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



Скачать 38.76 Mb.
страница84/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   80   81   82   83   84   85   86   87   ...   170
М. а. ставятся новые задачи. Создание новых аэропортов и открытие новых авиационных трасс требует проведения климатических исследований в районах предполагаемого строительства и в свободной атмосфере вдоль планируемых маршрутов полётов с целью выбора оптимальных решений поставленной задач. Изменение условий вокруг уже существующих аэропортов (в результате хозяйственной деятельности человека либо под воздействием естественных физических процессов) требует постоянного изучения климата существующих аэропортов. Тесная зависимость погоды у земной поверхности (зона взлёта и посадки летательного аппарата) от местных условий требует проведения специальных исследований по каждому аэропорту и разработки методов прогноза условий взлёта и посадки практически для каждого аэропорта. Основные задачи М. а. как прикладной дисциплины — повышение уровня и оптимизация информационного обеспечения полётов, повышение качества предоставляемого метеорологического обслуживания (точности фактических данных и оправдываемости прогнозов), повышение оперативности. Решение этих задач достигается путем совершенствования материально-технической базы, технологий и методов наблюдении, углубленным изучением физики процессов формирования важных для авиации явлений погоды и совершенствования методов прогноза этих явлений.

А. А. Ляхов.

механизация крыла — комплекс устройств в передней и (или) задней частая крыла для изменения его аэродинамических характеристик. Работа всех элементов М. к. основана на управлении пограничным слоем на поверхности крыла и (или) изменении кривизны профиля. М. к. позволяет улучшить взлётно-посадочные и маневренные характеристики летательного аппарата, увеличить его полезную нагрузку и повысить безопасность полёта. М. к. обеспечивает повышение общей подъёмной силы как за счёт повышения подъёмной силы основной части крыла, так и за счёт подъёмной силы элемента механизации; подъёмная сила механизированного крыла на взлётно-посадочных углах атаки может быть в 2—3 раза выше подъёмной силы крыла без механизации. Элементами механизации передней части крыла (рис. 1) являются поворотные носки, предкрылки, носовые щитки, Крюгера щитки и их комбинации. Элементами механизации задней части крыла (рис. 2) являются поворотные закрылки, щелевые закрылки (без выдвижения, выдвижные одно-, двух-, трёхщелевые), Фаулера закрылки, поворотные и скользящие (выдвижные) щитки. Эффективность элементов М. к. зависит от относительных размеров, формы и положения относительно основной части крыла.

Элементы механизации передней части крыла обеспечивают ликвидацию срыва потока на крыле при больших углах атаки, то есть повышают критические углы атаки летательного аппарата. Наиболее эффективными элементами механизации передней кромки являются предкрылки, автоматически отклоняющиеся при выходе самолета на большие углы атаки. В 1939—1945 на самолётах с прямыми крыльями использовались неуправляемые предкрылки автоматически отклоняющиеся при выходе самолёта на большие углы атаки. Применялись также предкрылки, жёстко связанные с носком крыла и образующие с ним нерегулируемую в полёте щель. В последние годы на самолётах стали применяться предкрылки и щитки Крюгера, управление которыми синхронно связано с управлением закрылками.

Наиболее эффективными и распространенными элементами механизации задней части крыла являются щелевые выдвижные закрылки (они увеличивают кривизну и площадь несущей поверхности. В 1939—1945 в виду простоты конструктивного исполнения наибольшее распространение имели простые (поворотные) щитки, позже — одно-, двух- и трёхщелевые выдвижные закрылки. См. также статью Энергетическая механизация крыла.

Лит.: Голубев В. В., Труды по аэродинамике, М.—Л., 1957; Красильщиков П. П., Практическая аэродинамика крыла, М., 1973 (Труды ЦАГИ, в. 1459)

Рис. 1. Схема механизации передней части крыла. 1 — поворотные носки; 2 — носовой щиток; 3 — щиток Крюгера; 4 — предкрылок.

Рис. 2. Схемы механизации задней части крыла: 1 — тормозной щиток; 2 — поворотный щиток; 3 — скользящий щиток; 4 — поворотный закрылок; 5 — щелевой поворотный закрылок; 6 —выдвижной щелевой закрылок; 7 — закрылок Фаулера; 8 —двухщелевой закрылок; 9 — двухщелевой закрылок в комбинации с интерцептором; 10 — трёхщелевой закрылок.

механика жидкости и газа — см. в статье Гидродинамика.

механика разрушения — раздел механики, в котором изучаются, используемые в летательных аппаратах конструкционные материалы и их способность сопротивляться разрушению под действием внешних сил при наличии усталостных трещин и различных технологических и эксплуатационных дефектов. Основые исследования в области М. р. посвящены разработке методов предотвращения разрушения материалов при эксплуатации. При решении задач в М. р. используется комплексный подход к проблеме разрушения, основанный на сочетании методов механики сплошных сред с методами экспериментальной и теоретической физики и химического металловедения, математической теории упругости и строительной механики. Поведение авиационной конструкции, повреждённой трещиной или имеющей производственный, (эксплуатационный) дефект типа трещины, обычно может быть разделено на две стадии: устойчивое развитие трещины под действием переменных нагрузок; окончательное разрушение (так называемым долом) конструкции при однократном нагружении. При этом задачами М. р. являются оценка скорости роста усталостной трещины и определение остаточной прочности, то есть определение разрушающей нагрузки для конструкции, повреждённой трещиной. В зависимости от свойств материалов и условий нагружения элементов авиационных конструкций различают хрупкое разрушение, характеризуемое относительно малой зоной пластической деформации в окрестности вершины развивающейся трещины, и квазихрупкое разрушение, характеризуемое более значительным размером зоны пластической деформации у вершины трещины. М. р., базирующаяся на результатах строгого математического анализа упругих напряжений и деформаций вблизи вершины трещины в случаях хрупкого и квазихрупкого разрушений, называют линейной М. р. Основной параметр, используемый в линейной М. р., — коэффициент интенсивности напряжений Kc который является параметром аналитических выражений, описывающих напряжённо-деформированное состояние вблизи вершины трещины. Для случаев хрупкого и квазихрупкого разрушений состояние нестабильного роста трещины определяется критическими значениями коэффициента интенсивности напряжений {{}}K, которые для элементов конструкций в зависимости от их размеров, свойств материалов и условий нагружения находятся опытным путём.

При устойчивом росте трещин в случае действия переменных нагрузок скорость роста усталостных трещин оказывается достаточно хорошо коррелированной с амплитудой {{}}K. Параметры зависимости скорости роста трещин от {{}}K являются характеристикой материала.

Для исследования трещиностойкости материала при значительных зонах пластической деформации состояние нестабильного роста трещин определяется на основании оценки размера раскрытия трещины в её вершине с использованием значений интегралов J, пропорциональных плотности высвобождаемой энергии пластической деформации при разрушении конструкции.

Результаты исследований, основанные на методах, предлагаемых М. р., используются на этапах проектирования и эксплуатации летательных аппаратов при решении задач, связанных с обеспечением остаточной прочности авиационных конструкций с учётом длительности роста усталостных трещин (см. также Эксплуатационная живучесть).



С. И. Галкин.

механика сплошных сред — изучает движение и равновесие газов, жидкостей и деформируемых твёрдых тел. Моделью реальных тел в М. с. с. является сплошная среда (СС); в такой среде все характеристики вещества являются непрерывными функциями пространственных координат и времени. При деформации СС её частицы (их размеры значительно больше размеров атомов и молекул, но значительно меньше характерных размеров исследуемой теоретически или экспериментально системы) механически взаимодействуют между собой и с окружающими среду границами. Наряду с механическими взаимодействиями в некоторых случаях существенны взаимодействия немеханической природы — тепловое, химическое и др., а также взаимодействие среды с заполняющим пространство полем — электромагнитным, гравитационным, которое тоже может рассматриваться как особого рода СС.

Для описания поведения деформируемой СС вводят, помимо плотности, ряд параметров, характеризующих состояние её частиц; кинематические параметры — вектор перемещения и вектор скорости частицы, тензор её деформации и тензор скоростей деформации и др.; динамические параметры — тензор напряжений, тензор скоростей изменения напряжения и др.; термодинамические параметры — внутреннюю энергию, энтропию, температуру и др.; параметры физико-химического состояния — удельные электрические заряд, намагниченность и поляризации, концентрации отдельных химических компонентов и т. д.

Проблема построения конкретных моделей СС состоит в установлении системы определяющих среду величин и системы соотношений между ними, а также различных дополнительных условий, которые позволяют сформулировать математические задачи о нахождении законов движения частиц и законов изменения всех интересующих в конкретных условиях механических, физико-химических и других характеристик среды при её движениях и деформациях.

При теоретическом изучении движений конечных объёмов среды система определяющих соотношений представляет собой конечную систему дифференциальных или интегральных, интегро-дифференциальных функциональных уравнений, в которых искомыми функциями являются введённые параметры частиц среды, а независимыми переменными — координаты точек пространства, где происходит движение среды, и время (так называемая точка зрения Эйлера на движение среды) или координаты (числа), индивидуализирующие отдельные частицы (например, координаты частиц среды в начальный момент времени), и время (так называемая точка зрения Лагранжа на движение среды).

При построении частных моделей СС используются общие физические законы и определённые дополнительные гипотезы феноменологического характера, опирающиеся на теоретические предпосылки к на данные опытов. Прежде всего используются основные законы механики — законы сохранения массы и импульсов (см. Сохранения законы, Импульсов теорема, Неразрывности уравнение). В случаях, когда система определяющих параметров содержит внутренний момент количества движения частиц, необходимо независимо от уравнения импульсов использовать дополнительно уравнение моментов импульса. В большом числе важных случаев одних только уравнений механики для описания движений СС недостаточно — необходимо добавить к ним закон сохранения энергии (см. Энергии уравнение), уравнения электродинамики, уравнения физико-химической кинетики.

Для нахождения решений уравнений М. с. с. должны быть сформулированы граничные или краевые условия. Оказывается также, что в рамках некоторых моделей М. с. с. не удаётся получить решение математических задач в классе непрерывных функций, а необходимо искать его в классе обобщённых функций с разрывами непрерывности на некоторых поветях. На поверхности разрыва с двух её сторон параметры среды должны быть связаны определенными условиями (см. Контактная поверхность, Разрывы гидродинамические, Тангенциальные разрывы). Эти условия, как и краевые условия, также получаются на основе использования законов сохранения массы, импульса, энергии и — в соответствующих случаях — законов электродинамики, физической химии и т. д.

Первые математические модели М. с. с. возникли ещё в XVIII в. Это — модель идеальной жидкости в гидродинамике и модель идеально упругого тела в механике твёрдых деформируемых тел. Позднее, в начале XIX в., в гидродинамике появилась модель несжимаемой вязкой жидкости — ньютоновская жидкость (см. Ньютона теория обтекания). Методы решения задач механики с использованием этих классических моделей М. с. с. достигли высокой степени совершенства и позволяют получать значительные результаты при изучении явлений природы и в технических приложениях. Так, теория упругости (механика идеально упругого тела) является и сейчас основой расчёта многих машин и сооружений. Механика идеальной и ньютоновской жидкостей служит основой многих расчётных методов в проблемах аэродинамики к авиастроения, судостроения, гидроэнергетики и др.

Однако поведение многих материалов в реальных условиях не описывается закономерностями, лежащими в основе классических моделей М. с. с. (см., например, статью Реального газа эффекты). В связи с этим классические модели механики идеальной и ньютоновской жидкостей потребовали развития на случаи, когда существенными являются сжимаемость среды, явления теплопроводности и диффузии, выделение теплоты вследствие химических реакций, перенос излучения и др. (см., например, Кинетика физико-химическая, Переноса явления), что привело к появлению новых моделей. Развитие этих моделей механики идеальной и вязкой жидкости стимулировалось задачами авиационной, ракетной и космической техники, энергетики, химической технологии, двигателестроения, лазерной техники и др. и привело к выделению самостоятельных областей механики жидкости и газа, таких, как газовая динамика, теория тепломассообмена в движущихся средах, теория горения газов, радиационная газодинамика и др.

Проблемы астрофизики, термоядерного синтеза, создания магнитогидродинамических генераторов, технологических процессов с использованием жидких металлов и другое стимулировали развитие моделей механики жидкости и газа, учитывающих электромагнитные и гравитационные взаимодействия среды и поля, и привели к обособлению таких областей механики жидкости и газа, как теория низкотемпературной и высокотемпературной плазмы, магнитогидродинамика, электрогидродинамика (см., например, Электромагнитные явления), механика магнитных жидкостей и др. В механике деформируемого твёрдого тела разработаны и широко используются модели пластического тела, учитывающие возникновение остаточных (не исчезающих после снятия нагрузки) деформаций в теле, подверженном достаточно большим нагрузкам, и модели, учитывающие ползучесть тел, то есть нарастание деформаций со временем при неизменных внешних нагрузках. Продолжающееся развитие этих моделей вызывается потребностями машиностроения (в том числе авиастроения) и строительства в связи с увеличением напряжённости конструкций и, следовательно, ростом требовании к их прочности как при обычных, так и при повышенных температурах (см. Тепловая прочность). Так возникли области механики твёрдого деформируемого тела: теория пластичности, теория ползучести, теория вязкоупругости и вязкопластичности, теория деформирования композиционных материалов и др. Одна из серьёзных проблем механики твёрдого деформируемого тела — создание моделей СС и схем явлений, позволяющих предсказывать разрушение конструкций. Эта задача всё ещё не имеет удовлетворительного решения. На пути её разрешения развиваются теории хрупкого разрушения (см. Механика разрушения), усталости, старения материалов и др.

В классических моделях М. с. с., а также и во многих современных моделях рассматриваются однородные среды. Однако многие среды являются макроскопически неоднородными (гетерогенными) и в некоторых из них необходимо учитывать относительное движение элементов среды. В таких случаях в М. с. с. вводятся модели взаимопроникающих сплошных сред. В этих моделях один и тот же объём пространства считается заполненным двумя или более СС, каждая из которых имеет свою плотность и свои значения определяющих параметров. Между заполняющими пространство средами существуют различные виды взаимодействия — механическое, тепловое и др. Примерами гетерогенных сред могут служить всевозможные смеси твёрдых, жидких и газообразных частиц; суспензии твёрдых частиц в жидкостях, эмульсии, водонасыщенные грунты, смеси порошкообразных материалов различной структуры (например, Порошковые материалы), композиционные материалы и т. п.

Одна из основных проблем М. с. с. состоит в адекватном приведении механических задач к задачам математическим. Так как во многих даже относительно простых случаях математические задачи М. с. с. оказываются неразрешимыми имеющимися математическими средствами, то к М. с. с. относят и исследования, связанные с разработкой математических методов решения задач М. с. с. Эти исследования, с одной стороны, состоят в возможном видоизменении и упрощении самих систем определяющих уравнений к постановок задач для них, а с другой — в разработке новых математических методов и алгоритмов решения сформулированных задач.

Задачи М. с. с. во многих случаях связаны с большим объёмом вычислений. Поэтому в М. с. с. всегда использовались наиболее совершенные вычислительные методы и вычислительная техника. Наряду с теорией атомных реакторов М. с. с. была первым крупным пользователем ЭВМ и продолжает оказывать сильное влияние на развитие современных вычислительных методов и вычислительной техники.

Одним из наиболее эффективных общих методов построения новых моделей СС, неоднократно использовавшимся и ранее, является вариационный метод. При помощи этого метода удаётся объединить на общей основе различные феноменологические и статистические подходы к построению механических и термодинамических моделей сплошных сред.

Лит.: Жермен П., Механика сплошных сред, пер. с франц., М., 1965; Трусделл К., Первоначальный курс рациональной механик» сплошных сред, пер. с англ., М., 1975; Ильюшин А. А., Механика сплошной среды, 2 изд., М., 1978; Седов Л. И., Механика сплошной среды, 4 изд., т. 1-2, М., 1983-84.

Г. Г. Чёрный.

Мецхваришвили Николай Георгиевич (1911—1965) — советский конструктор авиационных двигателей, доктор технических наук (1965). Окончил МАИ (1936). Работал в Центральном институте авиационного моторостроения и в КБ на авиамоторных заводах. С 1956 главный конструктор. В ОКБ-45 руководил внедрением в серийное производство первых советских турбореактивных двигателей РД-45 и ВК-1 В. Я. Климова, разработкой первого советского двигателя с форсажной камерой и регулируемым соплом (ВК-1Ф). В ОКБ-500 под руководством М. разработаны и внедрены в серийное производство модификации турбореактивного двигателя Р11-300 С. К. Туманского. Двигатели М. устанавливались на самолётах А. И. Микояна, С. В. Ильюшина, А. С. Яковлева, П. О. Сухого. Ленинская премия (1962), Государственная премия СССР (1952). Награждён 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденом Красной Звезды, медалями.

Ми — марка вертолётов, созданных в ОКБ, возглавлявшемся М. Л. Милем (см. Московский вертолётный завод имени М. Л. Миля). При жизни Миля марка (рис. 1) присваивалась вертолёту при запуске его в серию. Основное направление деятельности предприятия — создание вертолётов одновинтовой схемы (от лёгких до сверхтяжёлых) и разработка на основе базовых вертолётов модификаций различного назначения, Исключение — вертолёт В-12, спроектированный по двухвинтовой поперечной схеме. Вертолёты Ми могут быть отнесены к четырём поколениям: с порневыми двигателями (Ми-1, Ми-4), с газотурбинными двигателями со свободной турбиной (Ми-6, Ми-10, Ми-10, Ми-2, Ми-8), с газотурбинными двигателями со свободной турбиной и улучшенными лётно-техническими и экономическими характеристиками (Ми-8МТ, Ми-14, Ми-17, Ми-24) и, наконец, с широким применением в конструкции несущих винтов композиционных материалов (Ми-26, Ми-28, Ми-34). Основные данные вертолётов марки Ми приведены в таблице.

Развитие ОКБ началось с создания трёхместного вертолёта Ми-1 (1948), положившего начало крупносерийному производству вертолётов в СССР и их широкому практическому использованию. В конструкции Ми-1 (рис. 2 и рис. в таблице XXIV) отражён опыт создания экспериментальных вертолётов и автожиров Центральным аэрогидродинамическим институтом в предшествующие годы. Первоначально в Центральном аэрогидродинамическом институте под руководством Миля была спроектирована натурная геликоптерная установка (НГУ) для аэродинамических исследований полноразмерного несущего винта (НВ). Лопасти НВ НГУ имели традиционную для автожиров смешанную конструкцию: лонжерон — стальная стыкованная труба, деревянные нервюры и обшивка из фанеры и полотна. Фюзеляж выполнен а виде ферменной конструкции с лёгкой дуралюминовой обшивкой. В дальнейшем НГУ легла в основу Ми-1; были использованы элементы ее конструкции (НВ, фюзеляж), что существенно ускорило создание вертолёта. Ми-1 имеет трёхлопастные НВ и рулевой винт, общую для лётчика и двух пассажиров кабину, трёхколёсное шасси с носовым колесом, семицилиндровый (принудительно охлаждаемый) поршневыой двигатель АИ-26В. В основе конструкции втулки НВ — схема с разнесёнными горизонтальными и вертикальными шарнирами. В ходе работы над вертолётом была решена проблема обеспечения усталостной прочности элементов конструкции, работающих в условиях больших знакопеременных нагрузок. При создании Ми-1 применён ряд оригинальных решений: спроектирована система Управления НВ с инерционными демпферами. Разработана противообледенительная система (ПОС) лопастей несущего и рулевого винтов, что расширило диапазон применения вертолета. В процессе доводки и серийного выпуска вертолёта его конструкция совершенствовалась: системы управления общим шагом НВ и двигателем объединены в единую систему «шаг — газ»; состыкованный из отдельных труб лонжерон лопастей смешанной конструкции заменён цельным лонжероном холоднокатаной стальной трубы переменного сечения. Впоследствии была создана новая цельнометаллическая лопасть с прессованным дуралюминовым лонжероном, а в системы управления НВ включены необратимые гидроусилители. Ми-1 выпускался массовой серией (1950—1966). Было построено несколько тысяч вертолётов различных модификаций: учебно-тренировочные, санитарные, четырёхместные для народного хозяйства (Ми-1НХ), в варианте с поплавковым шасси для китобойной флотилии «Слава», сельскохозяйственные, несколько модификаций специального назначения. Вертолёт Ми-1 широко применялся в народном хозяйстве страны, а также использовался в качестве учебного вертолёта в аэроклубах. На вертолётах Ми-1 установлено 27 мировых рекордов. Большое число вертолётов было продано в 12 стран мира. В 1957—1966 вертолёты по лицензии строились в Польше.



Ми-4 (рис. 3 и рис. в таблице XXV) — транспорный вертолёт с поршневым двигателем АШ-82В. При разработке вертолёта применена компоновка с размещением поршневого двигателя наклонно в носовой части, а экипажа над ним. Это позволило расположить просторную грузовую кабину в центре тяжести вертолёта. Наличие створок и трапа в задней части грузовой кабины позднее стало общепринятым в мировой практике. Грузовая кабина вмещает 16 пассажиров или автомобиль ГАЗ-67Б. Ми-4 существенно отличался от Ми-1 не только по своим весовым параметрам, но и по конструкции: использован полумонококовый фюзеляж, а в систему управления включены гидроусилители во всех четырёх каналах управления. Для вертолёта разработан редуктор НВ, рассчитанный на выходной крутящий момент 60 кНм. Вертолёт снабжён жидкостной ПОС, оборудованием для полётов ночью и в сложных метеоусловиях. В процессе создания и доводки Ми-4 решены многие научно-технические проблемы: устранён флаттер лопастей НВ, обеспечена динамическая прочность несущего и рулевого винтов, значительно увеличен ресурс ряда агрегатов и в первую очередь лопастей НВ. Лопасти смешанной конструкции, применявшиеся на первом этапе эксплуатации, имели ресурс 150 ч. Введение индукционной закалки лонжерона, упрочнение его наружной и полировка внутренних поверхностей, приклейка каркаса вместо его пайки и ряд других конструктивно-технологических мероприятии позволили довести ресурс лопасти до 1000 ч. Позднее была создана металлическая лопасть на основе прессованного лонжерона из алюминиевого сплава и приклеиваемого каркаса с сотовым заполнителем. Ресурс такой конструкции доведён до 2500 ч. Вертолёт Ми-4 спроектирован, построен и испытан практически за один год. При этом его серийное производство началось одновременно с постройкой опытного образца и продолжалось 14 лет (1952—1966), По своим лётно-техническим данным и грузоподъёмности он существенно превосходил зарубежные вертолёты того же класса. Разработаны различные модификации вертолёта: транспортный, санитарный, морской, полярный, сельскохозяйственный и др. Ми-4 качественно изменяли работу геологов в труднодоступных районах Крайнего Севера и Дальнего Востока. Оборудованный внешней подвеской вертолёт использовался в качестве летающего крана. На Ми-4 установлено 8 мировых рекордов. На Всемирной выставке в Брюсселе (1958) вертолёт удостоен диплома и золотой медали. В 1956—1966 свыше 700 вертолётов Ми-4 было продано в 34 страны мира.

В июне 1954 ОКБ приступило к разработке тяжёлого транспортного вертолёта Ми-6 с двумя газотурбинными двигателями Д-25В (рис. 4 и рис. в таблице XXVI). Взлётная масса свыше 40 т. Наиболее тяжёлые зарубежные вертолёты того времени имели максимальную взлётную массу около 14 т. Переход от Ми-4 к Ми-6 был качественным скачком, который привёл к пересмотру применявшихся в ОКБ технических решений. С Ми-6 началось развитие в СССР вертолётов с газотурбинными двигателями. Для обеспечения высоких скоростей полёта была разработана комбинированная несущая система (НВ — крыло). Ми-6 — первый в мире вертолёт, превысивший в 1961 скорость 300 км/ч, которая в то время считалась предельной для аппаратов подобного типа. Рекорд (320 км/ч) был отмечен вручением ОКБ международного приза имени И. И. Сикорского как «признание выдающегося достижения в области вертолетостроительного искусства». Компоновочная схема Ми-6, повторенная во многих отечественных и зарубежных образцах, была признана классической. Сложнейшими проблемами его проектирования были создание НВ и главного редуктора. Разработка НВ (диаметром 35 м), способного поднять в воздух вертолёт с максимальной взлётной массой до 44 т (в рекордных полётах до 48 т), явилась выдающимся достижением науки и техники. Для НВ была разработана принципиально новая цельнометаллическая лопасть, состоящая из стального лонжерона и секционного каркаса. Секции крепятся к лонжерону практически в одном сечении и поэтому не нагружаются при общем изгибе лопастей. Это освобождает каркас от значительных переменных нагрузок. Первоначально лонжерон собирался из трёх стальных труб. В дальнейшем, благодаря успехам отечественного трубопрокатного производства, была изготовлена цельнотянутая труба переменного сечения с переменной толщинок стенок, позволившая заменить трудоёмкий и более тяжёлый сборный лонжерон. Технология изготовления трубы-лонжерона постоянно совершенствовалась с целью увеличения динамической прочности и ресурса; улучшались также конструкция каркаса и его крепление к лонжерону. В результате ресурс лопасти доведён до 1000 ч. Лопасти снабжены электротепловой ПОС. Были решены важные проблемы и при создании главного редуктора. На основе компоновки, выполненной в ОКБ Миля, конструкторский коллектив, руководимый П. А. Соловьёвым, разработал дифференциально-планетарный редуктор, обеспечивающий передачу мощности 8100 кВт от двух двигателей с крутящим моментом на выходе 570 кНм. На втулке НВ впервые в практике ОКБ применены гидравлические демпферы вертикальных шарниров, в шасси — двухкамерные стойки с системой перетекания, что позволило кардинально устранить «земной резонанс». Установка автопилота, дополнительного навигационного оборудования и включение в состав экипажа штурмана позволили использовать Ми-6 в любое время суток и практически в любую погоду. Наличие электротепловой ПОС на лопастях НВ и на входах в двигатели, жидкостной ПОС рулевого винта давали возможность совершать полёты на вертолёте в условиях обледенения при температурах до ~15°С. Основной вариант вертолёта — транспортный. Предназначен для перевозки крупногабаритных грузов внутри кабины или на внешней подвеске. На специальных откидных сидениях можно перевозить 65 человек. Широкое применение Ми-6 нашёл при освоении природных богатств Западной Сибири, где использовался при перевозке тяжёлых грузов и в качестве летающего крана при монтаже различных сооружений. Ми-6 строился серийно до 1980. В 1964—1978 поставлялся за рубеж. На вертолёте Ми-6 установлено 16 мировых рекордов.

В 1960 на базе Ми-6 разработан вертолёт Ми-10 (рис. 5 и рис. в таблbwt XXVII). В его конструкции использованы несущий и рулевой винты с системами их управления, силовая установка, трансмиссия и другие агрегаты вертолёта Ми-6. В основу положен принцип перевозки крупногабаритных грузов вне фюзеляжа с использованием на взлёте эффекта влияния земли, что существенно увеличило грузоподъёмность вертолёта. Для этого разработана оригинальная конструкция четырёхколёсного шасси с колеёй свыше 6 м и высотой до фюзеляжа 3,75 м (при полностью нагруженном вертолёте). Высокое шасси позволило вертолёту «наруливать» на грузы высотой до 3,5 м (эта операция контролировалась с помощью телеустановкн, экран которой расположен в кабине пилотов). Для крепления груза на стойках шасси установлены специальные гидравлические захваты, управляемые из кабины пилотов или с переносного пульта. При наличии большого числа мелких грузов предусмотрена специальная платформа, закрепляемая на тех же гидрозахватах. По бокам грузовой кабины установлено 23 откидных сидения для перевозки пассажиров. Ми-10 способен транспортировать крупногабаритные грузы длиной 20 м, высотой до 3,5 м, шириной 5 м, массой 12 т. Вертолёт строился малой серией. На Ми-10 установлено 8 мировых рекордов.

В 1965 на базе Ми-10 создана его модификация — вертолёт-кран Ми-10К (рис. в таблице XXVIII); он имеет укороченное шасси и обращённую назад вторую кабину лётчика (подвесную, расположенную под передней частью фюзеляжа) с органами управления. При проведении монтажных и погрузочно-разгрузочных работ один из пилотов переходит в подвесную кабину, садится лицом к грузу и берёт управление «на себя». Ми-10К нашёл применение при монтаже буровых установок и другого оборудования в газонефтепромысловых районах Тюменской области. С его помощью выполнены уникальные монтажные работы при строительстве и реконструкции промышленных предприятий.

Создание вертолётов Ми-2 (рис. 6 и рис. в таблице XXVII) и Ми-8 (рис.7 и рис. в таблице XXVII) с газотурбинным двигателем со свободной турбиной — качественно новый этап в развитии вертолётов лёгкого и среднего классов. Они пришли на смену вертолётам Ми-1 и Ми-4. Ми-2 — лёгкий вертолёт с двумя ГТД-350. Ми-2 существенно превосходил Ми-1 по скорости и грузоподъёмности (при тех же размерах) и имел значительные преимущества перед зарубежными вертолётами того же класса, которые в то время строились только однодвигательными. Двухдвигательная схема для лёгких вертолётов, впервые применённая на Ми-2, получила всеобщее признание. Ми-2 разработан специально для народного хозяйства. Строился в нескольких вариантах: транспортный (оборудован внешней подвеской, а также стрелой и электролебёдкой), пассажирский (рассчитан на перевозку 8 пассажиров), сельскохозяйственный (оборудован аппаратурой для опрыскивания или опыливания химикатами полей, садов, виноградников и лесов), учебно-тренировочный (оборудован двойным управлением). Строился по лицензии в Польше. На вертолёте Ми-2 установлено 2 мировых рекорда.

Ми-8 — вертолёт среднего класса с двумя газотурбинными двигателями ТВ 2-117. Имея несущий винт того же диаметра, что и Ми-4, Мн-8 значительно превосходит его по грузоподъёмности, скорости и производительности. Для Ми-8 был спроектирован пятилопастный НВ, разработанный на базе цельнометаллическое модифицированной лопасти вертолёта Ми-4, что позволило существенно снизить трудоёмкость изготовления и увеличить её ресурс. В конструкции вертолёта применён жёсткий рулевой винт на карданном подвесе с металлопластикавыми лопастями, в фюзеляже использованы крупногабаритные дуралюминовые штамповки и клеесварные соединения, созданы оригинальная система рычажной внешней подвески, принципиально новая конструкция капотов и т. д. Комплект пилотажно-навигационного оборудования, автопилот и ПОС позволяют использовать вертолёт в любых метеоусловиях. Силовая установка вертолёта оборудована автоматической системой регулирования, обеспечивающей поддержание частоты вращения НВ в заданных пределах и синхронизацию работы двигателей. Основной вариант вертолёта — транспортный (Ми-8Т). Позволяет перевозить грузы в кабине и на внешней подвеске. Пол грузовой кабины усилен, оборудован швартованными узлами. Для удобства загрузки имеется электролебёдка. Подъём небольших грузов и людей во время спасательных операций осуществляется этой же лебёдкой и бортстрелой. В кабине Ми-8Т, оборудованной системой отопления и вентиляции, можно перевозить 24 человек на специальных сидениях или 12 больных на носилках в сопровождении медработника. Ми-8П (пассажирский) рассчитан на перевозку 28 человек. На вертолёте Ми-8 установлено 7 мировых рекордов. Ми-8 — вертолёт массового производства, экспортируется во многие страны мира (к 1992 выпущено около 8000).

На базе вертолётов Ми-8Т и Ми-8П создано несколько десятков модификаций различного назначения. В 1975 разработан вертолёт Ми-8МТ с двигателями ТВ3-117. Новая силовая установка улучшила его лётно-технические характеристики.

В дальнейшем на Мв-8МТ были установлены двигатели ТВ3-117ВМ, позволившие существенно повысить высоту полёта и сохранить необходимую грузоподъёмность при повышенных плюсовых температурах наружного воздуха.

Ми-17 (рис. 8) — многоцелевой транспортный вертолёт, экспортный вариант Ми-8МТ.

Ми-14 — противолодочный вертолёт берегового базирования с амфибийными свойствами. Создан в 1967. На нём установлены два газотурбинных двигателя ТВ3-117М. Суммарная мощность силовой установки ограничена главным редуктором до 2800 кВт. Агрегаты динамической системы аналогичны вертолёту Ми-8. Нижняя часть фюзеляжа выполнена в виде лодки. Для повышения поперечной остойчивости лодка снабжена боковыми поплавками («жабрами») и надувными баллонетами. Впервые в отечественной практике вертолётостроения установлено убирающееся шасси. Специальное оборудование вертолёта включает радиолокационную станцию, опускаемую гидроакустическую станцию, поисково-прицельную систему, аппаратуру передачи данных и буксируемый поисковый магнитометр. Для поражения подводных лодок вертолёт может нести бомбо-торпедное вооружение. На базе Ми-14 разработан ряд модификаций, в том числе в вариантах буксировщика минных тралов и поисково-спасательном. Поисково-спасательный вертолёт может производить посадку на воду. При волнении моря свыше 3 баллов спасательные работы проводятся на режиме висения с помощью грузоподъёмного устройства, обеспечивающего одновременный подъём двух человек.

В 1963 ОКБ приступило к разработке тяжёлого транспортного вертолёта В-12 (Ми-12) с четырьмя газотурбинными двигателями Д-25ВФ (рис. 9 и рис. в таблице XXVIII), рассчитанного на транспортировку крупногабаритных грузов массой до 25 т. Двигатели работают попарно на два главных редуктора, приводящих во вращение два пятилопастных НВ диаметром 35 м. Разработка вертолёта по поперечной схеме и его большие размеры поставили перед ОКБ ряд специфических задач: выбор направления вращения НВ, предотвращение возможности возникновения резонансных колебаний различных форм, в том числе «земного резонанса» в воздухе. Значительные трудности встретились при проектировании системы управления. К ним относятся влияние деформаций конструкции вертолёта на перемещение органов управления, наличие перекрёстных связей между каналами управления, большое трение и люфты, характерные для проводки управления большой протяжённости, и т. п. Разработка достаточно жёсткого на изгиб и кручение крепления редукторов к фюзеляжу представляла трудную техническую задачу. Решение ее осложнялось требованием сведения к минимуму потерь от обдува конструкции индуктивным потоком от НВ, особенно на режимах взлёта и висения. В результате конструкция была реализована в виде пространственных ферм, часть стержней которых представляют собой крылья обратного сужения. Таким образом, в зоне максимальных индуктивных скоростей (по концам лопастей) хорда крыла была наименьшей. На В-12 с большой степенью унификации применены агрегаты несущей системы от Ми-6, что сократило время на его разработку. Вертолёт успешно прошёл испытания, но в серии не строился. На В-12 установлено 7 мировых рекордов. Среди них рекорд грузоподъёмности для винтокрылых (груз свыше 40 т был полнят на высоту 2250 м). Это достижение отмечено присуждением ОКБ (во второй раз) международного приза имени Сикорского.



Ми-24 (рис. 10 и 14) — армейский транспортно-боевой вертолёт с двумя газотурбинными двигателями ТВ3-117. Основное назначение вертолёта — непосредственная поддержка сухопутных войск, борьба с танками и вертолётами противника, а также высадка тактического десанта в зоне прорыва и при захвате плацдармов. Может также использоваться для сопровождения десантно-транспортных вертолётов и прикрытия их при высадке десанта. Для решения этих задач вертолет скомпонован так, чтобы обеспечить наилучший обзор лётчику и штурману-оператору, в носовой части сконцентрировано современное прицельное оборудование. Вертолёт оснащен мощным ракетно-пушечным вооружением, размещённым в носовой части (подвижная установка с крупнокалиберным пулеметом или пушкой) и на 6 точках подвески под крыльями. Высокая боевая живучесть вертолёта обеспечивается бронированием кабины и жизненно важных агрегатов, а также дублированием систем и применением средств, уменьшающих вероятность взрыва и пожара при боевых повреждениях. Ми-24 имеет высокие скоростные и маневренные характеристики. На его модификации (А-10) установлено 7 мировых рекордов, в том числе скорости 368,4 км/ч (1978).

Ми-26 (рис. 11 и рис. в таблице XXIX) — тяжелый транспортный вертолёт с двумя газотурбинными двигателями Д-186, может использоваться для перевозки крупногабаритных грузов массой до 20 т, при строительстве мостов, монтаже оборудования промышленных предприятий и т. д. Создание вертолёта с большой транспортной эффективностью поставило перед коллективом ОКБ ряд новых технических проблем, в частности обеспечение весового и аэродинамического совершенства вертолёта. Очень важно было снизить массу лопастей, так как это определяло массу втулки и во многом влияло на массу всей конструкции вертолёта. Большое значение имел выбор параметров НВ. Исследования показали, что оптимальным является восьмилопастный НВ диаметром 32 м. В конструкции лопасти НВ применён ряд технических новшеств: лонжерон с проушинами крепления к втулке, выполненными за одно целое с трубой; каркас и обшивка из композиционных материалов (использованы высокопрочные стеклопластики, сотовые заполнители из полимерной бумаги, новые высокопрочные клеи, пенопласт и т. д.). Это позволило создать лопасти, обладающие высокими аэродинамическими и прочностными характеристиками при малой их массе. Для предварительных испытаний лопастей была построена летающая лаборатория на базе вертолёта Ми-6. Проведённые совместно с Центральным аэрогидродинамическим институтом исследования по оптимизации аэродинамической компоновки лопастей позволили увеличить кпд НВ. В конструкции втулки НВ широко применён титановый сплав. Это позволило создать НВ с массой на 2 т меньшей и тягой на 30% большей по сравнению с НВ вертолёта Ми-6. Применение титанового сплава привело к проблеме обеспечения усталостной прочности конструкции, в частности защиты её элементов от фреттинг-коррозии. Для этой цели широко использовались так называемые «жертвенные детали» (втулки, пластины), приклеиваемые к основным силовым элементам в местах их сочленений. Большим техническим достижением явилось создание главного редуктора ВР-26. В его основу была положена разработанная в ОКБ новая многопоточная непланетарная схема, обладающая большими возможностями для снижения массы редуктора. В результате ВР-26 по массе больше Р-7 (главный редуктор Ми-6) на 8,5%, но превосходит последний по передаваемой мощности почти в 2 раза, а по выходному крутящему моменту более чем в 1,5 раза. Для рулевого винта разработана лопасть со стеклопластиковым лонжероном, изготовленным методом спиральной машинной намотки. При этом выбрано такое направление вращения винта, при котором повышалась его эффективность и обеспечивалась защита машины от попадания в т. н. вертолётный штопор. Массы фюзеляжей вертолётов Ми-26 и Ми-6 одинаковы, но объём грузовой кабины Ми-26 и перевозимый им груз примерно в 2 раза больше. Ми-26 отличает высокая эксплуатационная технологичность. Разработана система изменения клиренса — при необходимости можно на двухкамерных амортизационных стойках приподнять заднюю часть вертолёта. Агрегаты внешней подвески расположены в конструкции пола, и при перевозке грузов внутри кабины не нужно демонтировать внешнюю подвеску. Для механизации погрузочно-разгрузочных работ грузовая кабина оборудована двумя электролебёдками и устройством, обеспечивающим загрузку и транспортировку вдоль кабины грузов массой до 5 т. Экипаж наблюдает за погрузкой с помощью телеаппаратуры. Ми-26 надежен и прост в эксплуатации. Обеспечены максимальное удобство технического обслуживания без применения специальных аэродромных средств, доступ экипажа ко всем агрегатам, в том числе к рулевому винту с проходом внутри килевой балки. Силовая установка оснащена пылезащитными устройствами для защиты газовоздушных трактов двигателей от эрозионного износа при работе с неподготовленных площадок. На Ми-26 установлен комплекс пилотажно-навигационного оборудования и система автоматического управления. Лопасти несущего и рулевого винтов обеспечены электротепловой ПОС. На Ми-26 установлено 14 мировых рекордов.

Ми-28 (рис. 12 и 15) — боевой вертолёт. Совершил первый полёт в 1982. Оснащён прицельными системами с высокими разрешающими способностями и уровнем автоматизации, современным электронным оборудованием. Вооружён управляемыми ракетами и неуправляемыми авиационными ракетами, подвижной пушкой (калибр 30 мм) с большой начальной скоростью снаряда. Отличается высокой манёвренностью. В компоновке машины предусмотрены защита более важных элементов конструкции менее важными, невозможность вывода из строя обоих двигателей одним выстрелом, защита топливной системы, предотвращающая взрыв, пожар, вытекание топлива при повреждениях системы. Жизненно важные узлы конструкции дублированы и разнесены. Одна из отличительных черт конструкции — мощная броня и бронестёкла кабины. Энергопоглощающие кресла и специальная конструкция шасси с дополнительным аварийным ходом повышают безопасность экипажа при аварийных посадках с большими скоростями. В конструкции вертолёта широко применены композиционные материалы и эластомеры.

Ми-34 (рис. 13 и 16) — лёгкий учебно-спортивный вертолёт с поршневым двигателем М-14В26В. Имеет взлётную массу в 2 раза меньшую, чем Ми-1, и в 3 раза меньшую, чем Ми-2, использовавшиеся для тех же целей. Это достигнуто благодаря применению новых материалов в конструкции главного редуктора, втулки НВ, планёра, использованию полозкового шасси и т. д. Ми-34 рассчитан на трёхкратные перегрузки, что позволяет выполнять на нём сложные фигуры пилотажа, в том числе такие, как «бочка» и петля Нестерова. Реализация указанных перегрузок стала возможной в результате современных конструктивных решений: выбрано большое заполнение несущего винта, для лопастей винтов применены композиционные материалы. В передней части кабины экипажа размещаются рядом инструктор и курсант или 2 лётчика, в задней части кабины могут разместиться 2 пассажира или груз, что позволяет применять вертолёт и в народном хозяйстве.

Лит.: Изаксон А. М., Советское вертолетостроение, 2 изд., М., 1981; Данилов В. А., Вертолет Ми-8. М., 1988.

М. И. Тищенко, А. С. Бабушкина.

Таблица — Вертолёты Московского вертолётного завода имени М. Л. Миля.



Основные данные

Ми-1

Ми-4

Ми-6

Ми-10

Ми-10К

Ми-2

Первый полёт, год

1948

1952

1957

1960

1965

1961

Начало серийного производства, год

1950

1952

1959

1963

1965

1965

Число, тип и марка двигателя

1 ПД АИ-26В

1 ПД АШ-82В

2 ГТД Д-26В

2 ГТД Д-25В

2 ГТД Д-25В

2 ГТД ГТД-350

Мощность двигателя, кВт

423

1250

4050

4050

4050

294

Параметры несущего винта:



















диаметр, м

14,5

21

35

35

35

14,5

число лопастей

3

4

5

5

5

3

Диаметр рулевого винта, м

2,5

3,6

6,3

6,3

6,3

2,7

Масса пустого вертолёта, т

1,8

4,97

28,15

27,25

25,46

2,41

Взлётная масса, т:



















нормальная

2,45

7,5

40,5

43,7

-

3,55

максимальная

2,55

7,8

44

43,7

-

3,7

максимальная с грузом на внешней подвеске

-

-

37,5

38

38

-

Максимальный перевозимый груз, т:



















внутри кабины

0,5

1,67

12

3

3

0,7

на внешней подвеске

-

1,3

8

8**

11

0,8

Статический потолок без учёта влияния земли при нормальной взлётной массе, м

850

-

-

-

1000

1000

Статический потолок с учётом влияния земли при нормальной взлётной массе, м

1900

1250

1500

-

3000

1700

Динамический потолок, м

4000

5500

4500

3000

4750

4000

Практическая дальность полёта на высоте 500 м при нормальной взлётной массе и с 5%-ным остатком топлива после посадки, км

360

455

600

250

-

270

Скорость полета, км/ч:



















максимальная крейсерская

190

214

300

235

220

210




140

166

250

220

200

190

Габаритные размеры грузовой кабины, м:



















длина

-

4,5

11,7

15,945

-

2,8

высота

-

1,7

2,7

1,66

-

1,55

ширина

-

1,6

2,66

2,75

-

1,55

Экипаж, чел.

1

2

5

3

3—4

1

Продолженне табл

Основные данные

Ми-8

Ми-12

Ми-24

Ми-8МТ (Ми-17)

Ми-26

Ми-28

Ми-34

Первый полёт, год

1962

1967

1969

1975

1978

1982

1986

Начало серийного производства, год

1965

-

1970

1982

1981

-

1989

Число, тип и марка двигателей

2 ГТД ТВ 2-117

4 ГТД Д-25ВФ

2 ГТД ТВ 3-117

2 ГТД ТВ 3-117М

2 ГТД Д-136

2 ГТД ТВ 3-117

1 ПД М-14В26В

Мощность двигателя, кВт

1100

4780

1640

1400*

7350*

1640

239

Параметры несущего винта:






















диаметр, м

21,288

35

-

21,294

32

-

10

число лопастей

5

5Х2

5

5

8

5

4

Диаметр рулевого винта, м

3,9

-

-

3,9

7,6

-

1,46

Масса пустого вертолёта,

7,07

68,9

-

7,05

28,15

-

0,925

Взлетная масса, т






















нормальная

11,1

96

11,2

11,1

49,6

10,4

1,26

максимальная

12

102

11,5

13

56

11,2

1,35

максимальная с грузом на внешней подвеске

11

-

-

13

64

-

-

Максимальный перевозимый груз, т:






















внутри кабины

4

25

-

4

20

-

0,24

на внешней подвеске

3

16

2,7

3

20

3,64***

-

Статический потолок без учёта влияния земли при нормальной взлётной массе, м

760

-

2000

1500

1800

3600

800

Статический потолок с учётом влияния земли при нормальной взлётной массе, м

1900

1000

-

2800

2900

-

1250

Динамический потолок, м

4500

3500

-

5000

4600

5800

4500

Практическая дальность полёта на высоте 500 м при нормальной взлётной массе и с 5%-ным остатком топлива после посадки, км

465

440****

450

495

480

475

360

Скорость полета, км/ч:






















максимальная

250

260

320

250

295

300

220

крейсерская

220

230

-

240

255

-

160

Габаритные размеры грузовой кабины, м:






















длина

5,34

28,15

-

5,34

12

-

-

высота

1,8

4,4




1,8

3,16

-

-

ширина

2,34

4,4

-

2,34

3,34

-

-

Экипаж, чел

3

6

2

3

4—5

2

1

* Ограничена по значению крутящего момента на главном редукторе. ** С использованием гидрозахватов 12 т. *** Максимальная боевая нагрузка с системами прицеливания и вооружения. **** С грузом 20 т.

Рис. 1. Эмблема вертолётов марки Ми.

Рис. 2. Ми-1.

Рис. 3. Ми-4.

Рис. 4. Мк-6.

Рис. 5. Ми-10.

Рис. 6. Ми-2.

Рис. 7. Ми-8.

Рис. 8. Ми-17.

Рис. 9. В-12.

Рис. 10. Ми-24.

Рис. 12. Ми-28.

Рис. 11. Ми-20.

Рис. 13. Ми-34.

Рис. 14. Вертолёт Ми-24.

Рис. 15. Вертолёт Ми-28.



Рис. 16. Вертолёт Ми-34.

МиГ — марка самолётов, созданных в ОКБ под руководством А. И. Микояна и М. И. Гуревича (см. Московский машиностроительный заводимени А. И. Микояна). Самолёты, созданные под руководством их преемника Р. А. Белякова, имеют также марку МиГ (рис. 1). Основные данные некоторых самолётов МиГ приведены в таблице.

Первым самолётом, спроектированным и построенным ОКБ, был скоростной истребитель И-200 — моноплан с низкорасположенным крылом, с поршневым двигателем АМ-35А. Его конструкция, за исключением центроплана, была выполнена в основном из сосны и дельта-древесины с фанерной и дуралюминовой обшивкой. Центроплан цельнометаллический, а передняя часть фюзеляжа с моторамой выполнена в виде фермы из стальных труб с капотом и обшивкой из листового дуралюмина. Самолёт имел убирающееся шасси и обладал высокими аэродинамическими характеристиками, которые в сочетании с мощным двигателем позволяли ему развивать максимальную скорость свыше 600 км/ч и обеспечивали высоту полёта до 12 тысяч м (на И-200 впервые в СССР была достигнута рекордная скорость 651 км/ч на высоте 7000 м). Самолёт имел достаточно мощное для того времени пулемётное вооружение: один УБ и два ШКАС. Построено 100 экземпляров. По ходу серийного выпуска И-200 велась его модернизация. Модернизированный самолёт с увеличенным запасом топлива обеспечивал большую дальность полёта. Для повышения пожаробезопасности и живучести на самолёте была введена система заполнения топливных баков выхлопными газами и применено протектирование баков. Модернизированных самолётов И-200 в 1940 выпущено около 20 экземпляров. Постановлением СНК СССР от 9 декабря 1940 боевым самолётам были присвоены новые обозначения: первому варианту самолёта И-200 — МиГ-1 (рис. в таблице XVII), модернизированному варианту — МиГ-3 (рис. 2 и рис. в таблице XVII). В первые дни Великой Отечественной войны по предложению С. П. Супруна из личного состава добровольцев — лётчиков-испытателей были сформированы два истребительных авиационных полка особого назначения, укомплектованные самолётами МиГ-3. Всего их было построено 3300 экземпляров. В 1942—1947 ОКБ занималось перспективными разработками по дальнейшему повышению боеспособности, высот и скоростей полёта самолётов. В этот период выпущены экспериментальные самолёты И-220 (А). И-221 (2А), И-222 (ЗА), И-224 (4А), И-225 (5А), И-270 (Ж), на которых, в частности, отрабатывались: шасси с выносными амортизаторами, мягкие топливные баки, герметичная кабина, повышение мощности двигателя путем использования турбокомпрессора, применение жидкостных реактивных двигателей и т. д. В 1945 создан экспериментальный самолёт по схеме «утка» для исследования аэродинамики неустойчивой схемы. Это легкий самолёт с поршневым двигателем М-11 (мощностью 80,9 кВт) и толкающим винтом; высокоплан со стреловидным крылом (угол стреловидности 20{{}}), неубирающимся шасси и трехместной кабиной (лётчик — впереди, два пассажира — сзади). В том же 1945 был создан экспериментальный самолёт И-250 (И), выпущенный затем небольшой серией (МиГ-13). И-250 (Н) — низкоплан цельнометаллической конструкции с прямым крылом. Особенность этого самолёта — комбинированная силовая установка: был применён поршневой двигатель 5К-107Р с отбором части мощности через удлинённый вал для привода осевого компрессора воздушно-реактивного двигателя, установленного за кабиной лётчика, с выводом газов через регулируемое сопло в хвостовой части фюзеляжа.

24 апреля 1946 совершил первый полёт реактивный истребитель МиГ-9 (рис. 3 и рис. в таблице XXIII). Самолёт выполнен по схеме моноплана с прямым крылом и с двумя установленными рядом в фюзеляже турбореактивным двигателем РД-20. Двигатели располагались вблизи центра тяжести самолёта с выходом газов под хвостовую часть самолёта и с единым воздухозаборником на два двигателя. Так как температура отработавших газов достигала 800{{}}С, в хвостовой части был установлен специальный экран из жаропрочной стали. Такое расположение двигателей обеспечивало удобную компоновку самолёта и высокую безопасность полёта в случае отказа одного двигателя. МиГ-9 был вооружён тремя пушками (одна Н-37 и две НС-23). Параллельно с серийным выпуском МнГ-9 велась модернизация. На модернизированном самолёте МиГ-9м установлены два турбореактивных двигателя РД-21 тягой по 9,81 кН, позволившие повысить скорость на 55 км/ч. МиГ-9м был оборудован герметичной кабиной с катапультным креслом. На базе МиГ-9 построен также учебно-тренировочный самолёт, на котором проводились испытания по катапультированию экипажа.

МиГ-15 (рис. 4 и рис. в таблице XXIV) — первый советский серийный истребитель со стреловидным крылом (угол стреловидности 35{{°}}), с турбореактивным двигателем РД-45Ф. С 1949 выпускалась модификация МиГ-15бис с турбореактивным двигателем ВК-1. На МиГ-15бис применено бустерное управление элеронами, значительно улучшены система жизнеобеспечения и комфорт в кабине лётчика. Создана более совершенная, чем на МиГ-9, герметичная кабина, оборудованная новой аппаратурой, позволяющей осуществлять полёты на высоте свыше 15 тысяч м. Для аварийного покидания самолёта разработаны новые катапультное кресло и фонарь, автоматически сбрасываемый перед катапультированием, так как скорость возросла до 1050 км/ч. Лётную отработку катапультного кресла проводили на бомбардировщике Пе-2. Вооружение МиГ-15 включало пушку И-37 и дне пушки НС-23; дополнительно можно было подвешивать бомбы. Была применена оригинальная и удобная в эксплуатации установка пушек на опускаемом лафете. Самолёт выпускался в нескольких вариантах, в том числе учебно-тренировочном — МиГ-15УТИ, на котором проходило переучивание лётного состава при переходе с поршневых самолётов на реактивные. МиГ-15 строился серийно в СССР, а также в других странах. Около 10 лет самолёты МиГ-15 были основными истребителями ВВС Советской Армии и армий социалистических стран.

МиГ-17 (рис. 5 и рис. в таблице XXIV) — одноместный истребитель с турбореактивным двигателем ВК-1. Самолёт имел крыло с углом стреловидности 45{{°}} в корневой части и 42{{°}} в концевой части, большую, чем на МиГ-15, скорость полёта и обладал такой же манёвренностью. На МиГ-17 в феврале 1950 в горизонтальном полёте достигнута скорость звука. В последующем создан ряд модификаций, в том числе МиГ-17Ф, МиГ-17ПФ и другие. МиГ-17ПФ (1953) был оборудован бортовой радиолокационной станцией и вооружён в дополнение к пушкам (одна И-37 и две НР-23) ракетами «воздух — воздух». Новое вооружение и оборудование позволяли этим самолётам перехватывать цели в облаках и ночью.

Одновременно с созданием самолётов МиГ-15 и МиГ-17 в ОКБ проектировался двухместный истребитель-перехватчик тяжёлого типа. Были построены два самолёта: И-320 (Р-1) с двумя турбореактивными двигателями РД-45Ф и радиолокатором «Коршун» и И-320 (Р-2) с двумя турбореактивными двигателями ВК-1 и радиолокатором «Торий». Двигатели устанавливались в фюзеляже уступом. Лётчики в кабине располагались рядом. Самолёт И-320 прошёл лётные испытания, но серийно не строился.

МиГ-19 (первый полёт в 1952, см. рис. 6 и рис. в таблице XXV) — одноместный истребитель, среднеплан со стреловидным крылом (угол стреловидности 55{{°}}) и двумя турбореактивными двигателями (РД-9Б на серийных образцах) в фюзеляже. В гидравлической системе управления применены необратимые бустеры. В системе поперечного управления наряду с элеронами использовались интерцепторы. Для повышения эффективности продольного управления на сверхзвуковых скоростях на модификации МиГ-19С впервые был применён цельноповоротный стабилизатор. Вооружение самолёта МиГ-19С состояло из трёх встроенных пушек НР-30 (в поздних сериях — две пушки), неуправляемых авиационных ракет и бомб; модификация МиГ-19П имела две встроенные пушки НР-30 и УРС; МиГ-19ПМ отличался от МиГ-19П отсутствием встроенного пушечного вооружения. МиГ-19 — первый советский серийный сверхзвуковой истребитель. На одном из вариантов МиГ-19 (СМ-30) для отработки безаэродромного базирования установлен стартовый пороховой ускоритель ПРД-22, позволивший самолёту взлетать с коротких направляющих рельсов пусковой установки. Была разработана модификация СМ-50, оборудованная кроме основных двигателей (два двигателя РД-9Б) еще и жидкостный реактивный двигатель У-19 тягой 32 кН. Этот самолет имел скорость до 1800 км/ч и потолок до 24 тысячи м.

К проектированию лёгкого манёвренного истребителя ОКБ приступило в середине 50-х гг. Были созданы два опытных экземпляра: Е-2 со стреловидным крылом и Е-4 с тонким треугольным крылом малого удлинения. Самолёты имели фюзеляжи и оперения, мало отличающиеся по конструкции. В процессе испытаний у самолёта с треугольным крылом был выявлен ряд преимуществ. В 1956 на базе самолёта Е-4 создан лёгкий одноместный истребитель МиГ-21 (Е-5) с турбореактивным двигателем Р11-300. На серийных модификациях этого самолёта устанавливались двигатели: РИФ-300-на МиГ-21Ф (Е-6) и Р11Ф2-300 — на МиГ-21ПФ Е-7). МиГ-21 (рис. 7 и рис. в таблице XXVI) был оборудован лобовым регулируемым сверхзвуковым воздухозаборником. В дополнение в двум пушкам калибра 23 мм и неуправляемым авиационным ракетам на МиГ-21 было применено новое вооружение — управляемые ракеты «воздух — воздух» с тепловыми головками самонаведения. Для увеличения подъёмной силы крыла на посадке и взлете на МиГ-21 впервые была отработай система сдува пограничного слоя (от компрессора двигателя отбирался воздух под давлением и выдувался через щель в передней кромке закрылков). Для сокращения разбега использовались пороховые ускорители. Самолёт был оснащён тормозным парашютом, обеспечивающим посадку на укороченные взлетно-посадочные полосы. МиГ-21 Выпускался в серийных модификациях, поставлялся за рубеж. На модификации МиГ-21 — Е-66 установлено 2 абсолютных мировых рекорда скорости полёта в 1959—1960 и абсолютный мировой рекорд высоты в 1961.

Самолёт МиГ-23 первоначально был создан в двух вариантах: с дополнительными подъёмными двигателями (для обеспечения укороченного взлёта и посадки) и как самолёт с крылом изменяемой в полёте стреловидности (рис. 8 и рис. в таблице XXVIII). В варианте с крылом изменяемой стреловидности самолёт был принят для серийного производства. Впервые в СССР на МиГ-23 применены полностью поворотные консоли крыла. Лётчик может менять конфигурацию крыла в полёте в зависимости от режима полёта. На взлётно-посадочных режимах, режимах крейсерского полёта на дальность и барражирования используется минимальный угол стреловидности крыла (18°). В этой конфигурации самолёт имеет наибольшее аэродинамическое качество. На режимах маневра и воздушного боя используется средний угол стреловидности крыла (45{{°}}), когда сохраняются высокие несущие свойства и аэродинамическое качество, допускаются увеличенные эксплуатационные перегрузки, улучшаются скоростные характеристики. Полёт на сверхзвуковых скоростях, в том числе и на больших скоростях у земли, осуществляется при максимальном угле стреловидности крыла (72{{°}}). Предусмотрена механизация крыла: по передней кромке — отклоняемые четырёхсекционные носки, по задней кромке — поворотные закрылки по всему размаху. Впервые для самолётов МиГ применена комбинированная система поперечного управления самолётом — дифференциально отклоняемый стабилизатор и интерцепторы крыла. Применение интерцепторов вместо элеронов уменьшает закручивание крыла на больших скоростях полёта и освобождает всю заднюю кромку крыла для установки закрылков большой площади, обеспечивающих необходимые взлётно-посадочные и манёвренные характеристики самолёта.

В 1958—1963 в ОКБ создан ряд опытных самолётов, на которых отрабатывались новые технические решения, нашедшие применение при создании перспективных фронтовых истребителей и перехватчиков ПВО. На основе комплексов перехвата, отработанных на самолётах Е-150, Е-152, Е-152А, создан серийный самолёт МиГ-25.

МиГ-25 (рис. в таблице XXVII) — всепогодный истребитель-перехватчик нормальной аэродинамической схемы с двумя килями и двумя двигателями. Самолёт имеет высокие скороподъёмность и скорость, горизонтального полёта (почти в 3 раза превышающую скорость звука). Одни из вариантов этого самолёта — самолёт-разведчик. На экспериментальном самолёте — модификации E-166 установлено 2 абсолютных мировых рекорда скорости в 1961—1962 и абсолютный мировой рекорд высоты полёта в 1962. На МиГ-25 — модификации Е-266 установлено 3 мировых рекорда скорости в 1965 и один абсолютный мировой рекорд скорости в 1967, 2 мировых рекорда высоты полёта в 1967.

В марте 1971 генеральным конструктором назначен Р. А. Беляков. Под его руководством создан ряд новых боевых самолётов. Установлены новые рекорды на самолёте МиГ-25 (модификации Е-266): по скорости полёта — один мировой рекорд в 1973, мировые рекорды для женщин в 1975, 1977, 1978; по высоте полёта — 2 мировых рекорда в 1973, один абсолютный мировой рекорд в 1973, 3 мировых рекорда в 1977, мировой рекорд для женщин в 1977; по скороподъёмности — 3 мировых рекорда в 1973 и 3 мировых рекорда в 1975. На смену самолёту МиГ-25 создан истребитель-перехватчик ПВО МиГ-31 (рис. 9 и 11). Он предназначен для уничтожения воздушных целей на больших и малых высотах, в передней и задней полусферах, в свободном пространстве и на фоне земли, в простых и сложных метеоусловиях, при манёврах цели и активном помеховом противодействии. Основные характеристики МиГ-31: взлётная масса 41 т; длина самолёта 22,688 м, высота самолёта 6,15 м, размах крыла 13,464 м; максимальная скорость 3000 км/ч на высоте свыше 17,5 км и 1500 км/ч у земли; рубеж перехвата на сверхзвуковой крейсерской скорости (соответствующей числу M{{}} = 2,35) 720 км и 1400 км с подвесными топливными баками; экипаж 2 человека. Вооружение самолёта включает пушку калибра 23 мм и ракеты класса «воздух — воздух»: четыре управляемые ракеты большой дальности с радиолокационной головкой самонаведения (ГСН), две управляемые ракеты средней дальности и четыре управляемые ракеты малой дальности с тепловой головкой самонаведения. Система управления вооружением, в которую входят бортовая радиолокационная станция с фазированной антенной решёткой, теплопеленгатор передней полусферы и индикатор тактической обстановки, позволяют одновременно сопровождать 10 целей и атаковать 4 цели в зоне с границами {{±}}70{{°}} по азимуту и от 70{{°}} до —60{{°}} по углу места.

Созданный ОКБ истребитель МиГ-29 (рис. 10 и 12) с успехом показан на международных авиационных выставках. Высокие манёвренность и тяговооружённость МиГ-29 позволяют осуществлять вертикальный набор высоты с разгоном, а современная система управления вооружением обеспечивает обнаружение целей и применение оружия как на дальностях, превышающих визуальную видимость, так и в ближнем бою.



Лит.: Шавров В. Б., История конструкций самолетов в СССР (1938-1950 гг.), М.. 1978; Яковлев А. С., Советские самолеты, 4 изд., М., 1982.

В. В. Петренко, И. А. Тяпкин.

Таблица — Истребители Московского машиностроительного завода имени А. И. Микояна.



Основные данные

МиГ-1

МиГ-3

МиГ-9

МиГ-15

Первый полёт, год

1940

1940

1946

1947

Начало серийного производства, год

1940

1940

1946

1948

Число, тип и марка двигателей

1 ПД АМ-35А

1 ПД АМ-35А

2турбореактивн двигател РД-20

1турбореактивн двигател РД-45Ф

Мощность двигателя, кВт

993

993

-

-

Тяга двигателя, кН

-

-

7,85

22,3

Длина самолета, м

8,155

8,25

9,83

10,1

Высота самолёта, м

3,3

3,325

3,4

3,7

Размах крыла, м

10,2

10,2

10

10,08

Площадь крыла, м2

17,44

17,44

13,2

20,6

Колея шасси, м

2,8

2,8

1,95

3,81

Взлётная масса, т

3,099

3,355

4,86

4,806

Максимальная дальность полёта, км

580

820

900

1305

Максимальная скорость полёта, км/ч

628

615

910

1050

Практический потолок, км

12

11,5

13

15,2

Экипаж, чел.

1

1

1

1

Продолжение табл.

Основные данные

МиГ-15бис

МиГ-17

МиГ-17Ф

МиГ-19 (СМ 9/1)

МиГ-21Ф

МиГ-29

Первый полёт, год

1949

1949

1951

1954

1957

1977

Начало серийного производства, год

1949

1951

1952

1954

1958

1982


Число, тип и марка двигателей

1турбореактивн двигател ВК-1

1турбореактивн двигател ВК-1

1 ТРДФ ВК-1Ф

2 ТРДФ РД-9Б

1 ТРДФ Р11Ф-300

2 ТРДДФ РД-33

Мощность двигателя, кВт

26,5

26,5

33,1

32,4

56,4

81,4

Тяга двигателя, кН

10,1

11,264

11,36

14,36 (с ПВД)

15,76

17,32

Длина самолета, м

3,7

3,8

3,8

3,885

4,1

4,73

Высота самолёта, м

10,08

9,6

9,6

9

7,15

11,36

Площадь крыла, м2

29,6

22,6

22,6

25

23

38

Колея шасси, м

3,81

3,349

3,849

4,156

4,41

3,1

Взлётная масса, т

4,96—5,044

6,2

5,34

7,66

6,65

15

Максимальная дальность полёта, км

1330

1295

1340

1399

1600

2100

Максимальная скорость полёта, км/ч

1076

1114

1145

1452

2175

2400

Практический потолок, км

15,5

15,6

16,6

17,5—17.9

19

17

Экипаж, чел.

1

1

1

1

1

1

Рис. 1. Эмблема самолётов марки МиГ.

Рис. 2. МиГ-3.

Рис. 3. МиГ-9.

Рис. 4. МиГ-15,

Рис. 5. МиГ-17.

Рис. 6. МиГ-19 (СМ-30).

Рис. 7. МиГ-21.

Рис. 8. МиГ-23

Рис. 9. МиГ-31.

Рис. 10. МиГ-29.

Рис. 11. Истребитель перехватчик МиГ-31.

Рис. 12. Истребитель МиГ-29.



миделевое сечение, миделево сечение, мидель (от голландского middel, буквально — средний), — наибольшее по площади поперечное сечение тела плоскостью, перпендикулярной базовой оси (для осесимметричного — оси симметрии) тела. Площадь
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   ...   80   81   82   83   84   85   86   87   ...   170


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

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал