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



Скачать 38.76 Mb.
страница15/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   11   12   13   14   15   16   17   18   ...   170

А. д. распределено по земному шару неравномерно, что обусловлено в первую очередь неодинаковым притоком солнечной радиации в различных широтах Земли и различными свойствами земной поверхности, особенно в связи с её разделением на сушу и море; неравномерность распределения А. д. является причиной атмосферной циркуляции.

В глобальном распределении на многолетних картах среди А. д. выявляется зональная и ячейковая структура полей А. д. на уровне моря. При этом обнаруживаются как постоянные (перманентные), так и сезонные области высокого и низкого А. д. (центры действия атмосферы). К постоянным относятся экваториальная область пониженного давления (экваториальная депрессия) и субтропические пояса высокого давления в обоих полушариях с центрами антициклонов над каждым океаном (наиболее значимыми постоянными областями высокого А. д. в Северном полушарии являются азорский и тихоокеанский антициклоны). Постоянные центры действия за редким исключением сохраняются в течение года, но несколько меняют свою интенсивность, что особенно характерно для Северного полушария (например, тихоокеанский и азорский антициклоны летом более интенсивны и обширны по площади, чем зимой). К постоянным областям низкого А. д. Северного полушария относятся исландская и алеутская депрессии. Исландская хорошо выражена в течение всего года, летом ослабевает и становится двухцентровой; алеутская наблюдается большую часть года, наиболее интенсивна зимой, а летом (в июле) почти исчезает. На многолетних картах среднее А. д. на уровне моря обнаруживаются также сезонные (или муссонные) центры действия атмосферы, например, азиатский зимний антициклон сменяется летней азиатской депрессией. В суточном ходе А. д. обнаруживаются 2 максимума (в 9—10 ч и 21—22 ч) и 2 минимума (в 3—4 ч и 15—16 ч). Особенно правильный суточный ход А. д. обнаруживает в тропических районах. С увеличением широты амплитуда изменения А. д. уменьшается, но вместе с тем становятся более сильными непериодические изменения А. д.



С. С. Гайгеров.

атмосферное электричество — совокупность электрических явлений и процессов, происходящих в атмосфере; раздел физики, изучающий эти явления и процессы. При исследовании А. э. изучают электрические токи в атмосфере, объёмные заряды, заряды облаков и осадков, грозовые разряды и многие другие Все явления А. э. тесно связаны между собой. На их развитие сильно влияют метеорологические факторы — облака, осадки, метели и т. п. Электрическое поле атмосферы обусловлено зарядами Земли и атмосферы. У земной поверхности существует стационарное электрическое поле с напряжённостью около 130 В/м. Земля при этом имеет отрицательный заряд около 3*105 Кл, а атмосфера в целом заряжена положительно. При грозе, метелях, осадках напряжённость электрического поля может резко менять направление и значение, достигая 1000 В/м. Атмосфера непрерывно ионизуется. Образование заряженных частиц в атмосферном воздухе — ионов — происходит в основном под действием космических лучей, излучения радиоактивных веществ в земной коре и в атмосфере, ультрафиолетового и корпускулярного излучения Солнца.

Электрическое состояние облаков и осадков обусловлено зарядами облачных элементов и капель. Верхняя часть облака обычно заряжена положительно, а нижняя — отрицательно.

В атмосфере возникают электрические токи, обусловленные движением ионов и электронов под действием электрического поля (токи проводимости), переносом объёмных зарядов (конвективные токи), значит, и быстрым изменением электрического поля (токи смещения). Возникают также токи при разрядах.

Молния — электрический разряд между облаками, различными частями облака или между облаком и земной поверхностью. Возникает при напряжённости электрического поля до 25—50 кВ/м, сила тока разряда — десятки тысяч А. Наиболее часто встречается линейная молния — искровой разряд длиной 2—3 км, иногда до 20 км и более, диаметр — несколько десятков см, продолжительность — десятые доли секунды; состоит из последовательных нарастающих импульсов.

Грозы (и молнии) относятся к опасным для летательных аппарат метеорологическим явлениям. Попадание молнии в летательный аппарат может привести к разрушениям элементов конструкции, нарушению работы радиоаппаратуры и навигационных приборов, ослеплению и даже непосредственному поражению членов экипажа, в связи с чем предусматриваются меры по молниезащите летательных аппаратов. В телеграфном оповещении о грозе авиационными метеорологическими станциями указываются местоположение грозы, расстояние, направление её движения, наличие осадков на аэродроме.

С. С. Гайгеров.

атмосферные явления. В метеорологии авиационной основное внимание уделяется А. я., наблюдающимся в приземном слое атмосферы (в тропосфере), поскольку именно они (например, низкие облака, сильный боковой ветер, плотный туман) в значительной степени определяют эффективность и вообще возможность использования авиации. К А. я. относят также: атмосферные осадки, представляющие собой воду в жидкой или твёрдой фазе и включающие дождь, снег, крупу, град (выпадают из облаков), росу, изморось (осаждаются на земной поверхности в результате конденсации или сублимации содержащегося в воздухе водяного пара); морось — дождь с диаметром капель менее 0,5 мм (может выпадать из облаков или образовываться при конденсации тумана). Различают обложные и ливневые осадки (первые связаны преимущественно с тёплыми, а вторые с холодными атмосферными фронтами). Выпадающие из облаков осадки могут приводить к появлению гололёда и гололедицы. Гололёд — слой плотного льда, образующийся на поверхности Земли и на предметах (деревьях, домах и т. п.) в основном с наветренной стороны от намерзания капель переохлаждённого дождя или мороси. Обычно наблюдается при температураx воздуха от 0 до -3{{°}}С, но иногда и при более низких. Гололедица — тонкий слой льда на земной поверхности, образовавшийся после оттепели или дождя в результате похолодания, а также вследствие замерзания мокрого снега, капель дождя или мороси от соприкосновения с сильно охлаждённой поверхностью.

О наступлении опасных для выполнения полётов А. я. (гололедица, гроза, сильная изморось и др.) авиационные метеостанции дают информацию, установленную инструкциями (штормовое оповещение, штормовое предупреждение).



атмосферный фронт — переходная зона между воздушными массами, частями нижнего слоя атмосферы Земли (тропосферы), горизонтальные размеры которых соизмеримы с большими частями материков и океанов. (Каждая воздушная масса обладает определенной однородностью свойств и перемещается как целое в одном из течений общей атмосферной циркуляции.) Атмосферное давление перед А. ф. обычно понижается, а за А. ф. растёт. Хорошо выраженные А. ф. расположены в области низкого давления (циклона).

Различают арктические А. ф., которые разделяют массы арктического воздуха и воздуха умеренных широт, и полярные А. ф., разделяющие воздушные массы умеренных и тропических широт. Основные А. ф. разделяют воздушные массы, различающиеся по своим свойствам, имеют большую горизонтальную протяжённость (до нескольких тысяч км), прослеживаются на несколько км по вертикали (обычно по всей высоте тропосферы). Вторичные А. ф. — низкие, вертикальная протяжённость их 1—1,5 км, горизонтальная — несколько сотен км. В некоторых случаях возникают верхние А. ф., образующиеся на некоторой высоте в тропосфере и не проявляющиеся у земной поверхности. Основные А. ф. различаются в зависимости от направления перемещения. Тёплый А. ф. движется в сторону холодного воздуха (рис. 1). Ширина зоны обложных осадков перед тёплым А. ф. составляет 300—400 км. В ней образуются разорванно-слоистые и разорванно-дождевые облака. Нередки предфронтальные туманы, связанные с насыщением воздуха испаряющимися осадками. Холодный А. ф. движется в сторону тёплого воздуха, вытесняя тёплую воздушную массу (рис. 2). При этом образуются кучево-дождевые облака со шквалами и ливнями. Наиболее типичными являются быстро движущиеся холодные А. ф. Основной их особенностью является зона кучево-дождевой облачности с ливневыми осадками перед А. ф. За холодным А. ф. наступает прояснение или отмечаются вторичные холодные фронты. А. ф. окклюзии формируется путём смыкания холодного и тёплого фронтов циклона. Облачность и осадки фронта окклюзии являются результатом объединения соответствующих систем тёплого и холодного А. ф. С А. ф. связаны обширные и мощные облачные системы, осадки, грозы и другие сложные для авиации атмосферные условия. Местоположение А. ф., границы облачности, характеристики погоды указываются в авиационных прогностических картах погоды, а также на вертикальных разрезах атмосферы.



С. С. Гайгеров, Л. И. Мамонтова.

Рис. 1. Схема тёплого фронта в вертикальном разрезе.

Рис. 2. Схема холодного фронта в вертикальном разрезе.

Ач — обозначение авиационных дизелей конструкции А. Д. Чаромского. АЧ-30Б мощностью 1100 кВт применялись на дальних бомбардировщиках Пе-8 и Ер-2.

Аш — марка авиационных двигателей, созданных в опытном конструкторском бюро под руководством А. Д. Швецова (см. Пермское моторостроительное конструкторское бюро). Двигатели, разработанные под руководством его преемника П. А. Соловьёва, имеют другие марки. Основные данные некоторых двигателей приведены в таблицах 1 и 2.

Ещё до образования опытного конструкторское бюро Швецовым на заводе «Мотор» был создан ряд звездообразных поршневых двигателей воздушного охлаждения. Среди них М-11 — первый крупносерийный авиационный двигатель отечественной конструкции. В нём впервые и оригинально был решён ряд важных конструкторских задач: литая головка цилиндра из алюминиевого сплава, навёртывавшаяся на стальной цилиндр, разъёмный коленчатый вал, газораспределение с индивидуальными кулачковыми валиками для каждого цилиндра. Двигатель нашёл широкое применение в легкомоторной авиации.

В опытном конструкторском бюро, которое возглавил Швецов, к началу Великой Отечественной войны были созданы поршневые двигатели М-25, М-62 (АШ-62), АШ-62ИР, М-63 (АШ-63), АШ-82, в годы войны — усовершенствованные более мощные АШ-82Ф, АШ-82ФН (рис. 1). Высокие эксплуатационно-технические качества двигателей достигались разработкой и внедрением ряда оригинальных конструктивных решений: на АШ-62 и АШ-62ИР — двухдемпферного коленчатого вала для устранения крутильных колебаний, эластичной шестерни газораспределения, бокового уплотнения главного шатуна; на АШ-82 — металлокерамических дисков двухскоростной передачи. На АШ-82 и АШ-62ИР было применено фланкирование зуба неподвижной шестерни редукторов. На АШ-82ФН вместо карбюратора установлен агрегат непосредственного впрыска топлива, усовершенствована муфта двухскоростной передачи к нагнетателю (в то время это был самый мощный двигатель в своём классе). На двигателях введена расточка главного шатуна по гиперболе, применены плавающие втулки роликов толкателей.

Во время войны в 1941—1945 были созданы двигатели АШ-83 для истребителей Ла-5, Ла-7 и бомбардировщика Ту-2, а также М-71 (АШ-71) для штурмовиков Су-6, Су-8, бомбардировщика ДВБ-102 (В. М. Мясищева), истребителей И-185 и Ла-7, 18-цилиндровый АШ-71 имел два механизма газораспределения, пустотелые, заполненные металлическим натрием выпускные клапаны, дефлекторы цилиндров для улучшения охлаждения, азотированные гильзы цилиндров, регулятор наддува с внутренней маслопроводкой. Двигатели прошли все необходимые испытания, но вследствие сложности перестройки производства в военное время были выпущены малой серией. В 1944 на базе АШ-82ФН создан двигатель АШ-21 для тренировочных самолётов. После 1945 разработаны новые конструкции поршневых двигателей для тяжёлых самолётов военной и гражданской авиации, двигатели и редукторы для вертолётов. Создан АШ-73ТК для самолёта Ту-4. Для увеличения высотности (более 11 тысяч м) осуществлён двухступенчатый наддув двигателя. В качестве первой ступени наддува применён спроектированный в опытном конструкторском бюро турбокомпрессор ТК-19, работавший на энергии выпускных газов двигателя. Картер выполнен из стали (на других двигателях опытного конструкторского бюро устанавливался дуралюминовый). При создании АШ-73ТК впервые в стране освоены новые технологические процессы: прецизионное литье, автоматическая сварка под флюсом, пористое хромирование поршневых колец. Двигатель был установлен также на первом экземпляре самолета Ял-18 (в варианте с поршневым двигателем).

В 1951 на базе АШ-32ФН изготовлен АШ-82Т. Для увеличения ресурса двигателя усилены редуктор, вал винта и вал агрегатов, средний картер выполнен из стали. Для улучшения охлаждения изменена конструкция головок цилиндров. На базе АШ-82Т разработан вертолётный поршневой двигатель АШ-82В. На нём вместо редуктора установлены две муфты: фрикционная с металлокерамическими дисками, включаемая при разгоне ротора вертолёта, и кулачковая, которая включается при равенстве частот вращения ведомых и ведущих дисков и выходе двигателя на эксплуатационный режим (фрикционная муфта при этом выключается). Для охлаждения двигателя разработан специальный вентилятор с приводом от двигателя. Были также созданы редукторы Р-1 — Р-5 для трансмиссий вертолётов.

В опытном конструкторском бюро разрабатывались также опытные двигатели. Один из них — четырёхрядный 28-цилиндровый звездообразный АШ-2К мощностью 3460 кВт имел турбокомпрессор и семь пульсирующих турбин, работающих на кинетической энергии выпускных газов с передачей мощности на коленчатый вал двигателя. Это последний, самый мощный поршневой двигатель, разработанный в опытном конструкторском бюро. В 1949 он прошёл испытания.

В 1953 перед опытным конструкторским бюро поставлена задача, не прекращая работ по увеличению надёжности и ресурса поршневых двигателей, приступить к разработке газотурбинных двигателей. Для вертолёта Ми-6 был создан экономичный турбовальный двигатель Д-25В (рис. 2), который включает девятиступенчатый компрессор, трубчато-кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину привода компрессора, одноступенчатую турбину привода винта. Применена «свободная», кинематически не связанная с турбокомпрессорной частью двигателя турбина привода винта, которая позволяет получать оптимальную частоту вращения вала несущего винта вертолёта независимо от частоты вращения ротора турбокомпрессора. До 80 х гг. силовая установка Ми-6, состоящая из двух Д-25В и редуктора Р-7, была самой мощной в мире. Созданный для неё редуктор Р-7 имел ряд особенностей и оригинальных конструктивных решений: уравнительный механизм, распределяющий поровну мощность между двумя ведущими спиральными коническими шестернями, спиральную коническую пару, работающую с большими нагрузками при окружных скоростях ~70 м/с, узел центральной шестерни, передающий мощность на несущий винт вертолёта как при одном, так и при двух работающих двигателях, замкнутую планетарную передачу с двумя ступенями. Передаваемая мощность редуктора 8300 кВт.

В 1955 при разработке двигателя Д-20 была выбрана схема двухкаскадного двухконтурного турбореактивного двигателя , которая в дальнейшем явилась основой модификации Д-20П (рис. 3) для скоростного пассажирского самолёта Ту-124. В декабре 1959 двигатель прошёл государственные испытания. Он имел двухкаскадный осевой компрессор, трубчато-кольцевую камеру сгорания с 12 жаровыми трубами, трёхступенчатую турбину и сопло с раздельным истечением потока газа из наружного и внутреннего контуров. (Внутренний контур послужил основой двигателя Д-25В.)

В 1965 создана силовая установка для вертолёта В-12 (Ми-12), состоявшая из четырёх двигателей Д-25ВФ и двух редукторов Р-12. Д-20П явился прототипом двигателя Д-30, который в 1967 прошел государственные испытания. Д-30 имел двухкаскадный компрессор (первый каскад четырёхступенчатый, второй — 10-ступенчатый), трубчато-кольцевую камеру сгорания, четырёхступенчатую турбину, общее для обоих контуров реактивное сопло с лепестковым смесителем и камерой смешения. Впервые на отечественном серийном двигателе применены охлаждаемые рабочие лопатки первой ступени турбины. В результате массовой эксплуатации на самолётах Ту-134 двигатели Д-30 наработали более 12 миллионов ч. В 1970 на воздушной линии Аэрофлота, в том числе на международной, вышел самолёт Ту-134А с двигателями Д-30 второй серии. Применение реверсивного устройства на двигателе значительно улучшило эксплуатационные характеристики самолёта. В 1971 проведением государственных испытаний завершены опытно-конструкторские работы по созданию мощного высокоэкономичного Д-30КУ (рис. 4). Установка этих двигателей на Ил-62М позволила увеличить дальность его полёта по сравнению с Ил-62 и повысить коммерческую нагрузку. На двигателе впервые в отечественном двигателестроении установлено реверсивное устройство ковшевого типа.

В 1968 начаты работы над Д-30КП, по основным узлам почти полностью унифицированным с Д-30КУ. В начале 1972 он прошёл государственные испытания. Установлен на самолёте Ил-76. В 1974 для самолёта Ту-134А разработан двигатель Д-30 третьей серии с сохранением взлётной тяги до температуры окружающей среды 30{{°}}С.

В феврале 1979 прошёл 300-часовые испытания Д-30КУ-154 (модификация Д-30КУ), предназначенный для серийного самолёта Ту-154. По сравнению с базовым двигателем в конструкции реверсивного устройства, сопла, системы управления, внешней арматуры внесены небольшие изменения, поставлены дополнительные агрегаты. Лётные испытания Ту-154М с этими двигателями показали значительную (до 28%) экономию топлива.

В 1978 разработана следующая модификация — двигатель Д-30КУ второй серии с сохранением взлётной тяги до температуры окружающей среды 30{{°}}С. Аналогично модифицирован Д-30КП. Это позволило увеличить грузоподъёмность самолёта на 5 т. Дальнейшее совершенствование двигателей ведётся с использованием поузловой доводки, позволяющей значительно ускорить сроки создания новых двигателей. Широко применяются системы автоматического регулирования на базе цифровых вычислительных машин. Накопленный опыт и новые решения находят применение в новых высокоэкономичных двигателях, разрабатываемых для средних и дальних магистральных пассажирских самолётов нового поколения.

В конце 1983 изготовлен, собран и испытан первый экземпляр двигателя Д-90А (в 1987 обозначение изменено на ПС-90А, рис. 5). Унифицированный двухвальный турбореактивный двухконтурный двигатель ПС-90А (со смешением потоков газа наружного и внутреннего контуров, общим реактивным соплом, реверсивным устройством в наружный контуре) является представителем четвёртого поколения турбореактивных двигателей, создаваемых опытным конструкторским бюро. Двигатель предназначен для установки на магистральные пассажирские самолёты Ил-96-300 и Ту-204. Двигатель имеет высокие параметры термодинамического цикла, которые позволяют экономить до 30% топлива в год. По своим внешним характеристикам (шум, эмиссия) он соответствует международным нормам Международной организации гражданской авиации. Двигатель спроектирован сразу на окончательные ресурсы (холодная часть — 25 тысяч ч, горячая часть — 12,5 тысячи ч). Для особых случаев полёта на нём предусмотрен чрезвычайный режим (тяга на 10% больше, чем на взлётном режиме). В двигателе применён ряд новых конструктивных узлов и решений: узел подпорных ступеней (2 ступени); регулирование радиальных зазоров в 9—13 ступенях компрессора высокого давления и в 1—4 ступенях турбины; камера сгорания с укороченными жаровыми трубами, кольцевым газосборником, диффузором ступенчатой конструкции, фронтовым устройством жаровых труб с топливовоздушными насадками; лопатки турбины высокого давления с многокомпонентным жаростойким защитным покрытием. Для обеспечения стабильности характеристик в процессе эксплуатации за счёт уменьшения термической повреждённости деталей горячей части применена электронная система автоматического регулирования. Для получения высоких показателей эксплуатационной технологичности применён принцип модульности (11 модулей) , предусмотрены широкие возможности контроля технического состояния деталей различными средствами контроля.

Лит.: Грин Б. Д.. Генеральный конструктор А. Д. Швецов, Пермь. 1964; его же, Высокое небо, 2 изд., Пермь, 1973; Пономарев А. Н., Советские авиационные конструкторы. 2 изд.. М., 1980.

Ю. И. Ершов, В. Л. Сандрацкий.

Рис. 1. Звездообразный поршневой двигатель воздушного охлаждении АШ-32ФН.

Рис. 2. Турбовальный двигатель Д-25В.

Рис. 3. Турбореактивный двухконтурный двигатель Д-20П.

Рис. 4. Турбореактивный двухконтурный двнгатель Д-30КУ,

Рис. 5. Турбореактипный дпухконтурный двигатель ПС-90А.

Табл. — Поршневые двигатели конструкции А. Д. Швецова

Марка двигателя


Мощность, кВт


Начало

производства, год




Применение

аппараты)




М-11


80,9


1926


По. 2 (У-2)


М-25А


526


1936


И-15, И-16


М-25В


570


1937


И-16


АШ-62 (М-62)


735


1937


И-153


АШ-62ИР (М-62ИР)


735


1938


Ли-2, Ан-2


АШ-63 (М-63)


809


1939


И-16


АШ-82 (М-82)


1250


1941


Ла-5, Ла-7, Пе-8


АШ-82Ф (М-82Ф)


1250


1942


Ла-5, Ла-7, Ту-2


АШ-82ФН (М-82ФН)


1360


1943


Ту-2, Ил-12, Ла-5ФН


АШ-73ТК (с турбокомпрессором ТК-19)


1770


1947


Ту-4


АШ-82Т


1400


1951


Ил-14


АШ-82В (с редуктором Р-5)


1250


1952


Ми-4, Як-24

Табл. — Газотурбинные двигатели Пермского моторостроительного конструкторского бюро



Основные данные


Д-25В


Д-20П


Д-30


Д-30КУ


Д-30КП


ПС-90А


Начало серийного производства, год


1959


1959


1967


1971


1972


1988


Тип двигателя


Турбовальный


ТРДД


ТРДД


ТРДД


ТРДД


ТРДД


Тяга, кН


-


53


66,7


108


118


167


Мощность, кВт.


4050


-


-


-


-


-


Диаметр вентилятора, м


0,572*'


0,915


0,963


1,45


1,45


1,9


Длина двигателя, м


2,737


3,304


3,983


5,696


5,448


5,33


Удельный расход топлива на крейсерском режиме:














кг/(Н*ч)


-


0,0897


0,0796


0,0715


0,0715


0,0591


г/(кВт*ч)


402**


-


-


-


-


-


Расход воздуха, кг/с


26,2


113


126


283


283


508,5


Масса, кг


1200


1468


1550


2650**


2650**


2800


Степень двухконтурности


-


1


1


2,4


2,4


4,8


Степень повышения давления


5,6


14


18,6


20,5


21


35,5


Температура газа перед турбиной, К


1240


1330


1360


1400


1425


1565


Применение (летательные аппараты)


Ми-6, Ми-10


Ту-124


Ту-134


ИЛ-62М, Ту-|54М


Ил-76Т


Ил-96-300, Ту-204


* Диаметр первого рабочего колеса компрессора. ** Для условий, когда высота полёта H = 0.

*** С реверсивным устройством.



«Аэриталия» (Aeritalia-Societ{{á}} Aerospaziale Italiana p. a.) — авиакосмическая фирма Италии. Образована в 1969 в результате объединения авиационных отделений концернов «ФИАТ» (кроме заводов авиадвигателей) и «ИРИ — Финмекканика» (IRI — Finmeccanica), в 1976 полностью перешла под финансовый контроль последнего. В 1981 приобрела акции (от 50 до 100%) авиационных фирм «Аэронавали» (Officine Aeronavali Venezia), «Партенавиа» (Partenavia) и «Метеор» (Meteor). В 1987 имела семь отделений (военных самолётов, транспортных самолётов, авиации общего назначения, авиационного оборудования, технического обслуживания и модификации, беспилотных летательных аппаратов и управляемых ракет, космических систем). В 70 х гг. выпускала военно-транспортный самолёт короткого взлёта и посадки G222 с двумя турбовинтовыми двигателями (1970, см. рис. 1), строила по лицензии истребитель Локхид F-104S, разработала в составе консорциума «Панавиа» истребитель-бомбардировщик «Торнадо» (1974). Основные программы 80 х гг.: производство самолётов «Торнадо» и G222, разработка и производство с фирмой «Аэроспасьяль» пассажирских самолётов для коротких авиалиний ATR 42 (1984) и ATR 72 (1988) с двумя турбовинтовыми двигателями и с фирмами «Аэрмакки» и «Эмбраэр» лёгкого реактивного истребителя-бомбардировщика АМХ (1984, см. рис. 2), производство разработанных фирмой «Партенавиа» лёгких транспортных самолётов с поршневыми двигателями и турбовинтовыми двигателями, выпуск воздушных мишеней и других беспилотных летательных аппартов, производство авиационного оборудования. В 1990 в результате слияния фирм «А.» и «Силения» (Silenia) образован концерн «Алсния» (Alenia).

Рис. 1. Военно-транспортный самолёт G222.



Рис. 2. Истребитель-бомбардировщик АМХ.

«Аэрмакки» (Aer Maccni SpA), «Макки», — авиастроительная фирма Италии, отделение фирмы «Аэронаутика Макки». Основана в 1912. В годы Первой мировой войны выпускала истребители «Ньюпор», а также лёгкие летающие лодки (по образцу австрийской лодки «Лонер»). В 20—30 е гг. фирма добилась значительных успехов в создании гоночных гидросамолётов: М.7 и М.39 в 1921 и 1926 выиграли Шнейдера кубок, а М.С.72 установил в 1934 абсолютный мировой рекорд скорости полёта (709 км/ч). Развитием работ по скоростным самолётам стало создание истребителей-монопланов М.С.200 (первый полёт в 1937) и М.С.202 (1940), принимавших участие во Второй мировой войне. К известным летательным аппаратам послевоенного периода относятся реактивные учебно-боевые самолёты MB.326 (1957) и МВ.339 (1976). Совместно с фирмами «Аэриталия» и «Эмбраэр» разработан лёгкий реактивный истребитель-бомбардировщик АМХ (1984).

«Аэро» (Aero Vodochod{{y}} n{{á}}rodni podnik) — авиастроительная фирма Чехословакии. Образована в 1953. До начала 60 х гг. занималась в основном производством по лицензии советских самолётов МиГ (начиная с МиГ-15), затем строила учебно-тренировочные самолёты L-29 «Дельфин» и L-39 «Альбатрос» (рис. в таблице XXXV) собственной конструкции. Одноименная авиационная фирма существовала в Чехословакии в 1919—1953, занималась производством по лицензии самолётов зарубежных конструкций («Феникс», Блок 200 и др.) и самолётов оригинальных типов (A-U и др.).

аэроавтоупругость — см. в статье Аэроупругость.

аэробус — многоместный пассажирский самолёт с упрощённым видом обслуживания пассажиров. Понятие «А.» со временем видоизменялось. Впервые этот термин упоминается в работах Б. Н. Юрьева (1911) как означающий аэроплан, способный поднимать большое число пассажиров. Затем длительное время термин «А.» не применялся. Возродился он вновь в 60 е гг., и его значение претерпело ряд изменений. Например, под А. понимали транспортный самолёт, предназначенный для частых и непродолжительных рейсов на короткие и средние расстояния. В эти же годы с понятием «А.» стали связывать в основном систему обслуживания пассажиров (продажа билетов в салонах) и систему транспортировки багажа («багаж при себе» до борта самолёта). Позднее А. стали называть многоместные широкофюзеляжные самолёты ближней и средний дальности полёта, а подобные самолёты большой дальности иногда называли супер-А. Поэтому понятие «А.» стали связывать с размерами, компоновкой и интерьером пассажирских салонов. Фирменное название А. присвоено лишь самолёту А300В (1972) фирмы «Эрбас индастри». Название запатентовано как товарный знак.

аэровокзал — здание аэропорта для комплексного круглогодичного обслуживания воздушного транспорта, а также провожающих и встречающих. А. — основное сооружение пассажирского комплекса аэропорта. К А. со стороны городского подъезда примыкает привокзальная площадь (автостоянки, станции городского транспорта, торговые киоски, гостиница), а со стороны лётного поля — открытый перрон с причальными сооружениями для самолётов.

Различают А. внутренних и международных авиалиний. В зависимости от пропускной способности (пассажиров в час) А. в СССР подразделяли на группы: малые — 50, 100, 200, 400; средние — 600, 800, 1000; большие — 1500, 2000, 2500; особо большие — свыше 2500. При этом малые А. строили обычно по типовым проектам. Архитектурно-планировочное решение современных А. подчинено технологической системе обслуживания пассажиров, организации их посадки в самолёты. Для лучшего обслуживания населения больших городов и разгрузки А. аэропортов сооружаются городские А., например, в Москве.



аэродинамика (от греческого а{{ē}}r — воздух и d{{ỳ}}namis — сила) — 1) раздел механики сплошных сред, в котором изучаются закономерности движения жидкостей и газов (преимущественно воздуха), а также механическое и тепловое взаимодействие между жидкостью или газом и движущимися в них телами. Эта наука является одной из древнейших естественных наук, она возникла и развивалась под непосредственным воздействием запросов практики. При этом во все времена основное внимание привлекали две фундаментальные проблемы: проблема сопротивления аэродинамического и проблема подъёмной силы.

Период классической гидродинамики начинается работами И. Ньютона, который много внимания уделял исследованию проблемы сопротивления, а его интерес к этой проблеме был обусловлен принципиальным вопросом о возможности движения тел в пустоте (вопреки утверждениям философских школ Аристотеля и Декарта). В своих работах Ньютон различал 4 вида сопротивления: зависящее от плотности среды, т. е. от инерции, от сцепления частиц жидкости между собой, от силы трения между поверхностью тела и жидкостью, от упругости среды. Сопротивление, вызываемое сцеплением и упругостью, принималось Ньютоном постоянным и считалось очень малым, в особенности при больших скоростях. По Ньютону, сопротивление трения пропорционально скорости и также мало, в специальных случаях им можно пренебречь; для оценки сопротивления трения он дал классическую формулу, согласно которой касательное напряжение трения пропорционально производной скорости среды по нормали к направлению движения. Впоследствии эта формула была обобщена на случай произвольного движения среды и стала основной при решении задач механики вязкой жидкости. Сопротивление инерции пропорционально квадрату скорости и никогда не может исчезнуть, поскольку инерция является всеобщим механическим свойством для любых материальных тел. Все эти результаты носят общий, но качественный характер. Вместе с тем Ньютоном была предложена первая модель среды. Согласно этой модели, среда состоит из не взаимодействующих между собой частиц-корпускул; при столкновении с поветью тела корпускулы теряют компонент импульса, нормальный поверхности тела, и тем самым обусловливают давление в рассматриваемой точке поверхности, и, следовательно, сопротивление X и подъёмную силу Y тела, для расчёта которых получаются достаточно простые формулы. В частности, для плоской пластины площадью S, установленной под углом атаки {{α}} к потоку жидкости (газа) плотности Q, набегающему со скоростью V{{}}, нормальная сила N определяется формулой Ньютона: N = QV2{{}}Ssin2{{α}}; отсюда Y = Ncos{{α}}, и X = Nsin{{α}}. По существу, это первый количественный результат в теоретической гидродинамике (см. Ньютона теория обтекания).

Дальнейший прогресс в гидродинамике и в теории сопротивления, в частности, связан с именами Д. Бернулли, Ж. Д'Аламбера и Л. Эйлера. Если в целом охарактеризовать их роль в гидродинамике, то первым двум мы обязаны формулированию физических принципов, а последнему — математическому развитию этих принципов. Свои исследования они проводили в рамках механики сплошной среды, при этом, основываясь на экспериментальных результатах, они пренебрегали влиянием сил трения и рассматривали жидкость как идеальную, преимущественно несжимаемую, а само течение предполагали безвихревым, потенциальным, поскольку массовые силы (гравитационные силы), которые вызывают движение жидкости, являются потенциальными. Причину сопротивления они видели в давлении, передаваемом от жидкости к поверхности тела, обтекаемой, в отличие от ньютоновской концепции, безударно. Важным результатом обобщения экспериментальных исследований явилось Бернулли уравнение, которое связывает между собой значения потенциала массовых сил, давления и скорости вдоль линии тока и позволяет рассчитать поле давления по известному полю скоростей.

Большое внимание изучению проблемы сопротивления уделял Д'Аламбер. Исследуя при указанных выше предположениях сопротивление тела, в частности сферы, он пришёл к результату, который противоречил всему практическому опыту и вошёл в А. как Д'Аламбера — Эйлера парадокс: сопротивление тела при безотрывном обтекании его установившимся потоком идеальной несжимаемой жидкости равно нулю. Строго математически этот результат был получен Эйлером, который впервые вывел полную систему уравнений, описывающих движение идеальной жидкости, как несжимаемой, так и сжимаемой: неразрывности уравнение и уровня импульсов — Эйлера уравнения. После Эйлера работы по ур-ниям гидродинамики были продолжены Ж. Лагранжем (см. Лагранжа уравнения). Под руководством Д'Аламбера был проведён большой объём экспериментальных исследований по сопротивлению тел и было установлено: а) сопротивление пропорционально квадрату скорости; б) сопротивление пропорционально площади миделя; в) закон пропорциональности нормальной силы квадрату синуса угла наклона обтекаемой плоскости справедлив только для углов между 55 и 90{{°}}; г) влияние вяз кости среды чрезвычайно мало, особенно при больших скоростях.

Обширные исследования, преимущественно экспериментальные, были проведены и другими исследователями той эпохи, например Дюбуа, Ж Борда. Именно под влиянием экспериментальных результатов Дюбуа Л. Навье в 1822 вывел уравнения динамики вязкой несжимаемой жидкости. В последующие годы уравнения движения вязкой жидкости были также получены С. Пуассоном (1829), А. Сен-Венаном (1343) и Дж. Стоксом (1845) (см. Навье — Стокса уравнения).

Большой вклад в теоретическую гидродинамику — динамику вязкой жидкости внёс Стокс. Кроме вывода дифференциальных уравнений, описывающих движение вязкой жидкости, он впервые применил метод анализа, основанный на разложении общего движения частицы жидкости на три составляющие: перемещение, деформацию и вращение (позднее этот метод был использован Г. Гельмгольцем для анализа движения идеальной жидкости). Стоксом было исследовано течение вязкой жидкости при малых Рейнольдса числах Re (Re < < 1) когда инерционными силами можно пренебречь по сравнению с силами давления и трения, так называемое ползущее движение, и была получена Стокса формула: Х = 3{{πμ}}V∞d, где {{μ}} — динамическая вязкость, d — диаметр сферы (интерес к обтеканию тел при малых числах Рейнольдса был связан с изучением проблемы движения капель туманов). Однако проблема сопротивления при умеренных и больших значениях Re; которая представляла наибольший практический интерес, оставалась нерешённой из-за сложной математической природы нелинейных дифференциальных уравнений Навье — Стокса.

Стоксом было высказано несколько важных идей. Он, например, писал, что ламинарное течение при определенных условиях «неустойчиво, так что малейшая причина вызывает нарушение состояния жидкости, которое увеличивается с движением тела до тех пор, пока все движение не примет совершенно другую форму». Указанная проблема в последующем была исследована О. Рейнольдсом, который в результате экспериментального изучения движения жидкости в трубах установил существование, кроме ламинарного, турбулентного течения и переход ламинарного течения в турбулентное при достижении некоторого вполне определенного значения Re. Им же был предложен статистический подход к изучению осреднённых характеристик турбулентных течений со сдвигом и введён в рассмотрение тензор напряжений турбулентного трения.

Поскольку уравнения динамики вязкой жидкости очень сложны для теоретического анализа и с их помощью нельзя было решать прикладные задачи, то в теоретической гидродинамике большое внимание продолжало уделяться исследованиям движения идеальной жидкости. Существенный прогресс в науке связан с деятельностью Гельмгольца, который впервые исследовал закономерности вихревых течений жидкости, на возможность существования которых указывал ещё Эйлер. Гельмгольц (1858) вывел уравнение, определяющее скорость изменения вектора завихренности {{ω}} = rotV для фиксированной частицы жидкости. На основании этого уравнения он доказал теоремы о сохраняемости вихревых линий и интенсивности вихревых трубок в потоке несжимаемой жидкости при наличии потенциала массовых сил. Отсюда следует, что вихревые трубки не могут заканчиваться внутри жидкости: они либо образуют замкнутые кольца, либо опираются на твёрдые или свободные поверхности. На этих фундаментальных результатах базируются вихревые теории винта и крыла конечного размаха. Разработка теории вихревых течений была продолжена Г. Ганкелем, У. Томсоном (лордом Кельвином), Э. Бельтрами и др.

Стоксом в 1847 было высказано утверждение о возможности существования в потоке идеальной жидкости поверхности разрыва. Эта идея была разработана Гельмгольцем для струйных течений жидкости. Для решения проблемы сопротивления Г. Кирхгоф предложил схему обтекания с образованием полубесконечной застойной области, свободные границы которой представляют собой поверхности тангенциальных разрывов (см. также Струйных течений теория). Большой вклад в разработку этого направления был сделан лордом Рэлеем. В результате его исследований вычислены коэффициент сопротивления некоторых простых тел, например, пластины, установленной под углом к направлению потока. Эта теория хотя и объясняла причину появления сопротивления и позволяла получать количественные результаты для простейших случаев, которые, правда, не согласовывались с экспериментальными данными, но не решала проблемы сопротивления в целом; оставалось ещё много неясных вопросов: что вызывает сход линий тока с поверхности тела, когда и при каких условиях реализуется безотрывная и отрывная схема течения и т. д.

В конце этого периода созрели объективные условия для зарождения и развития теории полёта и были проведены достаточно обширные экспериментальные исследования, например О. Лилиенталем, в натурных условиях и на аэродинамических установках по сравнительному анализу аэродинамических свойств различных тел. Несмотря на значительный прогресс в теоретических и экспериментальных исследованиях, основные проблемы А. — проблема сопротивления и проблема подъёмной силы — оставались ещё нерешёнными.

Начало периода современной аэродинамики обычно связывают с первыми аэродинамическими исследованиями Ф. Ланчестера, относящимися к 1891, а также с работами Н. Е. Жуковского, С. А. Чаплыгина и Л. Прандтля. Ланчестер был инженером-практиком и результаты своих исследований, по его словам, излагал «на простом английском языке без математических украшении», но современники его не понимали из-за сложного характера подачи материала. Результаты исследований Ланчестера были опубликованы только в 1907. Запоздалое опубликование этих результатов стало причиной того, что его идеи не оказали существенного влияния на развитие А., а были выдвинуты и разработаны независимо от него другими учёными.

Идея о циркуляции скорости Г пак причине создания подъёмной силы была выдвинута Жуковским (1906); им была доказана теорема (см. Жуковского теорема), согласно которой Y = QV{{}}Г. Принципиальное значение этой теоремы состоит в том, что создание подъёмной силы она связывает с наличием циркуляции скорости вокруг профиля или, иными словами, с интенсивностью вихря присоединенного. Но в идеальной жидкости образование вихрей невозможно, следовательно, это явление должно быть связано с проявлением неидеальных свойств среды — её вязкостью. Поэтому теорема Жуковского позволяет рассчитывать значение подъёмной силы по заданной циркуляции Г, но само значение Г оставляет произвольным. Для получения искомого решения в рамках идеальной жидкости необходимо наложить дополнительное условие, которое было предложено Чаплыгиным и впервые использовано Жуковским для расчёта подъёмной силы профиля крыла под углом атаки (см. Чаплыгина — Жуковского условие). Оно состоит в требовании конечности скорости на острой задней кромке профиля. Т. о., проблема подъёмной силы, возникающей при обтекании аэродинамического профиля, была принципиально разрешена, а разработанные в последующие годы методы расчёта позволяли проводить её оценку для конкретных условий.

Первая попытка распространения вихревой теории на случай крыла конечного размаха была предпринята Ланчестером; она получила признание в научном мире и связала его имя с этой проблемой. Правда, независимо от него эта идея была высказана и разработана математически Жуковским (1912) применительно к гребному винту, а в завершённом виде теория крыла конечного размаха была создана Прандтлем (1918). При решении этой задачи предполагалось, что с задних острых кромок лопасти или крыла в поток дискретно или непрерывно сходят вихри, которые образуют за телом соответственно систему вихрей свободных или вихревую пелену. Характеристики завихренности при тех или иных предположениях связываются с геометрическими характеристиками лопасти или крыла, а в рамках теории идеальной жидкости разработанные эффективные методы построения поля скоростей по заданному полю завихренности позволяют рассчитать аэродинамические характеристики обтекаемого тела (см., например, Крыла теория); в частности, было показано, что коэффициент индуктивного сопротивления сxi{{∞}}с2y, где су — коэффициент подъёмной силы (см. Аэродинамические коэффициенты). Результаты расчётов по этим теориям достаточно хорошо согласуются с экспериментом для «хорошо обтекаемых» тел с острой задней кромкой.

В этот период проблема сопротивления по прежнему находилась в центре внимания исследователей. Решающий вклад в её разрешение был внесён в начале XX в. Прандтлем. В 1904 он показал, что даже для очень маловязких жидкостей, какими являются воздух и вода, силы трения необходимо учитывать, но лишь в тонком пристеночном слое, в котором наблюдаются большие нормальные градиенты скорости, а потому инерционные силы и силы трения имеют одинаковый порядок. Таким образом, задачу об обтекании тела потоком вязкой жидкости при больших числах Рейнольдса Прандтль свёл к решению двух более простых задач; задачи об обтекании тела потоком идеальной жидкости, описываемой системой уравнений Эйлера, и задачи о течении вязкой жидкости в пограничном слое, описываемой полученными им уравнениями, которые в математическом отношении проще уравнений Навье — Стокса, а при их решении распределения давления и скорости на внешней границе пограничного слоя являются известными функциями. Пограничный слой, образующийся на поверхности тела, всюду тонок и в первом приближении не оказывает влияния на внешний потенциальный поток. Однако в областях с положительным градиентом давления ситуация может существенно измениться: пристеночные частицы жидкости могут затормаживаться и даже двигаться в направлении, не совпадающем с направлением потока на внешней границе пограничного слоя. В результате этого возникает отрыв пограничного слоя, потенциальное течение оттесняется от поверхности и за телом образуется обширная область вихревого течения, наличие которой обусловливает значительное увеличение сопротивления тела.

Экспериментальные исследования сопротивления «плохо обтекаемых» тел, когда за телом имеется обширная область завихренного течения, показали, что при определенном значении числа Рейнольдса сопротивление резко уменьшается — кризис сопротивления, или парадокс Эйфеля—Прандтля. Это явление было впервые экспериментально установлено А. Эйфелем (1912), а его объяснение дано Прандтлем: явление связано с переходом ламинарного течения в пограничном слое в турбулентное; турбулентный пограничный слой вследствие интенсивных обменных процессов может выдержать значительно большие положительные градиенты давления, благодаря чему точка отрыва пограничного слоя резко смещается вниз по потоку и существенно уменьшается сопротивление давления.

Экспериментальные исследования также показали, что в определенном диапазоне чисел Рейнольдса течение жидкости в кормовой части «плохо обтекаемых» тел является нестационарным; так, например, при обтекании кругового цилиндра точки отрыва пограничного слоя на его верхней и нижней сторонах периодически перемещаются в противофазе по поверхности тела (автоколебания), оторвавшиеся пограничные слои сносятся вниз по потоку и сворачиваются в вихри; в результате за телом образуется цепочка дискретных вихрей — вихревая дорожка. Анализ плоской задачи о сопротивлении тела, за которым образуется вихревая дорожка, был проведён Т. фон Карманом (1912) в рамках теории идеальной жидкости. [Предполагалось, что силы трения (неидеальность жидкости) существенны лишь в пограничном слое, определяют его отрыв и массу жидкости, участвующей в вихревом движении.] Он показал, что устойчивым (точнее, минимально неустойчивым) является расположение дискретных вихрей в шахматном порядке при определенном соотношении между шагом вихрей в ряду и расстоянием между рядами вихрей; для этих условий он получил формулу для расчёта сопротивления тела, содержащую две неизвестные постоянные, значения которых должны определяться из эксперимента. Обобщение этой задачи на пространственный случай было дано Жуковским (1919).

С этого момента проблема сопротивления в принципиальном отношении была решена и началось бурное развитие А. невязкой и вязкой жидкости: углублялись знание и понимание исследуемых явлений, разрабатывались эффективные методы анализа и успешно решались прикладные задачи, а теоретическая А. оказывала всё большее влияние на формирование облика летательных аппаратов. Поэтому необходимо рассмотреть те трудности и проблемы, которые возникали по мере возрастания скорости полёта при оценке подъёмной силы и сопротивления летательного аппарата.

После окончания Первой мировой войны авиация интенсивно развивалась и скорости самолётов возросли настолько, что появилась необходимость учёта сжимаемости воздуха, которая характеризуется параметром подобия — Маха числом М.

Поскольку профили крыла самолёта были относительно тонкими, а углы атаки малыми, то в дозвуковой А. широко применялась линеаризация уравнений, лежащая в основе Прандтля—Глауэрта теории. В рамках этой теории с помощью простого преобразования (преобразования Прандтля—Глауэрта) задача сводится к решению уравнения Лапласа для преобразованного профиля, и мы имеем дело с задачей обтекания тела несжимаемой жидкостью, для анализа которой разработаны эффективные методы. Таким образом, эта теория дала простой и эффективный способ учёта сжимаемости воздуха.

Накануне Второй мировой войны в связи с увеличением скорости полёта самолётов встала задача о более строгом учёте сжимаемости, чем это делалось на основе линейной теории. В основу анализа был положен подход, предложенный Чаплыгиным ещё в 1902 — годографа метод. Он показал, что для дозвуковых течений уравнение для определения потенциала скорости, являющееся нелинейным в физической плоскости х, у, становится линейным в плоскости годографа скорости — в плоскости переменных V, {{Q}}, где V — модуль вектора скорости, {{Q}} — угол между осью х и направлением вектора скорости. Чаплыгин не только получил систему уравнений в плоскости годографа, но предложил приближённый метод её решения с помощью линеаризации уравнения адиабаты. На основе этих идей были предложены усовершенствованные методики учёта влияния сжимаемости газа на распределение давления по поверхности профиля крыла. Существенный вклад в разработку этого направления внесли С. А. Христианович, а за рубежом — Карман и Тзян.

В конце 30 х — начале 40 х гг. числа Маха полёта М{{}} самолётов превысили критическое значение М*, при котором в некоторой точке на профиле скорость потока достигает значения, равного местной скорости звука. При М{{}} > М* на профиле образуются местные сверхзвуковые зоны, которые замыкаются ударными волнами (скачками уплотнения). В ударных волнах происходит необратимый переход части кинетической энергии потока в тепловую, что обусловливает появление волнового сопротивления, механизм которого определенным образом моделируется в рамках теории идеального газа. При М{{→}}1 волновое сопротивление стремительно возрастает, и это поставило перед развивающейся реактивной авиацией проблему звукового барьера. Для повышения значения критического числа Маха и преодоления звукового барьера наиболее эффективной мерой оказалось применение стреловидного крыла (см. Стреловидного крыла теория). Использование стреловидного крыла позволило преодолеть трансзвуковой диапазон скоростей полёта и во второй половине 40 х гг. достичь сверхзвуковых скоростей полёта. В теоретическом плане анализ трансзвуковых течений значительно усложняется из-за того, что возмущения, вносимые тонким телом в поток, имеют разный порядок по пространственым координатам; в рамках возмущений теории получаются нелинейные уравнения — уравнения Кармана. На основе этих уравнений были проанализированы многие задачи и установлены законы трансзвукового подобия.

При анализе сверхзвуковых течений около тонких тел и профилей вновь широко используется линеаризированная теория, которая позволяет получить ряд важных для решения прикладных задач результатов: Аккерета формулы, площадей правило, обратимости теорему и др. Они дали возможность рационально проводить компоновку летательного аппарата и достаточно надёжно рассчитывать его аэродинамические характеристики.

При больших сверхзвуковых (гиперзвуковых) скоростях движения летательного аппарата возникает ряд новых проблем, с которым и не приходилось сталкиваться при до-, транс- и умеренных сверхзвуковых скоростях полёта. Наиболее важной среди них является проблема аэродинамического нагревания; она, как правило, решается либо в рамках теории пограничного слоя, либо экспериментальным путём. С повышением скорости полёта температуры воздуха у поверхности летательного аппарата возрастают настолько, что начинают проявляться свойства реального газа (см. Реального газа эффекты); поэтому при расчёте аэродинамических характеристик летательного аппарат необходимо использовать сложные соотношения, отражающие реальное поведение термодинамических функций и коэффициент переноса воздуха (см. Переносные свойства среды) в зависимости от температуры и давления. Кроме того, с увеличением числа Маха сокращается область возмущённого течения в окрестности летательного аппарата (головная ударная волна располагается вблизи обтекаемой поверхности), а толщина пограничного слоя увеличивается. Всё это приводит к тому, что потоки идеального и вязкого газа начинают взаимодействовать между собой. По энергетическим соображениям движение летательного аппарата с большими сверх- и гиперзвуковыми скоростями происходит на больших высотах при относительно малых числах Рейнольдса (из-за малой плотности воздуха), что также содействует усилению эффекта взаимодействия потоков. Всё это значительно усложняет теоретический анализ, и во многих случаях для получения надёжных данных необходимо уже использовать уравнения Навье — Стокса, численный анализ которых существенно более труден, чем анализ уравнений Эйлера и Прандтля. Наконец, следует отметить, что при движении летательного аппарата на больших высотах начинают проявляться молекулярные эффекты, и расчёт аэродинамических характеристик должен уже проводиться не с помощью уравнений механики сплошной среды, а па основе уравнений кинетической теории газов (см. Разреженных газов динамика).


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   ...   11   12   13   14   15   16   17   18   ...   170


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

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал