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



Скачать 38.76 Mb.
страница39/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   35   36   37   38   39   40   41   42   ...   170

Г. обычно строятся по схеме высокоплана с высокорасположенными двигателями во избежание их заливания или забрызгивания (рис. 1). В зависимости от взлётно-посадочных устройств и органов плавания различают Г. лодочные, поплавковые, амфибии и Г. на подводных крыльях или гидролыжах. Основной тип Г. — летающая лодка. Распространены также поплавковые Г., особенно двух поплавковые (рис. 2). Система из двух поплавков обладает плавучестью, остойчивостью и удовлетворительными гидродинамическими и мореходными свойствами. Двухпоплавковый Г. имеет по сравнению с летающей лодкой повышенную массу конструкции и увеличенное аэродинамическое сопротивление. Однопоплавковые Г. обычно имеют небольшую полётную массу и чаще эксплуатируются со взлётом при помощи катапульты с палубы корабля или другого носителя (с посадкой на воду). В практике нередки случаи переделки лёгких сухопутных самолётов в поплавковые Г. Амфибии (рис. 3, 4) представляют собой Г., снабжённые сухопутным шасси; способны взлетать как с водной поверхности, так и с сухопутного аэродрома и садиться на гидроаэродром или сухопутный аэродром. Особый тип Г. представляют самолеты лодочного типа, снабжённые дополнительными взлётно-посадочными устройствами в виде гидролыж и подводных крыльев, убирающихся в полёте. Цель установки этих устройств — улучшение гидродинамических и мореходных характеристик Г. Установка подобных взлётно-посадочных устройств связана с усложнением конструкции и увеличением её массы.

Первый успешно летавший Г. был продемонстрирован А. Фабром в 1910. В России Г. в 1913 начал строить Д. П. Григорович (см. Григоровича самолёты). В советский период разработки в этой области проводили Григорович, А. Н. Туполев (см. Ту), Г. М. Бериев (см. Бe), В. Б. Шавров, И. В. Четвериков, Р. Л. Бартини, А. К. Константинов и другие конструкторы.



А. И. Тихонов.

Рис. 1. Гидросамолёт с поддерживающими поплавками на концах крыла.

Рис. 2. Двухпоплавковый гидросамолёт.

Рис. 3. Самолёт-амфибия.

Рис. 4. Самолёт-амфибия «Си Стар» (ФРГ).

гиперзвуковая скорость — 1) скорость V газа, намного превышающая местную скорость звука a: V > > a (Маха число M > > 1). 2) Г. с. полёта — скорость летательного аппарата, намного превышающая скорость звука в невозмущенном потоке (часто за полёт с Г. с. принимают полёт со скоростью, соответствующей значению M{{}} > 5). Полёт с Г. с. в атмосфере сопровождается интенсивными ударными волнами, значительным аэродинамическим нагреванием (см. Гиперзвуковое течение).

гиперзвуковое течение — течение газа с гиперзвуковыми скоростями. Особенности Г. т. начинают заметно проявляться при достаточно больших, но различных для тел разной формы (сфера, конус и т. п.) значениях Маха числа М. Поэтому и граница, отделяющая сверхзвуковое течение от Г. т., весьма условна. Для всех Г. т. характерным является большое значение отношения кинетическая энергия (энергии поступательного движения частиц газа) к внутренней (тепловой) энергии газа, равное по порядку величины М2. Вследствие этого в Г. т. относительное изменение температуры и других термодинамических параметров много больше относительного изменения скорости, и торможение обтекающего тело потока приводит к значительным возмущениям его параметров. При гиперзвуковом обтекании тел возникают интенсивные ударные волны и большая завихренность течения (см. Вихревое течение). Для расчёта таких течений становиться необходимым использование нелинейных уравнений движения, а также соотношений, описывающих термодинамику газа при больших температурах. Полёт летательного аппарата с гиперзвуковыми скоростями сопровождается сильным аэродинамическим нагреванием поверхности и значительными отличиями аэродинамических характеристик от аналогичных характеристик при сверхзвуковом полёте.

Особенности Г. т. удобно разделить на газодинамические, обусловленные большими значениями чисел М, и термодинамические, проявляющиеся при больших абсолютных температурах газа (характерных для гиперзвуковых режимов полёта летательных аппаратов).

Газодинамические особенности Г. т. связаны с относительными изменениями газодинамических переменных потока. При обтекании тела однородным потоком газа с числом Маха в невозмущенном набегающем потоке М{{}} > > 1 мерой возрастания давления и внутренней энергии газа в возмущенной части поля течения служит при слабом влиянии вязкости параметр K1 = M{{}}sin{{τ}} ({{τ}} — характерный угол наклона поверхности тела к направлению невозмущенного потока). В случае K1 > > 1 за головной ударной волной существенно увеличивается плотность, многократно возрастают давление и температура газа. На границе возмущенного и невозмущенного потоков возникают тонкие, примыкающие к носовой части тела слои газа с относительно большой плотностью (так называемые ударные слои — см. Ньютона теория обтекания). При K1 > > 1 в общем балансе сил и энергии можно пренебречь давлением и внутренней энергией невозмущенного газа. Независимость (точнее слабая зависимость) характеристик течения от этих параметров набегающего потока — одно из важных свойств Г. т. Для случая совершенного газа это свойство равносильно независимости течения от значения М{{}} (закон стабилизации по числам Маха). Другая важная особенность течений с М > > 1, связанная с сильным торможением потока внутри пограничного слоя, — слабое влияние вязкости (температуры) невозмущенного газа на вязкость газа в пограничном слое. Поэтому в качестве характерного Рейнольдса числа Re, определяющего режим Г. т., принято использовать параметр Re0 = {{ρ}}V{{}}L/{{μ}}0, где {{ρ}}, V{{}} — плотность и скорость набегающего потока, L — характерный размер тела, {{μ}}0 — характерное значение вязкости в пограничном слое. Для совершенного газа в качестве {{μ}}0 удобно выбирать вязкость при температуре торможения.

Особые газодинамические свойства присущи случаю гиперзвукового обтекания тонких тел (см. Тонкого тела теория), установленных под малыми углами к направлению однородного набегающего потока ({{τ}} < < 1, M{{}} > > 1). Для таких течений углы наклона головной ударной волны к направлению вектора V{{}} всюду малы, число Маха за волной (вне пограничного слоя) велико, а скорость газа меняется (в основном приближении) лишь в направлении, перпендикулярном V{{}}. Последнее равносильно тому, что в системе координат, связанной с невозмущенным потоком, смещение частиц газа происходит лишь в плоскостях, перпендикулярных направлению движения. Течение в каждой из таких плоскостей не зависит от течения в остальных, что и составляет содержание закона плоских сечений из которого следует нестационарная аналогия. Согласно этой аналогии, обтекание тела невязким газом при {{τ}} < < 1 и М{{}} > > 1 сводится к нестационарной задаче расширения (сжатия) бесконечного цилиндрического поршня, находящегося в покоящемся газе. Поперечное сечение поршня в момент времени t = x/V{{}}, где x — координата, отсчитываемая от вершины тела и параллельная V{{}}, совпадает с поперечным сечением тела в плоскости х.

Структура течения около тонкого тела существенно нарушается, если тело затуплено. Тогда на носовой части тела sin{{τ}} ~ 1, и возмущения потока в этой области течения относительно велики. По этой причине вблизи поверхности тела образуется слой сильно завихренного течения с относительно большими значениями энтропии (так называемый энтропийный слой). Возмущения давления распространяются вниз по потоку на расстояния много большие размера затупления и определяются в основном не формой, а сопротивлением затупления. В рамках нестационарной аналогии действие затупления равносильно сильному взрыву (мгновенному выделению энергии) на поверхности поршня в начальный момент его движения (так называемая аналогия с сильным взрывом).

При {{τ}} < < 1 существенными особенностями обладает и структура течения в пограничном слое. Торможение гиперзвукового, внешнего потока внутри пограничного слоя вызывает значительный рост температуры и, как следствие, сильное падение плотности газа. В пределе, когда вне пограничного слоя М{{→∞}}, весь газ протекает в «невязкой» области возмущенного потока, и внешнюю границу слоя можно считать непроницаемой поверхностью. Влияние пограничного слоя на давление аналогично при этом увеличению толщины тела на толщину пограничного слоя и может быть весьма большим. Степень возрастания давления за счёт такого влияния при M{{}} > > 1 и любых значениях τ оценивается параметром K2 = K2(K1 + 1)-2(Re01/2sin2{{τ}})-1. Режимы K2 < < 1, K2~1 и K2 > > 1 носят соответственно названия слабого, умеренного и сильного вязкого взаимодействия. При слабом влиянии разреженности газа (малых Кнудсена числах) и M{{}}{{≈}}1 значение Re0 > > l. Поэтому режимы сильного и умеренного вязкого взаимодействия (K2{{≈}}1) реализуются лишь на тонких телах ({{τ}} < < 1) при условии M{{}} > > 1. Важным свойством течений с сильным или умеренным вязким взаимодействием является передачи возмущений вверх по потоку через дозвуковую часть пограничного слоя на расстояния, сравнимые с длиной тела. По этой причине изменение, например, давления в кормовой части тонкого тела может существенно перестроить всё поле течения без отрыва пограничного слоя.

К термодинамическим особенностям Г. т. относятся несовершенство газа (переменность удельных теплоёмкостей), отклонения от термодинамического равновесия и излучение газа. В частности, для воздуха при температурах T > 1000{{ }}К удельной теплоёмкости уже существенно зависят от температуры, а примерно при T > 2000{{ }}К — и от давления (см. Кинетика физико-химическая). В случае полёта в летательном аппарате в атмосфере Земли такие температуры достигаются на его лобовой поверхности соответственно при M{{}} > 4 и M{{}} > 8. Течения, в которых процессы установления в газе термодинамического равновесия не успевают за темпом изменения внешних воздействий, называются неравновесными. Предельные режимы неравновесных течений, когда указанные процессы практически не успевают развиваться вообще, называют замороженными. Замороженные течения воздуха и при больших температурах не отличаются от течений при T < 1000{{ }}К, то есть соответствуют течению совершенного газа с показателем адиабаты {{γ}} = 1,4. На замороженные течения может оказать сильное влияние разреженность газа (см. Разреженных газов динамика). Эффекты неравновесности растут с уменьшением размеров тела и с увеличением высоты полёта. При движении летательного аппарата типа сферы с характерным размером ~1 м в атмосфере Земли область неравновесных течений для скоростей V{{}} = 3—11 км/с начинается соответственно с высот H {{≈}} 40—60 км, а область замороженных — определяется высотами H > 70 км. При скоростях V{{}} > 9 км/с все указанные термодинамические эффекты могут сопровождаться интенсивным излучением газа (см. Радиационный тепловой поток). Изменения термодинамических свойств газа при больших температурах могут вызывать значительные изменения аэродинамических и особенно тепловых характеристик тел.

При аэродинамическом проектировании гиперзвуковых летательных аппаратов необходимо удовлетворить широкому комплексу требований не только к его аэродинамическим, но и к тепловым характеристикам. Большое число явлений, сопровождающих полёт летательного аппарата, исключает при этом возможность полного моделирования условий натурного обтекания в аэродинамических установках. Расчётные методы исследования Г. т. приобретают, таким образом, исключительно важное значение.



Лит.: Черный Г. Г., Течения газа с большой сверхзвуковой скоростью, М., 1959; Xейз У. Д., Пробстин Р. Ф., Теория гиперзвуковых течений, пер. с англ., М., 1962; Лунев В. В., Гиперзвуковая аэродинамика, М., 1975.

В. В. Михайлов.

гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) — прямоточный воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковой скоростью потока в камере сгорания. В отличие от прямоточного воздушно-реактивного двигателя со сгоранием топлива в дозвуковом потоке в ГПВРД воздух тормозится в меньшей степени — до скорости, превышающей скорость звука. Степень торможения определяется главным образом условиями достижения максимальной эффективности и существенно зависит от режима работы двигателя и условий полёта — Маха числа M{{}} и высоты полёта. Различают ГПВРД внутреннего и внешнего сгорания. Схематично ГПВРД внутреннего сгорания представляет собой тело с каналом переменный сечения, основные элементы которого (воздухозаборник, камера сгорания и реактивное сопло), выполняя те же функции, что и соответствующие элементы прямоточного воздушно-реактивного двигателя, имеют отличия, связанные со спецификой теплоподвода к сверхзвуковому воздушному потоку (рис. 1). Контуры ГПВРД внешнего сгорания образованы внешней поверхностью летательного аппарата и зоной теплоподвода, возникающей при подаче топлива в обтекающий летательный аппарат сверхзвуковой поток и сгорании топливовоздушной смеси (рис. 2). Сгорание смеси в ГПВРД обоих типов может происходить без сильных скачков уплотнения, переводящих сверхзвуковой поток на входе в сверхзвуковой поток меньшей скорости на выходе из зоны горения (ГПВРД с камерами постоянного сечения при малой степени теплоподвода и ГПВРД с расширяющейся камерой), или с сильными скачками уплотнения перед зоной теплоподвода (ГПВРД со стабилизацией горения на выступающих в поток плохообтекаемых телах или при любых способах стабилизации, но при большой степени теплоподвода). Предельная степень теплоподвода в камере, при которой перед ГПВРД появляется отошедшая ударная волна (или скачок уплотнения) и изменяется режим течения воздуха на входе, зависит от формы камеры сгорания (камера постоянного сечения, расширяющаяся или сужающаяся) и режима полёта. Для расширения диапазона работы ГПВРД без отошедшей волны в сторону меньших М{{}} используется либо расширяющаяся камера, либо комбинированная, состоящая из участка с постоянной площадью поперечного сечения, в котором реализуется теплоподвод с торможением потока до звуковой скорости, и расширяющегося участка, реализующего теплоподвод при М{{≥}}1. Значительное расширение диапазона работы ГПВРД может быть достигнуто применением так называемых двухрежимных прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ДПВРД). работающих в начальном диапазоне М{{}} на режиме дозвукового горения, а при больших М{{}} — на режиме сверхзвукового горения, то есть при подводе теплоты к сверхзвуковому потоку (рис. 3). Переход с одного режима на другой в зависимости от конструкции ДПВРД может происходить автоматически или в результате переключения поясов подачи топлива.

Идеальным термодинамическим циклом ГПВРД является так называем цикл Брайтона с изменением процесса теплоподвода в зависимости от условий протекания процесса сгорания в камере — изобарический процесс в расширяющейся камере и процесс с ростом давления в камерах постоянного сечения и в сужающейся (рис. 4). Действительная работа цикла ГПВРД зависит от скорости полёта, степени и условий теплоподвода, степени торможения воздушного потока и уровня потерь в элементах двигателя.

В ГПВРД могут использоваться жидкие, твёрдые и гибридные топлива. Наибольшая эффективность (коэффициент полезного действия, тяга и т. п.) ГПВРД достигается при гиперзвуковых скоростях полёта (отсюда название). Соответственно и предполагаемая область применения ГПВРД; силовые установки гипёрзвукового летательного аппарата и ракет различного назначения при полётах в атмосфере с М{{}} > 6.

Лит.: Зуев В. С., Макарон В. С., Теория прямоточных и ракетно-прямоточных [авиационных] двигателей. М., 1971; Горение в сверхзвуковом потоке, Новосиб., 1984; Курзинер Р. И., Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. 2 изд., М., 1989.

Р. И. Курзинер.

Рис. 1. Схема ГПВРД внутреннего сгорания несимметричной формы: I — воздухозаборник; II — камера сгорания; III — реактивное сопло.

Рис. 2. Схема ГПВРД внешнего сгорания на летательном аппарате несимметричной формы: 1 — летательный аппарат; 2 — скачки уплотнения; 3 — подача топлива; 4 — зона горения.

Рис. 3. Схема двухрежимного прямоточный воздушно-реактивного двигателя несимметричной формы: I — камера сверхзвукового горения; II — камера дозвукового горения; 1 — скачки уплотнения: 2—5 — пояса подачи топлива в камеру на режиме сверхзвукового горения (2 и 3) и на режиме дозвукового горения (4 и 5); 6 — сечение «запирания» (М = 1 на режиме дозвукового горения).

Рис. 4. Идеальные циклы ГПВРД в p—V-Диаграмме (давление — удельный объём): Hg—{{Γ}}—CН — цикл с камерой сгорания постоянного сечения; Hg—{{Γ}}'—С'—Н — цикл с камерой сгорания постоянного давления; Нg—Г"—С"—H — цикл с сужающейся камерой сгорания.

гиперзвуковой самолет — самолёт, способный летать с гиперзвуковой скоростью. Диапазон скоростей и высот полёта Г. с. занимает промежуточное положение между диапазонами, освоенными сверхзвуковыми самолётами и космическими летательными аппаратами. Идеи создания Г. с. высказывались с 50 х гг. По назначению Г. с. могут быть транспортными (перевозка пассажиров и грузов на дальние расстояния), военными, а также самолетами-разгонщиками авиационных и воздушно-космических систем (первыми ступенями составных летательных аппаратов, сообщающими последующим ступеням часть требуемой скорости и другие начальные условия полёта — высоту, параллакс и др.).

Силовая установка Г. с. должна быть комбинированной, то есть включать в общем случае несколько типов двигателей: газотурбинные (турбореактивные двигатели, турбореактивные двигатели с форсажной камерой и т. п.) и прямоточные (прямоточный воздушно-реактивный двигатель, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель) в различных комбинациях в зависимости от типа Г. с. (например, с использованием турбореактивного двигателя в диапазоне Маха чисел полёта 0 < M{{}} < 3, прямоточный воздушно-реактивный двигатель — при 1,5 < M{{}} < 4—6, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель — при M{{}} > 4—6). Аэродинамическая схема Г. с. должна обеспечивать высокие аэродинамические характеристики, прежде всего при гиперзвуковых скоростях полёта (несущий корпус, крыло малого удлинения и т. д.). Для Г. с. характерна высокая степень интеграции планёра и силовой установки, например, использование носовой части фюзеляжа как элемента воздухозаборника, а хвостовой части — как элемента сопла. В качестве топлива для воздушно-реактивного двигателя Г. с., как правило, рассматривается жидкий водород (реже — другие криогенные топлива), иногда в комбинации с керосином.

В зависимости от сочетания максимальной степени аэродинамического нагревания и его продолжительности конструкция Г. с. может быть теплоизолированной, горячей (см. Горячая конструкция), активно охлаждаемой (см. Охлаждаемая конструкция) или их комбинацией. Важнейшее требование к ней — обеспечение приемлемых весовых характеристик при высокой надёжности и технологичности.

В. В. Скипенко.

гиподинамия (от греческого hyp{{ó}} — под, ниже и d{{ý}}namis — сила) — ограничение двигательной активности человека при снижении силовой нагрузки (в отличие от гипокинезии, наблюдающейся при уменьшении двигательной активности в ограниченном пространстве). Г. характеризуется общим ослаблением организма, понижением физической выносливости, уменьшением мышечной силы, снижением объёма циркулирующей в организме крови. Некоторые проявления гиподинамического синдрома сходны с симптомами, возникающими при длительном пребывании в невесомости, поэтому Г. используется в авиационно-космической медицине в качестве модели невесомости для изучения некоторых психофизиологических реакций организма в условиях длительного космического полёта. В меньшей степени гиподинамические явления могут проявляться у лётного состава, в основном при ограничении физической активности.

гипоксия (от греческого hyp{{ó}} — под, ниже и латинского oxygenium — кислород), кислородное голодание, кислородная недостаточность, — пониженное содержание кислорода в тканях организма.

Различают патологические и физиологические формы Г. К первой относят гипоксические состояния, возникшие как следствие заболеваний, ко второй — Г., развившуюся у здоровых людей при несоответствии количества доставленного к тканям кислорода его потреблению (при интенсивной мышечной работе), а также под влиянием пониженного парциального давления кислорода в газовой среде (например, при пребывании на высоте) или при действии внешних факторов, нарушающих кровообращение (при перегрузках, избыточном внутрилёгочном давлении).



гировертикаль — гироскопический прибор, определяющий углы крена и тангажа летательного аппарата относительно местной вертикали. В Г. используются трёхстепенные астатические гироскопы с маятниковой коррекцией. Разновидностью Г. является авиагоризонт.

Погрешности Г. зависят от скорости коррекции и остаточного уровня возмущающих моментов в опорах так называемого карданова подвеса. Для уменьшения влияния длительно действующих ускорений на точность выдерживания вертикали применяют выключатели коррекции.



гирокомпас — указатель направления истинного (географического) меридиана, предназначенный для определения курса летательного аппарата, а также азимута (пеленга) ориентируемого направления. Преимущества Г. по сравнению с магнитным компасом: указывает направление географического, а не магнитного меридиана; на показания меньше влияют перемещающиеся металлические массы и электромагнитные поля; выше точность. Принцип действия Г. основан на использовании свойств гироскопа и суточного вращения Земли.

гироскоп (от греческого gyr{{é}}u{{ō}} — кружусь, вращаю и scopeo — смотрю, наблюдаю) — устройство для измерения параметров углового движения. Широко используется в инерциальных системах навигации, автопилотах, гирокомпасах, гировертикалях и других приборах и системах летательного аппарата. Различают так называем классические Г., лазерные, вибрационные.

Принцип действия классического Г. основан на стремлении быстровращающегося ротора сохранять направление оси вращения в пространстве. Ротор устанавливают в рамках (кольцах) карданова подвеса (рис. 1), позволяющего оси ротора занимать любое положение. Если к какой-либо оси Г. прикладывается внешний момент, то возникает прецессия (движение) Г. с постоянной угловой скоростью. В момент окончания действия внешней силы происходит мгновенное прекращение прецессии. Указанными свойствами обладают астатические трёхстепенные свободные


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   ...   35   36   37   38   39   40   41   42   ...   170


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

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал