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



Скачать 38.76 Mb.
страница122/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   118   119   120   121   122   123   124   125   ...   170

Силовая установка самолета. Создаёт необходимую тягу во всём диапазоне эксплуатационных условий и включает двигатели (см. Двигатель авиационный), воздушные винты, воздухозаборники, реактивные сопла, системы топливопитания, смазки, контроля и регулирования и др. Почти до конца 40 х гг. основным типом двигателя для С. был поршневой двигатель внутреннего сгорания с воздушным или жидкостным охлаждением. Важные этапы в развитии силовых установок с поршневыми двигателями — создание винтов изменяемого шага (эффективных в широком диапазоне полётных режимов); повышение литровой мощности благодаря увеличению степени сжатия, что стало возможным после существенного повышения антидетонационных свойств авиационного бензина; обеспечение необходимой мощности двигателей на высоте путём их наддува с помощью специальных нагнетателей. На снижение аэродинамического сопротивления силовой установки было направлено закрытие звездообразных поршневых двигателей воздушного охлаждения кольцевыми профилирующими капотами, а также уборка радиаторов поршневых двигателей жидкостного охлаждения в тоннели крыла или фюзеляжа. Мощность авиационного поршневого двигателя была доведена до 3160 кВт, а скорость полёта С. с поршневым двигателем — до 700—750 км/ч. Однако дальнейшему росту скорости препятствовали резкое возрастание аэродинамического сопротивления самолёта и снижение КПД воздушного винта вследствие увеличивающегося влияния сжимаемости воздуха и связанный с этим рост потребной мощности двигателя, в то время как возможности уменьшения его массы и размеров были уже исчерпаны. Это обстоятельство стимулировало разработку и внедрение более лёгких и мощных газотурбинных двигателей (турбореактивных двигателей и турбовинтовых двигателей).

На боевых С. получили распространение турбореактивные двигатели, а на пассажирских и транспортных — турбовинтовые двигатели и турбореактивные двигатели. Ракетные двигатели (жидкостные ракетные двигатели) не получили широкого распространения из-за малой располагаемой продолжительности полёта (на борту С. необходимо иметь не только горючее, но и окислитель), хотя они применялись на ряде экспериментальных С., на которых были достигнуты рекордные скорости полёта. Тяговые, экономические и весовые характеристики авиационных газотурбинных двигателей непрерывно совершенствовались путём повышения параметров рабочего процесса двигателя, применения новых материалов, конструктивных решений и технологических процессов. Повышение скоростей полёта вплоть до больших сверхзвуковых (M{{}} = 3) было достигнуто при использовании турбореактивных двигателей, оснащённых форсажной камерой, позволяющей значительно (на 50% и более) увеличить тягу двигателя. На экспериментальных С. испытывались силовые установки, состоящие только из прямоточного воздушно-реактивных двигателей (старт с С.-носителя), а также комбинированные установки (турбореактивный двигатель + прямоточный воздушно-реактивный двигатель). Силовые установки с прямоточного воздушно-реактивного двигателя обеспечивают дальнейшее расширение скоростного диапазона применения С. (см. Гиперзвуковой самолёт). На дозвуковых пассажирских и транспортных С. нашли применение экономичные турбореактивные двухконтурные двигатели сначала с малой, а позднее (в 60—70 х гг.) с большой степенью двухконтурности. Удельных расход топлива на сверхзвуковом С. достигает 0,2 кг/(Нч) на полётных форсажных режимах, у дозвуковых С. на крейсерских режимах полёта доведён до 0,22—0,3 кг/(кВт ч) для турбовинтовых двигателей и 0,07—0,058 кг/(Н ч) для турбореактивных двухконтурных двигателей. Создание высоконагруженных воздушных винтов, сохраняющих высокий кпд до больших скоростей полёта (M{{}}  0,8), положено в основу разработки турбовинтовентиляторных двигателей, которые на 15—20% экономичнее турбореактивных двухконтурных двигателей. Двигатели пассажирского С. оборудуются устройствами реверсирования тяги на посадке для сокращения длины пробега и выполняются малошумными (см. Нормы шума). Число двигателей в силовой установке зависит главным образом от назначения С., его основных параметров и требований к лётным характеристикам. Суммарная мощность (тяга) силовой установки, определяемая необходимой стартовой энерговооружённостью (тяговооружённостью) С., выбирается исходя из условий непревышения заданной длины разбега при взлёте, обеспечения набора высоты при отказе одного двигателя, достижения максимальной скорости полёта при заданной высоте и т. д. Тяговооружённость современного сверхзвукового истребителей достигает 1,2, у дозвукового пассажирского С. обычно находится в пределах 0,22—0,35. Существуют различные варианты размещения двигателей на С. Поршневые двигатели обычно устанавливались на крыле и в носовой части фюзеляжа. Аналогично располагают двигатели на турбовинтовых С. На реактивных С. компоновочные решения более разнообразны. На лёгких боевых С. один или два турбореактивных двигателя обычно устанавливают в фюзеляже. На тяжёлых реактивных С. практиковалось размещение двигателей в корневой части крыла, но большее распространение получила схема подвески двигателей на пилонах под крылом. На пассажирском С. двигатели (2, 3 или 4) часто размещают на хвостовой части фюзеляжа, причём в трёхдвигательном варианте один двигатель помещают внутрь фюзеляжа, а его воздухозаборник — в корневую часть киля. К преимуществам таких компоновок относятся снижение шума в пассажирской кабине, повышение аэродинамического качества за счёт «чистого» крыла. Трёхдвигательные варианты пассажирских С. выполняются также по схеме с двумя двигателями на пилонах под крылом и одним в хвостовой части фюзеляжа. На некоторых сверхзвуковых С. мотогондолы располагаются непосредственно на нижней поверхности крыла, при этом специальная профилировка внешних обводов гондол позволяет использовать систему образующихся скачков уплотнения (повышение давления) для получения дополнительной подъёмной силы на крыле. Установка двигателей сверху крыла применяется в схемах самолета короткого взлета и посадки с обдувом верхней поверхности крыла.

В авиационных двигателях используется жидкое углеводородное топливо — бензин в поршневых двигателях и так называемое реактивное топливо (типа керосина) в газотурбинных двигателях (см. Топливо авиационное). В связи с истощением природных запасов нефти могут найти применение синтетические топлива, криогенные топлива (в 1988 в СССР создан экспериментальный самолёт Ту-155, использующий в качестве топлива водород и сжиженный газ), а также авиационные ядерные силовые установки. Создан ряд лёгких экспериментальных С., использующих энергию солнечных батарей (см. Солнечный самолёт), из которых наиболее известен «Солар челленджер» (США); на нём в 1981 был совершён перелёт Париж — Лондон. Продолжаются постройки демонстрационных С. с мускульным приводом воздушного винта (см. Мускулолёт). В 1988 дальность полёта на мускулолёте достигла около 120 км при скорости свыше 30 км/ч.



Оборудование самолёта. Обеспечивает пилотирование С., безопасность полёта, создание необходимых условий для жизнедеятельности чл. экипажа и пассажиров и выполнение задач, связанных с назначением С. Для самолётовождения используется пилотажно-навигационное, радиотехническое и радиолокационное оборудование. Для повышения безопасности полёта предназначены противопожарное, аварийно-спасательное, внешнее светотехническое оборудование, противообледенительные и другие системы. В состав системы жизнеобеспечения входят системы кондиционирования воздуха и наддува кабин, кислородное оборудование. Энергопитание систем и агрегатов С. обеспечивают системы электроснабжения, гидравлические и пневматические системы. Целевое оборудование определяется типом С. К нему, например, относятся агрегаты распыления химикатов на сельскохозяйственных С., бытовое оборудование пассажирских С., обзорно-прицельные системы боевых С., разведывательное, противолодочное, десантно-транспортное, поисково-спасательное оборудование, средства радиолокационного дозора и наведения, радиоэлектронной борьбы и т. д. Система отображения информации (приборы, индикаторы, сигнализаторы) обеспечивает экипаж информацией, необходимой для выполнения полётного задания, контроля работы силовой установки и бортового оборудования. На ранних этапах развития С. оборудовались небольшим числом приборов, контролирующих основные параметры полёта (высоту, курс, крен, скорость) и частоту вращения вала двигателя, и могли совершать полёты в условиях визуальной видимости горизонта и наземных ориентиров. Расширение практического использования С., увеличение дальности и высоты полёта требовали создания бортового оборудования, позволяющего выполнять длительные полёты днём и ночью, в сложных метеорологических и гёографических условиях. В первой половине 30 х гг. были созданы гироскопические средства (авиагоризонт, гирополукомпас), обеспечившие пилотирование по приборам при полёте в облаках, тумане, ночью, а также начали использоваться автопилоты, освободившие лётчика от утомительной работы по поддержанию заданного режима полёта на дальних маршрутах. В конце 20 х гг. начали внедряться самолётные приёмопередающие радиостанции. В 30 х гг. бортовые и наземные радиотехнические средства (радиокомпасы, радиопеленгаторы, радиомаяки, радиомаркёры) стали применяться для определения направления полёта, местонахождения С., а также в первых системах захода на посадку по приборам. Во Вторую мировую войну на боевых С. были применены радиолокаторы, которые использовались для обнаружения целей и навигации. В послевоенное годы значительно расширены функциональные возможности самолётного оборудования, повышены его надёжность и точность. Пилотажно-навигационное оборудование создаётся на основе использования разнообразных средств: комбинированных систем определения воздушно-скоростных параметров, доплеровских измерителей путевой скорости и угла сноса, курсовых систем с магнитными, гироскопическим и астрономическими датчиками, радиотехнических систем ближней и дальней навигации, высокоточных инерциальных систем, радиолокационных визиров для уточнения местоположения С. и определения метеорологической обстановки и т. д. Нашли применение более точные системы инструментального (по приборам) захода на посадку, а затем системы автоматической посадки. Для обработки информации и автоматизированного управления работой различных систем С. служат бортовые ЦВМ. На боевых С. бортовые радиолокационные станции широко используются в обзорно-прицельных системах для обнаружения воздушных и наземных целей и наведения на них управляемых ракет. В этих же целях применяются оптико-электронные системы, включающие теплопеленгаторы, лазерные локаторы и т. п. Возросла информативность средств индикации. Расширяется применение экранных индикаторов, а также индикаторов на лобовом стекле. Последние позволяют лётчику видеть проецируемую перед ним необходимую информацию, не отвлекаясь от обзора внекабинного пространства на ответственных режимах полёта. Экспериментально отрабатывались (конце 80 х гг.) экспертные системы помощи экипажу на основе искусственного интеллекта и системы речевого управления. На современных С. компоновка кабины экипажа, выбор оптимального состава и расположение средств отображения информации, пультов управления и т. п. производятся с учётом требований авиационной эргономики.

Вооружение. Вооружение военных С. предназначено для поражения живой силы, воздушных, наземных, морских (подводных и надводных) целей и включает (в зависимости от назначения С.) пулемётно-пушечное, бомбардировочное, минно-торпедное, ракетное вооружение. При этом стрелковое и ракетное вооружение может быть наступательным или служить для обороны от истребителей противника (например, на бомбардировщиках, военно-транспортных С.). Становление основных боевых С. (истребителей и бомбардировщиков) относится к периоду Первой мировой войны. Первоначально использовались обычные (армейские) пулемёты. Важным явилось применение синхронизатора, позволяющего вести стрельбу через плоскость вращения воздушного винта. Истребители вооружались неподвижно закреплёнными синхронными пулемётами, а на бомбардировщиках пулемёты устанавливались на поворотных устройствах для организации круговой обороны. Родоначальником бомбардировочной авиации стал самолёт «Илья Муромец» (1913). Его бомбовая нагрузка достигала 500 кг. В период между двумя мировыми войнами было создано специальное пулемётно-пушечное вооружение, отвечающее требованиям авиационного применения (малая масса и габариты, высокая скорострельность, малая отдача, дистанционное управление стрельбой и перезарядкой и т. п.). Новым видом вооружения явились созданные в 30 х гг. неуправляемые реактивные снаряды. Вторая мировая война наглядно продемонстрировала большую роль С. как средства вооруженной борьбы. В первой половине 50 х гг. появились С., вооружённые управляемыми ракетами. Основу ракетного вооружения современные С. составляют управляемые ракеты классов «воздух — воздух» и «воздух — поверхность» с различной дальностью стрельбы и разнообразными методами наведения. Дальность пуска достигает 300 км у ракет «воздух — воздух» и у тактических ракет «воздух — поверхность» (см. Ракета авиационная).

В начале 80 х гг. бомбардировщики стали вооружаться стратегическими крылатыми ракетами «воздух — поверхность» с дальностью пуска до 2500 км. На лёгких С. ракеты подвешиваются на наружных держателях, а на тяжёлых могут размещаться и внутри фюзеляжа (в том числе на вращающихся барабанах).



Конструкционные материалы. Основным материалом для изготовления каркаса большинства первых С. служила древесина, в качестве обшивки применялись ткани (например, перкаль) и фанера, а металл использовался только для соединения различных узлов С., в шасси и в двигателях. В 1912—1915 были построены первые цельнометаллические С. В начале 20 х гг. получили широкое распространение алюминиевые сплавы, которые на долгие годы стали основным конструкционным материалом в самолётостроении, благодаря сочетанию важных для летательных аппаратов свойств высокой прочности и малого веса. В сильно нагруженных элементах конструкции (например, в шасси) использовались более прочные стали. Длительное время (вплоть до Второй мировой войны) создавались также С. смешанной (деревянно-металлической) конструкции. С ростом скорости полёта требования к конструкционным материалам возросли из-за повышенной (вследствие аэродинамического нагревания) рабочей температуры элементов конструкции. Она близка к температуре торможения воздуха, которая зависит от скорости полёта и определяется соотношением T0 T(1 + 0,2M{{}}2), где T — температура воздуха. При полете в нижней стратосфере (T = 216,65 К) числам M{{}} = 1, M{{}} = 2 и M{{}} = 3 будут соответствовать значения температуры торможения воздушного потока 260, 390, 607 К (или — 13, 117, 334{{}}С). В конструкции самолётов с максимальной скоростью полёта, соответствующей числам M{{}} = 2—2,2, преобладают алюминиевые сплавы. При более высоких скоростях начинают использоваться титановые сплавы и специальные стали. Освоение гиперзвуковых скоростей полёта требует применения жаропрочных сплавов, «горячих», теплозащищённых или охлаждаемых конструкций (например, с помощью жидководородного топлива, обладающего большим хладоресурсом). С 70 х гг. во вспомогательных конструкциях С. стали использовать композиционные материалы, обладающие высокими характеристиками удельной прочности и жёсткости. Изготовление из них силовых элементов позволит существенно повысить весовое совершенство конструкции С. В 80 х гг. был создан ряд лёгких С., практически полностью изготовленных из композиционных материалов. В их числе рекордный самолёт «Вояджер», на котором в 1986 выполнен беспосадочный кругосветный перелёт без дозаправки топливом в полёте.

Управление самолётом. Было опробовано много схем и компоновок С., прежде чем он стал устойчивым и хорошо управляемым в полёте. Устойчивость и управляемость С. в широком диапазоне эксплуатационных условии обеспечивается соответствующим выбором геометрических параметров крыла, оперения, органов управления и его центровки, а также автоматизацией управления. Для поддержания заданного режима полёта и изменения траектории движения С. служат управляющие повети (рули управления), которые в традиционном случае включают руль высоты, руль направления и противоположно отклоняемые элероны (см. также Органы управления). Управление осуществляется путём изменения аэродинамических сил и моментов при отклонении этих поверхностей. Для отклонения рулей управления лётчик перемещает установленные в кабине рычаги управления — ручку (или штурвал) управления и педали. С помощью ручки управления отклоняются руль высоты (продольное управление) и элероны (поперечное управление), а с помощью педалей — руль направления (путевое управление). Рычаги управления связаны с рулями гибкой (тросовой) или жёсткой проводкой управления. На многих типах С. рычагами управления оборудованы рабочие места двух членов экипажа. Для уменьшения усилий на рычагах управления, необходимых для отклонения рулей, применяют различные виды компенсации возникающего на них шарнирного момента. На установившихся режимах полёта могут потребоваться отклонения рулей для балансировки С. В этом случае для компенсаций шарнирного момента используют вспомогательные рулевые поверхности — триммеры. При больших шарнирных моментах (на тяжёлых или сверхзвуковых С.) для отклонения рулей используют гидравлические рулевые приводы. В 70 х гг. нашла применение так называемая электродистанционная система управления (ЭДСУ). На С. с ЭДСУ механическая проводка управления отсутствует (или является резервной), а передача сигналов от командных рычагов на исполнительные механизмы отклонения рулей осуществляется по электрокоммуникациям. ЭДСУ имеет меньшую массу и позволяет повысить надёжность путём резервирования линий связи. Электродистанционные системы применяются также в системах управления нового типа, основанных на использовании чувствительных датчиков, вычислительной техники и быстродействующих приводов. К ним относятся системы, позволяющие управлять статически неустойчивым С. (такие аэродинамических компоновки дают выигрыш в аэродинамических и весовых характеристиках), а также системы, предназначенные для снижения нагрузок, действующих на С. при маневрировании или в полёте в турбулентной атмосфере, для подавления флаттера и т. д. (см. Активные системы управления). Новые системы управления открывают возможности реализации необычных форм движения С. в вертикальной и горизонтальной, плоскостях благодаря непосредственному управлению подъёмной и боковой силами (без переходных процессов, связанных с предварительным изменением углового положения С. при традиционном управлении), что повышает быстродействие управления и точность пилотирования. В 80 х гг. созданы экспериментальные системы дистанционного управления с использованием волоконно-оптических каналов связи.

Эксплуатация самолёта. Для подготовки С. к полёту и осуществления взлёта и посадки необходимы специально оборудованные аэродромы. В зависимости от взлётной массы, типа шасси и взлётно-посадочных характеристик С. может эксплуатироваться с аэродромов с естественный, искусственным покрытием и с различной длиной взлетно-посадочной полосы. Грунтовые аэродромы используются главным образом для С. местных воздушных линий, сельскохозяйственных С., боевых С. передового базирования (истребителей, штурмовиков и т. п.), а также военно-транспортных и грузовых С., имеющих шасси высокой проходимости (с малой удельной нагрузкой на грунт) и мощную механизацию крыла. Для некоторых типов С. (тяжёлых бомбардировщиков, магистральных пассажирских С. и др.) требуются бетонированные аэродромы, причём необходимая длина взлётной полосы может достигать 3000—4500 м. Подготовка С. к полету включает в себя проверку исправности систем и оборудования, заправку топливом, загрузку С., подвеску бомбардировочного и ракетного вооружения и т. п. Полёты пассажирских С. контролируются наземными службами УВД и совершаются по специально установленным воздушным трассам с необходимым эшелонированием. С. многих типов способны выполнять автономный полет. Экипаж С. по численности состава и функциям его членов разнообразен и определяется типом С. Кроме одного или двух пилотов в него могут входить штурман, бортинженер, бортрадист, стрелки и операторы бортового оборудования, бортпроводники (на пассажирских С.) Наибольшую численность экипажа имеют С., оснащённые специальным радиоэлектронным оборудованием (до 10—12 человек на противолодочных С., до 14—17 человек на С. дальнего радиолокационного обнаружения). Экипажам военных С. обеспечивается возможность аварийного покидания С. с помощью парашюта или посредством катапультирования. На некоторых типах С. для защиты членов экипажа от воздействия неблагоприятных факторов полёта применяется защитное снаряжение, например высотно-компенсирующие и противоперегрузочные костюмы и т. п. (см. Высотное снаряжение). Безопасность полётов обеспечивается комплексом разнообразных мероприятий, в том числе: надлежащим нормированием прочности и надёжности конструкции С. и его составных частей; оснащением С. специальными системами и оборудованием, повышающими надёжность его лётной эксплуатации; резервированием жизненно важных систем; выполнением необходимых лабораторных и стендовых испытаний систем и агрегатов, включая испытания натурных конструкций С. на прочность и усталость; проведением лётных испытаний на проверку соответствия С. техническим требованиям и Нормам лётной годности; тщательным техническим контролем в процессе производства; специальным отбором и высоким уровнем профессиональной подготовки лётного состава; разветвлённой сетью наземных служб УВД; систематическим проведением в процессе эксплуатации профилактических (регламентных) работ с углублённым контролем технического состояния двигателей, систем и агрегатов, заменой их в связи с выработкой установленного ресурса и т. п.

В. П. Шенкин

Рис. 1. Широкофюзеляжный пассажирский самолет Ил-96-300: 1 — радиолокационная станция: 2 — кабина экипажа; 3 — аварийный выход; 4 — туалеты; 5 — гардероб; 6 — грузовой люк; 7 — пассажирский салон на 66 мест; 8 — буфет-кухня с лифтом на нижнюю палубу; 9 — гондола двигателя; 10 — пилон; 11 — предкрылок; 12 — крыло; 13 — вертикальная законцовка крыла; 14 — внешний элерон; 15 — внешний закрылок; 16 — внутренний элерон; 17 — пассажирский салон на 234 места; 18 — багажная полка; 19 — грузовые люки; 20 — аварийный выход; 21 — гардероб; 22 — киль; 23 — руль направления; 24 — вспомогательная силовая установка; 25 — руль высоты; 26 — стабилизатор; 27 — туалеты; 28 — входная дверь; 29 — фюзеляж; 30 — грузы (в сетях); 31 — грузы (на поддонах в сетях); 32 — иллюминатор; 33 — тормозной щиток; 34 — внутренний закрылок; 35 — интерцептор; 36 — силовой набор крыла; 37 — створки мотогондолы; 38 — двигатель; 39 — топливные отсеки; 40 — основные опоры шасси; 41 — центроплан крыла; 42 — шпангоут; 43 — входная дверь; 44 — багажный контейнер; 45 — грузовой пол с вращающимися сферическими шасси; 46 — входная дверь: 47 — носовая опора.

Рис. 2. Истребитель МиГ-15: 1 — воздухозаборник; 2 — кабина лётчика; 3 — катапультное кресло; 4 — приёмник указателя скорости; 5 — элерон; 6 — топливный бак; 7 — двигатель; 8 — силовой набор фюзеляжа; 9 — антенна; 10 — киль; 11 — руль направления; 12 — триммер; 13 — руль высоты; 14 — стабилизатор; 15 — реактивное сопло; 16 — тормозной щиток; 17 — топливный бак; 18 — силовой набор крыла; 19 — основная опора шасси; 20 — носовая опора шасси; 21 — пушки.

«самолёт» — одно из первых советских авиастроительных предприятий. Берёт начало от завода, основанного в 1914 в Москве итальянским предпринимателем и конструктором Ф. Моска и строившего самолёты «Фарман IV» (французская модель) и «Моска» (собственная разработка). После национализации (1918) предприятие, ставшее Государственным авиационным заводом №5 и получившее позднее название «Самолёт», занималось ремонтом самолётов, в 1923 освоило изготовление учебного самолёта У-1 (его производство было затем передано на завод «Красный лётчик»), а в 1925 первым в стране приступило к серийному строительству цельнометаллических самолётов (Р-3). Награждено орденом Трудового Красного Знамени РСФСР (1923). В 1927 произошло разделение предприятия: персонал и оборудование, связанные с выпуском самолёта Р-3, передали на завод №22, а на старой территории был образован опытный завод №25, ставший производственно-технической базой КБ Н. Н. Поликарпова. Этим КБ, в котором работали также С. А. Кочеригин, А. Н. Рафаэлянц, В. П. Яценко, В. В. Никитин, М. К. Тихонравов и др., в 1927—1929 были созданы самолёты У-2, И-3, Р-5 (см. статью Поликарпова самолёты). В 1930 завод №25 вошёл в состав Московского авиационного завода №39.

самолёт вертикального взлёта и посадки (СВВП) — самолёт, имеющий, в отличие от обычного самолёта, взлетающего с разбегом, практически нулевую скорость отрыва при вертикальном взлёте и нулевую скорость приземления при вертикальной посадке относительно взлётно-посадочной площадки. При околонулевой скорости полёта аэродинамическая подъёмная сила крыла незначительна, поэтому необходимая для осуществления вертикального взлёта и посадки самолёта вертикальная подъёмная сила создаётся его силовой установкой (на взлете подъёмная тяга силовой установки на 10—20% превышает нормальный взлётный вес СВВП). В крейсерском полёте вес СВВП уравновешивается аэродинамической подъёмной силой, горизонтальная тяга обеспечивается той же силовой установкой.

СВВП могут иметь силовые установки различных типов: турбореактивные подъёмно-маршевые двигатели (ПМД) с поворотными устройствами, обеспечивающими отклонение вектора тяги ПМД на угол от 0{{°}} до 90—105{{°}} вверх от продольной оси самолёта; малоресурсные подъёмные двигатели с малой массой, которые работают при вертикальном взлёте и посадке и не используются на крейсерских режимах полёта; реактивные двигатели в поворотных гондолах на крыле или фюзеляже; турбовентиляторные агрегаты, эжекторные установки, которые размещаются в фюзеляже или крыле и работают на газе, отбираемом от маршевых двигателей; винтомоторные установки с поворотом на 90{{°}} от продольной оси СВВП всей винтомоторной группы или только воздушных винтов и др. Реактивные ПМД и подъёмные двигатели конструктивно проще и легче винтомоторных и эжекторных установок, турбовентиляторных агрегатов, но большие температуры и скорости истечения реактивных струй у этих двигателей приводят к повышению эрозии покрытия взлетно-посадочной полосы.

СВВП с единой силовой установкой содержат только ПМД, а СВВП с составной силовой установкой — как ПМД, так и подъёмные двигатели. СВВП с раздельной силовой установкой содержат маршевые двигатели, создающие горизонт, тягу, и подъёмные двигатели, обеспечивающие вертикальную тягу. ПМД СВВП с единой или составной силовой установкой используются для создания тяги как на режимах вертикального взлёта и посадки, так и на крейсерских режимах. Наиболее тяжёлой оказывается раздельная силовая установка СВВП с подъёмными двигателями, тяга которых несколько больше веса СВВП. ПМД обеспечивает улучшение манёвренных характеристик СВВП благодаря возможности использования поворота вектора тяги двигателей в полёте. Поворот вектора тяги вверх от продольной оси СВВП приводит к увеличению нормальной перегрузки и, как следствие, к уменьшению радиуса кривизны траектории движения СВВП при выполнении манёвров, а также к увеличению интенсивности его торможения. В дополнение к аэродинамическим рулям, которые неработоспособны на околонулевых скоростях, СВВП оснащаются газодинамической системой управления углами крена, тангажа и рыскания на режимах вертикального взлёта и посадки.

При компоновке СВВП с двигателями (или другими устройствами создания тяги), выходные устройства которых разнесены относительно центра масс самолёта, управляющие моменты создаются дифференциальным изменением вектора тяги двигателей, симметрично расположенных относительно центра масс, например посредством изменения режима работы двигателей или отклонения их поворотных устройств. В случае компоновки СВВП с выходными устройствами двигателей, расположенными вблизи центра масс, управляющие моменты создаются струйными рулями, которые, как правило, работают на сжатом воздухе, отбираемом от компрессора двигателя. Для увеличения управляющих моментов струйные рули разнесены по концам крыла и фюзеляжа (см. Газодинамическое управление).

Поскольку подъёмная тяга и управляющие моменты СВВП на режимах вертикального взлёта и посадки обеспечиваются силовой установкой, то для СВВП характерно увеличение относительной массы силовой установки и уменьшение относительной массы полезной нагрузки (топлива и груза). При взлёте с коротким разбегом полезная нагрузка самолёта такого типа может быть увеличена, а после израсходования топлива в полёте и сброса боевой нагрузки тяговооружённость может быть более единицы, и, следовательно, возможна вертикальная посадка (летательный аппарат с заложенными в него такими проектными возможностями может использоваться как СВВП и как самолёт короткого взлёта и вертикальной посадки).

Первые практические СВВП были созданы в 1960 х гг. (англиский «Харриер» фирмы «Хокер Сидли», советский Як-38 ОКБ А. С. Яковлева).



Лит.: Володин В. В., Лисейцев Н. К., Максимович В. З., Особенности проектирования реактивных самолетов вертикального взлета и посадки, М., 1985; Хафер К., Закс Г., Техника вертикального взлета и посадки; пер. с нем., М., 1985.

А. И. Нелюбов

самолет короткого взлёта и посадки (СКВП) — самолёт, отличающийся меньшими (по сравнению с обычными самолётами данного класса) скоростями отрыва и приземления и соответственно меньшими длинами разбега и пробега (принято считать, что потребная длина взлетно-посадочной полосы для СКВП лежит в пределах 400—600 м).

Для осуществления режима короткого взлёта необходимы значит, увеличение несущих свойств крыла и высокая тяговооружённость. Несущие свойства могут быть увеличены благодаря использованию энергетической механизации крыла (по сравнению с несущими свойствами крыла с обычной взлётно-посадочной механизацией). На СКВП нашли применение системы обдува крыла и закрылков струями двухконтурных или турбовинтовых двигателей. При обдуве верхней поверхности механизированного крыла струя поворачивается вслед за отклонённым закрылком (эффект Коандэ). При этом появляется вертикальная составляющая тяги двигателя, увеличивающая несущие свойства крыла. Кроме того, из-за воздействия струи на крыле возникает дополнительная аэродинамическая подъёмная сила (эффект суперциркуляции). Аналогичными причинами объясняется увеличение подъёмной силы при обдуве снизу струёй двигателей отклонённых щелевых закрылков. Увеличение несущих свойств крыла приводит к уменьшению скорости отрыва и длины разбега.

Возрастание лобового сопротивления самолёта (вследствие отклонения закрылков) и использование части тяги двигательной установки для создания вертикальной составляющей тяги обусловливают необходимость иметь более высокую по сравнению с обычными самолётами тяговооружённость.

При посадке закрылки и струя двигателя (при меньшей, чем на взлёте, тяге) отклоняются на больший угол, обеспечивая необходимую подъёмную силу при уменьшении посадочной скорости, что приводит к сокращению посадочной дистанции. СКВП должны иметь меньшую нагрузку на крыло, чем обычные самолёты. При базировании на традиционных аэродромах СКВП могут иметь большую целевую нагрузку или увеличенный запас топлива.

Важной проблемой для СКВП является обеспечение удовлетворительных характеристик устойчивости и управляемости на режимах взлёта и посадки. Меньшие взлётно-посадочные скорости, большие моменты тангажа, создающиеся при обдуве закрылков, особенности, возникающие при отказе двигателя (большие моменты крена и рысканья), требуют повышенной эффективности органов управления.

Режим короткого взлёта могут иметь также самолёты вертикального взлёта и посадки (СВВП). В этом случае самолёт может начать разбег при горизонтальном направлении вектора тяги подъёмно-маршевого двигателя. Перед отрывом самолёта от поверхности вектор тяги отклоняется на нужный угол, а после набора скорости снова принимает горизонтальное направление. Режим короткого взлёта по сравнению с вертикальным взлётом позволяет существенно увеличить целевую (боевую) нагрузку и запас топлива. При корабельном базировании при заданной длине разбега целевая нагрузка и запас топлива могут быть дополнительно увеличены путём использования трамплина для взлёта.

К СКВП относятся транспортный самолёт Ан-72 и американские экспериментальные самолёты Боинг YC-14 и Макдоннелл-Дуглас YC-15.

К. Г. Микеладзе

самолет радиолокационного дозора и наведения — самолёт, оснащённый радиолокационной станцией кругового обзора, средствами обработки и передачи информации и средствами наведения. Предназначается для получения, обработки и передачи информации о воздушной обстановке на наземные (корабельные) командные пункты и наведения истребителей-перехватчиков на воздушные цели. С. р. д. и н. могут использоваться для обнаружения наземных (надводных) целей, наведения на них ударных летательных аппаратов, а также для управления воздушным движением. Преимущества С. р. д. и н. перед наземными (корабельными) радиолокационными станциями: практическое отсутствие ограничения дальности обнаружения воздушных целей по высоте полёта, высокая мобильность, меньшая уязвимость от различных средств поражения.

В состав оборудования С. р. д. и н. входят импульсно-доплеровская радиолокационная станция обнаружения, радиолокационная система опознавания, ЭВМ обработки данных, аппаратура отображения воздушной обстановки и наведения истребителей, связи и передачи данных, навигации, встроенного контроля и т. п. С. р. д. и н. подразделяют: по месту базирования — на палубные и наземного базирования; по компоновке — на самолёты с внутрифюзеляжным и наружным (см. рис.) размещением антенны радиолокационной станции. С. р. д. и н. создаются на базе серийных пассажирских, военно-транспортных, противолодочных и других самолётов с большой продолжительностью полёта. Особенности конструкции С. р. д. и н. связаны с необходимостью размещения крупногабаритных антенн (площадь от 4 до 10 м2), дополнительных топливных баков, сложного радиоэлектронного оборудования (масса от 4 до 16 т), многочисленного экипажа (от 5 до 17 человек) и обеспечения большой длительности патрулирования (14—15 ч).

Первые С. р. д. и н. были разработаны в 50 х гг. Основные зарубежные С. р. д. и н. 80 х гг. — Грумман Е-2С, Боинг Е-3 (США), А-50 (СССР).

С. С. Руденко

Размещение радиоэлектронного оборудования на самолёте Е-ЗА с наружной антенной радиолокационной станции: 1 — пульт управления аппаратурой связи; 2 — аппаратура связи; 3 — ЭВМ обработки данных; 4 — пульт оператора ЭВМ; 5 — аппаратура отображения и наведения; 6 — пульт дежурного офицера; 7 — пульт технического обслуживания; 8 — приёмник и цифровой вычислитель радиолокационной станции; 9 — коротковолновые антенны; 10 — антенна радиолокационной станции; 11 — антенны системы опознавания и УКВ связи; 12 — аппаратура опознавания; 13 — передающее устройство радиолокационной станции.



самолёт с крылом изменяемой в полете стреловидности. Возникшая потребность в многоцелевых и, следовательно, многорежимных (в основном боевых) самолётах привела к необходимости создать летательный аппарат, аэродинамические свойства которого удовлетворяли бы самым различным, часто противоречивым, требованиям (рис. 1). Широкая номенклатура и значительная масса боевой нагрузки при приемлемой длине взлетно-посадочной полосы предполагают использование толстого прямого крыла с эффективной щелевой механизацией. Для достижения большой дальности и продолжительности полёта на высоте на больших дозвуковых скоростях (Маха число полёта M{{}} = 0,7—0,9) необходимо относительно толстое крыло с достаточно большим удлинением и небольшой стреловидностью; для продолжительного полёта на малых высотах при M{{}}  0,7 оптимально крыло умеренных удлинения и стреловидности с большой удельной нагрузкой. Наиболее высокие манёвренные характеристики на до- и околозвуковых скоростях обеспечивает крыло умеренных удлинения и стреловидности с наплывом, обладающее высокими несущими свойствами и аэродинамическим качеством на больших углах атаки. При сверхзвуковых скоростях эффективно тонкое крыло малого удлинения с большой стреловидностью; на малых высотах при предельных скоростных напорах оптимально крыло относительно малой площади с низкими несущими свойствами.

Требуемый характер изменения геометрических характеристик крыла (удлинение, угол стреловидности {{}}, относительная толщина) и связанных ними аэродинамическими и лётно-техническими характеристик обеспечивается изменением угла стреловидности в плоскости от режима полёта (рис. 2).

Поворот консолей крыла, однако, сопряжен со значительным смещением фокуса аэродинамического. Это неблагоприятное явление, затрудняющее балансировку летательного аппарата и ухудшающее его устойчивость и управляемость, устраняется размещением поворотного шарнира вне фюзеляжа в неподвижном наплыве (Рис. 3). Конструктивные особенности С. с к. и. в. п. с. — наличие поворотного шарнира, привода поворота консолей, относительно большое строительное удлинение консолей крыла, наличие поворотных подкрыльевых пилонов для размещения подвесного вооружения (чтобы при изменении стреловидности крыла сохранить их ориентацию по потоку) — приводят к увеличению массы конструкции по сравнению с самолётом, имеющим неподвижное крыло, и выигрыши в дальности полёта и манёвренных характеристиках несколько снижаются. Особенностью управления С. с к. и. в п. с. является комбинированное использование интерцепторов (при малой стреловидности) и дифференциальное отклонение стабилизатора (в основном при большой стреловидности) для создания крена.

Первые серийные С. с. к. и. в п. с. — Дженерал дайнемикс F-111A (США) — см. рис. в таблице XXXIV и МиГ-23 (СССР) — см. рис. в таблице XXVIII.



Р. Д. Иродов. Л. А. Курочкин

Рис. 1. Изменение конфигурации самолёта в зависимости от высоты H полета и M{{}}: 1 — взлёт, посадка; 2 — крейсерский режим полёта; 3 — маневр; 4 — сверхзвуковой бросок; 5 — сверхзвуковой полёт на большой высоте. Сплошная кривая ограничивает область допустимых режимов полёта. На вставке — зависимости удлинения {{}} и относительной толщины {{с}} крыла от угла стреловидности {{}}.

Рис. 2. Зависимости максимального значения аэродинамического качества Kmax перегрузки ny уст, в установившемся полёте при максимальной тяге двигателей от M{{}} при различных значениях {{}} (точки — результаты экспериментов).

Рис. 3. Зависимость разности относительных координат {{}} = {{x}}F{{}} — {{x}}F{{}} = 15{{°}} положения аэродинамического фокуса {{}} при различных относительных смещениях z{{}} центра вращения шарнира: 1 — z{{}} = 0,17; 2 — {{z}} = 0,3.



самолет укороченного взлёта и посадки — устаревшее название самолёта короткого взлёта и посадки, применявшееся в 60 х—начале 80 х гг.

самолет-амфибия — см. Амфибия.

самолет-заправщик — самолёт, предназначенный для дозаправки топливом в воздухе других летательных аппаратов (см. Заправка топливом в полёте).

самолетный спорт — один из видов авиационного спорта, заключающийся в состязании лётчиков в выполнении фигур пилотажа, а также установлении рекордов скорости, высоты, дальности, продолжительности полёта, скороподъёмности и грузоподъёмности на самолётах (в том числе на спортивных самолётах).

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   ...   118   119   120   121   122   123   124   125   ...   170


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

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал