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



Скачать 38.76 Mb.
страница120/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   116   117   118   119   120   121   122   123   ...   170

Р. т. — один из ответственных и напряжённых узлов двигателя, работающий при больших окружных скоростях и высоких температурах газового потока. В этой связи для достижения необходимой работоспособности наряду с использованием жаропрочных материалов для рабочих лопаток и диска турбины требуется применять их охлаждение (см. Охлаждение двигателя). На долю ротора приходится 0,3—0,45 массы всей турбины.

Лит.: Абианц В. X., Теория авиационных газовых турбин. 3 изд., М., 1979; Локай В. И., Максутова М. К., Стрункин В. А., Газовые турбины двигателей летательных аппаратов, 3 изд., М., 1979.

М. И. Цаплин

Турбореактивный двухконтурный двигатель: 1—3 — роторы трёхзальной турбины; 4 — камера сгорания; 5 — компрессор высокого давления; 6 — компрессор среднего давления; 7 — вентилятор.



РП-318-1 — ракетопланёр конструкции С. П. Королёва, первый советский реактивный пилотируемый летательный аппарат (рис. в табл. XIII). Создан на базе двухместного планёра СК-9 посредством установки топливных баков за кабиной лётчика и жидкостного реактивного двигателя РДА-1-150 Л. С. Душкина в хвостовой части фюзеляжа. Размах крыла 17 м, площадь крыла 22 м2, длина 7,88 м. Масса конструкции 345 кг, масса двигательной установки 136,8 кг, взлётная масса 656,8 кг. Максимальная тяга жидкостного реактивного двигателя 1370 Н, топливо — керосин и азотная кислота. В полёте 28 февраля 1940 лётчик В. П. Фёдоров на РП-318-1 после отцепки от самолёта-буксировщика на высоте 2800 м произвёл планирование до высоты 2600 м со скоростью 80 км/ч, затем включил жидкостный реактивный двигатель и после разгона в течение 5—6 с в горизонтальном полёте до скорости около 140 км/ч перешёл в набор высоты со скоростью 120 км/ч, который продолжался 110 с (до конца работы двигателя) и был завершён на высоте 2900 м. Последующие планирование и посадка производились с неработающим жидкостным реактивным двигателем. Ещё 2 полёта состоялись 10 и 19 марта 1940. Испытаниями руководил А. Я. Щербаков. См. также Ракетный самолёт, Ракетоплан.

Руа (Roy) Морис (р. 1899) — французский учёный в области механики, академик Французской АН (1949; член-корреспондент 1935), почётный член Национальной АН США (1964). Окончил Политехническую школу в Париже. Генеральный директор Национального управления по авиационным и космическим исследованиям Франции (1949—1962). Президент Комитета по космическим исследованиям — КОСПАР (1962—1972). Основные труды по гидро- и аэротермодинамике, динамике и устойчивости полёта летательных аппаратов, фундаментальные теоретические исследования в области реактивных двигателей. Золотая медаль имени М. В. Ломоносова АН СССР (1976).

Соч.: О полезном действии и условиях применения ракетных аппаратов, пер. с франц., М.—Л., 1936.

М. Руа.

Руденко Сергей Игнатьевич (1904—1990) — советский военачальник, маршал авиации (1955), профессор (1972), Герой Советского Союза (1944). В Советской Армии с 1923. Окончил Первую военную авиационную школу лётчиков (1927), Военно-воздушную академию РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (1932; ныне ВВИА), оперативный факультет той же академии (1936). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром авиадивизии, командующим ВВС армии, командующим ВВС фронта, командующим воздушной армией. После войны на ответственных должностях: командующий Воздушно-десантными войсками (1948—1950), первый заместитель главнокомандующего ВВС (1958—1968), начальник Военно-воздушной академии имени Ю. А. Гагарина (1968—1973). С 1973 в Группе генеральных инспекторов МО СССР. Депутат ВС СССР в 1946—1950, 1962—1966. Награждён 6 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 4 орденами Красного Знамени, 2 орденами Суворова 1 й степени, орденами Кутузова 1 й степени, Суворова 2 й степени, Отечественной войны 1 й степени, «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3 й степени, медалями, а также иностранными орденами.

Лит.: Игошев И., Полководец крылатых, в кн.: Героя огненных лет, кн. 5, М., 1982.

С. И. Руденко.



руководство по лётной эксплуатации — см. в статье Документация эксплуатационная.

руководство по технической эксплуатации — см. в статье Документация эксплуатационная.

рулевая машинка — см. в статье Сервопривод.

рулевой винт — воздушный винт изменяемого шага, применяемый на вертолётах одновинтовой схемы для уравновешивания реактивного момента несущего винта и для обеспечения управляемости в путевом направлении (см. рис.). Р. в. устанавливается на хвостовой балке (ферме) и приводится во вращение хвостовой трансмиссией вертолёта обычно через промежуточный и хвостовой редукторы. Управление шагом Р. в. осуществляется педалями из кабины пилота. Вместо открытого Р. в. иногда применяют туннельный винт — фенестрон. Основные узлы Р. в.: лопасти, втулка, механизм изменения шага. В зависимости от размеров вертолёта может иметь от 2 до 6 лопастей. Р. в. имеют, как правило, большие нагрузки на ометаемую поверхность и относительно большие значения коэффициента заполнения (отношение площади лопастей к сметаемой винтом площади).

Различают Р. в.: двухлопастные на общем горизонт, шарнире (коромысле) с осью качания, не перпендикулярной оси лопастей; многолопастные с индивидуальным креплением лопастей на втулке посредством горизонтального и осевого шарниров; многолопастные со втулкой на кардановом подвесе (шарнире); винты с вертикальными шарнирами (наименее употребляемые из-за проблем обеспечения безопасности от «земного резонанса» и конструктивного усложнения втулки).



Р. в. ограничивают угловую скорость разворотов вертолёта в режиме висения и поступательную скорость полёта вбок.

Ю. А. Мягков

Рулевой винт вертолёта (выделен чёрным цветом).



рулевой привод — гидравлическое, пневматическое, электрическое энергосиловое устройство, приводящее в движение органы управления летательного аппарата, в соответствии с маломощными управляющими сигналами от рычагов управления пилота или бортовых автоматических систем управления. В структурном отношении Р. п. представляет собой следящую систему с положительной обратной связью.

Р. п. выполняют следующие функции: преобразование сигналов (с усилением по мощности) системы рычагов управления в соответствующее отклонение рулевой поверхности, увеличение демпфирования выходной части системы управления рулями, обеспечение безопасности от форм флаттера, возникновение которых в основном зависит от рулевых поверхностей, обеспечение необходимого уровня надёжности управления.

Наибольшее применение в авиации получили гидравлические Р. п., обладающие большей удельной мощностью (при мощностях свыше 0,3 кВт) и лучшей возможностью стыковки с взаимодействующими механическими и электрическими системами, плавностью и широким диапазоном регулирования скорости выходного звена. Они могут включать источник гидравлического питания (автономные Р. п.) или получать энергию от централизованной одной или нескольких бортовых систем гидравлического питания летательного аппарата (см. Гидравлическое оборудование). В зависимости от способа управления скоростью движения выходного звена гидравлического Р. п. могут быть с объёмным регулированием — скорость выходного звена регулируется изменением рабочего объёма насоса или (и) двигателя, и с дроссельным регулированием — скорость выходного звена регулируется изменением проводимостей дросселей во входных и (или) выходных трубопроводах гидродвигателя, при этом в случае применения нерегулируемого насоса часть подаваемой рабочей жидкости отводится через дроссель или клапан на слив, минуя гидродвигатель (см. рис.). В качестве исполнит, гидродвигателей в Р. п. используются гидравлические цилиндры, поворотные гидродвигатели. В последнем случае в состав выходной части системы управления должны дополнительно включаться винтовые преобразователи вращательного движения в поступательное.

Для обеспечения высокой отказобезопасности системы управления полётом Р. п., как правило, выполняются многоканальными, питающимися от нескольких гидросистем, то есть применяется резервирование. При этом резервирование может быть как общим, так и разделённым.

С целью улучшения рабочих характеристик и габаритно-весовых показателей автоматических и электродистанционных систем управления, а также обеспечения управления от электрических сигналов электродистанционных или автоматических систем совмещённого управления с управлением через механическую проводку получили применение комбинированные Р. п. Такие Р. п. включают гидромеханический исполнительный механизм, электрогидравлический сервопривод, устройства, обеспечивающие совмещение (взаимоисключение) указанных режимов управления, устройства механических и электрических обратных связей и другие необходимые элементы.

Появление промышленных электродвигателей с постоянными магнитами, обладающих высокой удельной мощностью и малыми моментами инерции, открывает путь к практическому созданию чисто электрических Р. п. (с бесколлекторными электродвигателями и электронной коммутацией силовых цепей), по своим характеристикам приближающихся к электрогидравлическим приводам. Таким образом, наметилась возможность создания летательных аппаратов с единой (электрической) энергетической системой, что в целом обеспечивает повышение надёжности системы управления, снижение её массы и сокращение эксплуатационных расходов.

С. А. Ермаков, М. П. Селиванов.

Принципиальная схема рулевого привода с дроссельным регулированием: 1 — золотник; 2 — рычаг золотника; 3 — входная качалка; 4 — ограничитель хода золотника; 5 — перепускные клапаны; 6 — поршень гидроцилиндра; 7 — перепускной клапан с межполостной утечкой; 8 —фильтр.



рулежная дорожка — часть аэродрома, предназначенная для руления и буксировки летательного аппарата. Р. д. подразделяются на магистральные, соединительные и вспомогательные. Магистральная Р. д. соединяет концы взлётно-посадочной полосы между собой, располагается вдоль неё и обеспечивает руление летательного аппарата от одного конца взлетно-посадочной полосы к другому по кратчайшему расстоянию. Соединительные Р. д. связывают магистральную Р. д. с взлетно-посадочной полосой в местах предполагаемого окончания пробега летательного аппарата после посадки. Для увеличения пропускной способности взлетно-посадочной полосы и сокращения пути руления летательного аппарата устраиваются соединит. Р. д. скоростного схода, сопрягающиеся с взлетно-посадочной полосой под углом 30—45{{°}}. Вспомогательные Р. д. связывают места стоянки летательного аппарата и отдельные площадки специального назначения с магистральными Р. д.

руление — самостоятельное передвижение летательного аппарата по аэродрому с малой скоростью, обеспечиваемое тягой собственных двигателей, для изменения места расположения летательного аппарата на аэродроме. Р. выполняет командир летательного аппарата (или по его указанию второй пилот) по линиям маркировочных знаков, предназначенных для Р., под руководством диспетчера службы движения. Скорость Р. выбирается командиром летательного аппарата в зависимости от состояния аэродрома, наличия препятствий и условий видимости.

рули управления — подвижные аэродинамические поверхности, предназначенные для балансировки и обеспечения управляемости и устойчивости летательного аппарата. К Р. у. относят элероны, руль высоты и руль направления. Элероны размещаются в хвостовой части крыла и используются для управления летательного аппарата относительно его продольной оси. Руль высоты устанавливается в хвостовой части горизонтального оперения, представляет собой подвижную часть оперения, предназначенного для управления летательным аппаратом относительно поперечной оси. Руль направления располагается в хвостовой части вертикального оперения; представляет собой подвижную часть оперения, с его помощью осуществляется управление летательным аппаратом относительно вертикальной оси.

По силовой схеме Р. у. — многоопорные балки, подвешенные на узлах крепления и нагруженные аэродинамическими силами. Состоят обычно из тонкостенного лонжерона круглого, швеллерного или двутаврового сечения, набора нервюр, обшивки и законцовочного профиля. На лонжероне устанавливается рычаг, к которому шарнирно крепится проводка управления. Р. у. имеют аэродинамическую компенсацию и грузы для весовой компенсации. На летательном аппарате с необратимым бустерным управлением Р. у. могут не иметь весовой и аэродинамической компенсации. Для снижения аэродинамических шарнирных моментов на задней кромке Р. у. могут устанавливаться управляемые аэродинамические поверхности — сервокомпенсаторы (см. Сервокомпенсация), флеттнеры и триммеры, Р. у. подвешиваются к силовым элементам крыла и оперения при помощи нескольких узлов крепления. В обшивке Р. у. должны быть люки для подхода к узлам управления и крепления. На задней кромке устанавливаются разрядники статического электричества. Для повышения надёжности Р. у. могут состоять из нескольких секций (в этом случае каждая секция имеет свою проводку управления).

Иногда к Р. у. относятся некоторые органы управления, выполняющие совмещённые функции (например, флапероны, которые работают в качестве элеронов и закрылков; элевоны, которые работают как элероны и рули высоты). При V-образном оперении Р. у. действуют одновременно в качестве рулей высоты и направления. До 50 х гг. в основном применялись Р. у. с полотняной обшивкой. Рост скоростей полёта и увеличение аэродинамических нагрузок привели к появлению цельнометаллических Р. у. и Р. у. с обшивкой из композиционных материалов. Р. у. с полотняной обшивкой применяются только для лёгких и спортивных самолётов и планеров.

Г. И. Румянцев

«Руслан» — название транспортного самолёта Ан-124.

«Русский витязь» — первый в мире четырехдвигательный самолёт. Построен в 1913 под руководством И. И. Сикорского авиационным отделом Русско-Балтийского вагонного завода в Петербурге. Создавался как «большой аэроплан для стратегической разведки».

Первоначальное название «Гранд-Балтийский» (иногда просто «Гранд» или «Большой Балтийский»). «Гранд-Балтийский» — четырёхстоечный биплан деревянной конструкции с четырёхгранным фюзеляжем (длина самолёта 20 м). Обшивка фюзеляжа была выполнена из специальной фанеры (арборита), обшивка крыльев (размах верхнего крыла 27 м, нижнего — 20 м; плоскость верхнего крыла 70 м2, нижнего — 50 м2) из полотна, покрытого так называемым эмалитом (аэролаком). Силовая установка состояла из четырёх двигателей, установленных попарно по схеме «тандем» с тянущим и толкающим воздушными винтами у каждой пары. Проведённые испытания показали целесообразность установки двигателей (четыре поршневых двигателя «Аргус» мощностью по 73,5 кВт) в ряд с тянущими винтами. В этой компоновке, впоследствии ставшей классической, самолёт и получил назв. «Р. в.» (см. рис. в таблице V). Носовая часть фюзеляжа образовывала открытый балкон, на который во время полёта могли выходить пассажиры. За балконом располагалась большая, выступавшая над фюзеляжем, закрытая остеклённая кабина длиной 5,75 м и высотой 1,85 м. В передней части кабины располагались два рабочих места пилотов (экипаж два человека): штурвалы и педали (проводка управления — тросовая), за остеклённой перегородкой с дверью — пассажирская кабина. Шасси «Р. в.» — две четырёхколёсные тележки (по две пары колёс в каждой). «Р. в.» отличался высокими для своего времени лётными характеристиками. При взлётной массе 4200 кг имел макс, скорость 90 км/ч, потолок 600 м, дальность полёта 170 км. В августе 1913 Сикорский совершил на нём полёт с семью пассажирами продолжительностью 1 ч 54 мин, что было мировым рекордом. В сентябре того же года «Р. в.» был повреждён двигателем, упавшим с пролетавшего над ним самолёта; после чего не восстанавливался. За время существования «Р. в.» на нём было совершено несколько десятков полётов без каких-либо происшествий. За создание «Р. в.» Сикорскому было присвоено звание инженера. «Р. в.» сыграл значительную роль в истории авиации — прототип всех дальнейших тяжёлых самолётов. Его прямым продолжением явился самолёт «Илья Муромец».



русско-балтийский вагонный завод (РБВЗ), Русско-Балтийский завод, — акционерное машиностроительное предприятие России. Первоначально завод располагался в Риге, а в ходе Первой мировой войны, осенью 1915, был эвакуирован в Тверь, Москву, Петроград. Специализировался на выпуске железнодорожных вагонов, сельскохозяйственных машин и автомобилей. В 1911 для освоения производства самолётов организована авиационная мастерская, которая в том же году была переведена в Петербург, а с 1912 стала Авиационным отделом РБВЗ (это новое предприятие было известно также под назв. Русско-Балтийский воздухоплавательный завод). В апреле 1912 главным конструктором самолётов на заводе был назначен И. И. Сикорский. В 1912—1913 был построен ряд одномоторных самолётов, в числе которых бипланы С-6Б и С-10 (победители конкурсов военных самолётов в 1912 и 1913), моноплан С-12, выпущенный небольшой серией, гидросамолёты-бипланы С-5а и С-10 «Гидро», принятые в небольшом кол-ве экземпляров Морским ведомством. С 1913 создаются многомоторные самолёты. Был построен биплан «Гранд» (известный также как «Большой Балтийский» и «Гранд-Балтийский»), оснащённый двумя спаренными установками двигателей по схеме «тандем». На первом этапе испытаний задействовались только 2 передних двигателя, а 2 других были как бы резервными, далее силовая установка стала использоваться полностью, а в конечном итоге двигатели установили на крыле в ряд (в этой, ставшей классической, компоновке самолёт получил название «Русский витязь», см. рис. в таблице V). К концу 1913 по такой же схеме был построен новый самолёт — «Илья Муромец» («ИМ», см. рис. в таблице VI). В начале Первой мировой войны, в декабре 1914, была создана эскадра «ИМ» с техническим обслуживанием её силами завода. Формирование этого соединения тяжёлых самолётов, оснащённых бомбардировочным и стрелковым оборонительным вооружением, положило начало бомбардировочной авиации. В условиях военного времени завод (первоначально в Риге) освоил производство двигателей РБЗ-6 жидкостного охлаждения мощностью 110 кВт, которые устанавливались на некоторых сериях «ИМ». Для сопровождения бомбардировщиков в 1915 был создан двухместный самолёт РБВЗ С-16 (рис. в табл. VI) — один из первых в классе самолётов-истребителей. Он был вооружён неподвижным пулемётом с синхронизатором стрельбы; иногда дополнительно устанавливался подвижный пулемёт для стрельбы назад. Максимальная скорость 120 км/ч, потолок 3500 м. С 1911 завод по заказам Военного ведомства строил самолёты французских марок («Ньюпоры», «Блерио», «Фарманы»), в то время как неплохо зарекомендовавшие себя разведчики и истребители РБВЗ были выпущены в крайне ограниченных количествах. В 1912—1917 заводом было выпущено 240 самолётов различных типов. После национализации РБВЗ вошёл в состав завода «Красный лётчик».

Рутан (Rutan) Берт (р. 1944) — американский авиаконструктор. Начал заниматься разработкой самолётов как любитель в конце 60 х гг. Автор 18 проектов самолётов оригинальных схем, изготовленных полностью или почти полностью из композиционных материалов. В 1982 основал фирму «Скейлд композите» (Scaled Composites), которая в 1987 стала отделением фирмы «Бич». Р. по контракту с НАСА построил экспериментальный самолёт AD-1 с асимметричным крылом, а по контракту с фирмой «Фэрчайлд-Рипаблик» — учебно-тренировочный самолёт Т-46. Является автором проекта рекордного самолёта «Вояджер».

Б. Рутан.



ручка управления — один из рычагов управления для отклонения рулей высоты (см. Рули управления) и элеронов с целью создания и изменения сил и моментов, управляющих продольным и поперечным движением самолёта. Устанавливается на спортивных, учебных и лёгких гражданских и военных летательных аппаратах, которые должны обладать повышенной чувствительностью управления. На тяжёлых летательных аппаратах используется колонка штурвальная. По принятым в мировой практике правилам при движении Р. у. на себя нос самолёта должен подниматься, при движении ручки вправо самолёт кренится вправо.

Основной элемент Р. у. — тонкостенная труба, к нижней части которой крепятся тяги проводки управления. На верхней части трубы устанавливается рукоятка, на которой могут находиться рычаг управления тормозами колёс и электрические переключатели для управления различными системами (например, управление стабилизатором, триммером, автопилотом, радиостанцией).

Впервые две Р. у. были установлены на самолёте братьев У. и О. Райт. Левая Р. у. отклоняла руль высоты. Правая Р. у. при движении влево-вправо управляла искривлением крыльев, а при движении вперёд-назад — рулём направления (педали управления отсутствовали). На самолёте «Моран-Сольнье G» была установлена Р. у., которая заканчивалась небольшой «баранкой». Впервые Р. у. и педали, на которых осуществлялся принцип: ручка на себя — нос вверх, ручка влево — крен влево, нога влево — поворот влево, сохранившийся до наших дней, были установлены на самолёте R.E.P. французского конструктора Р. Эно-Пельтри в 1910. На самолете «Демуазель», построенном А. Сантос-Дюмоном, Р. у. была подвешена в верхней части кабины. Такая схема подвески Р. у. встречалась и позже (преимущественно на самолётах с верхним расположением крыла), но большого распространения не получила из-за ухудшения обзора.

На некоторых летательных аппаратах, как правило, оборудованных электродистанционной системой управления (например, пассажирский самолёт Эрбэс индастрн А-320), Управление продольным и поперечным движением осуществляется боковыми Р. у., расположенными на левом и правом бортах. Командир летательного аппарата ведёт управление левой рукой. Второй пилот — правой. См. также Штурвальное управление.



Г. И. Румянцев.

Ручка управления: 1 — рукоятка; 2 — рычаг управления тормозами колёс; 3 — труба; 4 — шкворень; 5 — вал; 6 — рычаг подключения проводки управления элеронами; 7 — опоры; 8 — рычаг подключения проводки управления рулём высоты.



ручное управление — способ управления полетом летательного аппарата, при котором изменение режима полета путём отклонения органов управления осуществляется лётчиком с помощью рычагов управления. По степени автоматизации Р. у. подразделяют на прямое Р. у., Р. у. с улучшением устойчивости, Р. у. с улучшением устойчивости и управляемости.

При прямом Р. у. органы управления отклоняются непосредственно с помощью рычагов управления по сигналу с них. Характеристики устойчивости и управляемости летательного аппарата обеспечиваются только средствами аэродинамической компоновки.

При Р. у. с улучшением устойчивости органы управления отклоняются по комбинации сигналов с рычагов управления и с демпферов.

При Р. у. с улучшением устойчивости и управляемости рулевые поверхности отклоняются с помощью приводов по сигналам с рычагов управления и СУУ (системы улучшения устойчивости и управляемости).

В зависимости от способа получения лётчиком информации о параметрах полёта различают визуальное Р. у. и Р. у. по приборам, в том числе Р. у. по отклонениям от заданной траектории и директорное управление (полуавтоматическое Р. у.). При визуальном Р. у. лётчик получает информацию о параметрах движения летательного аппарата (высоте, скорости, угловой ориентации и т. п.) из наблюдения внекабинного пространства. При Р. у. по приборам информация о положении летательного аппарата и параметрах его движения индицируется лётчику с помощью систем отображения информации. При Р. у. по отклонениям от заданной траектории информация об отклонениях от заданных значений высоты, приборной скорости и т. п. выводится, как правило, на специальные стрелки командного или навигационного приборов (индикаторов). На практике лётчик редко пользуется изолированно каким-либо одним видом Р. у., а, как правило, комбинирует их, например визуальное Р. у. с пилотированием по приборам и т. д.

В перечисленных вариантах Р. у. роль лётчика и степень его загрузки задачей управления существенно разные. В случае визуального прямого Р. у. лётчик должен решать все задачи: получение и первичная обработка информации, расчёт траектории полёта, обеспечение устойчивости и управляемости. Управление такого типа использовалось до начала развития реактивной авиации. В настоящее время такой режим управления может быть использован в качестве резервного при отказе основной системы управления летательного аппарата (например, СУУ).



Развитие метода Р. у. состоит в предоставлении лётчику на специальных индикаторах — дисплеях — комплексной информации об угловом и пространственном положении летательного аппарата, включая и более сложную информацию о его будущем положении при определенном предположении о типе управления, так называемую информацию о прогнозируемом конечном состоянии летательного аппарата, вычисляемую о помощью бортовой ЭВМ.

В. И. Кабзев

Рыбинский авиационный технологический институт (РАТИ) — высшее учебное заведение в области технологии производства авиационных двигателей. Основан в 1955 как Рыбинский вечерний авиационный технологический институт, в 1973 преобразован в Рыбинский авиационный технологический институт. В составе института (1990): факультеты — авиамеханический, авиаметаллургический, радиотехнический: факультет повышения квалификации инженерно-технических работников: вечернее и подготовительные отделения и курсы; 22 кафедры, научно-исследовательский сектор, студенческое КБ. Институт ведёт подготовку инженерных кадров по специальностям: авиационные двигатели и энергетические установки; технология машиностроения; металлорежущие станки и инструменты; литейное производство чёрных и цветных металлов; машины и технология обработки металлов давлением; программное обеспечение вычислит, техники и автоматизированных систем; промышленная электроника; конструирование и технология электронных вычислит, средств, конструирование и технология радиоэлектронных средств. В 1989/90 учебном году в институте обучилось более 2,5 тысяч студентов, работало 225 преподавателей, в том числе 9 профессоров и докторов наук, 150 доцентов и кандидатов наук. Издаются (с 1974) «Труды».

Рыбинское конструкторское бюро моторостроения (РКБМ) — берёт начало от КБ-2 МАИ, образовано в 1939. Для постройки разработанного поршневого двигателя М-250 это КБ в 1940 было переведено в Воронеж на завод №16, а с октября 1941 находилось (как ОКБ-250) в эвакуации в Уфе. С октября 1943 базируется в г. Рыбинске Ярославской области (ОКБ-36, с 1966 — РКБМ). О поршневых и газотурбинных авиационных двигателях, созданных на предприятии под руководством В. А. Добрынина и его преемника П. А. Колесова, см. в статье ВД.

Рыбинское моторостроительное производственное объединение. В 1916 в г. Рыбинске (ныне Ярославской области) начал строиться автозавод «Руский Рено». В 1918 он был национализирован, занимался ремонтом автомобилей, а в 1924 передан Авиатресту как Государственный авиационный завод № 6 (позднее завод № 26). С 1928 завод строил авиационный поршневой двигатель М-17, М-34 (опытную партию), а в 1934—1941 — поршневой двигатель М-100, М-103, М-105 конструкции В. Я. Климова, КБ которого работало при заводе. В ноябре 1941 завод был эвакуирован и продолжил свою деятельность в Уфе (ныне это Уфимское моторостроительное производственное объединение). Завод, воссозданный в феврале 1942 в Рыбинске (№ 36), продолжал выпускать поршневые двигатели (АШ-62ИР, АШ-73ТК в 1944—1957), а затем освоил производство газотурбинных двигателей. В 50—80 х гг. строились турбореактивные двигатели ВД-7Б, ВД-7М, РД-7М2, АЛ-7Ф-1, ТРДД Д-30КУ, Д-30КП, Д-30КУ-154. В 1976 на основе завода образовано ПО. Предприятие (объединение) награждено орденами Ленина (1966), Октябрьской Революции (1981).

Рыбко Николай Степанович (1911—1977) — советский лётчик-испытатель, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1959), Герой Советского Союза (1957). Окончил Московский авиационный техникум (1933), Качинскую военную авиационную школу пилотов (1935). Работал в ЦАГИ, ЛИИ, ОКБ А. Н. Туполева. Летал на самолётах 96 типов, в том числе на Ту-4, Ту-16, «Стрела» (первом советском самолёте с треугольным крылом малого удлинения). Награждён 4 орденами Ленина, орденами Красного Знамени, Отечеств, войны Первой степени, Трудового Красного Знамени, медалями.

Н. С. Рыбко.



Рыжов Юрий Алексеевич (р. 1930) — советский учёный в области механики жидкости и газа, акад. АН СССР (1987; член-корреспондент 1981). По окончании Московского физико-технологического института (1954) работал в ЦАГИ и НИИ тепловых процессов. С 1960 в МАИ: заведующий кафедрой аэродинамики (с 1972), проректор по учебной и научной работе (1972—1986), ректор (1986—1992). Основные труды по аэродинамике летательных аппаратов, взаимодействию разреженных потоков высоких энергий с поверхностью материалов, нестационарным процессам в соплах и струях. Премия имени Н. Е. Жуковского (1982). Государственная премия СССР (1983). Народный депутат СССР с 1989. Награждён орденами Октябрьской Революции, Трудового Красного Знамени. «Знак Почёта».

Соч.: Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике, М., 1975; Прикладная динамика разреженного газа, М., 1977 (совместно с др.).

Ю. А. Рыжов.

Рыкачев Михаил Александрович (1840/41—1919) — русский учёный в области воздухоплавания, метеорологии, земного магнетизма и физической географии, член Петербургской АН (1896). Окончил Морскую академию (1865). С 1867 работал в Главной физической обсерватории (в 1896—1913 директор). В 1868 и 1873 совершил полёты на аэростатах для исследования свободной атмосферы; по его инициативе при Главной физической обсерватории в России была создана служба погоды, значительно расширена сеть метеорологических станций. Первый председатель основанного в 1881 при его участии VII (воздухоплавательного) отдела Русского технического общества. В 1871 нашёл экспериментальный способ определения подъёмной силы «винта, вращаемого в воздухе». Участник организованного Н. Е. Жуковским «1 го Русского воздухоплавательного собрания» — подсекции воздухоплавания на десятом съезде русских естествоиспытателей и врачей (1898). Председатель организационного комитета четвертого съезда международной учёной воздухоплавательной комиссии (1904, Петербург).

Лит.: Вуханов М. С, Юркевич М. П., М. А. Рыкачев — выдающийся деятель метеорологии и воздухоплавания. Л., 1954.

рыскание — отклонение летательного аппарата от некоторого заданного направления полёта; характеризуется углом Р. и скоростью Р. Угол рыскания {{}} — угол между осью OXg нормальной системы координат (СК), определяющей заданное направление движения, и проекцией продольной оси OX на горизонтальную плоскость OXgZg. Угол {{}} положителен, когда ось OXg совмещается с проекцией оси ОХ на плоскость OXgZg поворотом вокруг оси OY по часовой стрелке, если смотреть вдоль этой оси; изменяется от —180{{°}} до + 180{{°}}; угол {{}} является одним из углов Эйлера, определяющих ориентацию летательного аппарата. При определении ориентации скоростной СК относительно нормальной СК используется скоростной угол рыскания {{U}} — угол между осью ОХ нормальной СК и проекцией скоростной оси OXg на горизонтальную плоскость OXgZg. Знак скоростного угла Р. определяется аналогично знаку угла {{}}).

Одной из существенных величин при исследовании динамики полёта летательного аппарата (особенно его бокового движения) является скорость рыскания {{}}g, — составляющая угловой скорости летательного аппарата по нормальной оси OY связанной СК; {{}}g положительна при вращении летательного аппарата вокруг оси OY по часовой стрелке, если смотреть вдоль этой оси.



Нежелательное Р. может возникать при неизменном положении органов управления рысканием под действием бокового ветра, аэродинамических сил и моментов, возникающих при отклонении других органов управления.

М. А. Ерусалимский

рычаги управления, командные рычаги, — установленные в кабине экипажа летательного аппарата устройства, с помощью которых лётчик воздействует на органы управления. К Р. у. самолётом относятся ручка управления или колонка штурвальная (для продольного и поперечного управления) и педали управления (для путевого управления). Р. у. связаны с органами управления механической проводкой управления самолётом или электрическими коммуникациями (см. Электродистанционная система управления). При использовании необратимого бустерного или электродистанционного управления для создания лётчику ощущения управления летательным аппаратом применяется рычагов управления загрузка. Р. у. устанавливаются на рабочих местах командира корабля и второго пилота, а на учебных самолётах у инструктора и курсанта. О Р. у. вертолётом см. в статье Вертолёт.

Рычагов Павел Васильевич (1911—1941) — советский военачальник, генерал-лейтенант авиации (1940), Герой Советского Союза (1936). В Красной Армии с 1928. Окончил Военно-теоретическую школу ВВС в Ленинграде (1930), Борисоглебскую военную школу лётчиков (1931). Был лётчиком, командиром отряда, командиром эскадрильи. Участник войны в Испании (1936—1939), боёв с японскими захватчиками в Китае (1937—1938). С 1938 командующий ВВС и член Военного совета Приморской группы Дальневосточного фронта и первой Отдельной Краснознаменной армии. Во время советско-финляндской войны начальник ВВС девятой армии. В 1940 заместитель, 1 й заместитель начальника ВВС, с августа начальник Главного управления ВВС РККА. С февраля 1941 заместитель наркома обороны СССР. Депутат ВС СССР в 1937. Награждён 2 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, медалями. Необоснованно репрессирован; реабилитирован посмертно.

рычагов управления загрузка. В системах необратимого бустерного управления и в электродистанционных системах управления необходимо применение искусственной загрузки рычагов управления (РУ) для создания лётчику чувства управления летательным аппаратом. К простейшим устройствам Р. у. з. относятся пружинные, основными характеристиками которых являются усилие предварительного затяга, градиент dP/dx (Px) усилия P по перемещению x РУ и максимального усилия при крайних его положениях. Значение усилия предварит, затяга зависит от сил трения в системе. Это усилие должно обеспечивать центрирование РУ и исключать отдачу на него движений последовательного сервопривода автоматических систем, если устранение отдачи не обеспечивается специальными мерами. Значение Px выбирается из условия приемлемости усилий на РУ, например при создании нормальной перегрузки ny. В устройство Р. у. з. обычно включается триммерный механизм, с помощью которого лётчик на установившемся режиме полёта снимает усилия на РУ.

С помощью системы пружин могут быть осуществлены и более сложные изменения загрузки, в частности для получения усилий типа так называемой стенки (рис. 1). Это нужно, например, для введения ограничений в отклонение рычагов и органов управления с целью предупреждения выхода на нерасчётные режимы полёта из-за ошибок лётчика.

К более совершенным устройствам Р. у. з., применяемым обычно при управлении продольным движением, относятся автоматы загрузки, в которых Px изменяется в зависимости от режимов полёта, что позволяет обеспечить практически постоянное значение dP/dn в полёте. Устройства могут быть электромеханическими, электрогидравлическими, гидравлическими и других типов. Изменение градиента Px в них осуществляется по заданному закону, определяемому вычислителем загрузки (рис. 2). Принципиально иным устройством Р. у. з. является электрогидравлический автомат, включающий датчик усилий, установленный на РУ или вблизи него, вычислитель загрузки и параллельный электрогидравлический сервопривод. Изменение усилий на РУ достигается коррекцией электрических сигналов следящего контура автомата в зависимости от режимов полёта (скорости V и высоты H полёта и др.). Такой автомат позволяет исключить влияние трения в системе и обеспечить гибкое регулирование изменения усилий, включая создание усилий вида стенки, или отталкивания РУ, предназначенных для ограждения от непроизвольного вывода самолёта на предельные режимы полёта.

Лит.: Гониодский В. И., Склянский Ф. И., Шумилов И. С., Привод рулевых поверхностен самолетов. М., 1974; Гуськов Ю. П., Загайнов Г. И., Управление полетом самолетов, М., 1980.

В. Я. Бочаров

Рис. 1


Рис. 2

Рэлей, Рейли (Rayleigh), Джон Уильям (1842—1919) — английский физик, один из основоположников теории колебаний. Фамилия до получения титула лорда Рэлея (1873) — Стретт (Strutt). Член (1873) и президент (1905—1908) Лондонского королевского общества, иностранный член-корреспондент Петербургской АН (1896). Окончил Кембриджский университет (1865), с 1879 профессор этого университета. Директор Кавендишской лаборатории (1879—1884). Сформулировал ряд фундаментальных теорем линейной теории колебаний. Рассмотрел вопросы дифракции и рассеяния упругих волн в различных средах, а также распространения звука в газах: Развил теории устойчивости течений жидкостей при различных условиях, обтекания тел с отрывом струи, кавитации, движения вязкой жидкости и др. Нобелевская премия (1904).

Соч. в рус. пер.: Теория звука, 2 изд., т. 1—2, М., 1955.



Рязанов Алексей Константинович (р. 1920) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1970), заслуженный военный лётчик (1967), дважды Герой Советского Союза (1943, 1945). В Советской Армии с 1939. Окончил Борисоглебскую авиационную школу пилотов имени В. П. Чкалова (1939), Военую академию имени М. В. Фрунзе (1950), Военную академию Генштаба Вооруженных Сил СССР (1958). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-истребителем, командиром эскадрильи, заместителем командира истребительного авиаполка. Совершил 509 боевых вылетов, сбил лично 31 и в составе группы 16 самолётов противника. После войны на командных и штабных должностях в ВВС и Войсках ПВО. Награждён 3 орденами Ленина, 4 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1 й степени, 2 орденами Красной Звезды, орденом «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3 й степени, медалями. Бронзовый бюст в пос. Токаревка Тамбовской области.

Лит.: Зарубин А., Над полями сражений, в кн.: Герои огненных лет, кн. 4, М., 1980.

Рязанов Василий Георгиевич (1901—1951) — советский лётчик, генерал-лейтенант авиации (1943), дважды Герой Советского Союза (1944, 1945). В Советской Армии с 1920. Окончил Борисоглебскую военную школу лётчиков (1926), Военнно-воздушную академию РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (1935; ныне ВВИА). Участник советско-финляндской и Великой Отечественной войн. В ходе войны был заместителем командующего ВВС армии, командир авиадивизии, командующий манёвренной группой ВВС фронта, командующий истребительной авиационной армией, командир штурмового авиакорпуса. После войны на командных должностях в ВВС. Награждён 2 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденами Суворова 2 й степени, Богдана Хмельницкого 1 й степени, Красной Звезды, медалями, а также иностранными орденами. Бронзовый бюст в с. Большое Козино Нижегородской области.

Лит.: Рязанов Л. А., Чесноков Н. И., Командир гвардейского корпуса «Илов», М., 1983.

«Сааб-скания» (SAAB-Scania AB) — промышленный концерн Швеции. Образован в 1968 в результате слияния автомобильного концерна «Скания Вабис» с самолётостроительной фирмой «СААБ» (Svenska Aeroplan AB. SAAB), основанной в 1937 для производства военных самолетов и вошедшей в состав концерна в качестве самолетостроительного отделения. Отделение имеет филиалы, производящие управляемые ракеты, космические системы, электронное оборудование, тренажеры. Фирма «СААБ», затем отделение концерна выпускали: бомбардировщик СААБ 18 (первый полёт в 1942), истребитель J21 (1943), реактивный истребитель J29 (1948), истребитель-бомбардировщик А32 «Лансен» (1952), истребитель J32 (1957), сверхзвуковой истребитель J35 «Дракен» (1955, см. рис. 1), истребитель-бомбардировщик AJ37 «Вигген» (1967, см. рис. в таблице XXXIV), истребитель JA37 «Вигген» (1974), пассажирский самолёт СААБ 340 с двумя турбовинтовыми двигателями (1983, совместная разработка с США, с 1985 полностью шведская программа). С 1949 построено более 1500 самолётов с поршневыми двигателями и свыше 2000 реактивных военных самолётов. Основные программы 80 х гг.: производство истребителей JA37 и самолётов SAAB-340B (до 37 пассажиров, 2 турбовинтовых двигателя по 1300 кВт, дальность полёта до 1520 км, крейсерская скорость 520 км/ч; рис. 2), разработка истребителей нового поколения JAS39 «Грипен» (рис. 3). Основные данные некоторых самолётов концерна приведены в таблице.

Таблица — Самолёты концерна «СААБ-Скания»



Основные данные

Штурмовик А32А

Перехватчик J29F

Многоцелевой истребитель J35F

Истребитель JA37

Многоцелевой истребитель JAS39

Первый полёт, год

1952

1954

1965

1974

1988

Число и тип двигателей

1 ТРДФ

1 ТРД

1 ТРДФ

1 ТРДДФ

1 ТРДДФ

Тяга двигателя, кН

44,1

27,5

78,5

125

81,5

Длина самолёта, м

14,65

10,1

15,35

15,45

14,1

Высота самолёта, м

4,75

3,73

3,9

5,9

4,7

Размах крыла, м

13

11

9,4

10,6

8

Площадь крыла, м2

37

24

49,2

46

30,5

Максимальная взлётная масса, т

13

8

15

22,5

~8

(нормальная)



Масса пустого самолёта, т

7

4,5

7,6

12,2

5,65

Боевая нагрузка, т

1

0,6

1,5

до 6

1,5

Радиус действия, км

1000

800

720

1000

-

Максимальная скорость полёта, км/ч

1125

1060

2100

2125

M > 1

Потолок, м

15000

13700

18000

18000

-

Экипаж, чел.

2

1

1

1

1

Вооружение:
















пушки

4 X 20 мм

4 X 20 мм

1 X30 мм

1 X 30 мм

1 X 27 мм

управляемые ракеты

2

-

4

4

Несколько УР

Рис. 1. Истребитель J35 «Дракен».

Рис. 2. Пассажирский самолёт SAAB 340B.

Рис. 3. Истребитель JAS39 «Грипен».

«Саач» (СААС, Civil Aviation Administration of China) — национальная авиакомпания Китайской Народной Республики. Состоит из нескольких региональных авиакомпаний. Осуществляет перевозки внутри страны и в страны Европы, Азии, Ближнего Востока, а также в Японию, Россию и США. Основана в 1949. Авиационный парк — более 200 самолётов.

«Сабена» (SABENA, Societe Anonyme Beige d'Explpitation de la Navigation A{{é}}rienne) —авиакомпания Бельгии. Осуществляет перевозки в страны Западной Европы, Африки, Ближнего и Дальнего Востока, а также в Россию, США и Канаду. Основана в 1923, одна из старейших в мире. В 1989 перевезла 2,8 миллионов пассажиров, пассажирооборот 6,76 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 28 самолётов.

Сабинин Григорий Харлампиевич (1884—1968) — советский учёный в области аэродинамики, профессор (1937), доктор технических наук (1934), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1946). Окончил Императорское техническое училище (1913; позже МВТУ). В студенческие годы совместно с Б. Н. Юрьевым создал основы импульсной теории гребного винта. С 1919 в ЦАГИ, где был начальником аэродинамического отдела, член коллегии института. Труды по динамической устойчивости самолёта, регулированию газовых турбин, реактивным двигателям, рабочим процессам в лопаточных машинах. Государственная премия СССР (1943). Награждён 3 орденами Трудового Красного Знамени, орденом Красной Звезды, медалями.

Лит.: Ушаков К. А., Научная деятельность профессора Г. X. Сабинина (к 75-летию со дня рождения), в кн.: Промышленная аэродинамика, в. 13, М., 1959.

Савицкая Светлана Евгеньевна (р. 1948) — советская лётчица, космонавт, лётчик-космонавт СССР (1982), лётчик-испытатель; заслуженный мастер спорта СССР (1970), дважды Герой Советского Союза (1982, 1984). Дочь Е. Я. Савицкого. Окончила Центральную лётно-техническую школу при ЦК ДОСААФ СССР (1971) и работала в ней инструктором, в 1972 окончила МАИ. Абсолютная чемпионка мира по высшему пилотажу на поршневых самолётах (1970). Установила 3 мировых рекорда в групповых прыжках с парашютом из стратосферы и 15 мировых рекордов на реактивных самолётах. С 1976 лётчик-испытатель ОКБ А. С. Яковлева. С 1980 в отряде космонавтов. Совершила два полёта в космос (1982, 1984), в одном из которых выходила в открытое космическое пространство. Народный депутат СССР (с 1989). Медаль де Лаво и 18 дипломов ФАИ, 16 золотых спортивных медалей СССР. Награждена 2 орденами Ленина, орденом «Знак Почёта».

Соч.: Вчера и всегда. М., 1988.

С. Е. Савицкая.

Савицкий Евгений Яковлевич (1910—1990) — советский военачальник, маршал авиации (1961), заслуженный военный лётчик СССР, дважды Герой Советского Союза (1944, 1945). В Советской Армии с 1929. Окончил военную школу лётчиков (1932), Высшую военную академию (1955; позже Военная академия Генштаба Вооружённых Сил СССР). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром авиаполка, авиадивизии, командующим авиагруппой воздушной армии, командир истребительного авиакорпуса. Совершил 216 боевых вылетов, сбил лично 22 и в составе группы 2 самолёта противника. После войны команд, авиацией ПВО страны (1948—1953, 1954—1966), заместитель главнокомандующего Войсками ПВО (1966—1980). С 1980 в Группе генеральных инспекторов МО СССР. Депутат ВС СССР в 1962—1966. Ленинская премия (1978). Награждён 3 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 5 орденами Красного Знамени, орденами Суворова 2 й степени, Кутузова 2 й степени, Отечественной войны 1 й степени, 2 орденами Красной Звезды, орденом «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3 й степени, медалями, а также иностранными орденами. Бронзовый бюст в Новороссийске.

Соч.: Я — «Дракон». Атакую!.... М., 1988; Полвека с небом, М., 1988.



Лит.: Сомов Г. А., Маршал авиации. М., 1990.

Е. Я. Савицкий.



Cавицкий Михаил Алексеевич (1890—1984) — советский военный лётчик, инженер, инициатор организации производства парашютов в СССР. Окончил Гатчинскую школу военных лётчиков (1916). В Гражданскую войну командовал авиаотрядом. Окончил Военно-воздушную академию РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (1928; ныне ВВИА). Возглавлял первую в стране парашютную лабораторию в НИИ ВВС, был директором парашютного завода. Автор многих научных трудов. Удостоен диплома П. Тиссандье (ФАИ). Награждён орденами Красного Знамени, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями.

Сазерленда формула [по имени английского физика У. Сазерленда (Sutherland)] — приближённо описывает зависимость динамической вязкости газа {{}} от термодинамической температуры T:

{{формула}}

где {{}} — диаметр молекулы газа, м; m — масса молекулы, кг; k = 1,38—10—23 Дж/К — постоянная Больцмана; S — постоянная, зависящая от химического состава газа (для воздуха S = 114 в диапазоне температур 273—573 К). С. ф. получена на основании модели газа, в которой молекулы представляются гладкими, упругими, взаимно притягивающимися сферами; справедлива в довольно широком интервале значений температур. С. ф. используется при исследованиях и расчётах обтекания летательного аппарата, когда необходим учёт изменения {{}} в зависимости от температуры, например при анализе аэродинамического нагревания.

салон пассажирский — обособленная часть пассажирской кабины, отделённая от других помещений перегородками (или поперечными проходами), с рядами пассажирских кресел, установленными, как правило, с одинаковым шагом. Интерьер С. образуется различными элементами: стенообразующими поверхностями (оконные панели, багажные полки для ручного багажа и мелких вещей пассажиров, панели потолка и т. п.), пассажирскими креслами, цветосветовым решением и декоративной отделкой, средствами индивидуального обслуживания пассажиров (индивидуальные вентиляция и освещение, кнопки вызова бортпроводников и т. п.), а также системами зрительной информации (надписи, табло и др.) и развлечения пассажиров (см. Класс пассажирского салона).

Формирование интерьера С. зависит от типа самолёта, его назначения, уровня обслуживания, продолжительности полёта, моды, национальных особенностей и культурных традиций страны и т. д. На различных этапах развития пассажирской авиации существовали определенные представления об оформлении внутреннего пространства самолёта. Нерегулярность и, как правило, кратковременность полётов, а также сравнительно простая конструкция первых пасс, самолётов (бипланы с матерчатой или фанерной обшивкой) обусловливали простоту обслуживания пассажиров с минимумом удобств в полёте, что отражалось в оформлении интерьера. Закрытая пассажирская кабина представляла собой вытянутый отсек, напоминавший железнодорожный вагон тех лет, с окрашенными фанерными или полотняными стенами, большими прямоугольными окнами, лёгкими сиденьями или плетёными креслами (рис. 1).

Пассажирский самолёты 20—30 х гг. имели, как правило, малую грузоподъёмность, стоимость перевозок на них была высокой, и поэтому услугами их как в СССР, так и за рубежом пользовался ограниченный контингент пассажиров. Небольшие скорости и длительное пребывание пассажиров в полёте, а также стремление проектировщиков привлечь пассажиров, сделав самолёт более комфортабельным и конкурентоспособным по сравнению со средствами железнодорожного и морского транспорта, способствовали созданию дополнительных удобств для небольшого круга пассажиров. Устраивались отдельные купе-каюты со спальными местами или трансформирующимися в кровать креслами, комнаты отдыха, столовые и другие помещения (рис. 2). На советских самолётах преобладали относительно простые интерьеры, которые чаще всего выполнялись в «трамвайной» или «вагонной» архитектуре, с некоторыми характерными для своего времени элементами украшений (рис. 3).

В 40—50 е гг. появление более скоростных многоместных пассажирских самолётов, сокращение времени полета, превращение авиационного транспорта в экономичный и более популярный вид общественного транспорта, а также изменения в конструкции самолётов (на смену самолётам с коробчатыми фюзеляжами пришли самолёты с цельнометаллическими цилиндрическими фюзеляжами) обусловили создание нового авиационного интерьера со стандартными, равными для всех, рациональными удобствами. Пассажирский С. представлял собой вытянутое помещение с равномерно чередующимися окнами-иллюминаторами, стандартными элементами (багажными полками в виде рамок и сеток, плафонами освещения и т. п.), а также рядами специальных кресел, разделённых продольным проходом (рис. 4 и 5). На некоторых самолётах нашли отражение украшательские тенденции тех лет, имевшие место в архитектуре и искусстве, — интерьер украшали плюшевыми портьерами, светильниками под мрамор, багажными полками из позолоченного металла, бутафорскими пилястрами и капителями у окон и т. д. (рис. 6 и 7). Основное направление развития пассажирского воздушного транспорта 60 х гг., пополнившегося самолётами с возросшими скоростью, высотой полёта и пассажировместимостью, — обеспечение достаточно высокого, равного для всех пассажиров уровня комфорта и экономичности самолётов. Благодаря применению новых конструкционных и декоративно-отделочных материалов и прогрессивных технологии, а также появлению новых технических возможностей интерьеры самолётов стали простыми и лаконичными по форме. Основные элементы интерьера: штампованные панели потолка, стен с равномерно чередующимися овальными, эллипсовидными, круглыми окнами и рядами кресел (рис. 8). В 70—80 х гг. на смену этим интерьерам приходят выразительные и комфортабельные интерьеры широкофюзеляжных самолётов, в которых возможны новые формы обслуживания и развлечения пассажиров. В пассажирских С. таких самолётов, имеющих внушит, размеры и всё меньше напоминающих тесную и неуютную кабину или вытянутую трубу-фюзеляж, расположено несколько сотен комфортабельных кресел, большие кино- и телевизионные экраны, просторные холлы и лестницы, ведущие на верхнюю и нижние палубы (рис. 9).



Е. Н. Соколовская

Рис. 1. «Илья Муромец» (1913—1914, Россия).

Рис. 2. «Фоккер» — F IV (1923, Германия).

Рис. 3. АНТ-9 (1929, СССР).

Рис. 4. Ил-12 (1946, СССР).

Рис. 5. Ил-14 «Салон» (1957, СССР).

Рис. 6. Ту-114 (1957, СССР).

Рис. 7. Ту-124 (1960, СССР).

Рис. 8. Ил 62M (1970, СССР).

Рис. 9. Ил-86 (1976. СССР).



самовращение аэродинамическое — возникает на закритических углах атаки в результате потерн самолётом аэродинамического демпфирования крена из-за асимметрии в распределении областей отрыва потока по крылу. Самопроизвольное вращение (в основном относительно продольной оси) вызывается появлением начальной скорости крена, например после сваливания. Природу аэродинамического момента, приводящего к вращению самолёта, можно понять, анализируя зависимость коэффициента подъёмной силы cy (см. Аэродинамические коэффициенты) от угла атаки {{}} (рис. 1). При кренении самолёта консоль крыла, идущая вниз, имеет большие углы атаки, чем идущая вверх. На докритических углах cy < cy max, а dcy/d{{}} > 0, увеличение а приводит к возрастанию подъёмной силы, а уменьшение — к её убыванию. В результате возникает демпфирующий момент крена, направленный против вращения. При углах атаки больше критического {{}}кр, когда наклон кривой cy({{}}) меняется на противоположный (диапазон развития по крылу областей отрыва потока), на консоли крыла, идущей вниз, происходит уменьшение подъёмной силы, а на консоли, идущей вверх, — увеличение, и вместо демпфирующего момента возникает раскручивающий момент, стремящийся увеличить скорость крена. Асимметрия расположения областей отрыва потока по крылу, обусловленная появлением скорости крена, в свою очередь способствует её дальнейшему увеличению. Большая часть момента С. создаётся на самолёте крылом, хотя и другие его части при возникновении на них срыва потока могут способствовать вращению.

На рис. 2 приведены примерные зависимости аэродинамического момента M{{}} относительно оси вращения самолёта от безразмерной угловой скорости {{}} = {{}}l/2V (где {{}} — скорость крена, l — размах крыла, V — скорость полёта), определяющей изменение угла атаки на концах крыла, для трёх различных значений {{}}. На докритических углах атаки демпфирующий момент практически пропорционален {{}}. На околокритических углах атаки ({{ ~ }}кр) при возникновении небольшой угловой скорости появляется положит, момент, усиливающий вращение. При дальнейшем увеличении угловой скорости аэродинамический момент меняет знак. Значение {{}}, соответствует устойчивому режиму С. На закритических углах атаки ({{}} > {{}}кр) существует диапазон {{}} < {{}}2, где сохраняется демпфирование. Превышение {{}}2 приводит к попаданию в устойчивый установившийся режим С. с угловой скоростью {{}}3. Существенное влияние на возможность существования С. оказывает скольжение. Условие баланса раскручивающего и демпфирующего аэродинамических моментов (M{{}} = 0), наряду с условием балансировки самолёта по тангажу, является одним из необходимых условий для существования режима установившегося штопора.

У манёвренных самолётов со стреловидным (в том числе треугольным) крылом потеря аэродинамического демпфирования крена, связанная с асимметричным отрывом потока с правой и левой консолей крыла, на околокритических углах атаки, например при выполнении виражей, может привести к установлению автоколебаний по крену, воспринимаемых лётчиком как покачивание самолёта с крыла на крыло. Эти автоколебания, как правило, предшествующие сваливанию, при значительной их амплитуде могут серьёзно усложнить пилотирование самолёта.


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   ...   116   117   118   119   120   121   122   123   ...   170


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

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал