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



Скачать 38.76 Mb.
страница37/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   33   34   35   36   37   38   39   40   ...   170

Г. к. 1970 применяется только в том случае, если место взлёта или фактической посадки воздушного судна находится вне пределов государства его регистрации (в противном случае применяется национальное законодательство).

Квалификация акта «незаконный захват» в качестве преступления, согласно положениям конвенции, ограничена периодом нахождения воздушного судна в полёте (то есть с момента закрытия всех внешних дверей воздушного судна после погрузки до момента открытия любой из таких дверей для выгрузки). В случае вынужденной посадки считается, что полёт происходит до тех пор, пока компетентные власти не примут на себя ответственность за воздушное судно и за лиц и имущество, находящихся на борту.



Лит.: Международное воздушное право, кн. 1, М. 1980.

Ю. Н. Малеев.

Гаагский протокол 1955 — см. в статье Варшавская конвенция 1929.

габаритные размеры самолёта, вертолёта — предельные значения длины и высоты, полного размаха крыла (у самолёта), диаметра несущего винта (у вертолёта) и т. п. (см. рис. 1, 2). Г. р. летательного аппарата определяют необходимые размеры производственных помещений, ангаров, площадок для стоянки на открытом воздухе и т. д.

Рис. 1. Габаритные размеры самолёта: lс — длина; Hс — высота; lкр — размах крыла.

Рис. 2. Габаритные размеры вертолёта: l1 — длина вертолёта с вращающимися винтами; l2 — длина вертолёта со снятыми винтами; H — высота вертолёта с вращающимся рулевым винтом; h — высота вертолета; B — ширина вертолета; D — диаметр несущего винта,

Гаврилов Сергей Алексеевич (1914—1983) — советский конструктор авиационных двигателей, доктор технических наук (1978), Герой Социалистического Труда (1975). Окончил Рыбинский авиационный институт (1940). Работал в КБ на авиамоторных заводах в Рыбинске и Уфе. Участвовал в разработке и организации серийного производства первых реактивных двигателей. С 1962 главный конструктор опытно-конструкторского бюро. Под его руководством создан ряд авиадвигателей оригинальной конструкции для самолётов А. И. Микояна, П. О. Сухого и др. Государственная премия СССР (1977). Награждён 2 орденами Ленина, орденом Отечеств, войны 2 й степени, 3 орденами Трудового Красного Знамени, орденами Дружбы Народов, «Знак Почёта», медалями.

С. А. Гаврилов.



Гагарин Юрий Алексеевич (1934—1966) — советский лётчик, полковник, лётчик-космонавт СССР (1961), Герой Советского Союза (1961). Первый человек, совершивший полёт в космос. Окончил 1 е Чкаловское военное авиационное училище лётчиков (1957), Военно-воздушную инженерную академию имени профессора Н. Е. Жуковского (1968). 12 апреля 1961 совершил полёт в космос на космическом корабле «Восток», облетев земной шар за 1 ч 48 мин. Золотая медаль имени К. Э. Циолковского АН СССР, золотая авиационная медаль Международной авиационной федерации, медаль А. де Лаво. Депутат Верховного Совета СССР в 1962—1968. Награждён орденом Ленина, а также, высшими наградами ряда зарубежных государств. Погиб во время тренировочного полёта на самолёте. Его именем назван город Смоленской области. Имя Г. носят Военно-воздушная академия, Центр подготовки космонавтов, авиационный завод в Комсомольске-на-Амуре, учебные заведения, улицы и площади многие городов мира. В честь Г. Международной авиационной федерацией учреждена медаль (см. Награды ФАИ). В Москве, Гагарине (бывший Гжатск), Звёздном городке, в Софии и других городах — памятники. Именем Г. назван кратер на обратной стороне Луны. Урна с прахом в Кремлевской стене.

Лит.: Борзенко С. А., Денисов Н. Н., Первый космонавт, М. 1969; Титов Г. С., Первый космонавт планеты, М., 1971; Гагарин В. А., Мой брат Юрий, 2 изд., М., 1979.

Ю. А. Гагарин.



газовая динамика — раздел аэродинамики, в котором изучаются закономерности движения газов, а также механическое и тепловое взаимодействие между газом и движущимися в нём телами. Зарождение и развитие Г. д. происходило под непосредственным воздействием запросов практики в связи созданием самолётов, движущихся с большими дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями, воздушно-реактивных двигателей и ракетной техники. Специфика используемых методов экспериментальных исследований и математических уравнений Г. д. и методов их решения, а также широкий круг прикладных задач привели к выделению Г. д. в самостоятельную область механики и прикладной математики. При этом в Г. д. выделяются 2 класса задач: так называемые задачи внешней аэродинамики, когда движение газа происходит в неограниченном пространстве, и так называемые задачи внутренней аэродинамики, когда движение газа происходит в ограниченном пространстве. Движение газа описывается системой дифференциальных уравнений в частных производных, выражающих собой сохранения законы (массы, импульса и энергии); замыкается система уравнением состояния, которое связывает между собой плотность {{ρ}}, давление p и температуру T, и зависимостями теплофизических, свойств среды от температуры и давления. Во многих задачах Г. д. газ находится вдали от точки конденсации (очень низкие температуры) и от областей диссоциации и ионизации (очень высокие температуры). В этих задачах обычно используется модель совершенного газа, который подчиняется уравнению состояния Клапейрона p = {{ρ}}RT, где R — газовая постоянная, и имеет постоянные удельные теплоёмкости. Система уравнений Г. д. в общем виде очень сложна даже для численного анализа, поэтому важное значение в Г. д. имеет эксперимент, для чего создаются аэродинамические трубы и специальные стенды. Условия динамического и теплового подобия при испытаниях моделей, геометрически подобных натурным объектам, обеспечиваются соблюдением равенства значений в условиях эксплуатации объекта и при моделировании соответствующих подобия критериев: Рейнольдса числа Re, Маха числа M и т. п.

Л. Прандтль ещё в 1904 показал, что в типичных гидро- и газодинамических задачах, для которых число Рейнольдса велико (Re > > l), области влияния вязкости и теплопроводности ограничены тонкими пограничными слоями, толщиной примерно на два порядка меньшей характерных размеров обтекаемого тела, а вне этих слоев протекает основная масса газа, где влиянием вязкости и теплопроводности можно пренебречь. Иными словами, задача об обтекании тела потоком вязкой среды разбивается на две самостоятельные задачи: расчёт поля течения идеального газа (рассматриваемого как сжимаемая жидкость) на основе Эйлера уравнений и расчёт течения вязкого газа в пограничном слое на основе уравнений Прандтля.

Для установившегося потока идеального сжимаемого баротропного газа в отсутствие массовых сил дифференциальные уравнения Эйлера приводят к Бернулли уравнению

{{формула}}

которое выполняется вдоль линии тока. Здесь V — модуль вектора скорости, Vm — максимальная скорость в газе. Если течение является потенциальным, то есть, V = grad{{φ}}, где {{φ}} — потенциал скорости, то постоянная Бернулли принимает одно и то же значение для всего поля течения. Кроме того, из уравнения энергии следует интеграл вдоль линии тока



h + V2/2 = H,

где h — энтальпия, H — энтальпия торможения (см. Торможения параметры). Для безвихревого течения решение конкретной задачи Г. д. при заданных граничных условиях сводится к отысканию {{φ}}, поведение которого в случае плоского установившегося движения описывается уравнением

{{формула}}

где а = dp/d{{ρ}} — скорость звука, u, v — компоненты вектора скорости, параллельные осям декартовой системы координат x, y. Получить решение этого уравнения в общем виде практически невозможно, однако в некоторых случаях оно сводится к уравнениям, методы решения которых достаточно хорошо разработаны. Так, при малых дозвуковых скоростях (u < < a, v < < a) это уравнение переходит в уравнение Лапласа ({{Δφ}} = 0), описывающее течение несжимаемой жидкости. При дозвуковых скоростях (u < a, v < a) выражения в скобках имеют положительные знак и уравнение эллиптического типа. При сверхзвуковых скоростях (u > a или v > a) выражения в скобках отрицательны и уравнение гиперболического типа. Особенно сложными для математического исследования являются смешанные течения, в которых имеются дозвуковые и сверхзвуковые области (см. Трансзвуковое течение).

Сложность решения приведённого выше уравнения для потенциала скорости заключается в его нелинейности. Однако в 1904 С. А. Чаплыгин предложил метод решения в плоскости годографа (см. Годографа метод). При этом уравнение становится линейным, и для его решения можно воспользоваться хорошо развитой теорией аналитических функций. Чаплыгин получил приближенное аналитическое решение задачи о струйном дозвуковом обтекании тела, которое лишь во второй половине 30 х гг, было модифицировано применительно к безотрывному обтеканию авиационного крылового профиля С. А. Христиановичем и Л. И. Седовым.

Характерной особенностью сверхзвуковых течений является существование стационарных волн давления. Если соседствуют две области с разным давлением (p2 > p1), то в область повышенного давления распространяются волны разрежения, а в область пониженного — волны сжатия. В адиабатической среде волны разрежения со временем растягиваются, оставаясь плавными, а крутизна волн сжатия быстро нарастает, так что их стационарной формой является ударная волна (скачок уплотнения). Скорость распространения ударных волн тем выше, чем больше перепад давлений. В прямом скачке уплотнения направление потока не изменяется; в плоском косом скачке поток отклоняется. Если угол отклонения потока превышает некоторый предельный {{θ}}max(M), то плоский косой скачок невозможен (фронт волны становится криволинейным). Изменение газодинамических переменных в ударной волне описывается Гюгоньо адиабатой. Теория ударных волн — важный раздел Г. д.

Типичным примером течения с образованием волн разрежения может служить обтекание выпуклого угла сверхзвуковым потоком газа — Прандтля — Майера течение. Это течение описывается простыми аналитическими формулами, которые широко применяются на практике для расчёта сверхзвукового обтекания крыла, криволинейной стенки, косого среза сопла Лаваля и т. п.

Теория ударных волн используется при проектировании воздухозаборников. Так, например, в плоском воздухозаборнике с центральным телом, имеющем так называемую полигональную поверхность, сверхзвуковой поток тормозится в системе последовательно расположенных косых скачков уплотнения, замыкаемой несильным прямым скачком; суммарное значение коэффициента восстановления полного давления v = v1*v2*…vn достигает максимума (минимум потерь) при условии, что все косые скачки уплотнения имеют равную интенсивность (v1 = v2 = …vn-1), а интенсивность замыкающего прямого скачка почти не отличается от интенсивности косого (vn {{≈}} v1). Увеличение числа n косых скачков приводит к возрастанию v. Устремляя число косых скачков к бесконечности, то есть, заменяя полигональную поверхность центрального тела криволинейной, можно увеличить v; при этом на части криволинейного участка торможение потока будет изоэнтропическим, а потери полного давления будут определяться интенсивностью замыкающего скачка уплотнения.

При расчёте сложных сверхзвуковых течений используется тот факт, что характеристиками гиперболических уравнений движения являются волны Маха (см. Маха конус). Используя сетку волн Маха в сочетании с ударными волнами, удалось создать графические и числовые методы расчёта сложных сверхзвуковых течений (в соплах, струях, при обтекании тел). Разработаны аналитические методы, основанные на линеаризации потенциала скорости или возмущений скорости (для тонких тел на малых углах атаки).

Если поле течения невязкого газа найдено, то появляется возможность проинтегрировать уравнения пограничного слоя и рассчитать распределения напряжений трения и теплового потока на обтекаемой поверхности тела, что, в свою очередь, позволяет определить сопротивление трения и температурный режим поверхности тела. Как известно, при больших положительных градиентах давления происходит отрыв пограничного слоя. Например, если поток проходит сквозь ударную волну, падающую на тело, то может возникнуть отрыв пограничного слоя, приводящий к возникновению дополнительных ударных волн, то есть имеет место «сильное» взаимодействие пограничного слоя и внешнего невязкого потока, что является предметом специального изучения в прикладной Г. д.

Для анализа многие стационарных задач внутренней аэродинамики успешно используются одномерные уравнения сохранения массы, импульса и энергии, записанные в интегральной форме для элементарной трубки тока, в каждом поперечном сечении которой газодинамические переменные потока принимаются постоянными. Если рассмотреть некоторый участок элементарной струйки между двумя нормальными к поверхности тока сечениями 1 и 2, то эти уравнения примут вид: G = {{ρ}}VF = const,

P{{α}} = G(V{{α}}2-V{{α}}1), {{α}} = х, у, z,

{{формула}}

где F — площадь поперечного сечения трубки тока, x, y, z — декартовы оси координат, P — равнодействующая всех сил, приложенных к замкнутому контуру, G — массовый расход, L — механическая. работа (насоса, компрессора, турбины и т. д.), Lтр — работа сил трения на рассматриваемом участке. Входящий в уравнение энергии интеграл представляет собой работу, затраченную на проталкивание газа, а его значение зависит от характера термодинамического процесса при движении газа. Приведённое уравнение энергии записано в механической форме и часто называется обобщённым уравнением Бернулли; его можно также записать в «тепловой» форме:

Q-L = H2-H1,

где Q — подведенное к единице массы газа количество теплоты. При анализе работы газовых машин (турбин и т. п.) наряду с указанными уравнениями используется также уравнение сохранения момента количества движения относительно оси вращения:



N = G(Vu2r2-Vu1r1),

где N — сумма моментов всех сил, приложенных к замкнутому контуру, Vu — окружная составляющая вектора скорости, r — расстояние от оси вращения. Эта система уравнений позволяет понять особенности течения газа и провести газодинамический расчёт газопроводов, эжекторов, элементов реактивного двигателя, лопаточных машин и других устройств. Следует отметить, что аналогичный подход к решению прикладных задач лежит в основе обычной гидравлики, поэтому Г. д. элементарной струйки иногда называют «газовой гидравликой».

Одна из важнейших проблем прикладной внутренней аэродинамики — получение сверхзвукового потока в технических устройствах различного рода: аэродинамических трубах, соплах реактивных двигателей и т. п. Для анализа особенностей течения газа, в частности изменения скорости потока при наличии воздействий разного рода, удобно использовать следующие дифференциальное соотношение:

{{формула}}

Здесь M — местное число Маха, {{γ}} — показатель адиабаты. «Замораживая» все воздействия, кроме анализируемого, можно установить его влияние на скорость течения; при этом каждое воздействие меняет знак на обратный при переходе скорости потока через значение M = 1. В качестве примера рассмотрим влияние сил трения на развитие адиабатического течения в трубе постоянного сечения с непроницаемыми стенками (G = const, F = const, Lтр{{≠}}const, L = Q = 0). Поскольку работа сил трения всегда положительна (dLтр > 0), то под действием сил трения дозвуковой поток ускоряется (dV > 0), а сверхзвуковой замедляется (dV < 0); непрерывный переход через скорость звука невозможен. Если в начальном сечении трубы диаметром D скорость потока дозвуковая (M1 < l), то в зависимости от приведённой длины трубы {{l}} = l/D (l — длина трубы) возможны три случая: а) при {{l}} < {{l}}кр ({{l}}кр — длина, на которой скорость потока становится равной скорости звука) в выходном сечении трубы поток дозвуковой (M2 < 1); б) при {{l}} = {{l}}кр, в выходном сечении достигается критическая скорость (M2 = 1) и реализуется течение с максимальным расходом; в) при {{l}} > {{l}}кр течение газа с заданным начальным значением M1 реализоваться не может. Для сверхзвукового потока (M1 > 1) возможны следующие режимы: а) при {{l}} < {{l}}кр в выходном сечении трубы имеет место сверхзвуковая скорость (M2 > l); б) при {{l}} = {{l}}кр в выходном сечении скорость потока равна критической (M2 = 1); в) при {{l}} > {{l}}кр плавное торможение сверхзвукового потока на всём протяжении трубы невозможно и в некотором сечении возникает прямой скачок уплотнения, за которым устанавливается ускоренное дозвуковое течение; местоположение скачка уплотнения определяется из условия, что в выходном сечении скорость потока равна критической. Аналогичная картина имеет место при однозначном воздействии других величин, например, влияние неадиабатичности течения (dQ {{}} , dF = dG = dL = dLтр = 0). Дозвуковой поток в трубе за счет подвода теплоты можно разогнать до критической скорости, но нельзя перевести в область сверхзвукового течения. При этом подвод теплоты приводит к уменьшению полного давления в выходном сечении трубы, то есть к появлению так называемого теплового сопротивления (при М < = 1 p02/p01 > = 0,79 для газа с показателем адиабаты {{}} = 1,4; при M{{→∞}} p02/p01{{→}}0; индекс «0» относится к параметрам заторможенного газа).

Таким образом при однозначном воздействии на поток газа в трубе нельзя непрерывным образом перевести его из дозвукового в сверхзвуковой, но этого можно достичь изменением знака воздействия при достижений критической скорости. Принципиально возможны четыре схемы сверхзвукового сопла. Геометрическо есопло: Лаваля сопло, в дозвуковой части которого ускорение потока осуществляется путём сужения канала (dF < 0); за критическим сечением (M = 1) площадь канала увеличивается (dF > 0) с целью получения сверхзвукового потока и его дальнейшего ускорения. Этот принцип построения сверхзвукового сопла наиболее часто используется в практических приложениях. Расходное сопло: dG{{}}, dF = dL = dLтр = dQ = 0; ускорение потока (dV > 0) происходит здесь за счёт подвода дополнительной массы газа в дозвуковой части канала и отсоса газа в сверхзвуковые его части. В критическом сечении расход газа и плотность тока имеют максимум. Механическое сопло: dL {{}} , dF = dG = dLтр = dQ = 0; оно должно состоять из последовательно включённых турбины, где дозвуковой поток газа ускоряется до критической скорости, и компрессора, в котором происходит ускорение сверхзвукового потока. В механическом сопле в его критическом сечении параметры торможения имеют минимум. Тепловое сопло: (пока ещё не осуществлено): dQ {{}} , dF = dG = dLтр = dL = 0; в дозвуковой части сопла разгон потока вызывается подводом теплоты (dQ > 0), а в сверхзвуковой части сопла — её отводом (dQ < 0). Помимо четырёх описанных схем сверхзвуков сопла принципиально возможны комбинированные схемы, например, полутепловое сопло, в котором дозвуковой участок является тепловым, а сверхзвуковой — геометрическим. Особенности течения газа в соплах различных типов и их характеристики могут быть проанализированы с помощью приведённых выше уравнений.

На основе одномерных уравнений Г. д. проводится также газодинамический расчёт отдельных элементов воздушно-реактивного двигателя. Так, например, для адиабатического (Q = 0) течения идеального совершенного газа (Lтр = 0) из уравнения энергии следует формула для расчёта работы, совершаемой 1 кг газа в лопаточных машинах:

{{формула}}

где индексы «1» и «2» относятся к сечениям перед и за машиной соответственно. При равных перепадах давления работа пропорциональна температуре торможения T01 перед машиной. Если холодный газ сжать в компрессоре, а перед его расширением в турбине осуществить подвод теплоты путём сжигания топлива, то турбина разовьёт большую работу, чем затратил компрессор, и избыток работы можно передать на воздушный винт, тянущий самолёт (ТВД), или электрогенератор. Если турбина вращает только компрессор, то оставшийся за турбиной избыток давления можно использовать для получения скорости истечения струи газа, превышающей скорость полета, что, согласно уравнению импульсов, создаёт реактивную силу (ТРД).

В большинстве задач внутренней аэродинамики течение газа носит достаточно сложный пространственный характер (наличие отрыва потока, взаимодействие пограничного слоя со скачками уплотнения и т. п.), и, естественно, уравнения одномерной Г. д. не могут дать полного ответа на вопрос о структуре и локальных особенностях течения газа в различных технических устройствах и их отдельных элементах. Более детальный анализ картины течения может быть проведён путём численного интегрирования дифференциальных уравнений Г. д., а также путём экспериментальных исследований.



Лит.: Черный Г. Г., Течения газа с большой сверхзвуковой скоростью, М., 1959; Кочин Н. Е., Кибель И. А., Розе И. В., Теоретическая гидромеханика, 4 изд., ч. 1—2, Л. — М., 1948—1963; Седов Л. И., Плоские задачи гидродинамики и аэродинамики. 3 изд., М., 1980; Абрамович Г. Н., Прикладная газовая динамика, 5 изд., ч. 1—2, М., 1991.

Г. Н. Абрамович.

газогенератор — 1) часть газотурбинного двигателя, состоящая из последовательно расположенных осевого или центробежного компрессора, камеры сгорания и газовой турбины, приводящей компрессор (рис. 1). Термин «Г.» появился в связи с внедрением в авиастроение турбореактивных двухконтурных двигателей. Эти двигатели имеют двух- или трёхзальную схему. В первом случае Г. называется каскад высокого давления, во втором — каскад высокого и среднего давления. Рабочий процесс в Г. осуществляется при наибольших значениях давления, термических и механических нагрузок. Большая часть прочностных и газодинамических проблем, возникающих при создании газотурбинного двигателя, связана с Г., поэтому опережающая экспериментальная отработка Г. может сократить сроки создания и доводки газотурбинного двигателя. Однотипность конструктивной схемы Г. для газотурбинных двигателей различных принципиальных схем (турбореактивных двигателей, турбореактивных двухконтурных двигателей, турбовинтовых двигателей) позволяет создавать семейства двигателей различных типов и назначения на основе базовой конструкции Г. (рис. 2), причём максимальные и минимальные значения тяги (мощности) двигателей одного семейства могут отличаться в несколько раз. Такой метод создания двигателей находит широкое практическое применение. Наряду с термогазодинамическими параметрами рабочего процесса важным конструктивным показателем Г., характеризующим размеры проточной части и определяющим тягу (мощность) базируемых на его основе газотурбинного двигателя, является размерность Г., представляющая собой приведённый расход воздуха в выходном сечении компрессора: {{формула}}. где G0 — максимальный приведенный расход во входном сечении компрессора, {{}}к — максимальное значение степени повышения давления в компрессоре. Наименьшее значение {{G0вых}} имеют Г. вертолётных газотурбинных двигателей и турбовинтовых двигателей лёгких самолётов: {{G0вых}} = 0,2—2,5 кг/с. У Г. современных турбореактивных двухконтурных двигателей для до- и сверхзвуковых самолётов {{G0вых}} = 2—9 кг/с. В Г. одноконтурных турбореактивных двигателей {{G0вых}} достигает 35 кг/с. Необходимая тяга (мощность) газотурбинных двигателей получается сочетанием базового Г. с турбовентилятором (турбокомпрессором), имеющим соответствующие значения расхода воздуха и степени повышения давления в вентиляторе (компрессоре низкого давления), или со свободной турбиной (для турбовального газотурбинного двигателя). Конструкция базового Г. должна быть рассчитана на различные значения давления и температуры рабочего тела в различных газотурбинных двигателях.

2) Часть турбонасосного агрегата (турбонасосный агрегат) жидкостного ракетного двигателя — устройство, в камере которого в результате реакций окисления (двухкомпонентное топливо) или разложения (однокомпонентное топливо) вырабатывается горячий газ (температура 200—900{{°}}С), являющийся рабочим телом для привода турбины турбонасосного агрегата, насосы которого обеспечивают подачу топлива в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя. Для наддува топливных баков, работы системы управления.



М. М. Цховребов.

Рис. 1. Схема газогенератора: 1 — компрессор; 2 — камера сгорания; 3 — турбина.

Рис. 2. Семейство двигателей на основе базового газогенератора; 1 — базовый газогенератор; 2 — ТРДФ, относительная тяга на взлётном режиме {{P}} = 1; 3 — ТРДДФ, {{P}} = 3; 4 — ТРДДФ (форсажная камера в наружном контуре), {{P}} = 5; 5 — ТРДД, {{P}} = 3; 6 — ТВД, {{P}} = 4 (заштрихованы каскады низкого давления двигателя; голубые области соответствуют базовому газогенератору).

газодинамическое управление летательным аппаратом — создание управляющих сил и моментов для изменения (или сохранения) пространственного, положения летательного аппарата с помощью реактивных струй. Методы и средства Г. у. разнообразны. В ракетной и космической технике широко применяются реактивные системы ориентации и стабилизации летательного аппарата с разнесёнными относительно его центра масс неподвижными реактивными двигателями, а также поворотные двигатели и другие способы отклонения реактивной струи (например, с помощью газовых рулей — поворотных пластин из огнеупорного материала, установленных на выходе из сопла) для управления траекторией движения летательного аппарата. В авиации управление вектором тяги основного двигателя является одним из способов осуществления вертикального взлёта и посадки самолёта, но оно может также использоваться и для управления полётом манёвренных самолётов (самолётов вертикального взлёта и посадки и обычных) наряду с аэродинамическими органами управления.

На самолёт вертикального взлёта и посадки система Г. у. обеспечивает стабилизацию и управление летательным аппаратом на вертикальных режимах и на малых скоростях полёта, когда аэродинамические силы отсутствуют или малы. В этих целях могут, например, использоваться струйные рули — сопла, установленные на концах крыла и фюзеляжа, из которых истекает сжатый воздух, отбираемый от компрессора двигателя (см. рис.). В горизонтальном полёте с большой скоростью управление и стабилизация самолёт вертикального взлёта и посадки осуществляются аэродинамическими поверхностями. Другим примером летательного аппарата, оснащённого органами аэродинамического и Г. у., являются воздушно-космические аппараты типа крылатого орбитального корабля многоразового использования «Буран» (на нём Г. у. включается на орбите и при спуске в верхних слоях атмосферы). Предполагается применение Г. у. и на винтокрылых летательных аппаратах. В 80 х гг. на экспериментальных образцах испытана струйная система путевого управления вертолётом, заменяющая рулевой винт.

Система газодинамического управления самолета с вертикальным взлетом и посадкой Бритиш аэроспейс «Харриер» : 1 — подъёмно-маршевый двигатель; 2 — трубопроводы подвода сжатого воздуха; 3, 6 — сопла управления креном самолета; 4 — сопло управления рысканием; 5, 7 — сопла управления тангажом.

газообразное топливо — различные газообразные вещества, окисление которых сопровождается значительным выделением теплоты. Г. т. обладает рядом преимуществ перед жидкими и твёрдыми топливами. При сжигании газов не образуется золы. Основной недостаток Г. т. — малая плотность. К Г. т. относятся водород, лёгкие углеводороды (метан, пропан, бутан и др.), природный и попутный нефтяной газы и другие смеси в основном углеводородных газов. Г. т. значительно различаются по свойствам и теплотехническим характеристикам. Сжиженные водород, индивидуальные углеводороды (метан, пропан), природный и попутный нефтяной газы рассматриваются как возможные топлива для авиационных силовых установок.

газотурбинный двигатель (ГТД) — тепловая машина, предназначенная для преобразования энергии сгорания топлива в кинетическую энергию реактивной струи и (или) в механическую работу на валу двигателя, основными элементами которой являются компрессор, камера сгорания и газовая турбина. Рабочее тело (воздух) сжимается в компрессоре и после подвода теплоты расширяется в газовой турбине, отдавая ей часть энергии, необходимую для привода компрессора. Основная часть энергии нагретых газов используется для получения с помощью той же или дополнительной турбины полезной механической работы на валу двигателя, например, для вращения воздушного или несущего винта (турбовинтовой двигатель, турбовальный двигатель), или для увеличения кинетической энергии газов, создающих реактивную тягу (турбореактивный двигатель). Если нужно получить еще большую тягу, применяют вторичный подогрев этих газов в форсажных камерах сгорания для увеличения скорости истечения газов.

Авиационные ГТД имеют высокие технические показатели. Степень повышения давления в компрессорах достигает 30, а температура газов перед турбиной 1650{{ }}К и выше. Эффективный коэффициент полезного действия у лучших двигателей составляет в дозвуковом полёте 40—43 %, а при больших сверхзвуковых скоростях (Маха числа полёта М = 2,5—3) превышает 50%. Стартовая мощность турбовинтовых и турбовальных ГТД 100—10000 кВт, а стартовая тяга реактивных газотурбинных двигателей от несколько кН до 300 кН. Авиационные ГТД развивают на 1 кг массы в стартовых условиях 5—7 кВт мощности и 50— 80 H реактивной тяги (последнее значение — при использовании форсажных камер).

Начало применения газотурбинных двигателей в авиации относится к 1944. В 50—60 х гг. ГТД стал основным типом авиационного двигателя. ГТД применяются также на других видах транспортных аппаратов (автомобили, корабли и др.) и в различных установках (передвижные электростанции, агрегаты газоперекачки и др.). Часто для этих целей используются специальные модификации авиационных ГТД с пониженными параметрами.

Лит.: Теория воздушно-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 1975.

В. А. Сосунов.

гайдроп (английское guide rope, буквально — направляющий канат) — толстый длинный канат, используемый при посадке дирижаблей (не имеющих движителей с изменяемым вектором тяги), спортивных аэростатов (наполненных водородом или светильным газом), стратостатов и субстратостатов некоторых видов. На дирижаблях, взлетавших без затяжеления (то есть только вследствие аэростатической подъёмной силы), Г. сбрасывался при посадке на минимальной скорости полёта с высоты 50—100 и для приёма его стартовой командой. Посадка дирижабля с использованием Г. требовала большого числа людей и занимала много времени. После подтягивания дирижабля за Г. стартовая команда за поручни принимала гондолу на руки. Затем дирижабль, удерживаемый за поясные стропы и гондолу, загружался балластом и устанавливался на причальной мачте или заводился в эллинг.

При полётах спортивных аэростатов, субстратостатов и стратостатов с оболочками из прорезиненных материалов Г. служит для смягчения посадки (уменьшает скорость снижения) и автоматического регулирования высоты при низком полёте, когда часть спущенного Г. волочится по земле (при этом уменьшается также скорость дрейфа, см. рис.).

В нижний конец Г. заделывается стальной трос длиной 10 м, диаметр которого (в зависимости от прочности Г.) составляет от 6 до 10 мм. При посадке спортивных тепловых аэростатов, дрейфующих аэростатов и стратостатов с плёночными оболочками Г. не применяется.

Ход аэростата на гайдропе.



гак — см. Тормозной крюк.

Гаккель Яков Модестович (1874—1945) — русский советский учёный и конструктор в области самолетостроения и тепловозостроения, заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1940). Окончил Петербургский электротехнический институт (1897). За участие в студенческих революционных организациях был сослан на 5 лет в Сибирь, где руководил постройкой и эксплуатацией одной из первых в России гидроэлектростанций (близ г. Бодайбо, на Ленских приисках). Вернувшись из ссылки, преподавал в Электротехническом институте (с 1921 профессор). С 1936 в Ленинградском институте инженеров железнодорожного транспорта. В 1909—1912 спроектировал и построил ряд оригинальных самолётов, в том числе биплан «Гаккель-III» (рис. в таблице IV), одностоечный биплан «Гаккель-IV» с двигателем мощностью 73,6 кВт, первый в России гидросамолёт-амфибию «Гаккель-V», биплан «Гаккель-VII», на втором экземпляре которого Г. В. Алехнович установил национальный рекорд высоты полёта (1350 м) и который получил большую золотую медаль на Международной воздухоплавательной выставке в Москве (1912), подкосный моноплан «Гаккель-IХ» (рис. в таблице V) и др. По проекту Г. в СССР был построен один из первых в мире мощных (735 кВт) работоспособных тепловозов. Награждён орденом Трудового Красного Знамени, медалями.

Лит.: Самолеты Я. М. Гаккеля, «Вестник воздушного флота», 1952, №4, с. 94—95; Бычков В. И., Самолеты Я. М. Гаккеля, в кн. Авиация в России, 2 изд., М., 1988, с. 244—250.

Я. М. Гаккель.



«Гаккель-III» (Г-III) — самолёт, построенный в 1910 Я. М. Гаккелем. Биплан (рис. в таблице IV) деревянной конструкции с фюзеляжем и хвостовым оперением. Длина самолёта 7,5 м, размах крыльев 7,5 м, их суммарная площадь 29 м2. Обтяжка крыльев и фюзеляжа из прорезиненной ткани и полотна. Для управления самолётом по крену использовалось перекашивание (гоширование) крыльев. Двигатель «Аизани» мощностью 25,7 кВт. Полётная масса 560 кг. Полёт на Г-III, выполненный В. Ф. Булгаковым 6 (19) июня 1910 на Гатчинском аэродроме под Петербургом, стал одним из первых в России полётов самолёта отечественной постройки.

Галеркина — Бубнова метод — см. в статье Флаттер.

Галлай Марк Лазаревич (р. 1914) — советский лётчик-испытатель, полковник, Герой Советского Союза (1957), заслуженный лётчик-испытатель СССР (1959), доктор технических наук (1972), писатель. Окончил Ленинградский политехнический институт (1937), школу лётчиков и курсы лётчиков-инструкторов Ленинградского аэроклуба (1936).

Участник Великой Отечественной войны. Совершил около 80 боевых вылетов. Работал в Центральном аэрогидродинамическом институте, ЛИИ и других организациях. Проводил испытания на флаттер, устойчивость и управляемость, радиолокационного оборудования, взлётно-посадочных устройств. Ведущий лётчик-испытатель самолётов МиГ-9, Ту-4, 3М, вертолётов Ми-1 и Як-100. Инструктор-методист первой группы советских лётчиков-космонавтов (1960—1961), Награждён 3 орденами Ленина, 4 орденами Красного Знамени, 2 орденами Отечественной войны 1 й степени, орденами Красной Звезды, «Знак Почёта», медалями.

Соч.: Через невидимые барьеры, М., 1960; Испытано в небе. М., 1963.

М. Л. Галлай.



«Галф Эр» (Gulf Air) — авиакомпания княжества Бахрейн. Осуществляет перевозки в страны Западной Европы, Азии, Африки, а также в США. Основана в 1950. В 1989 перевезла 3 миллиона пассажиров, пассожирооборот 6,02 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 24 самолёта.

«Галфстрим аэроспейс» — см. «Гольфстрим аэроспейс».

гаргрот — объёмный продольный обтекатель на фюзеляже самолёта, закрывающий проводку управления, трубопроводы и электропровода, выступающие за основные габариты фюзеляжа, и обеспечивающий удобство подхода к ним в эксплуатации.

Гареев Муса Гайсинович (1922—1987) — советский лётчик, полковник, дважды Герой Советского Союза (дважды 1945). В Советской Армии с 1940. Окончил военную авиационную школу (1942), Военную академию имени М. В. Фрунзе (1951), Военную академию Генштаба Вооруженных Сил СССР (1959). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-штурмовиком, командиром звена, командиром эскадрильи штурмового авиаполка. Совершил около 250 боевых вылетов. После войны в Военно-воздушных силах. Депутат Верховного Совета СССР в 1946—1954. Награждён орденом Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденами Александра Невского, Богдана Хмельницкого 3 й степени, 2 орденами Отечественной войны 1 й степени, орденом Трудового Красного Знамени, 3 орденами Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в поселке Ташчишма Илишевского района Башкирии.

М. Г. Гареев.



Гарнаев Юрий Александрович (1917—1967) — советский лётчик-испытатель, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1966), Герой Советского Союза (1964), Окончил Энгельсскую военную авиационную школу лётчиков (1939). Участник Великой Отечественной войны. С 1951 на испытательной работе. Испытывал высотные скафандры, средства спасения лётчиков реактивных самолётов, системы дозаправки самолётов в воздухе. Проводил исследовательские полёты на вертолётах конструкции Н. И. Камова, М. Л. Миля, А. С. Яковлева. Испытал летательный аппарат вертикального взлёта и посадки типа «Турболёт» (1957), Провёл эксперимент по отстрелу лопастей на вертолёте Ми-4 (1958). Участвовал в подготовке космонавтов к полетам в условиях невесомости в специально оборудованных самолётах-лабораториях. Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамена, медалями. Погиб при оказании помощи в тушении с вертолёта Ми-6 лесных пожаров во Франции. Памятник в г. Ле-Ров близ Марселя (Франция).

Лит.: Проверено на себе. Документы, дневники, воспоминания о Юрии Гарнаеве, 3 изд., М., 1986.

Ю. А. Гарнаев.



«Гарретт Тербин Энджин» (Garrett Turbine Engine Co) — двигателестроительная фирма США. Является отделением концерна «Гарретт», основанного в 1936. Современное название с 1981. Крупнейший в зарубежных странах производитель авиационных газотурбинных двигателей малой и средней мощности, разработку и производство которых ведёт с 1946. К началу 80 х гг. выпустила до 70% всех газотурбинных двигателей мощностью от 46 до 1865 кВт, произведенных в США и Западной Европе. Газотурбинные двигатели фирмы используются главным образом в авиации общего назначения и на лёгких транспортных самолётах. К основной продукции конца 80 х гг. относятся турбовинтовой двигатель TPE331 (T76), турбореактивные двухконтурные двигатели ATF3 (F104), TFE76 (F109), TFE731. Основные данные некоторых двигателей фирмы приведены в таблице.

Табл. — Двигатели фирмы «Гаррет тёрбин энджин»



Основные данные


ATF3-6 (F104-GA-100) (ТРДД)


7FE731-3 (ТРДД)


TPE331-3 (ТВД)


TFE76 (F-109) (ТРДД)


Тяга, кН

22,5


16,5


-


5,92


Мощность. кВт

-


-


904


-


Масса, кг

430-440


335—343


161


190


Диаметр (макс.) м

0,85


0,716**


0,66


0,756


Удельный расход топлива: на взлётном режиме










г/(кВт*ч)

-


-


267


-


кг/(Н*ч)

0,0485


0,0516


-


0,0399


на крейсерском режиме










кг/(Н*ч)

0,08*


0,083*


-


-


Расход воздуха, кг/с

73,5


53,7


3,54


23,7


Степень повышения давления

21


14,6


10,37


20,7


Степень двухконтурности.

2,8


2,8


-


5


Температура газа перед турбиной, К

1448


1353


1278


1353—1423


Применение (летательные аппараты)


Административный самолёт Дассо «Фалькон» 200, патрульно-разведывательный самолёт HU-25


Административные самолёты Дассо «Фалькон» 50, Локхид «Джетсгар» 2, Рокуэлл «Сейбрлайнер» 55 и др

Пассажирские самолёты Бритиш азроспейс «Джетстрим" III, Фэрчайлд «Метро», «Мерлин» III и IV


Тренировочный самолёт «Джет Скволус»

* Высота полёта H—12000 м, число Маха полёта M = 0,8. ** На входе.



«Гаруда Индонезия» (Garuda Indonesia) — национальная авиакомпания Индонезии. Осуществляет перевозки в страны Западной Европы, Африки, Азии, а также в США, Австралию и Новую Зеландию. Основана в 1950. В 1989 перевезла 7,6 миллионов пассажиров, пассажирооборот 14,73 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 75 самолётов.

Гарф Борис Арнольдович (1907—1982) — советский конструктор и воздухоплаватель, кандидат технических наук (1949). Окончил Московский авиационный институт (1930). Разрабатывал мягкие, полужёсткие и полумягкие дирижабли (В-2, В-3, В-5, В-7, «Победа», «Патриот», «Малыш»). Был необоснованно репрессирован и в 1937—1939 находился в заключении. В 1940—1942 участвовал в создании ряда планеров и самолётов. В 1942—1947 служил в воздухоплавательной части Воздушно-десантных войск, где руководил постройкой и испытаниями дирижаблей. Разработал гондолу для привязных аэростатов, используемых для подготовки парашютистов, а также герметичную гондолу для стратостата.

Соч.: Проектирование металлических конструкций дирижаблей, М. — Л., 1936 (совместно с В. И. Никольским).

Б. А. Гарф.

гаситель колебаний — то же, что демпфер.

гаситель подъемной силы — см. в статье Интерцептор.

Гастелло Николай Францевич (1908—1941) — советский лётчик, капитан, Герой Советского Союза (1941, посмертно). Окончил Луганскую Военную авиационную школу лётчиков (1933). Участник боёв в районе р. Халхин-Гол, советско-финляндской и Великой Отечественной войн. 26 июня 1941 во время боевого вылета снаряд попал в бензобак его самолёта, возник пожар, экипаж бомбардировщика мог воспользоваться парашютами, но Г. направил горящий самолет на скопление немецко-фашистских танков и бензоцистерн, которые взорвались вместе с самолетом. Таран наземной цели, совершённый Г. и членами его экипажа лейтенантами А. А. Бурденюком, Г. Н. Скоробогатым и старшим сержантом А. А. Калининым, стал символом бесстрашия и преданности Родине. Награждён орденом Ленина, медалью. Имя Г. носят улицы во многие городах, посёлки в Магаданской и Сахалинской областях. На месте подвига, близ Радошковичей (Беларусь), героическому экипажу установлен памятник.

Н. Ф. Гастелло.



гатчинская военная авиационная школа. 12 (25) октября 1910 на аэродроме Петербургской офицерской воздухоплавательной школы (ОВШ) в Гатчине начато обучение полетам на аэроплане офицеров-воздухоплавателей (инструктор Г. Г. Горшков). В 1911 при ОВШ был учрежден авиационный отдел для подготовки военных летчиков, который в июле 1914 реорганизован в Г. в. а. ш. Эту школу (или авиационный отдел окончили М. С. Бабушкин, Е. Н. Крутень, Б. Н. Кудрин, Я. И. Нагурский, П. Н. Нестеров, А. В. Панкратьев, М. Т. Слепнёв, А. В. Шиуков и другие известные летчики. 18 апреля 1918 школа реорганизована в 1 ю советскую авиационную школу.

В период Гражданской войны и военной интервенции 1918—1920 она была одной из основных баз подготовки лётных кадров советской авиации.



Гвадалахарская конвенция 1961 — см. в статье Варшавская конвенция 1929.

гелиевая труба — аэродинамическая труба, рабочим газом в которой служит гелий. Получение больших Маха чисел М в аэродинамической трубе при использовании воздуха связано с необходимостью его подогрева для предотвращения конденсации в сопле и рабочей части. Так, при М = 15 температура торможения воздуха должна быть не ниже 2000{{ }}К. Высокая температура потока и наличие подогревателя усложняют конструкцию трубы и технику эксперимента. Гелий имеет самую низкую температуру конденсации среди всех известных веществ (T = 1 К при давлении p {{}} 100 Па) и, будучи инертным газом, безопасен в эксплуатации. При температуре торможения в форкамере T0 = 293 К и полном давлении в ней p0 = 10 МПа в трубе реализуются числа М {{≤}} 30, тогда как в воздухе при тех же условиях максимальное число М = 3,8. По термодинамическим свойствам гелий заметно отличается от воздуха (показатель адиабаты {{γ}} у гелия равен 5/3, у воздуха при умеренных температурах 1,4), поэтому результаты газодинамических экспериментов в Г. т. не могут быть непосредственно перенесены на воздух. Однако Г. т. позволяют получать ценную информацию о физической картине обтекания тел гиперзвуковым потоком газа, служат для апробации различных расчётных методов, а в ряде случаев и для отработки элементов летательного аппарата.

Широкое внедрение в эксперимент и совершенствование Г. т. началось с середины 50 х гг. В Г. т. конца 80 х гг. реализуются потоки с М = 8—50. Типичная схема Г. т. аналогична схеме аэродинамической трубы кратковременного действия. Трубы с большим размером рабочей части обычно оборудуются системами регенерации гелия.



Лит.: Техника гиперзвуковых исследований, пер. с англ., М., 1964.

В. Я. Безменов.

геликоптер (от греческого h{{é}}lix — спираль, винт и pter{{ó}}n — крыло) — принятое за рубежом название вертолёта.

Гельмгольц (Helmholtz) Герман Людвиг Фердинанд (1821—1994) — немецкий физик, математик, физиолог, психолог, иностранный член-корреспондент Петербургской АН (1868). Учился в Военно-медицинском институте в Берлине. С 1849 профессор. С 1888 директор Государственного физико-технического института в Берлине. Заложил основы теории вихревого движения жидкости. Доказал основные теоремы и вывел уравнение для распределения вихрей в пространстве и во времени в движущейся идеальной жидкости. Один из основоположников теории обтекания жидкостью тел с отрывом струй (см. Струйных течений теория). Выдвинул принцип механического подобия.

Соч.: Два исследования по гидродинамике, пер. с нем., М., 1902.

Г. Л. Ф. Гельмгольц.

Гельмгольца — Кирхгофа теория обтекания — подход к исследованию безвихревых течений идеальной несжимаемой жидкости при наличии поверхностей тангенциального разрыва в отсутствие массовых сил; был предложен Г. Гельмгольцем в 1868 и Г. Кирхгофом в 1869. Наиболее эффективно этот метод используется для исследования плоских течений. В задачах обтекания тел безграничным однородным потоком анализ базируется на схеме течения (рис., а), характерной особенностью которой является отход линий тока от поверхности обтекаемого контура в точках B1 и B2. Эти свободные линии тока есть линии тангенциального разрыва, отделяющие область потенциального течения I от застойной зоны II. Так как давление в покоящейся невесомой жидкости постоянно, то в зоне II оно равно давлению на бесконечности, а вследствие его непрерывности при переходе через свободные линии тока B1C2 и B1C2 значение скорости на каждой из них в силу Бернулли уравнения равно значению скорости V{{}} невозмущенного потока. Форма свободных линий тока подлежит определению. Задача решается в плоскости комплексного переменного z = x + iy с началом координат в критической точке A. Если ввести комплексный потенциал {{ω}} = {{φ}} + i{{ψ}} такой, что потенциал скорости {{φ}}(х, у) и функция тока {{ψ}}(x, у) в точке A принимают нулевые значения, то в плоскости {{ω}} области течения I соответствует вся плоскость кроме разреза вдоль положительной оси {{φ}} (рис., б). Между плоскостью {{ω}} и областью течения I в плоскости z существует взаимно-однозначное соответствие, нахождение которого и решает задачу. Вместо отыскания зависимости между z и {{ω}} Кирхгоф поставил задачу о так называемом конформном отображении разрезанной плоскости {{ω}} на ту часть плоскости переменной {{ξ}} = dz/d{{ω}} = 1/{{V}} = exp(i{{Θ}})/V, которая соответствует области течения I в плоскости z (здесь {{V}} — величина; комплексно-сопряжённая скорости Vехр(i{{Θ}}), V и {{Θ}} — модуль и угол наклона к оси x вектора скорости V). Н. Е. Жуковский (1890) и английский учёный Митчелл (1890) видоизменили метод Кирхгофа путём введения переменкой {{ξ}} = ln(V{{}}/{{V}}) = ln(V{{}}/V) + i{{Θ}}. В обоих случаях отыскание конформного отображения проводится достаточно просто при обтекании контуров, состоящих из прямолинейных отрезков. Для анализа обтекания тела с криволинейным контуром метод был модифицирован в 1907 итальянским учёным Т. Леви-Чивита введением переменной {{ξ}} = iln{{V}} = {{Θ}} + ilnV.

Типичным примером является обтекание плоской пластины шириной 2b, установленной перпендикулярно потоку; решение задачи показывает, что свободные линии тока, простираясь вниз по потоку, асимптотически приближаются к параболе y2 = 8bx/({{π}} + 4), а коэффициент сопротивления (см. Аэродинамические коэффициенты) cx = 2{{π}}/({{π}} + 4) = 0,88 и значительно отличается от экспериментального значения cx = 2,0. Это различие обусловлено значительно более низким уровнем давления на задней стороне пластины (см. Донное сопротивление) и связано с неустойчивостью тангенциальных разрывов в жидкости. Поэтому в реальных потоках отрывная зона позади тела не простирается до бесконечности и имеет размеры порядка размеров обтекаемого тела; течение в следе аэродинамическом является нестационарным. Г. — К. т. о. широко применяется в гидродинамике капельной жидкости для анализа плоских и осесимметричных задач: глиссирование, истечение струй из отверстий и насадок и т. д.



Лит. смотри при статье Гидродинамика.

В. А. Башкин.

Схема обтекания (а) тела в физической плоскости и отображение (б) области потенциального течения I на плоскость комплексного потенциала {{ω}}; точки A, B1, B2, C1, C2 на плоскости z переходят соответственно в точки A', B1', B2', C1', C2' на плоскости {{ω}}.



геометрические характеристики летательного аппарата — определяют размеры и форму летательного аппарата и его основных частей (крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и др.) в базовой системе координат летательного аппарата. Выражаются в абсолютных (линейные и угловые размеры, площади) и относительных (безразмерных) величинах. Г. х. летательного аппарата в целом включают его габаритные размеры: длину, высоту, размах крыла самолёта, диаметр несущего винта вертолёта и т. п. К важным Г. х. самолёта принадлежат также площадь крыла, хорда крыла, профиль крыла, угол стреловидности крыла, угол установки крыла, углы крутки крыла, угол поперечного V крыла, диаметр фюзеляжа, плечо вертикального (ВО) и горизонтального (ГО) оперения (см. Плечо оперения), база шасси, колея шасси. Распространёнными безразмерными Г. х. являются удлинение крыла и фюзеляжа, сужение крыла, относительные площади ВО и ГО, органов управления и устройств механизации крыла (в долях от площади крыла или — для рулей высоты и направления — от площади соответствующего оперения). Аэродинамические поверхности стабилизации, управления и механизации имеют набор Г. х., сходных с Г. х. крыла. К Г. х. принято также относить углы отклонения органов управления и устройств механизации. Г. х. вертолётов включают (наряду с диаметром несущего винта) ометаемую площадь несущего винта, заполнение несущего винта, угол заклинения несущего винта, коэффициент перекрытия несущих винтов и др.

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   ...   33   34   35   36   37   38   39   40   ...   170


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

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал