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


Рис. 1. Угол атаки профиля: b — хорда профиля. Рис. 2



Скачать 38.76 Mb.
страница147/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   143   144   145   146   147   148   149   150   ...   170

Рис. 1. Угол атаки профиля: b — хорда профиля.

Рис. 2. Угол атаки самолёта: {{β}} — угол скольжения.

Угол заклинения несущего винта — острый угол в плоскости симметрии вертолёта между осью вала несущего винта (редуктора) и перпендикуляром к строительной горизонтали аппарата (см. рис.). Наклон оси вала несущего винта вперёд (У. з. положительный) позволяет обеспечить минимальное сопротивление планёра на крейсерских режимах полёта. У вертолётов продольной схемы значения У. з. разные у переднего и заднего винтов. На одновинтовом вертолёте ось вала несущего винта наклонена не только вперёд, но и вбок для устранения боковых перемещений вертолёта под воздействием тяги рулевого винта. Обычно продольный У. з. составляет 4—7{{°}} (зависит от схемы вертолёта), поперечный — 2—3{{°}}.

Угол заклинения несущего винта; 1 — ось вала несущего винта; 2 — нормаль к строительной горизонтали; 3 — строительная горизонталь; {{Δφзакл}} — угол заклинения.



Угол стреловидности — угол xn между касательной к линии п процентов хорд в некоторой её точке и плоскостью, перпендикулярной центральной хорде. У. с. считается положительным, если точка пересечения касательной с базовой плоскостью ЛА (см. Системы координат ЛА) лежит впереди точки, через которую проведена касательная. В общем случае значение xn меняется по размаху. В прикладной и теоретической аэродинамике широко пользуются значениями У. с. по линии 1/4 хорд x1/4 и по передней кромке x0 (n = 0), или xn.к.

Угол установки крыла — угол {{φ}}0 между центральной хордой крыла и базовой осью самолёта (см. рис.). В зависимости от аэродинамической компоновки самолёта этот угол может быть как положительным, так и отрицательным. Обычно он находится в пределах от ―2{{°}} до +3{{°}}. Угол {{φ}}0 считается положительным, когда передняя точка хорды крыла расположена выше задней относительно базовой оси самолёта. У. у. к. влияет на аэродинамические характеристики самолёта. Установка крыла на отрицательный угол приводит к возникновению кабрирующего момента из-за увеличения подъёмной силы фюзеляжа, что позволяет уменьшить расходы рулей на балансировку ЛА и увеличить аэродинамическое качество самолёта. Установка крыла на положительный угол позволяет увеличить подъемную силу крыла на взлёте и посадке, не увеличивая высоту шасси. Иногда У. у. к. делают переменным (например, палубный истребитель Воут F 8 «Крусейдер»). У. у. к. оказывает влияние на эффективность горизонтального оперения и в меньшей степени на аэродинамические характеристики самолёта в боковом движении.

Угол установки крыла {{φ}}0.



Угон воздушного судна — уголовное преступление, предусмотренное законодательством разных стран. В большинстве стран под У. в. с. понимается незаконное, с помощью силы или угрозы применения насилия, направление воздушного судна не в ту географическую точку, которая указана в плане полётов. Вместе с тем У. в. с. отграничивается от незаконного использования воздушного судна его экипажем в личных целях (незапланированные полёты, несанкционированные перевозки лиц и грузов в целях личной выгоды и т. п.). Как правило, в этих случаях применяется дисциплинарная ответственность, если отсутствуют основания для привлечения к уголовной ответственности. От У. в. с. отграничивается также незаконный захват воздушного судна, который может быть осуществлён только лицами, не имеющими права на управление конкретным воздушным судном.

Лит.: Международное воздушное право, кн. 1, М., 1980.

Ударная адиабата — то же, что Гюгоньо адиабата.

Ударная волна — распространяющаяся со сверхзвуковой скоростью в сжимаемой среде тонкая переходная область, в которой происходит резкое увеличение давления р, плотности {{ρ}}, энтропии, скорости среды и др. газодинамических переменных.

В механике сплошных сред эту переходную область обычно можно считать поверхностью гидродинамического разрыва, при переходе через которую скачкообразно изменяются р, {{ρ}} и т. д. Газодинамические переменные по обе стороны У. в. связаны уравнениями, выражающими сохранения законы:

{{ρ}}1({{υ}}n1 ― U) = {{ρ}}2({{υ}}n2 ― U), {{υτ}}1 = {{υτ}}2;

p1 + {{ρ}}1({{υ}}n1 ― U)2 = p2 + {{ρ}}2({{υ}}n2 ― U)2;

{{}},

где i — удельная энтальпия, U — скорость перемещения У. в., {{υ}}n и {{υτ}} — нормальная и касательная к У. в. составляющие вектора скорости среды; индексы 1 и 2 относятся к состоянию среды перед и за У. в. В общем случае {{ρ}}, {{υ}}, U и т. д. — функции координат точки У. в. и времени.

Представление У. в. поверхностью разрыва является некоторой идеализацией, оправданной для большинства задач аэродинамики, так как толщина области, в которой проявляется действие вязкости и теплопроводности и устанавливается термодинамическое равновесие по поступательным степеням свободы и в которой происходит резкое изменение р, {{ρ}} и т. д., по порядку величины равна длине свободного пробега молекул газа l, что в механике сплошных сред является пренебрежимо малой величиной по сравнению с характерным линейным размером явления L.

При больших скоростях распространения У. в. (для воздуха более 2—3 км/с) в газе протекают неравновесные физико-химические процессы (возбуждение колебаний молекул, химические реакции, ионизация и т. д.) и структура У. в. более сложна. В этом случае за фронтом У. в. образуется релаксационная область толщиной d>>l, в которой происходит установление термодинамического равновесия, сопровождающееся дальнейшим изменением р, {{ρ}} и т. д. (Эта релаксационная область толщиной d, примыкающая к поверхности разрыва — фронту У. в., часто включается в понятие У. в.). В гиперзвуковой аэродинамике возможны случаи как d<<L, так d~L и d>>L (см. Неравновесное течение).

В отечественной литературе У. в., неподвижная в выбранной системе координат, обычно называется скачком уплотнения (СУ). СУ, плоскость которого перпендикулярна к направлению движения газа, называется прямым, а СУ, плоскость которого образует с направлением движения газа угол, отличный от прямого, — косым. Уравнения прямого СУ в совершенном газе имеют вид:

{{}};

{{}};

{{}};

где Т — термодинамическая температура среды, М — Маха число, {{γ}} — показатель адиабаты. Уравнения, описывающие косой СУ, можно получить из уравнений прямого СУ, если в них заменить {{υ}} на {{υ}}n, М на Мn и добавить условие {{υτ}}1 = {{υτ}}2; {{υ}}n {{υτ}} — соответственно нормальная и касательная к СУ составляющие скорости. Для анализа течений за косым СУ широко используется так называемая ударная поляра — кривая в плоскости годографа скоростей (см. Годографа метод), устанавливающая связь между компонентами скорости до и после СУ, углом отклонения потока и углом наклона СУ. СУ произвольной формы на каждом небольшом участке можно рассматривать как прямой или косой, поэтому соотношения для прямого и косого СУ применимы и для криволинейных СУ.



У. в. (СУ) образуются при обтекании тел сверхзвуковым и трансзвуковым потоками газа, при сверхзвуковом движении заострённых и затупленных тел и т. п. Возникновение У. в. приводит к различного рода потерям, обусловленным необратимым переходом механической энергии в тепловую и ростом энтропии; появление У. в. сопровождается появлением волнового сопротивления и, следовательно, ростом сопротивления аэродинамического, звуковым ударом и т. п. При взаимодействии У. в. с границами раздела сред, с волнами разрежения и т. д. может происходить преломление, отражение (см. Маховское отражение ударной волны), дифракция ударной волны. См. также Гюгоньо адиабата.

Лит.: Липман Г. В., Рошко А., Элементы газовой динамики, пер. с англ., Н., 1960. Зельдович Я. В., Райзер Ю. П., Физика ударных волн и высокотемпературных гидродинамических явлений, 2 изд., М., 1966.

ОЮПолянский.

Ударная труба — аэродинамическая установка, рабочий поток в которой создаётся в результате нестационарного расширения сжатого до высокого давления газа из цилиндрической камеры в цилиндрический канал, заполненный газом с низким давлением (рис. 1, а).

Запуск У. т. происходит в момент разрушения диафрагмы, отделяющей камеру от канала; газ, находившийся под высоким давлением, разгоняется в волне разрежения, сжимая и нагревая в ударной волне газ в канале (рис. 1, б). В результате в канале образуются две следующие друг за другом области газа с квазистационарными параметрами (см. Квазистационарное течение). Рабочей средой служит либо газ, вышедший из камеры, либо газ, которым заполнен канал перед запуском. Время испытаний определяется продолжительностью движения рабочего газа через измерительную секцию, зависит от параметров потока, схемы и размеров установки. Для получения высоких значений параметров потока (скоростей, температур, Маха чисел М, Рейнольдса чисел Rе и др.) газ в камере нагревают. У. т. классифицируют по так называемой волновой картине.

Ударная труба (рис. 1, а) обычно используется для решения задач нестационарной газовой динамики, аэрофизических и физико-химических исследований. Канал трубы заполняется рабочим газом, а камера — гелием или водородом. В рабочей части таких труб удаётся получать потоки газа с температурой до 104 К и скоростью потока до 104 м/с. Характерное время испытаний 10-5—10-4 с.

Аэродинамическая ударная труба (рис. 2, а) служит для проведения аэродинамических и тепловых испытаний моделей ЛА. К каналу пристыковывается отделяемое от канала второй диафрагмой сопло с рабочей частью. Канал заполняется рабочим газом, камера — гелием или водородом. Как правило, рабочий газ сжимается в падающем и отражённом от сопла скачках уплотнения. Начальные параметры газов в камере и канале выбирают так, чтобы устранить появление вторичных волн при пересечении отражённого скачка и контактного разрыва (см. Контактная поверхность). В аэродинамической У. т. реализуется поток газа с М = 7—25 и Rе = 103—5{{·}}107. Длительность испытаний ~5{{·}}10-3 с.

Ударная труба с нестационарным разгоном рабочего газа (рис. 2, б) используется для аэродинамических, тепловых и аэрофизических исследований. Рабочий газ заполняет камеру, канал заполняется газом с низкой молекулярной массой. К камере подсоединяется дополнительный отсек с газом (обладающим большим давлением и высокой температурой), отделяемый от неё второй диафрагмой. Отсек по отношению к камере является так называемым волновым подогревателем. Запуск этой У. т. осуществляется разрывом второй диафрагмы. Первая диафрагма разрывается ударной волной, проходящей по камере. В канале реализуется поток газа со скоростями 104—3{{·}}104 м/с, время испытаний 10-4 с.

Ударная труба Людвига используется для аэродинамических и тепловых испытаний моделей ЛА в диапазоне М = 0,2—10 и высоких значениях Rе (~108) (см. Людвига труба).



Развитие У. т. началось в 50 х гг. в связи с разработкой гиперзвуковых ЛА. Успех применения установок во многом был обусловлен созданием быстродействующей измерительной аппаратуры. См. также Аэродинамическая труба.

Лит.: Ударные трубы, пер. с англ., М., 1962.

ВЯБезменов.

Рис. 1. Схема ударной трубы (а) и зависимость давления Р от расстояния х в некоторый момент времени после разрыва диафрагмы (б): 1 — камера; 2 — диафрагма; 3 — канал; 4 — измерительная секция; 6 — покоящийся газ камеры; 6 — волна разрежения; 7 — газ камеры, вышедший из волны разрежения; 8 — контактная поверхность; 9 — газ канала, сжатый в ударной волне; 10 — ударная волна; 11 — покоящийся газ канала.

Рис. 2. Схемы аэродинамической ударной трубы (а) и ударной трубы с нестационарным разгоном рабочего газа (б): 1 — камера; 2 — первая диафрагма; 3 — канал; 4 — вторая диафрагма; 5 — сопло; 6 — измерительная секция; 7 — дополнительный отсек.

Ударный самолёт — боевой самолёт, предназначенный для воздействия по наземным и морским (надводным и подводным) целям авиационными средствами поражения. Оснащается многофункциональным прицельно-навигационным комплексом и комплексом вооружения, включающим пушечное, бомбардировочное (минно-торпедное), ракетное (управляемое и неуправляемое) вооружение, а также средства обороны и преодоления ПВО противника. У. с. подразделяются на штурмовики, истребители-бомбардировщики, бомбардировщики (фронтовые, дальние, стратегические) и противолодочные (см. Противолодочный летательный аппарат).

Удельная мощность двигателя — отношение мощности двигателя к секундному расходу проходящего через него воздуха. Наиболее часто понятие У. м. используется для оценки совершенства ТВД и турбовальных ГТД, для которых У. м. — отношение соответственно эквивалентной мощности ТВД (суммы мощностей винта и реактивной струи) или мощности на валу турбовального двигателя к секундному расходу воздуха. Уровень удельной мощности ТВД и турбовальных ГТД 250—400 кВт{{·}}с/кг.

Удельная нагрузка на крыло — отношение веса ЛА к характерной площади крыла, за которую обычно принимают площадь проекции крыла (включая подфюзеляжную часть) на базовую плоскость крыла (см. Системы координат). У. н. характеризует несущие свойства ЛА. От неё зависят высота полёта, взлётная и посадочная скорости, длина взлётной дистанции, а также манёвренные характеристики. Так как вес ЛА меняется в процессе полёта, используются понятия взлётной, текущей и посадочной У. н. У самолётов 80 х гг. У. н. в зависимости от их назначения меняется в широких пределах и может достигать 7000 Н/м2 (Па).

Удельная тяга воздушно-реактивного двигателя — отношение тяги ВРД к секундному расходу воздуха. Максимальное значение У. т. составляет 1250 Н{{·}}с/кг в ТРДДФ при максимальном форсаже. У. т. нефорсированного ТРД может достигать 1000 Н{{·}}с/кг. ТРДД дозвуковых пассажирских самолётов имеют У. т. на взлётном режиме в пределах 300—400 Н{{·}}с/кг в зависимости от степени двухконтурности.

Удельная энергия летательного аппарата — отношение Е суммы потенциальной и кинетической энергий ЛА к его весу. У. э. — та высота, на которую мог бы подняться ЛА при полном преобразовании его кинетической энергии в потенциальную: E = Н + V2/2g, где V и Н — текущие скорость и высота полёта, g — ускорение свободного падения. Другое название У. э. — энергетическая высота.

Удельный вес двигателя — отношение веса двигателя к его тяге или мощности на взлётном режиме. У. в. д. зависит от типа двигателя и уменьшается по мере совершенствования его конструкции. В СССР комплектность двигателя для определения У. в. д. была регламентирована государственным стандартом. Удельный вес реактивных двигателей (безразмерная величина) находится в пределах: ТРД — 0,2—0,25, ТРДФ — 0,15—0,2, ТРДД — 0,165—0,22, ТРДДФ — 0,1—0,15. Удельный вес ТВД без винта, отнесённый к эквивалентной мощности, равен 2,7—3,3 Н/кВт.

Удельный импульс тяги ракетного двигателя, удельный импульс ракетного двигателя, — отношение тяги ракетного двигателя к секундному массовому расходу рабочего тела (производная от импульса тяги по расходуемой массе в данном интервале времени). Выражается в Н{{·}}с/кг = м/с. На расчётном режиме работы двигателя совпадает со скоростью реактивной струи. Энергетический показатель эффективности двигателя.

Удельный расход топлива авиационного двигателя — отношение часового расхода топлива к реактивной тяге или мощности двигателя. У. р. т. зависит от режимов работы двигателя, его типа, расчётных параметров рабочего процесса двигателя и кпд его элементов. Наиболее важен У. р. т. в условиях длительного крейсерского полёта. Наименьшие значения У. р. т. среди реактивных двигателей имеют ТРДД с большой степенью двухконтурности. Эти значения достигают 0,058 кг/(Н{{·}}ч) при Маха числе полёта М{{∞}} = 0,8 на высоте H = 11 км. ТВД имеют У. р. т. в пределах 220—300 г/(кВт{{·}}ч) при М{{∞}} = 0,7 и H = 11—8 км (значения отнесены к мощности на валу винта).

Удлинение авиационных конструкций — 1) У. крыла — отношение квадрата размаха крыла l к площади крыла S: {{λ}} = l2/S; характеризует степень вытянутости крыла вдоль размаха. Для прямоугольных крыльев {{λ}} = l/b, где b — хорда крыла. У. крыла — один из основных геометрических параметров крыла, определяющих его аэродинамические характеристики. При малых дозвуковых скоростях полёта несущие свойства эллиптического крыла большого У. определяются соотношением сy{{α}} = 2{{π λ}}/({{λ}} + 2) (см. Аэродинамические коэффициенты), а его индуктивное сопротивление Хi при заданном значении коэффициента подъёмной силы сy обратно пропорционально {{λ}}. Т. о., при увеличении {{λ}} несущие свойства крыла возрастают, а Xi уменьшается и соответственно растёт максимальное аэродинамическое качество. Однако удлинение крыла, как правило, ведёт к непропорциональному росту его массы из-за необходимости обеспечить надлежащие прочность и жёсткость крыла. У рекордных планёров значение {{λ}} достигает 40; у дозвуковых пассажирских самолётов 80 х гг. {{λ}} = 7—10 (например, у самолёта Ил 96-300 {{λ}} = 9,5).

При сверхзвуковых скоростях полёта более существенными оказываются другие геометрические параметры, и для сверхзвуковых самолётов рациональными являются крылья малого удлинения: {{λ}} = 1,5—2,5. Аналогично У. крыла определяются удлинения и др. несущих поверхностей, например горизонтального оперения.

2) У. фюзеляжа — отношение {{λ}}ф длины lф фюзеляжа к диаметру dэ. ф эквивалентного круга, площадь которого равна площади миделевого сечения Sм. ф фюзеляжа: {{λ}}ф = l/dэ. ф; dэ. ф = (4Sм. ф/{{π}})1/2. В частном случае осесимметричного фюзеляжа диаметр эквивалентного круга совпадает с диаметром миделевого сечения. У. фюзеляжа является одним из геометрических параметров, определяющих его сопротивление аэродинамическое. Для фюзеляжей, носовые и хвостовые части которых представляют собой параболоиды вращения, при дозвуковых скоростях оптимальными будут {{λ}}ф {{≈}} 3—4, при сверхзвуковых скоростях — {{λ}}ф {{≈}} 14. Для многорежимных самолётов, летающих в дозвуковых и сверхзвуковых диапазонах скоростей, обычно выбирают компромиссное значение У. фюзеляжа с учётом возможной продолжительности полёта на обоих режимах. На практике выбор У. фюзеляжа часто оказывается продиктованным особенностями применения самолёта.

ЛЕВасильев.

Уиттл (Whittle) Фрэнк (р. 1907) — английский конструктор ТРД. В 1926—28 учился в колледже ВВС, где в дипломной работе рассмотрел самолёты с ГТД. В 1929 поступил в Центральную лётную школу, работал инструктором и лётчиком-испытателем гидросамолетов. В 1930 У. запатентовал свой проект ТРД, в 1932 направлен на офицерские инженерные курсы, а в 1934 в Кембриджский университет для завершения образования. Для реализации идей У. в 1935 была основана частная фирма «Пауэр джетс» (Power Jets), где он стал главным инженером. В 1937 работы У. получили поддержку правительства. ТРД W. 1 с центробежным компрессором и тягой 3820 H впервые испытан в полёте на самолёте Е28/39 фирмы «Глостер» 15 мая 1941. Позже с новым ТРД W. 2/500 тягой 7550 Н скорость самолёта возросла с 544 до 724 км/ч. Производство улучшенных ТРД было налажено на ряде других фирм. В 1942 У. участвовал в организации производства ТРД своей конструкции в США. В 1943 в Великобритании был построен истребитель Глостер «Метеор» с двумя ТРД конструкции У. (первая боевая эскадрилья сформирована в 1944). Фирма «Пауэр джетс» национализирована в 1944 и вошла в состав Национального газотурбинного института. В 1948 У. уволился из ВВС в звании бригадного генерала, позже работал техническим советником (в том числе английской авиатранспортной компании «БОАК»), сотрудничал с английскими двигателестроительными фирмами. Отошёл от дел в 1970. Живет в США. Награждён медалью Гуггенхеймов (1946) и золотой авиационной медалью ФАИ (1951).

Ф. Уиттл.



Улан-удэнское авиационное производственное объединение — берёт начало от авиаремонтного завода, который начал строиться в районе г. Верхнеудинска (ныне Улан-Удэ) в 1936 и вступил в строй в 1939. В 1943 завод (№ 99) приступил к производству самолётов. В годы Великой Отечественной войны выпускал истребители Ла 5, Ла 7. В последующий период производил разнообразную авиационную технику, в том числе истребители Ла 9, МиГ 15УТИ, Як 25, МиГ 27, вертолёты Ка 15, Ка 18, Ка 25, пассажирский самолёт Ан 24. Основная продукция конца 80 х гг. — вертолёт Ми 8, штурмовик Су 25УБ. Предприятие награждено орденом Трудового Красного Знамени (1971). В 1989 на основе завода образовано ПО.

Ульянин Сергей Алексеевич (1871—1921) — русский военный лётчик и воздухоплаватель, авиаконструктор, полковник. Окончил офицерский класс Учебного воздухоплавательного парка (1895), лётную школу Фармана во Франции (1910). Призёр первого праздника воздухоплавания в России (1910). Занимался конструкторской и изобретательской деятельностью в области воздухоплавания (использовал коробчатые воздушные змеи в военном деле для подъёма наблюдателей, фотоаппаратов и средств сигнализации), авиации (сконструировал двухмоторный самолёт оригинальной схемы и удачно летавший разборный самолёт ПТА № 1), аэрофотосъёмки (инициатор практического применения аэрофотосъёмки и аэрофотограмметрии в военном деле) и др. С 1911 руководил авиационным отделом Офицерской воздухоплавательной школы; после её реорганизации в Гатчинскую военную авиационную школу был первым её начальником. В 1916 назначен помощником начальника Управления Военного Воздушного Флота, с 1917 — начальник Управления Военного Воздушного Флота Российской республики. В апреле 1918 командирован за границу для ликвидации дел комиссии по заготовке авиационного и воздухоплавательного имущества и для организации постоянной заграничной авиационной миссии.

Лит.: Дузь П. Д., История воздухоплавания и авиации в России, 3 изд., М., 1989; Ульянин Ю. А., Анализ конструкторской деятельности С. А. Ульянина, в сб.: Из истории авиации и космонавтики, вып. 60, М., 1990.

С. А. Ульянин.



Ульяновский авиационный промышленный комплекс (объединение). Директивы о начале строительства предприятия приняты в 1975, закладка произведена в 1976, ввод в строй — в 1980. В 1985 выпущен первый транспортный самолёт Ан 124 «Руслан». В 1987 начато освоение производства пассажирского самолёта Ту 204. В 1992 предприятие преобразовано в акционерное общество «Авиастар».

Уншлихт Иосиф Станиславович (1879—1938) — советский государственный и военный деятель. В Октябрьские дни 1917 член Петроградского ВРК. В 1919 нарком по военным делам Литовско-Белорусской ССР. В 1921—23 заместитель председателя ВЧК (ГПУ), в 1923—25 член РВС СССР, в 1925—30 заместитель председателя РВС СССР и заместитель наркома по военным и морским делам, одновременно с 1927 заместитель председателя Осоавиахима СССР. В 1930—33 заместитель председателя ВСНХ. В 1933—35 начальник Главного управления Гражданского воздушного флота. С 1925 оказывал постоянное содействие работам ЦАГИ по созданию экспериментальной базы, опытного строительства и организации дальних перелётов. Был членом ВЦИК и Президиума ЦИК СССР. Награждён орденом Красного Знамени. Необоснованно репрессирован; реабилитирован посмертно.

И. С. Уншлихт.



Управление вектором тяги — отклонение реактивной струи ТРД или струи, образуемой при вращении винта ТВД от направления, соответствующего крейсерскому режиму полёта, для создания дополнительной подъёмной, управляющей или тормозящей силы. У. в. т. применяется для сокращения длины разбега и пробега (СКВП, СВВП), а также при маневрировании в полёте. Отклонение реактивной струи при У. в. т. осуществляется с помощью отклоняющих устройств (ОУ), которые являются элементами конструкции двигателя или самолёта. В СВВП У. в. т. достигается также использованием подъёмных ТРД или вентиляторов, расположенных в фюзеляже или крыле, либо при использовании ТВД поворотом их в вертикальной плоскости.

ОУ двигателей подразделяются на два типа. К первому относятся поворотные сопла (рис. 1, а и б) или решётки (рис. 1, в), выполняющие при крейсерском режиме функции прямого сопла, и плоские сопла с подвижными стенками (рис. 1, г). На рис. сплошными линиями показано положение отклоняющих струю элементов сопла и направление истечения струй на режиме прямой реакции, а штриховыми линиями — на режиме отклонённой тяги. ОУ второго типа имеют створки, перекрывающие тракт сопла или установленные за выходным сечением сопла. В этом случае отклонение реактивной струи осуществляется непосредственно створками. К таким ОУ относится реверсивное устройство. ОУ (кроме реверсивных устройств) имеют коэффициент тяги — Р = Р/Рид не ниже 0,94—0,96, где Р — тяга, создаваемая ОУ, Рид — идеальная тяга ОУ при том же расходе газа.

В ОУ самолётов отклонение реактивной струи двигателя осуществляется закрылками: при обдуве струёй закрылка снизу (рис. 2, а) или при обдуве крыла сверху (рис. 2, 6); в последнем случае используется эффект прилипания струи к поверхности (см. Энергетическая механизация крыла).

Лит.: Попов К. Н., Соколов В. Д., Хвостов Н. И., Сопла воздушно-реактивных двигателей с отклоняемым вектором тяги, М., 1979.

ЮМКлестов.


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   ...   143   144   145   146   147   148   149   150   ...   170


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

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал