качестве истребителей-перехватчиков (после взлёта и скоротечного воздушного боя такой самолёт должен был из-за нехватки топлива совершать планирующий полёт и посадку с неработающим двигателем). Во второй половине 40 х и в 50—60 х гг. в США для исследования проблем достижения больших скоростей полёта был построен ряд экспериментальных Р. с. с воздушным стартом с самолёта-носителя (чтобы не расходовать ракетное топливо также и на взлёт и начальный набор высоты). Большая тяга ЖРД при небольших его габаритах, аэродинамические и конструктивные особенности этих самолётов (применение тонких прямых или стреловидных крыльев умеренного и малого удлинения и материалов, способных противостоять аэродинамическому нагреванию) позволили, впервые преодолеть звуковой барьер (Р. с. Белл Х-1, 14 окт. 1947), а затем впервые достигнуть скоростей, в 2—3 раза превышающих скорость звука (Белл Х-1 А, Х-2 и др.). Дальнейшее развитие практической реактивной авиации шло по линии совершенствования более экономичных воздушно-ракетных двигателей. См. также Ракетоплан.

ракетоплан — летательный аппарат, траектория которого включает разгон и набор высоты с помощью ракетного двигателя и последующее планирование (отсюда название) с выключенным двигателями за счёт аэродинамической подъёмной силы крыла или несущего корпуса. Ввиду большого расхода топлива ракетным двигателем фаза активного участка полёта с работающим двигателем сравнительно непродолжительна (несколько минут), но достигаемые при этом скорость и высота могут быть, в зависимости от типа разгонного двигателя, весьма большими, вплоть до орбитальных. Вследствие этого участок планирования имеет большую протяжённость, достигающую межконтинентальной. Для увеличения скорости и высоты в конце активного участка Р. может иметь сбрасываемые элементы (топливные баки, разгонные ракетные блоки); вместо старта с земли возможен запуск Р. с самолёта-носителя.

Идеи создания Р. выдвигались в 20—30 х гг. в исследованиях возможного типа космического корабля (К. Э. Циолковский, Ф. А. Цандер и др.). В 1944 Э. Зенгер (Германия) разработал проект дальнего гиперзвукового бомбардировщика-ракетоплана, летающего у границы атмосферы с суборбитальной скоростью. При этом предлагалось увеличить дальность полёта, используя движения в атмосфере по волнообразной траектории, а не планирующий спуск.

В 50 х гг. в США фирмой «Норт Американ» был создан экспериментальный гиперзвуковой Р. Х-15 (рис. в табл. XXXIII), запускавшийся с самолёта-носителя В-52. В 1959—1967 три экземпляра этого Р. выполнили 199 пилотируемых полётов. При этом были достигнуты (в различных полётах) скорость 7297 км/ч (Маха число полёта M{{}} = 6,72) и высоту 107960 м.

В 1957—1963 фирма «Боинг» и ВВС США проводили работы по проектированию орбитального Р. Х-20, предназначенного для выхода на орбиту и широкого маневрирования с использованием аэродинамических сил при спуске в атмосфере. Ряд проектов орбитальных Р. разрабатывался и в других странах.



В. В. Скапенко

Раков Василий Иванович (р. 1909) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1958), профессор (1969), доктор военнно-морских наук (1967), дважды Герой Советского Союза (1940, 1944). В Советской Армии с 1928. Окончил Ленинградскую военно-теоретическую школу лётчиков (1929), Первую Военную школу лётчиков (1931), Военную школу морских лётчиков (1931), Военно-морскую академию (1942), Высшую военную академию (1946; позже Военная академия Генштаба Вооруженных Сил СССР). Участник советско-финляндской и Великой Отечественной войн. В ходе войны был командиром морской авиабригады, заместитель командира третьей особой Севастопольской авиагруппы, помощник командира штурмовой авиадивизии, командир авиаполка. Совершил свыше 170 боевых вылетов, участвовал в потоплении 12 кораблей и судов противника. После войны командир авиасоединения, с 1948 на преподавательской работе в Военно-морской академии, в 1952—1970 заместитель начальника, затем начальник кафедры академии. Награждён 2 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденами Отечественной войны 1 й степени, Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в Санкт-Петербурге. Портрет см. на стр. 468.

Соч.: Крылья над морем, Л., 1974; В авиации — моя жизнь, Л., 1988.



Лит.: Калиниченко А. Ф., Всегда впереди, в его кн.: Герои неба, Калининград, 1982.

рампа (французкое rampe, от ramper — подниматься отлого, быть покатым) — створка люка грузовой кабины летательного аппарат, совмещённая с трапом. Обычно применяется на транспортных самолётах (вертолётах). Габариты Р. зависят от размеров и грузоподъёмности летательного аппарата. Р. обеспечивает герметичность грузовой кабины, обтекаемость фюзеляжа, погрузку-выгрузку колёсной и гусеничной техники и грузов, парашютное десантирование техники, грузов и людей.

Открытие Р. на земле даёт возможность проводить погрузочно-разгрузочные работы с применением верхнего погрузочного оборудования и вентилировать грузовую кабину. По способу открытия различают Р. поворотные (поворачиваются на шарнирах вокруг оси навески на пороге грузового люка), откатные (откатываются по рельсам от люкового проёма), сдвижные (сдвигаются с помощью качалок или водил из люкового проёма). Обычно Р. размещаются в задней части грузовых кабин. На некоторых самолётах они размещаются также и в передней части.



Н. П. Сербул

Ранверсман — фигура пилотажа, то же, что поворот на горке.

Ранкина (Рёнкина) — Гюгоньо формула — см. в статье Гюгоньо адиабата.

Раскова Марина Михайловна (1912—1943) — советская лётчица-штурман, майор, Герой Советского Союза (1938). С 1932 работала в аэронавигационной лаборатории Военно-воздушной академии РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (ныне ВВИА). В 1934 получила звание штурмана в Центральном учебном комбинате ГВФ. Окончила школу пилотов Центрального аэроклуба Осоавиахима (1935). Совершила перелёты: Москва — Актюбинск (1937, совместно с В. С. Гризодубовой), Севастополь — Архангельск (1938, совместно с В. Ф. Ломако и П. Д. Осипенко), Москва — поселок Керби (ныне село имени Полины Осипенко Хабаровского края; 1938, совместно с Гризодубовой и Осипенко). С 1938 в Красной Армии. Участница Великой Отечественной войны. Командовала авиагруппой по формированию женских авиаполков; командир женского бомбардировочного авиаполка. Награждена 2 орденами Ленина, орденом Отечеств, войны 1 й степени (посмертно). Погибла в авиационной катастрофе при исполнении служебных обязанностей. Урна с прахом в Кремлёвской стене. Именем Р. названо Тамбовское высшее военное авиационное училище летчиков.

Соч.: Записки штурмана, 2 изд., М., 1976.



Лит.: Маркова Г. И., Взлет: о Герое Советского Союза М. М. Расковой, М., 1986.

М. М. Раскова.



распознавание цели — отнесение обнаруженной цели к определенному классу объектов, обладающих общими свойствами (признаками). Процесс Р. ц. состоит в сравнении текущей информации об объекте, получаемой с помощью визирных устройств или зрительно, с эталонными образами целей, содержащимися в памяти вычислительной системы или человека, и в принятии решения о классификации объекта. Вероятность правильного Р. ц. повышается с увеличением числа признаков и улучшением качества их измерения бортовыми системами и с ростом информативности эталона. Для решения задач Р. ц. наиболее пригодны информационные системы, обеспечивающие высокое разрешение элементов объекта, и специализированные ЭВМ матричного типа с параллельной обработкой больших массивов информации либо оптико-электронные системы голографического типа.

Отдельной задачей является опознавание принадлежности государственной принадлежности летательных аппаратов.



Расторгуев Виктор Леонидович (1910—1945) — советский лётчик-испытатель, планерист, мастер спорта СССР (1937). В 1931 окончил Высшую лётно-планёрную школу Осоавнахима. Провёл испытания летательного аппарата конструкции В. Н. Беляева с крылом пониженной жесткости типа «бабочка», что сыграло существенную роль в создании самолётов с «гибкими» крыльями. Участник Великой Отечественной войны, летчик-испытатель самолётов Як. Первым в СССР провёл специальные испытания на перевернутый штопор самолета ЯК-3. Исследовал его противоштопорные свойства и отработал рекомендации по выводу самолета из штопора. Провёл особо сложные испытания истребителей Як на флаттер и модифицированного Як-3 с жидкостным ракетным ускорителем — Як-3РД. Установил ряд всесоюзных и мировых рекордов по планёрному спорту. Погиб в испытательном полёте. Награждён орденами Красного Знамени, «Знак Почёта», медалями. Именем Р. назван кратер на Луне.

В. Л. Расторгуев.



расход воздуха в авиационном двигателе — отношение количества воздуха, поступающего в двигатель из атмосферы, ко времени его поступления. Р. в. достигает в мощных турбореактивных двухконтурных двигателей с большой степенью двухконтурности 600—700 кг/с во взлётных условиях, в малоразмерных газотурбинных двигателях — 1—25 кг/с. С увеличением высоты полёта Р. в. уменьшается из-за падения плотности воздуха. С увеличением скорости полёта Р. в. возрастает вследствие повышения входного давления скоростным напором. Наряду с удельной тягой Р. в. является одним из основных факторов, определяющих габариты двигателя заданной тяги.

расход рулей — углы отклонения рулей управления лётчиком посредством рычагов управления и (или) от автоматических устройств. Для нерезервированных систем управления предельные Р. р., реализуемые системами, обычно не превышают 25% их максимального хода {{}}max. По мере повышения уровня автоматизации систем управления Р. р. от автоматики увеличивались. Они могут достигать значений {{}}max.

расход топлива — выражается в абсолютных и относительных величинах. К первым относится расход топлива за всё время полёта от аэродрома отправления до аэродрома назначения или на отдельных этапах полёта. К относительным величинам относятся: 1) удельный Р. т. в кг топлива на 1 кВт в 1 ч — у поршневых двигателей и турбовинтовых двигателей и в кг топлива на 1 Н тяги в 1 ч — у турбореактивных двигателей. Удельный Р. т. — одна из основных характеристик двигателей; 2) часовой Р. т. в кг топлива на 1 ч полёта; 3) километровый Р. т. в кг топлива на 1 км пути. Два последних показателя могут выражаться осреднённым значением, когда принимается полный расход топлива от старта до посадки, или показателем, соответствующим Р. т. только на крейсерском участке полёта; при этом исключается расход топлива на набор высоты и снижение перед посадкой; 4) Р. т., приходящийся на 1 пассажиро-км или 1 тонно-км. См. также статью Удельный расход топлива.

расцепка — механическое разделение элементов конструкции летательного аппарата в полёте. Применяется при отделении элементов подвески (бомб, ракет, подвесных топливных баков и т. д.) от самолёта, разделении блоков (модулей) или ступеней многоступенчатых космических летательных; в 30 е гг. применялась при отделении самолётов от «авиаматки».

Основное требование при Р. — исключение возможности соударения расцепляющихся элементов. Р. производится по узлам механической связи с одновременным или предшествующим Р. разъединением электрических, гидравлических и пневматических коммуникаций, связывающих разделяющиеся элементы системы. Р. реализуется в различных конструкциях с помощью механических замков, пиротехнических устройств (пироболты), вспомогательных ракетных двигателей твердого топлива, пружинных или пневматических толкателей. Р. предшествует запуску двигателя следдующей ступени многоступенчатого космического летательного аппарата или осуществляется после его включения. В ряде конструкций для Р. используют аэродинамические силы. Однако этот способ эффективен лишь в определенном диапазоне высот и скоростей полёта летательного. В разреженных слоях атмосферы и в космосе Р. осуществляется с помощью механических устройств и систем со специальными ракетными двигателями. Сокращение времени Р. уменьшает потери скорости летательного аппарата.



расчётная нагрузка — предельное значение внешней нагрузки, по которому производится расчёт конструкции летательного аппарата на прочность. Конструкция не должна разрушаться при нагрузках, меньших Р. н. Значение Р. н. определяется для каждого расчётного случая как произведение эксплуатационной максимальной нагрузки на коэффициент безопасности.

расчётный режим работы двигателя — задаваемый при проектировочном расчёте авиационного воздушно-реактивного двигателя режим его работы. При проектировании определяются размеры проходных сечений проточной части двигателя и его составных частей — компрессора, турбины, камеры сгорания, реактивного сопла и т. д. Размеры проточной части должны соответствовать установленным в техническом задании требованиям к основным показателям двигателя на расчётном режиме — тяге (мощности), удельному расходу топлива и др. При предварительном проектировании авиационного газотурбинного двигателя иногда в качестве расчётного принимается режим макс, тяги (мощности) на взлёте. У двигателей многорежимных летательных аппаратов выбор размеров проточной части должен удовлетворять требованиям к показателям на всех основных режимах полёта. Например, при проектировании двигателя для сверхзвукового пассажирского самолёта задаются тяга и удельный расход топлива на режимах крейсерского полёта со сверх- и дозвуковой скоростями, тяга и допустимый уровень шума на взлётном режиме, тяга на режиме полёта с околозвуковой скоростью. В подобных случаях согласование размеров проточной части с требованиями к основным показателям двигателя обеспечивается регулированием его элементов (поворотом лопаток направляющих аппаратов компрессора, сопловых аппаратов турбины, створок сопел и др.). Размеры проточной части являются исходной информацией для проектировочного расчёта двигателя на прочность с учётом наиболее напряжённых режимов его работы. При этом конфигурация проточной части и конструктивная схема двигателя уточняются для обеспечения необходимого ресурса и надёжности двигателя.

М. М. Цховребов

расчётный случай — случай экстремальных условий эксплуатации летательного аппарата, подлежащий обязательному учёту (расчёту) при проектировании летательного аппарата. Р. с., например, являются посадка на воду дальнего пассажирского самолёта при выборе его аэродинамической схемы, отказ двигателя критического при проектировании органов управления, болтанка при расчётах на прочность и определении ресурса авиационной конструкции.

Рафаэлянц Арам Назарович (1897—1960) — советский авиаконструктор. После окончания Николаевского городского училища (1915) работал в четвертом Кавказском авиаотряде (1916—1919). Участник Гражданской войны. В 1922 поступил в Академию Воздушного Флота имени профессора Н. Е. Жуковского, где построил авиетку РАФ-1 (1925) и лёгкий самолёт РАФ-2, совершивший перелёты из Москвы в Одессу и Берлин (1927). Работал на авиационном заводе (1927—1933), где занимался вопросами прокатки нержавеющей стали. В 1933—1941 создавал модификации самолёта Р-5 Н. Н. Поликарпова. На пассажирском варианте ПР-5 этого самолёта лётчик В. С. Молоков совершил перелёт Москва — о. Диксон (1935). Р. спроектировал и построил лёгкие пассажирские самолёты РАФ-11 и РАФ-Ибис (1937—1939). В 1946—1960 — в летно-исследовательском институте, где построил (1957) экспериментальный вертикально взлетающий аппарат «Турболёт» (рис. в табл. XXVI) с газотурбинным двигателем АЛ-9Г. Награждён орденами Трудового Красного Знамени, «Знак Почёта», медалями.

А. Н. Рафаэлянц.



РБВЗ — сокращённое название Русско-Балтийского вагонного завода, используемое иногда в обозначениях построенных им самолётов..

Рд — 1) распространённое название самолёта АНТ-25 (см. Ту), построенного с целью выполнения рекордных беспосадочных перелётов (РД — рекорд дальности).

2) Обозначение некоторых авиационных двигателей, в их числе: жидкостные ракетные двигатели для экспериментальных самолётов (РД-1 А. М. Исаева для реактивного истребителя БИ-1, ускорители РД-1 и РД-1ХЗ В. П. Глушко и т. д.); автопульсирующий ВРД РД-13 В. Н. Челомея; турбореактивные двигатели, строившиеся в СССР в первые годы после Великой Отечественной войны по зарубежным образцам (РД-10, РД-20, РД-45, РД-500); ряд турбореактивных двигателей отечественной конструкции, например РД-3М, РД-9Б (см. AM), РД36-51А (см. ВД), РД-33 (см. ВК).



реактивная сила — см. Тяга двигателя.

реактивное сопло — выходной канал реактивного двигателя, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в его кинетическую энергию. Путём регулирования минимальной площади Р. с. F*, (см. рис.) достигается высокоэффективная работа расположенных перед ним элементов двигателя (газогенератора, форсажной камеры и др.). Течение в Р. с. должно происходить с минимальными потерями для получения максимальной тяги двигателя. Для достижения высоких лётных характеристик летательного на всех режимах полёта требуется точное согласование внутреннего контура Р. с. с внешними обводами силовой установки. Поэтому необходимо осуществлять не только указанное регулирование F*, но и регулирование площади Fc выходного сечения Р. с.

С помощью Р. с. в ряде случаев управляют значением и направлением вектора тяги (см. Управление вектором тяги), реверсируют тягу (см. Реверсивное устройство) и уменьшают шум выходящей из Р. с. газовой струи. Конструкция Р. с. должна быть работоспособной при высокой температуре, обеспечивать герметичность и иметь малую массу.



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   ...   111   112   113   114   115   116   117   118   ...   170


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

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал