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



Скачать 38.76 Mb.
страница66/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   62   63   64   65   66   67   68   69   ...   170
К. л. а. обусловлены требованиями совместимости установленных на летательном аппарате и на корабле радиоэлектронных и радиотехнических комплексов, обеспечения взлёта и посадки на палубу и размещения требуемого числа летательных аппаратов на корабле.

Корабельные самолёты по типу взлёта классифицируются на самолёты катапультного, короткого (или трамплинного) и вертикального взлёта.

Самолёт катапультного взлёта выполняет взлёт с помощью катапульты взлётной, обеспечивающей на небольшой дистанции разгон самолёта до требуемой скорости, а посадку совершает с помощью аэрофинишёра, для чего оборудуется тормозным крюком. Эти самолёты (по сравнению с самолётами сухопутного базирования) имеют усиленную носовую стойку шасси, увеличенный ход амортизационных стоек основных опор шасси, относительно короткий фюзеляж, улучшенный обзор из кабины лётчика. Их масса достигает 35 т.

Корабельные самолёты короткого или трамплинного взлёта осуществляют взлёт с разбегом по палубе или с помощью трамплина. Выполнять короткий взлёт без трамплина способны самолёты с подъёмными двигателями и (или) подъёмно-маршевыми двигателями (в том числе корабельные самолёты вертикального взлёта и посадки), а взлетать с трамплина могут и самолёты с обычными силовыми установками (при большой тяговооружённости). Посадка в зависимости от типа самолёта может быть вертикальной с коротким пробегом или с использованием аэрофинишёра. Корабельные самолёты всех типов имеют складывающиеся консоли крыльев для уменьшения их размеров с целью размещения возможно большего числа их на авианесущем корабле.

Корабельные самолёты появились благодаря опытам полётов оборудованых колёсами самолётов с палуб кораблей в 1910—1911. Первый взлёт самолёта с палубы корабля был выполнен 14 ноября 1910 американским лётчиком Ю. Эли с крейсера «Бирмингем»; он же осуществил первую посадку самолёта на палубу крейсера «Пенсильвания» 18 января 1911. В то же время создавались гидросамолёты, приспособленные к взлёту с палубы при помощи катапульты. Посадка осуществлялась на воду вблизи корабля, после чего самолёт поднимали на палубу. Во время Первой мировой войны в русских и английских флотах успешно использовались гидросамолёты такого типа. В 30—40 х гг. на вооружение крейсеров и некоторых линкоров советских и иностранных флотов поступили лёгкие гидросамолёты, предназначенные для разведки и корректировки артиллерийский огня, взлетавшие с палуб с помощью катапульт.

С увеличением скорости полёта самолётов и улучшением другие лётных характеристик оказалось, что колёсные самолёты более эффективны. Они и стали основн типом корабельных самолётов. В период Второй мировой войны корабельные самолёты (истребители, торпедоносцы, бомбардировщики) имели поршневые двигатели. Скорость их полёта достигала 700 км/ч, практический потолок 12 км, дальность полёта 2000 км. В послевоенный период появились реактивные корабельные самолёты: истребители, штурмовики, бомбардировщики, противолодочные, радиолокационного дозора, радиопротиводействия. Корабельные самолёты начала 90 х гг. имеют скорость полёта более 2500 км/ч, практический потолок до 22 км, дальность полёта до 5500 км.

Корабельные вертолёты по принципу работы и внешнему облику подобны вертолётам сухопутного базирования, но в отличие от них имеют складывающиеся лопасти несущего винта, швартовочные узлы, шасси повышеной прочности, способные выдержать нагрузки при посадке на качающуюся палубу.

В. Ф. Павленко.

Корзинщиков Сергей Александрович (1904—1943) — советский лётчик-испытатель. Окончил теоретическую школу авиации в г. Егорьевске (1923), 1 ю военную школу лётчиков (1924) и Высшую военно-авиационную школу воздушной стрельбы и бомбометания в г. Серпухове (1924). Служил лётчиком-истребителем в ВВС (1924—1928), лётчиком-испытателем в Научно-испытательском институте ВВС (1928—1930), затем работал лётчиком-испытателем в Центральном аэрогидродинамическом институте, где проводил лётные испытания многие экспериментальных автожиров (1930—1940), а также опытных самолётов ряда ОКБ, например, истребителя Як-1. Погиб в Великую Отечественную войну. Награждён орденами Ленина, Красной Звезды. Портрет смотри на стр. 288.

С. А. Корзинщиков.



«Кориан Эр» (Korean Air, KAL) — авиакомпания Республики Кореи. Осуществляет перевозки в страны Европы, Азии, Ближнего Востока, а также в Канаду и США. Основана в 1962. В 1989 перевезла 11,3 миллионов пассажиров, пассажирооборот 19,92 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 63 самолёта.

«коробочка» — траектория полёта летательного аппарата над аэродромом в ожидании посадки, при заходе на посадку или уходе от аэродрома (при взлёте); имеет в плане вид прямоугольника, стороны которого расположены параллельно и перпендикулярно направлению старта. Различают большую и малую «К.». Размеры «К.» устанавливаются инструкцией по производству полётов данного аэродрома или аэродромного узла.

Коровушкин Николай Иванович (р. 1921) — советский лётчик-испытатель, полковник, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1961). Герой Советского Союза (1957). Окончил авиационное техническое училище (1940), Руставскую военную авиационную школу (1944), Военно-воздушную академию (1955; ныне имени Ю. А. Гагарина), Работал в научно-исследовательском институте ВВС и ОКБ П. О. Сухого. Провёл испытания по запуску турбореактивных двигателей в воздухе, исследовал неустойчивость работы двигателя (помпаж), возможности полёта на динамическом потолке; одним из первых достиг скорости 2000 км/ч. Награждён орденами Ленина, Октябрьской Революции, Красного Знамени, 3 орденами Красной Звезды, медалями.

Н. И. Коровушкин.



Королев Сергей Павлович (1906/1907—1966) — советский учёный и конструктор в области ракетостроения и космонавтики, главный конструктор первых ракет-носителей, искусственных спутников Земли, пилотируемых космических кораблей, основоположник практической космонавтики, академик АН СССР (1958; член-корреспондент 1953), член Президиума АН СССР (1960—1966), дважды Герой Социалистического Труда (1956, 1961). В 1930 окончил Московское высшее техническое училище и одновременно Московскую школу лётчиков-планеристов и пилотов-парителей. С 1930 в ЦКБ при заводе имени В. Р. Менжинского, затем в Центральном аэрогидродинамическом институте. Создал ряд конструкций планеров («Коктебель», «Красная Звезда» и другие). В 1932—1933 начальник Группы изучения реактивного движения, в 1933—1938 в Реактивном научно-исследовательском институте (главный инженер, заместитель начальника института, начальник отдела крылатых ракет, начальник группы ракетных аппаратов). Разработал ряд проектов летательных аппаратов, построил ракетопланёр РП-318-1 с жидкостным ракетным двигателем (рис. в таблице XIII). Был необоснованно репрессирован и в 1938—1944 находился в заключении: сначала на Колыме, затем, с 1940, в режимном КБ (ЦКБ-29 НКВД) в бригаде А. Н. Туполева, а в 1942 переведён в режимное КБ В. П. Глушко в Казани, где работал до 1946 заместителем главного конструктора по жидкостным ракетным ускорителям для боевых самолётов. С 1946 главный конструктор ракетно-космической техники. Под руководством К. запущен первый в мире искусственный спутник Земли (1957) и выведен на орбиту первый в мире космический корабль с человеком (Ю. А. Гагарин) на борту (1961). К. как главный конструктор осуществлял общее техническое руководство работами по первым космическим программам и стал инициатором развития ряда прикладных научных направлений, обеспечивших дальнейший прогресс в создании ракет-носителей и космических аппаратов. Золотая медаль имени К. Э. Циолковского АН СССР (1958). Ленинская премия (1957). Награждён 2 орденами Ленина, орденом «Знак Почёта», медалями. В 1966 АН СССР учредила золотую медаль имени С. П. Королёва. Учреждены стипендии имени С. П. Королёва для студентов высших учебных заведений. В Москве, Житомире и других городах сооружены памятники учёному, созданы мемориальные дома-музеи в Житомире, Москве и на космодроме Байконур, его имя носит Самарский авиационный институт. Именем К. назван талассоид на Луне. Урна с прахом в Кремлёвской стене.

Соч.: Творческое наследие акад. С. П. Королева. Избр. труды и документы, М.. 1980.



Лит.: Асташенков П. Т., Главный конструктор, М., 1975; Из истории советской космонавтики. Сб. памяти академик С. П. Королева, М., 1983; Ветров Г. С., С. П. Королев в авиации. Идеи. Проекты. Конструкции. М., 1988.

С. П. Королёв.



Королевский авиационный научно-исследовательский институт (Royal Aircraft Establishment, RAE) — крупнейшая авиаракетно-космическая научно-исследовательская организация Великобритании. Подчиняется министерству обороны. Ведёт начало от основанного в 1878 аэростатного парка (Balloon Equipment Store), ставшего в 1908 аэростатным заводом (НМ Balloon Factory). С 1911 самолётостроительный завод (Royal Aircraft Factory). Современное название с 1918. Разработка самолётов с 1908. В 1914—1918 создано свыше 500 самолётов 30 типов, многие из которых выпускались большими сериями. В последующие годы институт обеспечивал научно-техническую базу для самолёто- и авиадвигателестроения, авиационного оборудования, после 1945 развернул работы по ракетно-космической тематике. После присоединения в 1983 Национального газотурбинного института (National Gas Turbine Establishment, NOTE, основан в 1944) ведёт научные исследования почти по всем направлениям авиаракетно-космической техники. В середине 80 х гг. институт имел 13 научно-технических отделений, в том числе аэродинамики, материалов и конструкций, силовых установок, управляемого оружия, бортовых систем, лётных испытаний, радионавигационного оборудования, космических систем; более 10 крупных аэродинамических труб.

Королевское авиационное общество (Royal Aeronautical Society, RAeS) Великобритании. Основано в 1866, находится в Лондоне, имеет отделения в Новой Зеландии и ЮАР. В составе общества секции воздушного транспорта, сельскохозяйственной авиации, истории авиации, летчиков-испытателей, ракетной техники, космонавтики и другие. Организует конференции и выставки, проводит научные чтения. Присуждает награды за наиболее значительные работы в области авиации и космонавтики. Издаёт ежемесячный («Aeronautical Journal») и ежеквартальный («Aeronautical Quarterly») научно-технические журналы.

Коротков Фёдор Амосович (1908—1988) — советский конструктор систем автоматического регулирования авиационных двигателей, доктор технических наук (1965), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1978), Герой Социалистического Труда (1966). Окончил Военную академию механизации и моторизации Рабоче-крестьянской Красной Армии (1934). Работал в авиационной промышленности. В 1940—1984 главный конструктор. Под руководством К. разрабатывались агрегаты и системы топливопитания и регулирования многих авиационных поршневых и газотурбинных двигателей. Ленинская премия (1957), Государственная премия СССР (1949, 1961). Награждён 5 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 2 орденами Трудового Красного Знамени, медалями.

Ф. А. Коротков.



корректор высоты (от латинского corrector — исправитель) — устройство на летательном аппарате для формирования сигнала о текущем значении отклонения барометрической высоты полёта самолёта от некоторого её выбранного (опорного) значения. Используется в качестве источника информации для автоматической стабилизации (коррекции — отсюда название) высоты при выполнении некоторых видов манёвров. К. в. состоит из датчика барометрической высоты, устройства запоминания высоты в момент включения К. в. и устройства формирования сигнала разности между запомненной (опорной) и текущей высотами полёта. Может выполняться в виде самостоятельного прибора или входить в состав пилотажно-навигационных систем.

коррозия (от позднелатинского corrosio — разъедание) авиационных материалов. Материалы, используемые в авиационных конструкциях, подвергаются К. вследствие воздействия атмосферы, содержащей агрессивные аэрозоли галоидов, сернистый газ, влагу, а также вследствие накопления агрессивных жидкостей внутри планёра летательного аппарата. В гидросамолётах и других изделиях авиационной техники, которые могут находиться в контакте с водой, К. развивается более интенсивно. В условиях тропиков К. усиливается под воздействием микроорганизмов, для которых питательной средой являются некоторые виды топлива и органических покрытий. К. развивается преимущественно по электрохимическому механизму. В двигателях и других элементах, подвергаемых нагреванию, усиливается окисление, усугубляемое агрессивными продуктами сгорания.

Специфика авиационных конструкций определяет применение в значительных объёмах лёгких сплавов, среди которых на первом месте находятся алюминиевые сплавы. Наиболее опасные виды К. для конструкционных алюминиевых сплавов — расслаивающая К. и коррозионное растрескивание (КР). Высокая прочность сплавов свойственна ориентированным структурам, при наличии которых оба названных вида К. способствуют образованию и развитию трещин и соответствии с этой ориентацией, то есть с раскрытием их по толщине, в высотном направлении. Расслаивающая К. является более распространенным в авиации видом коррозионного поражения. КР выявляется обычно в деталях, изготовленных из толстостенных полуфабрикатов, и лишь в отдельных случаях наблюдается у тонкостенных изделий с рекристаллизованным мало ориентированным зерном (например, в цельнотянутых трубах). В целях предотвращения этих видов К. используют структурно-регламентированное старение, получившее для ряда сплавов название «смягчающего», поскольку в этом случае оно приводит к снижению механической прочности. Контроль коррозионных свойств проводят измерением электрической проводимости, учитывая корреляцию с распадом твёрдого раствора и сопротивлением КР.

Сочетание различных типов нагружения и изменения характера коррозионного воздействия на стоянках и в полёте может приводить к сопряжённым или последовательным коррозионным поражениям разного вида. Например, у лопастей винтов вертолётов и самолётов первоначально возникшая транс- или межкристаллитная К. сопровождается последующим развитием усталостных или коррозионно-усталостных трещин. Сопротивление таким видам К. в основном определяется составом и структурой сплава и обработкой поверхности.

Детали летательных аппаратов из магниевых сплавов подвергаются в эксплуатации преимущественно «язвенной» К. Интенсивное её развитие в отдельных местах определяется наличием влаги и недостаточной адгезией защитных покрытий. В некоторых магниевых сплавах при наличии постоянно действующих, достаточно высоких растягивающих напряжений может развиваться и КР. Однако более характерно КР для высокопрочных сталей. В стальных деталях КР развивается в результате неправильной термообработки или нарушения режимов сварки, а также вблизи разного рода макро- и микроконцентраторов напряжений. См. также Противокоррозионная защита.



Лит.: Синявский В. С., Вальков В. Д., Будов Г. М., Коррозия и защита алюминиевых сплавав, М., 1979; Коррозия. Справочник, под ред. Л. Л. Шрайера, пер. с англ., М., 1981.

В. С. Синявский.

косая петля — фигура пилотажа: движение летательного аппарата в наклонной плоскости с разворотом на 360{{°}} (см. рис.). При этом большая часть траектории лежит выше точки ввода в фигуру. Условно можно назвать Нестерова петлей в наклонной плоскости.

Косая петля.



Косберг Семён Ариевич (1903—1965) — советский конструктор авиационных и ракетных двигателей, доктор технических наук (1959), Герой Социалистического Труда (1961). Окончил Московский авиационный институт (1930). Работал в Центральном институте авиационного моторостроения (1930—1940). С 1941 главный конструктор КБ. Под руководством К. созданы агрегаты и системы топливопитания и регулирования для многиех авиационных поршневых и газотурбинных двигателей. Разработаны опытные образцы жидкостных ракетных двигателей для самолётов А. И. Микояна и А. С. Яковлева, первый отечественный кислородно-керосиновый жидкостный ракетный двигатель, запускаемый в условиях космического пространства, серийные жидкостные ракетные двигатели последних ступеней ряда ракет-носителей. Ленинская премия (1960). Награждён орденами Ленина, Отечественной войны 1 й степени, Красной Звезды, «Знак Почёта», медалями. Именем К. назван кратер на Луне.

С. А. Косберг.



космические скорости первая, вторая, третья — критические значения скорости летательного аппарта в момент его выхода на орбиту, определяющие форму траектории его движения в космическом пространстве. К. с. могут быть вычислены для любого расстояния r от центра Земли, однако наиболее часто К. с. определяются только для поверхности шаровой однородной модели Земли (радиусом 6371 км).

Первая К. с. — минимальная скорость, при которой космический аппарат в гравитационном поле Земли может стать искусственным спутником Земли. Вычисляется по формуле v1 = (GM/r)1/2, где = 398603 км32 (G — постоянная тяготения, М — масса Земли). Первая К. с. называется также круговой скоростью; если в момент выхода на орбиту летательный аппарат имеет скорость, перпендикулярную направлению на центр Земли и равную vI, то его орбита (при отсутствии возмущений) будет круговой. У поверхности Земли первая К. с. имеет значение vI = 7,91 км/с.

Вторая К. с. — минимальная скорость, необходимая для того, чтобы летательный аппарат превратился в искусственный спутник Солнца. Применяются также и другие названия: скорость убегания, скорость ускользания, а также параболическая скорость, так как летательный аппарат с начальной скоростью vII движется по параболической траектории, удаляясь сколь угодно далеко от Земли, оставаясь при этом в пределах Солнечной системы. Скорости меньше параболической называются эллиптическими, больше — гиперболическими. Вторая К. с. определяется по формуле vII = (2GM/r)l/2; у поверхности Земли vII = 11186 км/с.

Третья К. с. — минимальная скорость, необходимая для того, чтобы летательный аппарат, запущенный у Земли, преодолел притяжение Солнца и покинул Солнечную систему. Третья К. с. определяется из условия, что летательный аппарат должен иметь параболическую скорость относительно Солнца, вблизи орбиты Земли эта скорость равна около 42 км/с. Чтобы ее достичь, тело у поверхности Земли должно приобрести скорость vIII = 16,67 км/с.

Понятия К. с. применяются также при анализе движения летательного аппарата в гравитационных полях других планет или их спутников, Солнца.

косой скачок уплотнения — см. в статье Ударная волна.

Костович Огнеслав (Игнатий) Степанович (1851—1916) — изобретатель и конструктор в области воздухоплавания. По национальности серб. В юности жил в г. Пешт (Венгрия). В конце 1870 х гг. переселился в Россию. С 1879 работал над созданием дирижабля. Изыскивал для него новый тип прочного и лёгкого материала, в начале 1880 х гг. изобрёл «арборит» — фанеру высокой прочности. В 1882 организовал паевое Товарищество по постройке воздушного корабля Россия». Дирижабль не был достроен. К. предполагал использовать для дирижабля сконструированный им бензиновый двигатель, на который в 1888 он подал заявку. Привилегия на двигатель была выдана К. в 1892.

О. С. Костович.



Котельников Глеб Евгеньевич (1872—1944) — русский советский изобретатель, создатель авиационного ранцевого парашюта. Окончил Киевское военное училище (1894). В 1911 создал парашют РК-1 (русский, конструкции Котельникова, 1 я модель). В дальнейшем К. значительно усовершенствовал конструкцию парашюта, создав новые модели, в том числе РК-2 с полумягким ранцем, РК-3 и ряд грузовых парашютов, которые были приняты на вооружение советских ВВС. Награждён орденом Красной Звезды.

Соч.: История одного изобретения. Русский парашют, 2 изд., М.—Л., 1939.



Лит.: Черненко Г. Т., Второе призвание, Л., 1982.

Г. Е. Котельников.



Кочеригин Сергей Александрович (1893—1958) — советский авиаконструктор. Окончил школу военных морских лётчиков в Нижнем Новгороде (1919), Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1926; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Возглавлял конструкторскую бригаду в ЦКБ, был главным конструктором самолётостроительных заводов. Под его руководством разработаны и построены самолёты-штурмовики, разведчики, бомбардировщики, двухместный истребитель ДИ-6 (совместно с В. П. Яценко), выпускавшийся серийно и принимавший участие в боях на р. Халхин-Гол. Награждён орденом Красной Звезды, медалями.

С. А. Кочеригин.



Кочетков Андрей Григорьевич (1908—1990) — советский лётчик-испытатель, полковник, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1959), Герой Советского Союза (1958). Окончил Качинскую военную авиационную школу (1929), Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1938; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского), Работал в научно-исследовательском институт ВВС и ОКБ С. А. Лавочкина и П. О. Сухого. Испытывал опытные самолёты МиГ-3, МнГ-9, Як-3, ЛаГГ-3, Ла-5, Ла-15, Ла-200, Ла-250, Су-7 и другие, а также проводил испытания самолётов на прочность, штопор и флаттер. Награждён 2 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденом Отечественной войны 1 й степени, орденом Отечественной войны 2 й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

А. Г. Кочетков.



Кочин Николай Евграфович (1901—1944) — советский учёный в области механики, математики и геофизики, одни из создателей современной динамической метеорологии, академик АН СССР (1939). Окончил Петроградский университет (1923). Преподавал в Ленинградском (1924—1934) и Московском (1938—1944) университетах. Работал в Математическом институте АН СССР (1932—1939), одновременно в Центральном аэрогидродинамическом институте (1936—1938), в Институте механики АН СССР (1939—44). Основные труды в области гидро- и аэродинамики, математики и теоретической механики. Дал решение уравнений для движения сжимаемой жидкости на вращающейся Земле. Исследования К. сильных разрывов (ударных волн) в сжимаемой жидкости имели большое значение для развития газовой динамики. Впервые дал строгое решение задачи для крыла конечного размаха.

Соч.: Собр. сочинен. т. 1—2, М.—Л., 1949.

Н. Е. Кочин.

Кошиц Дмитрий Александрович (1902—1944) — военный лётчик, планерист, испытатель автожиров, подполковник. Учился в строительном техникуме. В 1919 добровольно вступил в Красную Армию. Учился (1923—1925) в школе военных лётчиков, Серпуховской высшей школе воздушного боя и бомбометания («Стрельбом»). Был начальником штаба авиаэскадрильи (1926—1927), инструктором в авиабригаде научно-исследовательского института ВВС (1932—1937). В 30 х гг. испытывал советские автожиры КАСКР-2, ЦАГИ А-14, в 1940 — первый военный автожир А-7. В полётах на планерах установил рекорды: в 1929 высоты (1520 м), в 1933 — дальности буксировочного полёта с пассажиром на планёре Ш-5 за самолётом Р-5 (5025 км), в 1935 — продолжительности полёта (11 ч 30 мин) и высоты полёта (525 м) с двумя пассажирами. В 1932 совершил на авиетке Г-8 большой кольцевой агитперелёт по 20 городам страны протяженностью 5200 км. Во время Великой Отечественной войны К. — лётчик-инспектор авиации. Погиб в авиакатастрофе. Награждён орденом Красной Звезды, медалями.

Д. А. Кошиц.



коэффициент аккомодации — безразмерный параметр, при помощи которого макроскопические характеристики потока молекул газа, отражённых от элемента поверхности тела, выражаются через соответствующие характеристики налетающих молекул. В разреженных газов динамике К. а. используются для аппроксимации функции распределения по скоростям отражённых молекул. На практике применяются эмпирический К. а. энергии и нормального (перпендикулярного поверхности) и тангенциального (касательного ей) импульсов, замыкающие задачу аэродинамического расчёта (в том числе расчёта аэродинамического нагревания) «выпуклых» летательных аппаратов в свободномолекулярном течении.

коэффициент баллистический — см. Баллистический коэффициент.

коэффициент безопасности f — используется при определении расчётных нагрузок на летательный аппарат Рp по значениям эксплуатационных максимальных нагрузок Рэ и равен: f = Pрэ .К. б. вводится для обеспечения высокого уровня надёжности летательного аппарата по условиям статической прочности с учётом возможных разбросов внешних нагрузок и прочностных характеристик конструкции летательного аппарата. Значения К. б. задаются в Нормах прочности, в авиастроении приняты типовые значения f от 1,5 до 2.

коэффициент восстановления полного давления — отношение полных давлений в двух рассматриваемых сечениях элементарной трубки тока: v = p01/p02; при этом поток направлен от сечения 1 к сечению 2. Отличие v от 1 физически связано с необратимыми процессами перехода кинетической энергии в теплоту на рассматриваемом участке. Используется при исследовании стационарных течений идеальной жидкости в отсутствие массовых сил (газодинамический расчёт газовых машин, турбореактивных двигателей и т. п.), характеризует, например, эффективность воздухозаборников воздушно-реактивных двигателей. К. в. п. д. необходим также для определения поля скоростей на основе экспериментальных данных по распределению давления.

В установившемся потоке идеальной несжимаемой жидкости и в изоэнтропическом потоке сжимаемой жидкости вдоль линии тока полное давление постоянно и, следовательно, v = l. Если в элементарной струйке тока сверхзвуковой поток совершенного газа тормозится, проходя через прямой скачок уплотнения с Маха числом М перед ним, то К. в. п. д. вычисляется по формуле Рэлея

{{формула}}

{{формула}}

где {{γ}} — показатель адиабаты. Если вектор скорости потока образует с фронтом ударной волны угол {{θ}}ω(косой скачок уплотнения), то v можно рассчитать по этой же формуле, если в ней М заменить на Мn = Msin{{θ}}ω). При пересечении элементарной струйкой тока системы из N ударных волн суммарный К. в. п. д. определяется произведением v{{Σ}} = {{П}}ni∞1v1, где vi — К. в. п. д. в i й ударной волне. При движении несовершенного идеального газа К. в. п. д. для ударной волны определяется путём чиссенного интегрирования уравнений газовой динамики, записанных в интегральной форме.

В. А. Башкин.

коэффициент давления в аэродинамике — безразмерная величина cp, равная разности местного давления p я давления в невозмущённом потоке р отнесённой к скоростному напору невозмущённого потока:

{{ формула }}

где {{ρ}}, V — плотность и скорость газа невозмущённого потока (на бесконечности).

коэффициент избытка воздуха — отношение действительного количества воздуха в горючей смеси к теоретически необходимому для ее полного сгорания (см. Стехиометрический состав горючей смеси). В зависимости от типа двигателя и режима его работы К. и. в. в камере сгорания может изменяться от значений меньше единицы до нескольких десятков.

коэффициент надёжности {{η}} — применяется для определения ресурса конструкции tрес по результатам испытаний или расчётов долговечности конструкции tр:{{η}} = tр/tрес. К. н. вводится для обеспечения высокого уровня надёжности летательного аппарата по условиям сопротивления усталости и с учётом возможных разбросов характеристик этого сопротивления, достоверности данных о повторяемости внешних нагрузок, скорости распространения трещин и характерных особенностей мест разрушений, а также неточностей испытаний или расчётов.

коэффициент пассажирозагрузки — показатель занятости пассажирских мест в самолёте (в процентах), характеризующий интенсивность использования воздушных судов гражданской авиации. Для конкретного рейса определяется как отношение фактически выполненного объема работы (в пассажиро-км) к предельно возможному, равному произведению числа установленных на летательном аппарате пассажирских кресел на тарифное расстояние данного рейса. В статистической отчётности широко используются среднегодовые значения К. п. для парка гражданской авиации отдельных стран или мирового парка в целом. В 1989 К. п. в странах-участницах Международной организации гражданской авиации составил 68%. В СССР среднегодовой К. п. на воздушном транспорте достигал 80% и более.

коэффициент полезного действия воздушного винта — отношение полезной мощности, затрачиваемой на преодоление сопротивления движению летательного аппарата, к мощности двигателя N: {{η}} = PV/N (Р — тяга винта, V — поступательная скорость летательного аппарата).

При таких скоростях полёта, когда на лопастях воздушного винта не возникает местных сверхзвуковых течений, основные потери связаны с индуктивным сопротивлением (индуктивные потери) и профильным сопротивлением. Индуктивные потери минимальны, если винт создаёт за собой поле скоростей, совпадающее с описываемой винтом твёрдой винтовой поверхностью. смещающейся с пост, скоростью в направлении своей оси. Такое или близкое к нему поле скоростей обеспечивается соответствующим выбором распределения циркуляции скорости вдоль лопасти (то есть выбором формы лопасти).

При больших дозвуковых скоростях полёта, когда на лопасти образуются области со сверхзвуковым течением, замыкаемые скачками уплотнений, существенным становится волновое сопротивление (волновые потери). Эффективным способом уменьшения волновых потерь является использование профилей с возможно большими значениями критических Маха чисел и сверхкритических профилей, а также отгиб лопасти назад (саблевидные лопасти) аналогично стреловидному крылу. Отгиб вперёд (обратная стреловидность) здесь эффекта не даёт вследствие роста относительной скорости обтекания с увеличением радиуса и смешения замыкающего скачка уплотнения к задней кромке. С ростом числа Маха полёта {{η}} воздушных винтов с широкими гонкими саблевидными лопастями (винтовентиляторов) уменьшается значительно меньше, чем {{η}} винтов с обычными узкими лопастями, хотя индуктивные потери одинаковы.

Г. И. Майкапар.

коэффициент полезного действия компрессора, турбины — отношение полезной работы к затраченной (располагаемой) в предположении отсутствия теплообмена потока с внешней средой. Наиболее широко распространены следующие коэффициенты полезного действия по параметрам заторможенного потока: изоэнтропический {{η}}*н.н. и политропический {{η}}*п.к. компрессора и {{η}}*т неохлаждаемой турбины:

{{ формула }}

{{ формула }}

{{ формула }}

где i*в1, i*г1 — начальные значения удельной энтальпии воздуха и газа, Дж/кг; s*п1 — начальное значение удельной изобарной энтропии воздуха, Дж/(кг*К); i*п.к., i*г.т., s*в.к. — их конечные значения при действительном процессе; i*г.и.т.. — конечные значения удельной энтальпии воздуха и газа при изоэнтропическом процессе и действительном давлении; {{π}}*к —степень повышения полного давления воздуха а компрессоре; R — удельная газовая постоянная воздуха, Дж/(кг*К). При одинаковом аэродинамическом совершенстве в компрессоре с ростом {{π}}*к значение {{η}}*и.к. уменьшается, а значение {{η}}*п.к. сохраняется неизменным; в турбине с ростом степени понижения полного давления газа {{π}}*т значение {{η}}*т. возрастает. Для охлаждаемой турбины применяется эффективный коэффициент полезного действия ступени {{η}}*т.эф.. В случае использования охлаждающего воздуха, подводимого в рабочее колесо для увеличения работы турбины.

{{формула}}

где Gг,Gо.с.а.,Gв.р.к. — массовый расход газа, охлаждающего воздуха в сопловом аппарате и в рабочем колесе, кг/с; i*г1, i*s1 — удельная энтальпия газа и воздуха при входе; i*см.с.а. — удельная энтальпия смеси газа и воздуха за сопловым аппаратом; i*см. т, i*см.н.т — действительная удельная энтальпия смеси за турбиной и при изоэнтропическом расширении.

В. М. Микартичан.

коэффициент полезного действия реактивного двигателя — безразмерная величина, характеризующая степени совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают полный, эффективный и полётный (тяговый) К. п. д. р. д.

Полный коэффициент полезного действия {{η}}0, выражается отношением полезной тяговой мощности двигателя к затраченной в единицу времени термохимической и кинетической энергии топлива, находящегося на борту летательного аппарата. Пренебрегая нагревом топлива в баках и системах вне двигателя, получим {{η}}0 = PV/[Gт(Hu + V2/2)], где Р — реактивная тяга двигателя, V — скорость полёта, Gт — расход топлива (горючего и окислителя в ракетных двигателях) во всех камерах сгорания двигателя в единицу времени, Hu — теплота сгорания 1 кг топлива (в воздушно-реактивном двигателе) или 1 кг смеси горючего и окислителя (в ракетном двигателе). Полный коэффициент полезного действия равен произведению эффективного и полётного коэффициент полезного действия ({{η}}э и {{η}}п), характеризующих соответственно термогазодинамическое совершенство двигателя и его совершенство как движителя: {{η}}0 = {{η}}э{{η}}п.

У воздушно-реактивного двигателя эффективный коэффициент полезного действия определяется отношением создаваемой двигателем располагаемой работы (в виде разности кинетической энергий вытекающих из сопел газов и набегающего потока воздуха) к затраченной энергии топлива. У воздушно-реактивного двигателя простейших одноконтурных схем (турбореактивный двигатель, прямоточный воздушно-реактивный двигатель) этот коэффициент полезного действия близок к термическому коэффициенту полезного действия термодинамического цикла и сохраняет характер его зависимости от основных параметров цикла. У турбореактивного двухконтурного двигателя {{η}}э несколько снижается из-за потерь при обмене энергий между контурами, однако полный коэффициент полезного действия турбореактивного двухконтурного двигателя на малых скоростях растёт в связи с ростом полётного коэффициента полезного действия. У двигателей с форсажными камерами сгорания при малых V значение {{η}}э уменьшается вследствие того, что подвод топлива в форсажные камеры осуществляется при более низком давлении воздуха однако при высоких сверхзвуковых скоростях полёта {{η}}э значительно увеличивается из-за существенного повышения давления в двигателе вследствие динамического сжатия воздуха.

Полётный коэффициент полезного действия определяется отношением полезной тяговой мощности двигателя к создаваемой им располагаемой мощности. Этот коэффициент полезного действия определяется приближённой формулой Б. С. Стечкина для двигателей с единым реактивным соплом: {{η}}п = 2{{V}}/1 + {{V}}), где {{V}} = V/ωc — отношение скоростей полёта и истечения газов из реактивного сопла (реально {{V}} < 1, {{η}}п < 1). Полётный коэффициент полезного действия воздушно-реактивного двигателя может быть увеличен лишь при увеличении{{V}}, то есть уменьшением скорости истечения газов (например, при росте степени двухконтурности m в турбореактивном двухконтурном двигателе) или увеличением скорости полёта летательного аппарата.

У ракетных двигателей {{η}}э определяется как отношение располагаемой работы (в виде суммы кинетической энергий вытекающих из сопла газов и топлива на борту летящего летательного аппарата) к полной энергии топлива, то есть {{η}}э = (ω2с + V2)/2(Hu + V2/2). Полётный коэффициент полезного действия ракетного двигателя выражается формулой {{η}}п = 2{{V}}/(1 + {{V}}2).

Зависимости {{η}}п от {{V}}для воздушно-реактивного двигателя (сплошная линия) и ракетного двигателя (штриховая линия) и области их работы показаны на рис. 1.

У турбовинтовых двигателей {{η}}э определяется отношением эквивалентной мощности Ne к затраченной энергии топлива: {{η}}э = Ne/(GтHu). Полётный коэффициент полезного действия турбовинтовых двигателей выражается сложной формулой, его значение близко к значению коэффициента полезного действия винта {{η}}в = PвV/Nв, где Рв, Nв — тяга винта и мощность на его валу.

Воздушно-реактивные двигатели к концу 80 х гг. достигли высокого термогазодинамического совершенства. Дозвуковые турбореактивные двухконтурные двигатели при высокой степени повышения давления а цикле (до 30 только в компрессорах и до 50 с учётом динамического сжатия в полёте при Маха числе полёта М{{}} = 0,8—0,85) имеют {{η}}э = 0,42—0,43, что превышает коэффициенты полезного действия, достигаемые в других транспортных тепловых машинах с простым рабочим циклом. Значение {{η}}э у современных турбореактивных двигателей с форсажной камерой и турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой при высоких скоростях полёта (М{{}} = 2—3) равно 0,4—0,5. Такие значения эффективного коэффициентa полезного действия при высоких полётных коэффициентов полезного действия обеспечивают современным воздушно-реактивным двигателям высокие значения полного коэффициента полезного действия (рис. 2), который имеет тенденцию к росту при увеличении скорости полёта летательного аппарата (при V = 0 всегда {{η}}0 = 0).



Лит.: Теория воздушно-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 1975; Теория двухконтурных турбореактивных двигателей, под ред. С. А. Шляхтенко, В. А. Сосунова, М., 1979.

В. А. Сосунов.

Рис 1. Полетный коэффициент полезного действия: 1 — турбореактивного двигателя с форсажной камерой и турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой (М{{}} = 2—2,5; Pmax1; 2 — турбореактивного двухконтурного двигателя с m = 4—8 (M{{}} = 0,8—0,85); 3 — жидкостного ракетного двигателя баллистических и космических ракет при Vmax.



Рис 2. Полный коэффициент полезного действия воздушно-реактивных двигателей различных типов в зависимости от крейсерской скорости полета.

коэффициент полноты сгорания топлива — отношение количества теплоты, фактически выделившейся при сгорании 1 кг топлива, к его теплоте сгорания. К. п. с. т., зависящий от многих конструктивных и режимных факторов камеры сгорания и двигателя, достигает, например, в основной камере сгорания на взлётном и максимальом режимах работы газотурбинного двигателя около 100%; его пониженное значение на режиме малого газа (вследствие низких значений температуры и давления воздуха, входящего в камеру) вызывает выброс вредных веществ (оксида углерода и углеводородов).

коэффициент потерь полного давления — отношение разности полных давлений (p*1-p*2) воздуха (газа) соответственно в сечениях на входе в рассматриваемый элемент проточной части двигателя (p*1) и на выходе из него (p*2) к полному давлению p*1 на входе в данный элемент: {{δ}} = (p*1- p*2)/ p*1; характеризует газодинамические потери в элементах (узлах) воздушно-реактивного двигателя, в которых к воздуху (газу) не подводится и от него не отводится механическая работа. Чаще всего используется для оценки потерь полного давления в основных камерах сгорания газотурбинного двигателя коэффициент {{δ}}к.с. = (p*к- p*т)/ p*к, где p*к и p*т —полные давления соответственно за компрессором и перед турбиной, а в форсажных камерах сгорания турбореактивного двигателя с форсажной камерой — коэффициент {{δ}}ф.к. = (p*n- p*ф)/ p*т, где p*т и p*ф — полные давления соответственно за турбиной и за форсажной камерой. Коэффициент потерь полного давления связан с более распространённым при оценке потерь полного давления в элементах проточной части воздушно-реактивного двигателя коэффициентом восстановления полного давления v = p*2/ p*1 следующей зависимостью: {{δ}} = 1-v.

Лит.: Теория воздушно-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 1975; Абрамович Г. Н. Прикладная газовая динамика, 5 изд., ч. 1—2, М., 1991.

В. И. Бакулев.

коэффициенты аэродинамические — см. Аэродинамические коэффициенты.

Кравченко Григорий Пантелеевич (1912—1943) — советский лётчик, генерал-лейтенант авиации (1940), дважды Герой Советского Союза (1939). В Красной Армии с 1931. Окончил Качинскую военную авиационную школу имени А. Ф. Мясникова (1932), курсы усовершенствования комсостава при Академии Генштаба (1941). Участник боёв в районе р. Халхин-Гол, советско-финляндской и Великой Отечественной войн. В Великую Отечественную войну был командующим ВВС армии, командиром авиадивизии. Погиб в бою. Награждён орденом Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденами Отечественной войны 2 й степени, «Знак Почёта». Бронзовый бюст в селе Сулимовка Днепропетровской области. Урна с прахом в Кремлёвской стене.

Лит.: Яковлев В. П., Устюжанин Г. П.. Генерал Кравченко, Челябинск, 1976.

Г. П. Кравченко.



Красильщиков Пётр Петрович (1903—1965) — советский учёный в области аэродинамики, профессор (1948), доктор технических наук (1949), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1964). Окончил Московский государственный университет (1936). Работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (1926—1965). Преподавал в ряде вузов Москвы. Основные труды в области аэродинамики крыльев. Разработал ряд крыловых профилей (в конце 20 х гг. профили P-II для учебных самолётов малых скоростей и планеров, применяющиеся до сих пор; профили 1-А, 1-Б — для первых советских реактивных истребителей С. А. Лавочкина, А. И. Микояна, П. О. Сухого, А. С. Яковлева), а также механизацию крыла с управлением пограничным слоем путём его отсоса и сдува с отклонённого закрылка. Ленинская премия (1961), Государственная премия СССР (1946, 1947). Награждён орденом Отечественной войны 1 й степени, 2 орденами Трудового Красного Знамени, медалями.

Соч.: Практическая аэродинамика крыла, М., 1973 (Труды ЦАГИ, в. 1459).

П. П. Красильщиков.

«Красный лётчик» — советский авиастроительное предприятие. Берёт начало от Петроградского государственного соединённого авиационного завода, образованного в конце 1920 в результате объединения бывших воздухоплавательного отделения Русско-Балтийского вагонного завода, «Первого Российского товарищества воздухоплавания С. С. Щетинин и К{{°}}», завода В. А. Лебедева (позднее к ним присоединился завод воздушных винтов «Интеграл»). С 1922 называется Государственный авиационный завод №3 «К. л.», с 1927 — завод №23. В 1922 — 24 завод выпускал гидросамолёты «Теллье», М-9, М-23, М-24, М-24бис, в 1923—1931 учебный самолёт У-1 (МУ-1), в 1926—1929 истребители И-2, И-2бис. В 1925—1927 в составе завода работал Отдел морского опытного самолётостроения (ОМОС) и строились опытные самолёты «Укрвоздухпуть», МРЛ-l, МР-2, -3, МУР-1, -2, РОМ-1, -2 МУ-2 (см. Григоровича самолёты), а в 1930—1932 — МУ-3, Ш-2. В 1928—130 выпускался учебный (так называемый «переходный:») самолет П-2, а с 1929 завод стал основным поставщиком самолёта У-2. В предвоенные годы строился также самолёт УТ-2. В июле — августе 1941 завод №23 эвакуирован из Ленинграда в Новосибирск и частично в Казань. В Казани было продолжено производство У-2 (По-2). В разные годы на заводе работали Д. П. Григорович, А. С. Москалёв, В. Б. Шавров, О. К. Антонов, Г. И. Бакшаев.

Красовский Александр Аркадьевич (р. 1921) — советский учёный в области систем автоматического управления, член-корреспондент АН СССР (1968), генерал-майор, Герой Социалистического Труда (1981), Окончил Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1945; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского); работает таи же (профессор с 1954). Основные труды по теории автоматического управления полётом летательного аппарата. Государственная премия СССР (1976). Награждён орденами Ленина, Отечественной войны 1 й степени, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, «Знак Почёта», медалями. Портрет смотри на стр. 290.

Соч.: Динамика непрерывных самонастраивающихся систем. М., 1963; Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование, М., 1973; Теория корреляционно-экстремальных навигационных систем. М., 1979.

А. А. Красовский.

Красовский Николай Николаевич (р. 1924) — советский учёный в области математики и механики, академик АН СССР (1968; член-корреспондент 1964), Герой Социалистического Труда (1974). После окончания Уральского политехнического института (1949) работал там же [профессор (1957), заведующий кафедрой]. В 1959—1970 заведующий кафедрой Уральского государственного университета, в 1970—1977 директор Института математики и механики Уральского научного центра АН СССР, затем член Президиума Уральского отделения АН СССР. Фундаментальные труды по теории устойчивости движения, математической теории управления. Ленинская премия (1976), Государственная премия СССР (1984). Награждён 2 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции. Трудового Красного Знамени, медалями.

Соч.: Некоторые задачи теории устойчивости движения, М., 1959; Теория управления движением. Линейные системы, М„ 1968; Управление динамической системой, М., 1985.

Н. Н. Красовский.

Красовский Степан Акимович (1897—1983) — советский военачальник, маршал авиации (1959), Герой Советского Союза (1945), профессор (1966). В Советской Армии с 1918. Окончил курсы усовершенствования начальников состава ВВС (1927), Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1936; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Участник Гражданской, советско-финляндской и Великой Отечественной войн. В 1941—1945 командовал ВВС армии, фронта, воздушной армией. После войны командующий ВВС ряда военных округов, в 1956—1968 начальник Военно-воздушной академии имени Ю. А. Гагарина, с 1968 в Группе генеральных инспекторов МО СССР. Награждён 6 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 4 орденами Красного Знамени, орденами Суворова 1 й и 2 й степени, Кутузова 1 й степени. Богдана Хмельницкого 1 й степени, Красной Звезды, «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3 й степени, медалями, а также иностранными орденами.

С. А. Красовский.



крейсерская скорость — скорость летательного аппарата на крейсерском режиме полёта. В зависимости от задачи полёта различают К. с. минимального времени полёта (К. с. максимальна), К. с. максимальной дальности полёта (расход топлива на 1 км пути минимален), К. с. экономическую (себестоимость перевозок минимальна) и К. с. максимальной продолжительности полёта (часовой расход топлива минимален).

крейсерский режим полёта — режим полёта летательного аппарата с постоянной скоростью. Основной режим полёта на дальность. Высота при К. р. может выдерживаться постоянной в процессе полёта или увеличиваться вследствие уменьшения массы самолёта по мере расходования топлива. К. р. определяется двумя параметрами — скоростью и высотой (или коэффициентом подъёмной силы на К. р.).

крен (от французского car{{é}}nе — киль; подводная часть судна или от голландского krengen — класть судно на бок) — отклонение плоскости симметрии летательного аппарата от местной вертикали к земной поверхности. Характеризуется углом К. и скоростью К. Угол крена {{γ}} — угол между поперечной осью OZ и осью OZ{{m}} нормальной системы координат (см. Системы координат), смещённой в положение, при котором угол рыскания равен нулю. Угол К. считается положительным, когда ось OZg совмещается с осью OZ поворотом вокруг оси ОХ по часовой стрелке, если смотреть вдоль этой оси. При определении ориентации скоростной системы координат (СК) относительно нормальной используется скоростной угол крена {{γ}}a, определяемый аналогично углу {{γ}}, но вместо оси OZ рассматривается боковая ось OZа. При описании движения ракет используют аэродинамический угол крена {{φ}}n, определяемый как угол между осью OY и осью OYn CK, связанной с пространственным углом атаки.

Креном летательного аппарата называется также движение, при котором происходит изменение угла крена; характеризуется скоростью крена {{ω}}x — проекцией угловой скорости летательного аппарата на его продольную ось. Скорость К. считается положительной при вращении летательного аппарата вокруг оси ОХ по часовой стрелке. При анализе К. часто используют безразмерную скорость К. —{{ω}}x, связанную со скоростью К. соотношением {{ω}} = {{ω}}xl/2V, где l — размах крыла летательного аппарата, V — скорость полета. Безразмерную скорость К. называют также углом винтовой линии, описываемой концом крыла.



Манёвры К. используются, например, при разворотах, при выполнении фигур пилотажа, при заходе на посадку для парирования смещения траектории летательного аппарата относительно оси взлётно-посадочной полосы. Управление К. осуществляется органами поперечного управления (см. Органы управления). Самопроизвольный К. летательного аппарата называют валёжкой. См. также Боковое движение.

М. А. Ерусалимский.

кресло пассажирское — предназначается для комфортабельного, удобного и безопасного пребывания пассажиров в полёте; элемент интерьера пассажирского салона. На первых пассажирских самолётах 1913—1914 использовались лёгкие сиденья и плетёные К. Современные К. оборудуются отклоняющимися спинками, столиками, средствами индивидуального обслуживания и развлечения, а также ремнями безопасности и средствами спасения. В зависимости от уровня комфорта пассажирского салонов различают К. первого, туристского, экономического классов и так называемого бизнес-класса. Для широкофюзеллжных самолётов кресла туристского класса модифицированы. Сохраняя габаритные размеры блоков унифицированы К. туристского класса, новые К. отличаются от них установкой на каждом пассажирским месте специального оборудования: кнопки вызова бортпроводников, пульта для прослушивания через индивидуальные наушники музыкальных программ и другие. В салонах бизнес-класса размещаются К. бизнес-класса, удобные и комфортабельные, незначительно уступающие К. первого класса по габаритным размерам и декоративной отделке. Шаг установки, а также класс К. зависят от продолжительности полёта:

Е. Н. Соколовская.


Продолжительность полёта


Класс кресел


Шаг установки кресел (мм)


До 2 ч


Экономический


750-780


До 4 ч




810


До 6 ч

То же


870


Св. 6 ч

Туристский повышенного комфорта


870


То же

Первый


960-1020


«-«


Бизнес-класс


900



Кретов Степан Иванович (1919—1975) — совеский лётчик, полковник, дважды Герой Советского Союза (1944, 1948). В Советской Армии с 1939. Окончил Балашовскую военную авиационную школу (1940), Высшую офицерскую лётно-тактическую школу (1950), Военно-воздушную академию (1958; ныне имени Ю. А. Гагарина). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком, командиром звена, заместителем командира эскадрильи дальнебомбардировочного авиаполка. Совершил 400 боевых вылетов; экипаж К. сбил в воздухе 10 вражеских самолётов. После войны на командных и штабных должностях и преподавательской работе. Награждён 2 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденом Краской Звезды, медалями. Бронзовый бюст в Минусинске Красноярского края.

Лит.: Швецов А., В небе — Кретов, в кн.; Когда страна быть прикажет героем..., Красноярск, 1974.

С. И. Кретов.



кривизна профиля. Под кривизной профиля крыла обычно понимают кривизну его средний линии. К. п. один из основных геометричских параметров несимметричного профиля, классическим примером которого является Жуковского профиль (со средней линией, близкой к дуге окружности). К. п. принято характеризовать вогнутостью профиля, определяемой стрелой прогиба средний линии (см. рис. к статье Профиль крыла), то есть расстоянием по вертикали от хорды до средней линии; К. п. считается положительной, если средний линия лежит выше хорды. Вогнутость профиля изменяется по хорде и может даже менять знак для профилей с S-образной средний линией. Максимальная относительная вогнутость профиля {{f}}max равна отношению максимальной стрелы прогиба fmах средней линии к хорде b профиля: {{f}}max = fmax/b.

При дозвуковых скоростях полёта положительная вогнутость профиля создаёт не зависящие от угла атаки приращения коэффициента подъёмной силы cy и момента тангажа mz, (см. Аэродинамические коэффициенты). В несжимаемой жидкости для тонкого профиля с параболической средний линией эти приращения равны {{Δ}}сya = 4{{π}}fmax и {{Δ}}mza = -{{π}}{{f}}max. Эффект увеличения подъемной силы при наличии положительной вогнутости профиля широко используется в авиации. Например, на взлётно-посадочных режимах полёта для увеличения подъёмной силы при фиксированных углах атаки изменяют кривизну (вогнутость) профилей крыла путём отклонения закрылков. К. п. применяют также в сочетании с соответствующими углами геометрической крутки крыла для получения эллиптического распределения циркуляции скорости по размаху крыла, обеспечивающего минимальное индуктивное сопротивление при дозвуковых скоростях полёта. Максимальные относительные вогнутости профилей, оптимальных для дозвуковых скоростей полёта, достигают значения fmax = 1,5—2,5%. При этом максимальная вогнутость для классических дозвуковых профилей находится на расстоянии 30—50% хорды от носка крыла. Для сверхкритических профилей, рассчитанных на трансзвуковые скорости полёта, характерно более заднее ее положение по хорде (70—80%). Этим достигается уменьшение кривизны верхней образующей в носовой и центральных частях профиля и дополнительное подгружение хвостовой части профиля.

При сверхзвуковых скоростях полёта наличие вогнутости практически не создаёт приращения подъёмной силы. Тем не менее К. п. используется для минимизации сопротивления сверхзвуковых крыльев и получения заданного значения коэффициента момента тангажа при нулевой подъёмной силе.

Л. Е. Васильев.

кризис сопротивления — уменьшение сопротивления шара с возрастанием скорости набегающего потока при Рейнольдса числах Re, близких к критическому значению Re.{{~}} 1,5*105. Явление было установлено в 1912 А. Г. Эйфелем, объяснено в 1914 Л. Прандтлем. Поскольку оно противоречит известному факту о возрастании сопротивления тела пропорционально квадрату скорости, то его называют также парадоксом Эйфеля — Прандтля.

При Re < Re* на поверхности шара развивается ламинарный пограничный слой, который отрывается в окрестности миделевого сечения, при этом срывная зона охватывает всю кормовую часть шара, что обусловливает значительное сопротивление давления.

При Re > Re* ламинарный режим течения в окрестности миделя сменяется турбулентным (точка Т на рис.); турбулентный пограничный слой по сравнению с ламинарным имеет более наполненный профиль скорости и может выдержать большие положительные градиенты давления. Вследствие этого точка 5 отрыва пограничного слоя смещается вниз по потоку, сокращаются поперечные размеры застойной зоны, и, хотя при этом сопротивление трения несколько возрастает, полное сопротивление аэродинамическое шара уменьшается из-за существенного снижения сопротивления давления. Своё объяснение Прандтль подтвердил результатами экспериментальных исследования обтекания двух шаров, один из которых имел гладкую поверхность, а на лобовой поверхности другого было установлено тонкое проволочное кольцо для искусственной турбулизации течения. Установка кольца (турбулизатора) привела к смещению точки отрыва потока вниз по течению с сечения {{φ}} ≈ 80{{°}} при ламинарном пограничном слое в сечение {{φ}} ≈ 100—120{{°}} и уменьшению полного сопротивления шара.


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   ...   62   63   64   65   66   67   68   69   ...   170


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

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал