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



Скачать 38.76 Mb.
страница124/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   120   121   122   123   124   125   126   127   ...   170

С. т. невязкого нетеплопроводного газа описывается квазилинейной гиперболической системой газодинамических уравнений в частных производных. Точные аналитические решения этой системы получены лишь в простейших случаях (сверхзвук, обтекание клина, Прандтля — Майера течение, сверхзвуковой источник). Комбинируя такие решения или используя теорию характеристик и скачков уплотнения, можно аналитически рассчитать и другие виды С. т., например, течение около заострённого профиля и Буземана биплана, плоскую струю. При осесимметричном сверхзвуковом обтекании конуса (см. Осесимметричное течение) система уравнений сводится к двум обыкновенным дифференциальным уравнениям первого порядка, которые легко интегрируются численно. Для тонких тел, когда возмущения сверхзвукового потока малы, можно линеаризовать газодинамические уравнения и развить линеаризованную теорию С. т., дающую довольно простые, но ограниченные по применимости решения. При гиперзвуковых и трансзвуковых скоростях такая линеаризация недопустима, но и здесь возможно использование методов возмущений теории и применение методов построения сращиваемых асимптотических разложений по малым параметрам (см., например, Трансзвуковое течение). Пример аналитически рассчитываемого плоскопараллельного С. т. около ромбовидного профиля в равномерном невозмущенном потоке при отличном от нуля угле атаки дан на рис. 1. От передней и задней точек тела исходят косые скачки уплотнения АЕ и CF. При обтекании выпуклого угла в каждой точке А, В, С, D излома профиля возникает волна разрежения (течение Прандтля — Майера) и происходит разворот линий тока в области, ограниченной линиями Маха (штриховые линии). Остальные участки линий тока прямолинейны. От задней точки C идёт тангенциальный разрыв CG, по обе стороны которого скорости различны, а давление одинаково.

Картина сверхзвукового обтекания под углом атаки затупленного тела вращения значительно сложнее, особенно при наличии у тела изломов образующей. Случай, когда течение имеет плоскость симметрии, показан на рис. 2. За отошедшей головной ударной волной (жирная линия) перед затуплением имеет место смешанное течение с дозвуковой областью (M < 1), которая отсутствует у заостренного тела с углом раствора острия, не превышающим предельного значения для данного числа Маха. Далее за ограничивающей дозвуковую область звуковой поверхностью (M = 1 — пунктир на рис.) находится область трехмерного вихревого С. т. Здесь, между телом и ударной волной происходит многократное отражение волн разрежения (штриховые линии) и волн сжатия (сплошные линии), причем внутри поля течения возможно образование вторичных ударных волн. На область С. т. влияет поток на предшествующей носовой части тела, который, напротив не зависит от этого С. т. Несравненно сложнее картина С. т. около конфигураций моделирующих целый летательный аппарат. Здесь в поле течения могут иметь место несколько локальных дозвуковых зон.

Расчеты С. т. в общем случае (в частности с учетом высокотемпературных явлений в газе) проводятся численными методами на ЭВМ. Для этой цели применяются различные схемы конечноразностного метода сеток, характеристик метод, метод интегральных соотношений. Вычислительные алгоритмы позволяют эффективно с высокой, нужной для практики точностью рассчитывать С. т. и детально исследовать его структуру. С помощью аналитических и численных методов решаются также различные задачи оптимизации аэродинамической формы тела при С. т., например определение профиля крыла наименьшего сопротивления или формы сверхзвукового сопла с максимальной тягой при заданных ограничениях на их размеры и массу. Для ряда тел, моделирующих элементы летательного аппарата (острые конусы, затупленные клинья и конусы, тела вращения, треугольные крылья, сопла Лаваля), при различных параметрах невозмущенного потока рассчитаны таблицы основных газодинамических функций в поле С. т. Проводятся также численные расчёты сверхзвукового обтекания конфигурации летательного аппарата в целом.

Лит.: Курант Р., Фридрихс К., Сверхзвуковое течение и ударные волны, пер. с англ., М., 1950; Кочин Е. Е., Кибель И. А., Розе Н. В., Теоретическая гидромеханика, 4 изд., ч. 2, М., 1963; Ферри А., Аэродинамика сверхзвуковых течений, пер. с англ., М., 1963; Овсянников Л. В., Лекции по основам газовой динамики, М., 1981; Черный Г. Г., Газовая динамика, М., 1988.

Я. И. Чушкин.

Рис. 1.


Рис. 2.

сверхзвуковой пассажирский самолёт (СПС) — предназначается для перевозки пассажиров, багажа и грузов с сверхзвуковой крейсерской скоростью полёта (Маха число полёта M{{}} > 1). Первыми (и единственными на конец 1980 х гг.) СПС были советский Ту-144 (первый полёт в 1968, см. рис. в таблице XXIX) и англо-французский «Конкорд» (1969, см. рис. в таблице XXXV).

Широкий диапазон скоростей полёта (250—2500 км/ч), охватывающий как дозвуковую, так и сверхзвуковую области, потребовал обеспечения высокого уровня аэродинамического качества на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях и специальных мер по обеспечению устойчивости и управляемости самолёта (при минимальных потерях на балансировку). Из этих соображений в построенных самолётах используется аэродинамическая схема «бесхвостка» с крылом малого удлинения и переменной стреловидности. Подобная форма крыла в плане позволяет получить минимальный объём балансировочного топлива, перекачиваемого для обеспечения приемлемых запасов аэродинамической устойчивости при переходе на сверхзвуковых режим полёта. Это объясняется тем, что на дозвуковых режимах полёта несущие свойства и положение фокуса (см. Фокус аэродинамический) определяются базовым крылом малой стреловидности, а на сверхзвуковых режимах полёта значительно увеличиваются несущие свойства передней части (наплыва) крыла большей стреловидности. При этом перемещающийся назад фокус базового крыла на сверхзвуковых режимах как бы возвращается назад благодаря несущим свойствам передней части крыла.

Для повышения аэродинамического качества и снижения аэродинамического сопротивления, в том числе потерь на балансировку, на крейсерском сверхзвуковым режиме полёта используются: крутка крыла; деформация срединной поверхности (изгиб продольной оси) профиля; положительная интерференция аэродинамическая благодаря взаимовлиянию обтекателей, зализов, каналов воздухозаборника на нижней поверхности крыла. Для улучшения взлётно-посадочных характеристик на Ту-144 разработано и внедрено убирающееся в полёте переднее крыло (малых размеров).

Входная часть воздухозаборника СПС выполняется в виде многоскачкового диффузора с регулируемым (по площади) «горлом» заборника. На первых СПС в качестве двигателей использованы турбореактивные двигатели и турбореактивные двигатели с форсажной камерой; на СПС нового поколения могут найти применение двигатели изменяемого рабочего процесса.

Для обеспечения взрыво- и пожаробезопасности свободные объёмы топливных баков обычно заполняются нейтральным газом. Большой выигрыш при этом даёт разработанная в СССР и использованная на самолёте Ту-144 система азотирования топлива перед заправкой. Процесс азотирования заключается в замещении растворённого в топливе воздуха азотом или другим нейтральным газом. В процессе полёта на высоте при нагреве топлива и малом давлении азот выделяется из топлива и создаёт нейтральную среду в надтопливном пространстве.

Характерными особенностями работы системы кондиционирования воздуха на СПС являются: охлаждение технических отсеков и пассажирского салона от больших притоков теплоты (вместо обогрева пассажирского салона, необходимого на дозвуковых самолётах); значительно более высокая температура отбираемого от двигателя воздуха для кондиционирования; высокая температура набегающего потока воздуха, что не позволяет использовать его как охлаждающую среду; необходимость иметь на борту достаточно низкотемпературный хладагент (например, охлаждённое топливо). Для уменьшения притока теплоты в салон используются специальные меры: эффективная теплоизоляция с воздушным промежутком; тепловые «сопротивления» для элементов, соединяющихся с внешней конструкцией; продув зазора между теплоизоляцией отработанным в кабине воздухом (динамическая изоляция). Циклические температурные напряжения, действующие на конструкцию, вызывают необходимость использовать в основных конструктивных элементах крупногабаритные монолитные панели и элементы, обеспечивающие тепловую компенсацию при различном нагревании её элементов.

Значительные энергетические затраты для обеспечения сверхзвукового полёта требуют большего расхода топлива по сравнению с дозвуковыми самолётами. Поэтому топливная экономичность сверхзвуковых самолётов значительно ниже, чем дозвуковых.

Г. А. Черёмухин.

сверхзвуковой самолет — самолёт, условия эксплуатации которого предусматривают полёт со скоростями, превышающими скорость звука. Введение понятия «С. с.» в 1950 е гг. вызвано существенным отличием геометрических форм, обеспечивающих оптимальные аэродинамические характеристики при до- и сверхзвуковых скоростях полёта. Так, например, на дозвуковых самолётах носовые части профиля крыла и оперения, носовые части фюзеляжа и входы воздухозаборников двигателей делают затупленными для более полной реализации подсасывающей силы, тогда как на С. с. их делают заострёнными для уменьшения волнового сопротивления.

С. с. применяются в основном в военной авиации (истребители, бомбардировщики, разведчики и др.); в конце 60 х гг. созданы первые С. с. гражданского назначения (см. Сверхзвуковой пассажирский самолёт). С. с. оснащаются реактивными двигателями (преимущественно воздушно-реактивными двигателями) и отличаются малым удлинением крыла ({{}}3—3,5) и небольшой относительной толщиной профиля крыла ( < 6%). Большинство С. с. имеют стреловидные или треугольные (по форме в плане) крылья, а некоторые С. с. по своей схеме являются самолётами с крылом изменяемой в полёте стреловидности.

Для С. с., длительно летающих на сверхзвуковых скоростях, аэродинамическое нагревание вызывает необходимость применения систем охлаждения кабины экипажа, пассажирских салонов и отсеков с оборудованием.



сверхкритический профиль, суперкритический профиль, — дозвуковой профиль крыла, позволяющий при фиксированном значении коэффициентов подъёмной силы и толщины профиля существенно повысить критическое Маха число М*. На самолётах с малыми дозвуковыми скоростями полёта использовались профили с большими местными возмущениями на верхней поверхности крыла и соответственно с небольшими значениями М*. С увеличением скоростей полёта первым этапом увеличения М* явилось уменьшение возмущений потока путём ослабления неравномерности распределения этих возмущений вдоль хорды за счёт смещения положения максимальной толщины и кривизны профиля к середине хорды, а также некоторого уменьшения максимальной вогнутости. Применение таких профилей, называемых иногда классическими скоростными профилями, увеличило крейсерскую скорость на 50—100 км/ч. Разработанные в Центральном аэрогидродинамическом институте профили этого типа использовались на большинстве советских самолётов, выпускавшихся после Великой Отечественной войны. Основой создания первого поколения С. п. явилось дальнейшее уменьшение искривлённости верхней поверхности профиля. Однако уменьшение её искривлённости приводит к уменьшению создаваемой этой поветью доли подъёмной силы, и для компенсации такого уменьшения производится «подрезка» хвостового участка нижней поверхности (см. рис.), которая является характерной особенностью С. п.

Появление второго поколения С. п. связано с возможностью ослабления интенсивности скачков уплотнения (ударных волн) за счёт изоэнтропического сжатия потока перед ними. Особенностью этих С. п. является уплощенная верхняя поверхность в сочетании с большей «подрезкой» нижней. Одним из путей сохранения подъёмной силы на таких профилях является плавный небольшой отгиб вниз хвостового участка крыла, что, однако, может привести к срыву потока и требует дополнительных исследований, в частности при натурных значениях Рейнольдса чисел. В 80 е гг. С. п. находят применение на самолётах различных типов (например, АН-124, Ту-204, Ил-96-300) и позволяют увеличить значение М* на 0,05—0,15 по сравнению с классическими скоростными профилями, используемыми, например, на самолётах Ту-104, Ту-134, Ил-62. Другим направлением использования С. п. является увеличение их толщины (на 2—5%) или уменьшение стреловидности крыла (на 5—15{{°}}) при сохранении значения М*. Увеличение толщины позволяет увеличить удлинение крыла и аэродинамическое качество самолёта, а также увеличить объём крыла, внутри которого обычно размещаются топливные баки.

Использование С. п. — одно из основных направлений развития аэродинамики дозвуковых самолётов.

В. Д. Боксер, Я. М. Серебрийский.

Сверхкритический профиль.



светотехническое оборудование летательного аппарата — бортовые световые устройства. В зависимости от назначения различают внешнее и внутреннее С. о. Внешнее С. о. устанавливается на крыле, фюзеляже, хвостовом оперении и предназначается для предотвращения столкновений ов в воздухе и на земле, а также освещения взлетно-посадочной полосы и рулёжной дорожки при взлёте, посадке и рулении по аэродрому. Внешнее С. о. подразделяется на светосигнальное и осветительное. К светосигнальному оборудованию относятся маяк световой и огни аэронавигационные. Осветительное С. о. состоит из посадочных, рулёжных и посадочно-рулёжных фар, фар освещения передней кромки крыла, воздухозаборников, государственного знака. Фары бывают выдвижными и невыдвижными. Устанавливаются они, как правило, в передней кромке крыла, на фюзеляже около кабины лётчиков или на передней стойке шасси. Выдвижные фары выпускаются при взлёте, посадке или рулении. В качестве источника света используются однонитевые и двухнитевые (комбинированные) лампы-фары. Комбинированные лампы-фары используются при посадке и рулении (при этом включается посадочная или рулёжная нить).

Внутреннее С. о. устанавливается в кабине экипажа, пассажирских салонах, технических отсеках и предназначается для освещения приборов, пультов и щитков управления в кабине экипажа, сигнализации о режимах работы агрегатов и систем, освещения пассажирских салонов и технических отсеков. Различают светосигнальное и осветительное внутреннее С. о. Светосигнальное оборудование установлено в основном в кабине экипажа. К нему относятся различные светосигнализаторы и табло, информирующие о режимах полёта, состоянии систем и агрегатов ов. В пассажирских салонах также имеются светосигнальные табло (например, табло «Выход», «Пристегнуть ремни» и др.). К осветительному оборудованию относятся встроенные устройства освещения приборов, пультов и щитков управления, расположенные в кабине экипажа, а также светильники и плафоны заливающего света для местного и общего освещения кабины и салонов. Освещение кабины экипажа может быть белым или красным (зависит от назначения летательного аппарата). Красное освещение используется при необходимости обеспечения темновой адаптации глаз лётчиков для обзора закабинного пространства ночью и для посадки на аэродромы, не оборудованные огнями высокой интенсивности. Для освещения пассажирских салонов используются светильники с люминесцентными лампами. Индивидуальное освещение пассажирских кресел производится встроенными в потолочную панель светильниками с узким направленным пучком. В них устанавливаются лампы накаливания. Технические отсеки самолёта освещаются с помощью плафонов заливающего света.



В. К. Токарев.

Свищев Георгий Петрович (р. 1912) — советский учёный в области авиации и механики, академик АН СССР (1976; член-корреспондент 1966), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1973), дважды Герой Социалистического Труда (1957, 1982). Окончив Московский дирижаблестроительный институт, работал в «Дирижаблестрое» (1935—1940),Центральном аэрогидродинамическом институте (1940—1954), Центральном институте авиационного моторостроения (1954—1967, начальник института). В 1967—1989 начальник, с 1989 почётный директор Центрального аэрогидродинамического института. Основные направления научной деятельности С. — аэродинамика ов и их силовых установок, исследования перспективных направлений развития авиационной техники. Им решены многие проблемы аэродинамики крыла, фюзеляжа и оперения дозвуковых и сверхзвуковых самолётов и проектирования аэродинамических труб; его исследования в области аэродинамики позволили раскрыть механизмы физических процессов, установить важные свойства течения около аэродинамического профиля. Под его руководством в Центральном институте авиационного моторостроения и Центральном аэрогидродинамическом институте проведены фундаментальные работы по перспективам развития авиации, созданию установок для экспериментальных исследований в области аэродинамики и прочности ов и характеристик авиационных двигателей, внедрению мероприятий, повышающих ресурс двигателей и ов, созданию методов проектирования летательных аппаратов на базе ЭВМ. Возглавляя Центральный аэрогидродинамический институт — головной НИИ авиационной промышленности, С. осуществлял координацию научных исследований в области авиации. Ленинская премия (1976), Государственная премия СССР (1946, 1952, 1968). Награждён 3 орденами Ленина, орденами Отечественной войны 1 й и 2 й степени, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденом «Знак Почёта», медалями. Бронзовый бюст в Санкт-Петербурге.

Соч.: Неустановившееся обтекание тела вращения потоком идеальной жидкости. Сборник научно-технических работ по дирижаблестроению и воздухоплаванию, 1940, №12; Исследование профиля малого сопротивления с различными деформациями носика, М., 1946; Эффективность руля и шарнирные моменты, М., 1948; Сверхзвуковые течения газа в перфорированных границах, М., 1967 (совм. с др.); Расчет точки перехода ламинарного пограничного слоя крыла в турбулентный, Труды ЦАГИ, 1975, вып. 1723.

Г. П. Свищев.

свободная поверхность — поверхность, вдоль которой жидкость соприкасается с пустотой или средой существенно меньшей плотности и вязкости. На таких поверхностях выполняются условия: 1) нормальная к С. п. составляющая вектора скорости жидкости совпадает со скоростью перемещения этой поверхности в направлении нормали к границе раздела (кинематическое условие); 2) вектор напряжения p для площадок, касательных к С. п., направлен по нормали к этим площадкам, а его численное значение определяется по формуле Лапласа p = p1 + {{}}(1/R1 + 1/R2), где p1 — давление в свободном от жидкости пространстве, R1 и R2 — главные радиусы кривизны С. п., {{}} — коэффициент поверхностного натяжения. Во многих задачах аэро- и гидродинамики силы поверхностного натяжения пренебрежимо малы ({{}} = 0); в этом случае на С. п. p = p1.

свободномолекулярное течение — течение разреженного газа, в котором длина свободного пробега молекул значительно больше характерного линейного размера тела. В этом случае определяющую роль играют столкновения молекул с поверхностью тела, а межмолекулярные столкновения можно не учитывать; в С. т. Кнудсена число Kn {{ }} (см. Разреженных газов динамика). В С. т. при отсутствии внешних сил функция распределения молекул по скоростям f(r, v, t) не изменяется вдоль прямолинейных траекторий их движения (v — скорость молекулы, r — её радиус-вектор, t — время).

При взаимодействии С. т. с летательным аппаратом на элемент dS его поверхности действует сила, равная Pi + Pr, а тепловой поток к dS равен Ei-Er, где Pi, Ei — суммарные импульс и поток энергии налетающих молекул Pr, Er — реакция полного импульса и поток энергии молекул, отражённых от dS. В стационарном случае на dS «выпуклого» летательного аппарата налетают молекулы только из невозмущенных областей течения с известной (так называемой максвелловской) функцией распределения f{{}}. По f{{}} в явном виде вычисляются Pi, Ei, величины Pr, Er выражаются через Pi, Ei и коэффициенты аккомодации нормального ({{}}п) и тангенциального ({{}}) импульсов и энергии ({{}}P, {{}}E). Если Pi, Ei, {{}}п, {{}}, {{}}P, {{}}E известны, то местные силы и тепловые потоки определены и аэродинамические характеристики находятся интегрированием по поверхности летательного аппарата.

На вогнутые участки поверхности летательного аппарата налетают также молекулы, отражённые от некоторых частей поверхности, с неизменной, удовлетворяющей интегральному уравнению функцией распределения fr, а потоки молекул с функцией распределения f{{}} могут частично экранироваться. Для аэродинамического расчёта летательного аппарата сложной формы в С. т. применяется численный метод статистических испытаний. Знание fr необходимо также для расчёта поля С. т.

Лит. см. при статье Разреженных газов динамика.

В. С. Галкин.

свободный аэростат — неуправляемый (как правило) аэростат; применяется для изучения атмосферы, астрономических исследований, испытаний аппаратуры и снаряжения, переноса и сброса боевых грузов, спортивных, рекламных, разведывательных и других целей. В зависимости от назначения С. а. могут быть с экипажем и без экипажа, совершать кратковременные или длительные полёты. С. а. с экипажем имеют устройства, регулирующие скорость взлёта и спуска, высоту полёта и располагают возможностью прекращения полёта по желанию пилота. Аналогичные устройства имеют некоторые виды беспилотных С. а., называемые автоматическими аэростатами (АА). Шары-зонды, радиозонды, беспилотные С. а. некоторых видов, предназначенные для пиковых высотных полётов, таких устройств не имеют. Пилотируемые С. а. с открытой гондолой, используемые для подъёма на высоту 7—12 км, называются субстратостатами, а пилотируемые (с герметичной гондолой) или беспилотиые С. а. для подъема на еще большие высоты в стратосферу называют стратостатами.

С. а. (см. рис.), состоят из мягкой оболочки (или системы оболочек), наполняемой подъемным газом, и гондолы (контейнера). К оболочке пилотируемых С. а. подвешивается гондола, в которой размещаются воздухоплаватели, аппаратура и балласт, к оболочке беспилотных С. а. — контейнеры с аппаратурой и балластом и парашюты (см. Дрейфующий аэростат).

Оболочки большей части беспилотных и пилотируемых С. а. предназначенных для исследовательских целей в стратосфере, изготавливаются из плёночных и ткане-плёночных материалов и рассчитаны на одноразовое применение. Оболочки спортивных С. а. производятся из специальных тканей и рассчитаны на многоразовое применение. Многократно используются и парашютирующие оболочки АА. В качестве подъёмного газа для большинства АА и беспилотных С. а., предназначенных для пиковых полётов, используется водород. АА, поднимающие дорогостоящую исследовательскую аппаратуру, пилотируемые исследовательские и рекордные С. а. обычно наполняют гелием или смесью гелия с водородом. Спортивные С. а. наполняют водородом или тёплым воздухом. Оболочки беспилотных С. а. выполняют открытыми снизу или замкнутыми, а оболочки С. а. с экипажем обычно делают открытого типа. В открытых оболочках после их полного выполнения (см. Зона выполнения) подъёмный газ при расширении выходит через отверстие внизу оболочки или специальный клапан. Это уменьшает массу аэростата. В замкнутых оболочках возникает внутреннее давление, под действием которого резиновые оболочки шаров-зондов и радиозондов растягиваются, увеличиваясь в объёме в 60—300 раз и более, что позволяет им подниматься на высоту до 45—48 км. У С. а. одноразового применения к нижнему узлу оболочки крепится стропа подвески поднимаемого груза. У спортивных С. а. и у некоторых С. а. с экипажем (например, стратостатов) гондола с экипажем крепится к оболочке при помощи сети или системы строп. Изменение высоты полёта на С. а. с экипажем и АА с оболочками открытого типа осуществляется сбрасыванием балласта или выпуском газа через клапан. Учитывая направление и скорость ветра, изменяя высоту полёта пилотируемых и управляемых по радио (или по программе) С. а., можно в известных пределах регулировать направление и дальность их полёта. Указанные свойства С. а. позволяют рассматривать их как летательные аппараты с ограниченным управлением полётом по направлению.

В ряде случаев полёт высотных С. а. может проводиться по схеме «бумеранг» с возвращением в район запуска. Для этого аэростат переводится в ветровой поток противоположного направления путём снижения или подъёма. Полёт С. а. может прекращаться выпуском газа через газовый клапан. Спуск гондолы с экипажем или перевозимого груза возможен также путём отцепления оболочки на высоте с последующим снижением на особом парашюте. При этом разгруженная оболочка взмывает кверху, достигает зоны выполнения и разрушается. Спуск аэростата с оболочкой парашютирующего типа начинается после выпуска подъёмного газа через клапан, после чего оболочка, наполняясь воздухом, превращается в парашют.

В зависимости от назначения существует несколько конструкций С. а. Наиболее простую конструкцию имеет шар-зонд, состоящий только из резиновой замкнутой оболочки. Сложнее устроен радиозонд, поднимающий на резиновой замкнутой оболочке (с начальным диаметром до 5 м) аппаратуру для замера давления, температуры и влажности воздуха на различных высотах; показания приборов автоматически передаются по радио на пункт запуска.

Спортивные аэростаты, наполняемые водородом, имеют оболочку сферической формы из прорезиненной ткани, к которой при помощи катенарных поясов (см. Катенария) или лап крепятся стропы из стальных тросов или верёвок, на которых подвешивается гондола. В гондоле размещаются экипаж, аппаратура управления и радиосвязи, балласт в виде песка или дроби. Для выхода газа при взлёте выше зоны выполнения и при разогреве газа в зоне равновесия внизу оболочки имеется отверстие с патрубком (так называемый аппендикс), а вверху установлен клапан, открываемый из гондолы. Наполнение оболочки газом проводится через нижний аппендикс или особый аппендикс в верхней части оболочки. Для удержания оболочки в процессе газонаполнения имеются поясные стропы. Для смягчения удара при спуске с гондолы свешивается длинный тяжёлый канат — гайдроп. Для быстрого выпуска газа из оболочки после приземления на ней имеется разрывное устройство. Спортивные аэростаты, наполняемые тёплым воздухом, имеют оболочку, изготавливаемую из прочного термостойкого материала. К нижней части оболочки на стропах крепится гондола для экипажа и аппаратуры нагрева воздуха (см. Тепловой аэростат).

Оболочки С. а. могут иметь различную конструкцию в зависимости от назначения и задаваемого профиля полёта. Для высотных полётов с экипажем и высотных полётов АА в основном применяются оболочки открытого типа из малорастяжимых материалов. Подобного же типа оболочки применяются для рекордных (по дальности и продолжительности) полётов с экипажем и для длительных полётов (дрейфов) АА с тяжёлой исследовательской или специальной аппаратурой. Для полётов на постоянной барометрической высоте применяются замкнутые оболочки из малорастяжимых материалов, имеющие сферическую форму.

Оболочки замкнутого типа из малорастяжимых материалов применяются в некоторых случаях и для кратковременных (пиковых) полётов с экипажем. При длительных и высотных полётах АА с тяжёлой аппаратурой и при полётах с экипажем в основном используются оболочки открытого типа, имеющие так называемую оптимальную (естественную) форму с меридиональным каркасированием вдоль стыка полотнищ. В выполненной части таких оболочек (там, где находится подъёмный газ) между усилительными элементами образуются выпучины с поперечными радиусами кривизны в несколько раз меньшими поперечных радиусов кривизны некаркасированные оболочки. В каркасированных оболочках продольные усилия воспринимаются каркасом, а поперечные натяжения малы, что позволяет изготавливать полотнища оболочки из лёгких синтетических плёнок толщиной 12—60 мк (из полиэтилена, майлара и др.). Для меридионального каркасирования полотнищ используются ленты из прочных материалов с небольшим удлинением (вискозы, стекловолокна, нитей кевлара), воспринимающих основные усилия при газонаполнении и в полёте. Во Франции для кратковременных (пиковых) полётов АА применяются оболочки замкнутого типа, имеющие форму тетроида. Верхняя часть такой оболочки образуется гранью, принимающей при наполнении газом выпуклую форму. К нижнему узлу тетроидной оболочки крепится подвесная система. При достижении потолка оболочка разрывается от внутреннего давления, а груз спускается на парашюте.

Для запуска С. а. проводится комплекс мероприятий, включающий подготовку места и материальной части С. а. к полёту, газонаполнение, снаряжение н выпуск в воздух. Выпуск в воздух спортивных аэростатов объёмом до 3000 м3 (поднимающихся обычно на высоту не более 4000 м) производится с открытых площадок при скорости ветра не более 6—8 м/с. При газонаполнении спортивные аэростаты удерживаются стартовой командой за специальные устройства (поясные), а перед вылетом — н за гондолу. Старт С. а., поднимающихся на высоту более 4000 м, затрудняется из-за большой парусности, усложняясь тем больше, чем больше объём аэростата. Для облегчения старта и безопасности взлёта С. а. старт проводят с использованием специальных укрытий (здания, заборы, овраги, каньоны) или применяя особые устройства для удержания оболочки в процессе газонаполнения и облегчения запуска аэростата, что позволяет проводить старт высотных аэростатов грузоподъёмностью до нескольких т при скорости ветра до 10—12 м/с.



Я. В. Пятышев.

Схема свободного аэростата: 1 — газовый клапан; 2 — оболочка; 3 — разрывное устройство; 4 — катенарный подвесной пояс; 5 — дождеотсекатель; 6 — разрывная вожжа; 7 — тросовый многоугольник; 8 — гондола; 9 — молниеотвод; 10 — гондольная стропа; 11 — клапанная веревка; 12 — аппендикс; 13 — стропа подвески гондолы;



«свободы воздуха», коммерческие права, — права, предоставляемые авиатранспортным предприятиям (как правило, на основе соглашений о воздушном сообщении между государствами) осуществлять перевозки пассажиров, грузов и почты.

В международном праве «С. в.» подразделяются на несколько видов: первая и вторая — право осуществлять транзитный полёт без посадки (первая «С. в.») или с посадкой в некоммерческих целях (вторая «С. в.») на территории государства, предоставляющего это право. Эти «С. в.» носят вспомогательный характер, обеспечивая перевозки в третьи страны через государства, лежащие на маршруте полётов. Третья «С. в.» заключается в праве высаживать на иностранной территории пассажиров и выгружать грузы и почту, взятые на борт воздушного судна на территории государства, национальной принадлежностью которого воздушное судно является; четвёртая «С. в.» — в праве принимать на иностранной территории пассажиров, направляющихся на территорию такого государства, а также адресуемые туда же грузы и почту. Эти «С. в.» обеспечивают выполнение перевозок между странами-партнёрами по соглашению и, как правило, отдельно друг от друга не предоставляются. Пятая «С. в.» означает право принимать на территории страны-партнёра по соглашению пассажиров, направляющихся на территорию третьего государства, а также адресуемых туда же груз и почту и право высаживать пассажиров и выгружать груз и почту, следующие с любой такой территории, в стране-партнёре по соглашению. Для реализации этого права должны быть заключены соглашения также и с этими странами. Шестая «С. в.» — право осуществлять перевозки пассажиров, груза и почты между двумя иностранными государствами через свою территорию, седьмая — право осуществлять перевозки пассажиров, груза и почты между двумя иностранными государствами, минуя свою территорию, восьмая — каботаж-перевозки между пунктами, расположенными на территории одного и того же иностранного государства (предоставляется редко и только по особому разрешению).

Первые пять «С. в.» были сформулированы в подписанных в Чикаго (США) 4 декабря 1944 соглашениях «О международном транзитном воздушном сообщении», «О международном воздушном транспорте». Остальные «С. в.» сложились на практике. СССР не участвовал в чикагских соглашениях, но использовал принятое деление коммерческих прав на «С. в.» при заключении двусторонних соглашений о воздушном сообщении с другими странами.

В. С. Грязнов.

«Cвятогор» — тяжёлый самолёт-бомбардировщик конструкции В. А. Слесарева. Построен в 1914—1915 на заводе В. А. Лебедева в Петрограде. Трёхстоечный биплан (рис. в табл. V) с двумя двигателями (мощностью по 162 кВт) в фюзеляже, приводящими два толкающих воздушных винта диаметром 6 м. Силовая конструкция из дерева, обтяжка крыльев и фюзеляжа из полотна. Общая площадь крыльев 180 м2, размах верхнего крыла 36 м, длина самолёта 21 м. Полётная масса 6500 кг. Расчётные характеристики: скорость 114 км/ч, потолок 2500 м, продолжительность полёта 30 ч, весовая отдача по топливу и перевозимой нагрузке около 50%. В 1916 начались рулёжки самолёта. Однако наземные испытания и доводки затянулись из-за отказа правительства оказать необходимую финансовую поддержку, трудностей в приобретении в условиях военного времени двигателей нужной мощности (~220 кВт) и т. д. В 1923, через 2 года после смерти конструктора, «С.» был разобран.

сдвиг ветра — атмосферное возмущение, при котором скорость ветра резко меняется по значению или (и) направлению вдоль траектории полёта летательного аппарата (рис. 1). С. в. численно определяют как отношение разности {{}}Wg составляющих скорости ветра в земной системе координат в двух точках траектории к разности координат этих точек (обычно С. в. связывают с изменением горизонтальных составляющих ветра Wxg, Wzg; изменение скорости вертикального потока Wyg по высоте полёта чаще называют градиентным изменением скорости потока). Различают вертикальный С. в. (С. в. по высоте полёта) — изменение скорости ветра, отнесённое к изменению {{}}H высоты H полёта (например, {{}}Wxg/{{}}H — сдвиг попутного или встречного ветра по высоте полёта), и С. в. по траектории полёта — отношение приращения скорости ветра к изменению {{}}L расстояния (например, Wzg/{{}}L).

Значит С. в. наблюдаются, как правило, в нижних слоях атмосферы (H = 0—100 м, рис. 2) при прохождении грозовых и термальных атмосферных фронтов и чаще возникают в районах со сложным рельефом местности. Наличие С. в. приводит к изменению воздушной скорости и угла атаки летательного аппарата, что вызывает изменение аэродинамических сил и моментов, а в результате — к нежелательному отклонению траектории полёта от заданной. С. в. усложняет взлёт и посадку летательного аппарата (например, при значении вертикального С. в. свыше 0,15 с-1 при заходе на посадку могут возникнуть опасные скорости снижения самолёта). Повышение безопасности полёта при ручном управлении самолётом в этих условиях обеспечивается путём управления скоростью полёта с помощью тяги двигателей (при посадке) и изменения градиента набора высоты (на взлёте). Большое значение при этом имеет своевременное поступление информации о наличии С. в., получаемой от бортовых или наземных средств. Оперативные и правильные действия лётчика позволяют обеспечить безопасность полёта даже при сильных вертикальных С. в. (до {{}}Wxg/{{}}H{{}}0,2 с—1), однако основной путь повышения безопасности полёта летательного аппарата в условиях С. в. — использование автоматических устройств в системе управления.



А. Г. Обрубов.

Рис. 1. Схема воздушных потоков при прохождении грозового облака: 1 — направление воздушного потока; 2 — траектория посадки.



Рис. 2. Измеренные зависимости скорости Wxg попутного или встречного ветра от высоты. Участок a—а соответствует максимальному вертикальному сдвигу ветра {{}}Wxg/{{}}H = 0,27 с-1

сдвиговое течение — течение, в котором компонент вектора скорости жидкости, параллельный элементу обтекаемой поверхности, имеет модуль, изменяющийся по нормали к этому элементу поверхности. Из-за указанных свойств С. т. называется также течением с поперечным сдвигом. В С. т. слои жидкости, параллельные элементу поверхности, скользят друг над другом. Классическим примером С. т. является так называемое течение Куэтта — движение вязкой жидкости между двумя параллельными пластинами, одна из которых покоится, а другая движется с постоянной скоростью в своей плоскости. Течение в пограничном слое, в котором компоненты вектора скорости, параллельные обтекаемой поверхности, много больше нормального компонента, часто также называют С. т.

севастопольская офицерская школа авиации. Сформирована в ноябре 1910 для подготовки военных лётчиков. В мае 1912 перебазирована на более удобный аэродром, расположенный к северу от Севастополя за долиной р. Кача. В С. о. ш. а. в 1910—1917 обучение вели Д. Г. Андреади, К. К. Арцеулов, М. Н. Ефимов, А. Е. Раевский, Б. Л. Цветков и другие известные лётчики. Во время Гражданской войны школа не работала. Её деятельность возобновилась после разгрома и изгнания из Крыма войск Врангеля (1920). В 1923 школе присвоено имя секретаря Закавказского крайкома РКП (б) А. Ф. Мясникова. Многие воспитанники школы проявили мужество и героизм на фронтах Гражданской войны (Ю. А. Братолюбов, В. Ф. Вишняков, Г. С. Сапожников, И. К. Спатарель и другие). Среди выпускников школы (училища) свыше 290 Героев Советского Союза, 14 лётчиков и космонавтов удостоены этого звания дважды, а А. И. Покрышкин — трижды. Здесь получили лётную подготовку ставшие впоследствии видными авиационными военачальниками Я. И. Алкснис, К. А. Вершинин, П. Ф. Жигарев, Я. М. Смушкевич и др. С 1954 Качинское краснознамённое высшее военное авиационное училище лётчиков имени А. Ф. Мясникова находится в Волгограде. В 1959 оно преобразовано в Качинское высшее авиационное училище им. А. Ф. Мясникова.

Северин Гай Ильич (р. 1926) — советский учёный и конструктор в области систем жизнеобеспечения экипажей самолётов, вертолётов и космических летательных аппаратов, безопасности полетов и эффективности летательных аппаратов, член-корреспондент АН СССР (1990), Герой Социалистического Труда (1982). Окончил Московский авиационный институт (1949). В авиационной промышленности с 1947, с 1958 преподаёт в Московском авиационном институте (с 1976 профессор). В 1947—1964 — в ЛИИ, затем на машиностроительном заводе «Звезда» (с 1989 генеральный конструктор). Исследовал биомеханику человека в экстремальных условиях полёта, методы защиты от неблагоприятных факторов полёта и спасения экипажей и пассажиров в аварийных ситуациях, динамику движения плохо обтекаемых тел, способы повышения эффективности применения и живучести летательных аппаратов. Ленинская премия (1965), Государственная премия СССР (1978). Награждён 3 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Трудового Красного Знамени, медалями.

Г. И. Северин.



Седов Григорий Александрович (р. 1917) — советский лётчик-испытатель, генерал-майор авиации (1968), заслуженный лётчик-испытатель СССР (1959), Герой Советского Союза (1957). В Советской Армии с 1938. Окончил лётную школу (1938) и Военно-воздушную академию РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (1942; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Работал в НИИ ВВС лётчиком-испытателем-инженером (1942—1950) и в ОКБ А. И. Микояна ведущим лётчиком-испытателем и заместителем главного конструктора по лётным испытаниям (1950—1976). С 1976 заместитель генерального конструктора ОКБ имени А. И. Микояна. Провёл испытания самолётов МиГ-17, МиГ-19 (первого советского серийного сверхзвукового истребителя), МиГ-21. Ленинская премия (1976), Государственная премия СССР 1952). Награждён 2 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 2 орденами Красного Знамени, 2 орденами Отечественной воины 1 й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

Г. А. Седов.



Седов Леонид Иванович (р. 1907) — советский учёный в области механики и гидромеханики, академик АН СССР (1953; член-корреспондент 1946), Герой Социалистического Труда (1987). Окончил МГУ (1930). В 1930—1947 работал в Центральном аэрогидродинамическом институте, в 1947—1956 — в Центральном институте авиационного моторостроения. Одновременно с 1945 работал в Математическом институте АН СССР. Основные труды по гидро- и аэродинамике, механике сплошных сред и теории подобия (вопросы плоской гидродинамики несжимаемой жидкости в теории крыла, гидродинамика тяжелой жидкости и теория волн). Председатель Научного совета АН СССР по проблемам гидродинамики (с 1965). Премия имени С. А. Чаплыгина АН СССР, премия имени М. В. Ломоносова (МГУ). Золотая медаль имени А. М. Ляпунова АН СССР. Почётный член ряда иностранных академий и обществ. Государственная премия СССР (1952). Награждён 6 орденами Ленина, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденом «Знак Почета», медалями.

Соч.: Плоские задачи гидродинамики и аэродинамики, 3 изд., М., 1980; Механика сплошной среды, 4 изд., т. 1—2, М., 1983—1984; Методы подобия и размерности в механике, 10 изд., М., 1987.

Л. И. Седов.

секстант — (от латинского sextans — шестой) — угломерный оптический прибор на борту летательного аппарата для измерений курсовых углов и высот небесных светил относительно плоскости искусственного горизонта, которая отделяется с помощью маятниковой вертикали (в ручных С.) или с помощью гировертикалей, инерциальных систем навигации и курсовертикалей, (в автоматических С. называемых астропеленгаторами). По измеренным угловым координатам светил уточняются вычисленные координаты местоположения и курс летательного аппарата. Имеют ограниченные применение в качестве аварийного автономного средства на самолётах, предназначенных для полёта над безориентирной местностью, при метеорологических условиях и времени суток, позволяющих вести визуальную пеленгацию естественных небесных светил.

Селихов Андрей Федорович (1928—1991) — советский учёный в области прочности авиаконструкций, член-корреспондент АН СССР (1987). После окончания Московского авиационного института (1951) работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (с 1970 заместитель начальника). С 1971 на преподавательской работе в Московском физико-техническом институте (с 1980 заведующий кафедрой). С 1987 заместитель генерального директора Межведомственного научно-технического комплекса «Надёжность машин». Под руководством С. разработаны и внедрены методики и системы ресурсного проектирования самолётов и вертолётов, обеспечения эксплуатационной живучести авиаконструкций. Автор трудов по прочности, надёжности, ресурсу и эксплуатационной живучести летательных аппаратов. Ленинская премия (1981), Государственная премия СССР (1976). Награждён орденами Октябрьской Революции, Трудового Красного Знамени, медалями.

Соч.: Вероятностные методы в расчетах прочности самолета. М.. 1987 (совм. с В. М. Чижовым).

А. Ф. Селихов.

сельскохозяйственная авиация — структурное подразделение в системе гражданской авиации нашей страны, участвующее в сельскохозяйственном производстве посредством оказания хозяйствам услуг в выполнении авиационно-химических работ, аэросева трав, риса и других работ. Впервые идею применения летательных аппаратов для борьбы с вредителями и болезнями сельскохозяйственных культур высказал немецкий лесничий А. Циммерман (в 1912 получил патент). Однако только после 1 й мировой войны были начаты исследования, а затем и практические работы по использованию авиации для этих целей. В СССР в 1922 создана Комиссия по применению воздушных средств в борьбе с вредителями растений. В июле 1922 на Ходынском аэродроме в Москве под руководством профессора В. Ф. Болдырева при участии военного лётчика Н. П. Ильзина был поставлен первый в СССР опыт авиационного опрыскивания. Первый сельскохозяйственный самолёт был построен в 1923 (см. Сельскохозяйственный летательный аппарат).

Характерные особенности эксплуатации самолётов и вертолётов в сельском хозяйстве — сезонность работ, а также частые взлёты и посадки. Наибольший объём работ С. а. приходится на апрель — июль.



сельскохозяйственный летательный аппарат — предназначается для защиты с воздуха сельскохозяйственных культур и леса от вредителей, для борьбы с сорняками, предуборочного удаления листьев хлопчатника, внесения минеральных удобрений, аэросева трав, риса и других работ. На борту летательного аппарата устанавливается навесное или встроенное сельскохозяйственное оборудование (специальная ёмкость для жидких и сыпучих материалов, к выпускной горловине которой присоединяются навесные или встроенные агрегаты опыливателя или опрыскивателя, управляемые из кабины экипажа).

В СССР первый сельскохозяйственный самолёт был построен в 1923 В. Н. Хиони и назывался «Конёк-Горбунок» («Хиони» №5). Позже были созданы СХ-1 (1937, конструктор А. Г. Бедункович), Ан-2 и Ан-2М (конструктор О. К. Антонов), сельскохозяйственные варианты самолётов По-2 (конструктор Н. Н. Поликарпов, см. Поликарпова самолёты) и Як-12 (конструктор А. С. Яковлев). Наиболее широкое распространение получили самолёт По-2, применявшийся более четверти века в сельском хозяйстве, и самолёт Ан-2 (см. рис.), ставший основным типом самолёта в подразделениях сельскохозяйственной авиации.

Применение сельскохозяйственных вертолётов наиболее эффективно в случае отсутствия подготовленной взлетно-посадочной полосы и при сложном рельефе местности. В качестве сельскохозяйственных вертолётов используются Ми-1, Ми-2, Ми-4 конструкции М. Л. Миля и Ка-15, Ка-18, Ка-26 конструкции Н. И. Камова.

Загрузка удобрений в самолет Ан-2.



Семейко Николай Илларионович (1923—1945) — советский лётчик, капитан, дважды Герой Советского Союза (19 апреля 1945 и 29 июня 1945, посмертно). В Красной Армии с 1940. Окончил Ворошиловградскую военную авиационную школу пилотов (1942), курсы усовершенствования начсостава (1942). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-штурмовиком, командиром звена, командиром эскадрильи, штурманом штурмового авиаполка. Совершил 227 боевых вылетов. Погиб в бою. Награждён орденом Ленина, 4 орденами Красного Знамени, орденами Богдана Хмельницкого 3 й степени, Александра Невского, Отечественной войны 1 й степени, медалями. Бронзовый бюст в г. Славянске Донецкой области.

Лит.: Непран Н. И., Н. И. Семейко. Донецк, 1974; Фурман Г., Советский ас. в кн.: Звезды не меркнут, Калининград, 1982.

Н. И. Семейко.



Сенько Василий Васильевич (1921—1984) — советский военный штурман, полковник, дважды Герой Советского Союза (1943, 1945). В Советской Армии с 1940. Окончил военную авиационную школу (1941), Военно-воздушную инженерную академию имени профессора Н. Е. Жуковского (1952). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был стрелком-бомбардиром, штурманом экипажа, затем звена авиаполка дальнего действия. Совершил 430 боевых вылетов на бомбометание военных объектов в тылу противника. После войны на штурманских должностях и на педагогической работе в военных учебных заведениях ВВС. Награждён орденами Ленина, Красного Знамени, Отечественной войны 1 й степени, Красной Звезды, «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3 й степени, медалями. Бронзовый бюст в с. Семёновка Черниговской области.

Лит.: Андрианов С., По дальним маршрутам, в кн.: Иду на таран, Волгоград, 1978; Церковный М. Ф., Шиганов А. Д., Юрьев Б. Ф., Мастер бомбометания, в их кн.: Героев подвиги бессмертны, 2 изд., Киев, 1982.

В. В. Сенько.



«Сепекат» (SEPECAT, Soci{{é}}t{{é}} Europ{{é}}enne de Production de l Avion E. С. А. Т.) — западноевропейский консорциум, в состав которого входили фирмы «Дассо-Бреге» и «Бритиш аэроспейс». Образован в 1966 для разработки и серийного производства истребителя-бомбардировщика «Ягуар» (рис.). Первый полёт самолёта состоялся в 1968. Находится на вооружении ВВС Франции и Великобритании. Основные данные самолёта Ягуар GRMkl: два турбореактивных двухконтурных двигателя с форсажной камерой с максимальной тягой по 32,5 кН, длина самолёта 16,83 м, высота 4,89 м, размах крыла 8,69 м, площадь крыла 24 м2, максимальная взлётная масса 15,7 т, масса пустого самолёта 7 т, боевая нагрузка около 4,7 т, максимальная скорость полёта 1700 км/ч, радиус действия 850—920 км, потолок 14000 м, экипаж 1 чел.; вооружение — 2 пушки (30 мм), бомбы, управляемые ракеты, неуправляемые авиационные ракеты. Для экспортных поставок разработан вариант «Ягуар интернэшонал» (1976) с более мощными двигателями (два турбореактивных двухконтурных двигателя с форсажной камерой тягой по 37,5 кН). Консорциум завершил производство самолётов «Ягуар» в 1985 (всего выпущено 522 экземпляров).

Истребитель-бомбардировщик «Ягуар».



сервокомпенсация (от латинского servus — раб, слуга и compensatio — возмещение, уравновешивание) — уменьшение шарнирного момента, действующего на орган управления (ОУ), за счёт аэродинамических сил, создаваемых сравнительно небольшой вспомогательной поверхностью — сервокомпенсатором (рис. 1), расположенным вдоль задней кромки основного ОУ; разновидность аэродинамической компенсации. Отклонение этой поверхности на некоторый угол {{}}, противоположный углу отклонения {{}} ОУ, позволяет создать за осью вращения ОУ приращение аэродинамической силы, уменьшающей его шарнирный момент. В зависимости от способа отклонения сервокомпенсатора относительно основного ОУ различают кинематический и пружинный сервокомпенсаторы и триммер. С. может применяться совместно с другими видами аэродинамической компенсации.

Кинематический сервокомпенсатор (рис. 2) имеет такую кинематическую связь с неподвижной несущей поверхностью (крылом, стабилизатором, килем), что при отклонении ОУ на некоторый угол {{}} сервокомпенсатор отклоняется на пропорциональный ему угол {{}}, значение которого определяется передаточным отношением {{}}/{{}}, имеющим отрицательный знак. Выбор значения передаточного отношения зависит от конструктивных параметров несущей поверхности, ОУ, сервокомпенсатора, характерного значения Маха числа M{{}} полёта.

Пружинный сервокомпенсатор (рис. 3) имеет жёсткую кинематическую связь с рычагом управления, а связь основного ОУ с этим рычагом осуществляется через упругий элемент (предварительно затянутые пружины). При малых углах отклонения ОУ (малых возмущениях), когда аэродинамические силы, действующие на сервокомпенсатор, не превышают усилия затяжки, упругий элемент можно рассматривать как жёсткую связь, и сервокомпенсатор не отклоняется относительно ОУ, а шарнирный момент пропорционален углу отклонения ОУ (участок 0—А на рис. 4). Начиная с некоторого угла отклонения {{}}он ОУ, силы, действующие на сервокомпенсатор, будут превышать усилие предварительной затяжки, и сервокомпенсатор начнёт отклоняться в сторону, противоположную отклонению ОУ, в результате чего на сервокомпенсаторе возникает момент, уменьшающий шарнирный момент ОУ. При дальнейшем отклонении ОУ на некотором угле {{}}он упругий элемент будет сдеформирован полностью, и сервокомпенсатор отклонится относительно ОУ на максимальный угол. При дальнейшем отклонении ОУ зависимость шарнирного момента от угла отклонения станет такой же (участок С—D на рис. 4), как и без С., но его значение будет существенно меньше, чем оно было бы в отсутствие компенсатора.

В. Г. Микеладзе.

Рис. 1. Схема сервокомпенсации: 1 — несущая поверхность; 2 — орган управления; 3 — сервокомпенсатор.

Рис. 2. Схема кинематического сервокомпенсатора: 1 — несущая поверхность; 2 — кинематическая связь; 3 — сервокомпенсатор; 4 — орган управления.

Рис. 3. Схема пружинного сервокомпенсатора: 1 — несущая поверхность; 2 — упругий элемент; 3 — орган управления; 4 — сервокомпенсатор; 5 — жесткая кинематическая связь.

Рис. 4. Зависимость шарнирного момента Mш органа управления от угла {{}} его отклонения.

сервопривод — вспомогательное устройство, замкнутая следящая система управления, в которой входной электрический сигнал малой мощности управляет выходным механическим перемещением большой мощности по строго пропорциональному закону. Усиление мощности достигается благодаря использованию энергии, подводимой от внешнего источника (например, гидро-, электро- или пневмосистемы).


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   ...   120   121   122   123   124   125   126   127   ...   170


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

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал