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



Скачать 38.76 Mb.
страница35/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   31   32   33   34   35   36   37   38   ...   170

В. т. является важным инструментом исследования аэродинамических проблем, связанных с движением летательного аппарата при всех скоростях полёта. С её помощью были разработаны основные методы анализа прикладных задач.

Лит.: Ван Дайк М., Методы возмущений в механике жидкости, пер. с англ., М., 1967; Коул Дж., Методы возмущений в прикладной математике, пер. с англ., М.. 1972.

А. И. Рубан.

возмущённое движение летательного аппарата. Пусть система уравнений движения летательного аппарата имеет вид:

{{формула}}

{{формула}}

где x1,..., xn — переменные (параметры движения), определяющие движение летательного аппарата, например, скорость полёта, угловые скорости, угол атаки, угол скольжения, угол наклона траектории, высота и т. д., t — время. Предполагается, что известно «невозмущённое» движение — частный случай решения выписанных уравнений при определенных начальных условиях: x1(0)(t)..., xn(0)(t) (обычно невозмущенному движению отвечают постоянные значения параметров движения).

Пусть начальные условия, заданные в момент времени t0 для системы дифференциальных уравнений, отличаются от значений x1(0), ..., xn(0) (t0), и пусть в правых частях уравнений появляются дополнительные слагаемые g1(t), ..., gn(t), обусловленные влиянием возмущений (например, ветровых). Тогда во многих случаях решение системы уравнений можно искать в виде: x1 = x1(0) + {{Δ}}xi (i = 1, ..., n), где приращения {{Δ}}xi(f) определяют возмущённое движение (в частности, характер изменения этих приращений во времени при gi(t), {{Δ}}xi(t = 0) = 0 определяет устойчивость движения).

Уравнения В. д. имеют вид:

{{Формула}}

{{Формула}}

Если приращения параметров траектории достаточно малы, то правые части этой системы уравнений можно упростить, разлагая разности fi(x1(0) + {{Δ}}x1, ..., xn(0) + {{Δ}}xn)-fi(x1(0), ..., xn(0)) в ряд Тейлора, и, отбрасывая малые высшего порядка, выписать линеаризованную систему уравнений В. д.:

{{Формула}}

{{формула}}

где {{формула}}

Если невозмущённому движению отвечают постоянные значения х1,..., хn, то система дифференциальных уравнений В. д. является линейной системой с постоянными коэффициентами. Линеаризованная система уравнений В. д. часто применяется для анализа устойчивости и управляемости летательным аппаратом.

При автоматическом управлении в уравнения В. д.вводятся новые переменные хn + 1, xn + 2 и т. д. И добавляется соответствующее число алгебраических и дифференциальных уравнений.



В. А. Ярошевский.

Волк Игорь Петрович (р. 1937) — советский лётчик-испытатель, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1983), лётчик-космонавт СССР (1984), Герой Советского Союза (1984). Окончил Кировоградское военное авиационное училище летчиков (1956), Школу лётчиков-испытателей (1965), Московский авиационный институт (1969). С 1965 на испытательной работе в Летно-исследовательском институте. Проводил государственные испытания самолётов марок Ил, Як, МиГ, Ту, Су. Исследовал электродистанционные системы управления летательными аппаратами. Не прекращая летной работы, прошёл курс подготовки к космическим полётам и 17—29 июля 1984 совместно с В. А. Джанибековым и С. Е. Савицкой совершил полёт на космическом корабле «Союз Т-12» и орбитальной станции «Салют-7». Выполнил первый полёт на самолёте-аналоге орбитального корабля «Буран» и проводил испытания этого летательного аппарата. Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени, медалями.

И. П. Волк.



Волков Александр Александрович (1905—1965) — советский конструктор авиационного автоматического оружия. После окончания фабрично-заводского училища (1927) работал в КБ (с перерывом). В начале 40 х гг. совместно с С. А. Ярцевым разработал авиационную пушку ВЯ. Государственная премия СССР (1942). Награждён орденами Ленина, Кутузова 2 й степени, Отечественной войны 2 й степени, медалями.

А. А. Волков.



Волков Александр Никитович (р. 1929) — советский государственный деятель, маршал авиации (1989), заслуженный военный лётчик СССР (1974). Окончил спецшколу военно-воздушных сил (1948), Военно-авиационное училище лётчиков (1951), Военно-воздушную академию (1961), ныне имени Ю. А. Гагарина), Военную академию Генштаба Вооружённых Сил СССР (1973). В Советской Армии с 1948. В 1951—1978 прошёл путь от лётчика до командира авиакорпуса. В 1979—1986 — командующий Военно-транспортной авиацией военно-воздушных сил — член Военного совета ВВС, с 1986 —заместитель главнокомандующего ВВС. В 1987—1990 министр гражданской авиации СССР, председатель Комиссии СССР по делам Международной организации гражданской авиации. Награждён орденами Ленина, Красного Знамени, Красной Заезды, «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3 й степени, медалями.

А. Н. Волков.



волна разрежения — распространение бесконечно малого или конечного возмущения давления {{Δ}}p < 0 в покоящейся или движущейся среде. В идеальном газе бесконечно малое возмущение распространяется со скоростью звука. Если имеется непрерывная последовательность бесконечно малых возмущений, то каждое последующее возмущение распространяется в среде с меньшей скоростью из-за понижения температуры и постепенно отстаёт от предыдущего. Поэтому первоначально крутой фронт В. р. с течением времени становится более пологим; это указывает на невозможность существования скачка разрежения.

волна сжатия — распространение бесконечно малого или конечного возмущения Давления {{Δ}}p < 0 в покоящейся или движущейся среде. В идеальном газе малое возмущение распространяется со скоростью звука. Для непрерывной последовательности бесконечно малых возмущении каждое последующее возмущение распространяется в среде с большей скоростью из-за повышения температуры, постепенно догоняет предыдущее и сливается с ним. В результате этого процесса слияния образуется ударная волна.

волновое сопротивление в аэродинамике — часть сопротивления аэродинамического, возникающая при достаточно большой скорости полёта, когда Маха число полета М{{}} превышает критическое М*. Его появление обусловлено тем, что при переходе от докритического обтекания (М* < М{{}}) к сверхкритическому (М* < М{{}} < 1) вблизи поверхности летательного аппарата (как правило, на крыле) формируются местные сверхзвуковые зоны (области со сверхзвуковыми скоростями газа), замыкающиеся скачками уплотнения, а при сверхзвуковом обтекании (М{{}} > l) образуется головной скачок уплотнения и, возможно, ряд внутренних скачков. Переход части кинетической энергии в тепловую энергию газа в таких скачках (ударных волнах) приводит к дополнительной силе, действующей противоположно направлению движения летательного аппарат. Это и есть сила В. с. Непосредственная связь В. с. со сверхкритическим (или сверхзвуковым) обтеканием и скачками уплотнения выражается также в том, что оно определяется суммарным приращением энтропии газа при переходе через скачок или систему скачков уплотнения.

Резкий рост сопротивления на сверхкритическом режиме и необходимое для перехода через скорость звука увеличение тяги двигателей летательного аппарата связаны с тем, что В. с. возрастает пропорционально (М{{}} — М*)3. С целью уменьшения сопротивления и увеличения аэродинамического качества используются профили с возможно большим значением критического числа Маха (сверхкритические профили). Широкое распространение получили стреловидные и треугольные крылья, для которых вследствие скольжения принципа значение М* может быть существенно выше, чем для прямого крыла, а скачки уплотнения при сверхзвуковом обтекании значительно слабее.



Лит.: Христианович С. А., Механика сплошной среды, М., 1981; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд.. М., 1987; Oswatisch К., Gas dynamics, N. V., 1956.

В. Н. Голубкин.

волновое уравнение — линейное в частных производных второго порядка уравнение с постоянными коэффициентами, описывающее распространение в среде возмущений с постоянной скоростью. При выводе В. у. из уравнений газовой динамики пренебрегают вязкостью и объёмными силами, значения и градиенты средних и пульсационных скоростей считаются малыми, а средний значения давления и плотности принимаются не зависящими от времени t. Тогда условия малости возмущений и отсутствия теплообмена позволяют считать движение безвихревым и ввести потенциал скорости {{φ}}, и В. у. принимает вид: д2{{φ}}/дt2-a2{{Δφ}} = 0, где {{Δ}} — оператор Лапласа (в декартовой системе координат {{Δ}} = д2/дx2 + д2/дy2 + д2/дz2), а — скорость распространения возмущения (скорость звука). Давление p и скорость v распространения возмущений определяются через {{φ}}: p = {{ρ}}0д{{φ}}/дt, v = -grad{{φ}}, где {{ρ}}0 — плотность невозмущён ной среды. В сферической системе координат В. у. имеет вид:

{{формула}}

В цилиндрической —

{{формула}}

В случае если распространение волны происходит в однородном воздушном потоке, движущемся со скоростью u0, В. у. принимает вид конвективного В. у.

{{формула}}

где

{{формула}}



С учётом источников, создающих звук, В. у. переходит в неоднородное В. у.

{{формула}}

где F — функция источника, характеризующая его производительность. Правая часть этого уравнения описывает источники, под действием которых происходит распространение звука.

В силу линейности В. у. решение его находится в виде суперпозиции простых гармонических волн, например, в виде плоский волны {{φ}} = A0exp[i({{ω}}t{{±}}kx)] или в виде расходящейся сферической волны {{φ}} = {{ψ}}(t-r/a)/r), где {{ψ}} — произвольная функция.

Для неоднородного В. у. решение существенно сложнее:

{{формула}}

где V — объём, занимаемый источником. В этом случае необходимо иметь детальную информацию об источнике звука, что является весьма сложной задачей для непростых источников (таких, как турбулентные струи, вентилятор, винт). Например, для решения задачи о шуме струи необходимо знать её турбулентные характеристики: пульсации скорости, пространственно-временные масштабы турбулентности и т. п.

А. Г. Мунин.

волновой кризис — возникновение скачков уплотнения (ударных волн) при трансзвуковом обтекании тела, когда Маха число набегающего потока М{{}} превышает критическое число Маха. Начало В. к. связано с образованием местной зоны сверхзвукового течения, замыкающейся скачками уплотнения. Например, при обтекании крыла с ростом значения М{{}} скачки уплотнения, которые первоначально возникают на верхней поверхности профиля, вместе с границей сверхзвуковой зоны перемещаются к задней кромке. Затем сверхзвуковая зона появляется и на нижней поверхности профиля. Развитие её протекает здесь интенсивнее, чем на верхней поверхности, и, начиная с некоторого числа M{{}} < l, замыкающий скачок уплотнения на нижней поверхности обгоняет скачок на верхней поверхности. С приближением числа М{{}} к единице сверхзвуковые зоны захватывают большую часть поверхности профиля.

В. к. сопровождается значительным увеличением лобового сопротивления за счёт появления волнового сопротивления, обусловленного потерями энергии в скачках уплотнения. Отмеченное различие в динамике роста сверхзвуковых зон приводит к резкому изменению продольного момента (смещению фокуса аэродинамического). В условиях В. к. увеличение сопротивления связано также со срывом потока из-под скачков уплотнения. Вследствие разных причин срыв может возникать неодновременно на левой и правой консолях крыла самолёта, что приводит к появлению момента крена.

С целью затягивания начала В. к. применяются сверхкритические профили с повышенным значением критического числа Маха. Широко используются для реодоления В. к. стреловидные крылья, на которых реализуется скольжения принцип.



В. Н. Голубкин.

волнолёт — трёхмерное тело, наветренная сторона которого образована «отвердевшей» поверхностью тока течения за двумерной (плоской — W на рис. 1. а; цилиндрической или осесимметричной) ударной волной, проходящей через некоторую линию ABC, расположенную на этой ударной волне. Линия ABC образует острую переднюю кромку В. Возмущённое течение у подветренной стороны В. заключено между нею и ударной волной, при больших сверхзвуковых скоростях полёта главным образом этому течению обязано возникновение подъёмной силы, чем и объясняется, название «волнолёт». Подветренная сторона В. может быть образована поверхностью тока какого-либо другого двумерного течения, проходящей через ту же линию ABC, благодаря чему образуется объём В. К числу наиболее простых относятся несущие тела (имеющие подъёмную силу), наветренные стороны которых образованы поверхностями тона за плоским скачком уплотнения (плоскостями) и за осесимметричным коническим скачком уплотнения (плоскостями и сегментами конуса, рис. 1, б); подветренные стороны этих тел образованы плоскостями тока не возмущённого потока, дно плоское. С помощью плоских скачков уплотнения и пересекающихся скачков могут быть построены также ненесущие тела с звездообразным поперечным сечением (рис. 2). интересные тем, что их волновое сопротивление меньше, чем сопротивление конусов тех же длины и объёма. Изменяя форму линии ABC, можно получать В. различной формы в плане (рис. 3), а складывая простые В., — различные формы поперечного сечения. Для изменения формы продольного контура можно воспользоваться прямой и косыми волнами разрежения Прандтля — Майера (см. Прандтля — Майера течение). Несмотря на то, что есть проекты летательных аппаратов, по форме близкие к В., последние скорее следует рассматривать как схемы, дающие возможность элементарного расчёта аэродинамических характеристик и решения задач выбора оптимальных форм и параметров летательных аппаратов.

Лит.: Кюхеман Д.. Аэродинамическое проектирование самолетов, пер. с англ, М., 1983; Башкин В. А., Треугольные крылья в гиперзвуковом потоке М. 1984.

Г. И. Майкапар.

Рис. 1. Простейшие волнолёты, образованные плоскими (a) и коническими (б) поверхностями; сплошные и штриховые чёрные линии выделяют объём волнолёта, голубые — ударные волны (скачки уплотнения); V{{}} — набегающий поток.

Рис. 2. Поперечные сечения звездообразных волнолётов (обозначения те же, что на рис. 1).

Рис. 3. Волнолёт сложной формы.



волокнистые материалы в авиастроении. В авиационной технике широко применяются различные материалы на основе химических (искусственных, синтетических, углеродных, керамических, стеклянных, кварцевых, базальтовых, металлических) и натуральных (хлопка, льна, шерсти, шёлка, асбеста) волокон. В. м. изготовляются в виде штапельных волокон, комплексных нитей, холстов, лент, шнуров, трикотажа, тканей, войлоков, нетканых материалов. Применяются как в чистом (исходном) состоянии, так и в композиции с пропиточными составами и другими связующими (например, волокниты, текстолиты). В. м., применяемые в авиационной промышленности, включают материалы для тепло- и звукоизоляции (см. Теплоизоляционные материалы, Звукопоглощающие материалы), декоративно-отделочные материалы для пассажирских салонов, фильтрующие материалы, ткани для парашютов и др. Предельные рабочие температуры для В. м. из хлопка, льна, шерсти, шёлка не должны превышать 80—100{{°}}С; для В. м. из химических волокон: капрона 120{{°}}С, лавсана 150{{°}}С, фенилона 250{{°}}С, терлона и аримида 350{{°}}С. Для теплоизоляционных В. м. допускаются более высокие предельные рабочие температуры, чем для конструкционных материалов из тех же видов волокон: для В. м. на основе стекла 450{{°}}С, асбеста 600{{°}}С, кварца 1000{{°}}С.

вооружение авиационное — совокупность размещаемых на летательном аппарате средств поражения противника, устройств для их транспортировки и использования, а также систем, обеспечивающих боевое применение средств поражения (рис. 1). Иногда к В. а. относят также боевые средства, не обеспечивающие непосредственного поражения противника, но служащие в конечном счёте повышению эффективности и средств поражения (устройства помехового или маскирующего действия, средства защиты различных типов) . К В. а. относят также системы и средства его контроля.

Первым видом В. а. был пулемёт, установленный в опытном порядке па самолёте в 1911 (почти одновременно в России и во Франции). Авиационные бомбы были впервые применены итальянской авиацией во время итало-турецкой войны 1911—1912, Участвовавшие в 1 й балканской войне 1912—1913 русские лётчики бомбардировали в 1912 турецкую крепость Адрианополь (Эдирне), сбрасывая вручную 10-килограммовые бомбы. Для атаки наземных войск — пехоты и кавалерии — с самолета сбрасывали стрелки-дротики размером чуть больше карандаша. Стрелка массой 30 г пробивала деревянный брусок толщиной свыше 15 см. В 1913 в России на самолете был установлен прибор штабс-капитана В. И. Толмачёва для прицеливания при бомбометании. В том же году немецкий инженер Ф. Шнейдер запатентовал конструкцию синхронного пулемётного привода (синхронизатора), позволяющего стрелять из пулемёта через плоскость, сметаемую воздушным винтом. Значительное развитие В. а. связано с созданием И. И. Сикорским в 1913 первого тяжёлого бомбардировщика «Илья Муромец». Пулемётно-пушечное оборонительное вооружение самолёта имело круговую зону обстрела и насчитывало до 8 пулемётов, в том числе подвижных. Самолёт был оборудован держателем для внутрифюзеляжной подвески вооружения, механической системой сбрасывания авиабомб из кабины самолёта и бомбардировочным прицелом. Для вооружения самолёта В. В. Орановским были разработаны первая в мире система (ряд) фугасных и осколочных бомб и авиационный взрыватель. Система фугасных авиабомб состояла из 8 бомб, а осколочных — из 4 бомб. Осколочные бомбы имели готовые элементы и упредительный шток для подрыва над поверхностью земли. Зажигательные бомбы представляли собой ёмкости, заполненные паклей и опилками, пропитанными мазутом и бензином. В 1916 французский лётчик Г. Гинемер использовал в воздушных боях 37-мм пушку, стрелявшую через пустотелую втулку винта. В России 37-мм пушка устанавливалась на гидросамолёте М-9 (см. Григоровича самолёты), на бомбардировщике пробовали применять 76-мм пушку. Первый советский серийный истребитель И-2 в 1926 был вооружён двумя синхронными пулемётами ПВ-1 В 1928 советская военная авиация получила турельный пулемёт ДА. В 1932 на вооружение был принят 7,62-мм авиационный пулемёт ШКАС со скорострельностью 1800 выстрелов в 1 мин, не имевший равных в мире. К 1933 создаётся новая система авиационных бомб М32. В 1936—1938 успешно прошёл испытания авиационный пулемёт Ультра-ШКАС с темпом стрельбы 3000 выстрелов в 1 мин. В 1936 на вооружение принята 20-мм авиационная пушка ШВАК. В конце 1938 начались испытания 12,7-мм пулемёта БС конструкции М. Е. Березина. В 1937—1939 на вооружение истребителей поступили неуправляемые реактивные снаряды PC-82, PC-132. В ходе Второй мировой воины советская авиация имела также 23-мм пушки ВЯ, 12,7-мм пулемёты УБ и 20-мм пушки Б-20, пушки -23 и НС-37. Появились радиолокационные прицелы и системы наведения, позволяющие осуществлять бомбометание по невидимым целям (ночью, из-за облаков). Бомбардировочные установки производили автоматические сбросы бомб как одиночно, так и залпом или серией с заданным числом бомб и установленными интервалами. Калибр бомб колебался в широких пределах — от 0,5 кг до 12 т. На вооружение советских ВВС еще во время войны поступили противотанковые бомбы кумулятивного действия.

Авиационные средства поражения представляют собой управляемое, корректируемое и неуправляемое оружие. Управляемое оружие — это авиационные ракеты классов «воздух — воздух» (для поражения воздушных целей при пуске с летательного аппарата), «воздух — поверхность» (для поражения наземных и надводных целей), «воздух — космос» (частный случай ракет класса «воздух — воздух» для поражения объектов в космосе), а также противоракеты (для поражения ракет противника главным образом в целях обороны и перехвата). Корректируемое оружие — промежуточное между управляемым и неуправляемым оружием, охватывающее главным образом средства поражения, основанные на образцах неуправляемого оружия, оснащённых системами разовой и многоразовой коррекции для уменьшения вероятности промаха. Корректируемыми бывают бомбы, артиллерийский снаряды, ракеты. К неуправляемому оружию относятся: бомбардировочное оружие, включающее разнообразные авиационные бомбы, кассеты с мелкими поражающими субснарядами, зажигательные баки, мины и торпеды (см. Противолодочное оружие); ракетное оружие не имеющее средств наведения на цель; пулемётно- пушечное оружие, включающее пушки, пулемёты, гранатомёты и боеприпасы к ним (см. Пулемётно-пушечное вооружение), в также выливные системы, разбрасыватели (дипольные отражатели, ложные тепловые цели), огнемёты и пр. С 80 х гг, в США ведутся работы над новым видом средств поражения — лазерно-лучевым оружием.

Под устройствами, служащими для транспортировки и реализации средств поражения, принято понимать подвижные и неподвижные установки пулемётно-пушечного вооружения, авиационные пусковые установки, катапультные установки, блоки неуправляемых ракет, держатели бомбардировочного вооружения, бомбозамки, контейнеры, пилоны, а также обслуживающие их электрические, гидравлические, пневматические, и пиротехнические системы. Сюда относят также вытяжные системы, парашютные системы стабилизации и торможения и т. д. Современный комплекс В. а. — это совокупность взаимосвязанных устройств, которые функционируют как при применении пулемётно-пушечного, так и бомбардировочного или ракетного вооружения (рис. 2). Например, на балочные держатели, входящие в установку бомбардировочного вооружения, могут подвешиваться контейнеры с пушками или ракетные пусковые устройства.

Системы, обеспечивающие боевое применение средств поражения, разнообразны по виду и по характеру действия. Системы для обнаружения и опознавания целей составляют самостоятельный класс обзорно-прицельных систем. Основным видом обеспечивающих систем, входящих в В. а., являются системы управления оружием (вооружением); схема одной из них показана на рис. 3. С 80 х гг. основу этих систем, помимо силовых линий и агрегатов энергопитания, составляют цифровые вычислители разных уровней, объединённые цифровой мультиплексной линией связи и передачи информации, дополняемые иногда аналоговыми линиями передачи информации (например, телевизионного изображения цели с головки самонаведения ракеты), устройства отображения информации экипажу и др. Вычислители нижнего уровня в системе управления оружием получают информацию о типе подвешиваемого оружия, готовности его к работе, осуществляют периодический контроль исправности, по командам центрального вычислителя или вычислителя более высокого уровня рассчитывают и вводят в оружие программу работы (время включения и выключения двигателя ракеты, моменты изменения конфигурации и раскрытия крыльев, выпуска тормозного парашюта), а также рассчитывают параметры (например, момент срабатывания) взрывателя. При необходимости они же обеспечивают перевод цифровых команд управления в аналоговые сигналы. Вычислители более высокого уровня решают баллистическую задачу, определяют зону пуска или точку сброса, выбирают вид оружия и порядок его применения, обеспечивают экипажу наглядную индикацию обстановки и оптимизацию в этой обстановке решения. В ряде случаев эти вычислители решают и более сложные задачи, выходящие за рамки управления только вооружением, например оптимальное маневрирование летательного аппарата в зоне цели, одновременное управление летательным аппаратом и двигателем для обеспечения максимальной эффективности применения оружия и т. д.

Непрерывное развитие средств противовоздушной обороны, рост требований к эффективности В. а. приводят к постоянному усложнению В. а., его постепенному слиянию с подсистемами летательного аппарат-носителя и в конечном счёте к превращению боевого летательного аппарата в единый боевой авиационный комплекс. Усложнение систем В. а. вызывает необходимость надёжного контроля работоспособности В. а. при наземной эксплуатации и применении. В результате совершенствования В. а. большинство систем неуправляемого и некоторые виды управляемого В. а. ввиду их высокой надёжности не подвергаются контролю (так называемые беспроверочные системы). Роль контроля В. а. постоянно возрастает.

До 60 х гг. для проверки авиационного вооружения использовались в основном неавтоматизированные средства, выполненные в виде контрольно-поверочной аппаратуры с приборами индикации сигналов. С 70 х гг. получили широкое развитие автоматизированные системы контроля на базе цифровых электронно-вычислительных машин (рис. 4). Они осуществляют параметрический контроль по задаваемым программам, производят поиск неисправного блока или узла, прогнозируют техническое состояние, а также фиксируют результаты контроля с помощью печатающих устройств или дисплеев.



Лит.: Боевая авиационная техника. Авиационное вооружение, под ред. Д. И. Гладкова, М., 1987.

В. С. Егер, И. А. Родионов.

Рис. 1. Классификация авиационного вооружения.

Рис. 2. Возможная схема размещения вооружении в корпусе или на внешней подвеске современного истребителя-бомбардировщика: 1 — пушки; 2 — бомбы; 3 — неуправляемые ракеты; 4 — ракеты «воздух — поверхность»; 5 — ракеты «воздух — воздух»; 6 — баки (зажигательные, топливные), контейнеры с разведывательной аппаратурой; 7 — разбрасыватели.

Рис. 3. Схема системы управления вооружением.

Рис. 4. Типовая схема автоматизированной системы контроля управляемых авиационных ракет.

Воробьёв Иван Алексеевич (р. 1921) — советский лётчик, полковник, дважды Герой Советского Союза (1944, 1945). В Советской Армии с 1940. Окончил Тамбовскую военную авиационную школу пилотов (1941), Военно-воздушную академию (1952; ныне имени Ю. А. Гагарина), Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-штурмовиком, командиром звена, командиром эскадрильи штурмового авиаполка. Совершил около 400 боевых вылетов. После войны в Военно-воздушных силах, с 1958 на преподавательской работе. Награждён орденом Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденами Богдана Хмельницкого 3 й степени, Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1 й степени, орденом Отечественной войны 2 й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в деревне Горбачёво Тульской области.

Лит.: Ребров М., Штурмовик-гвардеец, в кн.: Люди бессмертного подвига, 4 изд., кн. 1, M., 1975.

И. А. Воробьёв.



Ворогушин Николай Иванович (1889—1938) — советский учёный в области теплотехники, ученик Н. Е. Жуковского. Член студенческого воздухоплавательного кружка (1910—1914) Императорского технического училища (ныне Московский государственный технический университет), которое окончил в 1921. Руководитель научных подразделений Центрального аэрогидродинамического института (1918—1930, 1935—1938). В 1923—1929 заместитель председателя (С. А. Чаплыгина) строительной комиссии Центрального аэрогидродинамического института, одновременно работал в винтомоторном отделе института. В 1935—1937 возглавил бюро технического проектирования нового Центрального аэрогидродинамического института. В 1931—35 работал в Центральном институте авиационного моторостроения. Преподавал в Военно-воздушной академии Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1923—1938; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского), Московском механико-электротехническом институте имени М. В. Ломоносова (1921—1930), Московском авиационном институте (1930—1937). Основные работы в области теории авиадвигателей, методики эксперимента и испытаний двигателей новых типов, проектирования моторных лабораторий.

Н. И. Ворогушин.



Ворожейкин Арсений Васильевич (1912—1987) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1954), дважды Герой Советского Союза (1944). В Советской Армии с 1931. Окончил военную авиационную школу лётчиков (1937), Военную академию командно-штурманского состава военно-воздушных сил Красной Армии (1942; ныне Военно-воздушная академия имени Ю. А. Гагарина), Высшую военную академию (1952; позже Военная академия Генштаба Вооруженных Сил СССР). Участник боёв в районе р. Халхин-Гол, советско-финляндской и Великой Отечественных войн. Был командиром эскадрильи, заместитель командира истребительного авиаполка, старшим инструктором-лётчиком. Совершил свыше 240 боевых вылетов, сбил 52 самолёта противника. Награждён орденом Ленина, 4 орденами Красного Знамени, орденами Суворова 3 й степени, Александра Невского, Отечественной войны 1 й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями и иностранными орденами. Бронзовый бюст в г. Городец Нижегородской области.

А. В. Ворожейкин.



Ворожейкин Григорий Алексеевич (1895—1974) — советский военачальник, маршал авиации (1944). В Советской Армии с 1918. Окончил школу прапорщиков (1915), Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1933; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Участник Первой мировой и Гражданской войн. В ходе Великой Отечественной войны был командующим авиацией армии, командующим военно-воздушных сил фронта, начальник штаба ВВС Красной Армии, командующий ударной авиационной группой (1942), 1 м заместителем главнокомандующего Военно-воздушных сил (1942—1946). В 1946—47 командующий авиационным объединением. В 1953—1959 начальник факультета ВВА. Награждён 2 орденами Ленина, 4 орденами Красного Знамени, 3 орденами Суворова (два — 1 й степени, один — 2 й степени), орденом Красной Звезды, медалями.

Г. А. Ворожейкин.



воронежский механический завод — берёт начало от завода «Триер», образованного в Воронеже в 1928 и преобразованного в 1931 в дизельный завод. С 1940 — филиал Воронежского авиамоторного завода №16, передавшего сюда производство поршневых двигателей М-11; с марта 1941 — самостоятельное предприятие (завод №154; современное название с 1961). В годы Великой Отечественной войны завод, перебазированный в октябре 1941 — январе 1942 в г. Андижан Узбекской ССР, выпускал поршневые двигатели М-11Д. В 1946 реэвакуирован в Воронеж на территорию завода №16 (оставшегося после эвакуации в Казани) и стал одним из основных поставщиков поршневых двигателей авиационного назначения. В различных модификациях выпускались поршневые двигатели М-11 (М-11Д, К, Л, ФР). АИ-14 (АИ-14Р, В, ВФ, РФ, ЧР), АШ-62 (АШ-62ИР, М), М-14 (М-14В26, П, Б), а также редуктор РВ-15 для вертолётов Ка-15 и Ка-18. Предприятие награждено орденом Октябрьской Революции (1976) и Трудового Красного Знамени (1945).

воронежское авиационное производственное объединение — берёт начало от Воронежского авиационного завода №18, который был заложен в 1930 и вступил в строй в 1932. В КБ завода работали А. С. Москалёв, К. А. Калинин. В 1933—1941 на заводе строились пассажирский самолёт САМ-5, рекордный самолёт АНТ-25, бомбардировщики ТБ-3 (АНТ-6), К-12, К-13, ДБ-3 (Ил-4), Ер-2, штурмовик Ил-2. В ноябре 1941 завод был эвакуирован и продолжил свою деятельность в Куйбышеве (с 1989 это Куйбышевское авиационное производственное объединение). Воссозданный в 1943 в Воронеже завод (№64) с 1944 выпускал штурмовик Ил-10. В дальнейшем строил реактивные бомбардировщики Ил-28, Ty-l6, транспортный самолёт Ан-12, пассажирские самолёты Ил-12, Ту-144, Ил-86. В конце 80 х гг. начал выпускать пассажирский самолёт Ил-96-300. В 1980 на основе завода образовано производственное объединение. Предприятие (объединение) награждено орденами Ленина (1966), Трудового Красного Знамени (1981).

Воронин Григорий Иванович (1906—1987) — советский учёный в области криогенно-вакуумной техники и кондиционирования воздуха, доктор технических наук (1951), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1967), Герой Социалистического Труда (1961). После окончания Московского авиационного института (1936) работал в промышленности; в 1939—1985 главный конструктор. С 1957 преподавал в Московском энергетическом институте (с 1958 профессор). С 1962 заведующий кафедрой Московского высшего технического училища. Под руководством В. созданы системы кондиционирования для поддержания давления, температуры, влажности и чистоты воздуха в кабинах летательных аппаратов. Ленинская премия (1966), Государственная премия СССР (1949, 1952). Награждён 3 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Отечественной войны 1 й степени, 3 орденами Трудового Красного Знамени, медалями.

Г. И. Воронин.



Воронин Павел Андреевич (1903—1984) — один из организаторов авиационной промышленности СССР, генерал-майор инженерно-авиационной службы (1944), .дважды Герой Социалистического Труда (1941, 1982). Окончил Московский машиностроительный институт (1934). С 1920 работал на Государственном авиационном заводе №1 (бывший «Дукс») в Москве (с 1934 директор). В 1940—1946 заместитель наркома авиационной промышленности. В 1946—1982 директор завода №30 («Знамя Труда») в Москве, генеральный директор авиационного производственного объединения имени П. В. Дементьева. В годы Великой Отечественной войны внёс большой вклад в организацию эвакуации авиационных заводов и массового производства боевых самолётов. Ленинская премия (1976). Награждён 7 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Суворова 2 й степени, Кутузова 1 й степени, Трудового Красного Знамени, медалями.

П. А. Воронин.



восьмёрка — фигура пилотажа: полёт летательного аппарат по траектории, сходной с цифрой 8 (см. рис.). Различают горизонтальную и вертикальную В. Горизонтальная В. состоит из двух противоположных по направлению разворота слитно выполненных виражей; вертикальная — из Нестерова петли и двух полупетель.

Горизонтальная восьмёрка.



«Воут» (Chance Vought Corporation) — авиастроительная фирма США. Основана в 1917 под название «Чане Воут эркрафт», с конца 1960 — «В.». В 1961 вошла в состав концерна «ЛТВ корпорейшен» (см. «Линг-Темко-Воут»). Была основным поставщиком самолётов для Военно-морских сил США. К наиболее известным самолётам фирмы относятся палубные истребители и их модификации: F4U «Корсар» первый полёт в 1940, построено более 11 тысяч, см. рис. в табл. XX), F7U «Катлас» (1948), F-8 «Крусейдер» (1955), А-7 «Корсар»II (1965). Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в таблице.

Табл. — Палубные самолеты фирм «Воут» и «Линг-Темко-Воут»



Основные данные

Истребители

Истребитель-бомбардировщик F-8B

Штурмовик

A-7D


F4U-5N

F7U-3

Первый полёт, год

1944

1951

1961

1968

Число и тип двигателей

1 ПД

2 ТРДФ

1 ТРДФ

1 ТРДД

Мощность двигателя, кВт

1710

-

-

-

Тяга двигателя, кН

-

27

80

64,5

Длина самолёта, м

10,21

13,5

16,51

14,1

Высота самолёта, м

3,72

4,45

4,8

4,9

Размах крыла, м

12,5

12,1

10,87

11,8

Площадь крыла, м2


29,17

46,1

34,84

34,84

Взлётная масса, нормальная

-

12,4

12,7

16,98

максимальная

6,4

14,35

15,42

19,05

Масса пустого самолёта, т

-

8,26

-

8,67

Боевая нагрузка, т

0,91

1

2,27

6,8

Радиус действия, км

-

480

965

1810

Максимальная скорость полёта, км/ч

755

1135

1800

1115

Потолок, м

-

13700

17675

7860

Экипаж, чел.

1

1

1

1

Вооружение


4 пушки (20мм), НАР

4 пушки (20 мм), НАР

4 пушки (20 мм), НАР, 6 УР

4 пушки (20 мм), НАР, УР


«вояджер» (английское voyager, буквально — путешественник) — самолёт, на котором в 1986 Д. Рутан и Д. Йигер впервые осуществили беспосадочный кругосветный перелёт без дозаправки топливом в полёте. Построен в 1983—1984 фирмой «Вояджер эркрафт» (США) под руководством Б. Рутана (брат пилота). Самолёт (рис. в табл. XXXVIII) изготовлен из лёгких композиционных материалов и выполнен по схеме «утка» — с передним горизонтальным оперением, вертикальное оперение располагается сзади на боковых балочных гондолах. Размах крыла 33,77 м, удлинение 33,8 м, площадь 33,72 м2. Длина фюзеляжа 7,74, максимальная ширина 1 м. Длина балок-гондол 8,9 м. Двухместная кабина в фюзеляже включает рабочее место пилота и место для отдыха другие члена экипажа. Шасси убирающееся, трёхопорное (с носовой опорой). Силовая установка с тянущим и толкающим воздушными винтами на концах фюзеляжа и двумя поршневыми двигателями фирмы «Теледайн континентал». Мощность переднего поршневого двигателя 96,9 кВт (отключается на 2—3 й день полёта), заднего — 82 кВт. Максимальная крейсерская скорость 240 км/ч. Топливо размешается в крыле, горизонтальном оперении, фюзеляже, балках-гондолах. Бортовое оборудование позволяет использовать информацию от навигационных спутников. Значения масс в рекордном полёте: планёр 426 кг; самолёт без топлива 1217 кг, топливо 3180 кг, взлётная масса 4397 кг.

Воячек Владимир Игнатьевич (1876—1971) — советский учёный-медик, академик АМН СССР (1944), генерал-лейтенант медицинской службы (1943), заслуженный деятель науки РСФСР (1933), Герой Социалистического Труда (1961). Окончил Военно-медицинскую академию (1899). В 1917—1956 профессор (с 1930 заведующий кафедрой), в 1919—1925 вице-президент, в 1925—1930 начальник этой академии. Разработал нормативы отбора лётного состава в авиацию. Награждён 5 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденом Отечественной войны 1 й степени, медалями. Имя В. в 1935 присвоено оториноларингологической клинике Военно-медицинской академии. Портрет смотри на 162 странице.

В. И. Воячек.



врачебно-лётная экспертиза (ВЛЭ) — периодический (в большинстве стран мира ежегодный) медицинский контроль за состоянием здоровья членов лётных экипажей военной и гражданской авиации, инженерно-технического и диспетчерского состава, а также обследование кандидатов при их отборе в авиационные училища. Основные задачи ВЛЭ — ранняя диагностика, лечение и профилактика заболеваний, обеспечение безопасности полётов. ВЛЭ проводится врачебно-лётными комиссиями, в которые входят специалисты авиационно-космической медицины с профильной подготовкой по хирургии, терапии, оториноларингологии, офтальмологии, психоневрологии; в их работе принимают также участие представители авиационного командования. Врачебно-лётная комиссия по данным всестороннего объективного исследования подэкспертных лиц принимает решения об их годности к лётной или диспетчерской работе на срок до очередного освидетельствования в соответствии с действующим в каждой стране медико-юридическим законодательством. Решения врачебно-лётной комиссии могут быть окончательными (облигатными), например, в ВВС США, и рекомендательными, например, в ВВС Франции, где они подлежат утверждению авиационным командованием. Учреждения авиационно-медицинской службы ряда стран, проводящие ВЛЭ, наделены правом индивидуализированной экспертной оценки специалистов лётного и диспетчерского состава при наличии в их состоянии здоровья отклонений от нормы, потенциально угрожающих безопасности полётов. В гражданской авиации стран — участниц Международной организации гражданской авиации предпринимаются попытки унифицировать методы ВЛЭ, критерии годности и медицинской дисквалификации лётного и диспетчерского состава по состоянию здоровья. В ряде стран ВЛЭ, наряду с предполётным контролем и ежеквартальным углублённым медицинским осмотром, — составное звено системы наблюдения за состоянием здоровья лётного состава.

И. Д. Малинин.

вращательные производные. При анализе возмущённого движения летательного аппарата аэродинамические коэффициенты обычно раскладываются в ряд Тейлора по кинематическим параметрам движения с учётом линейных членов разложения. Коэффициент {{c}}, {{m}} этого разложения, стоящие при параметрах {{ω}}i,(j,i = x, y, z), называются В. п. Здесь {{ω}}x,y = {{ω}}x,yi/2V{{}}, {{ω}}z = {{ω}}bA/V, j — размах крыла, bA — САХ, V{{}} — скорость полёта, {{ω}}x, {{ω}}y, {{ω}}z — скорости крена, рыскания и тангажа. В. п. характеризуют влияние вращения летательного аппарата на его аэродинамические коэффициенты (отсюда название). Для обозначения В. п. используются символы аэродинамических коэффициентов с верхним индексом, указывающим кинематический параметр, по которому берётся производная {{ci(mi)}} = ∂c1(mi)/∂{{ω}}j. Если индексы i, j совпадают, то В. п. называют простыми, например {{mz}}, если же индексы i, j различны, то В. п. называют сложными или перекрёстными, например {{mx}}

Такое представление аэродинамических сил и моментов является адекватным лишь на режимах обтекания с устойчивой и упорядоченной вихревой структурой или на режимах безотрывного обтекания, то есть при углах атаки {{α}} < {{α}}*, где {{α}}* — угол атаки, при котором начинается интенсивная перестройка структуры потока (появление срыва потока, разрушение вихревого жгута и т. д.). На этих режимах В. п. слабо зависят от Струхала числа Sh и амплитуды колебаний летательного аппарата, При {{α}} > {{α}}* В. п. могут зависеть от Sh и амплитуды колебаний летательного аппарата, что не позволяет корректно использовать возмущений теорию для исследования динамики летательного аппарата.

Для экспериментального определения В. п. необходимы специальные динамические испытания, в основном используются методы установившегося вращения и искривленного потока. В основе последнего метода лежит идея моделирования стационарного точения около фиксированной модели путём такого генерирования патока в аэродинамической трубе, что он движется в окрестности модели по траектории, близкой к круговой. Широкое распространение получили также динамические установки, которые используют методы вынужденных колебаний и на которых одновременно в комплексе определяются В. п. и нестационарные производные (НП) — коэффициент разложений по безразмерным параметрам, характеризующим изменения углов атаки и скольжения во времени. Для выделения составляющих комплекса проводятся испытания с одновременным и поочерёдным колебаниями и модели, и потока в динамической установке. В качестве примера на рис. приведены экспериментальные зависимости В. п. {{mz}} и НП {{mz}} = ∂mz/{{α}} = d{{α}}/dt, {{α}} = αbA/V{{}}, t — время) и их комплекса от угла атаки для некоторой модели при дозвуковой скорости потока.

Г. И. Столяров.

Экспериментальные зависимости ({{Δ}}, {{Ο}}) вращательной и нестационарной производных и их комплекса от {{α}}.



вредное сопротивление — 1) разность между полным сопротивлением аэродинамическим летательного аппарата и индуктивным сопротивлением его несущих поверхностей (крыла, оперения). Складывается из сопротивления фюзеляжа, профильного сопротивления несущих поверхностей, сопротивления гондол силовой установки и т. д. В. с. отсутствует в идеальной жидкости.

2) Разность между полным сопротивлением комбинации нескольких интерферирующих элементов и суммой сопротивлений тех же, но невзаимодействующих элементов (например, крыла, оперения, фюзеляжа); если эта разность является положительной, что свидетельствует о наличии неблагоприятной интерференции аэродинамической, то можно говорить о вредном интерференционном сопротивлении; если отрицательна, то интерференция является полезной. 3) В прикладной аэродинамике В. с. иногда называют сопротивление выступающих в поток элементов, не моделируемых при испытаниях в аэродинамических трубах. К таким элементам относятся, например, приёмники давления и температуры воздуха, антенны, вспомогательные воздухозаборники, обтекатели сигнальных огней, тяг органов управления. К В. с. относят также сопротивление от технологических изъянов поверхности летательного аппарата, таких, как волнистость и шероховатость поверхности, уступы в стыках листов обшивки, выступающие или заглублённые головки заклёпок и болтов, щели между секциями органов управления и т. д.

Ввиду неоднозначности термина «В.с.» необходимо в каждом конкретном случае указывать смысл его применения. В современной аэродинамической практике термин «В. с.» обычно не употребляется.

Л. В. Васильев.

всемирная система зональных прогнозов, ВСЗП (World Area Forecast System) — создана для обеспечения заинтересованных потребителей прогнозами метеорологических условий по маршруту полёта (ветер и температура на высотах, тропопауза и атмосферная турбулентность, грозы и т. п.) в цифровой форме в узлах регулярной сетки, в наглядной форме или буквенно-цифровой форме, пригодных для непосредственного использования.

ВСЗП начала создаваться в 80 х гг. при тесном сотрудничестве ИКАО и Всемирной метеорологической организации (ВМО) на базе существовавшей Системы зональных прогнозов (СЗЛ) ИКАО/ВМО, обеспечивавшей авиационные метеорологические службы прогнозами по маршруту, необходимыми для включения в полётную документацию и проведения инструктажа, СЗП объединяла 17 Центров зональных прогнозов (ЦЗП), обеспечивавших метеорологические службы стран, входящих в закрепленные за ними районы обслуживания, прогнозами высокого качества и в стандартной форме. В 1982 в Монреале (Канада) специализированное совещание по связи и метеорологии ИКАО совместно с комиссией по авиационной метеорологии ВМО рассмотрело и специально утвердило концепцию построения ВСЗП. На базе ЦЗП были учреждены Всемирные центры зональных прогнозов (ВЦЗП) в Вашингтоне (США) и Лондоне (Великобритания), а также Региональные центры зональных прогнозов (РЦЗП) в городах: Бразилия (Бразилия), Буэнос-Айрес (Аргентина), Дакар (Сенегал), Дели (Индия), Лас-Пальмас (Испания, Канарские острова), Мельбурн (Австралия), Москва (СССР), Найроби (Кения), Париж (Франция), Токио (Япония), Веллингтон (Новая Зеландия), Франкфурт-на-Майне (ФРГ). Функции РЦЗП по определенным районам обслуживания были возложены также и на центры в Вашингтоне и Лондоне.

На начальной стадии деятельности ВЦЗП в их функции входила подготовка прогнозов ветра и температуры в цифровой форме в узлах регулярной сетки и обеспечение ими РЦЗП, в обязанности РЦЗП входил приём цифровых данных из ВЦЗП, хранение и обеспечение ими заинтересованных потребителей, а также подготовка карт ветра, температуры и особых явлений погоды на высотах но своим зонам обслуживания.

В конечном виде ВСЗП должна включать только два ВЦЗП — в Вашингтоне и Лондоне, которые будут разрабатывать все виды прогнозов (ветра, температуры, тропопаузы, особых явлений погоды) в цифровой форме в узлах регулярной сетки и рассылать их, с использованием в первую очередь спутниковых средств связи, непосредственно всем заинтересованным потребителям. Планируется, что формирование ВСЗП завершится в середине 90 х гг.

Всемирный центр зональных прогнозов (World Area Forecast Centre, WAFC) осуществляет подготовку и распространение глобальных прогнозов ветра и температуры для эшелонов полёта (см. Эшелонирование) 50 (850 гПа), 100 (700 гПа), 180 (500 гПа), 240 (400 гПа), 300 (300 гПа). 340 (250 гПа), 390 (200 гПа), 450 (150 гПа), 530 (100 гПа) и 600 (70 гПа), а также данных о высоте тропопаузы и скорости, направлении и высоте максимального ветра в узлах регулярной сетки в цифровой форме и в стандартном формате.

Региональный центр зональных прогнозов (Regional Area Forecast Centre, RAFC) осуществляет приём цифровых данных из ВЦЗП, хранит, обрабатывает эти данные и обеспечивает ими заинтересованных потребителей, готовит на базе этих данных по своей зоне ответственности необходимые потребителям карты ветра и температуры, а также, с использованием всей имеющейся информации, карты особых явлений погоды и обеспечивает ими заинтересованных потребителей.

РЦЗП Москва (RAFC MOSCOW) создан в 1982 в Гидрометцентре СССР Госкомгидромета СССР при Отделе авиационной метеорологии (Лаборатория зональных прогнозов), Центр готовит по установленному ВМО/ ИКАО району обслуживания карты прогноза ветра в температуры для эшелонов полетов 300 (300 гПа), 340 (250 гПа) и 390 (200 гПа), а также карты прогноза особых явлений погоды для слоя между эшелонами полёта 250 (450 гПа) и 400 (160 гПа) на сроки 00, 06, 12, 18 часов Единой системы времени. Карты оформляются в соответствии со стандартами ВМО/ИКАО и передаются потребителям по факсимильный линиям связи.

А. А. Ляхов.

всероссийский аэроклуб — учреждён 16 (29) января 1908 в Петербурге. В декабре 1909 вступил в ФАИ и получил право регистрировать в ней мировые авиационные и воздухоплавательные рекорды, устанавливаемые в России, а такте выдавать пилотские дипломы, действительные во всех странах. Объединял и координировал усилия сторонников развития воздухоплавания и авиации в России. Руководящие органы — президиум, совет и правление. К совету были прикомандированы постоянные представители военного и морского министров и начальника генштаба. При В. а. работали комитеты: научно-технический (председатель — профессор В. Ф. Найдёнов), спортивный и комитет по сбору средств для воздушного флота, а также комиссии по приему пилотских экзаменов, медицинская, по авиационной почте и др. В конце 1910 организована авиационная школа по подготовке пилотов-авиаторов.

Отделы В. а. имелись в ряде городов. Проводились Международные авиационные недели (с целью установления рекордов, показа фигурных полётов и т. п.). В. а. участвовал в созыве и проведении Всероссийских воздухоплавательных съездов. В числе принимавших участие в работах В. а. — учёные и конструкторы К. П. Боклевский, Н. Н. Митинский, Н. А. Рынин, И. И. Сикорский, К. Э. Циолковский, лётчики Г. В. Алехнович, В. В. Дыбовский, Л. В. Зверева, А. Е. Раевский, С. А. Ульянин. В. а. издавал журнал «Воздухоплаватель» (с 1904) и ежегодник «Воздушный справочник» (с 1912). В конце 1917 работа В. а. прекратилась.



всесоюзный институт легких сплавов (ВИЛС) — создан в 1961 в Москве. Осуществляет разработку технологии производства полуфабрикатов для авиационной промышленности, других отраслей техники и новых материалов для народного хозяйства. Институт разрабатывает процессы литья, обработки давлением, а также термической обработки алюминиевых и других сплавов. В состав ВИЛС входят специализированные подразделения, занимающиеся исследованиями в области создания прогрессивных технологических процессов изготовления, исследованиями структуры и свойств и методами контроля полуфабрикатов из лёгких и других сплавов, повышением эффективности металлургического производства, разработкой проектов и изготовлением нестандартного металлургического оборудования. Институт располагает экспериментальной базой, опытным производством и вычислительным центром. Издаёт сборники научно-технических трудов. Награждён орденом Октябрьской Революции (1983). С 1992 — Всероссийский институт лёгких сплавов.

всесоюзный научно-исследовательский институт авиационных материалов (ВИАМ) — образован приказом наркома тяжёлой промышленности 1932 в Москве на базе отдела испытаний авиационных материалов ЦАГИ. Разрабатывает конструкционные, коррозионно-стойкие, жаропрочные, износостойкие стали и сплавы, пластмассы, герметики, уплотнительные, тепло- и звукоизоляционные и другие материалы. Институт занимается также теоретической и экспериментальной разработкой проблем легирования и прочности сплавов, вопросами защиты металлов от коррозии, созданием методов механических испытаний и неразрушающего контроля качества сплавов и неметаллических материалов. Издает «Труды», тематические сборники. Награждён орденами Ленина (1945), Октябрьской Революции (1982). С 1992 — Всероссийский институт авиационных материалов.

«всплывание» элеронов — самопроизвольное отклонение элеронов на обеих половинах крыла на отрицательные углы вследствие деформации проводки управления под действием аэродинамической нагрузки. Как правило, имеет место на самолётах, у которых проводка выполнена недостаточно жёсткой.

всплывная сила — разность между выталкивающей (архимедовой) силой P, действующей на погружённое в жидкость или газ тело (см. Аэростатика), и весом Gт этого тела, то есть Φ = P-Gт. При Φ > 0 тело всплывает, при Φ < 0 погружается, а при Φ = 0 находится в равновесии, Для сложных систем В. с. обычно вычисляют по упрощённым формулам. Например, дли аэростата Φ = P0-(Gт + Gг), где P0 — выталкивающая сила, вычисленная по объёму наполненной оболочки, Gг — вес наполняющего оболочку газа, Gт — вес аэростата, то есть вес конструкции и грузов, находящихся на аэростате. В. с., действующую на аэростатический летательный аппарат, часто называют подъёмной силой.

вспомогательная силовая установка (ВСУ), энергоузел — силовая установка на современных самолётах и вертолётах для пуска основных двигателей, питания сжатым воздухом системы кондиционирования, привода электрогенераторов и другого вспомогательного оборудования. Применение бортовых ВСУ обеспечивает независимость летательного аппарата от наземных источников питания. В полёте ВСУ может использоваться в качестве аварийного источника энергии.

ВСУ представляет собой газотурбинный двигатель и выполняется по следующим основным схемам: 1) одновальной, в которой отбор воздуха обычно осуществляется от общего компрессора, приводимого турбиной, расположенной с компрессором на общем валу, а генератор тока приводится от турбины через редуктор; частота вращения у таких ВСУ на рабочем режиме обычно поддерживается постоянной, что обусловлено необходимостью приводи генераторов переменного тока; 2) одно- или двухвальной с дополнительным компрессором, от которого отбирается воздух потребителю; 3) двухкаскадной, в которой воздух отбирается за компрессором низкого давлении;

У ВСУ, используемых на пассажирских самолётах, основная мощность тратится на выработку сжатого воздуха. Отбираемая электрическая мощность в этом случае не более 90 кВт, ВСУ могут выполняться и по другим схемам в зависимости от предъявляемых к ним требований — по соотношению между видами энергии (электрическая, пневматическая и механическая), вырабатываемой ими.

вторые режимы полета — режимы полёта самолёта при скоростях меньше наивыгоднейшей, соответствующей максимуму аэродинамического качества. На этих режимах при уменьшении скорости прямолинейного горизонтального полёта за счет увеличения угла атаки аэродинамическое качество самолёта уменьшается и равновесие тяги двигательной установки и аэродинамического сопротивления при фиксированных органах управления неустойчиво, в отличие от полёта на первых режимах (при скоростях горизонтального полёта, превышающих наивыгоднейшую), где равновесие этих сил устойчиво.

Для реализации полёта на В. р. п. требуется особая методика пилотирования самолёта (увеличение угла атаки приводит к увеличению скорости снижения, для уменьшения скорости горизонтального полёта требуется увеличение тяги двигателя при одновременном увеличении угла атаки). Полёт на В. р. п. возможен, но не рекомендован для массовой эксплуатации. Наибольшую опасность представляет полёт на В. р. п. при заходе на посадку и взлете с отказавшим двигателем. Безопасность полёта самолётов на В. р. п. обеспечивается выдерживанием запаса по скорости от скорости сваливания или применением автоматизации управления двигателем.

На практике иногда к В. р. п. относят также и режимы полёта в другом диапазоне скоростей, где равновесие тяги и аэродинамического сопротивления неустойчиво.

втулка несущего винта — основной агрегат несущего винта; предназначается для крепления лопастей, передачи крутящего момента от вала главного редуктора к лопастям, а также для восприятия и передачи на фюзеляж аэродинамических сил, возникающих на лопастях несущего винта. Различают следующие типы В. н. в.: шарнирные, упругие и жёсткие.

В конструкции шарнирной втулки (рис. 1) крепление лопастей к корпусу втулки осуществляется посредством горизонтальных, вертикальных и осевых шарниров. Горизонтальные шарниры обеспечивают возможность махового движения лопастей. Вертикальные шарниры позволяют лопастям совершать колебания в плоскости вращения (эти колебания возникают под действием переменных сил лобового сопротивления и сил Кориолиса, появляющихся при колебаниях лопасти относительно горизонтального шарнира). Благодаря шарнирному сочленению лопастей с корпусом втулки значительно снижаются переменные напряжения в элементах несущего винта и уменьшаются передающиеся от винта на фюзеляж вертолёта моменты аэродинамических сил. Осевые шарниры В. н. в. предназначены для изменения углов установки лопастей. В целях уменьшения свеса (изгиба) лопастей и создания необходимых зазоров между лопастями и хвостовой балкой вертолёта при невращающемся несущем винте и при малой частоте вращения несущего винта в конструкцию В. н. в. введены центробежные ограничители свеса.

Во всех шарнирах, в которых используются подшипники качения, предусматриваются системы смазки и уплотнений. В осевых шарнирах в качестве элементов, воспринимающих центробежные силы лопастей, применяются пластинчатые и проволочные торсионы, изготовленные из высокопрочной нержавеющей стали. Имеются так называемые эластомерные В. н. в., в шарнирах которых применяются цилиндрические, конические или сферические эластомерные подшипники. Эти подшипники выполнены из слоев стали и привулканизированных к ним слоев эластомера. Отсутствие трущихся металлических деталей уменьшает износ узлов. Конструкция В. н. в. упрощается, устраняется необходимость применения торсионов, сокращается время на техническое обслуживание, увеличивается надёжность конструкции. В конструкциях шарнирных В. н. в. с целью предотвращения явления «земного резонанса» колебания лопастей относительно вертикальных шарниров гасятся с помощью демпферов. которые в зависимости от используемого рабочего элемента подразделяются на фрикционные, гидравлические, пружинно-гидравлические и эластомерные. Шарнирные В. н. в. в зависимости от схемы могут быть трёх типов: с разнесёнными горизонтальными шарнирами (оси горизонтальных шарниров находятся на некотором расстоянии от оси несущего винта), с совмещёнными горизонтальными шарнирами (оси горизонтальных шарниров пересекаются на оси несущего винта), с совмещёнными горизонтальными и вертикальными шарнирами (оси обоих шарниров пересекаются в одной точке, отнесённой на некоторое расстояние от оси несущего винта).

Упругая втулка (рис. 2) может быть выполнена с упругим элементом только в одном вертикальном или горизонтальном шарнире либо сразу в обоих шарнирах. Корпус упругой В. н. в. изготовляется, как правило, из композиционных материалов. За осевым шарниром, который может быть выполнен по схеме с подшипниками качения и торсионом или с эластомерными подшипниками, расположена внешняя упругая часть втулки, обеспечивающая маховые движения лопасти. На несущем винте с такой втулкой может быть значительно повышена эффективность управления по сравнению с шарнирной В. н. в., что способствует увеличению манёвренности вертолёта.

Жёсткая втулка (рис. 3) имеет прочный центр, корпус (обычно из титанового сплава), прикреплённый к жёсткому приводному валу, и осевые шарниры, к корпусам которых через гребёнки прикреплены лопасти из композиционных материалов. В несущем винте с такой втулкой лопасть совершает колебательные движение в плоскости тяги и вращения не путём поворота в шарнирах, а благодаря большим деформациям лопасти или её более тонкого комлевого участка. Эти деформации оказываются допустимым и вследствие высокой прочности композиционных материалов. Такой винт с жесткой втулкой может рассматриваться подобным винту с шарнирной втулкой, имеющей большой разнос горизонтальных шарниров (10—35% от радиуса винта). Вертолёт с жёсткой В. н. в. обладает хорошими характеристиками управляемости. Важным преимуществом жёсткой В. н. в. является её простота (отсутствие высоконагруженных подшипников в шарнирах, демпферов и центробежных ограничителей свеса лопастей), облегчающая и удешевляющая изготовление винта и обслуживание его в эксплуатации.

В. П. Нефёдов.

Рис. 1. Шарнирная втулка несущего винта: а — общий вид; б — разрез; 1 — корпус втулки; 2 — эластомерный демпфер; 3 — горизонтальный шарнир: 4 — вертикальный шарнир; 5 — осевой шарнир; 6 — лопасть; 7 — подшипники горизонтального шарнира; 8 — палец горизонтального шарнира; 9 — цапфа осевого шарнира; 10 — подшипники осевого шарнира; 11 — проволочный торсион; 12 — корпус осевого шарнира; 13 — рычаг поворота лопасти.

Рис. 2. Упругая втулка несущего винта: 1 — корпус втулки; 2 — упругая часть корпуса; 3 — осевой шарнир; 4 — внешняя упругая часть втулки; 5 — лопасть; 6 — демпфер.

Рис. 3. Жёсткая втулка несущего винта: 1 — корпус втулки; 2 — осевой шарнир; 3 — упругая часть лопасти.



Вуазен (Voisin) Габриель (1830—1973) — французский авиаконструктор и промышленник, один из пионеров авиации. С 1904 строил планеры по заказам, испытывал их, буксируя за моторной лодкой. В 1905 вместе с братом Шарлем (1882—1912) основал авиационные мастерские, ставшие позже фирмой «Вуазен аэроплан». В числе заказчиков В. были многие первые авиаторы (Л. Блерио, А. Фарман, Л. Делагранж и др.). Свои первые самолёты В. создал в 1907. В 1908—1909 формируется базовая схема самолётов В.: биплан с коробчатым крылом и хвостовым оперением, передней кабиной, с поршневым двигателем и толкающим воздушным винтом, фирменной фюзеляжной балкой. В 1911 построен самолёт-амфибия схемы «утка», оснащённый поплавками, в 1912 — самолёт «Икар», летавший с 6 пассажирами. После 1909 фирма стала выполнять военные заказы на самолёты, вооружённые пулемётом или пушкой. Самолёты В. составляли основу французской бомбардировочной и разведывательной авиации перед Первой мировой войной и в первые военные годы, когда фирма выпускала самолёты 11 основных типов: от «Вуазен-I» до «Вуазен-ХI» (построено около 15 тысяч). См. рис. в табл. III. VII.

Г. Вуазен.



выдерживание — см. в статье Посадка.

выживаемость летательного аппарата — свойство летательного аппарата успешно выполнять боевые операции в условиях противодействия противника. Количественно В. определяется отношением числа летательных аппаратов потерянных в результате проведения операции, к числу летательных аппаратов, принимавших в ней участие. Основными факторами, влияющими на В. являются тактика применения летательного аппарата, его лётно-технические характеристики, боевая живучесть, квалификация и боевой опыт экипажа, сигнатуры летательного аппарата (признаки, по которым идентифицируется летательный аппарат), его эксплуатационная надёжность, время подготовки к повторному вылету, ремонтопригодность при боевых повреждениях и авариях и т д.

вылет первый — первый полёт на опытном летательном аппарате. Выполняется после успешного завершения всех предусмотренных программой наземных испытаний, других работ и экспериментов. В. п. производится в хорошую погоду без сильного и порывистого ветра. Горизонтальная видимость должна быть не менее 8—10 км при вылете самолёта и не менее 5—6 км при вылете вертолёта. Скорость ветра и её боковая составляющая (по отношению к ВПП) не должны превышать значений, при которых производились подлёты данного самолёта (висения самолета с вертикальным взлетом и посадкой и вертолёта). Полёт над облаками может быть разрешён только при облачности менее 4—5 баллов, при сплошной облачности (10 баллов) допускается лишь в тех случаях, когда погода устойчива и максимальная высота полёта по заданию меньше нижней кромки облаков на 1000—1200 м для самолётов и на 250—300 м для вертолётов и дирижаблей.

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   ...   31   32   33   34   35   36   37   38   ...   170


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

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал