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


Г. (центр тяжести ротора совпадает с точкой пересечения осей карданова подвеса), динамически настраиваемые Г



Скачать 38.76 Mb.
страница40/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   36   37   38   39   40   41   42   43   ...   170
Г. (центр тяжести ротора совпадает с точкой пересечения осей карданова подвеса), динамически настраиваемые Г., а также Г., работающие на новых принципах (электростатические, электромагнитные, криогенные).

У двухстепенных Г. ротор закреплён в одной рамке. При вращении основания (платформы) такого Г. возникает гироскопический момент, стремящийся кратчайшим путём установить ось ротора параллельно оси, относительно которой вращается основание. Двухстепенные Г. используются в указателях поворота и некоторых гиростабилизаторах.

В лазерном Г. (рис. 2) применяется оптический квантовый генератор и имеется плоский замкнутый контур (образован тремя и более зеркалами), где циркулируют два встречных световых потока (луча), частоты которых из-за эффекта Доплера различны. Разность этих частот пропорциональна угловой скорости основания.

Вибрационные Г. в качестве чувствительного элемента содержат вибрирующие массы (например, ротор с упругим подвесом или упругие пластины); служат для определения угловой скорости.

В. В. Тимофеев.

Рис. 1. Трёхстепенной гироскоп в кардановом подвесе: 1 — внутренняя рамка; 2 — наружная рамка; 3 — ротор.

Рис. 2. Схема лазерного гироскопа: 1 — активная среда; 2 — блоки питания; 3 — измеритель; А, В, С — зеркала.

гироскопическая нагрузка — нагрузка, возникающая из-за взаимодействия вращения элемента какой-либо системы летательного аппарата с вращением летательного аппарата как целого. Наибольшие Г. н. наблюдаются в силовой установке летательного аппарата, и их необходимо учитывать в инженерных расчётах. Численно Г. н. характеризуется гироскопическим моментом М. У самолёта максимальная Г. н. возникают обычно при его вращении относительно поперечной оси (манёвр в вертикальной плоскости). В этом случае M = Jx{{ω}}x{{Ω}}z, где Jx, и {{ω}}x — соответственно момент инерции и угловая скорость элемента силовой установки (например, воздушного винта, ротора газотурбинного двигателя) относительно продольной оси самолёта, {{Ω}}z — угловая скорость самолёта относительно его поперечной оси.

гиростабилизация — поддержание с помощью гироскопов и гироскопических устройств параметров углового движения элементов системы управления летательным аппаратом и самих летательных аппаратов в условиях возмущений. Различают Г. силовую, индикаторную и индикаторно-силовую. Силовая Г. заключается в парировании внешних возмущающих моментов, действующих на стабилизируемый элемент (платформу) прибора или системы, гироскопическими моментами, возникающими в результате прецессии гироскопов. (Возможен также вариант бесплатформных навигационных систем, в которых чувствительные элементы, в том числе и гироскопы, устанавливаются непосредственно на борт летательного аппарата, а сам летательный аппарат играет роль стабилизирующей платформы). В основе индикаторной Г. лежит использование гироскопов в качестве измерителей рассогласования между заданным и действительным положениями стабилизируемого элемента; парирование возмущений осуществляется исполнительными органами следящих систем. Индикаторно-силовая Г. включает элементы силовой и индикаторной стабилизации. Г. используется в системах ориентации, самонаведения, прицельно-навигационных системах, инерциальных навигационных системах и инерциальных системах управления. Г. достигается с помощью различных устройств. Например, в системах самонаведения Г. осуществляется гироскопическими приводами головок самонаведения, в инерциальных навигационных системах — трехосными гироплатформами, в инерциальных системах управления — либо трёхосными гироплатформами, либо блоком астатических гироскопов.

Лит: Гироскопические системы, ч. 1, М., 1971; Неусыпин А. К., Гироскопические приводы, М., 1978.

А. К. Неусыпин.

Рис. 1. Зависимость cy от α при прямом (1) и обратном (2) изменениях {{α}} при различных значениях Re а — Re = 1,08*106; б — Re = 2,36*106; в — Re = 3,46*106; г — Re = 4,28*106; cymax — максимальное значение cy при обратном ходе.

Рис. 2. Экспериментальные зависимости (модель самолёта с крылом большого удлинения) cy и аэродинамического коэффициента момента тангажа m{{x}}, и приведённой скорости тангажа {{ω}}x, [в данном случае {{ω}}x = {{α}} = (d{{α}}/dt)(bA/V{{}})] от {{α}} для колеблющегося крыла (прямой ход — голубые кривые, обратный —чёрные кривые) и крыла в стационарном режиме (красные кривые); bA — средняя аэродинамическая хорда. V{{}} — скорость полета.

гистерезис (от греческого hyst{{é}}r{{ē}}sis — отставание, запаздывание) — 1) Г. в аэродинамике — неоднозначность структуры поля течения и, следовательно, аэродинамических характеристик обтекаемого тела при одних и тех же значениях кинематических параметров, но при различных направлениях их изменения (например, при увеличении или уменьшении угла атаки {{α}}, Маха числа). Г. проявляется в большей или меньшей степени в зависимости от Рейнольдса числа Re, формы профиля крыла, его относительной толщины {{с}}и т. п. и связан в основном с неоднозначностью структуры обтекающего потока при равных значениях, но разных направлениях изменения параметра — увеличения (прямой ход) или уменьшения (обратный ход).

Впервые аэродинамический Г. описан в 1931 английским исследователем Э. М. Джейкобсом (Jacobs) при анализе экспериментальной зависимости коэффициента подъёмной силы cy (см. Аэродинамические коэффициенты) профиля от угла атаки. Дальнейшие экспериментальные исследования показали, что при ламинарном обтекании крыла большого удлинения ({{λ≥}}5,0) гистерезисные петли могут возникать при сравнительно малых значениях Re{{≤}}0,22*106. Это особенно заметно у толстых крыльев ({{c}} = 18—24%), у которых наблюдается срыв потока с носовой части. Диапазон значении {{α}}, соответствующий неоднозначной структуре обтекания крыла, расширяется с увеличением относительной толщины профиля. При значениях Re > 0,8*106 такой тип отрыва потока исчезает в связи с переходом ламинарного течения в турбулентное. На рис. 1 приведены результаты испытаний крыла с удлинением {{λ}} = 5,0 в аэродинамической трубе. В области критических углов атаки происходит резкое уменьшение cy. При Re = l*106 Г. отсутствует; при Re > 2*106 отчётливо видна гистерезисная петля, причём расхождение значений cy при заданном α при прямом и обратном ходах увеличивается с увеличением значения Re.

При неустановившемся движении летательного аппарата в зависимости от аэродинамических сил и моментов проявляется так называемый динамический Г. Например, такой Г. имеет место при колебаниях угла атаки профиля (или крыла) около значений {{α}}отр или {{α}}1, соответствующих отрыву потока или началу разрушения устойчивой вихревой структуры над несущей поверхностью (см. Крыла теория) при стационарном обтекании (рис. 2). При этом с ростом скорости тангажа {{ω}}z, и увеличением заброса угла атаки {{α}}забр при {{α}}забр > {{α}}отр или {{α}}1 происходит существенное расширение гистерезисных петель в зависимостях интегральных аэродинамических характеристик от угла атаки. Это связано со смещением на большие углы атаки режима безотрывного обтекания при положительном значении {{ω}}z, а также с видоизменением отрывного течения на профиле или крыле большого удлинения и трансформацией вихревой структуры для треугольного крыла или крыла с наплывом на больших углах атаки при неустановившемся движении.

2) Г. в системе управления — неоднозначность зависимости выходного перемещения системы управления от входного сигнала при его медленном изменении в прямом и обратном направлениях. Обычными причинами Г. являются люфты, трение и упругие деформации в элементах системы управления, зоны нечувствительности в рулевых машинках и рулевых приводах. Г., как правило, приводит к ухудшению характеристик устойчивости и управляемости летательного аппарат и может явиться причиной его автоколебаний. Допустимые размеры Г. определяются требованиями к точности пилотирования летательного аппарата.



Ю. Г. Живов, Г. И. Столяров.

Гласс Теодор Генрихович (1903—1940) — советский, учёный в области аэродинамики, профессор (1937). Окончил Московский государственный университет (1930). Работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (1926—1940). Автор раздела «Распределение аэродинамической нагрузки по крылу» в Нормах прочности самолётов (1937). Основные работы по изучению профильного сопротивления крыльев и созданию серий профилей с высокими аэродинамическими характеристиками. Портрет смотри на стр. 171.

Т. Г. Гласс.



Глауэрт (Glauert) Герман (1892—1934) — английский учёный в области аэродинамики, устойчивости и управляемости летательного аппарата. Член Лондонского королевского общества (с 1931). Окончил Кембриджский университет. С 1916 на Королевском самолётостроительном заводе (ныне Королевский авиационный научно-исследовательский институт). Один из создателей вихревых теорий крыла конечного размаха при малых скоростях (Прандтля — Глауэрта теория) и воздушного винта, разработал линеаризованную теорию профиля в дозвуковом потоке (правило Прандтля — Глауэрта).

Соч.: Основы теории крыльев и винта, пер. с англ., М.—Л., 1931.



Глинка Дмитрий Борисович (1917—1979) — советский лётчик, полковник, дважды Герой Советского Союза (дважды 1943). В Советской Армии с 1937. Окончил военную авиационную школу (1939), Военно-воздушную академию (1951; ныне имени Ю. А. Гагарина). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром звена, начальником воздушно-стрелковой службы истребительного авиаполка. Совершил около 300 боевых вылетов, сбил 50 самолётов противника. После войны командир полка, заместитель командира истребительной авиадивизии. Депутат Верховного Совета СССР в 1946—1950. Награждён орденом Ленина, 5 орденами Красного Знамени, орденами Александра Невского, Отечественной войны 1 й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в г. Кривом Роге.

Лит.: Герои битвы за Кавказ, Цхинвали, 1975.

Д. Б. Глинка.



глиссада (французское glissade, буквально — скольжение) — 1) прямолинейная траектория движения летательного аппарата под углом к горизонтальной плоскости.

2) Прямолинейная траектория, по которой должно осуществляться снижение самолёта в процессе захода на посадку. Номинальное значение угла наклона Г. к горизонтальной плоскости составляет 0,046 рад, в исключительных случаях угол наклона Г. может доходить до 0,087 рад. На аэродромах Г. задаётся при помощи глиссадного (ГРМ) и курсового (КРМ) радиомаяков, входящих в состав аэродромного оборудования. Г. образуется пересечением в пространстве двух равносигнальных зон ГРМ и КРМ. Высота равносигнальной зоны ГРМ над торцом взлётно-посадочной полосы составляет 15 м. Движение самолёта по Г. начинается на высоте 200—400 м и заканчивается манёвром выравнивания или уходом на второй круг, если отклонение от Г. превысило допустимое.



глиссирование гидросамолёта — скольжение гидросамолёта по воде при разбеге перед отрывом или при пробеге после приводнения, когда скорость движения достаточно велика. При Г. г. и смачиваемая поверхность корпуса гидросамолёта, и возмущение воды, вызванное движением гидросамолёта, существенно меньше, чем при «нормальном» плавании с той же скоростью; соответственно уменьшаются и затраты энергии на преодоление сопротивления воды движению летательного аппарата. Подъёмная сила гидросамолёта, позволяющая реализовать режим глиссирования, является суммой аэродинамической подъёмной силы крыла и динамической реакции воды. Чтобы обеспечить Г. г., днище гидросамолёта выполняется (см. рис.) с реданом и скулами. Такая форма днища способствует срыву струй на режиме глиссирования, вследствие чего уменьшаются смачиваемая поверхность корпуса и сила трения о воду. Для уменьшения ударных нагрузок при глиссировании по неспокойной воде днищу гидросамолёта придаётся некоторая поперечная килеватость.

Схема днища гидросамолёта: а — плоское днище; б — днище с килеватостью; 1 — редан; 2 — скула.



«Глостер» (Gloster Aircraft Co., Ltd) — самолётостроительная фирма Великобритании. Основана в 1915, в 1934 стала дочерней компанией фирмы «Хокер», вместе с которой в 1935 вошла в состав концерна «Хокер Сидли». В 1963 утратила статус компании и название. До Второй мировой войны выпускала главным образом истребители-бипланы, в том числе «Гриб» (первый полёт в 1923), «Геймкок» (1924), «Гонтлет» (1933), «Гладиатор» (1934, выпущено 747). В 1941 построила первый реактивный самолёт Великобритании Е.28/39 (см. рис.). В 1943 создала реактивный истребитель «Метеор» (на вооружении военно-воздушных сил Великобритании с 1944, построено 3550, см. рис. в таблице XIX). В 1951 создала всепогодный реактивный истребитель «Джевлин» (выпущено около 400, см. рис. в таблице XXXI). Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в таблице.

Табл. — Истребители фирмы «Глостер»



Основные данные

«Гладиатор» II

«Метеор» F.Mk.4

«Джевлни» F(AW).4

Первый полёт, год


1938


1945


1955


Число и тип двигателей


1 ПД


2 ТРД


2 ТРД


Мощность двигателя, кВт

626


-


-


Тяга двигателя, кН

-


15,6


59,6


Длина самолёта, м

8,36


13,6


17,3


Высота самолёта, н

3,16


3,96


4,88


Размах крыла, м

9,83


11,33


15,85


Площадь крыла, м2


30


32,51


87,5


Взлётная масса, т:








нормальная

-


6,88


15,9


максимальная

2,16


8,48


19,47


Масса пустого самолёта, т

1,56


4,56


-


Боевая нагрузка, т

-


1,24


1,8


Максимальная дальность полита, км


660


1610


1500


Максимальная скорость полёта, км/ч


400


940


1000


Потолок, м


10000


14335


15000


Экипаж, чел.

1


I


1


Вооружение

4 пулемёта


4 пушки (20 мм);

НАР



4 пушки (30 мм):НАР, 4 УР



Глушко Валентин Петрович (1908—1989) — советский учёный в области ракетно-космической техники, один из основателей советской космонавтики, академик АН СССР (1958; член-корреспондент с 1953), дважды Герой Социалистического Труда (1956, 1961). После окончания Ленинградского университета (1929) работал в Газодинамической лаборатории (1929—1933), Реактивном научно-исследовательском институте (1934—1938). Был необоснованно репрессирован и в 1937—1944 находился в заключении, работая в особом КБ НКВД по созданию жидкостного ракетного двигателя. С 1941 главный конструктор, с 1974 генеральный конструктор. Создал ряд экспериментальных жидкостных ракетных двигателей, которые устанавливались на самолётах Пе-2, Ла-7, Як-3, Су-6, а также жидкостный ракетный двигатель для ракет различного назначения. Основные работы посвящены теоретическим и экспериментальным исследованиям по важнейшим вопросам создания и развития жидкостных ракетных двигателей и космических аппаратов. Руководитель разработки ракетно-космической системы «Энергия» — «Буран». Депутат Верховного Совета СССР с 1966. Золотая медаль имени К. Э. Циолковского АН СССР (1958), диплом имени П. Тиссандье (ФАИ). Ленинская премия (1957), Государственная премия СССР (1967, 1984). Награждён 5 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Трудового Красного Знамена, медалями. Бронзовый бюст в Одессе.

Соч.: Путь в ракетной технике, Избранные труды 1924—1946, М., 1977.



Лит.: Романов А. П., Губарев В. С., Конструкторы, М., 1989.

В. П. Глушко.



Годар (Godard) Эжен (1827—1990) — французский воздухоплаватель и конструктор аэростатов. Совершил свыше 2500 полётов на свободных аэростатах, для наполнения которых использовались светильный газ, водород и тёплый воздух. Разрабатывал и строил аэростаты с 1846. В 1863 построил водородный аэростат объёмом 6000 м3 («Гигант») для полёта 40 человек В том же году построил самый большой для того времени аэростат объёмом 14 тысяч м3. Во время осады Парижа немцами (1870—1971) совместно с братом Луи (1829—1885) и механиком Г. Ионом открыл мастерскую для постройки свободных аэростатов, использовавшихся для воздушной связи Парижа со свободной территорией Франции. За 4 месяца осады было построено 64 аэростата. В дальнейшем братья Годар совместно с Ионом руководили мастерскими по изготовлению аэростатов для французской армии. В 1875 Г. на свободном аэростате впервые перелетел через Пиренейские горы из Франции в Испанию.

годографа метод (от греческого hod{{ó}}s — путь, движение, направление и gr{{á}}pho — пишу) в аэродинамике — метод исследования и расчёта плоских безвихревых течений сжимаемого газа, основанный на том, что система уравнений для потенциала скорости {{φ}} и функции тока {{ψ}}, нелинейная в физической плоскости (х, у), становится линейной при переходе к плоскости переменных (u, v) — плоскости годографа скорости (здесь u, v — проекции вектора скорости на оси x, y прямоугольной системы координат). Это возможно ввиду того, что коэффициент исходных уравнений зависят лишь от скорости. Основы метода, использующего преобразование в плоскость годографа, даны С. А. Чаплыгиным в 1902. Система линейных уравнений для {{φ}} и {{ψ}} преобразуется к каноническому виду (Л. С. Лейбензон, 1935):

{{формула}}

где

{{формула}}



{{формула}}

{{α}} — критическая скорость; {{γ}} — показатель адиабаты.

Представление течения уравнениями в плоскости годографа особенно удобно в задачах с относительно простыми граничными условиями. Такие условия имеют место для течений, на границах которых либо направление скорости, либо её модуль сохраняют постоянное значение; это позволяет сразу построить область течения в плоскости годографа. К этому классу задач относится, например, задача об истечении газовой струи (см. рис.), для которой точное решение уравнений в плоскости годографа строится в виде ряда по совокупности частных решений, найденных методом разделения переменных.

Однако в общем случае расчёт обтекания тел связан с принципиальными трудностями, поскольку точные граничные условия в плоскости годографа неизвестны. В связи с этим широко применяется следующий приближённый метод: в канонических уравнениях коэффициент К принимается равным единице, что выполняется с той или иной степенью точности для произвольного газа при скоростях, не слишком близких к скорости звука, и строго — для так называемого газа Чаплыгина (газа с линейной связью между давлением и удельным объёмом, то есть с {{γ}} = -1). В результате эти уравнения приводятся к так называемым уравнениям Коши — Римана для действительной и мнимой частей аналитической функции комплексного переменного. На основе такого подхода с помощью метода конформных преобразований удаётся решить задачу о циркуляции обтекании профиля дозвуковым потоком газа. Кроме того, разработан ряд приближённых истодов учёта влияния сжимаемости газа на распределение давления по профилю в дозвуковом потоке, не требующих полного решения задачи, а использующих данные о распределении давления в потоке несжимаемой жидкости (методы С. А. Христиановнча, Кармана — Тзяна и др.). Они позволяют вводить поправку на сжимаемость в несколько более широких диапазонах углов атаки, относительных толщин профиля и Маха чисел, чем линейная Прандтля — Глауэрта теория.

При околозвуковом обтекании тонкого профиля линейные уравнения в плоскости годографа дополнительно упрощаются в рамках теории малых возмущений и сводятся к так называемому уравнению Трикоми (итальянский математик, F. Tricomi), которое описывает течение с местными сверхзвуковыми зонами.

Лит.: Чаплыгин С. А., Собр. соч., т. 2, М.—Л., 1948; Гудерлей К. Г., Теория околозвуковых течений, пер. с нем., М., 1980; Седов Л. И., Плоские задачи гидродинамики и аэродинамики, 3 изд., М., 1980; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987.

В. Н. Голубкин.



Истечение струи в свободное пространство (а) и соответствующая картина в плоскости годографа (б): АВ — стенка; 1 — ось струи; 2 — годографы скоростей для различных линий тока; 3 — линия тока на границе струи; 4 — линия, на которой скорость частиц равна скорости звука.

Годунов Константин Дмитриевич (1892—1965) — советский воздухоплаватель, конструктор аэростатов. В 1911—1914 учился в Петербургском политехническом институте. Участник Первой мировой войны. Окончил Академию Воздушного Флота имени профессора Н. Е. Жуковского (1925; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Работал в Высшей военной воздухоплавательной школе Военно-воздушных сил (в Ленинграде), Военно-воздушной инженерной академии имени профессора Н. Е. Жуковского и научно-исследовательском институте военно-воздушных сил. В 1932—1933 возглавлял ОКБ резиновой промышленности по постройке стратостата «СССР-1» (конструктор оболочки стратостата), 30 сентября 1933 совершил полёт на этом стратостате совместно с Г. А. Прокофьевым и Э. К. Бирнбаумом (достигнута высота 19 км). Разработал ряд привязных и свободных аэростатов и летал на них. Аэростаты заграждения конструкции Г. применялись в противовоздушной обороне во время Великой Отечественной войны. Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени.

Голованов Александр Евгеньевич (1904—1975) — советский военачальник, главный маршал авиации (1944). В Советской Армии с 1919. Окончил лётную школу при Центральном аэрогидродинамическом институте (1932), Высшую военную академию (1950; позже Военная академия Генштаба Вооруженных Сил СССР). Участник Гражданской войны, боёв в районе р. Халхин-Гол, советско-финляндской войны. В ходе Великой Отечественной войны был командиром дальней бомбардировочной авиационной дивизии, командующим авиацией дальнего действия, командующим воздушной армией. После войны на командных должностях в Военно-воздушных силах. Депутат Верховного Совета СССР в 1946—1950. Награждён 2 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, 3 орденами Суворова 1 й степени, орденом Красной Звезды, медалями, а также иностранными орденами.

Лит.: Идашкин Ю. В., Небо его мечты, М., 1986.

Головачев Павел Яковлевич (1917—1972) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1957), дважды Герой Советского Союза (1943, 1945). В советской Армии с 1938. Окончил Одесскую военную авиационную школу (1940), Военно-воздушная академию (1951; ныне имени Ю. А. Гагарина), Военную академию Генштаба Вооруженных Сил СССР (1959). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком, командиром звена, командиром эскадрильи истребительного авиаполка. Совершил свыше 450 боевых вылетов, сбил 26 самолётов противника. После войны на командных должностях в Военно-воздушных силах. Награждён 2 орденами Ленина, 6 орденами Красного Знамени, орденом Отечественной войны 1 й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в деревне Кошелево Гомельской области.

П. Я. Головачёв.



Головин Павел Георгиевич (1909—1940) — советский полярный лётчик, полковник, Герой Советского Союза (1937). Окончил лётную школу Осоавиахима в Тушине (1930), работал в ней инструктором. С 1934 в полярной авиации. Участвовал в ледовой разведке и проводке судов в Арктике, в высадке первой советской полярной экспедиции И. Д. Папанина (5 мая 1937 экипаж Г. на самолёте АНТ-7 при выполнении ледовой разведки первым из лётной группы пролетел над Северным полюсом) , в поисках пропавшего самолёта С. А. Леваневского (1937—1938). С 1939 на испытательной работе. Погиб при испытании самолёта. Награждён орденами Ленина, Красного Знамени, Красной Звезды, медалью.

П. Г. Головин.



головка самонаведения (ГСН) — автоматическое измерительное устройство, устанавливаемое на самонаводящихся ракетах и предназначенное для выделения цели на окружающем фоне и измерения параметров относительного движения ракеты и цели, используемых для формирования команд управления ракетой.

ГСН воспринимают энергию, излучённую или отражённую целью. Могут использоваться различные виды излучения: радиоизлучение, оптическое (в том числе тепловое), акустическое. В зависимости от местоположения источника энергии различают пассивные, полуактивные и активные ГСН.

Пассивные ГСН воспринимают излучение, создаваемое целью. Это могут быть сигналы работающих радиолокационных станций противника или передатчиков помех, а также оптическое излучение цели в инфракрасном и видимом диапазонах спектра, которое используется тепловыми и телевизионными ГСН. С конца 70 х гг. начали развиваться радиометрические пассивные ГСН, воспринимающие электромагнитное излучение цели в миллиметровом диапазоне волн вследствие теплового контраста цели с окружающим фоном. Полуактивные ГСН принимают сигнал, отражённый от цели при облучении её источником подсвета, находящимся вне ракеты, — на самолете-носителе или пункте наведения. Активные ГСН облучают цель с помощью передатчика, который входит в их состав, а также принимают отражённый сигнал. Полуактивные и активные ГСН строятся с использованием радиолокационного и оптического когерентного (лазерного) излучения.

Для повышения точности и помехоустойчивости в ГСН могут сочетаться различные принципы работы в зависимости от воспринимаемой энергии излучения цели и приёмники различных диапазонов электромагнитного излучения. ГСН могут быть полуактивно-активными, активно-радиометрическими, теплорадиолокационными и др. ГСН принимает данные целеуказания, производит поиск цели по координатам, анализирует принимаемый сигнал, селектирует цель на фоне естественных и организованных помех, осуществляет захват цели и автоматическое сопровождение её по координатам.

Основные тактико-технические характеристиками ГСН являются: дальность захвата цели в свободном пространстве и на фоне естественных помех (подстилающей поверхности, облачного фона); измеряемые координаты, диапазон их возможных изменений; точность автоматического сопровождения, в том числе при подлёте к цели; разрешающая способность, или возможность выделения одной цели из состава плотной группы; устойчивость к организованному противодействию противника (помехоустойчивость), характеризуемая вероятностью захвата и точностью сопровождения цели и в конечном счёте вероятностью её поражения; массо-габаритные и энергетические показатели, определяющие использование ГСН на ракете.

ГСН обычно размещается в головном отсеке ракеты. Ее антенная система находится под обтекателем аэродинамической формы, который прозрачен для рабочего диапазона волн ГСН. Различие используемых диапазонов электромагнитных волн и методов обработки принимаемых сигналов определяет большое разнообразие принципов построения ГСН, но в их составе можно выделить функциональные узлы: обтекатель 1 (см. рис.); фокусирующую или антенную систему 2; чувствительный элемент или приёмник энергии; приемное устройство 5, осуществляющее усиление и оптимальную первичную фильтрацию сигнала; анализатор 6 структуры принятого сигнала по амплитудному и спектральному составу; обнаружитель 10 цели-устройства 9 автоматического сопровождения цели по дальности или скорости сближения с нею; систему 4 автоматического сопровождения цели по углам и привод 3 антенны; вычислительные и логические устройства 12 принимающие решение о захвате цели обеспечивающие помехозащищённость и осуществляющие обмен (11) информацией с системой наведения ракеты; антенну 8 и приёмное устройство 7 опорного (хвостового) канала в полуактивных радиолокационных ГСН или приёмник радиокомандной линии при комбинированном наведении ракеты; передающее устройство 13 в активных ГСН.

Повышение тактико-технических требований и усложнение условий работы обусловливают применение в современной ГСН новейших достижений микроэлектроники, использование всё более сложных структур излучаемых сигналов (импульсных, непрерывных, квазинепрерывных, сигналов с внутренними модуляциями) и совершенствование их обработки с применением цифровых методов на основе микропроцессоров.

А. С. Синицын.

Структурная схема головки самонаведения.



Голубев Виктор Максимович (1915—1945) — советский лётчик, майор, дважды Герой Советского Союза (1942. 1943). В Красной Армии с 1936. Окончил Харьковскую военную авиационную школу (1939). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком, командиром звена, командиром эскадрильи, штурманом штурмового авиаполка. Совершил свыше 260 боевых вылетов. В 1943 направлен в Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Погиб при выполнении учебного полёта. Награждён орденом Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденами Отечественной войны 2 й степени, Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в Санкт-Петербурге.

Лит.: Иванов Ф. П., Силаков А. С., Подвиг бессмертен, М., 1958.

В. М. Голубев.



Голубев Владимир Васильевич (1884—1954) — советский учёный в области математики и механики, генерал-майор инженерно-авиационной службы (1944), член-корреспондент АН СССР (1934), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1942). Окончил Московский университет (1908). С 1917 профессор Саратовского университета, с 1930 сотрудник Центрального аэрогидродинамического института и профессор Московского университета, начальник кафедры Военно-воздушной академии Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Основные труды в области теории функций комплексного переменного и аэромеханики (теория механизированного крыла, крыла конечного размаха, машущего крыла). Популяризатор трудов Н. Е. Жуковского и С. А. Чаплыгина, автор ряда монографий по истории авиационной науки. Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени, 4 орденами Красной Звезды, медалями.

В. В. Голубев.



Голышев Георгий Иванович (1915—1985) — советский воздухоплаватель, организатор аэрологических исследований с использованием аэростатов, радиолокационных средств, ракетного зондирования и метеоспутников, доктор технических наук (1972). Окончил Московскую воздухоплавательную школу ГВФ и лётную школу Осоавиахима (1938). На свободных аэростатах летал в 1933—1945. В 1938 вместе с А. А. Фоминым и А. Ф. Крикуном совершил подъём на субстратостате с планёром, отцепленным на высоте 5100 м. 8 февраля 1941 вместе с Фоминым на субстратостате ВР-79 объёмом 2650 м3 совершил подъём в открытой гондоле на высоте, около 11 км, превысив мировой рекорд для аэростатов этого типа, 11 августа 1945 вместе с П. П. Полосухиным на аэростате с открытой гондолой достиг высоты 11456 м3. В 1941—1960 и 1970—1980 директор Центра аэрологических обсерватории. В 1963—1970 первый заместитель начальника Главного управления Гидрометеослужбы при Совете Министров СССР. Ленинская премия (1970), Государственная премия СССР (1948). Награждён 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденом «Знак Почёта», медалями.

Г. И. Голышев.



«Гольфстрим Аэроспейс», «Галфстрим аэроспейс» (Gulfstream Aerospace»), — самолетостроительная фирма США. Основана в 1978 под названием «Гольфстрим американ» (Gulfstream American) для производства лёгкого пассажирского самолёта «Гольфстрим» I (право на производство было куплено у фирмы «Грумман»). Современное название с 1982 С 1985 — дочерняя фирма концерна «Крайслер» (Chrysler). Занимается разработкой и серийным производством административных самолётов. До 1988 выпускала административные самолёты «Гольфстрим» III (первый полёт в 1979, до 19 пассажиров, дальность полёта до 7500 км).

С 1988 фирма выпускает самолёт «Гольфстрим» IV (см. рис., первый полёт 1985) — развитие самолёта «Гольфстрим» III. Силовая установка состоит из двух турбореактивных двухконтурных двигателей тягой по 55,2 кН. Максимальная взлётная масса 32,5 т, запас топлива 16540 л. Максимальная крейсерская скорость 960 км/ч, потолок 13720 м, дальность полёта 7970 км (8 пассажиров, резервы топлива). На самолёте «Гольфстрим» IV установлены мировые рекорды (для самолётов его класса) скорости во время кругосветных перелётов (с промежуточными посадками) в июне 1987 — полёт по маршруту протяжённостью 36832 км за 45 ч 25 мин и в феврале 1988 — полёт по маршруту протяжённостью 37000 км за 36 ч 8 мин 34 с. С 1988 фирма занимается исследованиями сверхзвуковых административных самолётов, рассчитанных на полёт с числом М = 2—2,4 на маршрутах протяжённостью свыше 7000 км.



В. В. Беляев.

Административный самолёт «Гольфстрим» IV.



гондола летательного аппарата — 1) кабина воздухоплавательного летательного аппарата для размещения экипажа, снаряжения, балласта, грузов и силовых установок. При первых полётах свободных и управляемых аэростатов для обеспечения непредвиденной посадки на воду к оболочке подвешивали кабину в форме венецианской лодки (итальянское gondola), в которой размещались люди и различные грузы. Со временем это устройство трансформировалось в специальную кабину, за которой закрепилось название «гондола». Г. может быть открытой и закрытой (герметичной).

Типовая открытая Г. свободного аэростата объёмом 600—2200 м3 имеет массу 25—65 кг, применяется для полётов на высоте до 12 км (рис. 1). При полётах на высоте более 4 км воздухоплаватели применяют индивидуальные кислородные приборы и утеплённые комбинезоны.

При полётах в стратосферу, выполняемых на высотных аэростатах — стратостатах, используются герметичные Г. с кондиционированием воздуха (рис. 2) или открытые Г., в которых пилоты поднимаются одетыми в специальные высотные скафандры. Идея создания герметичной Г. для полёта в высокие слои атмосферы была высказана Д. И. Менделеевым в 1875. Впервые герметичная Г. была применена в 1931 О. Пиккаром при полёте на стратостате. Первая в СССР герметичная Г. конструкции В. А. Чижевского была установлена на стратостате «СССР-1», на котором в 1933 Г. А. Прокофьев, К. Д. Годунов и Э. К. Бирнбаум поднялись на высоту около 19 тысяч м.

У дирижабля имеется одна или несколько Г., прилегающих снизу вплотную к его поверхности или подвешенных под корпусом на тросах (рис, 3, 4). Первоначально основой конструкции Г. дирижаблей являлся лёгкий деревянный или металлический каркас, который покрывала матерчатая обтяжка. Со временем эту конструкцию заменили кабины, собранные из алюминиевых профилей со стенками из гофрированных или гладких листов (монококовая конструкция). Г. изготавливаются также из стеклопластика.

Пассажирские Г. с рубкой управления обычно размещается ближе к носовой части корпуса. Под днищем Г. монтируются посадочные устройства: надувные пуфы, служащие пневматическими амортизаторами (а также поплавками), или ориентирующиеся опорные колёса.

2) Оболочка обтекаемой формы вокруг двигателя, обеспечивающая установку и эксплуатацию двигателя (рис. 5); является частью силовой установки летательного аппарата. Г. двигателя часто называют мотогондолой.

Основные элементы Г.: каркас с тонкостенными панелями и быстросъёмными крышками капота двигателя, система вентиляции, система крепления двигателя. Турбореактивный двигатель обычно жёстко крепятся к Г. или каркасу летательного аппарата; двигатели с воздушным винтом устанавливаются на мотораме. Задняя часть Г. располагается вокруг выходного устройства двигателя (реактивного сопла, реверсивного устройства) или составляет его часть. Г. могут крепиться на внешней подвеске (на пилоне, на концах крыла), устанавливаться рядом с поверхностью летательного аппарата и сопрягаться с ним обводами, а также быть составной частью конструктивно-силовой схемы крыла, фюзеляжа. В зависимости от конструкции каркас Г. может участвовать в передаче нагрузок от двигателей к силовой конструкции летательного аппарата, либо усилия от двигателей через стержневую систему их крепления передаются непосредственно на силовую конструкцию. По числу установленных двигателей различают Г. одиночного двигателя, спаренные и многодвигательные. На дирижаблях для уменьшения шума в пассажирской Г. мотогондолы обычно устанавливают в хвостовой части.

Е. М. Миндлин, В. И. Никольский.

Рис. 1. Гондола (корзина) пилотируемого свободного аэростата: 1 — петли для зачехления гондолы; 2 — ступеньки; 3 — гондольные стропы; 4 — подвесные стропы; 5 — тросовый многоугольник; 6 — петли для подвески балластных мешков; 7 — поручни; 8 — полозья,

Рис. 2. Гондола стратостата «СССР-1».

Рис. 3. Гондола учебно-тренировочного дирижабля В-1 (СССР).

Рис. 4. Гондола жёсткого дирижабля LZ-129 (Германия).

Рис. 5. Гондола турбовинтового двигателя: 1 — воздухозаборник; 2 — откидные и быстросъемные крышки капота; 3 — силовой каркас гондолы; 4 — съемные крышки люков.



Горбунов Николай Петрович (1892—1944) — советский государственный деятель, один из организаторов советской науки, в том числе авиационной, академик АН СССР (1935), секретарь АН СССР (1935—1937). Участник Февральской и Октябрьской революций и Гражданской войны. Окончил Петербургский технологический институт (1917). С июля 1917 заведующий Информационного бюро Всероссийского Центрального Исполнительного Комитета, с ноября 1917 секретарь Совнаркома и личный секретарь В. И. Ленина. Инициатор создания и первый заведующий Научно-техническим отделом Высшего совета народного хозяйства (1918—1919). В 1919—1920 на политработе в Красной Армии, член Реввоенсовета 13 й и 2 й Конной армий. С 1920 управляющий делами Совета Народных Комиссаров РСФСР, в 1922—1928 управляющий делами Совета Труда и Обороны и Совета Народных Комиссаров СССР, заведующий Научно-техническим управлением Высшим советом народного хозяйства СССР — центром по созданию сети научно-исследовательских учреждений и ряда новых производств, в том числе металлического самолётостроения. В 1923—1929 ректор Московского Высшего технического училища. При непосредственном участии Г. был учреждён Центральный аэрогидродинамический институт, подчинённый в 1918—1929 Научно-техническому управлению Высшего совета народного хозяйства. Имя Г. присвоено основанной им метеорологической станции на Памире, одному из горных хребтов Памира. Награждён орденом Красного Знамени. Необоснованно репрессирован; реабилитирован посмертно.

Н. П. Горбунов.



Горбунов Сергей Петрович (1902—1933) — организатор советской авиационной промышленности. После окончания в 1927 Военно-воздушной академии РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского) направлен на авиационный завод №22 в Москве (с 1930 технический директор, с 1931 директор). Под руководством Г. на заводе был освоен серийный выпуск цельнометаллических самолётов (АНТ-3, АНТ-4, АНТ-5, АНТ-6). Награждён орденами Ленина, Красной Звезды. Погиб в авиационной катастрофе. Имя Г. носит Казанское авиационное производственное объединение, а также Дворец культуры, Дом юного техника в Москве.

С. П. Горбунов.



горизонтальное оперение — горизонтальная аэродинамическая поверхность летательного аппарата, обеспечивающая его продольную устойчивость и продольную управляемость. Наиболее часто Г. о. устанавливают в хвостовой части летательного аппарата, однако имеются самолёты, у которых Г. о. размещено перед крылом (схема «утка») — рис. 1. Хвостовое Г. о. может располагаться на фюзеляже (низкорасположенное Г. о.), на киле, сверху киля (так называемое Т-образное оперение) и сверху двух килей (рис. 2). В Т-образном оперении Г. о. менее подвержено влиянию скоса потока от крыла, поэтому эффективность единицы его площади на 30—40% выше, чем у низкорасположенного Г. о., однако у Т-образного оперения сложнее конструкция (и больше масса).

В традиционном случае Г. о. состоит из основной неподвижной части — стабилизатора (в схеме «утка» — дестабилизатора) и подвижной части — руля высоты (РВ), которую располагают вдоль задней кромки стабилизатора (дестабилизатора) — смотри Рули управления. Получили распространение поворотные Г. о. При этом на тяжелых неманёвренных самолётах поворотом стабилизатора обычно осуществляют балансировку летательного аппарата и снимают усилия с рычагов управления, тогда как РВ сохраняет свои функции управления продольным движением. На маневренных сверхзвуковых самолётах из-за существенного снижения эффективности несущих поверхностей (в том числе эффективности органов управления) при переходе от до- к сверхзвуковым скоростям полёта часто применяют целиком поворотное Г. о. (без РВ), которое является в этом случае и органом продольного управления.

Эффективность Г. о. оценивается через прирост продольной статической устойчивости летательного аппарата за счёт установки Г. о., определяется его аэродинамической компоновкой и пропорциональна статическому моменту AГ. о площади Г. о.: AГ. о = {{S}}Г. о{{L}}Г. о, где {{S}}Г. о — относительная площадь Г. о. (отношение площади Г. о. к площади крыла), {{L}}Г. о — относительное плечо Г. о. (см. Плечо оперения). Обычно значения AГ. о лежат в диапазоне 0,5—1. Основными расчётными случаями выбора площади Г. о. (в том числе РВ) являются: обеспечение заданного запаса продольной статической устойчивости летательного аппарата, его балансировки в ожидаемых условиях эксплуатации, а также отрыва носового колеса на взлёте при заданной скорости разбега и реализации определённых «Руководством полетной эксплуатации» нормальных перегрузок. Все эти условия должны выполняться во всём диапазоне эксплуатационных центровок летательного аппарата. Обычно площадь Г. о. тем больше, чем шире диапазон эксплуатационных центровок и чем выше эффективность механизации крыла.

При нормальной аэродинамической схеме самолёта (Г. о. в хвосте летательного аппарата) необходимая для его балансировки сила на Г. о. направлена против подъёмной силы крыла, что уменьшает общую подъёмную силу летательного аппарата и, следовательно, его аэродинамическое качество K. Для увеличения K стремятся уменьшить балансировочную силу на Г. о. путём перехода к малым запасам продольной статической устойчивости (или к задним центровкам). Максимальное значение K самолёта нормальной схемы достигается обычно при некоторой его продольной статической неустойчивости.

Конструкция Г. о. аналогична конструкции крыла. Однако, поскольку для самолётов нормальной схемы балансировочная сила на Г. о. становится особенно значительной при малых скоростях полёта с отклонённой механизацией крыла (взлётно-посадочные режимы), для обеспечения высоких несущих свойств Г. о. на больших отрицательных углах атаки часто применяют Г. о. с перевёрнутыми профилями (выпуклостью вниз, см. Профиль крыла) и иногда на Г. о. устанавливают предкрылки. Обычно площадь Г. о. составляет 20—30% площади крыла, удлинение {{λ}} = 3—5, сужение {{η}} = 2—3 (см. Сужение крыла), угол стреловидности {{χ}} Г. о. меняется в широких пределах; {{χ}} = 0—45{{°}}.

А. Г. Обрубов.

Рис. 1. Горизонтальные оперения в хвосте (а) и перед крылом (б) самолёта: 1 — стабилизатор; 2 — руль высоты; 3 — дестабилизатор.

Рис. 2. Низкорасположенное (а), Т-образное (б) и расположенное на двух килях (в) горизонтальные оперения.

горка — фигура пилотажа, прямолинейный набор высоты (см. рис.). Ввод в Г. осуществляется с перегрузкой, превышающей единицу. Вывод из Г. выполняется либо без крена, либо двумя поворотами летательного аппарата вокруг продольной оси на 180{{°}}, либо разворотом с креном более 90{{°}}. Г. может выполняться с торможением, с разгоном или на постоянной скорости. Различают пологую Г. (угол наклона продольной оси летательного аппарата на прямолинейном участке до 45{{°}}) и крутую Г. (угол более 45{{°}}).

Горка.


Горощенко Борис Тимофеевич (1896—1974) — советский учёный в области аэродинамики самолёта, генерал-майор инженерно-авиационной службы (1943), профессор (1939), доктор технических наук (1944), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1957). В Советской Армии с 1919. Окончил Академию Воздушного Флота имени профессора Н. Е. Жуковского (1925; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). С 1926 преподавал там же, в 1941—1962 начальник кафедры динамики полёта. В 1929—1936 постоянный член Научно-технического комитета Военно-воздушных сил Рабоче-крестьянской Красной Армии. Автор ряда научных трудов по аэродинамике и динамике полёта летательного аппарата. Награждён орденом Ленина, 2 орденами Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, орденом «Знак Почёта», медалями. Портрет смотри на стр. 183.

Б. Т. Горощенко.



Горшков Георгий Георгиевич (1881—1919) — русский лётчик и воздухоплаватель, подполковник. Окончил офицерский класс учебного воздухоплавательного парка в Петербурге (1908), где овладел пилотированием аэростатов и дирижаблей. В 1910 освоил полёты на самолёте и стал инструктором в Петербургской офицерской воздухоплавательной школе в Гатчине. В 1911 командирован во Францию для стажировки на самолётах Л. Блерио. Работал помощником начальника Гатчинской военной авиационной школы (с 1914). Летал на многих типах самолётов. В начале Первой мировой войны назначен командиром корабля «Илья Муромец», одновременно наблюдал за формированием и обучением других экипажей эскадры «Муромцев». С декабря 1914 Г. в действующей армии, выполнил около 40 боевых вылетов на бомбардировку и разведку. Сражался за Советскую власть против армии Деникина. В начале 1919 член Особого комитета Высшей военной инспекции Рабоче-крестьянской Красной Армии по воздушному флоту. Необоснованно репрессирован, реабилитирован посмертно.

Г. Г. Горшков.



Горьковское авиационное производственное объединение имени С. Орджоникидзе — берёт начало от Горьковского авиационного завода №21. вошедшего в строй в 1932. В предвоенные годы на заводе имени С. Орджоникидзе выпускались истребители И-5, И-16, пассажирские самолёт ХАИ-1; было начато производство истребителя ЛаГГ-3. В годы Великой Отечественной войны завод поставил фронту более 17 тысяч истребителей (ЛаГГ-3, Ла-5, Ла-7), или примерно каждый четвёртый из построенных в военный период. В предвоенные и военные годы КБ завода возглавляли Н. Н. Поликарпов и С. А. Лавочкин. После войны завод продолжил производство истребителей Ла (поршневых Ла-9, Ла-11 и реактивных Ла-15), а с 1948 его основной продукцией стали истребители МиГ: МиГ-15, МиГ-17, МиГ-19, МиГ-21, МиГ-25, МиГ-31, их модификации. Предприятие награждено 2 орденами Ленина (1936, 1970), орденами Октябрьской Революции (1982), Трудового Красного Знамени (1941). В 1985 на основе завода образовано производственное объединение.

горючее — компонент топлива, подвергающийся окислению в процессе сгорания в камере воздушно-реактивного двигателя или жидкостного ракетного двигателя. Эффективность Г. определяется теплопроизводительностью Г. и физическими свойствами продуктов сгорания (молярной массой, теплоёмкостью и др.). В качестве Г. применяются жидкий водород, углеводороды, спирты, амины, гидразин и его алкильные производные, лёгкие металлы и их гидридные и органические производные. Г. должно быть стабильным, иметь малую токсичность.

Лит.: Моторные, реактивные и ракетные топлива, под ред. К. К. Папок и Е. Г. Семенидо, 4 изд., М., 1962.

горючесть — способность вещества, материала, изделия к самостоятельному горению. По Г. вещества, материалы, изделия, конструкции разделяют на: 1) горючие — способные к самостоятельному горению после удаления источника зажигания; 2) трудногорючие — способные к горению под воздействием источника зажигания, но не способные к самостоятельному горению после его удаления или за пределами его воздействия; 3) негорючие — совершенно не способные к горению.

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   ...   36   37   38   39   40   41   42   43   ...   170


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

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал