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



Скачать 38.76 Mb.
страница21/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   17   18   19   20   21   22   23   24   ...   170
    Навигация по данной странице:
  • Б. т.

И. И. Черняков


барометр (от греческого b{{á}}ros — вес, тяжесть и metr{{é}}o — измеряю) — см. в статье Метеорологические приборы и оборудование.

барометрическая высота — относительная высота полёта, измеряемая от условного уровня (уровень аэродрома или осреднённый уровень моря — изобарическая поверхность, соответствующая давлению 101325 Па) с помощью барометрического высотомера.

барометрическая формула — зависимость между высотой z над поверхностью Земли и атмосферным давлением p на рассматриваемой высоте. Выводится интегрированием Эйлера уравнений для покоящегося газа. Для совершенного газа и известных зависимостей температуры T и ускорения свободного падения g от z Б. ф. имеет вид:

{{формула}}

где p— давление на поверхности Земли, R — газовая постоянная. В частном случае изотермической атмосферы (p/q = const = gH, где q — плотность, H — эффективная высота атмосферы и g = const) Б. ф. упрощается; р = р0ехр{— z/H}.

баротравма — травма, вызванная резким изменением барометрического давления (например, при подъёме на высоту или снижении летательного аппарата), сопровождающаяся болевыми ощущениями. Нарастание барометрического. давления переносится болезненней, чем его падение. Наиболее чувствительны к быстрым изменениям давления лёгкие, придаточные пазухи носа (см. Аэросинусит), среднее ухо (см. Аэроотит).

Бартини Роберт Людовигович (Роберто Орос ди Бартини) (1897—1974) — советский авиаконструктор и учёный. Родился в Фиуме (ныне Риека, Югославия). В 1921 стал членом образовавшейся в том же году Итальянской коммунистической партии (ИКП). Окончил офицерскую школу (1916), лётную школу в Риме (1921) и Миланский политехнический институт (1922). В 1923 после установления фашистского режима в Италии решением ЦК Итальянской коммунистической партии нелегально отправлен в СССР как авиационный инженер. С 1923 занимал различные инженерно-командные должности в военно-воздушных силах Рабоче-крестьянской Красной Армии, в 1928 возглавил Отдел морской опытного самолётостроения, с 1930 начальник конструкторского отдела научно-исследовательского институт ГВФ, главный конструктор, Создал гидросамолёт ДАР (дальний арктический разведчик), самолёты «Сталь-6» (рис. в табл. XII), на котором установлен мировой рекорд скорости, «Сталь-7», оригинальные схемы летательных аппаратов и силовых установок и другие Был необоснованно репрессирован и в 1937—1947 находился в заключении, работая при этом над новой авиационной техникой, в том числе в ЦКБ-29 НКВД и в опытно конструкторском бюро в Таганроге. Впоследствии работал в различных организациях (СибНИА, Министерство авиационной промышленности и другие). Реабилитирован в 1956. Основные труды в области авиационных материалов, технологии, аэродинамики, динамики полета. Награждён орденами Ленина, Октябрьской Революции, медалями.

Лит.: Чутко И. Е., Красные самолеты, 3 изд., М., 1982.

Р. Л. Бартини.



бафтинг (английское buffeting, от buffet — ударять, бить) — вынужденные колебания всего летательного аппарата или его частей под действием нестационарных аэродинамических сил при срыве потока с несущей поверхности (крыла, оперения) при больших углах атаки с плохо обтекаемых частей летательного аппарат (шасси, отклонённых органов управления и элементов механизации крыла, открытых створок люков и т. п.); одно из явлений динамической аэроупругости. В зонах срыва потока возникают пульсации давления, в большинстве случаев носящие случайный характер и имеющие широкий спектр частот (рис. 1). Вследствие срыва потока за плохо обтекаемым элементом образуется след аэродинамический, который при попадании на другие части летательного аппарата вызывает на них пульсации давления. Нестационарные давления, действуя на упругую конструкцию летательного аппарата, возбуждают вибрацию обшивки, стенок топливных баков и другие элементов летательного аппарата, колебания несущих поверхностей и органов управления, а в некоторых случаях и колебания всего летательного аппарата. Амплитудный спектр этих колебаний (или виброускорений) имеет «пики» (рис. 2), соответствующие частотам собственных колебаний конструкции. Каждый пик характеризует интенсивность колебаний (виброперегрузок) данной частоты.

В зависимости от интенсивности колебаний различают лёгкий, средний и тяжёлый Б. Лёгкий Б. (начальная стадия Б.) не препятствует нормальной эксплуатации летательного аппарата. При этом, как правило, колебания ощущаются в кабине летательного аппарата и служат признаком приближения опасных режимов полёта (сваливание, интенсивные колебания). Средний Б. затрудняет пилотирование летательного аппарата из-за аномального функционирования некоторых бортовых систем и приборов в условиях довольно интенсивных вибраций, ухудшает комфорт экипажа и пассажиров, приводит к существенному снижению ресурса конструкции. Тяжёлый Б. исключает возможность пилотирования летательного аппарата, так как при очень интенсивных вибрациях экипаж полностью теряет работоспособность. Последствиями тяжёлого Б. для летательного аппарата являются разрушения элементов его конструкции. Наиболее часто Б. возникает на трансзвуковых, скоростях полёта.



Б. в основном исследуется экспериментальным путём (на моделях летательных аппаратах в аэродинамических трубах) и при лётных испытаниях натурного летательного аппарата. Испытания моделей проводятся в несколько этапов: для определения областей срыва потока (рис. 3) с высоким уровнем пульсаций давления используется визуализация течений; нестационарные аэродинамические силы, вызывающие Б., определяются измерением пульсации составляющих давления с помощью внутримодельных малоинерционных преобразователей давления с последующим спектральным и корреляционным анализом результатов измерений. Интенсивность Б. оценивается по результатам измерений виброперемещений, виброперегрузок и вибронапряжений на динамически-подобной модели летательного аппарата в аэродинамической трубе. Для некоторых элементов летательного аппарата, например, панелей обшивки, стенок топливных баков и другие, последний этап испытаний иногда заменяется расчётом напряжённо-деформированного состояния с использованием результатов измерений нестационарных аэродинамических сил. Достоверность результатов, полученных при испытаниях моделей, для анализа Б. натурных летательных аппаратов зависит от выполнения подобия критериев. Отдельные критерии подобия, в том числе один из наиболее важных в данном случае — Рейнольдса число, как правило, соблюсти не удаётся. Поэтому для окончательного, суждения об интенсивности Б., выявления его особенностей на данном летательном аппарате большое значение имеют исследования Б. на натурном летательном аппарате в полёте.

Методы снижения интенсивности Б. основаны на улучшении аэродинамической компоновки летательного аппарат, плавном сопряжении фюзеляжа с крылом и оперением, рациональном выборе параметров крыла (удлинения, угла стреловидности, толщины и кривизны профиля), на придании удобообтекаемой формы выступающим элементам летательного аппарата (пилонам, антеннам и др.). Расположение надлежащим образом хвостового оперения летательного аппарата относительно крыла позволяет избежать попадания оперения в спутный след крыла. В некоторых случаях, например, при Б. обшивки, увеличивают толщину обшивки и усиливают подкрепляющие её элементы, а также применяют демпфирующие прокладки или обмазки. Для предотвращения Б. эффективно использование активных систем управления.

Первая вызванная Б. катастрофа самолёта случилась в Германии в 1930. Именно она послужила толчком для развития лабораторных исследований Б. на моделях в аэродинамических трубах. В Германии эти работы велись под руководством X. Бленка, в Великобритании — В. Данкана. В СССР первые систематические исследования Б. хвостового оперения самолётов выполнены в 30 х гг. Г. Г. Абдрашитовым. Интенсивно исследовался Б. в 50—60 х гг. в связи с широким освоением области трансзвуковых скоростей полёта. Важнейшее направление исследования Б. в 80 е гг. — установление соответствия между результатами испытаний моделей в аэродинамических трубах и результатами лётных испытаний натурных летательных аппаратов, а также разработка общих методов расчёта различных видов Б.

Лит.: Абдрашитов Г. Г., К вопросу о бафтинге хвостового оперения, М., 1939 (Тр. Центральный аэрогидродинамический институт, № 395). См. также литературу при статье Аэроупругость.

Рис. 1 Спектры пульсаций давления в точке Д крыла при различных углах атаки: рср кв — среднеквадратичное значение пульсаций давления: q — скоростной напор; f — частота пульсаций.

Рис. 2. Спектры виброускорения в точке А крыла при различных углах атаки: aср кв — среднеквадратичное значение виброускорения; q — скоростной напор; f — частота вибраций.

Рис. 3. Зоны отрыва потока на крыле при трансзвуковой скорости: 1 — скачки уплотненна; 2 — отрыв на задней кройке; 3 — отрыв на конце крыла; 4 — отрыв с передней кройки; 5 — отрыв, индуцированный скачком: стрелка — направление потока.



Бахчиванджи Григорий Яковлевич (1909—1943) — советский лётчик-испытатель, капитан, Герой Советского Союза (1973, посмертно). С 1933 в Советской Армии. Окончил Оренбургское авиационно-техническое (1933) и лётное (1934) военные училища. Работал лётчиком-испытателем в научно-исследовательском институте военно-воздушных сил. Участник Великой Отечественной войны. В 1942 отозван с фронта для испытаний первого советского ракетного истребителя БИ. Погиб в испытательном полёте. Награждён 2 орденами Ленина. Именем Б. назван кратер на Луне. В посёлке Кольцове (Свердловская область), станице Бриньковская (Краснодарский край) и в аэропорту Екатеринбурга воздвигнуты памятники лётчику.

Г. Я. Бахчиванджи



Бе — марка самолётов, созданных в опытно-конструкторском бюро морского самолётостроения, которым с 1934 руководил Г. М. Бериев, а с 1968 —А. К. Константинов (см. Таганрогский авиационный научно-технический комплекс). Опытно-конструкторское бюро специализируется на разработке гидросамолётов и самолётов-амфибий. Основные данные некоторых самолётов приведены в табл.

Первым самолётом Бериева был морской ближний разведчик МБР-2 (рис. 1). Он представлял собой летающую лодку с монопланным свободно-несущим крылом. Конструкция самолёта смешанная (деревянно-металлическая). Двигатель М-17 с толкающим винтом устанавливался над центропланом крыла. Лодка двухреданная с плоскокилеватым днищем. Для поперечной остойчивости под крылом предусмотрены поплавки. Хвостовое оперение со средним расположением стабилизатора. На самолёте были установлены радиостанция, фотоаппарат, аэронавигационное оборудование, стрелковое и бомбардировочное вооружение. В носовой и средней части лодки размещались две турели для пулемётов. Бомбы подвешивались под крылом. В зимнее время на самолёте устанавливались лыжи. Строился серийно.

В 1935 МБР-2 модифицируется (рис. 2 и рис. в табл. XVI). На нём устанавливается более мощный поршневой двигатель М-34Н, крыло снабжается закрылками, кабина лётчиков закрывается фонарём, производится частичная замена оборудования. Самолёт длительное время находился на вооружении военно-морского флота; построено свыше 1500 экземпляров. В Великую Отечественную войну участвовал в боевых операциях в составе всех флотов.

На базе МБР-2 создан пассажирский гидросамолет МП-1 (морской пассажирский) с поршневым двигателем М-34. С самолёта было снято вооружение и установлены шесть кресел для пассажиров. Платная нагрузка составила 540 кг. Самолет применялся для пассажирских перевозок на юге страны и в Сибири. На МП-1 в 1937 П. Д. Осипенко установила три женских рекорда, а в 1938 на этом же самолёте Осипенко, В. Ф. Ломако и М. М. Раскова совершили беспосадочный перелёт Севастополь — Архангельск.

Морской дальний разведчик МДР-5 (рис 3) — летающая лодка с высоко расположенным крылом и двумя поршневыми двигателями М-87А на крыле. Конструкция самолёта цельнометаллическая. Крыло лонжеронное с работающей обшивкой, снабжено отклоняющимися щитками. Лодка двухреданная. Вооружение включало три стрелковые установки (носовую, среднюю и кормовую выдвижную под пулемёты ШКАС) и подвешиваемые под крылом бомбы. Самолёт был построен в амфибийном и морском вариантах. Испытания прошёл в морском варианте. Серийно не строился.

Морской ближний разведчик МБР-7 (рис. 4) — летающая лодка с высоко расположенным крылом и двигателем М-103 на верхней поверхности центроплана. Планёр самолёта смешанной конструкции. Крыло двухлонжеронное с работающей обшивкой, каркас хвостовиков крыла и элеронов металлический, обшит полотном. Лодка деревянная, люки, двери, остов фонаря металлические, оперение — каркас металлический, рули обшиты полотном. Стрелковое вооружение — носовая неподвижная и задняя турельная установки под пулемёты ШКАС; бомбардировочное — подвешиваемые под крылом бомбы. Серийно не строился.

Табл. — самолеты Таганрогского АНТК

Основные данные


МБР-2 с ПД М-17


МБР-2 с ПД М-34Н


МДР-5


МБР-7


КОР-1

(Бе-2)



КОР-2 (Бс-4)


ЛЛ-143


Первый полет, год

1932


1935


1939


1939


1937


1940


1945


Начало серийного производства


1934


1936


-


-


1937


1941




Число, тип и марка двигателей

1 ПД М-17Б


1 ПД М-34Н


2 ПД М-87А


1 ПД М-103


1 ПД М-25А


1 ПД М-62


2 ПД АШ-72


Мощность двигателя, кВт

537


603


699


625


526


735


1650


Тяга двигателя, кН

-


-


-


-


-


-


-


Длина самолёта, м

13,5


13,5


15,9


10,6


8,9


10,5


23


Высота самолёта, м

5,4


5,5


6,1


4,2


4,4


4


7,64


Размах крыла, м

19


18,8


25


13


11


12


33


Площадь крыла, м2

55,2


54,7


78,5


26


29,3


23,5


120


Взлётнап масса, т: нормальная

3,6


4,25


8


3,2


2,5


3,35


21,3


максимальная

4,1


4,75


9,2


3,6


2,7


-


25,2


Мореходность Hв (высота волны), м

0,7


0,7


0,8


0,7


0,5


0,7


1,5


Бомбовая нагрузка, кг

500


500


1000


400


200


200


4000


Максимальная дальность полёта, км

1500**


1520


2455


1215


872**


800


5100**


Максимальная скорость полёта, км/ч

215


275


345


376


280


350


400


Практический потолок, км

5,1


7,9


8,15


8,5


6,6


7,2


6


Экипаж, чел

3


3


5


2


2


2


7


продолжение таблицы

Основные данные


Бе-6


Бе-8


Р-1


Бе-10


Бе-12


Бе-30


Прототип самолёта «Альбатрос»


Первый полет, год

1943


1948


1952


1956


1960


1968


1986


Начало серийного производства, год.

1951


-


-


1957


1964


-


-


Число, тип и марка двигателей

2ПД АШ-73


1 ПД АШ-21


2 ТРД ВК-1


2 ТРД АЛ-7ПБ


2 ТВД АИ-20Д


2 твд-10


2ТРДД Д-30КП


Мощность двигателя, кВт

1770


515


-


-


3810


691


-


Тяга двигателя, кН

-


-


26,5


71,2


-


-


116


Длина самолёта, м

23,5


13


19,9


30,7


30,1


15


43,9


Высота самолёта, м

7,64


4,8


7,1


10


7,4


9,82


11


Размах крыла, м

33


19


20


28,6


29,8


17


41,6


Площадь крыла, м2

120


40


58


130


99


32


200


Взлётная масса, т:
















Нормальная

23,4


3,6


17,3


50


35


5,7


69,2


максимальная

28


3,8


20,3


-


-


-


-


Мореходность Нв (высота волны), м

1,5


0,6


0,6


1,2


3 балла


-


2


Бомбовая нагрузка, кг

4000


-


600


3000


3000


-


10000*


максимальная дальность полёта, км

5000


1340


2000


2960


4000**


1200


-


максимальная скорость полёта, км/ч

427


265


800


910


550


450


800


Практический потолок, км

6,2


5,3


11,6


12,5


12,1


3


13,3


Экипаж, чел

8


2


3


3


4


2


б


* Максимальный груз, ** Техническая дальность

Корабельный самолёт КОР-1 (Бе-2) предназначался для вооружения кораблей и служил для ведения разведки в море, фотосъёмки, корректировки артиллерийского огня, связи, бомбометания. Самолёт (рис. 5) — однопоплавковый биплан с двигателем М-25А. Мог производить взлёт с катапульты, с воды и посадку на воду. Центральный несущий поплавок мог быть заменён сухопутным шасси. Конструкция самолёта смешанная. Крылья — каркас из дуралюмина, обшивка полотняная, коробка крыльев складывающаяся— для удобства размещения самолёта на корабле. Фюзеляж ферменной конструкции, обшивка из дуралюмина и полотна. Центральный поплавок из дуралюмина. Управление двойное, спаренное. Вооружение — три пулемёта ШКАС. Строился серийно.

КОР-2 (Бе-4) — катапультный корабельный и базовый гидросамолёт (рис. 6 и рис. в табл. XVIII), предназначенный для разведки в море, корректировки артиллерийский огня, борьбы с подводными лодками и торпедными катерами. Выполнен по схеме летающей лодки с подносным крылом типа «обратной чайки». Планёр самолёта цельнометаллической конструкции. Крыло двухлонжеронное с работающей обшивкой, снабжено отклоняющимися щитками. Консоли крыла могли разворачиваться и складываться вдоль оси самолёта. Лодка двухреданная. Оперение свободнонесущее, стабилизатор и киль двухлонжеронной конструкции. Рули и элероны обшиты полотном. Стрелковое вооружение — две установки под пулемёты УБ (носовая установка неподвижная, средняя — турельная). Бомбардировочное вооружение подвесное. Строился серийно.

Гидросамолёт ЛЛ-143 (рис. 7) предназначался для дальней морской разведки, патрульной службы, постановки минных заграждений, бомбометания, торпедирования. Представлял собой цельнометаллическую летающую лодку с высоко расположенным крылом типа «чайка», с двумя двигателями АШ-72 на крыле, двухкилевым оперением. Крыло двухлонжеронное с работающей обшивкой, снабжено щелевыми закрылками. Лодка двухреданная. Топливо размещалось в мягких баках, находящихся в прочных контейнерах в крыле и лодке. Стрелковое вооружение — носовая, верхняя палубная, кормовая и две бортовые подвижные установки под пулемёты УБТ; бомбардировочное — бомбы, мины, торпеды. Серийно не строился.

Гидросамолёт Бе-6 (рис. 8 и рис. в табл. XXIV) предназначался для дальней морской разведки, бомбометания, торпедирования и десантирования. Создан на базе ЛЛ-143. Конструкция аналогична прототипу. На самолёте установлены новая силовая установка с двумя двигателями АШ-73, радиолокационная станция с выдвижным локатором в днище межреданной части. Стрелковое вооружение включало три пушечные установки (носовую — с одной пушкой НР-23, палубную и кормовую — с двумя пушками НР-23). Самолёт использовался для изучения проблем мореходности и прочности гидросамолётов. Строился серийно.

Самолёт-амфибия Бе-8 (рис. 9), предназначавшийся для связи, перевозки пассажиров, аэрофотосъёмки и обучения курсантов морской авиационных училищ, представлял собой однодвигательную летающую лодку-амфибию с высоко расположенным крылом подкосного типа, однокилевым оперением. Поршневой двигатель АШ-21 установлен на крыле. Конструкция самолёта цельнометаллическая. Крыло снабжено закрылками. Рули и элероны обшиты полотном. Шасси с хвостовым колесом, главные стойки шасси убираются в борта лодки, что даёт возможность производить самостоятельный спуск самолёта на воду и выход из воды. Кабина рассчитана на размещение шести пассажиров. Самолёт использовался для натурных исследований применения гидрокрыльев в качестве взлётно-посадочных устройств гидросамолётов. Серийно не строился.

Реактивный гидросамолёт Р-1 (рис. 10) — летающая лодка со свободнонесущим крылом типа «чайка» с двумя турбореактивными двигателями ВК-1. Р-1 — первый в СССР реактивный гидросамолёт. Конструкция цельнометаллическая. Крыло кессонного типа. Лодка двухреданная. В лодке размещаются носовая и кормовая гермокабины. В носовой установлены два катапультных кресла для лётчика и штурмана. В средней части лодки находится дренажное устройство для подвода воздуха за редан при глиссировании. Поддерживающие поплавки убираются на концы консолей крыла. Самолёт был использован для решения проблемы устойчивости движения гидросамолёта по воде на больших скоростях. Серийно не строился.

Бе-10 (М-10), предназначенный для разведки в море и торпедометания — цельнометаллическая летающая лодка с высоко расположенным стреловидным крылом типа «чайка» (рис. 11 и рис. в табл. XXV). Турбореактивные двигатели АЛ-7ПБ расположены у борта лодки под крылом. Поддерживающие поплавки установлены на концах крыла. Крыло кессонного типа, снабжено закрылками. Лодка двухреданная, в её носовой и кормовой частях размещаются гермокабины для экипажа с катапультными сиденьями. В межреданной части расположен грузовой отсек со створками в днище лодки. Стрелковое вооружение — две носовые неподвижные и кормовая подвижная установки под пушки НР-23; бомбардировочное — торпеды, бомбы, мины, размещаемые в лодке. Самолёт строился серийно. На нём установлено 12 мировых рекордов.

Противолодочный самолет-амфибия Be-12 (М-12) представляет собой цельнометаллическую летающую лодку с высоко расположенным крылом типа «чайка» и разнесённым вертикальным оперением (рис. 12 и рис. в табл. XXVII). На крыле расположены два турбовинтовых двигателя АИ-20Д. Крыло кессонного типа, снабжено закрылками. Лодка двухреданная. В носовой части лодки установлены брызгоотражающие щитки, в межреданной части расположен грузовой отсек со створками в днище. Шасси самолёта с хвостовым колесом. Убирающееся в лодку шасси позволяет производить взлёт как с суши, так и с воды, самостоятельный спуск на воду и выход самолёта из воды. Самолёт строился серийно. На нём установлено 42 мировых рекорда.

Поисково-спасательный самолёт-амфибия Бе-12ПС создан на базе Бе-12. Конструкция планёра, силовая установка и штатное оборудование аналогичны прототипу. В лодке этого самолёта оборудован специальный отсек с бортовым люком для приёма пострадавших. Самолёт оснащён радиотехническими средствами поиска, средствами подбора пострадавших из воды и приёма их на борт, оказания им медицинской помощи. На самолёте размешаются также спасательные средства, сбрасываемые на плаву и в воздухе. В экипаж самолёта дополнительно введены борттехник и медработник. Строился серийно.

Для эксплуатации на местных воздушных линиях создан «воздушный микроавтобус» — самолёт Бе-30 (наземного базирования) с двумя ТВД-10 конструкции В. А. Глушенкова. Бе-30 (рассчитан на 14 пассажиров) успешно прошёл заводские, государственные и эксплуатационные испытания; демонстрировался на Международной авиационной выставке в Париже в 1969; построено 5 экземпляров.

Прототип поисково-спасательнего самолёта-амфибии «Альбатрос» (рис. 13 и 14) — реактивная летающая лодка с высоко расположенным стреловидным крылом и Т-образным оперением. Двигатели расположены над крылом в его задней части. Крыло кессонного типа, снабжено эффективной механизацией с двухщелевыми закрылками. Лодка большого удлинения, двухреданная, с днищем переменной килеватости. Шасси самолёта — с носовым колесом. Главные стойки шасси убираются в бортовые отсеки, носовая стойка — в лодку. В процессе лётных испытаний на самолёте установлено 14 мировых рекордов.



В. Г. Зданевич, А. Н. Кессених.

рисунки


Рис. 9. Бе-8

Рис. 10. Р-1

Рис. 11. Бе-10

Рис. 12. Бе-12

Рис. 13. Прототип самолета «Альотрос»

Рис. 14. Прототип поисково-спасательного самолёта «Альбатрос».



Бегельдинов Талгат Якубекович (р. 1922) — советский лётчик, полковник, дважды Герой Советского Союза (1944, 1945). В Советской Армии с 1940. Окончил Чкаловскую военную авиационную школу (1942), Военно-воздушную академию (1950; ныне имени Ю. А. Гагарина). Участник Великой Отечественной, войны. В ходе войны с 1943 прошёл путь от лётчика до командира штурмового авиаполка. Совершил свыше 300 боевых вылетов. После войны на командных должностях в военно-воздушных силах. Депутат Верховного Совета СССР в 1946—1954. Народный депутат СССР с 1989. Награждён орденом Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1 й степени, орденом Отечественной войны 2 й степени, орденами Красной Звезды, Славы 3 й степени, медалями. Бронзовый бюст в г. Башкеке.

Лит.: [Морозов С.], Дважды Герой Советского Союза Т. Я. Бегельдинов, М., 1948.

Т. Я. Бегельдинов.



Беда Леонид Игнатьевич (1920—1976) — советский лётчик, генерал-лейтенант авиации (1972), дважды Герой Советского Союза (1944, 1945). В Советской Армии с 1940. Окончил Чкаловскую военную авиационную школу (1942), Высшую офицерскую лётно-тактическую школу (1945), Военно-воздушную инженерную академию имени профессора Н. Е. Жуковского (1950), Высшую военную академию (1957); позже Военная академия Генштаба Вооруженных Сил СССР), Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны с 1942 был лётчиком-штурмовиком, командиром звена, командиром эскадрильи, помощником командира штурмового авиаполка. Совершил свыше 200 боевых вылетов. После войны в Военно-воздушных силах. Награждён орденом Ленина, 4 орденами Красного Знамени, орденами Александра Невского, Отечественной войны 1 й степени, Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в г. Кустанае.

Лит.: Летчики, сост. В. Митрашенков, 2 изд., М., 1981.

Л. И. Беда.



Бежевец Александр Саввич (р. 1929) — советский лётчик-испытатель, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1971), генерал-майор авиации (1978), Герой Советского Союза (1975). После окончания Батайского авиационного училища лётчиков (1951) работал там же лётчиком-инструктором. После окончания Военно-инженерной академии имени А. Ф. Можайского (1959) на испытательной работе. Освоил самолёты свыше 70 типов и модификаций, в том числе МиГ, Су, Як, Ан, Ил. Государственная премия СССР (1981). Награждён 2 орденами Ленина, орденом Красного Знамени, медалями.

А. С. Бежевец.



безвихревое течение — течение жидкости или газа, в котором отсутствует завихренность поля скоростей, т. е. вектор скорости V всюду в потоке удовлетворяет условию rotV = 0 и поэтому равен градиенту скалярной функции {{φ}}, называемой потенциалом скорости (V = grad{{φ}}). Представляет собой частный вид более общего вихревого течения. В Б. т. частицы жидкости не вращаются. Существование и распространённость Б. т. тесно связаны со свойством сохраняемости завихренности в потоке идеальной несжимаемой или баротропной (плотность зависит только от давления) жидкости при наличии потенциала массовых сил, согласно которому, если в начальном участке потока (или в начальный момент времена) имеется Б. т., то оно всюду (и впоследствии) останется безвихревым, и циркуляция скорости по любому замкнутому контуру будет равна нулю. В идеальном газе завихренность (циркуляция) сохраняется для изоэнтропических течений (баротропных течений).

Кинематическое свойство безвихренности течения идеального газа связано с его термодинамическими параметрами так называем теоремой Л. Крокко, из которой следует, что при постоянных во всём течении энтропии и полной энтальпии оно является либо безвихревым, либо винтовым (вектор завихренности параллелен вектору скорости). Плоскопараллельное течение такого типа всегда будет безвихревым.

Изучение Б. т. существенно упрощается тем, что система уравнений аэро- и гидродинамики сводится к одному уравнению для потенциала скорости {{φ}}. В несжимаемой жидкости потенциал скорости удовлетворяет уравнению Лапласа, которое имеет в качестве фундаментальных решений потенциалы источника, диполя и гидродинамических особенностей более высокого порядка (см. Источники и стоки гидродинамические, Источников и стоков метод), причём в силу линейности любая их суперпозиций также является решением. Для важного случая плоского Б. т. несжимаемой жидкости существует комплексный потенциал — аналитическая функция комплексного переменного, действительная и мнимая части которой являются соответственно потенциалом скорости и функцией тока. Задачи об обтекании профилей (см. Профиля теория) и решёток профилей и определении действующих на них сил, о глиссировании, истечении струй, ударе о жидкость и другие были решены благодаря возможности применения методов теории функций комплексного переменного, например метода конформных преобразований.

Изучение Б. т. сжимаемого газа — более трудная задача; так как уравнение для потенциала нелинейно. Для плоских течений оно может быть приведено к линейному путём преобразования годографа (см. Годографа метод), часто используемого в задачах дозвуковой аэродинамики (струйные течения, определение аэродинамических характеристик профилей и др.).

При обтекании тонких тел упрощение уравнения потенциала проводится на основе возмущений теории. Дозвуковые и сверхзвуковаые возмущённые течения описываются линейными уравнениями, трансзвуковые — нелинейными. Б. т., проходя через искривленный скачок уплотнения, становится вихревым. Однако для достаточно слабого скачка завихренность пропорциональна кубу его интенсивности, и с большой точностью можно считать, что течение остаётся безвихревым. Поток за скачком конечной интенсивности остаётся безвихревым, если угол наклона скачка к направлению однородного набегающего потока всюду одинаков (например, при осесимметричном сверхзвуковом обтекании конуса).

Одним из наиболее распространённых методов расчёта сверхзвукового Б. т. является характеристик метод, особенно эффективный в приложении к плоским течениям, где характеристики в плоскости годографа (эпициклоиды) имеют универсальный вид независимо от структуры течения в физической плоскости.



Лит.: Жуковский Н. Е., Теоретические основы воздухоплавания, Собр. соч., т. 6, М.—Л., 1950; Кочин Н. Е., Кибель И. А., Розе Н. В.. Теоретическая гидромеханика, 6 изд., ч. 1, М.—Л., 1963; Седов Л. И., Плоские задачи гидродинамики и аэродинамики, 3 изд., М., 1980.

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   ...   17   18   19   20   21   22   23   24   ...   170


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

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал