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



Скачать 38.76 Mb.
страница43/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   39   40   41   42   43   44   45   46   ...   170

Г. с. появились в период реактивной авиации (поршневые самолёты имели грузовые модификации).

«Грумман» (Grumman Aerospace Corporation) — авиаракетостроительная фирма США. Образована в 1929 как «Грумман эркрафт энджиниринг» (Grumman Aircraft Engineering Corporation), современное название с 1969. Основной поставщик авиационной техники военно-морских сил США. Во Второй мировой войне широко использовались разработанные фирмой палубные истребители F4F «Уайлдкэт» (первый полёт в 1939, построено около 8 тысяч), F6F «Хелкэт» (1942, построено 12275, см. рис. в таблице XX) и бомбардировщик ТВ «Аренджер» (1941, построено около 10 тысяч). Позднее фирма создала: палубные истребители F8F «Бэркэт» с поршневым двигателем (1943), реактивные F9F «Пантера» (1947, построено около 1 тысячи) и «Кугар» (1951, построено 1985), F11F «Тайгер» (1954), палубные самолёты противолодочной обороны AF «Гардиан» с поршневым двигателем (1949) и S-2. «Тракер» с двумя поршневыми двигателями (1952, построено более 1 тысячи), палубный самолёт дальнего радиолокационного обнаружения Е-1В «Трейсер» с двумя поршневыми двигателями (1956), гидросамолёт U-16 «Альбатрос» (1947), лёгкие палубные военно-транспортные самолёты С-1 с двумя поршневыми двигателями (1955) и С-2 с двумя турбовинтовыми двигателями (1963), разведывательный и легкий ударный самолет OV-1 «Мохок» с двумя турбореактивными двигателями (1959), реактивный самолет радиоэлектронной борьбы ЕА-6А (1963). Основные программы 80 х гг.: производство палубных истребителей F-14 «Томкэт» (1970, см. рис. в табл. XXXIII), самолетов радиоэлектронной борьбы EA-6B «Паулер» (1968) и палубных бомбардировщиков A-6 «Интрудер» (1960); постройка экспериментального истребителя X-29A (1984, см. рис.) с крылом обратной стреловидности; модификация истребителей-бомбардировщиков Дженерал Дайнемикс F-111 в вариант самолёта радиоэлектронной борьбы EF-111A. Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в таблице.

М. А. Левин.

Табл. — Самолеты фирмы «Грумман»



Основные данные


F6F-3


A-6E


F-14A


E-2C


Первый полёт, год

1943


1970


1970


1971


Число и тип двигателей

1 ПД


2 ТРД


2 ТРДДФ


2 ТВД


Мощность двигателя, кВт

1490


-


-


3660


Тяга двигателя, кН

-


41,4


93


-


Длина самолёта, м

10,24


16,69


19,1


17,54


Высота самолёта, н

3,43


4,93


4,88


5,58


Размах крыла, м

13,06


16,15


19,64/11,65*


24,56


Площадь крыла, м2


31,03


49,1


52,5


65,03


Взлетная масса

нормальная



5,53


-


26,55


-


максимальная

6


26,53


33,72


23,6


Масса пустого самолёта, т

4,1


12,09


18,04


17,2


Максимальная боевая нагрузка, т

-


8,17


6,58


-


Максимальная скорость полёта, км/ч,

605 (при массе 5,16 т)


1037 (у земли)


2550


602


Максимальная дальность полёта, км

1746


1627 (с макс. боевой нагрузкой); 5222 (с подвесными баками)


3220


2580 (перегоночная)


Потолок, м

11430


12925


15240


9390


Экипаж, чел.

1


2


2


5


Вооружение или специальное оборудование.

6 пулемётов (12,7 мм)


До 30 бомб по 227 кг или 3 бомбы по 908 кг и 2 подвесных топливных бака


Пушка М-61 (20 мм, 675 снарядов), до 16 УР, бомбы


РЛС AN/APS-125 (дальность обнаружения самолётов с высоты 9150 м — 480 км, крылатых ракет — 185 км)


* При изменении угла стреловидности от минимального до максимального

грунтовый аэродром — аэродром, на котором взлётно-посадочные полосы, рулёжные дорожки и места стоянок не имеют искусственных аэродромных покрытий. Наиболее распространённый тип покрытия лётных полос Г. а. — так называемое дерновое покрытие.

Для нормального функционирования Г. а. в течение всего тёплого периода года необходимо, чтобы поверхность лётных полос не только была достаточно ровной и гладкой, но и обладала значительной связностью и упругостью, была свободна от грязи и пыли, не выдувалась ветром, не размывалась ливнями. Большое значение имеет регулирование водного режима почв и грунтов: вода оказывает весьма существенное влияние на физико-механические свойства поверхности лётной полосы, в особенности на её способность противостоять деформирующему действию опор летательного аппарата; кроме того, вода — один из важнейших факторов, обусловливающих рост дернообразующих трав. Для задернения Г. а. применяют различные травосмеси, в которых главную роль играют луговые злаки. Простые травосмеси содержат 3—7 видов трав, сложные — 8—12 видов.

При создании дернового покрытия, а также в связи с плакировочными работами почвы и грунты лётных полос подвергаются механической обработке: вспашке, лущению, боронованию, культивации, фрезерованию и укатыванию. Для нормального развития дернообразующих трав в почву лётных полос регулярно вносят органические и минеральные удобрения.

Г. а. устраиваются главным образом для военной и сельскохозяйственной авиации и на местных воздушных линиях гражданской авиации. См. также статью Давление на грунт.

Лит.: Сельскохозяйственные аэродромы, М., 1974; Изыскании и проектирование аэродромов, М., 1981.

А. П. Журавлёв.

Рис. l. Погрузка орбитального корабля «Буран» и самолёта Ан-225 «Мрия» на космодроме Байконур.

Рис 2. Транспортировка орбитального корабля «Буран» на самолёте Ан-225 «Мрия».

Экспериментальный истребитель Х-29.



групповой пилотаж — маневрирование группы летательных аппаратов с сохранением строя.

Грушин Пётр Дмитриевич (р. 1906) — советский учёный в области авиационной техники, академик АН СССР (1966; член-корреспондент 1962), дважды Герой Социалистического Труда (1958, 1981). Окончил Московский авиационный институт (1932). В 1934—1940 главный конструктор КБ Московского авиационного института; руководил разработкой и постройкой авиетки «Октябрёнок» аэродинамической схемы «тандем», штурмовиков «Ш-Тандем» (другое название «Тандем-МАИ», см. рис. в табл. XIII) и «ББ-МАИ». В 1940—1941 главный конструктор КБ на Харьковском авиационном заводе; здесь под его руководством создан опытный истребитель дальнего сопровождения «Гр-1». В 1942 работал в ОКБ С. А. Лавочкина (главный инженер, заместитель главного конструктора). В 1943—1948 на руководящей работе в авиационной промышленности. В 1949—1951 декан факультета Московского авиационного института. С 1953 генеральный конструктор, руководитель предприятия. Золотая медаль имени А. Н. Туполева (1979). Ленинская премия (1963), Государственная премия СССР (1965). Награждён 7 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Трудового Красного Знамени, медалями.

П. Д. Грушин.



ГТД — 1) общее обозначение газотурбинных двигателей. 2) Марка некоторых советских вертолётных газотурбинных двигателей, в числе которых ГТД-350 конструкции С. П. Изотова (см. ВК), ГТД-3ф конструкции В. А. Глушенкова.

Гудков Олег Васильевич (1931—1973) — советский лётчик-испытатель, майор, Герой Советского Союза (1971). Окончил Борисоглебскую военную авиационную школу (1952), Высшие курсы авиационных инструкторов (1952), Школу лётчиков-испытателей (1958), Московский авиационный институт (1966). Летал на самолётах свыше 70 типов. Проводил заводские испытания самолётов, в том числе сверхзвуковых истребителей на критических режимах полёта, самолётов новых конфигураций (МиГ-бесхвостка и др.). Погиб при испытании самолёта. Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, «Знак Почёта».

О. В. Гудков.



Гудованцев Николай Семёнович (1909—1938) — советский воздухоплаватель. Учился в Омском индустриальном техникуме. Окончил Дирижаблестроительный институт (1935). С 1931 летал на свободных аэростатах и дирижаблях. В 1937—1938 командир учебно-опытной эскадры дирижаблей ГВФ. Погиб при выполнения полёта на дирижабле В-6 для снятия с льдины группы И. Д. Папанина. Награжден орденом Красной Звезды.

Н. С. Гудованцев.



Гулаев Николай Дмитриевич (1918—1985) — советский лётчик, генерал-полковник авиации (1972) дважды Герой Советского Союза (1943, 1944). В Советской Армии с 1938, Окончил военное авиационное училище (1940), Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского (1950), Военную академию Генштаба Вооруженных Сил СССР (1960). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром звена, командиром эскадрильи, штурманом истребительного авиаполка. Совершил около 250 боевых вылетов, сбил лично 57 самолётов противника. После войны на командных должностях в Войсках противовоздушной обороны. Награждён 2 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 4 орденами Красного Знамени, орденом Отечественной войны 1 й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалям. Бронзовый бюст в станице Аксайская Ростовской области.

Лит.: Отважные сыны Дона, Ростов-н/Д., 1970.

Н. Д. Гулаев.



Таблица — Самолеты фирмы «Грумман».

Табл, — Самолёты фирмы «Грумман










Основные данные


F6F-3


А-6Е


F-I4A


Е-2С


Первый полёт, год .........


1943


1970


1970


1971


Число и тип двигателей ....,.,


I поршнев двигател


2 ТРД


2 турбореактивн двухконтурный двигател с форсажной камерой


2 ТВД


Мощность двигателя, кВт ......


1490






3660


Тяга двигателя, кН .........




41,4


93




Длина самолёта, м .........


10,24


16,69


19,1


17,54


Высота самолёта, и .........


3,43


4,93


4,88


5,58


Размах крыла, м .........


13,06


16,15


19,64/11,65"


24,56


Площадь крыла, и' .........


31,03


49,1


52.5


65,03


нормальная ..........


6,53




26,55




максимальная ......... Масса пустого самолёта, т ......


6


26,53


33,72


23,6


Максимальная боевая нагрузка, т ...


4,1


12,09 8,17


18,04 6,58


17,2


Максимальная скорость полёта, км/ч , . Максимальная дальность полёта, км ...


605 (при массе 5,16 т) 1746


1037 (у земли) 1627


2550 3220


602 2580






(с макс, боевой нагрузкой);




(перегоночная)






5222 (с подвесными баками)






Потолок, м ...........


11430


1Й925


15240


9390


Экипаж, человек ...........


]


2


2


5


Вооружение или специальн оборудование . . .


6 пулемётов (12,7 мм)


До 30 бомб ло 227 кг или 3 бомбы по 908 кг и 2 подвесных топ-


Пушка М-61 (20 мм, 675 снарядов), до 16 управляем ракет??, бомбы


радиолокационн станц AN/APS-125 (дальность обнаружения самолётов с высоты 9150 м — 480 км, крылатых










ранет — 185 км)


* При изменении угла стреловидности кры


а от минимального до м


аксимального.






Гуревич Михаил Иосифович (1892/93—1976) — советский авиаконструктор, доктор технических наук (1964), Герой Социалистического Труда (1957). Окончил Харьковский технологический институт (1925). Занимался конструированием и постройкой планеров. С 1929 работал инженером-конструктором и руководителем группы в различных КБ авиационной промышленности. В 1940 А. И. Микоян и Г. создали истребитель МиГ-1, а затем его модификацию МиГ-3. В 1940—1941 МиГ-3 строился большой серией и принимал участие в первый период Великой Отечественной войны. В 1940—1957 Г. —заместитель главного конструктора, в 1957—1964 главный конструктор в ОКБ Микояна. В годы войны Г. участвовал в создании опытных самолётов, после войны — в разработке скоростных и сверхзвуковых фронтовых истребителей, многие из которых длительное время изготовлялись большими сериями и находились на вооружении Военно-воздушных сил. Ленинская премия (1962), Государственная премия СССР (1941, 1947, 1948, 1949, 1952, 1953). Награждён 4 орденами Ленина, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденом Красной Звезды, медалями. См. статью МиГ.

М. И. Гуревич.



«Гэрритт торбин энджин» — смотри «Гарретт тёрбин энджин».

Гюгоньо адиабата [по имени французского учёного П. А. Гюгоньо (P. Н. Hugoniot)], ударная адиабата, — зависимость, связывающая термодинамические переменные по обе стороны ударной волны, а также кривая в плоскости p — V (давление — удельный объём), связывающая различные возможные состояния среды за ударной волной с заданным начальным состоянием p1, V1 перед ней (см. рис.). Обычно Г. а. записывается в виде i2-i1 = 0,5(p2-p1) (V2 + V1) или e2-e1 = 0,5(p1 + p2)(V1-V2), где i — удельная энтальпия, e — удельная внутренняя энергия; индексы «1 и «2» относятся к состоянию газа перед и за ударной волной.

В совершенном газе Г. а. принимает вид [формула Ранкина (Ренкина) — Гюгоньо]:

{{формула}}

где {{ρ}} — плотность газа, {{γ}} — показатель адиабаты. Г. а. отличается от проведённой через точку 1 адиабаты Пуассона {{ρ}}/{{ρ}}1 = (p/p1)P/{{γ}}, описывающей изоэнтропическое сжатие газа (кривая в на рис.), причём в общей точке 1 обе эти кривые имеют общую касательную и одинаковую кривизну.

В реальном газе с неравновесными физико-химическими превращениями различают Г. а., соответствующую замороженным физико-химическими процессам и Г. а., соответствующую термодинамически равновесному состоянию (кривые а и б). В ударной волне газ скачком переходит из состояния 1 в состояние 2, а затем в процессе релаксации осуществляется непрерывный переход из состояния 2 в состояние 2'.

Адиабаты Гюгоньо в совершенном газе (а) соответствующая термодинамически равновесному состоянию (б) и адиабата Пуассона (в).



Д — принятое обозначение некоторых советских авиационных двигателей. В их числе турбовальные и двухконтурные турбореактивные двигатели Д-25В, Д-20П, Д-30, Д-30КУ, Д-30КП, Д-90А конструкции П. А. Соловьёва (см АШ), Д-36, Д.-136, Д-18Т конструкции В. А. Лотарева (см. АИ).

ДА (Дегтярёв авиационный) — один из первых советских авиационных пулемётов. Создан в 1928 В. А. Дегтярёвым на основе пехотного ручного пулемёта ДП. Калибр 7,62 мм, скорострельность 780 выстрелов в 1 мин. масса пулемёта 8,8 кг. Применялся до середины 30 х гг. главным образом в качестве оборонительного вооружения на бомбардировщиках и разведывательных самолётах.

давление гидродинамическое — скалярная величина p, определяющая поверхностные силы в идеальной жидкости (газе) и равная нормальному напряжению pn, приложенному к произвольно ориентированной площадке к взятому с обратным знаком. В покоящихся вязкой несжимаемой и сжимаемой жидкостях из условия равновесия среды следует, что в ней могут возникать только нормальные напряжения, значения которых не зависят от ориентации площадки. В этом случае Д. г. определяется так же, как и для идеальной жидкости: p = -p.

В движущейся вязкой несжимаемой жидкости нормальные напряжения pxx, pyy, pzz, приложенные к площадкам, ортогональным декартовым осям х, у, z, зависят от ориентации элементарной площадки, и Д. г. определяется как среднее арифметическое диагональных членов тензора напряжений, взятое с обратным знаком,

{{формула}}

Таким образом Д. г. совпадает с термодинамическим давлением, входящим в уравнение состояния среды.

В движущейся же вязкой сжимаемой жидкости Д. г. определяется выражением:

{{формула}}

где V — вектор скорости, {{μ}} — динамическая вязкость, {{λ}} — вторая вязкость. Для несжимаемой жидкости divV = 0, и второе соотношение автоматически переходит в первое. Для сжимаемой жидкости divV {{≠}} 0 и, следовательно, в общем случае Д. г. отличается от термодинамического давления. Для того, чтобы они совпадали, необходимо сделать допущение;

{{формула}}

(гипотеза Дж. Стокса). В большинстве прикладных задач гипотеза Стокса, по-видимому, справедлива и обычно используется при решении Навье — Стокса уравнений. Однако в тех случаях, когда в потоке имеют место релаксационные процессы (химические реакции, движение газа сложной молекулярной структуры и т. п.), гипотеза Стокса не выполняется и термодинамическое давление не совпадает с Д. г. Для исследования таких течений вторая, или объёмная вязкость часто вводится следующим образом:

{{формула}}



физически она отражает свойство изотропной жидкости, связанное с диссипацией энергии в изотермической жидкости из-за изменения объёма с конечной скоростью,

В. А. Башкин.

давление звука — постоянное давление, испытываемое телом, находящимся в стационарном звуков поле. Д. з. пропорционально звуковой энергии и, следовательно, квадрату звукового давления, но значительно меньше этого давления.

давление на грунт — отношение нагрузки (веса летательного аппарата) к площади опорной поверхности шасси (колеса, лыжи, полоза). При этом динамическое Д. на г. (при посадке летательного аппарата) может превышать статическое давление более чем в 3 раза. Значение Д. на г. определяет выбор размеров и типа шасси при проектировании самолётов, предназначенных для посадки на аэродромы определенного типа, например, грунтовые, а также способность аэродрома принимать самолёты различного класса. Аэродромные покрытия характеризуют допускаемым Д. на г. — максимальными значением давления, при котором ещё обеспечивается проходимость летательного аппарата по взлётно-посадочной полосе. Оно должно быть ниже предельной прочности грунта. Допускаемое Д. на г. для мягкого, мокрого грунта 0,3 МПа; для сухого грунта 0,4—0,6 МПа; для твёрдого покрытия взлетно-посадочной полосы — 0,9—1,8 МПа.

давление торможения — то же, что полное давление.

Д’аламбер (D'Alembert) Жан Лерон (1717—1763) — французский математик, механик, философ-просветитель и энциклопедист, член Парижской АН (1754), Петербургской АН (1764) и других академий. В «Трактате о динамике» (1743) сформулировал принцип, позволяющий при учёте инерционных сил применить к задачам динамики механических систем более простые методы статики. В «Трактате о равновесии и движении жидкости, предназначенном продолжить трактат о динамике» (1744) высказал положение о равенстве нулю сопротивления тела при его движении в идеальной жидкости (см. Д'Аламбера — Эйлера парадокс). Под его руководством были проведены многие экспериментальные исследования по сопротивлению движению тел, результаты которых показали, в частности, пропорциональность сопротивления квадрату скорости и площади миделевого сечения тела.

Д'аламбера — Эйлера парадокс (по имени Ж. Л. Д'Аламбера и Л. Эйлера) — равенство нулю сопротивления аэродинамического для тела конечного размера, обтекаемого безвихревым, установившимся, не отрывающимся от тела потоком идеальной жидкости при отсутствии в нём особенностей (стоков, источников, изолированных вихрей, вихревой пелены и т. п.). Это утверждение, противоречащее практическому опыту даже при обтекании тел жидкостями с очень малыми вязкостями, и получило название парадокса. Впервые оно было высказано Д'Аламбером (1744) применительно к обтеканию сферы, а его доказательство было дано Эйлером (1745), который указал, что сопротивление тела связано в основном со срывом потока в кормовой части тела. Позднее справедливость Д. — Э. п. была доказана для всех тел конечного размера.

Сопротивление тела полубесконечного размера определяется характером поведения контура тела на бесконечности и не зависит от формы его носовой части. Так, например, для плоских тел с уравнением контура y{{-}}xm при x{{→∞}} (Ox, Oy — декартовы оси координат, ось Ox совпадает с направлением набегающего потока) Д. — Э. п. имеет место при m < 0,5; при m = 0,5 тело обладает конечным сопротивлением, а при m > 0,5 — бесконечно большим, что говорит о невозможности существования течения около таких тел. Д. — Э. п. указывает на то, что тела при соответствующем выборе их формы могут иметь очень малое сопротивление при движении в жидкости или газе при больших Рейнольдса числах.

В. Л. Башкин.

Табл. — Самолёты фирмы «Дассо-Бреге»



Основные данные


Стратегический бомбардировщик «Мираж» IVA


Истребители-бомбардировщики


«Мираж. IIIE


«Ягуар» A


«Супер этандар»


Первый полёт, год

1959


1961


1968


1974


Число и тип двигателей


2ТРДФ


1 ТРДФ


2 ТРДФ


1 ТРД


Мощность двигателя, кВт


-


-


-


-


Тяга двигателя, кН


65,8


60,8


32,5


49


Длина самолёта, м


23,5


16,03


16,83


14,31


Высота самолёта, м


5,65


4,5


4,89


3,86


Размах крыла, м


11,83


8,22


8,69


9,6


Площадь крыла, м2


78


34,8


24


28,4


Максимальная взлетная масса, т


33


13,7


15,7


12


Масса пустого самолёта, т


14,5


7,05


7


6,5


Максимальная боевая нагрузка, т


7,25


4


4,8


2,27


Радиус действия (типовое боевое задание), км


2000


1200


1400


850


Максимальная скорость полёта, км/ч


2340


2340


1700


1100


Потолок, м


20000


17000


14000


13700


Экипаж, чел.

2


1


1


1


Вооружение:










встроенные пушки


-


2X30 мм


2X30 мм


2X30 мм


управляемые ракеты


-


3


4


2


Продолжение табл.

Основные данные


Многоцелевые истребители


Экспериментальный Истребитель


Учебно-боевой самолёт «Альфа джет»


Морской патрульный самолёт «Атлантик» ATL2


«Мираж» F-1C


«Мираж» 2000


«Рафаль» A


Первый полёт, год


1969


1978


1986


1973


1981


Число и тип двигателей

1 ТРДФ


1 ТРДДФ


2 ТРДДФ


1 ТРДД


2ТВД


мощность двигателя, кВт

-


-


-


-


4230


Тяга двигателя, кН

70,6


88,З


71,2


13,2


-


Длина самолёта, м

15


14,35


15,79


12,29


31,62


Высота самолета, м

4,5


5,2


5,18


4,19


10,89


Размах крыла, м


8,4


9


11,2


9,11


37,42


Площадь крыла, м2


25


41


47


17,5


120,34


максимальная взлётная масса, т


15,2


16,5


20


7,5


46,2


масса пустого самолёта, т


7,4


7,4


9,6


3,515


26,5


Максимальная боевая нагрузка, т


до 4


до 5


6,8


2,5


3


Радиус действия (типовое боевое задание), км


740


> 740


-


610


1850 (плюс патрулирование 5 ч)


Максимальная скорость полёта, км/ч,

2340


> 2340


2100


1000


645


Потолок, м


18500-20000


18300-20000


-


14600


9145


Экипаж, чел.

1


1


1


2


12


Вооружение:












встроенные пушки


2X30 мм


2X30 мм


2X30 мм


1X27 мм


-


Управляемые ракеты


4


4


6


2


2



дальность видимости на взлётно-посадочной полосе — см. в статье Видимость.

дальность видимости на ВВП — см. Видимость на ВВП.

дальность полета летательного аппарата — расстояние, измеренное по земной поверхности, которое летательный аппарат пролетает от взлёта до посадки при израсходовании определенного запаса топлива. Д. п. является одной из основных летно-технических характеристик летательного аппарата. Д. п.. включает расстояние, пройденное летательным аппаратом при наборе высоты крейсерского полёта, в крейсерском режиме полёта и при снижении. На Д. п. летательного аппарата оказывают влияние различны факторы: полётная масса, профиль полёта, режим работы двигателей, метеорологические условия и др. В зависимости от располагаемого запаса топлива и задачи полёта различают перегоночную дальность полёта, практическую дальность полёта, техническую дальность полёта. Наибольшая Д. п. реактивного самолёта достигается при полёте с дозвуковой скоростью на больших высотах; полёт на малых высотах или со сверхзвуковой скоростью примерно вдвое уменьшает её значение.

Для увеличения Д. п. широко используются подвесные топливные баки и заправка топливом в полёте.



Данилин Сергей Алексеевич (1901—1978) — советский штурман, генерал-лейтенант-инженер (1943), Герой Советского Союза (1937). В Советской Армии с 1919. Окончил Московскую высшую аэрофотограмметрическую школу (1921). С 1922 в Научно-испытательном институте Военно-воздушных сил. В 1937 совместно с М. М. Громовым и А. Б. Юмашевым совершил перелёт Москва — Северный полюс — Сан-Джасинто (США). В 1943—1944 начальник Научно-испытательного института специальной служб Военно-воздушных сил, в 1944—1951 заместитель начальника Государственного научно-исследовательского института и начальник управления Военно-воздушных сил. Один из организаторов штурманской службы в Военно-воздушных силах СССР, Разработал методику слепых полётов и посадки, бомбометания из-за облаков. В 1951—1953 помощник главнокомандующего Военно-воздушных сил по радиотехнической службе, в 1953—1959 начальник управления Военно-воздушных сил. Депутат Верховного Совета СССР в 1937—1946. Награждён 2 орденами Ленина, орденами Красного Знамени, Суворова 2 й степ., Отечественной войны 1 й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Д. — один из первых советских лётчиков, получивших награду Международной авиационной федерации — медаль А. де Лаво (1937).

Соч.: Аэронавигация, 3 изд., М., 1942.

С. А. Данилин.

«Дан-Эр» (Dan-Air Services) — авиакомпания Великобритании. Осуществляет перевозки в страны Западной Европы и Ближнего Востока. Основана в 1953. В 1989 перевезла 5,8 миллионов пассажиров, пассажирооборот 8,87 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 55 самолётов,

Дассо (Dassault, до 1949 Блок, Bloch) Марсель (1892—1986) — французский авиаконструктор и промышленник. Окончил высшую авиационную школу (1913), проходил военную службу в авиационной лаборатории в Шале-Медон, где участвовал в проектировании самолётов. В 1916 разработал воздушный винт, которым оснащались многие французские самолёты Первой мировой войны. В 1917 на основанной вместе с А. Потезом (Н. Potez) фирме построил свой первый истребитель-биплан SEA 4, выпускавшийся серийно. В 1931 основал фирму «Блок», выпускавшую транспортные самолёты, бомбардировщики и истребители и национализированную в 1937. В 1940 был арестован, в 1944 заключён в концлагерь Бухенвальд. В 1945 воссоздал фирму, которая после слияния в 1971 с фирмой «Бреге» получила название «Дассо-Бреге». Под руководством Д. были разработаны известные сверхзвуковые истребители серии «Мираж», стратегический бомбардировщик «Мираж» IV, реактивные административные самолёты «Мистер-Фалькон», построен ряд опытных и экспериментальных самолётов (всего около 90). В последние годы жизни занимал на фирме должности технического директора и советника. Награждён медалью Гуггенхеймов (1976).

М. Дассо


«Дассо» (Avions Marcel Dassault) — caмолётостроительная фирма Франции. Ведёт начало от фирмы «Блок» (Avions М. Bloch), основанной в 1931 М. Блоком (см. Дассо М.) и в 1937 национализированной. В 1945 образована новая фирма «Блок» (Societe des Avions M. Bloch), вскоре сменившая название на «Д.». В 1971 «Д.» вошла в состав фирмы «Дассо-Бреге». К наиболее известным самолётам относятся: бомбардировщики M.B.200 (первый полет в 1933) , M.B.210 (1934) и M.B.131 (1934), истребитель M.B.152 (1938, см. рис. в таблице XXI), разведчик M.B.174 (1939), пассажирские самолёты M.B.300 с тремя поршневыми двигателями (1935), M.B.220 с двумя поршневыми двигателями (1935) и M.B.160 с четырьмя поршневыми двигателями (1937). В 1949 создан реактивный истребитель M.D.450 «Ураган», затем истребители со стреловидным крылом «Мистер» (1952, смотри рис. в табл. XXXI) и «Супер мистер» (1955). Наиболее известными самолётами фирмы стали сверхзвуковой истребитель-бесхвостка «Мираж» III (1956, см. рис. в таблице XXXII) и его варианты «Мираж» 5 и «Мираж» 50. В 1959 создан сверхзвуковой стратегический бомбардировщик «Мираж» IV (см. рис. и табл. к статье «Дассо-Бреге»), в 1966 — многоцелевой истребитель «Мираж» F-1. К гражданской продукции фирмы относятся пассажирский самолёт «Меркюр» (1971) и реактивные административные самолёты «Мистер-Фалькон» (производство с начала 60 х гг.). Создан ряд экспериментальных самолётов, в том числе самолёт вертикального взлёта и посадки «Бальзак» и «Мираж» III-V, истребители «Мираж» G и G8 с крылом изменяемой стреловидности.

Основные данные


Стратегический бомбардировщик «Мираж* IVA


Истребители-бомбардировщики


«Мираж* U1E


«Ягуар» А


«Супер этандар»


Первый полёт, год .........


1959


196!


1968


1974


Числи и гнл двигателей .......


2ТРДФ


! турбореактивн двигател с форсажной камерой


2 турбореактивн двигател с форсажной камерой


1 ТРД


Мощность двигателя, кВт ......










Тяга двигателя, кН .........


65,8


60,8


32,5


49


Длина самолёта, м .........


23,5


16,03


16,83


14,31


Высота самолёта, м ..,....,


5.66


4,5


4,89


3,86 9,6


Площадь крыла, м1 ........


1 1|83 78


3,22 34,8


8,69 24


28.4


Максимальная взлетная масса, т ....


33


13,7


15,7


12


Масса пустого самолёта, т ......


14,5


7,05


7


6,5


Радиус действия (типовое боевое зада-


7,25


4


4,8


2,27


ние), км ..,..,.,.,..


2000


1200


1400


860


Максимальная скорость полёта, км/ч . ,


2340


2340


1700


1100


Потолок, м ...,.,..'..,.


20000


17000


14000


13700


Экипаж, человек ...........


2


1


1


1


Вооружение:










Встроенные пушки ........


_..


2X30 мм ,


2X30 на


2X30 мм


Управляемые ракеты .......


~


3


4


2


«Дассо-Бреге» (Avions Marcel Dassault-Br{{é}}guet Aviation) — самолётостроительная фирма Франции. Образована в 1971 в результате слияния фирм «Дассо» и «Бреге». С 1981 под контролем государства, в 1990 переименована в «Дассо авиасьон» (Dassault Aviation). Основные программы 70—80 х гг.: производство истребителей серии «Мираж» — «Мираж» III, 5 и 50 (выпущено свыше 1400, смотри рис. в табл. XXXII), «Мираж» F-1, «Мираж» 2000 (см. рис. в табл. XXXVII), палубного истребителя-бомбардировщика «Супер этандар», истребителя-бомбардировщика «Ягуар» (в консорциуме «СЕПЕКАТ»), учебно-боевого самолёта «Альфа джет» (с «Дорнье», см. рис. 1), административных реактивных самолётов серии «Мистер-Фалькон» (к 1990 выпущено около 1000, см. рис. 2), морской патрульного самолёта «Атлантик» ATL2 (с рядом фирм западноевропейских стран), постройка и испытания экспериментального истребителя «Рафаль» А (1986, см. рис, 3) и его опытного образца (1991), проектирование воздушно-космического самолёта «Гермес» (совместно с фирмой «Аэроспасьяль»). Всего с 1945 фирмами «Бреге», «Дассо» и «Д.-Б.» выпущено свыше 6000 самолётов, создано 92 опытных и 78 предсерийных образцов. Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в таблице.

Ю. Я. Шилов.

Бомбардировщик «Мираж» IV

Рис. 1. Учебно-боевой самолёт «Альфа джет».

Рис. 2. Административный самолёт «Мистер-Фалькон» 900

Рис. 3. Экспериментальный истребитель «Рафаль» А.

«дача» руля — резкое (ступенчатое) отклонение одного из органов управления на некоторый постоянный угол с сохранением его в течение 5—10 с при неизменном положении остальных органов управления. Используется для исследования характера реакции летательного аппарата на резкие отклонения рычагов управления при оценке его динамической управляемости и устойчивости.

ДБ — принятое в СССР обозначение ряда созданных в 30 х гг. самолётов типа «дальний бомбардировщик». Серийно выпускались ДБ-3 и его модификации конструкции С. В. Ильюшина (см. Ил) и ДБ-240 В. Г. Ермолаева. Небольшой серией строился самолёт ДБ-А (1936) — модифицированный под руководством В. Ф. Болховитинова самолёт ТБ-3. ДБ-2 разработан в КБ А. Н. Туполева бригадой П. О. Сухого (см. Ту). На его модифицированном варианте ДБ-2Б «Родина» в 1938 выполнен рекордный перелет женским экипажем в составе В. С. Гризодубовой, П. Д. Осипенко и М. М. Расковой. ДБ-ЛК — экспериментальный самолёт типа «летающее крыло» конструкции В. Н. Беляева (1940).

двигатель авиационный — тепловой двигатель для приведения в движение летательных аппаратов (самолётов, вертолётов, дирижаблей и пр.). С момента зарождения авиации и до конца Второй мировой войны единственным практически используемым Д.а. был поршневой двигатель внутреннего сгорания (поршневой двигатель), образующий с воздушным винтом (движителем) винтомоторную установку самолёта. В процессе развития авиационной техники Д. а. непрерывно совершенствовались в направлениях повышения мощности, снимаемой с единицы рабочего объема цилиндров (литровая мощность), абсолютной мощности, развиваемой двигателем на земле, высотности, уменьшения удельной массы (отношение массы конструкции к мощности) и улучшения экономичности [уд. расход топлива в кг/(кВт-ч)]. Характерные значения перечисленных параметров, полученные путём осреднения показателен двигателей наиболее известных серийных моделей для каждого периода времени, приведены в таблице.

До 1917 Россия не имела собственно авиадвигателестроения. На нескольких заводах собирались и ремонтировались поршневые двигатели иностранных конструкций. С первых же послереволюционных лет в стране начали создаваться группы и коллективы, в которых разрабатывались различные типы поршневых двигателей. Коренной перелом в развитии двигателестроения наступил в конце 20 х — начале 30 х гг. В 1930 создан Центральный институт авиационного моторостроения (ЦИАМ), в котором объединились кадры конструкторов и исследователей, начавших активную работу по созданию и отработке прогрессивных конструкций поршневого двигателя. Уже в начале тридцатых годов насчитывалось несколько заводов, оснащённых первоклассным оборудованием и выпускавших двигатели различных типов, в том числе лицензионные. Созданные при заводах КБ совершенствовали выпускаемые двигатели и разрабатывали новые оригинальные конструкции. Многие КБ возглавили конструкторы, переведённые из ЦИАМ, который уже с 1935 начал заниматься только научными исследованиями. Вскоре СССР по техническому уровню авиадвигателестроения вышел в ряд передовых стран мира. Свидетельством этому явились многочисленные рекорды дальности, грузоподъёмности, скорости и высоты, установленные советскими лётчиками в предвоенные годы.

В СССР и за рубежом выпускались поршневые двигатели жидкостного и воздушного охлаждения. Первые характеризуются расположением цилиндров в ряд вдоль оси двигателя. С увеличением мощности число рядов увеличивалось: появились V-образные, X-образные и даже Ж-образные двигатели с числом рядов 2, 4 и 6. Каждый ряд содержал по 4—6 цилиндров, расположенных раздельно или объединённых в блоки с общей рубашкой, в которой циркулировала охлаждающая жидкость. Двигатели таких схем разрабатывались в КБ В. Я. Климова, А. А. Микулина, В. А. Добрынина, в то время как в КБ А. Д. Швецова выпускались двигатели воздушного охлаждения, в которых цилиндры располагались радиально по 5—9 в одной плоскости (звезда). Цилиндры снабжались рёбрами и дефлекторами для интенсификации охлаждения встречным потоком воздуха или специальным вентилятором. Наиболее мощные двигатели воздушного охлаждения имели 2 и даже 4 ряда радиально расположенных цилиндров.

Для увеличения мощности и высотности двигателей в 30—40 х гг. применялись системы наддува при помощи приводных: центробежных нагнетателей с регулируемой степенью наддува по высоте. Улучшение показателей поршневых двигателей достигалось также использованием энергии выпускных газов для привода турбокомпрессоров, служивших ступенью системы наддува. На скоростных самолётах для утилизации энергии выпускных газов с успехом применялись реактивные выпускные патрубки, создававшие дополнительную тягу. Значительное повышение показателей поршневых двигателей было получено в результате улучшения рабочего процесса в цилиндрах, оптимизации фазораспределения, зажигания, формы камеры сгорания, перехода от карбюраторных схем смесеобразования к непосредственному впрыску. Были разработаны системы так называем гильзового распределения, позволившие устранить впускные и выпускные клапаны.

К середине 40 х гг. поршневые двигатели достигли очень высокого уровня совершенства. Один из таких поршневых двигателей — двигатель ВД-4К конструкции Добрынина, созданный вскоре после войны, — имел мощную систему наддува и турбины, преобразующие энергию выпускных газов в полезную работу, передаваемую на вал двигателя, Повышение эффективности и мощности двигателей в сочетании с прогрессом в области аэродинамики и авиации в целом позволили заметно увеличить высотность и скорость летательных аппаратов. Самолёты-истребители периода Второй мировой войны достигали высот более 10 км и скоростей полёта 700—750 км/ч.

Однако требование дальнейшего увеличения высотности и скорости уже не могло быть удовлетворено винтомоторной группой с поршневыми двигателями. Ограничение возможностей поршневых двигателей обусловливалось необходимостью значительного увеличения мощности двигателя для компенсации возраставшего лобового сопротивления и падения коэффициент полезного действия винта при приближении скорости полёта к скорости звука.

Существенный рост скорости и высоты полёта стал возможным в связи с появлением силовых установок на базе газотурбинных воздушно-реактивных двигателей (ВРД) и жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Двигатели обоих типов начали применяться в авиации в конце Второй мировой войны, однако в дальнейшем ЖРД сохранились лишь в ракетостроении, в то время как в авиационной технике во всё возрастающем объёме стали использовать ВРД, которые вытеснили поршневые двигатели сначала в военной, а потом и в гражданской авиации на летательных аппаратах большинства типов. В 80 х гг. поршневые двигатели применялись лишь на легкомоторных спортивных и учебных самолётах и на лёгких вертолётах.

Причина перехода от поршневых двигателей к ВРД лежит в особенностях скоростных характеристик этих двигателей. Радикальное отличие скоростных характеристик ВРД от характеристик винтомоторной группы с поршневыми двигателями заключается в том, что у поршневых двигателей мощность на валу и, следовательно, тяговая мощность винта PV мало зависят от скорости полёта, поэтому с увеличением скорости V тяга P соответственно уменьшается. В ВРД в первом приближении не мощность PV, а тяга Р не зависит от скорости в широком диапазоне её изменения (рис. 1). Иными словами, мощность ВРД с ростом скорости полёта растёт, и именно это открыло пути радикального увеличения скорости полёта самолётов. Применение ВРД позволило сначала освоить околозвуковой скорости полёта, а затем достичь скоростей, в 2—3 раза превышающих скорость звука.

В 80 х гг. в эксплуатации в мире находились несколько типов газотурбинных двигателей, каждый из которых по схеме и параметрам оптимизирован для условий эксплуатации самолётов заданного назначения. Так, магистральным пассажирским самолётам с дозвуковой крейсерской скоростью наиболее соответствует турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с большой степенью двухконтурности, а на самолетах местных воздушных линий и на вертолётах широко применяются турбовинтовые двигатели и турбовальные двигатели. Для самолётов со сверхзвуковой крейсерской скоростью полёта целесообразен двигатель с малой степенью двухконтурности или даже одноконтурный турбореактивный двигатель (ТРД). Для самолётов с широким диапазоном условий крейсерского полёта (истребители, бомбардировщики) целесообразен одно- или двухконтурный двигатель с форсажной камерой сгорания (ТРДФ, ТРДДФ), используемой для разгона и полёта на сверхзвуковой скорости.

Отечественные газотурбинные двигатели, разработанные под руководством А. М. Люльки, Климова, Микулина, Добрынина, А. Г. Ивченко, С. П. Изотова, Н. Д. Кузнецова, В. А. Лотарева, П. А. Соловьёва, С. К. Таманского, О. Н. Фаворского и др., обеспечили высокий уровень летно-технических характеристик и эффективности летательным аппаратам советской военной и гражданской авиации.

Газотурбинные двигатели во все возрастающей степени используются не только для получения прямой и обратной тяги, но также и для создания подъёмной силы или увеличения подъёмной силы несущих поверхностей летательного аппарата — крыльев. Так, например, расположение двигателей самолета Ан-72 над крылом в передней его части позволяет, используя эффект Коандэ, отклонять реактивную струю вниз вслед за опусканием закрылков, что создаёт вертикальную составляющую тяги, направленную вверх (см. Коандэ закрылок). Взаимодействие струи с поверхностью крыла также способствует увеличению коэффициент его подъемной силы (см. Энергетическая механизация крыла). В некоторых случаях целесообразно отбирать от двигателя часть воздуха и выпускать его через специальные щели в задней кромке крыла, что также приводит к увеличению коэффициент подъёмной силы (эффект суперциркуляции).

Созданы двигатели с поворотными соплами (подъёмно-маршевые двигатели), позволяющие осуществлять вертикальный взлет и посадку. Существуют двигатели, спроектированные специально для работы в вертикальном положения и действующие только в процессе вертикального или укороченного взлёта и посадки, (подъёмные двигатели). Они имеют малые удельный вес и высоту, что позволяет размешать их в фюзеляже самолёта без увеличения его миделя. Существуют и другие методы использования двигателя для осуществления вертикального взлёта самолётов, которые позволяют сочетать в летательном аппарате положительные свойства самолётов и вертолётов (см., например, Преобразуемый аппарат).

Для скоростей, соответствующих Маха числу полёта М{{}} > 3—3,5, рассматриваются комбинированные схемы двигателей, сочетающие в себе газотурбинную часть, используемую для взлёта и полёта на малых скоростях, и прямоточную, работающую на максимальных скоростях полёта (турбопрямоточные двигатели). Классификация двигателей авиационного назначения приведена на рис. 2.

Дальнейшее усовершенствование авиационных газотурбинных двигателей происходит в направлении повышения параметров термодинамического цикла — температуры газов перед турбиной, степени повышения давления, повышения коэффициента полезного действия основных узлов при одновременном увеличении их аэродинамической нагруженности. Это позволяет уменьшить число ступеней компрессора и турбины и соответственно снизить трудоёмкость производства авиационных двигателей. Большой прогресс достигнут в увеличении надёжности и ресурса авиационных двигателей. Эти характеристики, важные с позиций безопасности полетов и экономики эксплуатации, непрерывно улучшаются. Совершенствуется также эксплуатационные и ремонтная технологичность двигателей.



С. М. Шляхтенко.

Рис. 1. Зависимость тяги от скорости полёта.

Рис. 2. Классификация авиационных двигателей.

Табл. — Параметры авиационных поршневых двигателей



Параметр


Годы

1905—10


1910—15


1915—20


1920—25


1925—30


1935—40


1940—45


1945—50


1950—55


Литровая мощность, кВт/л


4,52


7,20


10,70


11,90


16,05


18,75


32,20


41,40


49,60


Абсолютная мощность, кВт


29


68


221


283


462


562


1280


1920


2280


Удельная масса, кг/кВт


3,09


2,03


1,66


1,21


1,03


0,87


0,68


0,61


0,62


Удельный расход топлива на взлетном режиме


-


0,29


0,31


0,32


0,31


0,32


0,29


0,28


0,23



двигатель внутреннего сгорания (ДВС) — тепловой двигатель, внутри которого происходит сжигание топлива и преобразование части выделившейся теплоты в механическую работу. К ДВС относятся поршневые, газотурбинные, прямоточные, ракетные и различные комбинированные двигатели. Термин «ДВС» применяют преимущественно к поршневым двигателям. См. также Двигатель авиационный.

двигатель изменяемого рабочего процесса — авиационный газотурбинный двигатель, в котором путём широкого регулирования элементов проточного тракта (направляющих аппаратов компрессоров, сопловых аппаратов турбин, сопла и пр.), а также применением дополнительных узлов, отключаемых и переключаемых в процессе работы (камеры сгорания в наружном контуре, клапаны перепуска, турбовентиляторные приставки и пр.), осуществляется адаптация режима работы двигателя к условиям полёта.

Степень двухконтурности таких двигателей изменяется в более широких пределах, чем у обычных турбореактивных двухконтурных двигателей, и многие схемы Д. и. р. п. допускают переход с режимов работы по схеме турбореактивного двухконтурного двигателя (турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой) на режимы работы турбореактивного двигателя (турбореактивного двигателя с форсажной камерой). Схема, показанная на рис. 1, позволяет представить многообразие возможных принципиальных схем Д. н. р. п. Эти схемы могут быть созданы на основе исходного газогенератора.

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   ...   39   40   41   42   43   44   45   46   ...   170


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

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал