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



Скачать 38.76 Mb.
страница155/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   151   152   153   154   155   156   157   158   ...   170

Ф. самолёта обычно представляет собой вытянутое по потоку веретенообразное тело с плоскостью симметрии, совпадающей, как правило, с плоскостью симметрии ЛА. Его основными геометрическими параметрами являются удлинение, относительная площадь миделевого сечения Sмид = Sмид/Sкр, относительная площадь омываемой поверхности Sом = Sом/Sкр, где Sом — площадь поверхности Ф., S — площадь крыла. Простейшим Ф. является осесимметричное тело вращения, в частности тело, имеющее цилиндрическую среднюю часть и заострённые или округлённые носовую и хвостовую части.

Ф. самолётов 80 х гг. имеют сложные пространственные формы из-за компоновочных и эксплуатационных требований. В ряде компоновок Ф. объединяется с воздухозаборниками и соплами силовой установки; иногда носовая часть Ф. одновременно является воздухозаборником, а хвостовая часть совмещается с соплами двигателей. В так называемых интегральных компоновках роль Ф. может выполнять корневая часть крыла сложной формы в плане с большими наплывами.

Несущие свойства изолированного Ф. невелики и качественно соответствуют несущим свойствам крыльев очень малого удлинения. Характерным является наличие у Ф. линейно возрастающего по углу атаки (скольжения) продольного (путевого) момента (см. Аэродинамические силы и моменты), обусловленного в основном действием пары сил и поэтому практически не зависящего от центровки.

При заданном объёме Ф. самолёта должен обладать минимальным сопротивлением аэродинамическим, он обычно имеет сужающуюся и заострённую хвостовую часть, так как наличие донного среза приводит к появлению значительного донного сопротивления. При сверхзвуковых скоростях полёта основной вклад в аэродинамическое сопротивление Ф. вносит волновое сопротивление. Для простейшего Ф. с цилиндрической средней частью волновое сопротивление определяется волновыми сопротивлениями его носовой и хвостовой частей, значения которых обратно пропорциональны квадратам их удлинений. При заданных значениях объёма и длины минимальным волновым сопротивлением обладает тело Сирса — Хаака, представляющее собой осесимметричное тело вращения с контуром: (R/Rmax) = [1 — (2х/lф)2]3/2, где R — радиус Ф. на расстоянии х от его середины, Rmax — максимальный радиус Ф. (в середине), lф — длина Ф.; при этом объём Ф. Q = 3{{π}}lфSмид/16. Это тело является эталонным при построении Ф. с использованием площадей правила.

При больших углах атаки поперечное отрывное обтекание Ф. приводит к образованию над его верхней поверхностью пары вихрей, которые могут оказывать существенное влияние на характеристики продольной и путевой устойчивостей компоновки из-за интерференции аэродинамической.

При установке на Ф. крыла и оперений также возникают значительные перераспределения аэродинамических нагрузок. В связи с этим обводы Ф. часто модифицируют с учётом интерференциальных эффектов. Характерным примером являются поджатия Ф., выполняемые в соответствии с около- или сверхзвуковым правилом площадей. Большое внимание в практической аэродинамике уделяется выбору оптимальных форм зализов в области сопряжения крыла и Ф.

В ракетной технике вместо термина «Ф.» обычно используют термин «корпус».



ЛЕВасильев, ВКРахилин.

Рис. 1. Двухфюзеляжный самолёт.

Рис. 2. Двухбалочный самолёт.

Рис. 3. Самолёт «классической» схемы.

Рис. 4. Ферменная конструкция фюзеляжа.

Рис. 5. Фюзеляж геодезической конструкции.

Рис. 6. Фюзеляж балочно-лонжеронной конструкции: 1 — лонжерон; 2 — типовой шпангоут; 3 — стрингер; 4 — усиленный шпангоут.

ХАИ — обозначение самолётов, созданных в 30 х гг. в Харьковском авиационном институте. В серии строились разработанные под руководством ИГНемана пассажирский самолёт ХАИ 1 и самолёт ХАИ 5 (разведчик Р 10, использовавшийся также как пассажирский самолёт под обозначением ПС 5).

ХАИ 1 (1932, см. рис. в табл. XII) — низкоплан цельнодеревянной конструкции — был первым в СССР самолётом с убирающимся в полёте шасси. С двигателем М 22 мощностью 353 кВт мог развивать высокую для своего времени скорость — до 324 км/ч. Пассажировместимость — 6 человек. Построено 43 экземпляра, эксплуатировались до начала Великой Отечественной войны.



Характеристик метод — метод теоретического исследования и расчёта стационарных сверхзвуковых течений и нестационарных течений идеального газа, которые описываются Эйлера уравнениями гиперболического типа и имеют действительные характеристики. С математической точки зрения характеристические поверхности, или характеристики, — поверхности, на которых произвольные начальные условия не определяют однозначного решения задачи Коши; с физической точки зрения они являются границами распространения малых возмущений в потоке. В трёхмерном сверхзвуковом течении через каждую точку проходит однопараметрическое семейство волновых характеристических поверхностей, а их огибающая, собранная из бихарактеристик (характеристический коноид), в данной точке касается Маха конуса. На них выполняются характеристические соотношения совместности, содержащие производные по двум касательным направлениям. Другой тип характеристических поверхностей — поверхности тока. В двумерном течении рассматриваются две волновые характеристики и линия тока (или траектория в нестационарном течении), а соотношения совместности вдоль характеристик переходят в обыкновенные дифференциальные уравнения.

X. м. основан на замене исходной системы уравнений эквивалентной системой характеристических соотношений (их иногда называют уравнениями в канонической форме). Аналитические решения при этом возможны лишь в простейших случаях (волны Римана, Прандтля — Майера течение и т. п.). Эффективным является численный X. м., где эти соотношения представляются в конечноразностном виде на характеристической сетке, которая заранее неизвестна и строится вместе с продвижением решения. Алгоритм X. м. состоит из последовательного расчёта ряда типовых узловых точек сетки (внутри поля течения, на ударной волне, на стенке, на свободной поверхности и др.). В Х. м. решение можно также рассчитывать по слоям (где постоянна одна координата) и комбинировать подходы X. м. и метода сеток.

Достоинства численного X. м. — упрощение исходных уравнений на характеристических поверхностях, точный учёт границ области зависимости решения от заданных начальных и граничных условий. Однако X. м. не универсален, а узлы характеристической сетки располагаются нерегулярно. X. м. целесообразно применять при расчёте сверхзвуковых или нестационарных течений, когда скачков уплотнения мало и их можно выделить, а также при решении вариационных задач сверхзвуковой газодинамики, когда надо строго рассматривать области зависимости решения от начальных и граничных условий. X. м. обобщается на случай сверхзвукового равновесного и неравновесного течения с физико-химическими процессами, магнитогидродинамического течения, течения многофазной среды.



Лит.: Магомедов К. М., Холодов А. С., Сеточно-характеристические численные методы, М., 1988; Пирумов У. Г., Росляков Г. С., Газовая динамика сопел, М., 1990.

ПИЧушкин.

Характеристики двигателя — зависимости основных параметров двигателя от величин, характеризующих режим и внешние условия его работы. При эксплуатации авиационного двигателя на ЛА режимы работы двигателя устанавливаются в зависимости от требуемой тяги (мощности) для обеспечения лётно-технических характеристик ЛА. Установление и поддержание режимов — задача регулирования двигателя. Зависимости тяги двигателя (мощности двигателя) и удельного расхода топлива от параметров регулирования (главным образом частоты вращения ротора или расхода топлива), соответствующие заданным условиям полёта (высоте H и Маха числу полёта М{{∞}}) и программе регулирования, называются дроссельными характеристиками. Зависимость тяги (мощности) и удельного расхода топлива двигателя при заданном режиме его работы от высоты полёта называется высотной характеристикой, а от скорости полёта или числа М{{∞}} — скоростной характеристикой. Зависимости тяги Р (мощности) и удельного расхода Суд топлива ГТД от высоты и числа М{{∞}} при заданных программе регулирования и режиме работы называется высотно-скоростными характеристиками. Пример высотно-скоростных характеристик приведен на рис. Влияние скорости полёта на характеристики ГТД зависит от параметров рабочего процесса двигателя. Увеличение степени повышения давления в компрессоре {{π}}к* и степени двухконтурности приводит к тому, что кривая тяги ТРДД имеет более пологий характер протекания по скорости полёта, чем в обычном ТРД, при этом удельная тяга становиться равной нулю при меньших числах М{{∞}}. Нерабочая область характеристик дана на рис. штриховыми линиями. Влияние температуры газа перед турбиной Тг* является обратным, то есть с увеличением Тг* кривая тяги двигателя имеет более крутой характер протекания по скорости полёта. Влияние высоты полёта связано с уменьшением плотности {{ρ}} и (до H = 11 км) температуры ТH атмосферного воздуха. Уменьшение ТH приводит к возрастанию удельной тяги Pуд до H = 11 км, в дальнейшем она остаётся неизменной. Уменьшение {{ρ}} приводит к уменьшению расхода воздуха, что влияет на тягу существенно сильнее, чем некоторое возрастание Руд, и поэтому тяга двигателя резко падает при увеличении высоты полёта. Иногда под X. д. понимают его параметры.

Лит.: Теория реактивных двигателей. Рабочий процесс и характеристики, под ред. Б. С. Стечкина, М., 1958; Теория воздушно-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 1975.

В. О. Боровик, БШЛанда.

Высотно-скоростные характеристики ТРД (Тг* = 1400 К, {{π}}к* = 6).



Характеристики летательного аппарата — комплекс количественных показателей и выраженных в аналитическом или графическом виде зависимостей их от каких-либо факторов (или между собой), описывающих различные свойства или признаки ЛА. К числу основных X. л. а. относятся геометрические характеристики, аэродинамические характеристики, весовые характеристики, лётно-технические характеристики (включая взлётно-посадочные характеристики и характеристики манёвренности), характеристики двигателя, экономические характеристики, характеристики устойчивости и управляемости, надёжности, эксплуатационной технологичности, топливной эффективности, боевой эффективности. Многие X. л. а. в части терминов и определений в нашей стране стандартизованы.

Характеристический конус — то же, что Маха конус.

Характеристическое уравнение. Во многих случаях физические процессы, происходящие в системах, описываются системой обыкновенных линейных дифференциальных уравнений с постоянными коэффициентами, которая в достаточно общем случае может быть сведена к дифференциальному уравнению вида

{{}}

[при F(t) {{≡}} 0 это уравнение называется однородным]. Здесь а1, b1 — постоянные коэффициенты, выражающиеся, например, через аэродинамические коэффициенты; Z(t) — неизвестная функция времени t; F(t) — заданное, зависящее от времени внешнее возмущение. Если ввести обозначение di/dti = pi так, что diZ(t)/dti = piZ(t), то это уравнение можно переписать в виде L(p)Z(t) = S(р)F(t), где L(р) и S(р) — некоторые многочлены степеней n и m соответственно. Полученный таким образом многочлен L(р) = рn + a1pn—1 + ... + an—1p + an называется характеристическим многочленом (полиномом), а уравнение L(р) = 0 — характеристическим уравнением (существуют и другие способы получения X. у. — см., например, ст. Передаточная функция). Корни X. у. определяют вид решения линейного однородного дифференциального уравнения и тем самым тип собственного движения системы (периодические, затухающее и т. п.). X. у. линейной системы не зависит от того, относительно какой из её переменных (например, скорость полёта или угол атаки при исследовании продольного движения) составляется дифференциальное уравнение и какие возмущающие и задающие воздействия в эту систему вводятся.

Необходимым и достаточным условием устойчивости решения системы обыкновенных линейных дифференциальных уравнений является отрицательность всех действительных частей корней X. у. При этом оказывается, что положительность всех коэффициентов характеристического полинома является необходимым и достаточным условием устойчивости для систем первого и второго порядков и лишь необходимым условием устойчивости (обеспечивается отрицательность только вещественных корней) для систем третьего и более высоких порядков. Существуют различные способы исследования на основе X. у. устойчивости систем, например метод построения областей устойчивости, алгебраические и частотные критерии. X. у. широко используется при исследовании динамики полёта, устойчивости ЛА и его управляемости.



Лит.: Попов Е. П., Динамика систем автоматического регулирования, М., 1954; Понтрягин Л. С., Обыкновенные дифференциальные уравнения, 4 изд., М., 1974.

ЮБДубов.

Харбинский авиационный завод — авиационное предприятие Китайской Народной Республики. Образован в 1938. Выпускал самолёты Аэро 45, Як 12 и Ан 2 (под обозначением Y 5), вертолёты Ми 4 (под обозначениями Z 5 и Z 6), двигатели ВК 1 и АШ 82, бомбардировщики Ил 28 (под обозначением Н 5). С начала 80 х гг. производил по лицензии вертолёты Аэроспасьяль «Дофен» 2 (Z 9). Разработал сельскохозяйственные и лёгкие транспортные самолёты Y 11 с двумя ПД (первый полёт в 1975, выпускался до конца 80 х гг.) и Y 12 с двумя РВД (1982), а также летающую лодку SH 5 (1976).

Харитонов Николай Николаевич (р. 1922) — советский военный лётчик и лётчик-испытатель, полковник, Герой Советского Союза (1944). Окончил Таганрогскую военно-авиационную школу пилотов имени В. П. Чкалова (1941), Высшую школу штурманов и лётчиков авиации дальнего действия, Высшую офицерскую лётно-тактическую школу дальней авиации (1947). В 1939—58 в Советской Армии. В Великую Отечественную войну совершил 285 боевых вылетов. Командир первого полка стратегических бомбардировщиков Ту 95. С 1958 — лётчик-испытатель, с 1977 — инженер лётно-испытательного комплекса. Испытывал боевые самолёты Ту 4, Ту 16, Ту 22М, Ту 95 и др. и их модификации, пассажирские самолёты Ту 104, Ту 110, Ту 114, Ту 124, Ту 134, Ту 154 и их модификации. Награжден 3 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1 й степени, орденами Красной Звезды, «Знак Почёта», медалями.

Н. Н. Харитонов.



Харламов Николай Михайлович (1892—1937) — советский руководитель авиационной промышленности. Участник Гражданской войны. После окончания Военно-воздушной академии РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (1926; ныне ВВИА) был оставлен адъюнктом при ней и назначен заместителем председателя научно-технического комитета управления ВВС, где работал до середины 1930. Затем назначен заместителем начальника Всесоюзного авиационного объединения по научно-исследовательским работам и опытному строительству. С 1931 помощник начальника Глававиапрома ПИБаранова по научно-исследовательским и опытным работам, с 1932 одновременно начальник ЦАГИ. С 1927 ответственный редактор журнала «Техника Воздушного Флота». Награждён орденами Ленина и Красной Звезды. Необоснованно репрессирован; реабилитирован посмертно.

Н. М. Харламов.



Харламов Семён Ильич (1921—1990) — генерал-полковник авиации (1975), Герой Советского Союза (1945), заслуженный военный лётчик СССР (1972). В Советской Армии в 1939—88. Окончил Сталинградскую военную авиационную школу пилотов (1942), Военно-воздушную академию (1955; ныне имени Ю. А. Гагарина), Военную академию Генштаба Вооружённых Сил СССР (1961). В 1945 командир авиационного истребительного полка. За время Великой Отечественной войны совершил 732 боевых вылета, провёл 85 воздушных боёв, сбил 11 самолётов противника. Командовал авиационной дивизией (1957—59), воздушной армией (1967—71), в 1972—88 заместитель председателя ЦК ДОСААФ СССР. С 1973 вице-президент ФАИ (награждён золотой авиационной медалью), с 1987 председатель Федерации авиационного спорта СССР. Награждён орденами Ленина, Октябрьской Революции, 5 орденами Красного Знамени, орденами Александра Невского, Отечественной войны 1 й и 2 й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями, а также многими иностранными орденами и медалями. Портрет см. на стр. 640.

С. И. Харламов.



Харьковский авиационный институт (ХАИ) имени Н. Е. Жуковского — высшее учебное заведение в области авиастроения. Основано в 1930. В 1978 институту присвоено имя Н. Е. Жуковского. С институтом связана деятельность таких конструкторов и учёных, как ОКАнтонов, АМЛюлька, ВАЛотарев, КАКалинин, ИГНеман и др. Среди выпускников института крупные организаторы промышленности, лауреаты Ленинской и Государственной премий СССР, Герои Социалистического Труда. В составе института (1990): факультеты — самолётостроения, летательных аппаратов, двигателей ЛА, систем управления ЛА, радиотехнических систем ЛА, 2 вечерних; подготовительное отделение, факультет повышения квалификации инженерно-технических работников авиационной промышленности; 43 кафедры, научно-исследовательский сектор, в котором 2 проблемные и 13 отраслевых лабораторий, студенческое КБ, лаборатория дельтапланеризма, авиамодельная лаборатория, учебно-экспериментальный завод. В 1989/90 учебном году в институте обучалось 9 тыс. студентов, работало около 800 преподавателей, в том числе академики и член-корреспондент АН СССР и АН УССР, свыше 40 профессоров и докторов наук, свыше 300 доцентов и кандидатов наук. Издаются (с 1939) «Труды». Институт награждён орденом Ленина (1980).

Харьковское авиационное производственное объединение — берёт начало от Харьковского авиационного завода имени Совнаркома УССР, образовано в 1926 на базе авиационных мастерских акционерного общества «Укрвоздухпуть». С 1932 — Харьковский завод опытного самолётостроения, с 1934 — завод № 135 Наркомтяжпрома. КБ завода возглавляли КАКалинин (1926—34), ДПГригорович (1934—35), ИГНеман (1936—38), ПОСухой (1939—40), ПДГрушин (1940—41). На заводе строились многие серийные и опытные самолёты, в том числе Калинина самолёты (К 2, К 3, К 4, К 5, К 6, К 7, К 9, К 10), ХАИ 1, И-Z, ИП 1, ХАИ 5 (Р 10), Су 2, Гр 1. В октябре — ноябре 1941 завод перебазирован в Пермь, где выпускал самолёты Су 2. В январе 1942 был расформирован. Воссоздан в августе 1943 как завод № 135 Наркомавиапрома на старой базе в Харькове и приступил к сборке истребителей Як 7, Як 3, Як 9 из готовых частей. В послевоенный период строились пассажирский самолёт Як 8, учебно-тренировочные самолёты Як 18, МиГ 15УТИ, в 50—80 х гг. основной продукцией стали пассажирские и транспортные самолёты (Ту 104, Ту 124, Ту 134, Ан 72, Ан 74). В 1976 на основе завода образовано ПО. Предприятие награждено орденами Октябрьской Революции (1984), Трудового Красного Знамени (1976).

Хачатуров Константин Рубенович (1917—1988) — советский конструктор авиационных двигателей, доктор технических наук (1983), Герой Социалистического Труда (1974). Окончил МАИ (1940). С 1939 работал в различных авиадвигателестроительных КБ. В 1967—82 главный конструктор авиамоторостроительного завода «Красный Октябрь». Руководил созданием модификаций и внедрением в серийное производство ТРД С. К. Туманского. Двигатели X. установлены на самолётах А. И. Микояна, Р. А. Белякова, П. О. Сухого. Ленинская премия (1988). Награждён 2 орденами Ленина, орденом «Знак Почёта», медалями.

К. Р. Хачатуров.



Хейнкель (Heinkel) Эрнст (18881958) — немецкий авиаконструктор и промышленник. После окончания высшей технической школы в Штутгарте (1911) построил свой первый самолёт типа биплана АФармана, в 1913—22 главный конструктор ряда авиационных фирм. В 1913—18 создал около 50 типов самолётов, применявшихся Германией и Австрией в 1 й мировой войне. На первом самолёте-амфибии X. в 1914 был установлен мировой рекорд продолжительности полёта (свыше 24 ч). В 1922 основал фирму «Хейнкель», где до 1945 создал свыше 100 типов военных и гражданских самолётов, в том числе первые экспериментальные реактивные самолёты He.176 с ЖРД и He.178 с ТРД (1939), а также истребители He.280 с двумя ТРД (1941) и He.162 с ТРД над фюзеляжем (1944). С 1950 X. руководил воссозданной фирмой. Всего под руководством X. создано 154 типа самолётов и 5 типов ТРД.

Э. Хейнкель.



«Хейнкель» (Ernst Heinkel AG) — фирма Германии. Основана в 1922 ЭХейнкелем, до 1943 называлась «Эрнст Хейнкель флюгцойгверке» (Ernst Heinkel Flugzeugwerke GmbH), с 1955 — «Эрнст Хейнкель флюгцойгбау» (Ernst Heinkel Flugzeugbau GmbH). В 1964 слилась с фирмой «Ферайнигте флюгтехнише верке». В 20 е гг. строила военные гидросамолёты, спортивные и рекордные самолёты. В 1931 начала выпускать катапульты для старта гидросамолётов с морских судов. Наиболее известны: скоростной транспортный самолёт He.70 с убирающимся шасси (первый полёт в 1932), истребители: биплан He.51 (1933) и моноплан He.112 (1935), скоростной транспортный самолёт He.111, ставший основой для серии военно-транспортных самолётов и бомбардировщиков (1934, построено 5656, см. рис. в табл. XXI), тяжёлый бомбардировщик He.177 (1939), поплавковый торпедоносец He.115 (1936), реактивные самолёты He.176 и He.178 (1939, см. рис. в табл. XV), He.280 (1941), He.162 (1944), ночной тяжёлый истребитель He.219 (1942; один из первых с РЛС). С 1935 велись разработка и производство ТРД. До капитуляции Германии фирма выпустила свыше 10 тыс. самолётов различных типов. В 1950 воссоздана в ФРГ, выпускала двигатели и мотороллеры. В 1955 перешла на авиационное производство (участие в лицензионном выпуске тренировочных самолётов Фуга «Мажистер», истребителей-бомбардировщиков Локхид F 104 и ФИАТ G 91, в постройке экспериментального СВВП — истребителя VJ 101С). Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в табл.

ЮЯШилов.

Хенсон (Henson) Уильям Сэмюэл (1805—1888) — английский изобретатель, автор первого детального проекта самолёта. Развивая идеи ДжКейли, X. в 1842 опубликовал проект крылатого ЛА, а в 1843 получил на него патент. Его ЛА были присущи основные черты будущих самолётов. Это был моноплан (рис. в табл. I) с хвостовым оперением, состоящим из горизонтальных и вертикальных управляющих поверхностей, трёхколёсным шасси, закрытой пассажирской кабиной — фюзеляжем, паровой машиной, приводящей во вращение два толкающих воздушных винта (изменением частоты вращения одного из винтов предполагалось управлять креном ЛА). Ввиду малой мощности паровой машины (22,4 кВт при массе ЛА около 1360 кг) взлёт должен был осуществляться с наклонной эстакады. Попытки создать устойчивую летающую модель успеха не имели.

У. С. Хенсон.



«Хеншель» (Henschel Flugzeugwerke AG) — самолётостроительная фирма Германии. Основана в 1933 как дочерняя фирма локомотиво- и станкостроительного концерна. Специализировалась главным образом на производстве ближних разведывательных самолётов, истребителей-бомбардировщиков, штурмовиков и высотных самолётов для ВВС Германии. За первым тренировочным самолётом Hs121 (первый полёт в 1934) последовали разведчик Hs122 (1935), истребитель-бомбардировщик Hs123 (1935), разведчик Hs126 (1937), широко применявшийся во время 2 й мировой войны (выпущено 510), штурмовик Hs129 (1939, выпущено около 900), высотный бомбардировщик и разведчик Hs130 (1940). В начале 1945 строила реактивный пикирующий бомбардировщик Hs132 с одним ТРД над фюзеляжем и бомбовой нагрузкой до 1 т. Филиал фирмы разрабатывал управляемое оружие. В 1958 восстановленная фирма переключилась на ремонт вертолётов, выпуск авиационного оборудования, испытательной аппаратуры и стендов.

Табл. — Самолёты фирмы «Хейнкель»



Основные данные

Истребители

Бомбардировщики

Перехватчики

He.51 A 1

He.178*

He.280**

He.177 A 1

He.111 H 6

He.219 a 2

He.162 A 2

Первый полёт, год..

1935

1939

1941

1942

1941

1943

1945

Число и тип двигателей......…….

1 ПД

1 ТРД

2 ТРД

2 ПД

2 ПД

2 ПД

1 ТРД

Мощность двигателя, кВт.........

552





1990

999

1170



Тяга двигателя, кН



4,41

6,86







7,85

Длина самолёта, м..

8,4

7,48

10,4

20,4

16,6

15,55

9,25

Высота самолёта, м

3,2





6,4

4,2

4,4

2,55

Размах крыла, м…..

11

8

12

31,44

22,6

18,5

7,2

Площадь крыла, м2

27,2

7,9

21,5

102

87,6

44,5

11,2

Взлётная масса максимальная, т…..

1,9

2

4,27

29,96

12,03

13,58

2,49

Масса пустого самолёта, т………...

1,62

1,56

3,22

18,97

7,72

9,22

1,8

Бомбовая нагрузка, т…………







2,4

2





Максимальная дальность полета, км………....

570



700

1200

2800

2150

700

Максимальная скорость полёта, км/ч……….

330

850

930

510

435

616

840

Потолок, м…...........

7700



15000

7000

8400

9300

12000

Экипаж, чел……….

1

1

1

5

5

3

1

Вооружение:

пушки……...............







3{{×}}20 мм

1{{×}}20 мм

2{{×}}20 мм

4{{×}}20 мм; 2{{×}}30 мм

2{{×}}20 мм

пулемёты…..............

2{{×}}7,9 мм





2{{×}}7,5 мм; 3{{×}}13 мм

6{{×}}7,9 мм





* Экспериментальный. ** Опытный.

«Хиллер» (Hiller Aircraft Company) — вертолётостроительная фирма США. Осн. в 1942, с 1964 отделение концерна «Фэрчайлд индастрис», которое в 1967 объединено с самолётостроительным отделением данного концерна. В 1944 фирмой построен экспериментальный вертолёт с соосными несущими винтами, затем ряд других моделей, в том числе лёгкий вертолёт HJ 1 с ПВРД на концах несущего винта и сверхлёгкий вертолёт — «летающий мотоцикл». Первый серийный вертолёт фирмы — Хиллер 360 [первый полёт в 1955, выпущено свыше 2,2 тыс. в гражданском (UH 12) и военном (H 23) вариантах]. В 1959 начались лётные испытания экспериментального транспортного СВВП X 18, оснащённого поворотным крылом с двумя ТВД и соосными винтами. В 1963 создан лёгкий разведывательный вертолёт OH 5A, а позже его пятиместный гражданский вариант FH 1100. В 1973 образована фирма «Хиллер авиэйшен» (Hiller Aviation Inc.), получившая право на производство вертолётов бывшей фирмы «Х.» и начавшая выпуск трёхместных вертолётов UH 12E с ПД и ГТД и с 1982 — улучшенные модели FH 1100A «Пегас» с ГТД. В 1984 она стала филиалом фирмы «Роджерсон эркрафт» (Rogerson Aircraft Corporation), специализировавшейся на производстве компонентов авиационных конструкций и систем, и получила современное название «Роджерсон-Хиллер». В 1985 здесь создан военный вариант вертолёта FH 1100 — RH 1100M «Хорнет».

«Хиони» — обозначение самолётов, строившихся в Одессе В. Н. Хиони, дипломированным пилотом, греком по происхождению. Его первый самолёт — двухместный моноплан с двигателем «Гном-Моносупап» мощностью 73,5 кВт (рис. в табл. V) участвовал в конкурсе военных отечественных аэропланов в Петербурге в 1912. В числе других его самолётов опытный двухфюзеляжный двухдвигательный биплан «Х.» № 4 (1916) и двухместный биплан «Х.» № 5 с двигателем «ФИАТ» мощностью 73,5 кВт (1923). Известный под названием «Конёк-горбунок», этот самолёт был выпущен в количестве 30 экземпляров и применялся для опыливания с воздуха сельскохозяйственных культур ядохимикатами (первый советский сельскохозяйственный самолёт).

Хладоресурс топлива — определяется количеством теплоты, которое можно передать топливу от нагретых элементов ЛА, масла, воздуха и пр. Численно физический X. т. равен изменению полного теплосодержания топлива в заданном интервале температур. Хладоресурс индивидуальных углеводородов в жидком состоянии в интервале от температуры плавления до температуры кипения возрастает по всем гомологическим рядам при увеличении числа атомов углерода п в молекуле. При n {{≥}} 10 углеводороды с одинаковым числом атомов углерода в молекуле имеют практически одинаковый хладоресурс в любом интервале температур. При реализации хладоресурса реактивных топлив возможны ограничения по температуре, накладываемые термостабильностью топлива.

По X. т. в жидкой фазе при атмосферном давлении на единицу массы и единицу объёма реактивные топлива существенно превосходят водород, метан, пропан, бутан. За реактивными топливами сохраняются преимущества и при использовании теплоты испарения, а также при нагревании до критической температуры.

Использование X. т. позволяет решать практические задачи тепловой защиты теплонапряжённых элементов силовых установок и систем ЛА, особенно сверхзвуковых. Предполагается использование топлива в качестве хладагента в охлаждаемых конструкциях гиперзвуковых ЛА. В табл. приведены значения физического хладоресурса некоторых углеводородов и реактивных топлив.

Табл. — Хладоресурс некоторых индивидуальных углеводородов и реактивных топлив (кДж/кг)



Хладагент

{{}}

{{}} + ls

{{}}

Водород H2……………………

62

520

9750

Метан CH4…………………….

66

580

2040

Пропан C3H8…………………..

230

660

1695

Бутан C4H10……………………

295

680

1635

Октан C8H18…………………...

420

725

1445

Метилциклогексан C7H14…….

400

725

1445

Толуол C7H8…………………..

345

710

1270

Реактивные топлива*:

ТС 1……………………………



450

930

1370




Т 6……………………………..

570

1090

1335




* Хладоресурс отсчитан от — 60{{°}}С.

Примечание. В табл. {{}} — хладоресурс от температуры плавления до температуры начала кипения; ls — теплота испарения при давлении 100 кПа.



НФДубовкин.

Хлобыстов Алексей Степанович (1918—1943) — советский лётчик, капитан, Герой Советского Союза (1942). Окончил Качинскую военную авиационную школу пилотов (1941). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком, командиром звена, заместителем командира эскадрильи истребительного авиаполка. Совершил 266 боевых вылетов, сбил лично 7 и в составе группы 24 самолёта противника. 8 апреля 1942 в воздушном бою на подступах к Мурманску, израсходовав боезапас, таранными ударами уничтожил два немецких истребителя. 14 мая 1942 там же на загоревшемся истребителе таранил ещё один самолёт противника. Приземлился на парашюте. Погиб при выполнении боевого задания. Награждён орденом Ленина, 2 орденами Красного Знамени, медалью. На территории НИИ металлургического машиностроения, где он работал, установлен бюст.

А. С. Хлобыстов.



Хокер (Hawker) Гарри Джордж (1889—1921) — английский лётчик, испытатель и спортсмен. Родился в Австралии, свидетельство пилота получил в 1912 в Великобритании. В том же году на биплане англичанина Т. Сопвича выиграл приз за наиболее продолжительный полёт (8 ч 23 мин). Поступив на фирму «Сопвич», провёл испытания ряда ее известных самолётов («Таблоид», «Кэмел» и др.) и продолжал участвовать в авиационных состязаниях и рекордных полётах. В 1915 впервые продемонстрировал вывод самолёта из преднамеренного штопора. В 1920 в ознаменование его заслуг фирма «Сопвич» была переименована в «Хокер». Погиб в испытательном полёте.

Г. Дж. Хокер.



«Хокер» (Hawker Aircraft) — самолётостроительная фирма Великобритании. Образована в 1920 на базе фирмы «Сопвич». Указанное название с 1933 (ранее называлась Hawker Engineering). В 1934 установила финансовый контроль над фирмой «Глостер», в 1935 стала дочерней компанией концерна «Хокер Сидли», в 1963 вошла в состав укрупнённой самолётостроительной компании этого концерна. Фирмой разработано свыше 40 типов военных самолётов, в основном истребителей, в том числе «Фьюри» (первый полёт в 1931), «Харрикейн» (1935, построено 14533, один из основных английских истребителей 2 й мировой войны, см. рис. в табл. XIX), «Тайфун» (1940, построено 3330),«Темпест» (1942, выпущено 1395), реактивные «Си хоук» (1947) и «Хантер» (1951, построено 1985, см. рис. в табл. XXXI). Из бомбардировщиков наиболее известен биплан «Харт» с ПД (1928, построено около 1000). Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в табл.

«Хокер Сидли» (Hawker Siddeley Group) — военно-промышленный концерн Великобритании. Ведёт начало от основанного в 1935 акционерного общества «Хокер Сидли эркрафт» (Hawker Siddeley Aircraft Co, Ltd), установившего финансовый контроль над рядом авиационных фирм: самолётостроительных «Хокер», «Армстронг Уитуорт», «Авро», «Глостер», двигателестроительных «Армстронг Сидли моторс» (Armstrong Siddeley Motors, Ltd). Указанное название с 1948. Двигателестроительный сектор выделился из концерна в 1959. В 1960 дочерними фирмами стали «Де Хэвилленд», «Фолленд» и «Блэкберн». В 1963 самолётостроительные и ракетно-космические предприятия концерна были сконцентрированы в дочерних фирмах «Хокер Сидли авиэйшен» (Hawker Siddeley Aviation) и «Хокер Сидли дайнемикс» (Hawker Siddeley Dynamics), соответственно, которые в 1977 вошли в состав фирмы «Бритиш аэроспейс». В годы 2 й мировой войны концерн выпустил 40089 самолётов и 38564 авиационных двигателя, в 1946—63 — около 8 тыс. самолётов. Было продолжено производство ряда самолётов, разработанных бывшими дочерними фирмами (с 1963 — под обозначением HS): пассажирских самолётов «Трайдент» с тремя ТРДД (первый полёт в 1962, см. рис. в табл. XXXIII) и HS.748 с двумя ТВД (1960), административного самолёта HS.125 (1962) с двумя ТРД (ТРДД), реактивного бомбардировщика «Бакканир» (1958). Концерном разработаны и выпускались реактивные военные самолёты: СВВП «Харриер» (1966, см. рис. в табл. XXXIV), учебно-боевой HS.1182 «Хоук» (1974), противолодочный «Нимрод» (1967, на основе пассажирского самолёта «Комета»). Основные данные некоторых самолётов концерна приведены в табл. 1, 2.

МАЛевин.

Табл. — Истребители фирмы «Хокер»



Основные данные

«Харрикейн» II B

«Темпест» II

«Хантер» F. Mk6

«Си хоук» F (GA). Mk.6*

Первый полёт, год……

1940

1943

1955

1955

Число и тип двигателей...…

1 ПД

1 ПД

1 ТРД

1 ТРД

Мощность двигателя, кВт

883

1880





Тяга двигателя, кН..





44,5

24

Длина самолета, м......

9,84

10,49

13,98

12,1

Высота самолёта, м......

4

4,73

4,26

2,64

Размах крыла, м……...

12,19

12,5

10,26

11,9

Площадь крыла, м2....….

23,9

28,2

32,4

25,83

Взлётная масса, т:

нормальная......



3,26



8,1

6,2

максимальная..

3,74

6,41

10,75

7,35

Масса пустого самолёта, т......

2,39

4,03

6,1

4,21

Боевая нагрузка, т.......

0,45

0,91

0,91

0,45

Максимальная дальность полёта, км……

870

1350

1850

1000

Максимальная скорость полёта, км/ч….

540

710

1160

960

Потолок, м......

10850

11300

16000

14000

Экипаж, чел….

1

1

1

1

Вооружение:

пушки......…....



4{{×}}20 мм

4{{×}}20 мм

4{{×}}30 мм

4{{×}}20 мм

ракеты........…..



НАР

НАР, 2 УР

НАР, 2 УР

* Палубный истребитель-бомбардировщик.

Табл. 1 — Военные самолёты концерна «Хокер Сидли»



Основные данные

Палубный бомбардировщик «Бакканир» S.2

Истребитель бомбардировщик «Харриер» GR.1

Базовый самолёт противолодочной обороны «Нимрод» MR.1

Учебно-боевой самолёт HS.1182 «Хоук»

Первый полёт, год..……

1963

1966

1967

1974

Число и тип двигателей ..…..

1 ТРДД

1 ТРДД (подъёмно-маршевый)

4 ТРДД

1 ТРДД

Тяга двигателя, кН....

49,4

95,5

54

23,8

Длина самолёта, м..…..

19,33

13,87

38,63

11,17

Высота самолёта, м...….

5

3,43

9,03

4,1

Размах крыла, м

13,41

7,7

35

9,39

Площадь крыла, м2...……

47,8

18,68

197

16,7

Взлётная масса, т:

нормальная……



24,5

7,62 (вертикальный взлёт)

80,5



максимальная....

28,12

11,34 (взлёт с разбегом)

87,1

7,75

Масса пустого самолета, т

13

5,53

39

3,4

Боевая нагрузка, т..…...

7,25

2,27

6,12

2,56

Радиус действия, км..…

950

92 (вертикальный взлёт); 230 (взлёт с разбегом)



560

Максимальная скорость полёта, км/ч…..

1038

1185

880

1000

Потолок, м........

14500

15240

12800

13500

Экипаж, чел.......

2

1

12

2

Вооружение и спецоборудование………………

НАР, УР

НАР, УР

Поисковые системы, гидробуи, глубинные бомбы, торпеды

1 пушка (30 мм), НАР

Табл. 2 — Гражданские самолёты концерна «Хокер Сидли»

Основные данные

Пассажирские

Административный HS.125 700

HS.748 2

«Трайдент» 3В

Первый полёт, год...

1961

1969

1976

Число и тип двигателей...……….

2 ТВД

3 ТРДД и 1 ТРД**

2 ТРДД

Тяга двигателя, кН..



3{{×}}53,2 и 1{{×}}23,4

16

Мощность двигателя, кВт...…..

1570





Длина самолёта, м...

20,4

40

15,46

Высота самолёта, м

7,6

8,6

5,36

Размах крыла, м.......

30

30

14,33

Площадь крыла, м2

75,4

138,7

32,8

Максимальная взлётная масса, т….

20,2

68

11,57

Масса пустого самолёта, т.………...

11,6

37,9

5,83

Число пассажиров...

58

171

14

Коммерческая нагрузка, т...……….

5,35

14,7

1,01

Максимальная дальность полёта, км…...……..

3300

(3,4 т)*


2000

4480

Максимальная скорость полёта, км/ч………..

420

935

808

Экипаж, чел.......….

3

3

2

* С указанной нагрузкой. ** Работает только на взлёте.

Холщевников Константин Васильевич (1906—1976) — советский учёный в области теории авиационных двигателей, профессор (1957), доктор технических наук (1957), заслуженных деятель науки и техники РСФСР (1967). По окончании МАИ (1936) работал в ЦИАМ (с 1957 заместитель начальника института). Под руководством X. разработаны турбокомпрессор для повышения высотности авиационных ПД и комбинированная силовая установка с воздушным винтом и мотокомпрессорным ВРД, применённая на экспериментальных самолётах. Создал научную школу по теории авиационных лопаточных машин. Автор монографий и учебников по теории авиационных двигателей и лопаточных машин. Государственная премия СССР (1950). Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени, «Знак Почёта», медалями. Портрет см. на стр.641.

К. В. Холщевников.



Хользунов Виктор Степанович (1905—1939) — советский лётчик, комдивизии (1937), Герой Советского Союза (1937). Участник Гражданской войны. Окончил Ленинградскую военно-теоретическую авиационную школу (1925), Борисоглебскую военную школу лётчиков (1928), курсы усовершенствования командующего состава (1933), Высшую лётно-тактическую школу (1936) и академическую курсы при Академии Генштаба (1939). В 1936—37 участвовал добровольцем в Гражданской войне в Испании. С мая 1937 командовал бомбардировочной авиабригадой, с ноября 1937 — армией особого назначения. Депутат ВС СССР с 1937. Награждён орденами Ленина, Красного Знамени, медалями. Погиб при исполнении служебных обязанностей. Памятник в Волгограде. Портрет см. на стр. 641.

В. С. Хользунов.



Хорда — 1) Х. профиля — характеризует размер профиля по потоку. Для симметричного профиля X. (см. ст. Профиль крыла и рис. к ней) — отрезок прямой, соединяющий носовую и хвостовую точки профиля, которые при этом являются наиболее удалёнными друг от друга точками профиля. Для несимметричного профиля определение X. в известном смысле условно. В этом случае в качестве X. обычно принимают отрезок прямой, соединяющий две наиболее удалённые друг от друга точки профиля; технологически это обусловлено применением при изготовлении и приёмке моделей и крыльев разъёмных контрольных шаблонов.

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   ...   151   152   153   154   155   156   157   158   ...   170


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

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал