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



Скачать 38.76 Mb.
страница28/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   24   25   26   27   28   29   30   31   ...   170
Б. у. без перехода на НРУ Мш аэр полностью воспринимается РП (рис. 2). Так как в данном случае между лётчиком и Мш аэр отсутствует непосредственное взаимодействие, то для появления у лётчика чувства управления летательным аппаратом в системе НБУ необходимо применение искусственной загрузки РУ. Усилие на РУ от загрузочного устройства на установившихся режимах полёта снимается с помощью так называемого механизма триммерного эффекта, и лётчик в основном затрачивает усилия только на преодоление сил, создаваемых загрузочным устройством, трением в проводке управления и золотниках приводов. Переход к системе НБУ явился наиболее значительным шагом в развитии систем управления летательным аппаратом, так как применение НБУ позволило: обеспечить малые усилия управления летательным аппаратом лётчиком во всём диапазоне режимов полёта независимо от значений Мш аэр; получить возможность применения различных автоматических устройств, используемых для обеспечения заданных характеристик устойчивости и управляемости летательного аппарата; применить на ОУ конструктивную компенсацию, которая приводит к повышению аэродинамического качества, или использовать ОУ вообще без компенсации; обеспечить противофлаттерные характеристики ОУ без дополнительных грузов с помощью РП, что даёт снижение массы конструкции. Одна из главных проблем создания системы НБУ без перехода на НРУ — обеспечение её высокой надёжности, по крайней мере, на уровне надёжности механических систем управления.

Система необратимого Б. у. с переходом на НРУ. Этот тип системы управления (рис. 3) фактически представляет собой комбинацию двух типов систем управления, которые поочерёдно используются в зависимости от состояния системы управления. При этом основной системой в рамках этой структуры является система НБУ, а резервной — НРУ, на которое осуществляется автоматический переход в случае отказа НБУ. Такая система содержит все элементы, присущие как НБУ, так и НРУ (РП с устройствами перехода на НРУ, загрузочное устройство, аэродинамический триммер, механизм триммерного эффекта и др.).

Поэтому на летательном аппарате должны отрабатываться две разнотипные системы управления, и при этом необходимо обеспечить надёжный и безударный переход с НБУ на НРУ (см. Совмещённое управление). В связи с этим механизмы системы НБУ (РП, загрузочное устройство) должны быть оборудованы надежными средствами их отключения при переходе на НРУ. Если же в систему НБУ входят устройства автоматизации управления (например, демпферы), то и они при переходе на НРУ должны отключаться. При этом все отключения должны осуществляться синхронно. Эксплуатационные возможности летательного аппарата, оборудованного НБУ с переходом на НРУ, ограничиваются по условиям безопасности областью режимов полета, в которой летательный аппарат может безопасно эксплуатироваться прежде всего на НРУ. В системах ОБУ и НБУ с переходом на НРУ основной вклад, в обеспечение надёжного управления вносит система НРУ как наиболее отработанная. Надёжность НБУ без перехода на НРУ достигается в основном за счёт многократного резервирования РП и их систем питания. Резервирование позволяет сохранить работоспособность системы после двух и более отказов её основных элементов; в существующих системах получен высокий уровень надёжности НБУ (вероятность отказа менее 1*10-9 на 1 ч полёта). Это позволило успешно применять НБУ не только на военных самолётах, снабженных средствами спасения экипажа, но и на пассажирских самолётах (Ту-154, Ил-86 и др.).



Б. Я. Бочаров.

Рис. 1. Структурная схема обратимого бустерного управления: 1 — рычаг управления; 2 — рулевой привод с устройством окольцовывания 3; 4 — орган управления; 5 — триммер; 6 — цепь управления триммером; 7 — гидравлическая система.

Рис. 2. Структурная схема необратимого буферного управления без перехода на ручное управление: 1 — рычаг управления; 2 — рулевой привод; 3 —орган управления; 4 — гидравлическая система; 5 — устройство загрузки рычага управления; 6 — механизм триммерного эффекта; 7 — цепь управления механизмом.

Рис. 3. Структурная схема необратимого бустерного управления с переходом на непосредственно ручное управление: 1 — рычаг управления; 2 — кнопка управления триммером в режиме непосредственного ручного управления; 3 — цепь автоматического управления триммером в режиме необратимого бустерного управления; 4 — рулевой привод с устройством окольцовывания 5; 6 — орган управления; 7 — триммер; 8 — гидравлическая система; 9 — устройство загрузки рычага управления; 10 — устройство отключения загрузки рычага управления; 11 — механизм триммерного эффекта и цепь 12 управления этим механизмом в режиме необратимого бустерного управления.



Бухгольц Бенедикт Львович (1900—1933) — советский военный лётчик, лётчик-испытатель. Окончил Бакинский филиал Военно-теоретической школы авиации в Петрограде (1922). В 1920 добровольно поступил в Красную Армию. Окончил Качинскую школу военных лётчиков (1923), а потом Высшую школу военных лётчиков в Москве. В 1924—1925 Б. — военный лётчик-инструктор школы морской лётчиков в Севастополе. Участвовал в разработке методического учебного пособия по самолёту У-1, которое легло в основу курса лётной подготовки, а также впервые выполнил сложный эксперимент в воздухе по определению эффективного способа вывода из штопора летающей лодки «Савойя-16». В 1926 переведён в строевую часть морской авиации, а в 1929 стал лётчиком-испытателем. В 1929—33 принял участие в испытаниях самолётов П-2, И-5, И-7, ДИ-4, ТШ-1, АИР-2с, МБР-2, МДР-2 и МДР-3. Погиб при перегонке с Чёрного моря на Дальний Восток гидросамолёта «Савойя-55;».

Б. Л. Бухгольц.



Бэрд, Бёрд (Byrd) Ричард Эвелин (1888—1957) — американский полярный исследователь, летчик, адмирал. Окончил Военно-морскую академию в США (1912), авиационную школу (1918). В 1918 командовал двумя авиабазами американского военно-морского флота в Канаде. В 1930 вышел в отставку в чине контр-адмирала, в 1941—1945 снова на военной службе. Летом 1925 руководил авиагруппой в арктической экспедиции. В 1926 вместе с пилотом Ф. Беннеттом совершил полёт на самолёте в район Северного полюса. Руководил четырьмя американскими антарктическими экспедициями (в 1928—1930, 1933—1935, 1939—1941 и 1946—1947), которые провели аэрофотосъёмку, географические, геологические, метеорологические и сейсмологические исследования. Во время первой из них, в 1929, возглавил экипаж самолёта, выполнивший полёт к Южному полюсу. См. статью Перелёты.

Р. Э. Бэрд.



Бюшгенс Георгий Сергеевич (р. 1916) — советский учёный в области механики, академик АН СССР (1981; член-корреспондент 1966), профессор (1963). Герой Социалистического Труда (1974). По окончании Московского авиационного института (1940) работает в Центральном аэрогидродинамическом институте (инженер, начальник отдела, лаборатории, заместитель начальник Центрального аэрогидродинамического института), С 1982 заведующий кафедрой в Московском физико-техническом институте. Возглавляет работы в области устойчивости, управляемости, динамики и аэродинамики летательных аппаратов, сочетает теоретические исследования с решением практических задач создания летательных аппаратов. Б. разработаны и внедрены в практику расчётные инженерные методы анализа динамики самолётов, их устойчивости и управляемости при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полёта, исследованы вопросы рациональной автоматизации управления самолётом; на основе теоретических исследований выявлен ряд особенностей динамики сверхзвуковых самолётов. Широко используются в практике предложенные Б. критерии качества переходных процессов в продольном и боковом движении летательного аппарат. Премия имени Н. Е. Жуковского (1979). Ленинская премия (1961). Награжден 3 орденами Ленина, орденом Трудового Красного Знамени, медалями.

Соч.: Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения, М. 1979; Динамика самолета. Пространственное движение, М., 1983 (обе совместно с Р. В. Студневым).

Г. С. Бюшгенс.

вакуумная аэродинамическая труба — аэродинамическая труба, работающая при низких давлениях. Рабочий газ поступает из баллона или атмосферы через регулятор давления, подогреватель и сопло в окружённую вакуумной камерой рабочую часть (см. рис.), где размещается модель летательного аппарата с поддерживающими её устройствами и измерительная, аппаратура. Иногда за рабочей частью устанавливают цилиндрический диффузор. Откачка газа из В. а. т. до давления 1—10-2 Па (10-2—10-4 мм рт. ст.) производится вакуумной системой, состоящей обычно из устанавливаемых последовательно механических (форвакуумных) и паромасляных насосов. Большие перспективы открывает использование в В. а. т. криогенных насосов, которые, по сравнению с паромасляными и вакуумными насосами других типов, потребляют меньшую мощность и имеют меньшие габариты при одинаковой производительности. В В. а. т. с такими насосами может быть реализован как стационарный режим работы с небольшим расходом газа, так и импульсный — со временем работы 0,1—5 с и увеличенным в 10 раз и более расходом.

Степень разрежённости газа в рабочей части характеризуется Кнудсена числом Kn. Обычные В. а. т. работают в области переходных режимов течения (0,25 < Kn < 10) и режимов со скольжением (10-3 < Kn < 0,25; смотри Разреженных газов динамика). При получении потоков разрежённого газа с помощью Лаваля сопла в его расширяющейся части быстро нарастает пограничный слой, который препятствует реализации режима. Эту трудность обходят путём использования так называемых недорасширенных сопел или диафрагм. Заметное уменьшение толщины пограничного слоя можно получить, используя отсос пограничного слоя.

Для получения потоков газа с числам Kn > 10 используются установки со свободномолекулярным пучком, отличающиеся от собственно В. а. т. тем, что в их рабочей камере устанавливаются поперечные перегородки — сепаратор и система коллиматоров — с отверстиями для прохождения потока. Из разогнанного в сопле газа выделяется свободномолекулярный пучок со скоростями, одинаковыми по направлению и модулю. При этом большая часть газа, вытекающего из сопла, откачивается одной группой насосов до давления ~ (1—10-2) Па, а собственно свободномолекулярный пучок — другой группой до давления (10-2—10-4) Па.

Для измерения давления в вакуумных магистралях и в рабочей части применяются различные типы вакуумметров, наиболее распространёнными из которых являются термопарные и ионизационные. Для измерений аэродинамических сил и моментов применяются весы аэродинамические с размером отсчёта до долей мг. Визуализацию течений проводят с помощью тлеющего разряда и электронного пучка.



А. Л. Искра.

Схема вакуумной аэродинамической трубы: 1 — баллон с рабочим газом; 2 — регулятор давления; 3 — подогреватель; 4 — сопло; 5 — рабочая часть; 6 — диффузор; 7 — холодильник; 8 — вакуумная ёмкость; 9 — высоковакуумные насосы; 10 —форвакуумные насосы.



валёжка летательного аппарата — самопроизвольное кренение летательного аппарата (см. Крен). Интенсивность и направление В. определяются асимметрией летательного аппарата относительно вертикальной плоскости и уменьшением эффективности органов поперечного управления, обусловленным недостаточной жёсткостью крыла при больших скоростных напорах (см. Реверс) либо влиянием сжимаемости воздуха при малых. Чем меньше поперечная управляемость (см. Боковая управляемость) и больше боковая несимметрия летательного аппарата, тем с меньших приборных скоростей обнаруживается тенденция летательного аппарата к валёжке. В. может быть одной из причин, ограничивающих лётные возможности летательного аппарата. Основными мерами борьбы с В. являются повышение эффективности органов управления поперечным движением и уменьшение конструктивной несимметрии летательного аппарата.

Валландер Сергей Васильевич (1917—1975) — советский учёный в области механики, член-корреспондент АН СССР (1966). Окончил Ленинградский университет (1939); там же преподавал в 1946 —1975 (профессор с 1950). Основные труды по газовой динамике, гидродинамике турбомашин, аэродинамике разрежённых газов, теории трёхмерных течений. Работы В. по газовой динамике нашли широкое применение: им рассмотрены пространственные установившиеся безвихревые течения газа, используемые для расчёта сверхзвукового обтекания некоторых типов крыльев конечного размаха; исследовано трёхмерное неустановившееся течение в пространственной круговой решётке конечной ширины. Государственная премия СССР (1973). Награждён орденом Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденом Красной Звезды, медалями.

Соч.: Вероятностное описание случайного процесса движения разреженного газа, «Доклады АН СССР». 1965. т. 162, №2.



Вальтер Пётр Александрович (1888—1947) — советский учёный в области аэро- и гидродинамики, член-корреспондент АН СССР (1933), профессор (1937). Окончил Московский университет (1910), учился в Гёттингенском университете (1911 —1912); окончил Московское высшее техническое училище (1920), там же преподавал (1921—1928). С 1924 работал в Центральном аэрогидродинамическом институте. Основные работы: теоретические исследования по аэродинамике турбин, гидравлике, теории упругости; проектирование турбинных колёс осевого типа. Один из инициаторов организации Института гидродинамики АН СССР. Был необоснованно репрессирован и в 1937—1947 находился в заключении, работая в специальных организациях НКВД (в том числе в ЦКБ-29) над новой авиационной техникой.

П. А.Вальтер.



«Вариг» (VARIG, Via{{çã}}o А{{é}}rea Rio-Grandense) — национальная авиакомпания Бразилии. Осуществляет перевозки в страны Западной Европы, Африки, а также в США и Японию. Основана в 1927. В 1989 перевезла 7,2 миллионов пассажиров, пассажирооборот 16,19 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 74 самолёта.

вариометр (от латинского vario — изменяю и греческого metr{{é}}o — измеряю) — пилотажный прибор для измерений скорости подъёма и спуска летательного аппарата, а также указания горизонтальности полёта. В. измеряет разность давлений воздуха в атмосфере и внутри корпуса прибора, сообщающегося с атмосферой капилляром. Эта разность давлений возникает при изменении высоты полёта и исчезает, когда летательный аппарат летит на постоянной высоте.

варшавская конвенция 1929 для унификации некоторых правил, касающихся международных воздушных перевозок. Подписана в Варшаве 12 октября 1929. На 1 января 1990 её участниками были 123 государства (СССР с 1934). В. к. 1929 — основной международно-правовой документ, регулирующий международные воздушные перевозки и ответственность перевозчика. Конвенция применяется при международной перевозке, если место отправления и место назначения вне зависимости от того, имеется ли перерыв в перевозке или перегрузка, расположены на территориях двух государств — участников конвенции или на территории одного и того же государства — участника конвенции, если предусмотрена остановка на территории других государств независимо от того, является ли это государство участником В. к. 1929. Воздушная перевозка, выполняемая несколькими последовательными перевозчиками, рассматривается как единая перевозка. Конвенция предусматривает, что договор перевозки оформляется соответствующими перевозочными документами, она содержит положения о некоторых условиях перевозок — в основном это касается грузов (право распоряжения грузом, порядок его выдачи и т. п.).

Главным в В. к. 1929 является определение порядка и пределов ответственности перевозчика за вред, причинённый в результате смерти пассажира или нанесения ему телесного повреждения, в случае уничтожения, утери или повреждения багажа и груза, а также за просрочку в их доставке (см. также Ответственность имущественная).

В 1955 был заключён Гаагский протокол о поправках к В. к. 1929 (его участниками на 1 января 1990 являлись 109 государств, в том числе СССР). Протокол внёс в В. к. 1929 ряд поправок, направленных на упрощение формы перевозочных документов и порядка их использования. В протоколе предусматривается, что перевозчик не может ссылаться на положения В. к. 1929, освобождающие его от ответственности или ограничивающие её, если в билете будет отсутствовать уведомление о применимости к данной перевозке В. к. 1929 (аналогичные положения в самой конвенции относились только к багажу и грузу). Уточнены сроки предъявления претензий к перевозчику.

Некоторые государства являются одновременно участниками В. к. 1929 и Гаагского протокола. В. к. 1929 и Гаагский протокол образуют так называемую Варшавско-Гаагскую систему ответственности при международных воздушных перевозках, носящую, по существу, универсальный характер. Для государств — участников обоих этих актов В. к. 1929 и Гаагский протокол должны рассматриваться как единый документ «Варшавская конвенция с изменениями, внесенными в Гааге в 1955».

Гаагский протокол применяется только к такой международной перевозке, которая осуществляется между государствами — участниками этого протокола или между пунктами на территории одного государства-участника, если предусмотрена остановка в другом государстве. Если перевозка начинается или заканчивается в государстве, являющемся участником только В. к. 1929, то она применяется без учета изменений, внесённых Гаагским протоколом.

В 1961 была заключена Гвадалахарская конвенция, дополняющая В. к. 1929. На 1 января 1990 её участниками являлись 66 государств (СССР с 1983). В Гвадалахарской конвенции под Варшавской конвенцией понимается либо В. к. 1929, либо В. к. 1929 с изменениями, внесёнными Гаагским протоколом 1955 (в зависимости от того, каким из этих документов регулируется та или иная перевозка по договору перевозки). Гвадалахарская. конвенция вводит понятия «перевозчик по договору» и «фактический перевозчик», имея в виду перевозчика, заключившего договор перевозки, и перевозчика, уполномоченного им осуществлять всю перевозку или её часть. Фактический перевозчик приравнивается к перевозчику по договору (например, при аренде воздушных судов, по некоторым видам чартеров); устанавливается их солидарная ответственность перед пассажирами, отправителями и получателями. Действия или бездействие перевозчика по договору не могут налагать на фактического перевозчика ответственность, превышающую пределы, предусмотренные В. к. 1929, в том числе в случае заключения перевозчиком по договору особых соглашений по этому вопросу.



В. С. Грязнов.

Васенко Андрей Богданович (1899—1934) — советский воздухоплаватель. Участник Гражданской войны. В 1922 —1927 учился в Ленинградском институте путей сообщения на факультете воздушного транспорта; одновременно работал в Павловской аэрологической обсерватории. Преподавал аэрологию в Ленинградском институте путей сообщения. Вёл научно-исследовательские работы по аэрофотосъёмке. Конструктор стратостата «Осоавиахим-1». Участник полёта на нём 30 января 1934 (совместно с И. Д. Усыскиным и П. Ф. Федосеенко), когда была достигнута высота 22 км. При спуске оболочка стратостата разрушилась, экипаж погиб. Урна с прахом в Кремлёвской стене. Награждён орденом Ленина (посмертно).

Лит.: Абрамов А., У Кремлевской стены, 5 изд., М., 1983.

А. Б. Васенко.



Васильев Александр Алексеевич (1882—1918) — один из первых русский летчиков. По профессии адвокат. Окончил во Франции лётную школу Блерио (1910). Победитель перелёта Петербург — Москва в июле 1911, а в октябре 1913 — Петербург—Москва—Петербург. Установил несколько авиационных рекордов. Обладая высоким мастерством пилотирования, в течение нескольких лет совершал публичные полёты, популяризируя успехи авиации. В начале Первой мировой войны вступил добровольцем в армию. В августе 1914, выполняя разведывательный полёт, В. из-за повреждения мотора осколками снаряда сделал вынужденную посадку в районе Львова и попал в плен к австрийцам. После неудавшегося побега был заключён в лагерь строгого режима. Умер в плену.

А. А. Васильев.



Васин Валентин Петрович (р. 1923) — советский летчик-испытатель, генерал-майор авиации (1976), заслуженный лётчик-испытатель СССР (1966), Герой Советского Союза (1957). Окончил Чугуевское военное авиационное училище лётчиков (1944), Школу лётчиков-испытателей (1953), Московский авиационный институт (1959). С 1951 на испытательной работе в Летно-исследовательском институте. Проводил заводские испытания самолетов конструкции А. И. Микояна СМ-12, СМ-50, Е-50 (с комбинированной силовой установкой), государственные испытания истребителей Су-7, Су-9, Су-11, МиГ-21 (в том числе на критических режимах полёта), исследовал полёты на вертолётах Ми-1, Ми-4, Ми-8, Ми-10. Участвовал в подготовке космонавтов к полётам в условиях невесомости на специально оборудованных самолётах-лабораториях. Летал на самолётах свыше 100 типов. Награждён 2 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, медалями.

В. П. Васин.



«ВАСП» (VASP, Via{{çã}}o A{{é}}rea S{{a}}o Paulo) — авиакомпания Бразилии. Осуществляет внутренние перевозки. Основана в 1933. В 1989 перевезла 5 миллионов пассажиров, пассажирооборот 4,64 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 32 самолёта.

ВД — марка авиационных двигателей, созданных в опытном конструкторском бюро под руководством В. А. Добрынина (см. Рыбинское конструкторское бюро моторостроения). Двигатели, разработанные его преемником П. А. Колесовым, имеют марку РД.

Основанию опытного конструкторского бюро в 1939 предшествовала разработка в Московском авиационном институте проекта авиационного поршневого двигателя М-250, первый экземпляр которого был построен в 1941. Работы опытного конструкторское бюро по доводке и модернизации двигателя М-250 (1941—1951) завершились созданием двигателя ВД-4К, который в 1951 прошёл государственные стендовые и лётные (на самолёте Ту-85) испытания и был запущен в серийное производство. ВД-4К представляет собой комбинированную силовую установку, состоящую из 24-цилиндрового поршневого двигателя с жидкостным охлаждением и с непосредственным впрыском в цилиндры лёгкого топлива, трёх импульсных турбин, использующих кинетическую энергию выпускных газов и передающих мощность непосредственно на вал винта, и турбокомпрессора с регулируемым реактивным соплом. Турбокомпрессор установлен отдельно от двигателя и соединён с ним воздушными и газовыми коммуникациями. Мощность передаётся на вал винта через одновальный планетарный редуктор. В носке редуктора — вентилятор для обдува радиаторных установок и газовых коммуникаций. Высотность двигателя обеспечивается совместной работой нагнетателя турбокомпрессора и нагнетателя, приводимого от двигателя. Управление осуществляется автоматически с помощью подвижного конуса реактивного сопла и заслонки перепуска газов, а также вручную дросселем малого газа. Термодинамическая схема двигателя обеспечила получение высокой экономичности — удельный расход топлива 0,251 кг/(кВт*ч). ВД-4К стал самым экономичным среди отечественных и зарубежных авиационных двигателей.

С 1952 опытное конструкторское бюро работает над созданием турбореактивного двигателя. Первый из них — одноконтурный ВД-7Б. Двигатель состоит из осевого девятиступенчатого компрессора, прямоточной камеры сгорания трубчато-кольцевого типа, двухступенчатой турбины и нерегулируемого реактивного сопла. Тяга на взлётном режиме 93,2 кН, удельный расход топлива 0,082 кг/(Н*ч), расход воздуха 176 кг/с, максимальная степень повышения давления в компрессоре 11,2. В двигателе применены принципиально новые для того времени технические решения ряда узлов и систем: высоконапорный компрессор с малым числом ступеней, первая сверхзвуковая ступень компрессора, регулируемый входной направляющий аппарат, регулирование режимов по приведённой частоте вращения. Двигатель устанавливался на самолёте 3М конструкции В. М. Мясищева. Серийно выпускался в 1958—1967.

Следующий двигатель, созданный опытным конструкторским бюро, — ВД-7М (модификация ВД-7Б, отличающаяся от него главным образом наличием форсажной камеры). Максимальная тяга на бесфорсажном режиме у земли у ВД-7М возросла по сравнению с ВД-7Б до 103 кН благодаря повышению температуры газа перед турбиной и увеличению расхода воздуха вследствие раскрытия входного направляющего аппарата. Степень форсажа 1,52. Управление двигателем на всех режимах осуществляется единым рычагом управления. Регулирование на форсажных режимах производится по закону сохранения постоянства степени расширения газов в турбине. Серийно выпускался в 1960—1965.

РД-7М2 — следующая модификация ВД-7Б. В двигателе увеличена максимальная приведённая частота вращения, введена более производительная первая ступень компрессора, раскрыт входной направляющий аппарат, увеличена температура газов в форсажной камере, введено сверхзвуковое регулируемое сопло. Благодаря этим изменениям существенно повышена тяга; что позволило увеличить максимальную скорость полёта самолёта Ту-22, на котором устанавливался двигатель, и улучшить другие лётно-технические характеристики (тяга РД-7М2 на взлётном режиме с форсажем 157 кН). Двигатель серийно выпускался в 1965—1977.

С 1965 опытное конструкторское бюро работает над двигателями для сверхзвуковых самолётов, имеющих крейсерскую скорость полёта 2000—3000 км/ч. К таким двигателям относится РД36-41, созданный для самолётов многоцелевого назначения с длительным режимом сверхзвукового полёта (M{{}} = 3) с тягой на взлётном режиме 162 кН. Двигатель имеет одновальный 11-ступенчатый компрессор со сверхзвуковой первой ступенью, кольцевым корпусом, барабанно-дисковым ротором. Входной направляющий аппарат, направляющие аппараты 1—4 й и 7—10 й ступеней компрессора выполнены поворотными с управлением по приведённой частоте вращения. Камера сгорания трубчато-кольцевой схемы. Двухступенчатая турбина имеет воздушное охлаждение сопловых аппаратов обеих ступеней, рабочих лопаток первой ступени, дисков и корпусов. Система охлаждения — регулируемая. Для повышения коэффициента полезного действия турбины применены сотовые уплотнения в радиальных зазорах над рабочими лопатками и в уплотнениях между ступенями. Форсажная камера имеет низкие гидравлические потери и высокую полноту сгорания при сравнительно короткой длине. К её особенностям относятся: фронтовое устройство, состоящее из трёх кольцевых V-образных стабилизаторов; трёхкаскадная система топливопитания, поддерживающая оптимальное давление топлива перед форсунками во всём диапазоне расхода топлива; розжиг, осуществляемый с помощью факельного воспламенения топлива; внутреннее охлаждение камеры, обеспечиваемое гофрированным перфорированным экраном, установленным по всей длине камеры. Сопло двигателя — всережимное с регулированием площади критического сечения, имеет три ряда подвижных створок, управляемых шестью силовыми цилиндрами, и неподвижную обечайку, которая обеспечивает внешнее обтекание сопла.

Для сверхзвукового пассажирского самолёта Ту-144Д создан одновальный бесфорсажный турбореактивный двигатель РД36-51А, обеспечивающий минимально возможные удельные расходы топлива на режиме сверхзвукового крейсерского полёта и потребную тягу на режимах трансзвукового разгона при достаточной экономичности на крейсерских дозвуковых режимах полёта. Взлётная тяга 196 кН, удельный расход топлива 0,09 кг/(Н*ч), расход воздуха 279 кг/с. Компрессор двигателя 14-ступенчатый со сверхзвуковой первой ступенью. Рабочие лопатки первых трёх ступеней имеют антивибрационные полки. Регулирование компрессора производится по приведённой частоте вращения направляющими аппаратами пяти передних и пяти задних ступеней.

Корпус и ротор компрессора, а также гидравлическая часть камеры сгорания выполнены по традиционным для опытного конструкторского бюро схемам. Силовая схема камеры конструктивно выполнена на одной опоре. К конструктивным особенностям трёхступенчатой турбины двигателя относятся: расположение ротора между опорами; упругое демпфирующее устройство с гибкими элементами в опоре; коническая форма вала.

На двигателе применено всережимное сверхзвуковое сопло с центральным телом. Регулирование площади критического и выходного сечений сопла осуществляется перемещением в осевом направлении конуса центрального тела относительно неподвижной профилированной наружной обечайки. Конус управляется следящим силовым гидроцилиндром двустороннего действия. Площадь критического сечения сопла изменяется по положению рычага управления двигателем. Двигатель имеет систему струйного шумоглушения, подающую воздух в газовый поток через отверстия в центральном теле. С целью уменьшения габаритов двигателя и удовлетворения ряда эксплуатационных требований привод самолётных агрегатов выполнен отдельным узлом, размещённым в отсеке крыла. Мощность на этот привод подводится через карданный вал либо от ротора двигателя, либо от воздушной турбины, установленной на двигателе и имеющей независимое от него питание сжатым воздухом. Раскрутка двигателя при запуске производится от той же воздушной турбины. Двигатель РД36-51А прошёл государственные стендовые и лётные (на самолёте Ту-144Д) испытания.

С 1965 в опытном конструкторском бюро ведутся также разработки подъёмных двигателей для самолётов укороченного и вертикального взлёта и посадки. Создано несколько модификаций для самолётов Су, МиГ, Ан.

В 1969 опытное конструкторское бюро разрабатывает подъёмный двигатель РД36-35ФВ для самолета вертикального взлета и посадки Як-38. Ряд оригинальных конструкторских решений в сочетании с применением лёгких материалов позволил создать малогабаритный двигатель с низкой удельной массой. Двигатель имеет осевой шестиступенчатый компрессор, первая ступень которого — сверхзвуковая с щелевой проставкой, обеспечивающей устойчивую работу компрессора без механизации. Камера сгорания двигателя — прямоточная, кольцевая, короткая (отношение длины к диаметру 1,8), турбина — одноступенчатая с охлаждаемыми сопловыми и рабочими лопатками, сопло — кольцевое, сужающееся, поворотное. Ротор компрессора и турбины — двухопорный. В передней опоре ротора расположен упругий демпфер с втулкой трения, поглощающий вибрации ротора. Система смазки — неприводная, автоматическая, циркуляционная. Топливный насос располагается в коке двигателя и приводится непосредственно от ротора. Запуск двигателя на земле производится при раскрутке ротора воздухом, отбираемым от маршевого двигателя, а в полёте—при авторотации. Двигатель и его модификация выпускаются серийно с 1972.

А. С. Новиков.

вдув в пограничный слой — подвод жидкости или газа в пограничный слой через проницаемую поверхность обтекаемого тела. При этом на проницаемой поверхности нормальный к ней компонент {{υ}} вектора скорости газа (жидкости) принимает положительное, значение и определяет собой скорость вдува {{υω}}. Локальной размерной характеристикой вдува является его интенсивность {{ρωυω}} = lim{{∆}}m/{{∆}}S при {{∆}}S{{→}}0, где {{∆}}m — секундный расход вещества, подводимого через элементарную площадку {{∆}}S проницаемой поверхности, {{ρω}} — плотность вдуваемого вещества на поверхности тела. При анализе прикладных задач для характеристики интенсивности вдува вводится безразмерная величина a + , называемая обычно параметром вдува при a + > 0 или параметром отсоса при a + < 0 (см. Отсос пограничного слоя). В частности, для плоского ламинарного течения a + пропорционален соотношению ({{ρωυω}}) ({{ρ}}eue)-1 (Re)1/2, где Re = {{ρ}}eueL/{{μ}}e Рейнольдса число, u — продольный компонент вектора скорости, {{ρ}} — плотность, {{μ}} — динамическая вязкость, L — характерный линейный размер, индекс «e» обозначает значение величины на внешней границе пограничного слоя. В рамках теории пограничного слоя должно выполняться условие {{υω}}/ue < < 1, или a + ~0(1). При нарушении этого условия вдув влияет не только на течение в пограничном слое, но и на внешний невязкий поток.

Наличие вдува приводит к снижению местных значений напряжения трения и теплового потока и утолщению пограничного слоя; кроме того, вдув способствует дестабилизации ламинарного течения (профиль скорости имеет точку перегиба, рис. 1 и может вызвать более ранний переход к турбулентному режиму течения. Количественное воздействие вдува на пограничный слой зависит от многих факторов: интенсивности вдува и закона его распределения на обтекаемой поверхности, теплофизических свойств вдуваемого вещества, режима течения и т. д. На рис. 2 показано изменение теплового потока на поверхности пластины в зависимости от параметра вдува инородного газа в ламинарный пограничный слой, когда интенсивность вдува пропорциональна x-1/2, где x — продольная координата, отсчитываемая от острой кромки пластины (так называемый автомодельный вдув). Увеличение a + приводит к сильному снижению теплового потока на всей обтекаемой поверхности. Для уменьшения расхода охладителя вдув можно осуществлять лишь на некотором начальном участке поверхности, где местные тепловые потоки при отсутствии вдува особенно велики; при этом снижение теплового потока происходит не только на проницаемом участке поверхности, но и достаточно далеко за ним — последействие вдува. В силу указанных закономерностей В. в п. с. является эффективным средством защиты обтекаемой поверхности летательного аппарата от аэродинамического нагревания.



В. А. Башкин

Рис. 1. Профили скоростей в ламинарном пограничном слое на продольно обтекаемой пластине при наличии автомодельного вдува или отсоса газа при различных значениях параметра вдува a + : {{η}} — преобразованная координата, ортогональная обтекаемой поверхности; {{○}} — точка перегиба.

Рис. 2. Влияние вдува инородного газа (гелия) на местный тепловой поток на изотермической поверхности пластины, обтекаемой под нулевым углом атаки сверхзвуковым потоком совершенного газа при различных значениях параметра вдува a + : L — характерный линейный размер; {{формула}}; q{{ω}} q{{ω}}0 — местные тепловые потоки при наличии и отсутствии вдува газа; прямые — вдув вдоль всей поверхности, кривые —вдув только вблизи кромки (при x/L > 0,1 поверхность непроницаемая).

Ведров Всеволод Симонович (1902—1983) — советский учёный в области теории движения летательных аппаратов, автоматического регулирования и динамики летательных аппаратов, доктор технических наук (1944), профессор (1944), заслуженный деятель науки и техники (1967). После окончания Московского высшее технического училища (1929) работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (до 1941), затем в Летно-исследовательском институте (старший научный сотрудник, заместитель директора). Проводил лётные исследования, участвовал в испытаниях и доводке первых турбореактивных двигателей в СССР. Награждён орденами Ленина, Отечественной войны 1 й степени, Красной Звезды, медалями.

Веллинг Борис Константинович (1892—1923) — русский советский лётчик, участник первых советских перелётов. После окончания Московской школы авиации (1915) находился в действующей армии. В 1916 назначен инструктором Московской школы авиации, где в 1917 выбран личным составом её начальником. Сражался на Восточном и Туркестанском фронтах (1919). В 1921—1923 совершил ряд первых дальних перелётов, в том числе по маршруту Полторацк (Ашхабад) — Каган — Керки — Термез и обратно (1921). В 1922 назначен начальником отдела учебных заведений Воздушного Флота РСФСР. Погиб при выполнении тренировочного полёта.

В. К. Веллинг.



велосипедное шасси — смотри в статье Шасси.

Вельнера — Жуковского формула [по именам австрийского учёного Г. Вельнера (G. Wellner) и Н. Е. Жуковского] — связывает тягу Т [кгс] несущего (воздушного) винта, работающего на месте, с затрачиваемой на вращение мощностью N [л.с.] при известных диаметре винта D [м] и относительном коэффициенте полезного действия винта {{η}}0. Для стандартных атмосферных условий на уровне моря В. — Ж. ф. записывается в виде: T = (33,25{{η}}0ND)2/3. Если выразить величины, входящие в В. — Ж. ф. в единицах СИ (T в H, N в кВт), то формула примет вид: T = (750{{η}}0ND)2/3. По определению коэффициент {{η}}0 равен отношению идеальной мощности, определяемой применением законов сохранения, к реальной потребной мощности. В. В. — Ж. ф. {{η}}0 можно рассматривать также как эмпирический коэффициент, определённый по большому числу экспериментов; типичные значения η0 для несущих винтов составляют 0,7—0,75.

вентилятор (латинское ventilator, буквально — веяльщик, от ventilo — вею, махаю, дую) турбореактивного двухконтурного двигателя — часть компрессора турбореактивного двухконтурного двигателя работающая обычно на оба контура. В зависимости от степени двухконтурности двигателя В. может быть одно- или многоступенчатым. Одноступенчатый В. (рис. 1) применяется на двухконтурных двигателях с большой степенью двухконтурности, предназначенных для дозвуковых пассажирских и транспортных самолётов; оптимальная степень повышения давления В. при этом лежит в пределах {{π}}0 = 1,2—1,7. Для снижения уровня шума В. изготовляется без входного направляющего аппарата, а выходной направляющий аппарат отодвигается от рабочего колеса на значительное расстояние. Для уменьшения веса и миделевого сечения В. выполняется с втулками относительно малого диаметра (отношение диаметра втулки на входе в колесо к диаметру колеса 0,3—0,4) и рабочими лопатками большого удлинения (отношение высоты лопатки к её хорде 3,5—4,5), имеющими антивибрационные полки. Лопатки выходного направляющего аппарата обтекаются дозвуковым потоком, а лопатки рабочего колеса — до- или сверхзвуковым потоком. Переход к сверхзвуковым скоростям обтекания позволяет увеличить частоту вращения ротора и соответственно уменьшить число ступеней турбины, приводящей В.

Многоступенчатый В. (рис. 2) используется на двигателях с малой степенью двухконтурности, предназначенных для самолётов со сверхзвуковой скоростью полёта. В зависимости от степени двухконтурности он обеспечивает {{π}}в = 3—5. На первых образцах двигателей такого типа применялись многоступенчатые В. с малыми окружными скоростями, лопатки которых обтекались дозвуковым потоком. В последующем в качестве первых ступеней стали использоваться ступени, манатки рабочих колёс которых обтекались сверхзвукым потоком, что позволило увеличить окружные скорости, уменьшить число ступеней В. и его массу.



Ю. Н. Васильев

Рис. 1. Схема одноступенчатого вентилятора: 1 — рабочее колесо; 2 — антивибрационная полка; 3 — выходной направляющий аппарат; 4 — разделительная перегородка.

Рис. 2. Схема многоступенчатого вентилятора.

Вентури трубка [по имени итальянского учёного Дж. Вентури (G. Venturi)] — устройство для измерения скорости потока (расхода) жидкой или газообразной среды, представляющее собой осесимметричную трубку (см. рис.) с каналом переменный сечения в виде конических конфузора и диффузора первый короче второго). В В. т. скорость потока изменяется, вызывая изменение давления. Возникающий перепад давлений p2-p1, где p2 —давление во входном сечении В. т., p1 — давление в самом узком сечении, однозначно связан со скоростью {{υ}} потока во входном сечении соотношением {{υ}} = [{{ξ}}(p2-p1)/{{ρ}}]1/2, где {{ξ}} — коэффициент, учитывающий отношение диаметров входного и самого узкого сечений, неравномерность распределения скорости по сечению и другие факторы (зависит от Рейнольдса числа и определяется экспериментально); {{ρ}} — плотность среды. По сравнению с другими приёмниками давлений, В. т. имеет большую чувствительность. При малых числах Рейнольдса (малых скоростях) эффективность В. т. резко падает из-за преобладания сил вязкости над силами инерции жидкости или газа, в результате чего пограничный слой заполняет всё сечение канала и преобладающим становится внешнее обтекание трубки. Верхний предел измеряемой скорости определяет такая скорость набегающего потока при которой в самом узком сечении скорость потока достигает скорости звука; В. т. становится неэффективной, поскольку с дальнейшим увеличением скорости набегающего потока (p2 = const) разность p2-p1 остаётся неизменной.

И. И. Юшков.

Трубка Вентури: 1 — конфузор; 2 — диффузор.



Верников Яков Ильич (р. 1920) — советский лётчик-испытатель, генерал-майор авиации (1971), заслуженный лётчик-испытатель СССР (1960), мастер спорта СССР (1975), Герой Советского Союза (1944). Окончил Одесскую военную авиационную школу (1940), Военно-воздушную академию (1956; ныне имени Ю. А. Гагарина). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны совершил около 450 боевых вылетов, сбил 16 самолётов противника. Работал в Летно-исследовательском институте и опытном конструкторское бюро С. В. Ильюшина и А. С. Яковлева. Проводил заводские испытания опытных самолётов Ан-9, Ан-10, Ан-12, испытания реактивных истребителей на штопор, перевёрнутый штопор, тяжёлых самолётов на критических режимах полёта. Установил 4 мировых рекорда подъёма груза на высоту на самолёте Ил-76. Награждён 2 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 4 орденами Красного Знамени, орденами Отечествееной войны 1 й степени. Трудового Красного Знамени, 3 орденами Красной Звезды, медалями.

Я. И. Верников.



вертикальная скорость — изменение высоты полёта за единицу времени. В. с. равна вертикальной составляющей скорости летательного аппарата.

вертикальное оперение — вертикальная аэродинамическая поверхность (поверхности) летательного аппарата, обеспечивающая его путевую устойчивость и управляемость. На большинстве самолётов В. о. располагается в плоскости симметрии на верху хвостовой части фюзеляжа (см. рис.). Основная, передняя, как правило неподвижная, часть В. о. (киль) обеспечивает путевую устойчивость летательного аппарата. На задней части киля обычно помещают подвижную аэродинамическую поверхность — руль направления (РН). РН (см. Рули управления) обеспечивает путевую управляемость и балансировку летательного аппарата относительно вертикальной оси, например, при полёте с боковым ветром или с отказавшим двигателем. При переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям полёта аэродинамическая эффективность несущих поверхностей (как и эффективность органов управления) существенно снижается, в связи с чем на некоторых маневренных сверхзвуковых самолётах используют целиком поворотное В. о. (без РН). В некоторых случаях для повышения путевой устойчивости на летательный аппарат устанавливают подфюзеляжные гребни аэродинамические. Наличие на манёвренных сверхзвуковых самолётах внешних подвесок, требующих дополнительных мер по повышению путевой устойчивости летательного аппарата, а также снижение эффективности В. о. на больших углах атаки и при переходе к сверхзвуковым скоростям полёта приводит к тому, что обеспечить устойчивость самолёта однокилевым В. о. (при разумных его размерах) невозможно. По этим причинам иногда используют двухкилевое В. о., кили (килевые шайбы) которого располагают на крыле, фюзеляже, на концах стабилизатора или хвостовых балках. Использование двухкилевого В. о. может быть обусловлено также компоновочными соображениями (например, у самолётов «летающее крыло»), необходимостью перевозки на фюзеляже крупногабаритных грузов или установкой на нём больших внешних радиолокаторов. (Отметим, что аэродинамическая эффективность единицы площади двухкилевого В. о. ниже, чем у одкокилевого, из-за интерференции аэродинамической между килями.)

Эффективность В. о., оцениваемая по приросту путевой статической устойчивости летательного аппарата за счёт установки В. о., определяется его аэродинамической компоновкой и пропорциональна статичному моменту Вв.о. площади В. о.; Вв.о = {{S}}в.о.{{L}}в.о., где {{S}}в.о. — относит, площадь В. о. (отношение площади В. о. к площади крыла), {{L}}в.o. — относительное плечо В. о. (см. Плечо оперения). Обычно значения Вв.о. лежат в диапазоне 0,05—0,1. Основными расчётными случаями выбора площади В. о. (в том числе РН) являются обеспечение определение запаса путевой статической устойчивости (см. Степень устойчивости), осуществление балансировки самолёта при отказе двигателя критического, возможность выдерживания курса летательного аппарата при заданном боковом ветре.

Недостаточность путевой статической устойчивости летательного аппарата, вызванная малой площадью В. о. приводит к неудовлетворительным характеристикам его боковой устойчивости и боковой управляемости (большое время затухания колебаний бокового возмущённого движения, неприемлемый характер управляемого движения летательного аппарата по крену, большая нежелательная взаимосвязь крена и рыскания). В некоторых случаях удаётся уменьшить площадь В. о. путем использования в системе управления летательного аппарат автоматических устройств, например, автомата путевой устойчивости.

Конструкция В. о. аналогична конструкции крыла, площадь В. о. составляет 12—20% площади крыла, площадь РН — 20—30% площади В. о., углы отклонения РН до 25{{°}}. Обычно В. о. выполняется с удлинением {{λ}} = 0,7—2 и сужением {{η}} = 2—3 (см. также Сужение крыла); угол стреловидности В. о. меняется в широких пределах: {{χ}} = 10—45{{°}}.



А. Г. Обрубов.

Однокилевое (a) и двухкилевое (б) вертикальные оперения: 1 — киль; 2 — руль направления.



вертикальный разрез атмосферы — графическое представление состояния атмосферы в вертикальной плоскости, На графике по оси абсцисс отмечается положение пунктов аэрологического зондирования, по оси ординат — высота. По результатам зондирозания на бланк В. р. а. условными знаками наносятся температура, вертикальный градиент температуры (на рисунке слева от вертикальной прямой откладывается падение температуры с высотой, справа — рост), скорость и направление ветра и другие метеорологические элементы. Пространств. В. р. а. строится по синхронным данным аэрологического зондирования в несколько пунктах. Временной В. р. а. строится по данным последовательного зондирования атмосферы в одном пункте.

При метеорологическом обеспечении авиации информация или прогноз метеорологических условий по маршруту полёта схематически представляется в виде В. р. а. Перед полётами по дальним воздушным трассам командир воздушного судна вычерчивает на бланке разреза профиль рельефа трассы, отмечает прогнозируемые атмосферные фронты, расположение облачности, видимость и т. д. Правильность составления разреза проверяется дежурным синоптиком Авиационной метеорологической станции (АМС). Экипажам сверхзвуковым, самолётов в авиаметеорологическом центре или АМС вручается В. р. а., для начальных и конечных участков трассы. На них указываются характеристики метеорологических условий на удалении от пунктов взлёта и посадки (от поверхности земли до высоты 18—20 км) с указанием расположения тропопаузы.



С. С. Гайгеров.

Пространственный вертикальный разрез атмосферы: 1 — значения вертикального градиента температуры ({{Δ}}T/{{Δ}}Z°C/100 м); 2 — изотерма (-15{{°}}C); 3 — направление и скорость ветра (северо-западный около 305 км/ч; треугольник обозначает скорость 92,6 км/ч, длинный штрих — 18,52 км/ч, короткий штрих — 9,26 км/ч); 4 — изолинии скорости ветра (более 30 м/с — струйное течение); 5 — тропопауза; 6 — границы атмосферных фронтальных зон.



вертолет — летательный аппарат, у которого подъёмная сила и пропульсивная сила для горизонтального полёта создаются одним или несколькими несущими винтами (НВ). В. может совершать вертикальные взлет и посадку, неподвижно «висеть» в воздухе, перемещаться вдоль и поворачиваться относительно любой оси. При отказе двигателей В. продолжает полёт со снижением и осуществляет посадку на режиме авторотации винта на неподготовленную площадку. Применяя резкое увеличение угла установки лопастей непосредственно перед посадкой, можно значительно увеличить подъёмную силу и тем самым существенно уменьшить вертикальную скорость В. в момент посадки.

Благодаря возможности взлетать и садиться вертикально, В. эксплуатируется с небольших площадок. Способность неподвижно висеть позволяет В. производить погрузку и выгрузку грузов, не совершая посадки, а также выполнять сложные строительно-монтажные операции (см. Вертолёт-кран).



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   ...   24   25   26   27   28   29   30   31   ...   170


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

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал