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



Скачать 38.76 Mb.
страница119/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   115   116   117   118   119   120   121   122   ...   170
Р.). При относительно невысоких температурах (обычно менее 1000 К) в газах быстрее всего устанавливается равновесие по поступательным степеням свободы. Равновесие между поступательными и вращательными степенями свободы, связанное с обменом энергии между ними, устанавливается значительно медленнее. При гиперзвуковых скоростях полёта, когда в области возмущающего течения проявляются реального газа эффекты, в многоатомных газах существенную роль играют релаксационные явления, связанные с обменом энергией между поступательными и внутренними степенями свободы, которые оказывают влияние на газо-термодинамические характеристики течения и на аэродинамическое нагревание. Процесс установления термодинамического равновесия по внутренним степеням свободы описывается уравнениями газо- и термодинамики (Навье — Стокса уравнениями, уравнениями теплопроводности, диффузии и др.), дополненными уравнениями химической кинетики и другими релаксационными уравнениями, если времена Р. соответствующих физико-химических процессов сравнимы с характерным газодинамическим временем течения.

Ренар (Renard) Шарль Александр (1847—1905) — французский воздухоплаватель, один из пионеров дирижаблестроения. С 1871 член комиссии военного министерства по воздухоплаванию. На созданных Р. ротативных установках исследовалось аэродинамическое сопротивление дирижаблей в зависимости от скорости обтекания и формы корпуса. Р. разработал теорию статической устойчивости дирижабля в полёте. В 1884 на средства военного министерства Р. совместно с А. Кребсом разработал и построил дирижабль «Франция» с электродвигателем мощностью 6,6 кВт и аккумуляторной батареей, более совершенный, чем дирижабль А. Жиффара. Общая масса силовой установки 0,6 т, масса дирижабля 2 т. 9 августа 1884 дирижабль совершил полёт на 7,5 км и обратно за 23 мин. В 1884—1885 выполнено ещё 6 полетов. На основе опыта полётов дирижабля «Франция» Р. определил необходимую площадь оперения дирижабля. Р. первым разработал методику оценки собственной скорости дирижабля с учётом скорости ветра, создал конструкции привязных аэростатов наблюдения, применявшихся во французской армии, построил модель планёра-полиплана с закрытым корпусом и шасси.

Ш. А. Ренар.



ресурс (от французского ressource — вспомогательное средство) — 1) Р. авиационной конструкции — продолжительность функционирования (наработка) конструкции летательного аппарата, выраженная в лётных часах или числом полётов до наступления предельного состояния, при котором дальнейшая эксплуатация летательного аппарата прекращается по требованиям безопасности или эффективности эксплуатации в связи с возможным недопустимым снижением прочности. Обеспечение больших Р. является комплексной задачей, сложность которой обусловлена спецификой летательного аппарата как технического изделия. Достижение необходимых лётных, эксплуатационных и экономических характеристик требует максимального снижения массы конструкции и повышения напряжённости её работы при условии обеспечения безопасности эксплуатации в пределах Р.

Проблема Р. приобрела особую актуальность в конце 50 х гг. в связи с бурным развитием гражданской авиации и рядом катастроф реактивных пассажирских самолётов (например, английского самолёта «Комета-1»), последовавших из-за недостаточного сопротивления усталости герметичных фюзеляжей. В США, Великобритании и других странах с развитой авиационной промышленность были проведены исследования ресурсных характеристик конструкций летательных аппаратов; в СССР под руководством А. И. Макаревского в Центральном аэрогидродинамическом институте и в ряде КБ — работы по созданию нормативных требований и методов обеспечения безопасности эксплуатации летательного аппарата по условиям сопротивления усталости. Проводившиеся исследования касались в основном способов определения наработки, которую можно допустить для уже поступившей в эксплуатацию конструкции при крайне малой вероятности возникновения опасных усталостных трещин. В связи с повышением требований к интенсивности эксплуатации и эффективности самолётов в 70 х гг. определение и обеспечение требуемых больших Р. стало необходимым уже на этапах проектирования летательного аппарата. Методы, обеспечивающие Р. на этапе проектирования и при эксплуатации, аналогичны и сводятся в основном к следующему: определение совокупности нагрузок, действующих на конструкцию; определение характеристик сопротивления усталости на стадиях зарождения и распространения трещин при нагружении упрощённого вида, позволяющем провести необходимый эксперимент; установление связи между реальной и упрощённой совокупностями нагрузок; назначение коэффициентов надёжности.

Определение совокупности переменных нагрузок, действующих на конструкцию, проводится применительно к нагрузкам функционирования, обусловленным параметрами эксплуатации (массой летательного аппарата, топлива и полезного груза, скоростью и высотой полёта и т. д.), и к дополнительным нагрузкам, вызываемым маневрированием, наличием атмосферной турбулентности, неровностями поверхности земли и др. При проектировании переменной нагрузки определяются (для прогнозируемых режимов эксплуатации) на основе аэродинамических и весовых характеристик летательного аппарата с использованием методов статистической динамики для расчёта реакций самолёта как колебательной системы на стохастические внешние воздействия и другими способами. На этапе эксплуатации проводят прямые измерения переменных нагрузок, включая массовые статистические исследования перегрузок в центре тяжести самолёта.

Характеристики сопротивления усталости для стадий зарождения и распространения трещин в период проектирования получают экспериментально, испытывая действием, как правило, упрощённой совокупности переменных нагрузок характерные для данной конструкции образцы соединений, а также опытные панели и узлы, представляющие собой фрагменты ответственных участков конструкции. В ходе испытаний ведут направленный выбор материалов, полуфабрикатов, конструктивных форм и технологических процессов, обеспечивающих высокий уровень сопротивления усталости и распространению трещин. При поступлении летательного аппарата в эксплуатацию и установлении Р. в соответствии с Нормами лётной годности проводят прямые испытания натурной конструкции планёра самолёта (см. Ресурсные испытания).

Важным фактором является установление связи (эквивалентности) между реальной и упрощённой совокупностями переменных нагрузок, позволяющей перейти от исчисления долговечности в некоторых условных циклах к исчислению их в лётных часах, полётах или других единицах реального функционирования летательного аппарата или его агрегатов. При проектировании эквивалентность определяется с помощью ряда известных расчётных методов (например, путём систематизации совокупностей переменных нагрузок, учётом асимметрии циклов нагружения, на основе гипотезы линейного суммирования усталостных повреждений); в ходе прямых испытаний элементов конструкции как при упрощённом, так и при реальном нагружении. В период эксплуатации с этой целью на базе методов математической статистики сопоставляют число циклов до возникновения трещины в конкретном месте конструкции при испытаниях в лаборатории с наработкой до возникновения аналогичных трещин при эксплуатации, если они появлялись на ряде экземпляров эксплуатируемой модели летательного аппарата.

Для обеспечения Р. назначают коэффициенты надёжности конструкции, компенсирующий возможное рассеивание количества и значений переменных нагрузок, характеристик сопротивления усталости, погрешности методов. Коэффициент надежности выбирают или по принципу «безопасного ресурса», то есть так, что появление трещин усталости практически невероятно, или с учётом эксплуатационной живучести авиационной конструкции на основе методов теории вероятностей и математической статистики. Исходя из требуемой надёжности авиационной конструкции Р. летательного аппарата в целом определяется по Р. отдельных элементов, разрушение которых или появление у них повреждений может непосредственно привести к катастрофической ситуации. В случае необходимости Р. увеличивается после контроля, ремонта или замены этих элементов.

Безопасность авиационной конструкции по условиям сопротивления усталости подтверждается перед началом регулярной эксплуатации при установлении первоначально назначенного Р. и в процессе эксплуатации по мере выработки ранее установленного Р. При этом проводится последовательное (поэтапное) установление увеличенных значений назначенного Р. на основе накопления и обобщения сведений об условиях нагружения и технического состояния конструкции.

В. Г. Лейбов, Е. А. Шахатуни.

2) Р. двигателя — продолжительность или объём работы (наработка) двигателя в эксплуатации до предельного состояния при котором дальнейшая работа двигателя прекращается по требованиям безопасности и эффективности эксплуатации. Р. измеряется продолжительностью эксплуатации в часах, полётных циклах, включениях и т. п. Существуют Р. назначенный, гарантированный и Р. до списания.

Наиболее важным является назначенный ресурс двигателя и его элементов. Назначенным P. называется суммарная наработка двигателя (в часах, циклах и т. п.), при достижении которой эксплуатация должна быть прекращена независимо от его состояния. Назначенный Р. двигателя и его отдельных элементов могут быть различными. При выработке этого Р. соответствующие детали, узлы двигателя подлежат обязательной замене в процессе ремонта или технического обслуживания. Назначенный Р. ответственных элементов двигателя (дисков, валов и др.) определяется расчётами и подтверждается, как и для двигателя в целом, эквивалентно-циклическими испытаниями двигателя. Значение назначенного Р. изменяется в процессе эксплуатации по мере подтверждения его соответствующими испытаниями, различают начальный назначенный Р., временно назначенный Р. и т. д. Составными частями назначенного Р. являются Р. до первого капитального ремонта и межремонтные Р.

В течение гарантированного ресурса устранение конструктивно-производственных дефектов двигателя производится за счёт поставщика.

Для расчёта потребности в авиационных двигателях используется ресурс до списания — расчётное значение наработки двигателя от начала эксплуатации до списания двигателя.

И. А. Биргер.

Лит.: Гудков А. И., Лешаков П. С., Райков Л. Г., Внешние нагрузки и прочность летательных аппаратов, 2 изд., М., 1968; Серенсен С. В., Когаев Б. П., Шнейдерович Р. М., Несущая способность и расчет деталей машин на прочность, 3 изд., М., 1975.

ресурсные испытания авиационной конструкции — воспроизведение в лаборатории внешних воздействий, соответствующих условиям типовой эксплуатации планёра летательного аппарата, включая циклические нагружения и функционирование элементов конструкции летательного аппарата. Р. и. определяют наработку до достижения конструкцией предельного состояния, при котором её дальнейшая эксплуатация небезопасна или нецелесообразна из-за снижения эффективности. В процессе Р. и. выявляют критические элементы конструкции, влияющие на безопасность эксплуатации, а также отрабатывают методы технического обслуживания конструкции летательного аппарата в течение всего срока эксплуатации. На основе сравнения внешних воздействий, создаваемых в стендовых условиях (см. рис.) и в реальной эксплуатации, а также исследований напряженности и температурного состояния испытываемой конструкции определяют и обеспечивают эквивалентность стендовых условий условиями реальной эксплуатации.

При дефектоскопическом контроле (см. Дефектоскопия) в испытываемой конструкции выявляют повреждения (трещины, износ, коррозию и т. д.), вызванные циклической наработкой, и воздействием среды, с целью определения условий достижения требуемого ресурса и календарного срока службы (до списания парка конструкций).

Разновидностью Р. и. являются усталостные испытания, в процессе которых производится нагружение конструкции совокупностью низкочастотных (до 1 Гц) и высокочастотных (до 50 Гц) нагрузок, эквивалентных нагрузкам типовой эксплуатации. Низкочастотные нагрузки воспроизводят повторно-статическим способом (см. Повторно-статические испытания), высокочастотные — путём возбуждения колебаний конструкции на собственных частотах.

С. И. Галкин.

Ресурсные испытания крыла самолета в ЦАГИ.



Речкалов Григорий Андреевич (р. 1920) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1957). дважды Герой Советского Союза (1943, 1944). В Советской Армии с 1938. Окончил Пермскую военную авиационную школу лётчиков (1939), Военно-воздушную академию (1951; ныне имени Ю. А. Гагарина). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-истребителем, командиром звена, командиром эскадрильи, командиром истребительного авиаполка. Совершил 450 боевых вылетов, сбил лично 56 и в составе группы 5 самолётов противника. После войны на ответственных должностях в ВВС. Награждён орденом Ленина, 4 орденами Красного Знамени, орденами Александра Невского, Отечественной войны 1 й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в с. Зайково Свердловской области. Портрет см. на странице 480.

решетка профилей (плоская) — расположенная на плоскости периодическая система профилей крыла, получающаяся параллельным смещением профиля (рис. 1) относительно соседнего на определенное расстояние (шаг решётки — прямая Р. п.) или поворотом относительно общего центра на угол 2{{}}/N, где N — число профилей в Р. п. (круговая Р. п.). Р. п. получаются при сечении рабочих колёс и направляющих аппаратов компрессоров, турбин, воздушных винтов и т. п. цилиндрическими поверхностями или плоскостями.

Впервые аэродинамический расчёт состоящей из плоских пластин Р. п., обтекаемой безвихревым потоком идеальной несжимаемой жидкости, был выполнен Н. Е. Жуковским (1890, 1912—1915) и С. А. Чаплыгиным (1914) методом конформных отображений и годографа методом. Их работы явились толчком для разработки современных методов расчёта и проектирования отдельных лопаток и лопаточных машин в целом. Расчёты показывают, что аэродинамические характеристики (например, подъёмная сила) профиля в решётке могут существенно отличаться от характеристик отдельного профиля (рис. 2) из-за взаимного влияния профилей в решётке (см. Интерференция аэродинамическая). Позднее были разработаны методы расчёта обтекания Р. п. потоком газа с дозвуковой скоростью с учётом влияния вязкости среды на потери полного давления (на основе теории пограничного слоя), теория решёток в сверхзвуковом потоке, теория пространственных и нестационарных течений через Р. п. Теория плоских Р. п. применяется также для расчёта обтекания профилей при наличии твёрдых или свободных границ около него. Теория плоских и пространств. Р. п. лежит в основе современных методов расчёта турбомашин (турбин и компрессоров).



Лит.: Келдыш В. В., Решетки профилей в сверхзвуковом потоке, в кн.: Сборник работ по теории воздушных винтов, М., 1958; Степанов Г. Ю., Гидродинамическая теория решеток, в кн.: Механика в СССР за 50 лет, т. 2, М., 1970; Седов Л. И., Плоские задачи гидродинамики н аэродинамики, 3 изд., М., 1980.

Г. И. Майкапар.

Рис. 1. Прямая (а) и круговая (б) решётки профилей: l — шаг решётки; {{}} — угол выноса; b — хорда профиля; 1 — профиль; 2 — профилированные лопатки.

Рис. 2. Зависимость коэффициента подъёмной силы cy профиля в решётке от отношения l/b при различных значениях угла выноса {{}} (см. рис. I), cy{{}} — коэффициент подъёмной силы изолированного профиля (l/b {{ }}).

решетчатые крылья — несущие, стабилизирующие или управляющие поверхности, представляющие собой совокупность «планов» обычно одинакового профиля (см. Профиль крыла) и расположения (см., например, Решётка профилей). Р. к. явились развитием идеи строительства полипланов, для которых, как отмечал Н. Е. Жуковский в 1911, «надеялись получить хорошую подъёмную силу, делая поддерживающие планы решётчатого типа». Однако в самолётостроении полипланы развития не получили.

Р. к. применяются при решении задач, в которых проявляются их преимущества перед обычными несущими поверхностями. Наиболее часто используются рамные и сотовые Р. к. (рис. 1). Основным геометрическим параметром Р. к., во многом определяющим их характеристики, в том числе аэродинамические характеристики, является относительный шаг {{t}} = t/b, где b — хорда профиля (плана), t — расстояние между соседними планами (при равных {{t}} несущие свойства рамных и сотовых Р. к. незначительно отличаются друг от друга).

Среди аэродинамических преимуществ Р. к. следует отметить возможность получения значительных несущих (подъёмной, управляющей) сил при ограниченном объёме конструкции и обеспечения больших критических углов атаки и малых шарнирных моментов в широком диапазоне значений Маха числа полёта M{{}}. Кроме того, соответствующим выбором геометрических параметров Р. к. (главным образом {{t}}) можно влиять на закон изменения коэффициент cy{{}} (см. Аэродинамические коэффициенты) от M{{}} (рис. 2), что позволяет обеспечить почти постоянную степень статической устойчивости летательного аппарата по M{{}}, в том числе и в случае значительного изменения его центровок. (Однако на дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях полёта, когда наблюдается заметное взаимодействие между планами из-за интерференции аэродинамической, значение аэродинамического качества Р. к. меньше, чем у «монопланного» крыла.) Рациональное пространственное распределение элементов Р. к. позволяет также существенно снизить массу конструкции. Одной из важных особенностей Р. к. является удобство их складывания, обычно вдоль корпуса (примером могут служить складывающиеся стабилизирующие поверхности системы аварийного спасения космических кораблей «Союз», рис. 3), причём их раскрытие может осуществляться как принудительно, так и под воздействием только (что существенно) аэродинамических сил.



Лит.: Жуковский Н. Е., Теоретические основы воздухоплавания, т. 6, М.—Л., 1950; Решетчатые крылья, М., 1985.

С. М. Белоцерковский.

Рис. 1. Рамное (а) и сотовое (б) решётчатые крылья.

Рис. 2. Зависимость коэффициента cy{{}} от числа Маха M{{}} при различных значениях {{t}}.

Рис. 3. Сложенные вдоль корпуса решетчатые крылья системы аварийного спасения космического корабля «Союз».



римская конвенция 1952 об ущербе, причинённом иностранными воздушными судами третьим лицам. На 1 января 1990 участниками конвенции являлись 35 государств (СССР — с 1982). Р. к. 1952 применяется, если вред причинён во время нахождения воздушного судна в полёте, и предусматривает ответственность за причинение вреда третьим лицам на поверхности эксплуатанта воздушного судна, который отвечает также за действия своих служащих и представителей. Возмещению подлежит ущерб, причинённый в результате смерти, телесного повреждения и уничтожения или порчи имущества. Правовая доктрина и судебная практика некоторых стран считают также, что подлежит возмещению вред, причинённый шумом, однако в таких случаях учитывается, были ли нарушены правила полётов.

Конвенция устанавливает принцип ответственности независимо от вины. Предусматриваются пределы ответственности за причинённый ущерб, которые зависят от максимальной взлётной массы воздушного судна (вместе с топливом). Претензии в соответствии с Р. к. 1952 могут предъявляться в течение двух лет с даты происшествия. Конвенция определяет, суды какого государства компетентны рассматривать иски о возмещении причинённого ущерба, и устанавливает условия, при которых решения судов одного договаривающегося государства подлежат исполнению на территории другого.

Конвенция устанавливает также правила обеспечения ответственности эксплуатанта, в том числе путём страхования воздушного или вклада в депозит в соответствующем государстве регистрации судна, предоставления банковской гарантии и др.

Лит.: Международное воздушное право, кн. 2, М., 1981.

Ю. Н. Малеев

«Рипаблик» (Republic Aviation Corp.) — авиационная фирма США. Основана в 1931 под названием «Северский эркрафт» (Seversky Aircraft Co), указанное название с 1939, в 1965 вошла в состав концерна «Фэрчайлд индастрис». Специализировалась на выпуске военных самолётов. Среди наиболее известных истребитель Р-47 «Тандерболт» (первый полёт в 1941, построено 15686, см. рис. в таблице XX), После Второй мировой войны разработала один из первых в США реактивных истребителей F-84 «Тандерджет» (1946, построено 7524, см. рис. в табл. XXX) и его вариант F-84F «Тандерстрик» (1950) со стреловидным крылом. В1955 разработала сверхзвуковой истребитель-бомбардировщик F-105 «Тандерчиф» (см. рис.). Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в таблице.

Таблица — Самолёты фирмы «Рипаблик»



Основные данные

Истребитель сопровождения P-47D

Истребитель F-84B

Истребители-бомбардировщики


F-84F

F-105D

Первый полёт, год

1943

1946

1950

1959

Число и тип двигателей

1 ПД

1 ТРД

1 ТРД

1 ТРДФ

Мощность двигателя, кВт

1890

-

-

-

Тяга двигателя, кН

-

17,8


32,1


118


Длина самолёта, м

11,03

11,43

13,2

20,43

Высота самолёта, м

4,3

-

4,38

6

Размах крыла, м

12,4

11,1

10,2

10,65

Площадь крыла, м2

27,9

24,2

29

35

Взлётная масса:













нормальная

6,77

-

8,8

16

максимальная

8,8

8,93

12,7

23,97

Масса пустого самолёта, т

4,5

4,33

5,5

13

Максимальная боевая нагрузка, т

1,31

-

2,7

5,45

Максимальная скорость полёта, км/ч

700

945

1060

2230

Радиус действия, км

950

-

1370

370

Потолок, м

7620

12420

14600

14950

Экипаж, чел.

1

1

1

1

Вооружение

8 пулемётов (12,7 мм), НАР

4 пулемёта (12,7 мм)

6 пулемётов (12,7 мм), НАР

1 пушка (20 мм), НАР и УР, бомбы (в т. ч. ядерные), напалмовые баки

Истребитель-бомбардировщик F-105D «Тандерчиф».

РК (раздвижное крыло) — экспериментальный самолёт конструкции Г. И. Бакшаева. Построен в 1937 в Ленинградском институте Гражданского воздушного флота (другое название самолёта — ЛИГ-7). Особенность конструкции — возможность изменять в полёте площадь крыла: увеличивать её на взлёте и посадке и уменьшать в полёте для увеличения максимальной скорости. Это достигалось телескопическим надвиганием со стороны фюзеляжа на основное крыло 6 концентрических секций, которые имели увеличенную хорду и занимали свыше 50% размаха (рис. в табл. XII)). Взлётная масса 897 кг, двигатель М-11 мощностью 80,9 кВт, максимальная скорость 150 км/ч. Выдвижные секции позволяли увеличивать площадь крыла с 16,56 до 23,85 м2 и уменьшать посадочную скорость со 100 до 75 км/ч, а пробег с 210 до 110 м. Одна из ранних попыток реализации принципа изменяемой в полёте геометрии крыла. Из-за значит, увеличения массы конструкции и ряда других недостатков РК развитие получили другие идеи (см. Самолёт с крылом изменяемой в полёте стреловидности).

Ро (Roe) Аллиот Вердон (1877—1958) — один из английских пионеров авиации, конструктор и пилот. В 1909 совершил полёт на триплане собственной разработки (рис. в табл. IV); официально считается первым британцем, поднявшим в воздух самолёт английской конструкции и постройки. В 1910 организовал самолётостроительную фирму, известную как «Авро» (название фирмы включает инициалы и фамилию её основателя).

«Роджерсон — Хиллер» (Rogerson — Hiller Corp.) — филиал авиастроительной фирмы «Роджерсон эркрафт» (США), образованный на базе присоединённой к ней в 1984 вертолетостроительной фирмы «Хиллер».

роза ветров в метеорологии — диаграмма, характеризующая режим ветра в данном месте по многолетним наблюдениям. В выбранном масштабе откладывают значения повторяемости направлений или значения средней и максимальной скоростей ветра. Концы векторов соединяют ломаной линией (см. рис.). Р. в. используется при проектировании аэродромов, строительстве взлетно-посадочных полос, эксплуатации временных посадочных площадок и т. п.

Роза ветров.



«розьер» — термин, часто употребляемый (в основном в публикациях, связанных с историей воздухоплавания) применительно к аэростату состоящему из верхнего баллона, наполненного подъёмным газом (водородом), и нижнего, наполненного тёплым воздухом. Аэростат этого типа изобретён Ж. Ф. Пилатром де Розье (отсюда название).

«рокуэлл» (Rockwell International Corporation) — военно-промышленная фирма США с крупным авиаракетно-космическим сектором. Образована в 1967 под названием «Норт Американ Рокуэлл» (North American Rockwell Corporation) в результате слияния фирм «Норт Американ» и «Рокуэлл стандард» (Rockwell Standard Corporation). Современное название с 1973. Выпускала лёгкий многоцелевой боевой самолёт OV-10 «Бронко» с двумя турбовинтовыми двигателями (первый полёт в 1965, см. рис.), административные, туристские и сельскохозяйственные самолёты серии «Коммандер» с поршневыми двигателями и турбовинтовыми двигателями, реактивные административные самолёты серии «Сейбрлайнер» (1958). В 1974 начала лётные испытания сверхзвукового стратегического бомбардировщика B-1A с крылом изменяемой стреловидности (построено четыре опытных самолёта), на основе которого создан (1984) усовершенствованный вариант B-1B (рис. в табл. XXXVIII) с четырьмя турбореактивными двухконтурными двигателями с форсажной камерой тягой по 133 кН, построенный серией в 100 экземпляров (до 1988). Основные данные самолёта B-1B: длина 44,81 м, высота 10,36 м, размах крыла 23,84 м (минимальный) и 41,67 м (максимальный), площадь крыла (максимальный) 181,2 м2, взлётная масса (максимальная) 216,36 т, масса пустого самолёта 87,09 т, боевая нагрузка во внутренних отсеках до 34 т, на внешних узлах до 26,8 т, нормальная нагрузка (обычное оружие) 29 т, способен нести до 20 крылатых ракет, или до 36 управляемых ракет, или ядерные бомбы, дальность полёта 10400 км (с боевой нагрузкой 10,9 т на большой высоте), максимальное Маха число полёта M{{}} = 1,25. Фирма была основным разработчиком орбитальной ступени космического корабля «Спейс шаттл», в середине 80 х гг. участвовала в работах по программе экспериментального воздушно-космического самолёта NASP.

М. А. Левин

Многоцелевой самолёт OV-10 «Бронко».



«Роллс-Ройс» (Rolls-Royce Limited) — крупнейшая двигателестроительная фирма Великобритании. Основана как автомобилестроительная фирма в 1906, разработку и производство авиационных поршневых двигателей начала в 1915. Они использовались на ряде самолётов, известных рекордными полётами (например, поршневой двигатель «Игл» на бомбардировщике Виккерс «Вими», совершившем в 1919 первый беспосадочный трансатлантический перелёт). Большими сериями выпускались поршневые двигатели жидкостного охлаждения в годы Второй мировой войны (в Великобритании и США было построено свыше 150 тысяч поршневых двигателей «Мерлин» для истребителей). С 1941 «Р.-Р.» ведёт разработку и производство реактивных двигателей; её турбореактивный двигатель «Дервент» использовался на истребителе Глостер «Метеор», на котором неоднократно устанавливались мировые рекорды скорости. Совместно с фирмой «СНЕКМА» разработала и выпускала турбореактивный двигатель с форсажной камерой «Олимп» для сверхзвукового пассажирского самолёта «Конкорд». Кроме газотурбинных двигателей для истребителей, бомбардировщиков, ударных самолетов вертикального взлета и посадки, пассажирских самолётов (в том числе широкофюзеляжных) и вертолётов, фирма производит промышленные и морские газотурбинные двигатели. Основные программы 80 х гг.: производство турбореактивных двухконтурных двигателей RB.211 (см. рис.), «Тей», «Спей», «Пегас», турбореактивных двигателей «Вайпер», турбовинтовых двигателей «Тайн» и «Дарт», газотурбинных двигателей «Джем» и «Гном», турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой RB.199 (в консорциуме «Турбо-Юнион»), турбореактивных двигателей «Адур» (с фирмой «Турбомека»); разработка (в составе международных консорциумов) турбореактивных двухконтурных двигателей V2500 для транспортных самолётов и турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой EJ200 для западноевропейского истребителя 90 х гг.; проектирование турбовинововентиляторных двигателей и турбореактивных двухконтурных двигателей с большой степенью двухконтурности. Основные данные некоторых двигателей фирмы приведены в таблице на стр. 485.

Турбореактивный двухконтурный двигатель RB.211.

Таблица — Двигатели фирмы «Роллс-Ройс»

Основные данные

Для военных летательных аппаратов

Для гражданских летательных аппаратов




RB.199 Мк.101 (ТРДДФ)

«Адур» Мк. 811 (ТРДДФ)

«Пегас» Мк. 103 и 104 (ТРДД)

«Джем» 41 (турбо-вальный ГТД)


RB.211-524D4

(ТРДД)



RB.211-

535Е4 (ТРДД)



«Спей» 25 Мк. 512-14DW (ТРДД)

Тяга, кН

71,1

37,4

95,6

-

231

178

55,9

Мощность, кВт

-

-

-

746

-

-

-

Удельный расход топлива:






















на взлётном режиме,






















кг/(Нч)

0,22

0,0795

0,078*

-

-

-

0,061

Г/(кВтч)

-

-

-

297

-

-

-

на крейсерском режиме,






















кг/(Нч)

-

-

-

-

0,063**

0,0579***

-

Расход воздуха, кг/с

> 70

110,8

196

297

703

522

94

Степень повышения давления

23,4

11

14

13

29

28,5

20,7

Степень двухконтурности

> 1

0,8

1,4

-

4,4

4,1

0,7

Температура газа перед турбиной

> 1550

1500

-

1400

-

3295

-

Масса, кг

1000

780

1590

156

4480

1530

1175

Диаметр, м

0,87 (с соплом)

0,762 (габаритный)

1,22

0,595 (на входе)

~2,2 (на входе)

1,89

0,942

Применение (летательные аппараты)

Многоцелевой боевой самолёт Панавиа «Торнадо»

Экспортный вариант истребителя-бомбардировщика СЕПЕКАТ «Ягуар»

СВВП Хокер Сидли «Харриер», AV-8A

Вертолёт Уэстленд WG13 «Линкс»

Пассажирские самолёты Боинг 747-200В и 747SR


Пассажирский самолёт Боинг 757

Пассажирский самолёт БАК-111-500

* С впрыском воды. ** Высота полёта H = 10700 м; Маха число полёта M{{}} = 0,8. *** H = 10700 м, M{{}} = 0,8.

Романюк Василий Григорьевич (р. 1910) — советский парашютист, полковник, заслуженный мастер парашютного спорта СССР (1949), заслуженный тренер СССР (1962), Герой Советского Союза (1957). В Советской Армии с 1928. Окончил пехотное училище в Орджоникидзе (1931), Военную авиационную школу лётчиков в Оренбурге (1933), Военно-воздушную академию (1951; ныне имени Ю. А. Гагарина). В 1934—1964 испытатель парашютов и катапультных установок в НИИ ВВС. Испытал свыше 100 образцов парашютов, приборов-автоматов, скафандров и других средств спасения для ВВС и Воздушно-десантных войск. Прыгал с летательных аппаратов 31 типа (самолёты, планеры, аэростаты). Совершил 3475 прыжков с парашютом, в том числе 18 рекордных. Награждён 2 орденами Ленина, орденами Красного Знамени, Отечественной войны 1 й и 2 й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

Соч.: Заметки парашютиста-испытателя, 4 изд., М., 1973.



ростовское вертолетное производственное объединение — берёт начало от Рязанского завода № 168, образованного в 1933. Осенью 1941 этот завод был эвакуирован в г. Волжск Марийской АССР, а в 1944 реэвакуирован в Ростов-на-Дону. Первоначально завод изготовлял воздушные винты для самолётов, а затем освоил производство крыльев истребителей МиГ-3, выпускал десантные планеры КЦ-20 конструкции Д. Н. Колесникова и П. В. Цыбина. В эвакуации завод производил самолёт УГ-2М1 Выпуск самолётов затем был продолжен в Ростове-на-Дону (УТ-2М, По-2, Як-14, Ял-10). С 1952 завод перешёл на производство вертолётов марки Ми: Ми-1, Ми-6, Ми-10, Ми-26. В 1977 на основе Ростовского вертолётного завода образовано производственное объединение. Объединение награждено орденом Трудового Красного Знамени (1982).

ротор турбины [от латинского roto — вращаю(сь)] — вращающаяся часть турбины, состоящая в основном из дисков, лопаток и вала. Служит для преобразования кинетической и потенциальной энергии газового потока в механическую работу на валу турбины. Лопатки изменяют направление и скорость газового потока, создавая усилие в окружном направлении. Диск удерживает лопатки и передаёт от них это усилие валу. Лопатки, как правило, закрепляются на диске с помощью замковых соединений. На периферийных концах лопаток могут быть бандажные полки, которые образуют замкнутое кольцо. Бандажные полки применяются для повышения КПД турбины и устранения изгибных колебаний лопаток. В первом случае полки называются аэродинамическими, а во втором — антивибрационными (см. рис. к статье Рабочее колесо турбины).

Для современных авиационных двигателей характерна турбина, содержащая несколько роторов (см. рис.), которые вращаются с разными частотами в одну или противоположные стороны. В такой схеме между роторами осуществляется только газовая связь. Каждая обособленная роторная система может содержать одну или несколько ступеней, работающих на одну общую нагрузку, например компрессор. Турбины турбореактивных двухконтурных двигателей и турбовальных двигателей, получивших наибольшее распространение, включают турбины компрессора (компрессоров), вентилятора (в турбореактивном двухконтурном двигателе) и свободную (силовую) турбину (в турбовальном газотурбинном двигателе).



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   ...   115   116   117   118   119   120   121   122   ...   170


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

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал