АВТОПИЛОТ (от греч. autos- сам и франц. pilote - руководитель, вожак) - система управления

 

Структурная схема автопилота.


равления, обеспечивающая автоматич. стабилизацию и управление ЛА с целью сохранения заданного режима полёта. А. состоит (см. рис.) из близких по принципу действия автоматов, каждый из к-рых обеспечивает сохранение определ. параметра режима полёта (курса, углов и скоростей крена и тангажа, скорости полёта и т. д.). При отклонении параметра от заданного значения соответствующий датчик вырабатывает сигнал, пропорциональный этому отклонению. Сигнал после необходимых преобразований воздействует через сервоприводы на органы управления двигателями или на рули управления ЛА, к-рые устраняют отклонения соответствующего параметра от его заданного значения. Работа А. даёт возможность сохранить заданный режим полёта без вмешательства лётчика.
    Датчиками А. служат гироскопы, системы возд. сигналов, радиотехн. устройства, инер-циальные системы и др. В А. используются электрич. и электрогидравлич. сервоприводы. Для обеспечения безопасности полётов применяется резервирование отд. цепей А. и его узлов.
    Практич. значение получили А. с применением гироскопич. датчиков. В США Э. Сперри построил А. с гироскопич. датчиками, и во время всемирной выставки в Париже (1914) был совершён первый официально зарегистрир. полёт гидросамолёта с автоматич. управлением. Первый отечеств. А. был создан в 1932.
    В 60-х гг. в связи с совершенствованием ЛА и расширением ф-ций автоматики осуществлялась интеграция А. с др. пилотажными автоматами (захода на посадку, взлёта и ухода на второй круг, программного полёта, тяги и т. д.). Комплекс этих автоматов составляет бортовую систему автоматического управления ЛА. Дальнейшая интеграция А. проводится на базе цифровых вычислителей. Лит.: Красовский А. А., Системы автоматического управления полетом и нх аналитическое конструирование, М., 1973; Автоматизированное управление самолетами н вертолетами, под ред. С. М. Федорова, М., 1977.

Е. В. Зорин, С. С. Логунов.

АВТОРОТАЦИЯ (от греч. autos - сам и лат. rotatio - вращение), 1) А. винта - режим работы несущего (возд.) винта, при к-ром энергия, необходимая для его вращения, отбирается от набегающего на винт потока. Режим А. является рабочим для автожира, а на вертолёте (самолёте) возникает при отказе (выключении) двигателя (силовой установки). Набегающий на винт поток при снижении вертолёта (самолёта) образуется за счёт уменьшения потенц. энергии ЛА (у двух- или многовинтового самолёта энергия набегающего потока, идущая на вращение винта отказавшего двигателя, создаётся остальными, работающими, двигателями). А. отличается от др. режимов работы несущего (возд.) винта тем, что крутящий момент на валу винта равен нулю (практически очень мал), а тяга винта (сопротивление) весьма значительна (равна, напр., весу вертолёта или автожира). Известно, что на режиме А. прикомлевые сечения лопасти несущего винта обтекаются потоком с большими закритнч. углами атаки, средние сечения - с большими докрнтич. углами. В этих сечениях аэродинамические силы и моменты создают тормозящий вращение винта момент. Концевые же сечения, обтекаемые с малыми и средними углами атаки, создают момент, ускоряющий вращение винта. На схеме скоростей набегающего на лопасть потока и сил в нек-ром сечении лопасти (см. рис.) показан случай, когда момент сил относительно оси вращения винта равен нулю. Режим А. несущего винта (поток набегает снизу) устойчив

 

Схемы скоростей набегающего на сеченне -гопасги несущего винта потока и действующих в этом сечении сил а режиме авторотацкн: V - горизонтальная скорость полёта; V,- скорость снижения; w,- окружная скорость сечения; R, X, Y - аэродинамические силы; fi- угол установки сечения.


при малых положит, углах установки лопасти, что позволяет при отказе двигателя перевести вертолёт с режима моторного полёта на достаточно пологое планирование и совершить безопасную посадку с пробегом по-самолётному или без пробега с применением энергичного торможения вертолёта за счёт увеличения угла атаки несущего винта и угла установки лопастей перед моментом посадки (используется ки-нетич. энергия снижения вертолёта и вращения несущего винта). Посадка на режиме А. со снижением по вертикали не применяется, т. к. в этом случае установившаяся скорость снижения примерно вдвое больше, чем при планировании с горизонтальной составляющей скорости, и безопасная посадка практически невозможна. Однако в отд. случаях А. может быть использована для увеличения скорости снижения вертолёта.
    Вращения воздушного винта самолёта на режиме А. стремятся избежать, т. к. вращающийся винт создаёт большое сопротивление, заметно увеличивая скорость снижения самолёта. В этом случае лопасти винта устанавливают в т. н. флюгерное положение - плоскости хорд лопастей примерно совпадают с направлением набегающего потока (углы атаки сечений минимальны), винт перестаёт вращаться и имеет гораздо меньшее лобовое сопротивление.
    2) А. двигателя - режим работы газотурбинного двигателя в полёте, когда ротор вращается за счёт скоростного напора (без сжигания топлива в камере сгорания). Приведённые параметры ГДТ любой конструктивной схемы на режиме А. однозначно зависят от Маха числа полёта М^ в области условий полёта, в к-рой кпд элементов ГТД не зависят от Рейнольдса числа при отсутствии отбора мощности от ротора и отбора воздуха от компрессора и неизменных или изменяемых по законам подобия положениях регулирующих устройств. А. двигателя обычно характеризуется частотой вращения ротора (роторов). Приведённая частота вращения ротора при А. возрастает по мере увеличения числа М^, по зависимости, близкой к линейной, до тех пор, пока не будет достигнуто критич. истечение в реактивном сопле или на выходе из турбины, Приведённая частота вращения при А. при прочих равных условиях выше у ГТД, имеющих меньшую темп-ру газа перед турбиной и ббльшую степень повышения давления в компрессоре на расчётном (максимальном) режиме. У многовальных двигателей наибольшие частоты вращения характерны для роторов высокого давления. При отказе двигателя режим А. в общем случае более благоприятен, поскольку аэродинамич. сопротивление двигателя в режиме А. меньше, чем у остановл. двигателя. Кроме того. привод электрогенераторов и насосов гидравлич. систем ЛА осуществляется от двигателей; А. облегчает также повторный запуск заглохшего двигателя.
    3) А. крыла - то же, что самовращение аэродинамическое. Лит.: Братухик И. П., Автожиры. Теория и расчет, М.-Л., 1934; Гессоу А., Мейерс Г., Аэродинамика вертолета, пер. с англ., М., 1954; Юрьев Б. Н., Избр. труды, т. I, М., 1961; Литвинов Ю. А., Боровик В. О., Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей, М., 1979.

Е. С. Вождаее, Ю. А. Литейное.


АГЕНТСТВО ВОЗДУШНЫХ СООБЩЕНИЙ - в России самостоят, производств, пр-тие гражд. авиации, осуществляющее коммерч. деятельность для удовлетворения потребностей нар. х-ва и населения обслуживаемого р-на в авиаперевозках. Через разветвлённую сеть касс и филиалы производит продажу билетов на самолёты, резервирование мест в самолётах транзитным пассажирам; осуществляет бронирование и приём заказов на авиабилеты, доставку их на дом; через печать, радио, телевидение проводит информац. и рекламную работу; заключает с клиентурой договоры на массовые пасс, и грузовые перевозки; орга-' низует обслуживание пассажиров и грузовой клиентуры в кассах, городских аэровокзалах - регистрацию билетов, оформление багажа и доставку пассажиров и их багажа в аэропорт. В зависимости от объёма авиаперевозок, терр. обслуживаемого р-на, наличия филиалов и др. факторов А. в. с. подразделяются на центральные, терр. и городские. Каждое А. в. с. имеет свой р-н экон. тяготения; эти р-ны охватывают всю территорию страны. "АГУСТА" (Construzione Aeronautiche Giovanni Agusta SpA) - вертолётостроит. фирма Италии. Осн. в 1907 Дж. Агустой. Занималась разработкой и постройкой лёгких самолётов, в 1954 начала лицензионное проиэ-во вертолётов фирмы "Велл": Белл 47 (построено св. 1100), затем моделей Белл 204 (первый полёт в 1961), 205 (1965,
построено ок. 1000), 206 (1967), 412 (1981). По лицензии фирмы "Боинг вертол" выпускала воен.-трансп. вертолёты СН-47С "Чинук" и по лицензии фирмы хСикорский" противолодочные вертолёты 5Н-3. В первой пол. 1960-х гг. фирма разработала .первый вертолет собств. конструкции А101 с тремя ГТД (1964(, рассчитанный на перевозку 36 десантников. Первый серийный вертолёт фирмы - лёгкий многоцелевой А109 "Хирундо" (1971, построено более 350 в адм. и противотанковом вариантах), На его основе создан противотанковый вертолёт А129 "Мангуста" (1983, см. рис. в табл. XXXVIII). В 1980 совм. с фирмой лУэстленд" образовала консорциум ЕН1 (Еигореап НеНсор1ег [пйизЫез) для разработки многоцелевого вертолёта ЕН101 с тремя ГТД (1987). Осн. данные нек-рых вертолётов фирмы.

В. В. Беляев.


АДАПТАЦИЯ (от ср.-век, лат. adaptatio - приспособление) к темноте- приспособление глаз к восприятию слабых яркостей при переходе от сильной освещённости к пониженной. А. характеризуется расширением зрачка, повышением чувствительности сетчатки глаз и смещением зрительного восприятия в фиолетовую область спектра (т. н, феномен Пуркинье). А. имеет важное значение при ночных полётах, когда лётчику приходится переводить взгляд от освещённой приборной доски на затемнённые внекабинные ориентиры. Поэтому при подготовке лётчиков проводятся спец. тренировки по восприятию наземных ориентиров в условиях слабой освещённости с учётом того, что предметы красного и оранжевого цветов при этом кажутся более тёмными, а сине-зелёные - более светлыми. А. в темноте изменяется с возрастом; наилучшие показатели А. отмечают в 20-30 лет, затем эта способность постепенно снижается,
АДАПТИВНОЕ КРЫЛО -крыло, профиль к-рого принимает форму, близкую к оптимальной на каждом заданном режиме полёта (в т, ч, при маневрировании). Элементы А. к. (носовые и хвостовые части) автоматически отклоняются в зависимости от Маха числа полёта М^ и угла атаки, сохраняя плавность обводов внеш. пов-сти.
    А. к. является многофункцион. органом и предназначается для многоцелевых и (или) высоко манёвре иных самолётов. Управление элементами А. к. осуществляется высоко-автоматизир. электродистанц. системой. Улучшение аэродинамич. и летно-техн. хар-к самолета достигается за счет аэродинамич. эффектов и расширяет возможности управления.
    Отклонение подвижных элементов А. к. с сохранением плавности его обводов по нек-рому закону, подобранному на основании эксперим. и расчётных исследований, позволяет перераспределить значении коэф. подъёмной силы сy обеспечивается минимум коэф. сопротивления сх (см. Аэродинамические коэффициенты}. При выполнении первого условия снижаются пики разрежения в окрестности передней кромки, к-рые на обычном крыле приводят по достижении нек-рого угла атаки (тем меньшего, чем тоньше профиль и острее его передняя кромка) к отрыву потока и потерям подсасывающей силы (рис. 1}, т. е. к увеличению сопротивления. При выполнении второго условия минимизируется индуктивное сопротивление. Поляра А. к., непрерывно изменяющего форму поперечных сечений в зависимости от су, является огибающей семейства поляр для крыльев с разл. положениями их подвижных элементов давление на его пов-сти т. о., чтобы предотвратить срыв потока или существенно ослабить его развитие на выбранном режиме полёта. В результате граница возникновения тряски и бафтинга смещается на большие углы атаки, повышается эффективность поворотных пов-стей, работающих в режиме органов управления. Если изменение формы А. к. подчинить условиям, при идеальном выполнении к-рых крнтич. точка в каждом сечении крыла смещается в носик профиля, а распределение циркуляции скорости по размаху становится эллиптическим, то при выбранном

                  

 

Рнс. 1. Поляры кр-ыла с неплоский (1) и плоской (II) срединными поверхностями (а) н зависимости коэффициента давления ср и картины обтекания в режимах полёта (б-г), соответствующих точкам 1 (б), 2 {в) к 3 (г, виден срыв потока); х - приведённая хорда крыла.


(рис. 2). Общая закономерность изменения формы срединной пов-сти для крыла с углом стреловидности Х>0 - увеличение кривизны профиля и отрицат. крутки крыла с возрастанием угла атаки.

 

Рис. 2. Поляры самолета н профили крыле (показаны справа), оптимальные для различных режи-мон полёта; О, I - с максимальной скоростью; 2 - в крейсерском режиме; o. 3 - маневрирование на больших углах атаки; X. Л -предельных углах атаки. Красная линия - огибающая поляр.


Отклонение подвижных элементов А. к. (возможно, синхронизированное с отклонением горизонтального оперения), осуществляемое т. о., чтобы центр давления действующих на самолёт аэродинамич. сил не менял своего положения, даёт возможность осуществить нелосредств. управление аэродинамич. подъёмной силой. Преимуществ. отклонение задней кромки корневых сечений крыла позволяет уменьшить изгибающие моменты в его корневых сечениях при полёте с большими перегрузками (рис. 3} за .счет перераспределения циркуляции,

 

Рис. 3. Распределение подъёмной силы У (а) и изгибающего момента Л1ИЧ|. - (6) при отклонении задней кромки крыла на угол в (в), различный по размаху крыла (сплошные линии) и без её отклонения (штриховые линии).


а следовательно, и нагрузки по размаху крыла - увеличения в корневых и уменьшения в концевых сечениях. Снижение перегрузок при полёте в неспокойной атмосфере достигается включением в контур управления подвижными элементами А, к. соотв. обратных связей.
    А. к. должно иметь слеп, конструкцию, гарантирующую ми ним, отклонение формы его пов-сти от расчётной в полётных условиях. В частности, в его обшивку должны быть включены гибкие элементы для обеспечения плавности обводов пов-сти при отклонении подвижных элементов.

Р. Д. Иродов, Л. А, Курочкин.


АДМИНИСТРАТИВНЫЕ ФОРМАЛЬНОСТИ ПРИ ВОЗДУШНЫХ ПЕРЕВОЗКАХ - собирательный термин, относящийся к группе норм, регулирующих разл. виды контроля (таможенного, санитарного, валютного, паспортного, иммиграционного, карантинного), а также действующим в аэропортах правилам, касающимся прибытия и убытия возд. судов, членов экипажей, пассажиров, багажа и грузов. А. ф. при в. п. определяются нац. законодательством н меж-дунир. соглашениями, напр. Чикагской конвенцией 1944. В СССР А. ф. при в. п. регламентировались Воздушным кодексом СССР, согласно к-ром у на возд. суда, их экипажи и пассажиров, прибывавших в СССР и отбывавших из СССР, а также на имущество, ввозимое в СССР или вывозимое из СССР, распространялось действие соответственно паспортных, таможенных, валютных, санитарных, карантинных и иных правил о въезде и выезде, а также ввозе и вывозе имущества и транзите через территорию СССР,
    К А. ф. при в. п. относится также комплекс мер, касающихся обязательности тех или иных документов, вносимых в них данных, способа их заполнения, досмотра багажа и груза и личного досмотра пассажиров и т. п. Ввиду непосредств. влияния применения А. ф. при в. п. на сроки отправки возд. судов, при установлении А. ф. при в. п. особое внимание обращается-на их упрощение и сокращение их числа. В этих целях применительно к междунар. перевозкам в рамках Междунар. орг-ции гражд. авиации (ИКАО) разработано отд. приложение к Чикагской конвенции 1944 под назв. "Упрощение формальностей".
АДМИНИСТРАТИВНЫЙ САМОЛЕТ Преднязначен для перевозки офиц. лиц гос. учреждений, фирм и компаний, а также принадлежащих этим организациям грузов, А. с, является собственностью соответствующих организаций, а лётчики могут или состоять в штате организации, или быть наняты в аренду от авиатранспортных предприятий. А. с. получили распространение за рубежом в 50-е гг. К данному классу относятся самолеты с числом мест от 6-8 до 15-20, имеющие кабину с высокой степенью комфорта, а также всё необходимое оборудование для работы во время полёта, включая персональные ЭВМ, аудиовизуальную аппаратуру, средства спутниковой связи и т. д.
    Разработкой и серийным произ-вом А. с. за рубежом занимаются более 20 фирм, ведущие нз к-рых "Бич" ("Бичкрафт"), "Цессна", "Пайпер". "Гольфстрим аэроспейс",
"Лирджет" (США), "Канадэр" (Канада), "Дассо авиасьон" (Франция) и "Бритиш аэроспейс" (Великобритания). Б США для координации работ по А. с., определению рынков и перспектив развития созданы Нац. ассоциация адм. авиации, к-рая ежегодно проводит междунар. выставки и конференции по А. с., и Ассоциация фирм-производителей самолётов авиации общего назначения. К сер. 1990 в мире находилось в эксплуатации 14727 А. с. (7999 с ТВД и 6728 с ТРДД). Наибольшее число А. с. эксплуатировалось в США (9581), Канаде (539), Мексике (446), Франции (435) н Бразилии (417). Наиболее популярны А. с. Цессна "Сайтейшен", Лирджет 31 и 35, Бритиш аэроспейс ВАе 125, Канадэр "Челленджер", Гольфстрим аэроспейс "Гольф стрим" III и IV, Дассо авиасьон "Мистер - Фалькон" 50, 200 и 900, Бич "Супер кингэр", ПаЙпер "Шайенн".

В. В. Беляев.


"АДРИЯ ЭРУЭЙС" (Adria Airways) - авиакомпания


Югославии. Осуществляла чартерные перевозки в страны Европы, Бл. Востока и Сев. Африки, а также обслуживала внутр. авиалинии. Осн. в 1961, в 1968-86 наз. "Инэкс Адрия зруэйсэ. В 1989 перевезла 1,21 млн. пасс. Авиац. парк- 13 самолётов.
АИ - марка авиац. двигателей, созданных в ОКБ под рук, А. Г. Ивченко (см. Запорожское машиностроительное конструкторское бюро "Прогресс"). Двигатели, разработанные под рук. его преемника В. А. Лота-рева, имеют марку Д. Осн. данные нек-рых двигателей приведены в табл.
    В 1945-49 в ОКБ создано семейство ПД, к-рые по техн. хар-кам и уд. параметрам находились на уровне лучших мировых образцов. Среди них АИ-4В и АИ-26ГР--первые отечеств, двигатели, спроектированные специально для установки на опытных вертолётах Н. И. Камова (/Со-10) и И. П. Бра-тухина (Г-4). Четырёхцилиндровый АИ-4В с возд. принудит, охлаждением имел редуктор для уменьшения частоты вращения н передачи и мощности на несущие винты, комбинир. муфту редуктора двигателя, выполнявшую функции включения и свободного хода. Особенностью семицилиндрового АИ-26ГР было наличие спец. углового редуктора, к-рый передавал вращение в двух направлениях - к несущему винту н на синхронизац. вал. Охлаждение цилиндров двигателя осуществлялось принудительно осевым вентилятором с приводом от двигателя. Мощность двигателя 368 кВт при частите вращения 2100 мин. АИ-26ГРФ не отличался конструктивно от АИ-26ГР, но был форсирован до 405 кВт взлётной мощности. Устанавливался на опытные вертолёты Б-5, Б-9, Б-10 и Б-П (конструкции Братухина). АИ-26ГРФЛ - модификация АИ-26ГРФ с увеличенной до 423 кВт мощностью; устанавливался на опытный вертолёт Як-100. АИ-26В - модификация АИ-26ГРФ. Двигатель разработан специально для вертолёта Ми-1; снабжён угловым редуктором с выводом осн. мощности на вертик. вал, комбиннров. муфтой включения трансмиссии и свободного хода, осевым вентилятором для принудит, охлаждении двигателя. К кон. 40-х гг. потребовался двигатель для легких самолётов на замену двигателю М-1\, созданному в 1926 и имевшему мощность в разл. модификациях от 81 до 132 кВт. Был разработан более экономичный, лёгкий и мощный ПД АИ-1411 (рис. I) - девятицилиндровая "звезда" возд. охлаждения с редуктором н нагнетателем. Модификация увелич. мощности получила обозначение АИ-14РФ. АИ-14В- модификация двигателя, выполненная для вертолётов; имеет угловой редуктор с выводом мощности на вер тик. вал с фрикционной и храповой муфтами включения выводного вала. Охлаждение

 

Рис. 1. Поршневой двигатель АИ-14Р.


воздушное от осевого вентилятора, приводимого редуктором через фрикционную муфту, АИ-14РФ и АИ-14В нашли широкое применение на лёгких самолётах Як, АН, вертолётах Ка. Запасы надёжности, заложенные в конструкцию двигателей АИ-14Р и АИ-14В, позволили в серийном производстве (гл. конструктор И. М. Веденеев) выпустить модификации М-14П и М-14В-26 увелич, мощности (см. Опытно-конструкторское бюро моторостроения).
    В 1953 начинаются работы по доводке ТВД ТВ-2 (см. ИК), переданного из ОКБ Н. Д. Кузнецова. Модификация ТВ-2Т была установлена на первый отечеств, турбовинтовой трансп. самолёт Ан-8 (в серии устанавливался ТВД АИ-20Д). На базе ТВ-2 создан вертолётный двигатель ТВ-2-ВК с оригинальным редуктором для подъёмных и тянущих винтов винтокрыла Ка-22.



    В 1956 построен ТВД АИ-20 (рис. 2\ для пасс, и трансп, самолётов. Двигатель выполнен по одновальной схеме, состоит из осевого 10-ступенчато го компрессора, кольцевой камеры сгорания, трёхступенчатой турбины и редуктора. Особенности, определившие высокую эксплуатац. надёжность и большой ресурс двигателя: сохранение пост, мощности до определ. высоты, на к-рой достигается предельно допустимая темп-ра перед турбиной; поддержание пост, частоты вращения ротора (12300 мин ~'); обеспечение большого запаса газодинамич. устойчивости компрессора во всём диапазоне режимов, высот и скоростей полёта; автоматич. запуск двигателя; применение точной гидравлич. системы измерения крутящего момента на валу винта, улучшающей работу шестерён редуктора; наличие неск. дублирующих систем автоматич. флюгирования винта, в т. ч. системы флю-гирования по отри цат. тяге. В серийном произ-ве двигатель строился с индексом АИ-20А. Резервы его надёжности позволили разработать модификацию ЛИ-20Д, в к-рой повышением темп-ры газа мощность увеличена на 30% без существ, изменений конструкции двигателя. АИ-20К - модификации с кон-структивно-технол. улучшениями, обеспечивающими повышение надёжности и значит, увеличение ресурса. АИ-20М -модификация с улучшенной экономичностью и повышенной мощностью; в двигателе усовершенствован узел турбины, введены турбинные лопатки с бандажными полочками, применён более жаростойкий материал жаровой трубы камеры сгорания. АИ-20ДМ сочетает мощность и экономичность модификаций АИ-20Д н АИ-20М. Двигатели семейства АИ-20, находившиеся в серийном произ-ве в 1957 - 69. устанавливались на самолётах Ил-\Ь, Ан-10, АН-12, Ан-32 н др. На двигателях был достигнут уровень надёжности, позволивший впервые в отечеств, двигателестроеннн установить для них межремонтный ресурс, измеряемый тысячами часов. Назначенный (амортизационный} ресурс АИ-20К и АИ-20М составляет 20 тыс. ч,
    В 1958-60 разработан ТВД АИ-24 для самолётов коротких н средних линий. При его создании использован прогрессивный метод моделирования двигателя-прототипа. В основу проекта положен хорошо доведённый АИ-20К. АИ-24, как и АИ-20, имеет высокую эксплуатац. надёжность и большой ресурс. АИ-24 и его модификации АИ-24Т и АИ 24ВТ применены на самолётах Ан-24, Ан-26 и Ан-30
    В сер. 60-х гг. ОКБ начало разработку ТРДД. Был создан АИ-25 двухзальной схемы с умеренными параметрами рабочего процесса, лёгкий, с низким расходом топлива, достаточно простой по конструкции, технологичный в произ-ве, надёжный в эксплуатации, с большим ресурсом. Хар-ки двигателя позволили создать реактивный самолёт Як-40, способный взлетать с очень коротких ВПП, В модификации АИ-25ТЛ увеличена тяга, удлинена выпускная труба, масляная система обеспечивает работу подшипников в условиях перевёрнутого полёта. Двигатель устанавливался на уч.-тренировочном самолёте Л-39 произ-ва Чехословакии.
    В 70-х гг. методом оптимизации осн. параметров (экономичности, веса, производств, и эксплуатац. технологичности, надёжности и ресурса) решена задача создания эффективного двигателя для пасс, самолёта коротких и средних линий. В основу проекта ТРДД Д-36 (рис. 3) положены большая степень двухконтурносги, высокие темп-ра газа перед турбиной и степень повышения давления воздуха в компрессоре. Двигатель выполнен по трёхзальной схеме. Для повышения надёжности работы в его узлах реализован ряд прогрессивных конструктивных и технол. решений: вентиляторные лопатки повышенной прочности, способные выдержать удар птицы при полёте самолёта; корпус вентилятора, упрочнённый композиционным материалом; упругомасляные демпферы валов роторов; электронно-лучевая сварка роторов; титановое литьё; раскатка валов и др. Двигатель выполнен по модульной (блочной) схеме, к-рая обеспечивает замену модулей в условиях аэродромных мастерских, имеет системы диагностики состояния деталей в процессе эксплуатации, в т. ч. смотровые отверстия для инструментального контроля внутр. деталей. Это допускает возможность его эксплуатации по состоянию и отказ от системы капитальных ремонтов на з-де. По уровню шума и эмиссии вредных веществ двигатель удовлетворяет совр. нормам. Дальнейшим развитием Д-36 стал ТРДД Д-436 тягой 73,5 кН.


На базе конструкции Д-36 разработан самый мощный в мире турпоннлъный двигатель Д-136 (рис. 4) для вертолётов большой грузоподъёмности. Его особенностями являются большая взлётная мощность, низкий уд. расход топлива, малая уд. масса, модульная конструкция и устройства, обеспечивающие надёжный контроль состояния в процессе эксплуатации, низкий уровень эмиссии загрязняющих воздух веществ. Узлы компрессоров низкого и высокого давления, камеры сгорания и турбин высокого и низкого давления полностью заимствованы у Д-36. Это облегчает серийное произ-во и ремонт двигателей, Для пасс, и трансп. самолётов большой дальности и грузоподъёмности создан ТРДД Д-18Т (рис. 5). В основу его конструкции в качестве двигателя-прототипа положен Д-36 с необходимой коррсктироыкой осн. узлов, соответствующей особенностям Д-18Т. Двигатель имеет техн. данные на уровне лучших двигателей для гражд. авиации. Низкий уд. расход топлива обеспечен высо- кими значениями степени повышения давления и степени двухконтурности. Малая уд. масса обусловлена высокой темп-рой газа перед турбиной, повышенными окружными скоростями роторов, рациональной конструкцией и применением совр. материалов и технологии. Д-18Т выполнен по трехвальной схеме, состоит из 18 модулей, к-рыс могут заменяться в эксплуатационных мастерских, что обеспечивает его эксплуатацию по состоянию без капитальных заводских ремонтов. Диигатель полностью отвечает требованиям норм по охране окружающей среды, имеет низкий уровень шума и эмиссии вредных веществ.
    В 1987 начались летные испытания первого в СССР турбовинтовентиляторного двига теля Д-236Т.

В. А. Логарев.

АИР - обозначение самолётов, созданных А. С. Яковлевым в 1927-37. В начале деятельности Яковлева как авиаконструктора была распространена практики присвоения нек-рым самолётам индивидуальных наименований, в т. ч. имён видных гос. деятелей (напр., "Яков Алкснис", "Дзержинский" и т. п.), и Яковлев в признание поддержки, к-рую он, тогда ещё молодой самодеят. конструктор, получал от Общества друзей воздушного флота, а затем от Авиахими, назвал свой первый самолёт сА. И. Рыков" в честь председателя этих орг-ций (пред. СНК СССР в 1924-30). Аббревиатура АИР (от А. И. Рыков) стала затем маркой семейства самолётов, в к-ром последним стал АИР-18 в 1937, когда Рыков был необоснованно репрессирован. Впоследствии вновь создаваемые самолёты Яковлева получали др. обозначения (см. в ст. Як), а самолёты АИР в лит-ре стали именоваться как "Я". Но в 1966, ещё до офиц. реабилитации Рыкова, Яковлев в своих книгах вернулся к прежнему наименованию своих ранних самолётов - АИР.
АК-1 - первый сов- пассажирский самолёт, спроектированный в ЦАРИ под рук. В. Л. Александрова и В. В, Калинина. Вы-сокоплан дерев, конструкции, крыло с полотняной обшивкой и подкосами из кольчуг-алюминиевых труб. Рассчитан на перевозку 2-3 пассажиров; с ПД "Сальмсон" мощи. 125 кВт развивал скорость до 147 км/ч. При его разработке особое внимание уделялось обеспечению безопасности полетов - в аэродинамич. трубе и на свободнолетаю-щих моделях исследована устойчивость самолёта, впервые применены Нормы, прочности для самолётов такого класса и т. д. Первый полёт состоялся в 1924; в том же году самолёт под назв. "Латышский стрелок" был передан об-ву ".Добролёт", эксплуатировался нн авиалинии МОСКВУ - Казань, а в 1925 участвовал в групповом перелёте Москва - Пекин. См. рис, в табл. X.
АКАДЕМИЯ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ - высшее уч. заведение по подготовке ко манд но-руководящих кадров для авна-трансп. пр-тий и пр-тий по выполнению авиац работ. Осн. в 1955 в Ленинграде как Высш. авиац. уч-ще, реорганизовано в академию в 1971. Одним из организаторов и первым нач. уч-ща был А. А. Новиков. Выпускники академии работают руководителями авиапредприятий и служб, командирами и членами экипажей воздушных лайнеров, диспетчерами. Среди выпускников академии два Героя Сов. Союза, один дважды Герой Сои. Труда, 17 Героев Соц. Труда. В составе академии (1991): ф-ты - высших командных кадров; эксплуатации возд. транспорта; заочного обучения по уч. планам командного ф-та; 25 кафедр, н.-и. сектор, 5 отраслевых лабораторий; уч.-лётный отдел, комплекс лётных и диспетчерских тренажёров, центр автоматизнр. обучения. В 1990/91 уч. г. в академии обучалось ок, 4 тыс. слушателей, работало св. 250 преподавателей, в т. ч. более 20 профессоров и д-ров наук, 150 доцентов и канд. наук. Издаются (с 1957) Труды. Награждена орденом Ленина (1971 (.
АКСЕЛЕРОМЕТР (от лат. accelero - ускоряю и греч. metreo - измеряю) - прибор для измерения ускорений подвижных обьектов. А. широко применяют на ЛА. Принцип действия А. основан на использовании законов

 

Функциональная схема ияятннкового компенсационного акселерометра: 1 - инерционная масса; 2 - датчик перемещений; 3 - усилитель; 4 - датчик силы; w - измеряемое ускорение; и - выходная величина.


инерции. Различают А. для измерения линейных и угловых ускорений. Наиболее распрост раненные А. для измерения линейных ускорений классифицируются: по характеру перемещения инерц. массы - на осевые и маятниковые; по принципу действия измерит, схемы - на непосредственного (прямого) и ком пенса ц. измерения (с "электрической пружиной") и т. д. Элекгромеханич. маятниковый компенсац. А. (см. рис.) - один из осн. элементов инерциальных систем навигации.
АКТИВНЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ - системы управления Л А, предназначенные для снижения нагрузок на его конструкцию, уменьшения ускорений (перегрузок] в заданных его точках, а также для увеличения демпфирования упругих колебаний конструкций. Применение А. с. у. позволяет улучшить лётно-техн. хар-ки Л А за счёт, напр., снижения требований к жесткости конструкции (уменьшения массы ЛА)\ увеличить крнтич. скорость флаттера, повысить ресурс конструкции, улучшить комфорт экипажа, пассажиров. Принципы действия А. с. у. и их структура выбираются исходя из решаемой задачи.
    Системы снижения экстремальных нагрузок на крыло (рис. 1). Расчётными случаями экстрем, нагруження крыла ЛА являются манёвр и воздействия порывов ветра. Система снижения нагрузок при манёвре перераспределяет подъёмную силу (ПС) по размяху крыла т о., что при сохранении суммарной ПС изгибающие моменты

 

Рис. I. Распределение подъёмной силы по крылу Л А (а) при использовании системы с нн женин экстремальных нагрузок (кривая 1) н без системы (кривая 2) и структурная схема (6) системы.

 


в корневых и срединных сечениях крыла уменьшаются. Это перераспределение ПС осуществляется с помощью элевонов (Э), гасителей подъёмной силы, закрылков. Выбор органов управления (ОУ), используемых в этих системах, определяется режимом полёта, влиянием скоростного напора и угла атаки на эффективность органов управления, конструктивными особенностями использования О У в системе снижения нагрузок и т. п. Управляющие сигналы формируются с помощью датчика линейных ускорений (ДЛУ) или датчика отклонения рычага управления (РУ). Включаемые в систему фильтры (Ф) в первом случае служат для подавления сигналов, вызываемых упругими колебаниями конструкции, во втором - для сглаживания переходных процессов изменения ПС при отклонении ОУ на крыле и изменении угла атаки. Эффективное (на 10-20%) снижение макс, значений изгибающих моментов в корневых и срединных сечениях крыла большого удлинения обеспечивается с помощью расположенных в концевых частях крыла элевонов и гасителей ПС. При этом скорости отклонения ОУ практически не отличаются от обычно используемых при управлении самолётом. Для эффективного снижения макс, нагрузок, возникающих при порывах ветра, может быть использована та же система, но без канала РУ и с увеличенным до 100°/с и более скоростями отклонения ОУ, Компенсация моментов по тангажу, возникающих при отклонении элевонов, осуществляется рулём высоты (РВ).
    Системы снижения нагрузок от воздействия атмосферной турбулентности (рис. 2). Системы этого типа предназначены для уменьшения усталостных повреждений конструкции ЛА от знакоперем. нагрузок, возникающих при болтанке. В этом случае осн. часть нагрузок в сечениях крыла сосредоточена в диапазоне частот, включающем области частоты сокгг короткопериоднч. движения Л А (см. Продольное движение) и частоты шнзг первого тона изгибных колебаний крыла. В соответствии с этим А. с. у. содержит 2 контура, имеющих обшие ОУ - симметрично отклоняемые элевоны. 1-й контур, включающий расположенный на фюзеляже ДЛУ1 и корректирующий фильтр Ф1. способствует снижению нагрузки в области частоты шкп [в области от 0 до (2-3) о!нп]. 2-й контур, включающий ДЛУ2 на концах крыла и корректирующий фильтр Ф2, работает в области частоты с"иэг н используется для демпфирования изгибных колебаний. Совм. работа обоих контуров обеспечивает во асём рабочем диапазоне частот значит. уменьшение спектральной плотности изгибающего момента, особенно в области её больших значений. Для обеспечения устойчивости и управляемости самолётов на РВ подаётся компенсирующий сигнал. Системы такого типа на дозвук. неманёвренном самолёте позволяют снизить усталостные повреждения крыла от воздействия болтанки в 3-5 раз при обычных параметрах системы (относит, площадь элевонов 2-3%, углы отклонения 3-5°, скорость отклонения 30- 50°/с). При соответствующем увеличении углов и скоростей отклонения элевонов эта система может использоваться как комплексная система снижения экстрем, нагрузок и нагрузок от воздействия атмосферной турбулентности.
    Системы сннжения местных ускорений при полёте в турбулентной атмосфере (ССМУ). ССМУ (рис. 3) используются для улучшения комфорта экипажа и пассажиров. Их структуры и рабочие диапазоны частот определяются в осн. геом. размерами и массой Л А. На манёвренных самолётах оси вклад в возникающие при болтанке ускорения вносит колебат движение ЛА как целого в области частот от 0 до (2-3) сокп. Для доэвук. неманёвренных самолётов вклады этих колебаний и упругих колебаний его конструкции соизмеримы. Для многорежимных неманёвренных самолётов с крылом малого удлинения или с развитой центропланной частью ускорение в месте расположения лётчика определяется в осн. упругими колебаниями конструкции. В соответствии с этими крайними случаями существуют два типа ССМУ. В ССМУ первого типа используются способы, осн. на компенсации порывов ветра с помощью органов непосредств. управления аэродинамич. силами. В этих системах используются флапероны (Фл), управляемые пропущенным через корректирующий фильтр сигналом ДЛУ. Т. к. диапазон рабочих частот системы включает частоту шкп, необходимы спец. меры по компенсации влияния ССМУ на устойчивость и управляемость самолёта. Это достигается, напр.. введением в ССМУ сигнала отклонения РУ. пропущенного через "модель* самолёта. Если хар-ки самолёта и модели достаточно близки, то в управляемом движении отклонения Ф.т малы. В случае, когда ускорения в месте расположения экипажа определяются упругими колебаниями конструкции фюзеляжа, наиболее эффективной является ССМУ с дополнит, аэродинамнч. пов-стями, расположенными близко к этому месту. Здесь управленв также производится по сигналам ДЛУ. Кор- I ректирующий фильтр выполняет две ф-ции - выделяет в управляющем сигнале полос* | частот, в к-рой находится пик спектраль ной плотности ускорения, и формирует необ-1 ходи мые для создания демпфирующих он фазовые хар-кн системы. ССМУ такого т"- I па снижают нормальные и боковые пере- I грузки в месте размещения экипажа в 2.5- 3 рада.
    Системы повышения критнч* ской скорости флаттера (СПКСФ* Многообразие форм флаттера требует разр ботки разл. структур системы повышения " критич. скорости. Одними из осн. зг построении СПКСФ (рис. 4) являются вы типа и места расположения датчиков для I деления сигналов упругих колебаний, ' делающих кригич. скорость флаттера, а 1 же эффективных ОУ. Исполнит, элементы системы должны иметь высокое быстродействие н сохранять высокие динамич. хар-ки при малых входных сигналах. Напр., в системе подавления изгибно-крутильного флаттера крыла неманёвренного самолёта (частота 2,4 Гц) используются по 2 ДЛУ на каждой половине крыла. Сигналы с ДЛУ через корректирующие фильтры подаются на флапероны и элевоны. Такая СПКСФ обеспечивает подавление флаттера этого типа при скорости полёта V, на 40% превышающей критич. скорость Укр флаттера у самолёта без системы, хотя несколько уменьшает декремент

        

 

Рис. 4. Системы повышения критической скорости флаттера крыла (о) и крыла с подвеской (6): I - схемы расположения ДЛУ и ОУ; // - структурные схемы систем; !П - зависимости декремента А колебаний от У/У ; кривые 1 - для самолёта с СПКСФ, кривые 2 - без СПКСФ (сплошные кривые - частота колебаний 2,4 Гц, штриховые - 2,8 Гц).


колебаний на частоте 2,8 Гц. В СПКСФ крыла с подвесными элементами (подвеской) ОУ могут располагаться на подвеске. Управление осуществляется сигналом разности двух ДЛУ, установленных на концах подвески. Такая система также повышает 1/к_ примерно на 40%. А, с. у. используются на самолётах Ил-96-300 и Эрбас индастри А320.

Ю. Г. Живов.

АКТИВНЫЙ УЧАСТОК - участок траектории полёта ракеты-носителя, возд.-космич. самолёта и т. п. ЛА с работающими двигателями. В конце А. у. достигаются заданные скорость и высота полёта и в большинстве случаев запускаемый объект выходит на заданную траекторию полёта. Если место старта расположено так, что невозможно вывести объект на траекторию без выключения двигателей, то полёт состоит из неск. А- у,, чередующихся с пассивными участками, на к-рых двигатели не работают. Протяжённость А. у. зависит от энергетич. хар-к ЛА, а также от законов управления вектором тяги н аэродинамич. силами.
АКУСТИКА АВИАЦИОННАЯ (от греч. акизИкбй - слуховой)- раздел науки, посвящённый изучению возникновения, распространения и воздействия шума, возникающего при эксплуатации ЛА, н находящийся на стыке аэродинамики, акустики н динамики упругих конструкций. А. а. подразделяется на аэроакустику и структурную акустику ЛА. Аэроакустнка изучает проблемы аэ-родинамич. генерации звука, акустики движущейся среды, взаимодействия звука с потоком и методы снижения акустич. шумов аэродинамич. происхождения; структурная акустика изучает распространение звука по конструкциям ЛА, излучение заука этими конструкциями, процессы формирования звуковых полей в замкнутых объёмах (салонах, кабинах, приборных отсеках ЛА} и методы ослабления их интенсивности.
    Выделение А. а а самостоят. раздел науки произошло в 60-х гг. 20 в. в связи с необходимостью решения задач по снижению шума Л А до уровнен, обеспечивающих нормальную жизнедеятельность людей, а также работоспособность систем и оборудования и выносливость конструкции аппарата. Потребность в увеличении грузоподъёмности ЛА и скорости их полёта привела к увеличению тяги силовых установок, в результате чего резко возросла звук, мощность, создаваемая аппаратами. Увеличение интенсивности эксплуатации самолётов гражд. авиации (увеличение числа взлетов и посадок в аэропортах) привело к тому, что в зонах размещения аэропортов жители оказались под неблагоприятным воздействием высоких уровней шуча. Шум в салонах и кабинах ЛА создаёт значит, неудобства для пассажиров самолётов н вертолётов, вызывая их утомляемость, снижает работоспособность экипажей. Борьба с шумом в авиации стала частью обшей программы борьбы человечества за чистоту окружающей среды. Интенсивные акустические нагрузки на ЛА являются причиной повреждений элементов их конструкции и выхода из строя оборудования. Поэтому акустич. хар-ки в ряде случаев определяют параметры и схему Л А, параметры и тип его силовой установки.
    Решение задач А. а. осуществляется путём комплексного выполнения ряда мероприятий с учётом техн. возможностей и экон. затрат. Осн. внимание уделяется снижению шума в источнике, выбору рациональной с точки зрения акустики компоновки аппарата, применению методов снижения шума по пути его распространения. На рис. в качестве примера показана взаимосвязь между лётно-техн. хар-ками самолёта с заданными дальностью и полезной нагрузкой и шумом, создаваемым самолётом на местности (уровни шумов приведены в ед. ЕРМ дБ - субъективная оценка авиац. шума на местности). Большую роль в снижении шума в р-не аэропортов играет рациональная орг-ция возд. движения, выбор малошумных траекторий взлёта и посадки ЛА.
    Осн. шума источниками Л А являются аэрогазодинамич. потоки в силовой установке (см. Шум двигателя), возд. поток, обтекающий аппарат, и газовые потоки бортовых систем оборудования. Т. о., аэроакустика в осн. имеет дело со звуком, создаваемым аэродинамич. силами и возмущениями, к-рые возникают в самом потоке. Поскольку образование аэродинамич. шума является следствием перехода энергии от вихревых возмущений к акустич. колебаниям, то успешное решение задач аэроакустики во многом связано с достижениями аэродинамики нестационарных течений, и в особенности турбулентных потоков.
    Впервые теоретич. вопросы генерации звука при движении потоков жидкости были рассмотрены в классич. работе Дж. У. Рэ-лея "Теория звука" (1877). Практич. применение аэроакустика получила позднее, после выхода работ учёных: Л. Я. Путина о шуме вращения винта (1936), Е. Я. Юдина о вихревом шуме стержней (1944), Д. И. Блохинцева по акустике движущейся среды (1946) и М. Д. Лайтхилла о шуме турбулентных струй (1952-54). В дальнейшем появилось много работ, развивающих идеи этих учёных, к-рые позволили значительно продвинуть знания в области аэроакустики.
    Ур-ние Блохинцева, к-рое описывает распространение звука в неоднородном стационарном потоке, явилось отправным пунктом при рассмотрении генерации звука потоком. В 1975 англ, учёным М. Хоу был получен неоднородный аналог этого ур-ння, в к-ром правая часть указывает, что генератором звука в потоке служат вихри и неоднородности энтропии. Обобщённое ур-ние Блохинцева (иногда его называют ур-нием Блохинцева - Хоу) позволяет с общих позиций подойти к решению задач аэроакустики, учесть не только источники н распространение звука в движущейся среде, но и взаимодействие звука с неоднородным потоком, что совсем не учитывалось в предшествовавших теориях. Из этого ур-ння при малых Маха числах как частный случай получаются известные ур-ния теории Лайтхилла для шума турбулентного потока.
    Структурная акустика в осн. изучает звук, генерируемый колеблющимися конструкциями ЛА, силовой установкой, турбулентным пограничным слоем, образующимся на повети аппарата в полёте, и бортовыми системами. Силовая установка вызывает колебания конструкции либо непосредственно звук.

 

Взаимосвязь параметров самолёта и его шума при взлёте (при постоянных полётной нагрузке н тяге двигателей).


волнами, распространяющимися через окружающую среду, либо упругими волнами, обусловленными механич. колебаниями самой установки н распространяющимися по конструкции. Колебания конструкции, находящейся под действием турбулентного пограничного слоя, обусловлены пульсациями давления, возникающими на пов-сти аппарата. Агрегаты систем и оборудования также вызывают вибрации элементов конструкции ЛА и непосредственно сами создают шум.
    Многообразие источников авиац. шума и путей передачи его в ЛА вызвало интенсивное развитие исследований распространении звук, волн в слоистых диссипативных средах и упругих волн в конструкциях, излучения звука конструкциями и акустич. полей в кабинах и отсеках аппарата. Первые исследования представляют собой развитие традиц. тематич. направлений классич. акустики, а последние два сформировались в структурной акустике ЛА. Теоретич. исследования по этим направлениям базируются на анализе известных ур-ний динамики упругих систем (пллстни, оболочек, стержней н др.) н волнового ур-ния для сред с разл. параметрами. Для большого числа задач структурной акустики при известных параметрах конструкции и материалов может быть составлена замкнутая система ур-ний, описывающих распространение волн и излучение звука. Точное решение этих задач можно получить только для идеальных ситуаций, поэтому в структурной акустике ЛА существ, роль играют эксперимент и упрощ. теоре-тич. подходы, при к-рых рассматриваются идеализир. модели упругих систем, что позволяет выявить осн. закономерности в распространении упругих волн, колебаниях и акустич. излучении элементов конструкции.
    Хотя решение ряда осн. задач А. а. ещё далеко от завершения, но в инж. практике уже получены обнадёживающие результаты, позволившие создать методы расчёта хар-к осн. источников шума ЛА, разработать мероприятия по снижению шума методом активного воздействия на процесс шумообра-зования и применением пассивных способов снижения уже образовавшегося шума, т. е. использованием звукопоглощающих материалов, вибропоглощающих покрытий (см. также Звукоизоляция салонов. Шумоглушитель силовой установки). Это позволяет создавать ЛА с акустич. хар-ками, удовлетворяющими требованиям Норм шума ЛА. Нормы ограничивают допустимый шум, создаваемый самолётами и вертолётами на местности, и шум в салонах и кабинах ЛА. Шум на местности регламентируется между-нар. стандартами ИКАО, поэтому на меж-дунар. авиалиниях предпочтение отдают тем самолётам, к-рые имеют сертификат по шуму. Т. о., выполнение норм по шуму пасс, самолётами и вертолётами является необходимым условием их успешной эксплуатации.
    ОКБ и НИИ отечеств, пром-сти и гражд. авиации проводят работу по снижению шума ЛА. В результате были значительно снижены уровни шума самолётов на местности и все выпускаемые пасс, самолёты удовлетворяют междунар. нормам по шуму и имеют сертификат по шуму. Уровни шума в кабине отечеств, пасс, самолётов также значительно снижены, и все выпускаемые самолёты удовлетворяют отечеств, стандарту по шуму в салоне. Лит.: Квитка В. Е., Мельников Б. Н., Токарев В. И., Нормирование и снижение шу ма самолетов н вертолетов, Киев, 1980; Мунин А. Г.. Кузнецов В. М., Леонтьев Е. А., Аэродинамические источники шума, М., 1981; Международные стандарты и рекомендуемая прак тика. Охрана окружающей среды. Приложение 16, т. I, Авиационный шум, ИКАО, Монреаль, Канада. 1981. Авиационная акустика, под ред. А. Г. Мунина, ч. 1-2. М., 1986.

А. Т. Мукин.

АКУСТИЧЕСКАЯ УСТАЛОСТЬ - уста лость элементов авиац. конструкций, возникающая при воздействии на ЛА акустической нагрузки. Проблема А. у. авиац. конструкций возникла в сер. 50-х гг. 20 в. в связи с применением на самолётах ТРД и, как следствие, ростом акустич. нагрузок и повышением требований к надёжности и долговечности авиац. конструкций. Осн. направления исследований проблемы А. у. связаны с изучением условий акустич. нагру-жения, динамич. хар-к, напряжённо-деформированного состояния тонкостенных конструкций при акустич. нагружении и с определением хар-к усталостной долговечности. Факторы, влияющие на А. у., приблизительно те же, что и при повторно-статических нагрузках, однако имеются нек-рые особенности, связанные с образованием и развитием усталостных повреждений от акустич. нагрузок. В акустич. по- ле тонкостенные конструкции откликаются на широкополосное (случайное) возбуждение колебаниями высокой частоты (20-2000 Гц), соответствующими собств. формам колебаний обшивки к её элементов. При этом в конструкции возникает сложное напряжённое состояние, результатом к-рого могут явиться разл. усталостные повреждения (рис. I). Усталостные повреждения имеют многоочаговый характер; развиваются от обеих пов-стей обшивки вглубь и в стороны, смыкаются между собой, образуя видимые трещины.
    При расположении двигателей на пилонах крыла ЛА наиболее нагруж. зонами планёра оказываются ниж. пов-сть крыла, элероны (элевоны), закрылки, пов-сти фюзеляжа, находящиеся за выхлопными соплами двигателей, хвостовое оперение. При расположении двигателей на хвостовой части фюзеляжа нагружается гл. обр. хвостовое оперение и часть пов-сти фюзеляжа. Зоны макс, нагружения в полёте локализуются в следе срывных вихрей, зарождающихся на передней кромке крыла, на входе воздухозаборника, на отклоняемых в потоке управляющих пов-стях (закрылках, элевонах, элеронах, рулях), на подвесных элементах.
    Для предотвращения повреждения конструкций в результате А. у. необходимо проведение ряда работ при создании ЛА. На стадии проектирования ЛА производятся расчётные оценки уровней акустич. нагрузок и напряжений в элементах, прогнозируется долговечность и надёжность конструкции. Эти оценки подтверждаются экспериментально по данным испытаний образцов материалов, соединений, конструктивных элементов, панелей обшивки и целых натурных секций ЛА. Осн. задачи, к-рые решаются на испытаниях: проверка правильности выбора материала и конструкции с точки зрения сопротивляемости А. у.; исследование влияния разл. конструктивно-технол. факторов, условий нагружения и воздействия окружающей среды на хар-ки А, у.; определение долговечности конструкции.
    Испытания образцов материала, конструктивных элементов и соединений, являющиеся нач. стадией исследований, производятся на высокочастотных вибрац. машинах,

 

Ркс. 1. Характеристики колебаний и напряжённо-деформированного состояния для панелей обшивки ЛА: а - форма колебаний панели на одной из основных резонансных частот (/=260 Гц), соответствующая изменению напряжений в стрингерах; б - эпюра напряжения в ребре стрингера; в - спектр резонансных колебаний панели; о - относительный уровень напряжения в стрингере; 1 - отсек конструкции; 2 - нервюры; 3 - стрингеры: 4 - ребро стрингера; 5 - обшивка.

 

 

Рис. 2. Кривые усталости, построенные по результатам испытаний образцов материала обшивки: I - кривая усталости, соответствующая гармонической нагрузке; 2 - то же для случайной нагрузки.

 

 

Рис. 3. Акустическая установка бегущей волны: ] - ёмкость для сжатого воздуха; 2 - генератор звука; 3 - рупор; 4 - рабочая часть; 5 - объект испытаний (панель); б-микрофоны; 7-звукопоглощающие клинья; 8-информационно-измерительная система; 9 - ЭВМ; Ю - система генерации случайного сигнала.


позволяющих воспроизводить гармонические и случайные нагрузки. По результатам испытаний строят кривые усталости, выражающие зависимость ср. числа N циклов колебаний образца (наработки) до его разрушения от амплитуды (ста) или среднеквадратичные значения напряжения (ас кв) в нём (рис. 2). Сопротивляемость А. у. оценивается значением напряжения на т. н. условной базе испытаний (напр., I -10е циклов), показателем степени (т) аппроксимирующей кривой, проведённой через ср. значения чисел N на разл. уровнях напряжения, и рассеянием долговечности. При одинаковых значениях оср кв случайное нагру-жение является более повреждающим, чем гармоническое (о-ср кв сл<аср кв гарм). Результаты исследований А. у. на образцах уточняются по данным испытаний панелей, агрегатов и натурных секций ЛА, в ходе к-рых проверяется соответствие выбранных параметров конструкций ЛА условиям нагру-жения, выявляются слабые места конструкции и несовершенство технологии. >
    На основе испытаний натурных отсеков и агрегатов в совокупности с данными др. видов испытаний даётся окончат, оценка оесурса ЛА по условиям А. у. Испытания проводятся при широкополосном спектре возбуждений, что наиболее соответствует условиям реального полёта. Для воспроизведения действия на объект испытания акус-тич. поля реактивной струи используются разл. установки, в т. ч. реверберационнък камеры, и установки бегущей волны (рш 3). В ряде случаев для испытаний на А. \. используются стенды с натурными двигат. установками.
    Соответствие условий нагружения конструкции в акустич. камерах эксплуатац. условиям достигается путём сравнения спектров звук, давления и напряжений в элементах объекта со значениями соответствующих хар-к, полученных при расчёте или экспериментально. Программы ресурсных испытаний на А. у. строятся исходя из продолжительности наземных и полётных режимов и влияния их на повреждаемость исследуемого участка конструкции. Лит.: Скучик Е., Основы акустики, пер. с англ., т. 1-2, М.,'|976; Иофе В. К., Корольков В. Г., Сапожков М. А., Справочник по акустике, под ред. М. А. Сапожкова, М., 1979; Авиацион ная акустика, под ред. А. Г. Мунина, ч. 1-2, М., 1986. '

А. И. Панкратов.

АЛ - марка авиац. двигателей, созданных в ОКБ под рук. А. М. Люльки (см. ст. Машиностроительный завод "Сатурн", Научно-производственное объединение "Сатурн" им. А. М. Люльки). Осн. данные нек-рых двигателей приведены в табл.
    Основанию ОКБ Люльки предшествовали поисковые работы по реактивным двигателям, начатые им с группой инженеров в 1937 в Харьковском авиац. ин-те и продолженные в Ленинграде на Кировском з-де и в Центр, котлотурбинном ин-те. В начале Вел. Отечеств, войны работы были прерваны и возобновлены в 1943 в ЦИАМ, а затем в 1944 в спец. отделе по ТРД НИИ Наркомата авиац. пром-сти (рук. отдела - Люлька). В 1945 по чертежам отдела на опытном з-де изготавливается стендовый ТРД С-18, к-рый в этом же году успешно проходит стендовые испытания. Отделу (а затем ОКБ) поручается создание лётного варианта ТРД. В февр. 1947 первый отечеств. ТРД ТР-1 (рис. 1) прошёл гос. испытания. Двигатель выполнен по прямоточной схеме с осевым одновальным компрессором. Схема стала традиционной для последующих двигателей, разрабатываемых в ОКБ. ТР-1 имел восьмиступенчатый компрессор, кольцевую камеру сгорания, одноступенчатую турбину. Устанавливался на эксперим. самолётах Су-11 и Ил-22.
    В 1947-48 спроектирован и изготовлен более совершенный ТРД ТР-2 тягой 24,5 кН, к-рый прошёл стендовые испытания. В 1948- 50 создаётся АЛ-3 тягой 44,1 кН. В 1950 двигатель успешно выдержал гос. испытания, устанавливался на опытных самолётах. В этом же году создан АЛ-5 (рис. 2) - последний из серии двигателей первого поколения, разработанных в ОКБ. Двигатель имел осевой семиступенчатый компрессор, кольцевую камеру сгорания с 24 вихревыми горелками, одноступенчатую турбину и жёсткое конич. сопло. В нач. 1952 АЛ-5 прошёл лётные испытания на самолёте Ил-46. Он устанавливался также на нек-рых опытных истребителях,


напр, на Ла-190. Однако создание серийных сверхзвук, самолётов ставило задачу разработки более мощных и совершен жых ТРД.
    В марте 1953 было завершено изготовление двигателя второго поколения Ал-7 тягой 67 кН, состоящего из девятиступенчатого одновального осевого компрессора, кольцевой камеры сгорания с 18 вихревыми горелками, двухступенчатой турбины, конич. нерегулируемого сопла. Масляная система закрытого типа, масло охлаждалось топливом. Система запуска автономная. Раскрутка двигателя осуществлялась турбостартером. Розжиг осн. топлива в камере сгорания - с помощью двух пусковых блоков, снабжённых центробежными форсунками и искровыми свечами. На двигателе установлен всережим-ный гидромеханич. регулятор топлива. Про-тивообледенит. система основана на подогреве горячим воздухом (отобранным за седьмой ступенью компрессора) деталей двигателя и самолёта, подверженных обледенению при эксплуатации.
    Одной из гл. проблем при проектировании и изготовлении АЛ-7 было создание высоконапорного компрессора. В нач. 50-х гг. совместно с ЦИАМ проведены предварит, работы по изготовлению и отработке эксперим. восьмиступенчатого компрессора ТР-11 со степенью повышения давления я*к = 7. В 1952 в ЦИАМ и ЦАГИ получены эксперим. хар-ки неск. типов сверхзвук, ступеней компрессора. Было принято решение установить перед ТР-11 (для увеличения расхода воздуха через него и напора) сверхзвук, ступень и в итоге получить в одно-вальном девятиступенчатом компрессоре л*к=10, на к-рую рассчитывался новый двигатель. Подобных компрессоров в то время в мировой практике не было, сверхзвук, ступени были мало изучены, отсутствовал опыт применения их в многоступенчатых компрессорах, не было данных по согласованию хар-к сверхзвук, ступени с дозвук. частью компрессора. Потребовалась длит. доводка компрессора, чтобы получить требуемые хар-ки и обеспечить его устойчивую работу на всех эксплуатац. режимах: При проектировании и изготовлении теплонапря-жённой камеры сгорания и газовой турбины, работающей при высоких темп-рах с большими теплоперепадами в одной ступени,


решались вопросы стабилизации процесса горения в камере, достижения оптим. поля темп-р газа перед турбиной, охлаждения конструкции и др. Разработан ряд новых конструктивных решений турбины: спицевая конструкция статора, соединение вала с диском с помощью радиальных штифтов, термич. развязка в статоре, конструкция уплотнений, работающих при высоких темп-рах, осевая разгрузка и др.
    В авг. 1955 АЛ-7 прошёл гос. 100-часовые испытания. Дальнейшие работы по АЛ-7 велись в направлении совершенствования его узлов и повышения энергонапряжённости путём сжигания дополнит, топлива за турбиной, в форсажной камере. Двигатель получил обозначение АЛ-7Ф-1 (рис. 3) и в 1959 был запущен в серийное произ-во. На нём установлена прямоточная форсажная камера с разделением потока газа на две части - малого и большого контура, с кольцевыми стабилизаторами пламени и противовибрац. экраном. Сопло регулируемое, двухпозиционное, снабжено 24 створками. Для подачи топлива в форсажную камеру и регулирования форсажного режима установлен спец. агрегат. В 1960 проведены гос. 100-часовые испытания двигателя. В 1961 на базе АЛ-7Ф-1 создан и запущен в серийное произ-во двигатель АЛ-7ПБ, предназначенный для пасс, и трансп. самолётов. На двигателе вместо форсажной камеры установлено жёсткое нерегулируемое реактивное сопло, сняты агрегаты, обслуживающие форсажный контур.
    В кон. 50-х гг. АЛ-7Ф-1 модернизируется с целью улучшения осн. данных и повышения надёжности работы. В модификации двигателя, получившей обозначение АЛ-7Ф-2, увеличена тяга и снижен уд. расход топлива гл. обр. за счёт усовершенствования второй ступени турбины и увеличения диаметра форсажной камеры. В компрессоре АЛ-7Ф-2 установлены восьмая и девятая ступени повыш. напорности, рабочие колёса первой и второй ступеней изготовлены из титана. В масляной системе вместо коловратных насосов применены центро-беж но-шестеренные. Усовершенствована система регулирования: введены ограничители макс, темп-ры газа перед турбиной и макс, приведённой частоты вращения ротора. В 1960 АЛ-7Ф-2 запущен в серийное произ-во. В кон. 1963 он прошёл гос. испытания на самолёте Су-11. В 1962 форсажную тягу увеличивают до 110 кН. Двигатель с такой тягой имел обозначение АЛ-7Ф-4. Двигатели семейства АЛ-7 длит. время эксплуатировались на самолётах разл. назначения.
    В 1965 началась разработка проекта ТРД третьего поколения. Реализация предъявленных требований была на пределе возможностей одноконтурных одновальных ТРД, однако было принято решение схему двигателя не менять. В кон. 1966 изготовлены первые экз. АЛ-21Ф (устанавливался на опытном самолёте). В 1969 АЛ-21Ф форсируется по тяге на 25-30%. Форсирование достигалось увеличением расхода воздуха, , изготовлены из жаропрочных сплавов. Детали компрессора, за исключением заднего корпуса и диска последней ступени, выполнены из титана, что существенно снизило массу конструкции.
    Особенностью АЛ-21Ф-3 являются высокие уд. параметры в широком диапазоне повышением давления и темп-ры газа перед турбиной. Для этого во все узлы были введены изменения. В марте 1970 изготовлен 1-й экз. модифицированного АЛ-21Ф - двигатель АЛ-21Ф-3 (рис. 4), состоящий из осевого 14-ступенчатого компрессора, осевой одновальной активно-реактивной трёхступенчатой турбины, форсажной камеры, систем регулирования, питания топливом и маслом, электрооборудования, противообледенения и др. В компрессоре получена я*к=15, что в одновальной схеме достигнуто применением развитой механизации. 10 направляющих аппаратов, включая входной, имеют поворотные лопатки, управляемые регулятором в зависимости от приведённой частоты вращения ротора компрессора. Ротор компрессора барабанно-дисковый. На торцах барабанных участков дисков выполнены шлицы, по к-рым диски соединяются друг с другом. Пакет дисков стягивается при помощи трёх телескопич. труб. Ротор компрессора со шлицевыми соединениями дисков, обладающих при сравнительно малой массе большой жёсткостью, является конструктивной особенностью всех двигателей АЛ. Надроторная часть статора компрессора покрыта "мягкой" спец. смесью, к-рая защищает торцы рабочих лопаток от износа, поддерживает миним. радиальные зазоры. Камера сгорания трубчато-кольцевая, с 12 жаровыми трубами, имеющими центробежные форсунки. Рабочие лопатки первой ступени и сопловые лопатки первой и второй ступеней турбины охлаждаются возду хом, отбираемым за компрессором. На крейсерских режимах с целью повышения экономичности двигателя охлаждающий воздух в турбину не подаётся. Над рабочими лопатками всех трёх ступеней турбины и по лабиринтам дисков применено сотовое уплотнение для поддержания миним. зазоров. Форсажная камера состоит из фронтового устройства, форсажной трубы и всережим-ного сверхзвук, сопла. Фронтовое устройство имеет три кольцевых стабилизатора и шесть топливных коллекторов с центробежными и струйными форсунками. Стенки форсажной трубы, в к-рой происходит горение форсажного топлива, охлаждаются с внеш. стороны набегающим потоком воздуха, с внутренней - потоком пристеночного газа за турбиной. Для орг-ции внутр. охлаждения вдоль всего корпуса трубы установлен перфорир. экран. Реактивное сопло состоит из дозвук. сужающегося и сверхзвук, расширяющегося венцов, охлаждается потоком газов, выходящих из щели в заднем экране форсажной трубы. Детали, работающие при высоких темп-рах эксплуатац. режимов работы. Они достигнуты повышением эффективности осн. узлов, применением теплопрочного титана и жаропрочных стальных сплавов, использованием прогрессивных технол. процессов изготовления. По сравнению с лучшим двигателем второго поколения АЛ-21Ф-3 имеет уд. тягу выше на 23%, уд. расход топлива и уд. массу ниже на 17 и 30% соответственно.
    Для истребителя Су-27 в ОКБ создан ТРДДФ АЛ-31Ф [тяга 123 кН, масса 1530 кг, макс. днам. 1,24 м, длина 4,95 м, степень двухконтурности 0,571, уд. расход топлива на экономичном режиме 0,069 кг (Н-ч)].

С. П. Куашинников.


"АЛИСАРДА" (Alisarda) - авиакомпания Италии. Осуществляет перевозки в страны Зап. Европы. Оси, в 1963. В 1989 перевезла 1,31 млн, пасс., пассажироаборот 0,68 млрд. п.-км. Авиац, парк - 11 самолётов.


"АЛИТАЛИЯ" (Alitalia) - нац. авиакомпания Италии. Осуществляет перевозки в страны Зап. Европы, Америки, Бл. и Дальнего Востока и н Австралию. Осн. в 1946, регулярные перевозки с 1947. Сов р. назв. с 1957. В 1989 перевезла 16,2 млн. пасс, пас-сажироаборот 20,82 млрд. п.-км. Авиац. парк- 138 самолётов.


"АЛЛИСОН" (Allison Gas Turbine Division)- двигателестронт. фирма США. Является отделением ивтомобилестроит. фирмы "Дженерал моторе" (Оепега! Мо1огз Согро-гаПоп), осн, в 1916. Совр. назв. с 1984. До 1947 выпускала авиац, ПД жидкостного охлаждения, позже авиац. и пром. ГТД. В 19ЕЩ-70 было развёрнуто крупносерийное произво ТРДД. ТВД и турбовальных ГТД для воен. самолётов и вертолётов. В кон. 80-х гг. выпускала ТВД серии Т56. ГТД модели 250 (Т63), разработала ТВД Т406 для СВВП У-22 "Оспри". Осн. данные нек-рых двигателей приведены в табл.
"АЛОХА ЭРЛАЙНС" (Aloha Airlines Aloha Airgroup Inc.) - авиакомпания США. Осуществляет перевозки на Гаванских о-вах, Осн. в 1946 под назв. "Транс-Паснфик


фик эрлайнс", совр. назв. с 1958. В 1989 перевезла 4 млн. пасс., пассажирооборот 0,86 млрд. п.-км. Авнац. парк - 22 самолёта.
"АЛЬБАТРОС" (Albatros Flugzeugwerke GmbH) -- самолётостронт. фирма Германии. Осн. в 1909. Фирма "А." начала деятельность с лицензионного произ-вя франц. самолётов, с 1912 выпускала самолёты собств. конструкции. Имела лётную школу. Стала первым поставщиком авиац. техники для вооруж. сил Германии; резко расширила произ-во в годы 1-й мировой войны (86 самолётов в 1913, ок. 8500 в 1918). Известным самолётом фирмы является разведчик В. II, разработанный Э. Хейнкелем. В 191 и на вооружение поступили истребители 01 и ОН, в 1917- ОШ- лучший боевой самолёт фирмы, ставший стандартным истребителем герм, армии того времени (рис. в табл. IX). В 20-е гг. выпускались бипланы-разведчики УЬ65, 1.76 и 1,78, в 1930 построены спортивные самолёты А1101 и 102. Всегп на фирме создано св. 100 моделей самолётов. В 1931 трудности сбыта привели к ликвидации фирмы; з-ды перешли к "Фокке-Вульф", АЛЬТИМЕТР (от лат. аНит - высота и греч. те1гсо - измеряю) - то же, что высотомер.
АЛЮМИНИЕВЫЕ СПЛАВЫ Первый А. с. (дуралюмин), получивший пром. применение, бы,! разработан в 1909 А. Вильмом (Германия). С про из-ном этого А. с, связан нач. период развития металлич. самолётостроения, В РСФСР в 1922 на з-де по обработке цв, металлов в посёлке Кольчуги но Владимирской обл. было начато пром. произ-во листового и сортового проката из отечеств. А. с. кольчугалюминия (создатели Ю. Г. Музалевский и С. М. Воронов) , отличавшегося по составу от нем. дура-люмина. Большая роль, к-рую играют А. с, в авиастроении, определяется удачным сочетанием свойств: малой плотностью (2500 - 2900 кг/м3), высокими прочностью (до 500- 600 МП а), коррозионной стойкостью, технологичностью при литье, обработке давлением, сварке и обработке резанием. Благодаря высокой уд. прочности начиная с 20-х гг. 20 в. А. с. являются важнейшим конст-рукц. материалом в самолетостроении.
    Осн. легирующие компоненты А. с.- магний, медь, цинк, кремний. В результате легирования алюминия одним, двумя и более элементами из числа перечисленных в разл. сочетаниях, а также малыми добавками одного или неск. переходных металлов - марганца, хрома, титана, циркония, никеля, железа, ванадия - получены и применяются в пром-сти более 150 А. с. В 70-е гг. а число легирующих компонентов А. с. вошёл также 1КТИЙ.
    Все А. с. обычно разделяют ка деформируемые, из к-рых изготовляют листы, плиты, профили и др. полуфабрикаты путём пластич. деформации литой заготовки, и литейные, к-рые предназначены исключительно для фасонного литья. Из деформируемых А. с. наибольшее значение имеют сплавы след, систем.
    Алюминий- магний с добавками марганца, титана, циркония (сплавы АМг2, АМг5, АМгб; цифра в марке показывает приблизит, содержание магния в процентах). Эти сплавы не упрочняются термообработкой; в отожжённом состоянии характеризуются умеренной прочностью (до 350 МПа для АМгб), высокой пластичностью, очень высокой коррозионной стойкостью, хорошей свариваемостью. Широко применяются для ответств. сварных конструкций.
    Алюминий - медь - магний с добавками марганца дуралюмины (Д1, Д16, Д18, В65, Д19, ВГ7, ВАД1). Упрочняются термообработкой; подвергаются, как правило, закалке и естеств. старению. Характеризуются сочетанием высокой статич. прочности (до 450- 500 МПа) при комнатной и по-выш. (до 150-1753С) темп-рах, высоких усталостной прочности и вязкости разрушения. Такое сочетание свойств определило широкое применение этих сплавов, особенно Д16 и Д!6ч (чистого по примесям железа и кремния), в самолётостроении. Недостаток - низкая коррозионная стойкость; изделия требуют тщательной защиты от коррозии.
    Алюминий - цинк - магний - медь с добавками марганца, хрома, циркония. Подвергаются закалке и искусств, старению. Сплавы имеют самую высокую из всех А. с. прочность (до 700* МПа для В96Ц). Однако при старении на макс, прочность повышается чувствительность этих А. с. к коррозионному растрескиванию, снижаются пластичность и значения хар-к конструкц. прочности. Для этих сплавов внедрены режимы смягчающего старения (перестар и-вания), к-рые обеспечивают сочетание достаточно высокой прочности (420-470 МПа для В93 и В95) с удовлетворит, значениями сопротивления коррозионному растрескиванию и кпнструкц, прочности. Сплав В95, особенно его модификация В95пч (повыш. чистоты по примесям железа и кремния), относится к числу наиболее важных конструкц. материалов в самолётостроении.
    Алюминий - магний - литий <_o добавками марганца и циркония. Подвергаются лакал ке и искусств, старению. Отличит, особенность - сочетание достаточно высокой прочности (420-450 МПа) с наименьшей для пром, А. с. плотностью (2500 кг/м3), высоким модулем упругости (75 ГПа) и удовлетворит, свариваемостью. Недостатки: пониж. пластичность, плохие технол. свойства. >
    Из литейных сплавов наибольшее значение имеют сплавы след, систем.
    Алюминий - кремний- (силумины) с добавками магния, меди, марганца, Титана, ни-" келя (АЛ2, А Л 4. АЛ9, АЛЯ, АЛ34)-самые распространенные литейные А. с. При наличии магния и меди сплавы упрочняются термообработкой. Механич. свойства колеблются в широких пределах (прочность от 150 МПа для АЛ2 до 350 МПа для АЛ34), Сплавы отличаются очень хорошими литейными свойствами, удовлетворит. коррозионной стойкостью н хорошей свариваемостью.
    Алюминий - медь с добавками марганца, титана, никеля, циркония, церия, кадмия (АЛ7, АЛ19, АЛЗЗ, ВАЛЮ). Упрочняются закалкой с последующим искусств, старением. К этой группе относятся самые прочные (до 500 МПа для ВАЛЮ) и самые жаропрочные (ЭОМПа для АЛЗЗ) литейные А. с. Недостатки: низкая коррозионная стойкость, пониж. литейные свойства.
    Наряду с деформируемыми и литейными А. с. в авиастроении используются спечённые материалы - спечённая алюм. пудра и спечённый алюм. сплав. Лиг.: Промышленные деформируемые, спеченные и литейные алюминиевые сплавы, М., 1972; Фридляндер И. Н., Алюминиевые деформируемые конструкционные сплавы, М., 1979.

В. И. Елагин, И. Н. Фридляндер

"АЛЯСКА ЭРЛАЙНС" (Alaska Airlines) - авиакомпания США. Осуществляет внутр. перевозки. Осн. в 1932 под назв. "Макджи эру-эйс", совр. назв. с 1944. В 1989 перевезла 6,6 млн. пасс., пас^ижирооборот 7,05 млрд. п.-км. Авиац. парк-52 самолёта.


АМ - марка авиац. двигателей, созданных под рук. А. А. Микулина (см. Московское научно-производственное объединение "Союз"). Двигатели, разработанные по рук. его преемников С. К. Туманского, затем О. Н. Фаворского, имеют др. марки. Осн. данные нек-рых двигателей приведены в табл. 1 и 2.



    Основанию ОКБ Микулина (опытного з-да № 300) предшествовали работы по созда1 нию ряда авиац. ПД, проведённые под его рук. в ЦИАМ и на з-де им. М. В. Фрунзе. В 1929-31 был разработан и запущен в серийное произ-во двигатель М-34 (рис. 1). С авг. 1936 М-34 получил обозначение АМ-34 (по первым буквам имени и фамилии конструктора). М-34-первый ПД жидкостного охлаждения отечеств, конструкции, послуживший в дальнейшем прототипом серийных двигателей АМ-34Р, АМ-34РН, АМ-35А, АМ-38Ф и АМ-42 мощн. от 603 до 1470 кВт. В 1937 на самолётах АНТ-25 с АМ-34Р экипажи В. П. Чкалова и М. М. Громова совершили дальние беспосадочные перелёты через Северный полюс в США. Кроме того, были созданы двигатели АМ-37, АМ-39, АМ-40 и АМ-43НВ мощи, от 1030 до 1690 кВт, но в связи с воен. временем они серийно не выпускались. В 1943-46 велись также работы по повышению высотности и экономичности ПД семейства АМ.
    С 1946 ОКБ начинает работать в новом направлении, связанном с проектированием и созданием ТРД. Первый из них АМТКРД-01 (рис. 2) в 1948 успешно выдержал гос. 25-часовые стендовые испытания. Сразу были начаты работы по его модификации. В 1949 АМРД-02 с тягой, увеличенной до 41,7 кН, успешно прошёл гос. стендовые испытания. Принципиальные схемы двигателей аналогичны. С целью уменьшения массы и длины двигателей трубчато-кольцевая камера сгорания выполнена противоточной. Восьмиступенчатый осевой компрессор (на АМРД-02- девятиступенчатый) приводился во вращение одноступенчатой турбиной. Была разработана конструкция соединения дисков компрессора с валом посредством шлицов, боковые пов-сти к-рых направлены по радиусу. На АМТКРД-01 установлено регулируемое реактивное сопло с электроприводом, на АМРД-02- нерегулируемое. Запуск двигателей производился возд. стартером типа ротац. воздуходувки. В 1948-49 двигатели проходили лётные испытания на опытном самолёте.
    В 1949 было начато проектирование самого мощного в мире для того времени ТРД АМ-3 (рис. 3). В 1952 он успешно прошёл гос. стендовые испытания и был запущен в крупносерийное произ-во. Это был первый отечеств, серийный ТРД большой тяги. На двигателе установлены: Восьмиступенчатый осевой компрессор, созданию к-рого предшествовала эксперим. отработка модельных компрессоров, трубчато-кольцевая камера сгорания, состоящая из 14 прямоточных жаровых труб, заключённых в общий кожух, двухступенчатая турбина и нерегулируемое сопло. Во фронтовом устройстве камеры сгорания поставлены за-вихрители. Введено охлаждение жаровой трубы с помощью сребрённых стенок. Применены автоматич. бортовой запуск от турбостартера мощн. 65-75 кВт с приводом через гидромуфту, управляемая противообледенит. система, топливомасляный радиатор для охлаждения масла топливом двигателя.
    Одна из особенностей АМ-3- компрессор с дозвук. высоконапорными ступенями, обеспечивающими степень повышения давления, равную 6,2. Первая ступень имела большую осевую скорость воздуха (до 200- 210 м/с), что обеспечивало высокую производительность компрессора. Впервые было введено регулирование компрессора перепуском воздуха за первыми ступенями. Применено штифтовое соединение дисков в роторе барабанного типа, обеспечивающее их центровку. Для уменьшения радиальных зазоров над рабочими лопатками и в лабиринтах нанесён слой талька с графитом. В модификациях АМ-3 (двигатели РД-ЗМ, РД-ЗМ-500) тяга увеличена до 94,6 кН (на чрезвычайном режиме до 104 кН).
    Дальнейшее совершенствование проектируемых узлов и двигателей, их оптимизация и повышение надёжности требовали проведения теоретич. и эксперим. исследований. Руководил этими работами в ОКБ Б. С. Стечкин. В 1950 на опытном з-де исследовали влияние размеров ТРД на его массу. Было установлено, что для подобных в газодннамич. и конструктивном отношении ТРД уд. масса существенно снижается при уменьшении (до определ. пределов) размеров двигателя. В 1950 в соответствии с результатами этих исследований


спроектирован ТРД АМ-5. Двигатель имел уд. массу 0,0227 кг/Н, что было в полтора раза ниже, чем у существовавших в то время отечеств, и зарубежных ТРД. На АМ-5 установлены восьмиступенчатый осевой компрессор, кольцевая камера сгорания, двухступенчатая турбина и нерегулируемое сопло. Система автоматич. регулирования обеспечивала управление двигателем только путём перестановки осн. рычага управления двигателем. Применена автономная масляная система, состоящая из масляного бака с маятниковым заборником и топливомасляного радиатора, размещённых на двигателе. В системе смазки в один агрегат включены нагнетающий насос, фильтр, предохранит., обратный и редукционный клапаны, что сократило число трубопроводов, снизило массу и увеличило надёжность масляной системы. Использован стартер-генератор. Для электрич. запуска разработана автоматич. двухскоростна.я передача с двумя обгонными муфтами - роликовой и кулачковой. В 1952 были начаты работы по созданию ТРД с форсажной камерой (ТРДФ) РД-9Б (рис. 4) для сверхзвук, истребителя. При его проектировании использован опыт отработки конструкции отд. узлов АМ-5. Двигатель имел трубчато-кольцевую камеру сгорания (девять прямоточных жаровых труб в общем кожухе), двухступенчатую турбину, форсажную камеру с трёхпозиционным соплом. Особенностью двигателя был высоконапорный девятиступенчатый осевой компрессор со сверхзвук, первой ступенью, применение к-рой увеличило производительность и напор компрессора. При его доводке проведены исследования с целью согласования сверхзвук, ступени с дозвук. частью и обеспечения устойчивой работы компрессора на всех режимах. РД-9Б был первым отечеств, двигателем со сверхзвук, ступенью компрессора, запущенным в крупносерийное произ-во. На двигателе установлен регулятор управления лентой перепуска воздуха из компрессора по приведённой частоте вращения. Разработана надёжная и простая система дозировки топлива. Установлен топливомасляный агрегат, состоящий из маслоблока и топливомасляного теплообменника, что явилось прогрессивным шагом на пути объединения элементов системы смазки. Применён двухскоростной привод стартера-генератора, что обеспечило повышение крутящего момента примерно в 4 раза в стартерном режиме и получение необходимой частоты вращения в генераторном режиме. Обеспечен карбюраторный розжиг форсажной камеры. В 1956 проведены работы по форсированию РД-9Б. В модификации РД-9Ф тяга увеличена до 37,3 кН.
    Анализ путей развития и работы двигателей, выполненных по одновальной схеме (с учётом необходимости спец. регулирования многоступенчатых высоконапорных компрессоров для обеспечения их газодина-мич. устойчивости), привёл к принципиально новому в то время направлению проектирования двигателей по двухвальной схеме. Опыт создания отд. сверхзвук, ступеней компрессора позволил перейти к решению более сложной задачи - обеспечению их совм. работы в многоступенчатом компрессоре, что давало возможность сократить число ступеней, уменьшить массу, габаритные размеры и трудоёмкость изготовления компрессора. В 1953 начато проектирование ТРДФ Р11-300 (рис. 5). В 1958 он успешно прошёл гос. стендовые испытания и был запущен в серийное произ-во. На двигателе применены шестиступенчатый осевой компрессор, трубчато-кольцевая камера сгорания, двухступенчатая турбина, форсажная камера с всережимным реактивным соплом. Компрессор содержит по три высоконапорных сверхзвук, (околозвук.) ступени каскадов низкого и высокого давления. С помощью компрессора обеспечена устойчивая работа двигателя на всех режимах (без использования механизации компрессора), расширен диапазон крейсерских режимов и улучшена экономичность на глубоких (при малой тяге) крейсерских режимах. В двигателе отсутствуют выносные опоры. Вместо традиц. переднего корпуса компрессора применено консольное крепление первой ступени к ротору. Этим сделан шаг к внедрению модульной конструкции (в случае повреждения в эксплуатации первая ступень легко заменяется). Рабочие лопатки второй ступени бандажированы с целью исключения


резонансных колебаний. Снижена общая масса двигателя, упрощена противообле-денит. система.
    При создании двигателя теоретически разработаны и применены осн. принципы регулирования двухвальных ТРДФ. что обеспечило получение оптим. высотно-скоростных хар-к, простоту и надёжность эксплуатации двигателя. Применение ограничителя частоты вращения ротора высокого давлении позволило ограничить для любых режимов работы и климатич. условий максимально допустимую темп-ру газа перед турбиной. Система охлаждения масла автономная. Для обеспечения работы масляной системы н высотных условиях на центробежный суфлёр поставлен баростатич. клапан, с помощью к-рого поддерживается пост, давление в масляных полостях двигателя. Надёжный запуск двигателя на всех высотах к режимах полёта обеспечивается подпиткой воспламенителя кислородом
    В крупносерийном произ-ве выпускалось неск. модификаций двигателя (Р11Ф-300, Р11Ф2-300 и др.). В ходе модификации его тяга была повышена до 60,5 кН. Благодаря высоким уд. параметрам, малым уд. массе н габаритам в сочетании с относительно малой трудоёмкостью изготовления и хорошими эксплуатац. качествами двигатели типа Р11-300 нашли широкое применение.
    В 1959-61 создан малоразмерный ТРД РУ19-300 упрощ. конструктивной схемы для двухместного учебного и одноместного спортивного самолётов Як-30 и Як-32. В 1966- 70 проведена доработка двигателя с целью использования его в качестве вспомогат силовой установки на самолёте /4н-24. Применены семиступенчатый осевой компрессор, кольцевая камера сгорания, одноступенчатая турбина и нерегулируемое реактивное сопло. Двигатель технологичен в произ-ве, выпускается с гарантийным ресурсом 1,5 тыс. ч.
    В 1967-74 создан подъёмно-маршевый ТРД Р27В-300 (рис. 6), к-рый устанавливается на СВВП Як-38. Двигатель спроектирован по двухвальной схеме и состоит из 11-ступенчатого осевого компрессора (пять ступеней ротора низкого давления и шесть ступеней ротора высокого давления) с цирку л я ц. перепуском воздуха над лопатками первого рабочего колеса, кольцевой камеры сгорания, двухступенчатой турбины с охлаждаемыми лопатками сопловых аппаратов и рабочими лопатками первой ступени, криволинейного реактииного сопла с двумя поворотными сужающимися насадками, приводимыми во вращение двумя гидродвигателями с рессорной синхронизацией, автономной системы смазки с замкнутой циркуляцией, системы топливной автоматики, электрич. автоматич. системы запуска, бортовой и наземной системы контроля, Двигатель эксплуатируется в широком диапазоне высот и скоростей полёта. Высокая газодииамич. устойчивость позволяет двигателю надёжно работать в экстрем, условиях по уровню неравномерности темп-р и пульсаций воздуха на входе. Конструкция двигателя обеспечивает устойчивую работу силовой установки мри применении бортового оружия.
    Одновременно в ОКБ велась разработка двигателя для самолетов, у к-рых осн. режимом является полёт с высокими сверхзвук, скоростями. Особенность такого двигателя - умеренная степень повышения давления в компрессоре, позволяющая получить оптнм. тяговые хар-ки при больших скоростях полёта. Двигатель был выполнен по од-новальной схеме, имел пятиступенчатый компрессор, трубчато-кольцевую камеру сгорания, одноступенчатую турбину, форсажный контур с двухстворчатым регулируемым соплом, снижающим внеш. потери. Автп-матнч. регулирование режимов работы осуществлялось электронной аппаратурой. Дальнейшее совершенствование ТРД ве дётся в направлении повышения уд. пара метров, темп-ры газа перед турбиной, эф фективности узлов, снижения трудоёмкости изготовления. Проводится анализ разл. принципиальных схем н поиска новых прогрессивных конструктивных и технол. решений,

О. Н. Фаворский. Ю. И. Гусев.

"АМЕРИКА УЭСТ" (America West Airlines)-авиакомпании США. Осуществляет внутр. перевозки. Основана в 1981, регулярные перевозки с 1983. В 1989 перевезла 13,4 млн. пасс.. пассажирооборот 12,77 млрд. п.-км. Авиац. парк - 89 самолётов.


"АМЕРИКАМ ЭРЛАИНС" (American Airlines) - авиакомпания США, одна из ведущих в мире. Осуществляет перевозки в страны Зал. Европы, а также Канаду, Мексику и Японию. Осн. в 1934. В 1989 перевезла 72,4 млн. пасс., пассажирооборот 118,29 млрд. п.-км. Авнац. парк - 500 самолетов.


АМОРТИЗАЦИЯ ШАССИ (от франц. amortir печивающая поглощение энергии, снижение нагрузок, передаваемых от опоры шасси на конструкцию Л А при посадочном ударе и движении по неровностям аэродрома. А, ш. обеспечивается последовательно соединёнными опорным элементом, соприкасающимся с поверхностью ВПП, и амортизатором - осн. элементом, поглощающим и рассеивающим энергию посадочного удара ЛА. Его встраивают в стойку шасси {при блочной схеме тележки шасси) или выносят из неё (при рычажной схеме). Наибольшее распространение получили масляно-пневматич. амортизаторы с гидравлич. торможением прямого и обратного хода поршня. Такой амортизатор представляет собой герметичный цилиндр, в к-ром перемещается шток. Рабочий объём амортизатора заполнен строго дозиров. кол-вом гидросмеси и технически чистого азота, находящихся под давлением. Азот применяют для устранения возможности самовоспламенения и, следовательно, взрыва жидкости при работе амортизатора.
    Различают однокамерные и двухкамерные амортизаторы.
    Простейший однокамерный амортизатор разделён на 2 полости (рис. 1): верхнюю, включающую объём над диффузором и пространство между стенками трубы диффузора и цилиндра, н нижнюю, включающий

 

Рис. 1. Схема однокамерного амортизатора: I -цилиндр; 2- шток; 3 - диффузор; 4 - букса; 5 - клапан-кольцо


объём камеры штока и пространство между стенками штока и цилиндра. Ниж, полость заполнена жидкостью, верхняя- азотом и частично жидкостью. Для правильной работы диффузор должен быть постоянно покрыт жидкостью. При сжатии амортизатора (прямой ход) жидкость из ниж. полости проталкивается в верхнюю, сжимая при этом находящийся в ней азот. Энергия удара аккумулируется в сжатом азоте и частично идёт на нагревание жидкости при её перетекании. Когда сжатие прекращается, нзот, возвращая аккумулированную в нём энергию, выдвигает шток {обратный ход) и вытесняет жидкость из верхней полости в нижнюю.
АН - марка самолётов, созданных в ОКЕ под рук. О. К- Антонова (см. Киевский механический завод им. О. К. Антонова) Самолёты, разработанные под рук. его преемника П. В. Балабуева, имеют также марку АН (рис. 1). ОКБ специализировалось в четырёх осн. направлениях: создание трансп. (грузовых), многоцелевых, пасс самолётов, а также планёров и дельтапланов. Осн. данные нек-рых самолётов ОКЕ приведены в табл. 1 и 2.
    Развитие ОКБ началось с разработи многоцелевого самолёта Ан-2 (рис. 2 и рис в табл. XXIV), к-рая была начата Антоновым в 1940, но только в 1946 было получело задание на проектирование с.-х. самолёта. Однако уже слелующий самолёт Ан-^ (рис. 3 и рис. в табл. XXVI) определил гл. направление работы ОКБ - разработку спе-циализир. трансп. самолётов, приспособленных для перевозки и парашютного десантирования крупногабаритных грузов и самоходной техники, а также парашютистов-десантников. Ан-8 с двумя ТВД ЛЙ-20Д - первый в СССР специализир, трансп. самолёт, на к-ром отработана схема трансп. самолёта, ставшая классической: высокоплан с двигателями на крыле, шасси с малой колеёй в спей, обтекателях по бортам фюзеляжа. В кормовой части фюзеляжа расположена кабина стрелка, оборудованная башней со спаренными пушками калибра 23 мм. Ан-8 снабжён большим грузовым люком в хвостовой части, открываемым в полёте; шасси высокой проходимости, обеспечивающим посадку и взлёт с грунта.
    Сразу после создания Ан-8 начались работы над пасс, самолётом АН-10 (рис. 4 и рис. в табл. XXVI) и его воен.-трансп. модификацией- самолётом Ан-!2 с четырьмя ТВД АИ-20. Решалась задача создания двух четырёхдвигат. самолётов разл. назначения на общей основе, отличающихся только формами хвостовой части фюзеляжа и оборудованием. Был принят сравнительно большой для того времени диаметр фюзеляжа- 4,1 м, обеспечивающий свободное


размещение 100 пасс., а в грузовом помещении- боевой и инж. техники. АН-12 стал осн. самолётом воен.-трансп. авиации СССР. Идея фюзеляжа с приподнятой хвостовой частью и люком больших размеров, впервые реализов. в СССР на самолётах АН, и большой диапазон центровок в пределах от 8 до 45% САХ обеспечили самолёту возможность сброса больших грузов при помощи вытяжных парашютов. В кормовой части фюзеляжа расположена бронир. кабина стрелка и башня с двумя скорострельными пушками калибра 23 мм и дистанц. управлением. Для ускорения погрузки и выгрузки АН-12 оборудован талью грузоподъёмностью 2,5 т и лебёдкой для втягивания в кабину несамоходных грузов. Самоходная техника поднимается в грузовое помещение самостоятельно по наклонному трапу, как и на Ан-8. Шасси высокой проходимости позволяет взлетать с грунтовых аэродромов. Создано ок. 40 модификаций этого самолёта разл. назначения, в т.ч. самолёты для полётов в Арктике (на лыжном шасси), исследования атмосферы, самолёт-лаборатория для испытания противообледенит. системы самолётов и др. На АН-12 выполнялись рейсы в Арктику и Антарктиду, транс-атлантич. перелёт по маршруту Москва - Лима (Перу). Самолёт эксплуатируется с 1959 и экспортирован в 14 стран.
    Ан-22 "Антей" (рис. 5 и рис. в табл. XXVIII) с четырьмя ТВД ЯК-12МА предназначен для перевозки тяжёлой крупногабаритной техники на большие расстояния. Ан-22- первый в мире широкофюзеляжный и крупнейший для своего времени самолёт. Конструктивные особенности самолёта - двухкилевое оперение, значит, вырез под грузовой люк размерами 4,4Х '6 м; соосные возд. винты с кпд, превышающим 90%. Осн. опоры шасси, включающие по три самостоят, стойки с рычажной подвеской колёс (диам. 1,72 м) с изменяемым давлением в пневматиках на земле и в воздухе, позволяют осуществлять посадку на грунтовые и заснеж. аэродромы. Ан-22 оснащён наклонной трап-рампой, устанавливаемой на разл. уровнях (от земли до погрузочной эстакады или кузова грузового автомобиля), двумя мостовыми кранами грузоподъёмностью по 10 т. При создании Ан-22 разработано бустерно-серворулевое управление, обеспечивающее высокую степень безопасности полёта и позволяющее переходить на ручное управление при отказе бустерной системы. Создана конструкция и отработана технология клеесварных и клееклё-паных панелей; конструкция силовых деталей из монолитных крупногабаритных штамповок из алюм. сплава. Сконструировано многостоечное многоколёсное шасси повыш. проходимости, позволяющее осуществлять посадку в случае разрушения отд. амортизац. стоек или пневматиков или невыпуска до двух стоек перед посадкой. Создана система электроснабжения трёхфазным током стабильной частоты без приводов пост, частоты вращения генераторов. Ан-22 широко используется в нар. х-ве. Применение его в р-не Тюмени позволило сократить на год освоение нефтяных источников. На самолёте установлен 41 мировой рекорд.
    Ан-26- трансп. вариант пасс, самолёта Ан-24 (см. ниже), предназначен для перевозки грузов и техники на линиях малой и ср. протяжённости. Отличается от Ан-24 наличием в хвостовой части фюзеляжа большого грузового люка, транспортёра и тали в грузовой кабине, двигателями повыш. мощности. Для Ан-26 разработана оригинальная универсальная трап-рампа (закрывающая в полёте грузовом люк), отклоняющаяся на землю для погрузки колёсной техники и убирающаяся под фюзеляж при загрузке самолёта с борта автомобиля или при сбрасывании грузов на парашютах. Модификации самолёта: Ан-26Ш - уч.-штурманский (первый полёт в 1975), Ан-26Б-грузовой самолёт для гражд. авиации (1978), Ан-26М-самолёт для проведения реанимац.-хирургич. мероприятий на земле и в полёте (1980). Ан-26 широко применяется в ВВС и гражд. авиации; экспортирован в 26 стран.
    Ан-32 (рис. 6) с двумя ТВД АИ-20М разработан на базе самолёта Ан-26 для эксплуатации в условиях жаркого климата и высокогорных аэродромов. Отличается от Ан-26 более мощными двигателями, эффективными закрылками, добавлением автоматич. предкрылков, возможностью десантирования платформ с техникой массой до 3 т. Самолёт строился серийно.
    Ан-72 (рис. 7 и рис. в табл. XXIX) с двумя ТРДД Д-36- первый в СССР трансп. самолёт укороч. взлёта и посадки. Он предназначен для эксплуатации на необорудов. площадках дл. 600 м. Свойства Ан-72 как СКВП обеспечиваются мощной механизацией крыла и повыш. тяговоору-жённостью. Особенность схемы самолёта - установка двигателей над пов-стью крыла, к-рая исключает попадание в двигатель посторонних предметов с земли и обеспечивает увеличение подъёмной силы на взлёте и посадке благодаря обдуву верх, пов-стн крыла и закрылков газовыми струями двигателей (см. Энергетическая механизация крыла). Расположение двигателей над крылом приводит к снижению шума на местности и в кабине за счёт экранирования крылом струй ТРД.


Широкое применение в конструкции ком-позиц. материалов привело к снижению массы пустого самолёта; тщательная эрго-номич. отработка кабины экипажа позволила исключить из состава экипажа штурмана. При разработке самолёта использовалась система автоматизм р. проектирования. Ан-72 выпускается серийно, На самолёте установлено 20 мировых рекордов. На основе Ан-72 разработана его модификация АН-74 (первый полёт в 1983), имеющая самостоят. значение. АН-74 - первый в СССР спей, самолёт для применения в условиях Арктики и Антарктиды. В отличие от Ан-72 может эксплуатироваться в труднодоступных р-нах Крайнего Севера и Дальнего Востока. На лыжном шасси он способен совершать посадку и взлетать на заснеж. аэродромах с глубиной целинного снега до 50 см, а та кже на льду. В герметичной грузовой кабине оборудованы места для работы и отдыха полярников. В состав экипажа включены штурман и бортрадист. На вига ц.-пилотажное оборудование обеспечивает ныполненне полётов в высоких широтах по необорудов. трассам и вне трасс. Самолёт выпускается серийно. Ан-124 "Руслан" (рис. 8 и рис. в табл. XXIX) с четырьмя ТРДД Д-18Т--тяжёлый широкофюзеляжный трансп. самолёт, предназначен для доставки на большие расстояния крупногабаритных грузов. При создании самолёта впервые в СССР применено относительно толстое (12%) стреловидное крыло суперкрнтич. профиля, что в сочетании с тщательной отработкой формы фюзеляжа обеспечило получение высокого аэродинамич. качества и, следовательно, большой дальности полёта. Для уменьшения балансировочного сопротивления самолёт спроектирован с малым запасом статической устойчивости и снабжён системой её улучшения. Высокое весовое совершенство самолёта и технологичность его произ-ва достигнуты в результате использования прессов, панелей крыла длиной 28 м, панелей центроплана из прессов, плит, монолитных вафельных панелей фюзеляжа размером 2,5 X 11 м. На самолёте установлены элементы конструкций из композиц. материалов с площадью поверхности 1500 м2, что позволило снизить массу самолёта на 2 т. Проблема автономности эксплуатации в течение 100 ч налета решена путём применения многостоечного шасси, обеспечивающего взлёт и посадку с бетонированных и грунтовых ВГ1П и оборудованного системой приседания для погрузки-выгрузки самоходной техники; комплекса грузового оборудования, включающего два мостовых крана грузоподъёмностью по 10 т, две лебёдки тягой но 29,4 кН, рольганг; бортовой системы автоматизир. контроля техн. состояния систем и оборудования на 1000 точек; двух вспомогат. силовых установок с электрогенераторами и турбонасосами. Конструктив ными особенностями самолёта являются: высокомеханизир. крыло, двухпалубный гер-метизир. фюзеляж с грузовыми люками в носовой и хвостовой частях, трёхопорное шасси с передней опорок из двух стоек и осн. опорами из пяти стоек каждая. На верхней палубе фюзеляжа расположены кабина сменного экипажа и кабина сопровождающих грузы на 88 мест. Двигатели с вентиляторами диам. 2,3 м установлены на пилонах под крылом и снабжены реверсорами тяги. Электрогидромеханич. САУ самолётом и тягой двигателей работает по избранной программе на всех этапах полёта. Все системы четырёхкратно резервированы. На борту самолёта в системах навигации, автоматич. пилотирования, дистанц. управления и контроля используется 34 ЭВМ. В 1985 на самолёте установлен 21 мировой рекорд грузоподъёмности, а в 1987- мировой рекорд дальности полёта.
    Ан-225 "Мрия" - сверхтяжёлый трансп. самолёт (рис 9 и 15). Создание его является дальнейшим развитием средств возд. перевозок: грузы на нём могут размещаться не только в фюзеляже, но и на внеш. узлах над фюзеляжем. Самолёт предназначен для транспортировки изделий общей массой до 250 т, диаметром до 10 м и длиной до 70 м, в т. ч. ракетных блоков и орбит, корабля ракетно-космич. системы "Энергия - Буран>. Ан-225 был снроек-тирова н и построен за 3,5 года благодаря использованию науч.-техн. потенциала в области аэродинамики, материаловедения, оборудования и конструирования, накопленного при создании самолёта Ан-124, применению САПР при выпуске конструкторской документации, широкой кооперации а аи а предприятий. Осн. проблемами при создании Ан-225 было получение требуемых хар-к устойчивости и управляемости, малого лобового сопротивления самолёта с внеш. грузом, достаточной прочности фюзеляжа. При этом был учтён опыт уникальных перевозок отъёмных частей крыла и центропланов самолётов Ан-124 на самолёте Ан-22. Конструктивными особенностями Ан-225 являются: относительно толстое крыло суперкритич. профиля (макс, толщина центроплана 2,4 м), герметичный фюзеляж с передним грузовым люком, двухкилевое оперение размахом 30 м со стреловидными шайбами высотой И м на


концах стабилизатора, силовая установка из шести ТРДД Д-18Т, трёхопорное шасси с осн. опорами из семи стоек каждая. Сверху на фюзеляже и центроплане размещена универс. система крепёжных узлов для установки крупногайаритных грузов. По своей взлётной массе, массе перевозимого груза, габаритным размерам, мощности силовой установки Ан-225- крупнейший из всех созданных к нач. 90-х гг. самолетов. В одном из испытательных полётов в 1989 на нём было установлено 110 мировых рекордов. Второе направлен/ис деятельности ОКБ - создание многоцелевых самолётов, к-рые могут быть легко переоборудованы в разл. варианты: пасс., грузовой, десантный, санитарный и др.
    Ан-2 с ПД /Ш-62ИР выполнен по схеме расчалочного биплана с однокилевым оперением и неубираюшимея шасси. Развитая механизация крыльев, шасси с большим ходом амортизации и пневматиками низкого давления в сочетании с отличной управляемостью обеспечили самолёту высокие взлётно-посадочные хар-ки и возможность применения на неподготовл. местности. Конструкция металлическая с полотняной обшивкой крыльев и рулей. Схема биплана, как показало время, не устарела Ан-2 выпускается серийно более 40 лет, что само по себе является рекордом. До 1992 построено св. 15 тыс. самолётов в СССР, Польше и КНР. Ан-2 экспортирован в 17 стран.
    На основе Ан-2 созданы многочисл. модификации: пасс, и грузовой (первый полёт в 1948) со складными сиденьями вдоль бортов на 12 чел.; санитарный (1953) на шесть лежачих больных с двумя сопровождающими медработниками; зондировщик атмосферы с турбокомпрессором и кабиной наблюдателя перед килем (на нём установлен рекорд высоты); поплавковый вариант для озёрных и речных авиалиний (1949); лесопожарный самолёт (1962) на поплавках, спец. отсеки к-рых при разбеге наполняются водой (до 1260 л). В полёте вода выливается на очаги пожара. Ан-3 (1980} - специализир. с.-х. самолёт с ТВД-20 (модификация Ан-2, имеющая самостонт. значение), Внешне отличаете и формой носовой части фюзеляжа. Самолёт одноместный, кабина пилота отделена от грузового помещения и оборудована полноценной системой кондиционирования, На Ан-3 установлено новое высокопроизводит. с.-х. оборудование. Улучшена экономичность
    Ан-3 может использоваться, на всех видах работ в нар, х-ве, на к-рых применяется Ан-2.
    Ан-14 (рис. 10 и рис. в табл. XXVI) с двумя ПД АИ-14ЧР положил начало работам ОКБ по созданию СКВП. Самолёт рассчитан на перевозку семи пассажиров либо трёх лежачих больных с сопровождающим медработником и предназначен для полётов на небольшие расстояния. Короткий взлёт и посадку самолёту обеспечили под-косное крыло большого удлинения с малой уд. нагрузкой, двухщелевые закрылки а зависающие элероны, эффективное на малых скоростях полёта двойное вертик. оперение, автоматич. предкрылки по всему размаху. Самолёт применялся в Сов. Армии

 

 

Рис. 15. Транспортный самолёт Ан-225 "Мрия"


как связной, штабной, грузовой и в др. вариантах. Построена св. 300 экз.
    АН-14 послужил основой для создания Ан-28 (рис. 11 и рис. в табл. XXIX), на к-ром установлены экономичные ГТД ср. мощности ТВД-10Б. Появление самолёта Ан-28 вызвано необходимостью расширения области применения трансп. авиации в пределах области и р-на (вплоть до села), доставки пассажиров и грузов в аэропорты, из к-рых совершают полёты скоростные самолёты. Ан-28 способен взлетать с необо- рудов. грунтовых аэродромов дл. 550 м и может заменить на перевозке пассажиров самолёт Ан-2. Крыло Ан-28 по сравнению с крылом АН-14 (в дополнение к автоматич. предкрылку, исключающему сваливание при полётах на больших углах атаки) снабжено запатентов. автоматич. интерцепторами для уменьшения крена (с 36 до 14°) при отказе двигателя. Возд. винты автоматически переходят на большой шаг и не создают отрицат. тяги в случае отказа двигателя. Самолёт оборудован противообледенит. системой. На стабилизаторе установлен предкрылок, повышающий устойчивость и управляемость самолёта, в т. ч. при отказе противообледенит. системы. Блоки пасс, кресел в течение 2-3 мин откидываются к бортам самолёта, и кабина может быть приспособлена для перевозки 1750 кг грузов. Для их погрузки в хвостовой части фюзеляжа имеется большой люк, а на потолке проложены рельсы съёмного погрузочного устройства грузоподъёмностью 500 кг. Ан-28 строился по лицензии в др. странах.
    Третье направление деятельности ОКБ - разработка пасс, самолётов. АН-10 с четырьмя ТВД АИ-20К - ласе, самолёт для перевозки 100 пасс, на возд. линиях ср. протяжённости. Хорошие взлётно-посадочные хар-ки, шасси большой проходимости с пневматиками низкого давления позволили эксплуатировать самолёт на грунтовых аэродромах. Несмотря на значит, диаметр фюзеляжа (4,1 м), аэродинамич. компоновка позволила самолёту достичь макс, крейсерскую скорость 660 км/ч. Была обеспечена возможность продолжать полёт с тремя остановл. двигателями. Самолёт отличался высокой экономичностью и эксплуатировался в Аэрофлоте в 1959-72. На нём установлен в 1961 мировой рекорд скорости для винтовых самолётов -730 км/ч.
    Ан-24 (рис. 12 и рис. в табл. XXVI) с двумя ТВД АИ-24- первый в СССР самолёт с ГТД для местных возд. линий. Ан-24 создан для замены самолётов с ПД (Ли-2 и др.). Особенности самолёта: фюзеляж из панелей клеесварной конструкции; центроплан из монолитных прессов, панелей и лонжеронов; ниж. обшивка фюзеляжа из диме-таллич. (алюминий - титан) листов; микро-эжекторная воздушно-тепловая противообледенит. система; в гондоле правого двигателя установлен дополнит, (разгонный) ТРД РУ19-300 (см. АМ) для автономного запуска двигателей и повышения энерговооружённости самолёта на взлёте. Осн. задача при проектировании - обеспечение эксплуатации с грунтовых аэродромов местных возд. линий и высокой весовой эффективности. Одновременно выпускались модификации: Ан-24 "Торос" (1967) и "Нить" (1978)-для ледовой разведки; Ан-24ПС 1 поисково-спасат., 1968) -для оказания помощи экипажам самолётов и вертолётов, терпящих бедствие на суше и на море; Ан-24ЛП (лесопожарный, 1972)-для ведения патрульной службы и доставки к месту пожара парашютистов с необходимым оборудованием; Ан-24УШ (уч.-штурманский, 1970), Ан-24ШТ (1969)-адм. вариант; Ан-24Т (1965)-грузовой самолёт с люком в ниж. задней части фюзеляжа и др. (всего 29 модификаций). Ввод в эксплуатацию самолёта позволил расширить сеть местных возд. линий ср. и малой протяжённости. На Ан-24 достигнут ресурс в 35 тыс. полётов или 50 тыс. ч. 218 самолётов Ан-24 экспортировано в 23 страны. На самолёте установлен 71 мировой рекорд. Базовый Ан-24 послужил основой для создания ряда модификаций, имеющих самостоят, назначение,- Ан-26, Ан-30 и Ан-32.
    Ан-30 (первый полёт в 1967) создан в творческом содружестве с КБ Г. М. Бериева и предназначен для аэрофотосъёмки и лр. видов работ. В отличие от Ан-24 в носовой части Ан-30 оборудована застекл. кабина штурмана, а в фюзеляже над фотолюками установлено пять аэрофотоаппаратов для плановой и перспективной съёмок в масштабах от 1:5000 до 1:200000. Оборудовано помещение для обработки фотоматериалов. Самолёт позволяет производить аэрофотосъёмку непрерывно в течение 5 ч, фотографируя за 1 ч 5000 км2 земной пов-сти. Ан-30 экспортирован в 7 стран. Ан-ЗОМ - вариант серийного аэрофотосъёмочного самолёта - предназначен для защиты к.-л. "еррнтории или объекта, напр, крупного "зоч. города, от чрезмерных атм. осадков -.тем обработки облаков гранулир. угле-*-слотой или йодистым серебром. Самолёт "::*;ет быть использован и для вызыва---=o э-м. осадков с целью орошения с.-х. -1ЛИЙ. увеличения снежного покрова, борьба с лесными пожарами. На Ан-ЗОМ обо-г.юзаны рабочие места операторов, установлены контейнеры с метеопатронами o" ~. з
    Одновременно с разработкой самолётов з ОКБ создавались безмоторные ЛА. Планёр-паритель А-9 (1948, рис. 13)-одночестный среднеплан дерев, конструкции. На нём установлены один мировой и 13 всес. рекордов. Построено 100 экз. Планёр-паритель А-10 (1951)-двухместный среднеплан дерев, конструкции (пассажир располагается спиной к лётчику). На нём установлены 4 мировых и 7 всес. рекордов. Тренировочный планёр-паритель А-11 ( 1957) - одноместный цельнометаллич. среднеплан с У-образным оперением. Построено 200 экз. Планёр для высшего пилотажа А-13 (1957)-одноместный цельноме-таллич. среднеплан с У-образным оперением. Построено 200 экз. Планёр-паритель А-15 (1960, рис. 14)-одноместный цель-нометаллич. среднеплан с У-образным оперением. На нём установлены 4 мировых и 26 всес. рекордов. В ОКБ создан ряд дельтапланов: уч.-тренировочный "Славутич-УТ" (1979), "Славутич-спорт" для участия в соревнованиях (1980), моторизованный "Славутич-мото" (1982). Лит,: Самолеты конструкции О. К. Антонова, Киев, 1977; Антонов О. К., Десять раз сначала, 3 изд., Киев, 1981; его же, Планеры. Самолеты. Киев, 1990.

Л. М. Гацуц.

"АНАТРА" - марка самолётов, строившихся на з-де, принадлежавшем А. А. Анатре (одесский банкир и предприниматель, выходец из Италии). 3-д в Одессе осн. в 1913, в 1917 вступило в строй его отделение в Симферополе. В 1913-17 выпускались по лицензиям самолёты франц. моделей, а с 1915 начали создаваться самолёты собств. разработки, получившие назв. "А.". Наиболее распространённым из них (ок. 240 экз.) был двухместный разведыват. самолёт "А.-Д" (первый полёт в 1915, см. рис. в табл. VII), применявшийся в 1-й мировой и Гражд. войнах. Он строился в неск. вариантах с двигателями мощн. от 73,5 до 118 кВт, оснащался задней шкворневой пулемётной установкой и мог брать 25-30 кг бомб. Макс. скорость 132-153 км/ч, потолок 4000-4400 м.
АНГАР (франц. пап^аг)- сооружение для техн. обслуживания и ремонта ЛА. Первые з СССР металлич. А. пролётом 36-45 м (совр. А.- до 100 м и более) построены в кон. 20-х гг. Различают А. туннельные и тупиковые, капитальные, сборно-разборные и пневмокаркасные, одно-, двух- и многосекционные. Могут иметь пристройки для производств., адм. и бытовых помещений. Естеств. освещение осуществляется зенитными фонарями (пл. до 25% пл. А.). А. имеют автоматич. ворота с поступат. или складывающимся (гармоникообразным) перемещением полотнищ (скорость от 0,1 до 0,5 м/с); оборудуются кран-балками (грузоподъёмностью до 40 т), доками с многоярусными платформами, стремянками и т.д. За рубежом применяются подвижные площадки, подвешенные к фермам перекрытий.
АНЕМОМЕТР (от греч. апетоа - ветер и те1гёо - измеряю)-см. в ст. Метеорологические приборы и оборудование.
АНЕМОРУМБОМЕТР [от греч. апетоз - ветер, слова "румб" (от греч. гпотЬоа - юла, волчок, круговое движение, ромб) и те!гёо - измеряю] - см. в ст. Метеорологические приборы и оборудование.
АНОКСИЯ (от греч, ап отрицат. приставка и новолат. оху^епшт - кислород) - кислородное голодание, отсутствие кислорода в организме, отд. органах, тканях или крови (аноксемия). А. наступает, в частности, при длит, нахождении человека в условиях значит, понижения давления воздуха (напр., в условиях полёта). Полная А. приводит к смерти. Как синоним А. иногда используется термин гипоксия (при определ. степени А.). "АНСЕТТ" (Ansett Airlines)- авиакомпания Австралии. Осуществляет внутр. перевозки. Осн. в 1936. В 1989 перевеяла 4,33 млн. пасс., пассажирооборот 4.55 млрд. п.-км. Авиац. парк - 46 самолётов. АНТ - марка самолётов, созданных ОКБ А. Н. Туполева до 1942. См. Ту. "АНТЕИ" - назв. трансп, самолёта Д"-22.


АНТЕННА (от лат. antenna - рея) самолётная- устройство для излучения или (и) приёма радиоволн. Число А. разл. назначения на борту совр. самолёта достигает 50 и более. Устанавливаются А., работающие в средневолновом, коротковолновом, метровом, дециметровом диапазонах радиоволн. С 50-х гг. в бортовых раднотехн. системах стал широко использоваться СВЧ диапазон. В этом диапазоне проще обеспечить формирование узких диаграмм направленности с шириной луча в единицы и доли градуса и коэф. усиления, достигающим десятков тысяч. Это позволило использовать бортовые СВЧ А. в прицельных, навигац. и метеорол. радиолокаторах, в ра-днонавигац. системах, в пелен гаи. радио* техн. системах прицеливания и обнаружения облучения самолёта со стороны наземных и бортовых РЛС противника, в системах постановки радиопомех и для др, целен.
    По конструкции различают СВЧ А.: простейшие рупорные и штыревые неподвижные, зеркальные с меха ни ч. сканировани-ем луча, фазированные антенные решётки с электронным сканированием луча, сканирующие и неподвижные линзовые, шеле-вые и др.
    Конструкции А. дальней радиосвязи в КВ диапазоне, применяемые на самолётах в 70-80-е гг., основаны на возбуждении киля, к-рый излучает энергию аналогично "вертик. вибратору. Широко используются в этом диапазоне т.н. А. верхнего питания, работающие на основе возбуждения изолир. части киля. С 80-х гг. на самолётах устанавливаются А. с возбудителями пазового и шлейфового типов; применяются также маг-нитоводно-щелевые возбудители.
    Для самолётных радиостанций метрового и дециметрового диапазонов широко используются вертик. вибраторы штыревого типа, устанавливаемые на пов-сти фюзеляжа. Но они создают дополнит, аэро-дннамнч. сопротивление. Поэтому с 70-80-х гг. на нек-рых отечеств, самолётах стали применяться невыступающне плоскоёмкостные А. Для средств навигации и посадки (диапазон 660-1100 МГц) широко используются вибраторные антенны с вертнк. поляризацией. На самолётах 80-х гг. наряду с такими А. стали применяться невыступающне кольцевые щелевые А.
    С целью снижения массы, аэродинамич. сопротивления и т.п. осуществляется ком-плексирование А. (напр., в одной конструкции объединяются неск. А. разл. диапазонов радиоволн).

В. И. Чесноков. Н. Г. Круглое.


АНТИСИММЕТРИЧНОЕ КРЫЛО - целиком поворотное крыло с центральным расположением шарнира и вертик. осью поворота. При повороте такое крыло будет антисимметричным относительно плоскости симметрии самолёта (см. рис.), отсюда его назв. При малых скоростях полёта А. к. устанавливается под нулевым углом поворота для получения макс, несущих свойств. По мере увеличения скорости полёта крыло поворачивается и устанавливается в соответствующее заданному крейсерскому режиму оптим. положение (оптим. угол стреловидности) для обеспечения макс, значения аэродинамического качества (Кта^) на этом режиме. Ряд особенностей компоновки Л А с А. к. обусловлен её несимметрней. При околозвук, скоростях полёта (Маха число полета Мдо^О.9-1,1} компоновка с А. к. имеет более благоприятное распределение площадей поперечных сечений по длине фюзеляжа и, следовательно, меньшее волновое сопротивление (см. Площадей правило), чем компоновка с симметричным крылом прямой или обратной стреловидности. В отличие от освоенных компоновок с симметричным крылом изменяемой стреловидности (см. Самолёт с крылом изменяемой в полёте стреловидности) для компоновки с А. к. изменение угла поворота практически не влияет на положение фокуса аэродинамического, и поэтому для такой компоновки не требуется наличия развитого неподвижного центроплана. В результате А. к. при

 

Самолёт с антисимметричным крылом


одинаковом размахе может иметь большее удлинение и, следовательно, большее значение /Стах и лучшие несущие свойства. Симметричное отклонение закрылков на А.к. может быть использовано для создания приращения подъёмной силы практически без изменения момента тангажа. В то же время отклонение элеронов может приводить к заметным приращениям момента тангажа. Кроме того, передняя консоль реального упругого крыла имеет большую нагрузку, чем задняя; хвостовое оперение оказывается расположенным в несимметричном поле скоростей из-за скосов потока за А. к. Осн. же недостатком А. к. является возможность дивергенции передней консоли крыла, как и у крыла обратной стреловидности.
    В США в нач. 80-х гг. проходил лётные испытания эксперим. самолёт с А. к.

Л. Е. Васильев.

АНТИЦИКЛОН (от греч. агШ- - против и циклон) - область в атмосфере, характеризующаяся высоким атмосферным давлением. Давление максимально в центре А. и убывает к периферии. Изобарич. пов-сти (пов-сти равного давления) в А. обращены выпуклостью вверх. Линии равного давления (изобары) замкнуты и имеют примерно овальную форму.
    А. развиваются в тропосфере и наряду с циклонами являются частями общей атмосферной циркуляции. В начале развития А. подвижен - движется с запада на восток со скоростью 30-40 км/ч, смещаясь к низким широтам; по мере развития (его размеры в поперечнике могут достигать 1 - 2 и более тыс. км) становится малоподвижным. В Сев. полушарии, где движущийся воздух отклоняется от направления барич, градиента вправо (под действием вращения Земли), движение воздуха в системе А. происходит по часовой стрелке, в Юж. полушарии - против. В ниж. приземном слое атмосферы толщиной в ср. ок. 1000 м (т.н. слое трения) угол отклонения ветра от направления барич, градиента меньше прямого, поэтому линии тока имеют форму спиралей, расходящихся от центра А. (выше слоя трения линии тока прибл. совпадают с изобарами). Возникающее растекание воздуха из ниж. части А. сопровождается его втеканием в верх, часть А. и обусловливает медленное адиабатич. опускание воздуха из верх, части А. в нижнюю. При этом воздух адиабатно нагревается и его относит, влажность снижается. Поэтому темп-ра тропосферы в А. повышена (только над самой пов-стью суши зимой она может быть очень низкой), облачность мала, осадки, как правило, отсутствуют. По мере развития А. и повышения в нём темп-ры растёт н высота А.: замкнутые изобары обнаруживаются на всё более высоких уровнях в тропосфере и в ниж. стратосфере. Летом на высотах 15-50 км возникают и развиваются обширные стратосферные А. с центром над полюсом.

С. С. Гайгеров.


"АНТУАНЕТТ" (Antoineote)- обозначение самолётов и авиац. двигателей, созданных одним из франц. пионеров авиации Л. Ле-вавассёром (Ьеуауаззеиг). Одним из первых удачных самолётов монопланной схемы был "Антуанетт" IV (рис. в табл. III).
АППАРАТ НА ВОЗДУШНОЙ ПОДУШКЕ-трансп. средство для движения по суше, воде, спец. путям, использующее воздушную подушку (см. Шасси на воздушной подушке) как средство создания подъёмной силы для 'Отрыва аппарата от опорной пов-сти или разгрузки его наземного движителя. Возд. подушка уменьшает сопротивление движению или давление аппарата на грунт и, как следствие, повышает его скорость, проходимость, грузоподъёмность.
    По характеру передвижения различают А. на в. п. самоходные и несамоходные (буксируемые); по положению относительно опорной пов-сти - без контакта с ней (амфибийные суда и наземные машины), с контактом {скеговые суда, а также наземные машины с частичной разгрузкой наземного движителя) и бесконтактно-рельсовые (поезда на возд. подушке). Самоходные бесконтактные А. на в. п. относятся к классу ЛА и снабжаются необходимыми устройствами для стабилизации движения и управления полётом. В качестве движителей в самоходных бесконтактных аппаратах используются возд. винты и ГТД, в самоходных контактных - гребные винты, водомёты, шнеки, колёса, гусеницы, а в самоходных бесконтактно-рельсовых - ГТД и линейные электрич. двигатели. Макс, скорость движения самоходных контактных А. на в, п. 45-75 км/ч, бесконтактных-100-150 км/ч, бесконтактно-рельсовых - до 150 км/ч.
    Бесконтактные А. на в. п. используют для перевозки пассажиров и грузов, воен. целей (патрулирование, десантирование живой силы и техники и т. п.), выполнения трансп.-технол. операций при освоении природных богатств в условиях бездорожья (геологоразведочные работы, стр-во магистральных газо- и нефтепроводов, монтаж буровых установок), перевозки крупногабаритных тяжёлых (до 100 т и более) грузов, распыления на полях минеральных удобрений и средств хим. защиты растений.

К. П. Вашкевич.

АППАРАТ С НЕСУЩИМ КОРПУСОМ - летат. аппарат, у к-рого аэродинамич. подъёмная сила в осн. создаётся его корпусом (крыло отсутствует или занимает небольшую часть от площади ЛА в плане). Рассматривалось применение ЛА такой схемы в качестве возвращаемой орбит, ступени космич. корабля многоразового использования. В этой роли А. с н. к. занимают по своим хар-кам промежуточное положение между баллистич. и крылатыми ЛА. Уровень аэродинамического качества позволяет им в определ. пределах маневрировать в атмосфере (в т. ч. в боковом направлении) без затрат топлива и производить посадку в заданном р-не. Для исследования проблем заключит, этапов полёта орбит, ступени в атмосфере в СССР и США был построен ряд эксперим. беспилотных и пилотируемых А. с н. к. Беспилотные А. с н. к. предназначались для исследования проблем входа в атмосферу на больших (гиперзвук.) скоростях, запускались на большие высоты с помощью ракет, на заключит, этапе спуска приземлялись на парашютах. Пилотируемые А. с н. к., напр. Мартин Ма-риеттаХ-24В (США; см. рис. в табл. XXXVI), сбрасывались с самолёта-носителя, могли дополнительно разгоняться и набрать высоту с помощью ЖРД и совершать планирующий спуск и горизонтальную посадку с выключ. двигателем, при этом оценивались устойчивость и управляемость ЛА и их посадочные хар-ки.
Ар-2 - бомбардировщик конструкции А. А. Архангельского, дальнейшее развитие скоростного бомбардировщика Си. Были установлены более мощные двигатели (М-105Р мощи, по 809 кВт), уменьшены размеры крыла и оперения, улучшена форма мотогондол, вместо лобовых радиаторов системы охлаждения двигателей применены крыльевые и т.д. Скорость возросла примерно на 60 км/ч и достигла 480 км/ч. Вооружение -3 пулемёта ШКАС (один верхний и один нижний у стрелка-радиста и один у штурмана); бомбовая нагрузка до 600 кг (при наруж. подвеске до 1500 кг). Установка аэродинамич. тормозных решёток под крылом позволила применять Ар-2 и в качестве пикирующего бомбардировщика. В 1940-41 самолёт строился серийно (выпущено ок. 200 машин) и использовался в начале Вел. Отечеств, войны. См. рис. в табл. XVII.
АРЕНДА ВОЗДУШНОГО СУДНА - договор, по к-рому одна сторона (арендодатель) обязуется предоставить др. стороке (арендатору) возд. судно (с экипажем или без него) в её полное распоряжение во временное пользование за определ, плату. Заключается обычно между авиапредприятиями. Договор А. в. с. предусматривает цели использования возд. судна, ответственность арендатора за порчу или утрату возд. судна, происшедшие по его вине, его обязанность производить текущий ремонт возд. судна. Договор предусматривает обычно предоставление определ. услуг, связанных с эксплуатацией арендованного возд. судна, права и обязанности экипажа и др. Предоставление арендатором возд. судна в субаренду допускается только с согласия арендодателя. По истечении срока договора арендатор должен возвратить возд. судно в том состоянии, в каком он его получил, с учётом нормального износа. Арендодатель обязан застраховать возд. судно (см. Страхование воздушное).
    В нек-рых гос-вах существуют авиапред-приятия, специализирующиеся на заключении и исполнении договоров А. в. с. с предоставлением всего комплекса или отд, видов наземного обслуживания.
АРЕСТИ КУБОК-переходящий приз, учреждённый Международной авиационной федерацией (ФАЙ) в 1960 по предложению почётного президента Между на р. комиссии ФАЙ по высш. пилотажу исп, летчика X. Аре-сти (Агевт.!),' именем к-рого и назван кубок. А. к. изготовлен из золота, серебра, бриллиантов, инкрустирован золотыми медалями и эмблемами нац. аэроклубов. Вручается на чемпионате мира по высш. пилотажу на порш. самолётах (проводится один раз в два года} лётчику, набравшему наибольшее число очков по сумме четырёх упражнений по программе чемпионата мира. Впервые А. к. был вручён в 1970 в Великобритании абс, чемпиону мира И. Н. Егорову (СССР). В 1972 кубок завоевал Ч. Хиллард (ШПаго1, США). в 1974 чемпионат не проводился, в 1976-В. С. Лецко (СССР), в 1978-И. Тучек (Тис'ек, Чехословакия), в 1980 - Л. Лауденслейгер (Ьоис1еп51адег, США), в 1982-В. В. Смолин (СССР), в 1984 и 1986- П. Ирмус (1ггпи5, Чехословакия), в 1988 -Г. Хейг (На^Н, США), в 1990- К. Бесьер (Вез51еге, Франция). В соответствии с утверждённым положением А, к. является нац. достоянием Испании, АРЖАНИКОВ Николай Сергеевич (1905- 82) - сов. учёный в области аэродинамики, проф. (1935), засл. деятель науки РСФСР (1955). Окончил МГУ (1926). "в 1929-31 работал в ЦАГИ, в 1939-40 первый зам. нач. ЦАГИ. В 1930-82-в МАИ. где был деканом самолетостроит. ф-та, зам. директора по уч.-науч. работе, заведующим мн. кафедрами. В 1943-46 в НК.АП СССР, затем (до 1956) нач. Гл управления Мин-ва высш. и ср. спец. образования СССР. Награждён орденом Октябрьской Революции, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденами Дружбы народов, "Знак Почёта", м едал я м и,
АРКТИЧЕСКАЯ ВОЗДУШНАЯ ЭКСПЕДИЦИЯ 1937. 13 февр. 1936 Политбюро ЦК ВКП<6) прин'яло решение об орг-ции в Арктике дрейфующей на у ч, станции, пред- назначенной дчя прпврлрния ОКеанОГрафич., метеорол. и геофиз. исследований в интересах


Самолёты АНТ-6 на Северном полюсе.

нар.-хоз. освоения Крайнего Севера (в т. ч. судоходства по Сев. мор. пути), обеспечения планировавшихся трансарктич. перелётов сов. самолётов и т. п. После рассмотрения разл. способов доставки на Сев. полюс полярников и грузов был принят вариант транспортировки их самолётами с

Маршрут перелёта Москва- Северный полюс.

посадкой на лёд. Начальником первой сов. высокоширотной экспедиции "Север I" был назначен акад. О. Ю. Шмидт, его зам. -М. И. Шевелёв (нач. Управления полярной авиации Главсевмориутн). Начальником полярной станции "Северный пол юс-1" был утверждён И. Д. Папаннн: в персонал станции были также включены гидролог и гидробиолог П. П. Ширшов, геофизик и астроном Е. К. Фёдоров, радист Э. Т. Кренкель. В качестве трансп. самолетов выбрали АНТ-6 А. Н Туполева (см, Ту), отвечавшие необходимым требованиям по грузоподъёмности и дальности полёта. 4 таких самолёта, назв. "Авиаарктнка", были доработаны применительно к арктич. условиям (кабины экипажа сделали закрытыми, улучшили герметизацию самолёта и т. д.}. Самолёты оснастили усовершенств. радиосвязным оборудованием; кроме того, ввиду ненадёжной работы магн. компасов в высоких широтах (из-за близости Сев. магн. полюса) дополнительно установили астрономич. навигац. средства и только ещё начавшие находить применение радиокомпасы. Командиром лётного отряда и флагманского АНТ-6 (бортовой № Н-170) был назначен М. В. Водопьянов. Командиры др. машин: В. С. Молоков (Н-171), А. Д. Алексеев (Н-172), И. П. Мазурук (Н-169). Для разведки погоды и ледовой обстановки в отряд включили также двух двигательный самолёт АНТ-7 (Н-166, ком. П. Г, Головин]. Исходная база для броска на полюс была организована на о. Рудольфа (архипелаг Земля Франца-Иосифа), расположенном у 82° с.ш. (в 900 км от Сев. полюса). Туда заблаговременно по морю доставили запасы горючего и продовольствия, был установлен радиомаяк и подготовлен аэродром. Перебазирование отряда самолётов из Москвы на о. Рудольфа ввиду неблагоприятных погодных условий и весенней распутицы на промежуточных аэродромах заняло около месяца {с 22 марта по 19 апр. 1937). Летели с посадками в Холмс горах (здесь на самолётах колёсное шасси заменили лыжами), Нарьян-Маре и на полярной ст. Маточкин Шар. На о. Рудольфа снова продолжалось вынужд ожидание лётной погоды. 5 май во время очередного разведыват, полёта Головин со своим экипажем АНТ-7 (штурман А, С. Волков, радист Н. Н. Стромилов, механики Н. Л. Кекушев и В. Д. Терентьев) пролетел над полюсом и вернулся на базу (это был первый полёт сов. самолёта над Сев. полюсом). Флагманский корабль стартовал 21 мая ив II ч 35 мин совершил посадку в р-не Сев. полюса. Первыми сов. людьми, вступившими на полюс, были командир корабля Водопьянов, флаг-штурман экспедиции И. Т. Спирин, второй пилот М. С-Бабушкин, ст. механик Ф. И. Бассейн,

Папанинцы провожают самолёты в обратный путь.

П. П. Петенин и К. И. Морозов, бортрадист С. А. Иванов, Шмидт, Папанин, Фёдоров, Ширшов, Кренкель и киноопера тор М. Я. Трояновский. Остальные АНТ-6 вылетели на исходе 25 мая, но собраться в группу не смогли и пробивались к полюсу поодиночке. Молоков вышел на лагерь и произвёл там посадку 26 мая утром. Алексеев сел недалеко от полюса и от лагеря и перелетел туда 27 мая. В более сложном положении оказался Мазурук, к-рый посадил самолёт на площадку, потребовавшую значит, расчистки для взлёта. Кроме того, неполадки в радиоаппаратуре не позволили ему быстро установить связь с лагерем и др. полярными станциями. Он прилетел в лагерь 5 июня. 6 июня состоялось торжеств, открытие ст. "Северный полюс-1", в тот же день самолёты, доставившие на полюс зимовщиков и 10 т грузов, отправились в обратный путь по маршруту Сев. полюс - о. Рудольфа (там остался самолёт Мазурука для оказания при необходимости помощи папанинцам) - Амдерма - Архангельск - Москва. 25 июня участников возд. экспедиции торжественно встречали на центр, аэродроме столицы. 27 июня Папанину, Шмидту, Шевелёву, Спирину, Алексееву, Мазуруку, Головину, Бабушкину было присвоено звание Героя Сов. Союза; Водопьянов и Молоков, удостоенные этого звания в 1934 за спасение челюскинцев (см. Челюскинская эпопея), были награждены вторым орденом Ленина. Орденом Ленина были награждены также Кренкель, Фёдоров, Ширшов. Гос. награды получили и др. участники экспедиции. Полярная ст. "Северный полюс-1" выполнила поставл. задачи, в т. ч. участвовала в метеорол. обеспечении ~.?релётов экипажей В. П. Чкалова и М. М. Г Сомова через Сев. полюс в Америку, а также последнего полёта экипажа С. А. Леваневского и экипажей, участвовавших в Папанинцев сняли моряки ледокольных пароходов "Мурман" 19 февр. 1938 у берегов Грин-ландии (за 274 сут дрейфа льдина ила св. 2500 км).
В. П. Шенкин.
"АРМСТРОНГ УЙТУОРТ"(Sir W. G. Armstrong, Whitwiroth Aircraft, Ltd)-само-лётостроит. фирма Великобритании. Образована в 1921 как дочерняя компания крупного кораблестроит. концерна "Армстронг, Уитуорт энд компани" (81г XV. О. АггтЫ-гопе, №пй\уог1п апс) Со., Ш). В 1935 стала дочерней компанией концерна "Хокер Сидли", в 1961 после объединения с фирмой "Глостер" стала называться "Уитуорт Глостер эркрафт" (\\'Ы("'ог(п С1о5(ег А1гсга(1, Ни]. Утратила статус компании и своё назв. при реорганизации концерна в 1963. К наиболее известным самолётам фирмы относятся истребитель-биплан "Сис-кин" (первый полёт в 1922, построено св. 400), разведчик-биплан "Атлас" (1925), тяжёлый бомбардировщик "Уитли" (1936, построено св. 1800), бомбардировщик и трансп. самолёт "Албемарл" (1943), реактивный палубный истребитель "Си хоук" (1947, конструкция фирмы "Хокер"), пасс, самолёты "Аталанта" (1932), "Энсайн" (1938), "Аполлон" (1949), реактивные ночные истребители "Метеор" Мк.П-Мк.14 (1950- 53, построено 575 на основе исходного самолёта фирмы "Глостер"), пасс., грузовой и воен.-трансп. самолёт "Аргоси" (1959).
АРРЕТИР [нем.Arretier), от франц. аггеЧег - останавливать, фиксировать] - устройство для закрепления чувствит. элемента разл. приборов в нерабочем положении. Применяется обычно для предохранения чувствит. элемента от повреждений при транспортировке и монтаже. В авиац. гирос-копич. приборах (гировертикалях, курсовых и инерциальных системах и др.) А. применяется также для фиксации рамок карда-нового подвеса в заданном положении с целью ускорения выхода гироблока в исходное положение.
АРСЕНЬЕВСКОЕ АВИАЦИОННОЕ ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ им Н. И. Сазыкина - берёт начало от образованного в 1936 в пос. Семёновка (ныне г. Арсеньев Приморского края) авиаремонтного з-да № 116 Дальневосточной возд. армии. В. 1941-45 з-д построил 2935 самолётов УТ-2. В дальнейшем з-д, получивший назв. "Прогресс", выпускал самолёты Як-18, Як-50, Як-55, Лк-14, планёр /4-15, аэросани "Север-2" и Ка-30, вертолёт Ми-24. В 1979 на основе з-да образовано ПО. Носит имя Николая Ивановича Сазыкина - директора з-да в 1959-76. Пр-тие (объединение) награждено орденами Октябрьской Революции (1986), Трудового Красного Знамени ( 19771. АСПИРАЦИОННЫЙ ПСИХРОМЕТР - см. в ст. Метеорологические приборы и оборудование.
АССОЦИАЦИЯ АВИАЦИИ И КОСМОНАВТИКИ ФРАНЦИИ (АввоааИоп Аёго паиЩие е! АМгопаиЩие Йе Ргапсе). Осн. в 1927 в результате слияния Ассоциации франц инженеров и техников в области авиации и космонавтики (АззоЫаНоп Ргапса^зе <1ез (пдётеигб е{ ТесЬтаепк Йе 1'Аёгопаи-Ицие е( ее ГЕзрасе), существовавшей с 1945, и франц. астронавтического об-ва (5ос1ё(ё Ргапса1ве сГА5{гопаиЩие), осн. в 1955. Имеет техн. секции по аэродинамике, материаловедению, силовым установкам, ЛА авиации общего назначения и др. Организует проведение междунар. симпозиумов, ежегодных науч. чтений памяти Л. Бле-рио и О. Лилиенталя, коллоквиумов по аэродинамике и авиац. акустике и т. д. Издаёт ежемесячный науч.-техн. журнал "Ь'Аёго-паиНдие е1 ГА5(гопаи^ие".
АСТРОНАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ - предназначаются для определения в полёте координат местоположения и курса ЛА с помощью астрономич. измерений. Могут быть ручными, полуавтоматич. и автоматическими. К А. с., работающим на принципе оптич. пеленгации светил или радиопеленгации Солнца, относятся астроинерциальные системы (АИС), комплексные автономные астронавигац. системы (АНС), астрокомпасы (АК), полуавтоматич. и ручные секс танты. В качестве астродатчиков в АИС, АНС и АК используются автоматич. оптичастропеленгаторы и радиоастропеленгаторы. Координаты местоположения и курс ЛА определяются по измеренным угловым координатам светил в одной из навигационных систем координат. АИС конструктивно выполняется в виде единой системы, состоящей из системы гиростабилизации и астропеленгатора. АИС обеспечивает также определение и выдачу потребителям углов крена и тангажа, а также составляющих вектора путевой скорости. Для демпфирования колебаний вертикали в АИС может быть предусмотрена коррекция от доплеровского измерителя скорости и угла сноса. Стабилизация платформы, на к-рой в А. с. установлен астропеленгатор, осуществляется с помощью гировертикалей, гироинерциальных систем и курсовертикалей. Для определения углов наведения астропеленгатора в вычислитель АНС поступают от авто номных систем или от ЭВМ навигац. комплекса координаты ЛА, или же они вычисляются по данным датчиков скорости и курса. Затем эти координаты и курс корректируются по данным астроизмерений. В нек-рых АНС наряду с оптическими приме няются радиоастропеленгаторы, работающие по радиоизлучению Солнца и обеспечивающие измерение курсового угла. В астрокомпасах, предназначенных для измерения курсового угла светила, для стабилизации углов наведения используются маятниковая вертикаль или данные об углах крена и тангажа от любой гировертикали. Курс определяется как разность между вычисл. азимутом светила и курсовым углом. Погрешности А. с. составляют по координатам 3-15 км, по курсу 3-30' и не зависят от продолжительности полёта. Поэтому А. с. используют на ЛА, пред назначенных для дальних или длит, полё тов. >

С. Г. Харин.

АСТРОНАВИГАЦИЯ (от греч. astron - звезда и навигация) летательных ап паратов - раздел навигации ЛА, рассматривающий принципы построения астронавигационных систем и методы их использования для навигации ЛА, а также совокупность операций по определению в по лёте положения ЛА относительно земной пов-сти с помощью астрономич. средств и методов. Достоинства А.- автономность работы и независимость погрешностей астронавигац. систем от продолжительности полёта. Недостаток - зависимость от метеоусловий.
АТАКА ЦЕЛИ - этап боевой операции самолёта (группы самолётов), состоящий из действий, направленных непосредственно на поражение цели. В общем случае включает боевое маневрирование для выхода в зону возможных пусков оружия, слежение за целью информац. средствами для измерения её текущих координат, пуск оружия, управление полётом оружия на траектории или его информац. поддержку. Начинается атака, как правило, с момента окончания режима распознавания цели бортовыми информац. средствами (см. Прицельно-навигационная система), если самолёт при этом оказался в зоне возможных атак. В противном случае её начало должно быть отнесено к моменту входа в эту зону. При использовании оружия, запускаемого без информац. контакта с целью, атака может начинаться с подготовит, операций в заранее выбранной точке маршрута. После атаки может вновь осуществляться поиск целей или самолёты могут перестраиваться для возвращения на базу. Состав действий во время атаки существенно определяется типом атакуемой цели (воздушной, наземной, надводной и т. д.) и особенностями применяемого оружия. Напр., при использовании ракет с полуактивными головками самонаведения или ракет с командным наведением атака может завершиться лишь после окончания наведения ракеты. При этом самолёт вынужден маневрировать таким образом, чтобы не сорвать наведение. Применение ракет с активными головками самонаведения позволяет прекратить атаку сразу после пуска ракеты. Атака является наиболее напряжённым этапом боевой операции как с точки зрения функцион. загрузки экипажа, так и по числу одновременно функционирующих бортовых систем и в наибольшей степени определяет успех всей боевой операции.

А. С. Исаев.

АТМОСФЕРА Земли (от греч. atmo и aphaira - шар)-газовая (воздушная) среда вокруг Земли, к-рая вращается вместе с Землёй как единое целое. А. состоит из воздуха - азота, кислорода и незначит. количеств др. газов (см. табл.). По характеру изменения с высотой осн. физ. свойств и состава воздуха А. подразделяют на неск. слоев (см. рис.). В слое А. до

 

Рис. Вертикальное распределение температуры, давление и плотности атмосферы (для нижних кривых шкала внизу, для верхних-наверху).


выс. 100-110 км происходит сильное перемешивание газов и её состав мало меняется. Этот слой наз. гомосферой (или-турбосферой). Выше расположен слой А., к-рый называют ге те р о сф е ро и. Переходный слой между ними носит назв. т у р б о-паузы.
    По характеру изменения темп-ры с высотой выделяют слои: тропосфера (выс. от О до 1 1 км) - характеризуется понижением темп-ры воздуха с высотой; стратосфера (1 1 -50 км) - наблюдается рост темп-ры; мезосфера (50-85 км)-понижение темп-ры с высотой; термосфера (85- 800 км) -опять рост темп-ры. Выше термосферы расположена экзосфера, характеризующаяся высокой степенью разреженности воздуха и его "ускользанием" в космич. пространство. Границы слоев в значит, степени условны, меняются в зависимости от времени и места и представляют собой переходные слои толщиной от неск. сот метров до неск. км и носят назв. Тропопауза, стратопауза, мезопауза итермопауза. Основываясь на др. хар-ках воздуха, в А. можно выделить и др. слои. Напр., поглощая УФ радиацию, кислород О2 диссоциирует (распадается) на атомы. С высотой возрастает доля диссоцииров. кислорода, к-рый, взаимодействуя с О2, образует озон О3. Макс, концентрация озона наблюдается на вые. 25- 28 км в стратосфере. Область А. между 10 и 50 км иногда наз. озоносферой. Здесь в значит, степени поглощается УФ часть солнечного спектра, губительная для биологич. форм жизни на Земле. УФ солнечная радиация является гл. фактором нагревания воздуха в стратосфере. Важную роль в формировании структуры и термич. режима А. играют озон О3, углекислый газ СО2 и водяной пар. Содержание углекислого газа меняется в связи с жизнедеятельностью растений, индустриальными загрязнениями, газообменом между А. и океаном. Углекислый газ слабо поглощает КВ солнечную радиацию, но задерживает ДВ (тепловое) излучение земной пов-сти, к-рое и является осн. источником поступления теплоты в А., и значительно уменьшает теплоотдачу Земли в космич. пространство, создавая т. н. парниковый эффект. Солнечная радиация, приходящая в А., частично поглощается содержащимися в ней водяным паром, озоном и аэрозолями, рассеивается в А., а частично отражается от земной пов-сти; осн. доля солнечной радиации поглощается пов-стью Земли. Преобладающая масса водяного пара сосредоточена в тропосфере, где его содержание сильно меняется из-за колебаний температуры. Здесь происходят осн. процессы, определяющие погоду. В разл. широтах над пов-стью океана, суши, снега и льда образуются тёплые и холодные возд. массы с переходными зонами - атмосферными фронтами. В условиях преобладающего в тропосфере падения темп-ры с высотой восходящие потоки воздуха (в особенности на фронтах) образуют облака и атм. осадки всех видов. Развиваются крупномасштабные вихри: внетропич. циклоны и антициклоны, вихри меньшего масштаба - тропич. циклоны (ураганы и тайфуны), мелкомасштабные вихри, разрушит, смерчи. Атмосферная циркуляция в тропосфере связана гл. обр. с распределением темп-ры, атм. давления и влиянием отклоняющей силы вращения Земли. В циркуляции А. в тропиках участвуют пассаты - ветры ниж. тропосферы, на-правл. от субтропич. широт обоих полушарий в сторону экватора. Зона встречи пассатов обоих полушарий носит назв. внутри-тропической зоны конвергенции. В умеренных широтах преобладают зап. возд. потоки. В верх, тропосфере вблизи тропопаузы в зонах большой неоднородности полей метеорологич. элементов образуются тропосферные струйные течения - относительно \зкие возд. потоки большой горизонтальной протяжённости со скоростями ветра более 100 км/ч.
    На формирование климата влияют кол-во солнечной радиации, поступающей в соответствующие широтные зоны Земли, особенности подстилающей пов-сти (континент, море, ледник, пустыня и т. д.) и циркуляция А. Результаты многолетних наблюдений климатич. хар-к приземного слоя А. учитываются при изыскании, проектировании, стр-ве и эксплуатации аэродромов. Сведения о режиме ветра позволяют, напр., определить необходимые размеры аэродрома, -чело и расположение ВПП. Климатологич. данные об облачности, метеорологической ^^льности видимости, высотах снежного покрова, гололёда, темп-ре, давлении, влаж-гости воздуха важны для оценки лётно-ме-'сорологич. условий каждого аэродрома.
    Данные о приземной А. обеспечивает сеть метеорологич. станций. Аэрологическое зондирование до вые. 20-30 км проводится с помощью радиозондов. Метеорологич. радиолокаторы и ИСЗ (см. Метеорологические приборы и оборудование) дают необходимые авиации сведения об облачности, осадках, атмосферной турбулентности.
    С 1950-х гг. началась разработка методов искусств, воздействия на нек-рые процессы в тропосфере. Наиболее доступно рассеяние переохлажд. туманов (темп-ра ниже 0°С) и низкой облачности над аэродромами, ВПП введением льдообразующих реагентов (твёрдая углекислота, пропан). Проводится защита от градобитий введением нек-рых реагентов (напр., йодистое серебро А§1) в градоносные кучевые облака с помощью ракет и зенитных снарядов.
    Полёты совр. ЛА происходят вблизи тропопаузы, к-рая чётко выражена на экваторе и в тропиках. У полюсов тропопауза выражена хуже, зимой нередко размывается. В субтропиках наблюдаются разрывы тропопаузы, обычно сопровождающиеся сильными струйными течениями.С развитием авиации и космонавтики возрастает практич. значение исследований высоких слоев атмосферы для разработки методов метеорологич. обеспечения полётов ЛА в верх. А., т.е. слоев, рас-полож. выше тропопаузы.
    Режим темп-ры и ветра в стратосфере летнего полушария определяется областью тёплого воздуха и антициклоном с центром у полюса, образование к-рых обусловлено поглощением УФ солнечной радиации в верх, части озоносферы в условиях полярного дня. В ниж. стратосфере темп-ра мало меняется, а выше 25 км возрастает с высотой. В районе стратопаузы (на вые. ок. 50 км) летом темп-ра поднимается до 10°С. Преобладают вост. ветры, скорости к-рых растут от полярных к средним широтам, достигая 50 м/с. Распределения теми-ры, плотности, давления и ветра в стратосфере относительно устойчивы лишь летом и подвергаются сильным и внезапным изменениям зимой и в переходные сезоны. В стратосфере зимнего полушария (вследствие радиац. охлаждения) формируются область холода и циклон с центром над полюсом. Область холодного воздуха с темп-рой ок. -80°С в полярных р-нах расположена на вые. ок. 25 км. Выше темп-ра возрастает до максимума на вые. ок. 50 км. В области циклона преобладают сильные зап. ветры, макс, скорости к-рых на вые. более 40-50 км могут превышать 100 м/с. Зимой происходят внезапные стратосферные потепления, при к-рых темп-ра может превосходить летний максимум. Эти возмущения (причина к-рых полностью не выяснена) носят динамич. характер. Осн. причиной зимних стратосферных потеплений считается влияние крупномасштабных возмущений тропосферы. Зимой в Сев. полушарии при стратосферных потеплениях может происходить полная перестройка зимней циркуляции с замещением области холода и циклона над Сев. полюсом областью тепла и антициклоном. В Юж. полушарии таких перестроек не происходит, что связано с большой интенсивностью зимнего полярного циклона над Антарктикой в тропосфере и стратосфере.
    Темп-ра зимой в верх, мезосфере, особенно в полярных р-нах, выше, чем летом. Летом в мезосфере в зонах, располож. от 40° широты к полюсам, на вые. 70-94 км образуются т. н. серебристые облака. Стратосферная циркуляция представляет единую систему на вые. ок. 25 км и до мезопаузы.
    Выше мезопаузы, начиная с вые. ок. 85 км, расположена термосфера. Кинетич. темп-ра А., определяемая тепловым движением молекул воздуха, возрастает в термосфере до вые. ок. 250 км. Выше рост темп-ры замедляется (область изотермии). При этом, как показали данные торможения ИСЗ, в годы максимума 11-летнего цикла солнечной активности, по сравнению с годами её минимума, темп-ра в области изотермии может возрастать на 1000 К. Выше турбопаузы, располож. на вые. ок. 110 км, начинается гетеросфера, где молекулярное перемешивание преобладает над турбулентным и происходит изменение состава А. Выше 160 км каждый компонент А. имеет свой вертик. профиль распределения согласно барометрической формуле. Поэтому концентрация лёгких газов падает с высотой медленнее, чем тяжёлых, и происходит увеличение относит, содержания лёгких газов в А. В результате диссоциации увеличивается содержание атмосферного кислорода, особенно интенсивно поглощающего УФ радиацию Солнца, что способствует росту темп-ры с высотой. На вые. от 0,2 до 40 тыс. км располагаются радиац. пояса Земли, в к-рых магн. поле Земли удерживает заряж. частицы. Взаимодействие корпускулярного излучения Солнца (т. н. солнечного ветра) с магн. полем Земли формирует её магнитосферу.
    При сильных солнечных вспышках или интенсивных корпускулярных потоках возникают полярные сияния, деформация магнитосферы, возмущения ионосферы, магн. бури. Во время солнечных вспышек создаётся опасность радиац. облучения экипажей пилотируемых космич. кораблей и сверхзвук. ЛА при полёте в стратосфере. Для принятия своеврем. мер обеспечения безопасности полётов составляются долгосрочные, краткосрочные и оперативные прогнозы солнечного корпускулярного излучения. См. также ст. Международная стандартная атмосфера.

С. С. Гайгеров.

АТМОСФЕРНАЯ ТУРБУЛЕНТНОСТЬ - одно из характерных свойств атмосферы Земли, состоящее в беспорядочном изменении давления, темп-ры воздуха, скорости и направления ветра (см. Турбулентность). Турбулентный режим способствует тепло- и влагообмену в атмосфере Земли; наблюдается в пограничном слое атмосферы, простирающемся над равнинами умеренных широт до вые. 1 км. Турбулентность обусловлена топографич. неоднородностью пов-сти Земли, её теплофиз. свойствами, приводящими к неравномерному в пространстве нагреванию (охлаждению), особенностями вертик. профилей темп-ры и скорости возд. потоков (см. Вертикальный разрез атмосферы). На вые. 50-150 м наблюдаются значит, вертик. градиенты скорости ветра (см. Сдвиг ветра), порождающие динамич. турбулентность, или большие вертик. градиенты температуры (летом), вызывающие термич. турбулентность. В этих условиях наблюдаются сильные горизонтальные н верти к. порывы ветра, существенно влияющие на взлёт н посадку Л А (см Атмосферное возмущение). В свободной атмосфере (нал пограничным слоем) возд. течения, особенно в ясном небе и верх, тропосфере, могут быть также турбулизироваиными в областях струйных течений, где наблюдаются большие верти к. градиенты скорости. Интенсивная А. т. вызывает болтанку ЛА. Вероятность турбулентности при ясном небе в умеренных широтах составляет 10%, в т. ч. сильной ок. 0,4%. в ниж. стратосфере до вые. 20 -25 км - соответственно I н 0,05%. Толщина турбулентных зон тропосферы во много раз меньше горизонтальных размеров; в 80% случаев толщина не более 1000 м, а горизонтальные размеры меньше 150 км, в ниж. стратосфере - соответственно 300 м и 80 км. Эти зоны всегда имеют резкие границы.
    Возникновение А. т. связано с потерей гндродинамич. устойчивости потока и генерацией волновых возмущений, потерей ус тойчивости и вырождением волновых возмущений, генерацией турбулентности и диссипацией турбулентной энергии в теплоту. Знание хар-к А т. необходимо для решения мн. теоретич. и практич. задач в авиации. Лит,: Монин А. Г,., Яглоч А М., Статистическая гидромеханика, ч. 1 -2, М., 1965-67; Турбулентность в свободной атмосфере, 2 изд.. Л., 1976

Н. 3. Пинуc.

АТМОСФЕРНАЯ ЦИРКУЛЯЦИЯ - сиетема крупномасштабных возд. течений над земным шаром или полушарием. А. ц. обусловлена неоднородным распределением темп-ры и атмосферного давления, возникновением т. н. барич, градиента; получаемая энергия А. ц. расходуется на трение, но непрерывно пополняется за счёт солнечной радиации. Направление возд. течений определяется барич градиентом, вращением Земли, влиянием подстилающей пов-сти.
    В тропосфере к А ц. относятся пассаты, муссоны, возд. течения, связанные с циклонами и антициклонами, в стратосфере - преим. зональные возд. течения (лап. -зимой и вост.- летом}. Перенося воздух, а с ним теплоту и влагу из одних широт и регионов в другие, А. ц. является важнейшим клнматообраэующим фактором.
    В ниж. тропосфере тропич. зоны преобладает циркуляция, вызываемая пассатами - устойчивыми ветрами: северо-восточным - в Сев. полушарии и юго-восточным - в Юж. полушарии (наблюдаются в течение круглого года в среднем до вые. 4 км). Над областью пассатов в ср. и верх, тропосфере преобладают зап. возд. течения. Над нек-рыми участками тропич. зоны, в особенности в бассейне Индийского ок., преобладает режим мхчч'инной циркуляции (эим-ннй муссон совпадает с пассатом, летний муссон обычно имеет противоположное на правление). В тропосфере умеренных широт на перифериях субтропич. антициклонов обоих полушарий преобладает зап. перенос. В ннж. части тропосферы полярных р-нов преобладают вост. ветры. В ср. широтах, в зоне больших горизонтальных градиентов темп-ры н давления, возникают тропос ферные фронтальные зоны, струйные течения, циклоны и антициклоны, к-рым и осуществляется межширотный воздухообмен, А. ц. в тропиках также не является изолир. от внетропич. циркуляции. Частое и интенсивное развитие циклонов и антициклонов внетропич. широт приводит к образованию клнматич. областей низкого и высокого давления, к-рые хорошо выражены на многолетних картах атм. давления. Высокие циклоны и антициклоны простираются в верх, тропосферу и ниж. стратосферу, однако в среднем вследствие общего со гл а со в. убывания давления и темп-ры от низких к высоким широтам в этой части атмосферы преобладает зап. перенос. Выше 20 км А. ц. носит сезонный муссонный характер, что обусловлено радиан, балансом стратосферы. Следствием этого является преобладание летом восточного, а зимой зап. возд. течения. Термин "А. ц." применим также к атм. движениям, возникающим над небольшимн площадями земной пов-сти (местная циркуляция) ,- береговым ветрам (брнзам), горно-долинным ветрам И т. п. С. С. Гайгеров.
АТМОСФЕРНОЕ ВОЗМУЩЕНИЕ в динамике полёта - перемещение возд. масс. вызывающее изменение параметров движения ЛА (для космнч. ЛА за А. в. принимают также отклонение значений плотности воздуха по трассе и высоте полёта от принятых в расчётах). Различают след, типы А. в., отличающиеся временными хар-ка-ми,- ветер, воза, порыв, сдвиг ветра и атмосферная турбулентность (см. также Болтанка ),
    Ветер как А. в. рассматривается обычно в на вига ц. задачах, в к-рых учитывается, напр., действие струйных течений. Действие ветра может создать расчётный случай при выборе размеров органов управления Л А. Напр,, их размер должен обеспечивать балансировку при взлёте, заходе на посадку и посадке при заданных в требованиях к самолёту скоростях бокового и попутного ветра.
    Воздушный порыв (ВП) --- изменение скорости ветра (или возд. потока) за относительно небольшое время (обычно до 10 с), меньшее, чем время затухания осн. вида возмущённого движения ЛА. Воэд. порывы, как правило, задаются в связанной системе координат, поэтому ВП разделяют на продольный, боковой и вертикальный В расчётах ВП характеризуется профилем скоростей и макс, значением скорости ло-рыва. Обычно рассматриваются ступенчатый или градиентный профили ВП (см. рис.).
    ВП, действуя на Л А, вызывает изменение воздушной скорости, угла атаки и угла скольжения, приводя к изменению аэроди-намнч. нагрузок на конструкцию и к воз-никнивению вп *\к шённого движения Л А. кар-ки к-рого должны удовлетворять опре-дел. требованиям. Напр., по "Нормам летной годности гражданских самолётов СССР" требовалось, чтобы при действии на самолёт на крейсерском режиме полёта ступенчатого восходящего ВП с заданной скоростью угол атаки самолета не превосходил допустимый. Кроме того, воздействие градиентного ВП с нарастанием скорости на длине пути 30 м является одним из расчётных случаев проверки конструкции самолёта на прочность. А. в. в виде ВП рассматривается в задачах динамики полёта при оценке хар-к устойчивости и управляемости ЛА. а также для оценки безопасности полёта.
    Вследствие того что А. в.- величина случайная, для оценки безопасности полёта при наличии А. в. пользуются методами статис-тич. динамики, задаваясь распределением вероятности встречи с А. в. определ. интен сивности.

А. Г. Обрубов.


АТМОСФЕРНОЕ ДАВЛЕНИЕ - гидростати ч. давление, оказываемое атмосферой на все находящиеся в ней предметы. В каждой точке определяется весом вышележащего столба воздуха и убывает с высотой: на вые. 5 км, напр., составляет половину от нормального, за к-рое принимают 101 325 Па (760 мм ртутного столба),-- см. Международная стандартная атмосфера.
    А. д. распределено по земному шару неравномерно, что обусловлено в первую очередь неодинаковым притоком солнечной радиации в разл. широтах Земли и разл. свойствами земной пов-сти, особенно в связи с её разделением на сушу и море; неравномерность распределения А. д. является причиной атмосферной циркуляции.
    В глобальном распределении на многолетних картах-ср. А. д выявляется зональная н ячейковая структура полей А. д. на уровне моря. При этом обнаруживаются как пост, (перманентные), так и сезонные области высокого и низкого А. д. (центры действия атмосферы). К постоянным относятся экваториальная область пониж. давления (экваториальная депрессия) и субтропич. пояса высокого давления в обоих полушариях с центрами антициклонов над каждым океаном (наиболее значимыми пост областями высокого А. д. в Сев. полушарии являются аяорекии н тихоокеанский антициклоны). Пост, центры действия за редким исключением сохраняются в течение года, но неск. меняют свою интенсивность, что особенно характерно для Сев. полушария (напр., тихоокеанский и азорский антициклоны летом более интенсивны и обширны по площади, чем зимой). К пост, областям низкого А. д. Сев. полушария относятся исландская н алеутская депрессии. Исландская хорошо выражена в течение всего года, летом ослабевает и становится двухцентро-вой; алеутская наблюдается большую часть года, наиболее интенсивна зимой, а летом (в июле) почти исчезает, На многолетних картах ср. А д. на уровне моря обнаружива-'ются также сезонные (или муссонные) центры действия атмосферы, напр, азиатский знмннй антициклон сменяется летней азиатской депрессией. В суточном ходе А. д. обнаруживаются 2 максимума (в 9-10 ч н 21-22ч) и2минимума (вЗ-4чи 15-16ч). Особенно правильный суточный ход А, д. обнаруживает в тропич р-нах. С увеличением широты амплитуда изменении А. д. уменьшается, но вместе с тем становятся более сильными непернодич. изменения А. д.

С. С. Гайгеров.

АТМОСФЕРНОЕ ЭЛЕКТРИЧЕСТВО - совокупность электрич, явлений н процессов, происходящих в атмосфере; раздел физики, изучающий эти явления и процессы. При исследован ни А. э. изучают электрич. токи в атмосфере, объёмные заряды, заряды облаков и осадков, грозовые разряды и мн, др. Все явления А. э тесно связаны между собой. На их развитие сильно влияют метеорол. факторы - облака, осадки, метели и т. п. Электрич. поле атмосферы обусловлено заряда ми Земли и атмосферы. У земной пов-сти существует стационарное электрич. поле с напряжённостью ок. 130 В/м. Земля при этом имеет отрицат. заряд ок. 3-Ю5 Кл, а атмосфера в целом заряжена положительно. При грозе, метелях, осадках напряжён-чость электрич. поля может резко менять направление и значение, достигая 1000 В/м. Атмосфера непрерывно ионизуется. Образование за ряж. части и в атмосферном воздухе - ионов - происходит в осн. под действием космич. лучей, излучения радиоактивных в-в в земной коре и в атмосфере, УФ и корпускулярного излучения Солнца.
    Электрич состояние облаков и осадков обусловлено зарядами облачных элементов и капель. Верх, часть облака обычно заряжена положительно, а нижняя - отрицательно,
    В атмосфере возникают электрич. токи, обусловленные движением ионов и электронов под действием электрич. поля (токи проводимости), переносом объёмных зарядов (конвективные токи), значит, и быстрым изменением электрич. поля (токи смешения". Возникают также токи при разрядах.
    Молния - электрич. разряд между облаками, раз л. частями облака или между облаком и земной ;юв-стью. Возникает при напряжённости электрич. поля до 25-50 кВ/м, сила тока разряда - десятки тысяч А. Наиболее часто встречается линейная молния - искровой разряд дл. 2-3 км, иногда до 20 км и более, днам.-- неск. десятков см, продолжительность - десятые доли секунды; состоит из последовательных нарастающих импульсов.
    Грозы (и молнии) относятся к опасным для ЛА метеорол. явлениям. Попадание молнии в Л А может привести к разрушениям элементов конструкции, нарушению работы радиоаппаратуры н навигаи. приборов, ослеплению и даже непосредств. поражению членов экипажа, в связи с чем пре дусматрнваются меры по молниезащите ЛА. В телеграфном оповещении о грозе авиац. метеорол. станциями указываются местоположение грозы, расстояние, направление её движения, наличие осадков на аэродроме.

С.С. Гайгеров.

АТМОСФЕРНЫЕ ЯВЛЕНИЯ. В метеорологии авиационной осн. внимание уделяется А. я., наблюдающимся в приземном слое атмосферы (в тропосфере), поскольку именно они (напр., низкие облака, сильный боковой ветер, плотный туман) в значит, степени определяют эффективность и вообще возможность использования авиации. К А. я. относят также: атм. осадки, представляющие собой воду в жидкой или твёрдой фазе н включающие дождь, снег, крупу, град (выпадают из облаков), росу, изморось (осаждаются на земной пов сти в результате конденсации или сублимации содержащегося в воздухе водяного пара); морось-дождь с диам. капель менее 0,5 мм (может выпадать нз облаков или образовываться при конденсации тумана). Различают обложные и ливневые осадки (первые связаны преим. с тёплыми, а вторые с холодными атмосферными фронтами]. Выпадающие из облаков осадки могут приводить к появлению гололёда и гололедицы. Гололёд -- слой плотного льда, образующийся на пи в-сти Земли н на предметах (деревьях, домах и т. п.) в осн, с наветр. стороны от намерзания капель переохлаждённого дождя или мороси. Обычно наблюдается при темп-рах воздуха от О до -3 °С, но иногда и при более низких. Гололедица - тонкий слой льда на земной пов-сти, образовавшийся после оттепели или дождя в результате похолодания, а также вследствие замерзания мокрого снега, капель дождя или мороси от соприкосновения с сильно охлаждённой пов-стью.
    О наступлении опасных для выполнения полётов А. я. (гололедица, гроза, сильная изморось и др.) авиац. метеостанции дают информацию, установленную инструкциями (штормовое оповещение, штормовое предупреждение}.
АТМОСФЕРНЫЙ ФРОНТ - переходная зона между возд. массами, частями ни ж. слоя атмосферы Земли (тропосферы), горизонтальные размеры к-рых соизмеримы с большими частями материков и океанов (Каждая возд. масса обладает он редел. однородностью свойств и перемещается как целое в одном нз течений общей атмосферной циркуляции.) 'Атмосферное давление перед А. ф- обычно понижается, а за А. ф. растёт. Хорошо выраженные А. ф. расположены в области низкого давления (циклона).
    Различают арктические А. ф., к-рые разделяют массы арктич. воздуха и воздуха умеренных и) и рот, и полярные А, ф., разделяющие возд. массы умеренных и тропич. широт. Осн. А. ф. разделяют возд. массы, различающиеся по своим свойствам, имеют большую горизонт, протяжённость (до неск. тыс. км), прослеживаются на ьеск. км по вертикали (обычно по всей высоте тропосферы!. Вторичные А. ф. -низкие, вертикальная протяжённость их 1 ~ 1,5 км, горизонтальная - неск. сотен км. В нек-рых случаях возникают верх. А. ф., образующиеся на пек-рой высоте в тропосфере и не проявляющиеся у земной пов-сти. Осн. А ф различаются в зависимости от направления перемещения. Тёплый А. ф. движется в сторону холодного воздуха (рис. I). Ширина зоны обложных осадков перед тёплым А. ф. составляет 300-400 км В ней образуются разорванно слоистые и разорван но-дождевые облака Нередки предфронтальные туманы, связанные с насыщением воздуха испаряющимися осадками. Холодный А. ф. движется в сторону тёплого воздуха, вытесняя тёплую возд. массу (рис. 2). При этом образуются кучево-дождевые облака со шквалами и ливнями. Наиболее типичными являются быстро движущиеся холодные А. ф. Осн. их особенностью является зона кучево-дож-девой облачности с ливневыми осадками перед А. ф. За холодным А. ф. наступает прояснение или отмечаются вторичные холодные фронты. А. ф. окклюзии формируется путём смыкания холодного и тёплого фронтов циклона. Облачность и осадки фронта окклюзии являются результатом объединения


соотв. систем тёплого н холодного А. ф. С А. ф. связаны обширные и мощные облачные системы, осадки, грозы н др. сложные для авиации атм. условия. Местоположение А. ф., границы облачности, хар-кн погоды указываются в авиац. прог-ностич картах погоды, а та кже на вертикальных разрезах атмосферы.

С С. Гайгеров, Л. И Мамонтова

АЧ -обозначение авиац. дизелей конструкции А. Д. Чаромского. АЧ-ЗОБ мощн. 1100 кВт применялись на дальних бомбардировщиках Пе-8 и Ер-2.
АШ - марка аниац. двигателей, созданных в ОКБ под рук. А. Д. Швецова (см. Пермское моторостроительное конструкторское бюро). Двигатели, разработанные под рук. его преемника П. А. Соловьёва, имеют др. марки. Осн. данные нек-рыя двигателей приведены в табл. I и 2.
    Ещё до образования О К В Швецовым на з-де * Мотор* был создан ряд звездообразных ИЛ возд. охлаждения. Средн них М-11 -первый крупносерийный авиац. двигатель отечеств, конструкции. В нём впервые н оригинально был решён ряд важных конструкторских задач: литая головка цилиндра из алюм. сплава, навёртывавшаяся на стальной цилиндр, разъёмный коленчатый вал, газораспределение с индивидуальными кулачковыми валиками для каждого цилиндра. Двигатель нашел широкое применение в легкомоторной авиации
    В ОКБ, к-рое возглавил Швецов, к началу Вел. Отечеств, войны были созданы


ПД М-25, М-62 (АШ-62), АШ-62ИР, М-63 (АШ-63), АШ-82, в годы войны - усовер-шенствов. более мощные АШ-82Ф, АШ-82ФН (рис. I). Высокие эксплуатац.-техн. качества двигателей достигались разработкой и внедрением ряда оригинальных конструктивных решений: на АШ-62 и АШ-62ИР - двухдемпферного коленчатого вала для устранения крутильных колебаний, эластичной шестерни газораспределения, бокового уплотнения гл. шатуна; на АШ-82 - металлокерамич. дисков двухскоростной передачи. На АШ-82 и АШ-62ИР было применено фланкирование зуба неподвижной шестерни редукторов. На АШ-82ФН вместо карбюратора установлен агрегат непосредств. впрыска топлива, усовершенствована муфта двухскоростной передачи к нагнетателю (в то время это был самый мощный двигатель в своём классе). На двигателях введена расточка гл. шатуна по гиперболе, применены плавающие втулки роликов толкателей.
    Во время войны в 1941-45 были созданы двигатели АШ 83 для истребителей Ла-5, Ла-7 и бомбардировщика Ту-2, я также М-71 (АШ-7!) для штурмовиков Су-6, Су-8, бомбардировщика ДВБ-102 (В. М. Мясищева), истребителей Я-185 и Ла-7. 18-цилиндровый АШ-71 имел два механизма газораспределения, пустотелые, заполненные металлич, натрием выпускные клапаны, дефлекторы цилиндров для улучшения охлаждения, азотированные гнльзы цилиндров, регулятор наддува с внутр. маслопроводкон. Двигатели прошли все необходимые испытания, но вследствие сложности перестройки пронз-ва в во*-;! время были выпущены малой серией. В 1944 на базе АШ-82ФН создан двигатель АШ-21 для тренировочных самолётов. После 1945 разработаны новые конструкции ПД для тяжёлых самолётов воен. и гражд. авиации, двигатели и редукторы для вертолётов. Создан АШ-73ТК для самолёта Ту-4. Для увеличения высотности (более 11 тыс. м) осуществлён двухступенчатый наддув двигателя. В качестве первой ступени наддува применён спроектированный в ОКБ турбокомпрессор ТК-19. работавший на энергии выпускных газов двигателя. Картер выполнен из стали (на др. двигателях ОКБ устанавливался дуралюмнновый). При создании АШ-73ТК впервые в стране освоены новые техноя. процессы: прецизионное литьё, автоматнч. сварка под флюсом, пористое хромирование поршневых колец. Двигатель был установлен также на первом экземпляре самолёта #л-!8 (в варианте с ПД).
    В 1951 на базе АШ-82ФН изготовлен АШ-82Т. Для увеличения ресурса двигателя усилены редуктор, вал винта и вал агрегатов, ср. картер выполнен из стали. Для улучшения охлаждения изменена конструкция головок цилиндров. На базе АШ-82Т разработан вертолётный ПД АШ-82В. На нём вместо редуктора установлены две муфты: фрикционная с чет ,чл локерами ч дисками, включаемая при разгоне ротора вертолёта, и кулачковая, к-рая включается при равенстве частот вращения ведомых и ведущих дисков и выходе двигателя на эксплуатац. режим (фрикционная муфта при этом выключается). Для охлаждении двигателя разработан спец. вентилятор с приводом от двигателя. Были также созданы редукторы Р-1 - Р-5 для трансмиссий вертолётов.
    В ОКБ разрабатывались также опытные двигатели. Один из них - четырёхрядный 28-цилиндровый звездообразный АШ-2К мпIIII). 3460 кВт имел турбокомпрессор и семь пульсирующих турбин, работающих на кинетнч. энергии выпускных газов с передачей мощности на коленчатый вал двигателя. Это последний, самый мощный ПД, разработанный в ОКБ. В 1949 он прошёл испытания.
    В 1953 перед ОКБ поставлена задача, не прекращая работ по увеличению надёжности и ресурса ПД, приступить к разработке газотурбинных двигателей. Для вертолёта Ми-6 был создан экономичный турбовальный двигатель Д-25В (рис. 2), к-рый включает девятиступенчатый компрессор, тру бча то-кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину привода компрессора, одноступенчатую турбину привода винтя. Применена "свободная", кинематически не связанная с турбокомпрессорной частью двигателя турбина привода винта, к-рая позволяет получать оптим. частоту вращения вала несущего винта вертолёта независимо от частоты вращения ротора турбокомпрессора. До 80-х гг. силовая установка Ми-6, состоящая из двух Д-25В и редуктора Р-7, была самой мощной в мире. Созданный для неё редуктор Р-7 имел ряд особенностей и оригинальных конструктивных решений: уравнит. механизм, распре деляющий поровну мощность между двумя ведущими спиральными коннч. шестернями, спиральную конич. пару, работающую с большими нагрузками при окружных скоростях


~70 м/с, узел центр, шестерни, передающий мощность на несущий винт вертолёта как при одном, так и при двух работающих двигателях, замкнутую планетарную передачу с двумя ступенями. Передаваемая мощность редуктора 8300 кВт.
    В 1955 при разработке двигателя Д-20 была выбрана схема двухкаскадного ТРДД, к-рая в дальнейшем явилась основой модификации Д-20П (рис. 3) для скоростного пасс, самолёта Ту-124. В дек. 1959 двигатель прошёл гос. испытания. Он имел двухкаскад-ный осевой компрессор, трубчато-кольиевую камеру сгорания с 12 жаровыми трубами, трёхступенчатую турбину и сопло с раздельным истечением потока газа из наруж. и внутр. контуров. (Внутр. контур послужил основой двигателя Д-25В.)
    В 1965 создана силовая установка для вертолёта В-12 (Ми-12), состоявшая из четырёх двигателей Д-25ВФ и двух редукторов Р-12. Д-20П явился прототипом двигателя Д-30, к-рый в 1967 прошёл гос. испытания. Д-30 имел двух каскадный компрессор (первый каскад четырёхступенчатый, второй - 10-ступенчатый), трубчато-кольцевую камеру сгорания, четырёхступенчатую турбину, общее для обоих контуров реактивное сопло с лепестковым смесителем и камерой смешения. Впервые на отечеств, серийном двигателе применены охлаждаемые рабочие лопатки первой ступени турбины. В результате массовой эксплуатации на самолётах Ту-134 двигатели Д-ЗО наработали более 12 млн. ч. В 1970 на возд. линии Аэрофлота, в т, ч. на между на р., вышел самолёт Ту-134А с двигателями Д-ЗО второй серии, Применение реверсивного устройства на двигателе значительно улучшило эксплуатац. хар-ки самолёта. В 1971 проведением гос. испытаний завершены опытно-конструкторские работы по созданию мощного высокоэкономичного Д-ЗОКУ (рис. 4). Установка этих двигателей на Ил-62М позволила увеличить дальность его полёта по сравнению с Ил-62 и повысить коммерч. нагрузку На двигателе впервые в отечеств, д вига телестроении установлено реверсивное устройство ковшевого типа.
    В 1968 начаты работы над Д-ЗОКП, по осн. узлам почти полностью унифицированным с Д-ЗОКУ. В нач. 1972 он прошёл гос. испытания. Установлен на са молёте Ил-76. В 1974 для са молёта Ту-134А разработан двигатель Д-ЗО третьей серии с сохранением взлётной тяги до темп-ры окружающей среды 30 °С.
    В февр. 1979 прошёл 300-часовые испытания Д-ЗОКУ-154 (модификация Д-ЗОКУ). предназначенный для серийного самолёта Ту-154. По сравнению с базовым двигателем в конструкции реверсивного устройства, сопла, системы управления, внеш. арматуры внесены небольшие изменения, поставлены дополнит, агрегаты. Лётные испытания Ту-154М с этими двигателями показали значит, (до 28%) экономию топлива.
    В 1978 разработана след, модификация -двигатель Д-ЗОКУ второй серии с сохранением взлётной тяги до темп-ры окружающей среды 30 °С. Аналогично модифицирован Д-ЗОКП. Это позволило увеличить грузоподъёмность самолёта на 5 т. Дальнейшее совершенствование двигателей ведётся с использованием поузловой доводки, позволяющей значительно ускорить сроки создания новых двигателей. Широко применяются системы автоматич. регулирования на базе ЦВМ. Накопленный опыт и новые решения находят применение в новых высокоэкономичных двигателях, разрабатываемых для средних и дальних магистральных пасс, самолётов нового поколения.
    В кон. 1983 изготовлен, собран и испытан первый экземпляр двигателя Д-90А (в 1987 обозначение изменено на ПС-90 А, рис. 5). Унифицир двухзальный ТРДД ПС-90А (со смешением потоков газа наруж. и внутр. контуров, общим реактивным соплом, реверсивным устройством в наруж. контуре) является представителем четвёртого поколения ТРД, создаваемых ОКБ. Двигатель предназначен для установки на магистральные пасс самолёты Ил-96-300 и Ту-204. Двигатель имеет высокие параметры термо-динамич. цикла, к-рые позволяют экономить до 30% топлива в год. По своим внеш. хар-кам (шум, эмиссия) он соответствует междунар. нормам ИКАО. Двигатель спроектирован сразу на окончат, ресурсы (холодная часть - 25 тыс. ч, горячая часть - 12,5 тыс. ч(. Для особых случаев полёта на нём предусмотрен чрезвычайный режим (тяга на 10% больше, чем на взлётном режиме). В двигателе при менён ряд новых конструктивных узлов и решений: узел подпорных ступеней (2 ступени); регулирование радиальных зазоров в 9-13 ступенях компрессора высокого давления и н I -4 ступенях турбины; камера сгорания с укороч. жаровыми труба ми, кольцевым газосборником, диффузором ступенчатой конструкции, фронтовым устройством жаровых труб с топливо-воздушными насадками; лопатки турбины высокого давления с многокомпонентным жаростойким защитным покрытием. Для обеспечения стабильности хар-к в процессе эксплуатации за счёт уменьшения термнч. повреждённое™ деталей горячей части применена электронная система автоматич. регулирования. Для получения высоких показателей экс пл у а та ц. технологичности применён принцип модульности (11 модулей), предусмотрены широкие возможности контроля техн. состояния деталей разл. средствами контроля. Лиг.: Грин Б. Д.. Генеральный конструктор А. Д. Швецов. Пермь, 1964; его же. Высокое небо, 2 изд., Пермь. 197.4; Пономарев А, Н., Советские авиационные конструкторы. 2 изд.. М 1980.

Ю. И. Ершов. Я Л. Сандрацкий

"АЭРИТАЛИЯ" (Aeritalia-Sosieta Aerospaziale Italia p.a.) - авиакосмич. фирма Италии. Образована в 1969 в результате объединения авиац. отделений концернов "ФИАТ" (кроме з-дов авиадвигателей) и "ИРИ - Финмекканика" (1Н1 - Рттес-еатса), в 1976 полностью перешла под финансовый контроль последнего. В 1981 приобрела акции (от 50 до 100%) авиац. фирм "Аэрона вали" . "Метеор" (Ме1еог). В 1987 имела семь отделений (воен. самолётов, трансп. само лётов, авиации общего назначения, авиац. оборудования, техн. обслуживания и модификации, беспилотных ЛА и УР, космич. систем). В 70-х гг. выпускала воен,-трансп. СКВП С1222 с двумя ТВД (1970, см. рис. 1), строила по лицензии истребитель Локхнд Р-1045, разработала в

 

Рис. 1. Военно-транспортный самолёт G222.

 

 

Рис. 2. Истребитель-бомбардировщик AМХ


консорциума хЛанавиа" истребитель-бомбардировщик "Торнадо" ( 1974). Осн. программы 80-х гг.: про из-во самолётов "Торнадо" и 0222, разработка и произ-во с фирмой *Аэроспасьяль* пасс, самолётов для коротких авиалиний АТК 42 (1984) и АТК 72 (1988) с двумя ТВД и с фирмами "Аэрмакки* и *Эмбраэр" лёгкого реактивного истребителя-бомбардировщика АМХ (1984, см, рис. 2), произ-во разработанных фирмой "Партенавиа" лёгких трансп. самолётов с ПД и ТВД, выпуск возд. мишеней и др. беспилотных ЛА, произ-во а виз и. оборудования. В 1990 в результате слияния фирм "А." и "Снлсния" (Selenia) образован концерн "Аления" (Аlenia).
"АЭРМАККИ" (Aer Macchi SpA)). "Л1ак кн",- авиастроит. фирма Италии, отделение фирмы "Аэронаутика Маккн". Осн. в 1912. В годы 1 -и мировой войны выпускала истребители *Ньюпор", а также лёгкие летающие лодки (по образцу австр. лодки "Лонер"), В 20-30-е гг. фирма добилась значит, успехов в создании гоночных гидросамолётов: М.7 и М.39 в 1921 и 1926 выиграли Шнейдера кубок, а М.С.72 установил в 1934 абс. мировой рекорд скорости полёта (709 км/ч). Развитием работ по скоростным самолётам стало создание истребителей-монопланов М.С.200 (первый полёт в 1937) н М.С.202 (1940), принимавших участие во 2-Й мировой войне, К нз-вестным ЛА послевоен. периода относятся реактивные уч.-боевые самолёты МВ.326 (1957) и МВ.339 (1976). Совм. с фирмами *Аэриталия" н ъЭмбраэр" разработан лёгкий реактивный истребитель-бомбардировщик АМХ (1984).
"АЭРО" (Aero Vodochody narodni rodnik) -авиастронт фирма Чехословакии. Образована в 1953. До нач. 60-х гг. занималась в оси, произ-вом по л н ценз ни сов. самолётов МиГ (начиная с МиГ-15), затем строила у ч.-тренировочные самолёты Ь-29 "Дельфин" и 1--39 "Альбатрос" (рис. в табл. XXXV) собств. конструкции. Однонм. авиац. фирма существовала в Чехословакии в 1919-53, занималась произ-вом по лицензии самолётов зарубежных конструкций ("Феникс", Блок 200 и др,) и самолётов оригинальных типов (А-II и др.).
АЭРОАВТОУПРУГОСТЬ - см. в ст. Аэроупругость.
АЭРОБУС - многоместный пассажирский самолёт с упрощённым видом обслуживания пассажиров. Понятие "А." со временем видоизменялось. Впервые этот термин упоминается в работах Б. Н. Юрьева (1911) как означающий аэроплан, способный поднимать большое число пассажиров. Затем длит, время термин "А." не применялся Возродился он вновь в 60-е гг., и его значение претерпело ряд изменений. Напр.. под А. понимали трансгт. самолёт, предназначенный для частых и непродол ж ит. рейсов на короткие и ср. расстояния. В эти же годы с понятием "А." стали связывать в осн. систему обслуживания пассажиров (продажа билетов а салонах) и систему транспортировки багажа ("багаж при себе" до борта самолёта). Позднее А. стали наэ. многоместные широкофюзеляжные самолёты ближней и ср. дальности полёта, а подобные самолёты большой дальности иногда наз. супер-А. Поэтому понятие "А." стали связывать с размерами, компоновкой и интерьером пасс, салонов. Фирменное назв. А. присвоено лишь самолёту АЗООВ (1972) фирмы "Эрбас инда-стри*. Назв. запатентовано как товарный знак.
АЭРОВОКЗАЛ - здание аэропорта для комплексного круглогодичного обслуживания возд. транспорта, а также провожающих и встречающих. А.-ОСН. сооружение пасс. комплекса аэропорта. К А. со стороны городского подъезда примыкает привокзальная площадь (автостоянки, станции городского транспорта.торговые киоски, гостиница), а со стороны лётного поля - открытый перрон с причальными сооружениями для самолётов.
    Различают А. внутр. и междунар. авиалиний. В зависимости от пропускной способности (пассажиров в час) А. в СССР подразделяли на группы: малые - 50, 100, 200. 400; средние- 600, 800, 1000. большие - 1500, 2000. 2500; особо большие - св. 2500. При этом малые А. строили обычно по типовым проектам. Архитектурно-планировочное решение совр, А, подчинено технол. системе обслуживания пассажиров, орг-ции их посадки в самолёты. Для лучшего обслуживания населения больших городов и разгрузки А. аэропортов сооружаются городские А., напр, в Москве.
АЭРОДИНАМИКА (от греч. air - воздух и dynamis - сила) - I) раздел механики сплошных сред, в к-ром изучаются закономерности движения жидкостей и газов (преим. воздуха), а также механич. и тепловое взаимодействие между жидкостью или газом и движущимися в них телами Эта наука является одной из древнейших естеств. наук, она возникла и развивалась под непосредств воздействием запросов практики. При этом во все времена оси. внимание привлекали две фундам. проблемы: проблема сопротивления аэродинамического н проблема подъёмной силы.
    Период классической гидродинамики начинается работами И. Ньютона, к-рый много внимания уделял исследованию проблемы сопротивления, а его интерес к этой проблеме был обусловлен принципиальным вопросом о возможности движения тел в пустоте (вопреки утверждениям философских школ Аристотеля и Декарта). В своих работах Ньютон различал 4 вида сопротивления: зависящее от плотности среды, т. е. от инерции, от сцепления частиц жидкости между собой, от силы трения между пов-стью тела и жидкостью, от упругости среды. Сопротивление, вызываемое сцеплением н упругостью, принималось Ньютоном постоянным н считалось очень малым, в особенности при больших скоростях. По Ньютону, сопротивление трения пропорционально скорости н также мало, в спец. случаях им можно пренебречь; для оценки сопротивления трения он дал классич. ф-лу, согласно к-рой касательное напряжение трения пропорционально производной скорости среды по нормали к направлению движения. Впоследствии эта ф-ла была обобщена на случай произвольного движения среды и стала основной при решении задач механики вязкой жидкости. Сопротивление инерции пропорционально квадрату скорости и никогда не может исчезнуть, поскольку инерция является всеобщим меха нич. свойством для любых материальных тел. Все эти результаты носят общий, но качеств, характер. Вместе с тем Ньютоном была предложена первая модель среды. Согласно этой модели, среда состоит из не взаимодействующих между собой частиц-корпускул; при столкновении с пов-стью тела корпускулы теряют компонент импульса, нормальный пов-сти тела, и тем самым обусловливают давление в рас* сматриваемон точке пов-сти, и, следовательно, сопротивление X и подъёмную силу У тела, для расчёта к-рых получаются достаточно простые ф-лы. В частности, для плоской пластины пл. 5, установленной под углом атаки а к потоку жидкости (газа) плотности с, набегающему со скоростью У до, нормальная сила N определяется ф-лой Ньютона: #=дУ200- 5$шаа; отсюда К=#со5а и Х=М$\пп. По существу, это первый количеств, результат в теоре-тич. гидродинамике (см. Ньютона тория обтекания).
    Дальнейший прогресс в гидродинамике и в теории сопротивления, в частности, связан с именами Д. Бернулли, Ж- Д'Аламбера и Л. Эйлера. Если в целом охарактеризовать их роль в гидродинамике, то первым двум мы обязаны формулированию физ. принципов, а последнему - матем. развитию этих принципов. Свои исследования они проводили в рамках механики сплошной среды, при этом, основываясь на эксперим. результатах, они пренебрегали влиянием сил 1 [И'ння и рассматривали жидкость как идеальную, преим. несжимаемую, а само течение предполагали безвихревым, потенциальным, поскольку массовые силы (гра-витац. силы), к-рые вызывают движение жидкости, являются потенциальными. Причину сопротивления они видели в давлении, передаваемом от жидкости к пов-сти тела, обтекаемой, в отличие от ньютоновской концепции, безударно. Важным результатом обобщения эксперим. исследований явилось Бернулли уравнение, к-рое связывает между собой значения потенциала массовых сил, давления н скорости вдоль линии тока н позволяет рассчитать поле давления по известному полю скоростей.
    Большое внимание изучению проблемы сопротивления уделял Д'Аламбер. Исследуя при указанных выше предположениях сопротивление тела, в частности сферы, он пришёл к результату, к-рый противоречил всему практич. опыту н вошёл в А. как Д'Аламбера - Эйлера парадокс: сопротивление тела при безотрывном обтекании его установившимся потоком идеальной несжимаемой жид кости равно нулю. Строго математически этот результат был получен Эйлером, к-рый впервые вывел полную систему ур-ний, описывающих движение идеальной жидкости, как несжимаемой, так и сжимаемой: неразрывности уравнение и ур-ния импульсов - Эйлера уравнения. После Эйлера работы по ур-нням гидродинамики были продолжены Ж. Лагранжем (см. Лагранжа уравнения). Под рук. Д'Аламбера был проведён большой объём эксперим. исследований по сопротивлению тел и было установлено: а) сопротивление пропорционально квадрату скорости; б) сопротивление пропорционально площади миделя; в) закон пропорциональности нормальной силы квадрату синуса угла наклона обтекаемой плоскости справедлив только для углов между 55 и 90°; г) влияние вязкости среды чрезвычайно мало, особенно при больших скоростях.
    Обширные исследования, пренм. экспериментальные, были проведены н др. исследователями той эпохи, напр. Дюбуа, Ж. Бор-да. Именно под влиянием эксперим. результатов Дюбуа Л. Навье в 1822 вывел ур-ния динамики вязкой несжимаемой жидкости. В послед у ющне годы ур-ния движения вязкой жидкости были также получены С, Пуассоном (1829), А. Сен-Венаном (1843) и Дж. Стоксом (1845) (см. Навье - Стокса уравнения).
    Большой вклад в теоретич. гидродинамику- динамику вязкой жидкости внёс Стоке. Кроме вывода диф. ур-ннй, описывающих движение вязкой жидкости, он впервые применил метод анализа, осн. на разложении общего движения частицы жидкости на три составляющие: перемещение, деформацию и вращение (позднее этот метод был использован Г. Гельмгольцем для анализа движения идеальной жидкости). Стоксом было исследовано течение вязкой жидкости при малых Рейнольдса числах Ке (Ке"^с1), когда инерц. силами можно пренебречь по сравнению с силами давления и трения, т. н. ползущее движение, и была получена Стокса формула- Х=ЗлрУ00а'г где ц - динамнч. вязкость,
    Стоксом было высказано несколько важных идей. Он, напр.. писал, что ламинарное течение при определ, условиях "неустойчиво, так что малейшая причина вызывает нарушение состояния жидкости, к-рое увеличивается с движением тела до тех пор, пока всё движение не примет совершенно другую форму". Указанная проблема в последующем была исследована О. Рейнольдсом, к-рый в результате эксперим. изучения движения жидкости в трубах установил существование, кроме л а ми парно го, турбулентного течения и переход ламинарного течения в турбулентное при достижении нек-рого вполне определ. значения Не. Им же был предложен статистич. подход к изучению осреднённых хар-к турбулентных течений со сдвигом и введён в рассмотрение тензор напряжений турбулентного трения.
    Поскольку ур-ния динамики вязкой жидкости очень сложны для теоретич. анализа и с их помощью нельзя было решать прикладные задачи, то в теоретич. гидродинамике большое внимание продолжало уделяться исследованиям движения идеальной жидкости. Существ, прогресс в науке связан с деятельностью Гельмгольца, к-рый впервые исследовал закономерности вихревых течений жидкости, на возможность существования к-рых указывал ещё Эйлер. Гельмгольц (1858) вывел ур-ние, определяющее скорость изменения вектора зав^х-ренности ш=го(У для фиксир. частицы жидкости. На основании этого ур-ния он доказал теоремы о сохраняемости нкхревых линий и интенсивности вихревых трубок в потоке несжимаемой жидкости при наличии потенциала массовых сил. Отсюда следует, что вихревые трубки не могут заканчиваться внутри жидкости: они либо образуют замкнутые кольца, либо опираются на твёрдые или свободные пов-сти. На этих фундам. результатах базируются вихревые теории винта и крыла конечного размаха. Разработка теории вихревых течений была продолжена Г. Ганкелем, У. Томсоном (лордом Кельвином), Э Бельтрамн и др.
    Стоксом в 1847 было высказано утверждение о возможности существования в потоке идеальной жидкости пов-сти разрыва. Эта идея была разработана Гельмгольцем для струйных течений жидкости. Для решения проблемы сопротивления Г. Кирхгоф предложил схему обтекания с образованием полубесконечной застойной области, свободные границы к-рой представляют собой пов-сти тангенциальных разрывов (см. также Струйных течений теория). Большой вклад в разработку этого направления был сделан лордом Рэлеем. В результате его исследований вычислены коэф. сопротивления нек-рых простых тел, напр, пластины, установленной под углом к направлению потока. Эта теория хотя и объясняла причину появления сопротивлении и позволяла получать количеств, результаты для простейших случаев, к-рые, правда, не согласовывались с эксперим. данными, но не решала проблемы сопротивления в целом; оставалось ещё много неясных вопросов: что вызывает сход линий тока с пов-сти тела, когда и при каких условиях реализуется безотрывная и отрывная схема течения и т. д.
    В конце этого периода созрели объективные условия для зарождения и развития теории полёта и были проведены достаточно обширные эксперим. исследования, напр. О, Лилиенталем, в натурных условиях и на аэродинамич. установках по сравнит, анализу аэродннамнч. свойств раэл. тел. Несмотря на значит, прогресс в теоретич. и эксперим. исследованиях, осн. проблемы А.- проблема сопротивления и проблема подъёмной силы - оставались ещё нерешёнными.
    Начало периода современной аэродинамики обычно связывают с первыми аэродинамич. исследованиями Ф. Ланчес-тера, относящимися к 1891, а также с работами Н. Е. Жуковского, С А. Чаплыгина и Л- Прандтля. Ланч ее тер был инженером-практиком н результаты своих исследований, по его словам, излагал "на простом английском языке без математических украше-ннй>, но современники его не понимали из-за сложного характера подачи материала. Результаты исследований Ланчестера были опубликованы только в 1907. Запоздалое опубликование этих результатов стало причиной того, что его идеи не оказали существ, влияния на развитие А., а были выдвинуты и разработаны независимо от него др. учёными.
    Идея о циркуляции скорости Г как причине создания подъёмной силы была выдвинута Жуковским (1906); им была доказана теорема (см Жуковского теорема), согласно к-рой У =6^00 Г. Принципиальное значение этой теоремы состоит в том, что создание подъёмной силы она связывает с наличием циркуляции скорости вокруг профиля или, иными словами, с интенсивностью вихря присоединённого. Но в идеальной жидкости образование вихрей невозможно, следовательно, это явление должно быть связано с проявлением нендеальных свойств среды -её вязкостью. Поэтому теорема Жуковского позволяет рассчитывать значение подъёмной силы по заданной циркуляции Г, но само значение Г оставляет произвольным. Для получения искомого решения в рамках идеальной жидкости необходимо наложить дополнит, условие, к-рое было предложено Чаплыгиным н впервые использовано Жуковским для расчёта подъёмной силы профиля крыла под у гл о м а та ки (см. Чаплыгина - Жуковского условие). Оно состоит в требовании конечности скорости на острой задней кромке профиля. Т. о., проблема подъёмной силы, возникающей при обтекании аэродннамич. профиля, была принципиально разрешена, а разработанные в последующие годы методы расчёта позволяли проводить её оценку для конкретных условий,
    Первая попытка распространения вихревой теории на случай крыла конечного размаха была предпринята Ланчестером; она получила признание в науч. мире и связала его имя с этой проблемой. Правда, независимо от него эта идея была высказана и разработана математически Жуковским (1912) применительно к гребному винту, а в завершённом виде теория крыла конечного размаха была создана Прандтлем (1918) При решении этой задачи предполагалось, что с задних острых кромок лопасти или крыла в поток дискретно или непрерывно сходят вихри, к-рые образуют за телом соответственно систему вихрей свободных или вихревую пелену. Хар-ки завихренности при тех или иных предположениях связываются с геом. хар-камн лопасти или крыла, а в рамках теории идеальной жидкости разработанные эффективные методы построения поля скоростей по заданному полю завихренности позволяют рассчитать аэродинамнч. хар-кн обтекаемого тела (см., напр., Крыла теория); в частности, было показано, что коэф. индуктивного сопротивления с^оос^ где сц- коэф. подъёмной силы (см. Аэродинамические коэффициенты). Результаты расчётов по этим теориям достаточно хорошо согласуются с экспериментом для "хорошо обтекаемых" тел с острой задней кромкой.
    В этот период проблема сопротивления по-прежнему находилась в центре внимания исследователей. Решающий вклад в ее разрешение был внесён в нач. 20 в. Прандтлем. В 1904 он показал, что даже для очень маловязких жидкостей, какими являются воздух и вода, силы трения необходимо учитывать, но лишь в тонком пристеночном слое, в к-ром наблюдаются большие нормальные градиенты скорости, а потому инерц. силы и силы трения имеют одинаковый порядок. Т. о., задачу об обтекании тела потоком вязкой жидкости при больших числах Рейнольдса Прандтль свёл к решению двух более простых задач: задачи об обтекании тела потоком идеальной жидкости, описываемой системой ур-ний Эйлера, н задачи о течении вязкой жидкости в пограничном слое, описываемой полученными им ур-ниями, к-рые в матем. отношении проще ур-ннй Навье-Стокса, а при их решении распределения давления и скорости ня внеш. границе пограничного слоя являются известными ф-циямн. Пограничный слой, образующийся на пов-сти тела, всюду тонок и в первом приближении не оказывает влияния на внеш. потенц. поток. Однако в областях с положит. градиентом давлення ситуация может существенно измениться: пристеночные частицы жидкости могут затормаживаться и даже двигаться в направлении, не совпадающем с направлением потока на внеш. границе пограничного слоя. В результате этого возникает отрыв пограничного слоя, потенц, течение оттесняется от пов-сти н за телом образуется обширная область вихревого течения, наличие к-рой обусловливает значит, увеличение сопротивления тела.
    Эксперим. исследования сопротивлении "плохо обтекаемых" тел, когда за телом имеется обширная область завихренного течения, показали, что при определ. значении числа Рейнольдса сопротивление резко уменьшается - кризис сопротивления, или парадокс Эйфеля - Прандтля. Это явление было впервые экспериментально установлено А. Эйфелем (1912), а его объяснение дано Прандтлем: явление связано с переходом ламинарного течения в пограничном слое э турбулентное; турбулентный пограничный слой вследствие интенсивных обменных процессов может выдержать значительно большие положит, градиенты давления, благодаря чему точка отрыва пограничного слоя резко смещается вниз по потоку и существенно уменьшается сопротивление дав ления.
    Экспернм. исследования также показали, что в определ. диапазоне чисел Рейнольдса течение жидкости в кормовой части "плохо обтекаемых" тел является нестационарным; так, напр., при обтекании кругового цилиндра точки отрыва пограничного слоя на его верх, н ниж. сторонах периодически перемещаются в противофазе по повети тела (автоколебания), оторвавшиеся пограничные слои сносятся вниз по потоку и сворачиваются в вихри; в результате за телом образуется цепочка дискретных вихрей - вихревая дорожка. Анализ плоской задачи о сопротивлении тела, за к-рым образуется вихревая дорожка, был проведён Т. фон Карманом (1912) в рамках теории идеальной жидкости. [Предполагалось, что силы трения (неидеальность жидкости) существенны лишь в пограничном слое, определяют его отрыв и массу жидкости, участвующей в вихревом движении.] Он показал, что устойчивым (точнее, минимально неустойчивым) является расположение дискретных вихрей в шахматном порядке при определ. соотношении между шагом вихрей в ряду и расстоянием между рядами вихрей; для этих условий он получил ф-лу для расчёта сопротивления тела, содержащую две неизвестные постоянные, значения к-рых должны определяться из эксперимента. Обобщение этой задачи на пространств. случай было дано Жуковским (1919).
    С этого момента проблема сопротивления а принципиальном отношении была решена и началось бурное развитие А. невязкой и вязкой жидкости: углублялись знание и понимание исследуемых явлений, разрабатывались эффективные методы анализа и успешно но решались прикладные задачи, а теор. А. оказывала всё большее влияние на формирование облика ЛА. Поэтому необходимо рассмотреть те трудности н проблемы, к-рые возникали по мере возрастания скорости полёта при оценке подъёмной силы н сопротивления ЛА.
    После окончания 1-й мировой нойны авиация интенсивно развивалась и скорости самолётов возросли настолько, что появилась необходимость учёта сжимаемости воздуха, к-рая характеризуется параметром подобия - Маха числом М-
    Поскольку профили крыла самолёта были относительно тонкими, а углы атаки малыми. то в дозвук. А. широко применялась линеаризация ур-ний. лежащая в основе Прандт-ля-Глауэрта теории. В рамках этой теории с помощью простого преобразования (преобразования Прандтля- Глауэрта) задача сводится к решению ур-ния Лапласа для преоб-разованного профиля, и мы имеем дело с задачей обтекания тела несжимаемой жидкостью, для анализа к-рой разработаны эффективные методы. Т. о., эта теория дала простой и эффективный способ учёта сжимаемости воздуха.
    Накануне 2-й мировой войны в связи с увеличением скорости полёта самолётов встала задача о более строгом учёте сжимаемости, чем это делалось на основе линейной теории. В основу анализа был положен подход, предложенный Чаплыгиным ещё в 1902-годографа метод. Он показал, что для дозвук. течений ур-ние для определения потенциала скорости, являющееся нелинейным в физ. плоскости х, у, становится линейным в плоскости годографа скорости - в плоскости переменных V, О, где V - модуль вектора скорости, # - угол между осью к и направлением вектора скорости. Чаплыгин не только получил систему ур-ний в плоскости годографа, но предложил приближённый метод её решения с помощью линеаризации ур-ния адиабаты На основе этих идей были предложены усовер-шенствов. методики учёта влияния сжимаемости газа на распределение давления по поа-стн профиля крыла. Существенный вклад в разработку этого направленкя внесли С. А. Хрнстиановнч, а за рубежом - Карман и Тзян.
    В кон. 30-х - нач. 40-х гг. числа Маха полёта Мто самолётов превысили критическое значение М*, при к-ром в некоторой точке на профиле скорость потока достигает значения, равного местной скорости звука. При Мдо >М* на профиле образуются местные сверхзвук, зоны, к-рые замыкаются ударными волнами (скачками уплотнения) . В ударных волнах происходит необратимый переход части кинетич. энергии потока в тепловую, что обусловливает появление волнового сопротивления, механизм к-рого определ. образом моделируется в рамках теории идеального газа. При Мда -"- I волновое сопротивление стремительно возрастает, и это поставило перед развивающейся реактивной авиацией проблему звукового барьера. Для повышения значения критич. числа Маха и преодоления звук, барьера наиболее эффективной мерой оказалось применение стреловидного крыла (см. Стреловидного крыла теория). Использование стреловидного крыла позволило преодолеть трансзвук, диапазон скоростей полёта и во 2-й пол, 40-х гг. достичь сверхзвук, скоростей полёта. В теоретич. плане анализ трансзвуковых течений значительно усложняется из-за того, что возмущения, вносимые тонким телом в поток, имеют разный порядок по пространств, координатам; в рамках возмущений теории получаются нелинейные ур-ния - ур-ния Кармана На основе этих ур-ний были проанализированы мн. задачи н установлены законы трансзвук, подобия.
    При анализе сверхзвуковых течений около тонких тел и профилей вновь широко используется линеаризированная теория, к-рая позволяет получить ряд важных для решения прикладных задач результатов: Аккерета формулы, площадей правило, обратимости теорему и др. Они дали возможность рационально проводить компоновку Л А и достаточно надёжно рассчитывать его а'эродннамич. хар-ки.
    При больших сверхзвук, (гиперзвук.) скоростях движения ЛА возникает ряд новых проблем, с к-рыми не приходилось сталкиваться при до-, транс- и умеренных сверхзвук, скоростях полёта. Наиболее важной среди них является проблема аэродинамического нагревания, она, как правило, решается либо в рамках теории пограничного слоя, либо эксперим. путём. С повышением скорости полета темп ры воздуха у пов-сти Л А возрастают настолько, что начинают проявляться свойства реального газа (см. Реального газа эффекты}', поэтому при расчёте аэродинамич. хар-к ЛА необходимо использовать сложные соотношения, отражающие реальное поведение термодинамич. ф-цнй и коэф. переноса воздуха (см. Переносные свойства среды) в зависимости от темп-ры и давления. Кроме того, с увеличением числа Маха сокращается область возмущённого течения а окрестности Л А (головная ударная волна располагается вблизи обтекаемой пов-сти). а толщина пограничного слоя увеличивается. Всё это приводит к тому, что потоки идеального и вязкого газа начинают взаимодействовать между собой. По энергетич. соображениям движение ЛА с большими сверх- и гиперзвук, скоростями происходит на больших высотах при относительно малых числах Рейнольдса (из-за малой плотности воздуха), что также содействует усилению эффекта взаимодействия потоков. Всё это значительно усложняет теоретич. анализ, и во мн. случаях для получения надёжных данных необходимо уже использовать ур-ния Навье-Стокса, числ. анализ к рых существенно более труден, чем анализ ур-ний Эйлера и Прандтля. Наконец, следует отметить, что при движении Л А на больших высотах начинают проявляться мол. эффекты, и расчёт аэродинамич. хар-к должен уже проводиться не с помощью ур-ний механики сплошной среды, а на основе ур-ний кинетич. теории газов (см. Разреженных газов динамика).
    А. продолжает интенсивно развиваться; уделяется значит, внимание исследованию ещё неразрешенных фундам. проблем, таких, напр., как турбулентность, отрывные течения (плоские и пространственные). Боль шое значение приобрела вычислит. А., к-рая существенно расширяет возможности теоре-тнч. исследований. Надо отметить, что вычислит. А., в свою очередь, оказывает немалое влияние на развитие вычислит, техники из-за очень сложной- матем. природы её диф. ур-ний. Совр. состояние А. позволяет ей успешно решать сложные прикладные задачи по формированию облика Л А и определению его аэродинамич. хар-к, включая их оптимизацию, и тем самым активно содействовать прогрессу авиац. и аэрокосмнч. техники.

В. А. Вашкин, В. В Сычёв.


    2) А. летательных аппаратов - раздел прикладной механики, служащий науч. фундаментом для аэродинамич. проектирования Л А. Включает методологию науч. исследований, сочетающую теоретич. н экс-перим. изучение физ. явлений с целью использования полученных знаний в практике конкретной н.-и. и опытно конструкторской работы В зависимости от вида Л А раз личают А. самолётов. А. вертолётов и т. д. А. ЛА как синтез теоретич. и эксперим. исследований возникла из потребностей прак тики и служит прежде всего её интересам, поэтому развитие А. ЛА тесно связано с этапами развития авиации.
    Как науч. направление А сформировалась в 1-й четв. 20 в., т. е. вскоре после появления первых ЛА тяжелее воздуха. В кон. 19- нач. 20 вв. из-за отсутствия должной теоретич. н экслерим. базы для определения аэродинамич. хар-к ЛА и выбора рациональных параметров их компоновки могли быть использованы лишь простейшие теоретич. и эксперим. результаты и методы. Поиск пригодных на практике решений часто осуществлялся методом проб и ошибок, что приводило ко мн. неудачам н даже катастрофам Развитие авиации настоятельно требовало создания спец, иссл. центров и орг-ций, осн. деятельность к-рых была бы направлена на решение возникавших практич. задач и к-рые могли бы обеспечить конструкторов методами расчёта, рекомендациями, справочным материалом и тем самым создать науч. основу аэродинамич. проектированиям ЛА.
    В 1904 под рук. Жуковского был создан первый в мире Аэродинамический институт. В последующие годы в ряде стран были организованы гос. иссл. нн-ты (в Великобритании, США, Германии, Франции). В 1918 по инициативе Жуковского создаётся Центральный аэрогидродинамический институт. Созданием иссл. центров по авиации был завершён этап становления н формирования А. Л А как раздела прикладной механики.
    Задача выбора рациональных параметров крыла, одна из основных в аэродинами ческом расчёте самолёта, встала в полной мере одновременно с созданием первых самолётов. На нач этапе развития авиации были поняты значение профиля крыла (вогнутый профиль имел лучшие хар-ки, чем плоская пластинка) и роль удлинения крыла (для увеличения площади крыла с точки зрения аэродинамики выгоднее увеличивать его размах, а не хорду). После того как Прандтль развил теорию крыла конечного размаха, это положение получило теоретич. обоснование - увеличение удлинения крыла приводит к уменьшению индуктивного сопротивления.
    Успешные полёты первых самолётов вызвали появление новых конструкций н нх модификаций. Совершенствование аэропланов в те годы осуществлялось не только в направлении увеличения грузоподъёмности и улучшения лётных качеств, но и в значит. мере было направлено на улучшение управляемости Л А, его устойчивости и взлётно-посадочных характеристик (Вопросы размещения органов балансировки и управления, выбора их размеров и конструктивных схем, а также связанного с этим выбора параметров систем управления были объектом исследований н экспериментов многие годы.) В это время берёт своё начало и один из разделов А. ЛА - аэродинамика органов управления. Среди первых самолётов наблюдалось большое разнообразие аэродинамических схем, определявшихся расположением органов продольной балансировки н управления. Многие из этих схем получили дальнейшее развитие н более или менее широко применялись в последующие годы (т. н. нормальная схема - горизонтальное оперение за крылом, схемы "утка" и "бесхвостка"). Определились и стали затем традиционными аэродинамич. органы управления самолётом в полёте. Это руль направления, обеспечивающий путевое управление и располагающийся на киле (килях); руль высоты (его наз. и рулём глубины), обеспечивающий продольное управление и располагающийся на стабилизаторе (дестабилизаторе); элероны, служащие для управления по крену; элевоны - органы управления, совмещающие ф-цни руля высоты и элеронов.
    Нач. период развития авиации характеризуется большим многообразием аэродина-мич. схем, что явилось отражением поиска компромисса между требованиями А. и прочности авнац. конструкций. Среди первых самолётов были монопланы, бипланы, трипланы и даже полипланы. Для аэропланов первого периода лучшей оказалась бипланнан схема. Самолёты, выполненные по такой аэродинамич. схеме, при равной с монопланом суммарной площади крыла оказывались более лёгкими, а следовательно, более грузоподъёмными- По условиям прочности крыльям бипланов можно было придать (и это делали) большее удлинение, снизив тем самым индуктивное сопротивление. Первые монопланы ввиду недостаточной жёсткости и прочности тонкого крыла нуждались в большом числе подкрепляющих элементов (подкосов, растяжек и т п.(, что сильно увеличивало их аэродинамич. сопротивление н не позволяло повысить удлинение крыла, а с ним и аэродинамическое качество Л А. Только применение профилей с большой относительной толщиной (начиная примерно с 20-х гг.) позволило перейти к аэродинамич. схеме свободлонесущего моноплана.
    Характерно, что первоначально эта схема получила распространение на самолетах, от к-рых требовались повыш. грузоподъёмность н дальность (экономичность), напр, на тяжёлых бомбардировщиках и пасс, машинах. В то же время для самолётов, от к-рых требовались высокие и манёвренные данные н скорости (истребители), примерно до нач. 30-х гг. применялась исключительно биплан-ная схема, более выгодная в весовом отношении для самолётов небольших размеров со сравнительно малой удельной нагрузкой на крыло Поэтому в 20-30-х гг. аэродинамич- совершенствование самолётов проходило по линии как биплан ной, так н монопланной схем. Но к кон. 30-х гг. проявились заметные преимущества монопланной схемы для самолётов почти всех назначений и она стала господствующей в последующие периоды развития авиации. Наряду с грузоподъёмностью скорость полёта становилась всё более важным факто ром для воен. ЛА и в экон. оценке пасс, самолётов. Уровень аэродинамич. совершенства Л А стал играть всё возрастающую роль в повышении эффективности (боевой или экон.) использования ЛА.
    Вообще в 20-40-х гг. А. ЛА развивалась очень быстрыми темпами. Этому способствовало то обстоятельство, что в кон. 20-х - нач. 30-х гг. в разных странах в осн. уже были созданы совершенные для того времени эксперим. установки, позволявшие развивать наиболее важные направления исследований в области теоретич. и эксперим. А- для надёжного решення возникавших практич. задач. Интенсивное развитие получила теория крыла конечного размаха и теория воздушного винта - важнейшие разделы А. ЛА. Результаты теоретич. исследовании после тщательной эксперим. проверки и обобщения принимались за основу в практич. работе. Разработанные методы расчёта позволяли обоснованно определять наивыгоднейшую форму крыла & плане, влияние крыла на хвостовое оперение и тем самым выбирать форму и расположение горизонтального оперения, учитывать взаимодействие несущих поверхностей (биплан, полиплан). Появилась возможность учитывать влияние работающего возд,. винта на распределение нагрузки по размаху' крыла и работу хвостового оперения и на этой основе вводить поправки в результаты эксперимента в аэродинамических трубах.
    Наличие аэродинамич. труб больших размеров и чувствит. измерит, аппаратуры позволило развернуть широкие исследования с целью выяснения возможностей существ, улучшении аэродинамических н, следовательно, лётно-техн. хар-к ЛА. Использование зализов, улучшение обводов фюзеляжа, устранение раэл. щелей и выступов, спец. капотирование двигате-лей, применение сначала обтекателей шасси, а затем убирающегося шасси существенно видоизменили облик самолётов и в значит, степени обусловили резкое улучшение их лётных данных в 30-е гг.
    Очень большое значение для развития А. ЛА и самолётостроения в целом имела постройка больших (натурных) аэродннамич. труб. Создание таких чрезвычайно сложных в инж. отношении и дорогих эксперим. сооружений, в к-рых испытаниям подвергаются уже не модели, а самолёты целиком или их крупномасштабные макеты, было по силам только крупнейшим развитым гос-вам. В СССР во 2-й пол. 30-х гг. был организован новый аэродинамич. центр {Новый ЦАГИ), оснащённый крупнейшими для того времени натурными аэродннамнч. трубами. Подобные эксперим. установки позволяли проводить уникальные исследования, к-рые в принципе не могли быть выполнены на чалых моделях.
    Эксперим. и теоретич. исследования А. ЛА показали, что для самолётов с хорошо обтекаемыми формами осн. источником сопротивления является трение воздуха об обтекаемую пов-сть, обусловленное его вязкостью. Самый естеств. способ снижения сопротивления трения заключался в уменьшении площади трения (прежде всего площади крыльев). Это привело к отказу от бипланной схемы н переходу к свободнонесущему моноплану с новыш. удельной нагрузкой на крыло. С ,целью дальнейшего уменьшения сопротивления трения начались работы по созданию ламинарных профилей крыла, обладавших пони ж. профильным сопротивлением. В кон. 30-х гг. в СССР были разработаны первые ламинаризнр. профили и компоновки крыльев на их основе.
    Стремление не допускать сильного увеличения взлётно-посадочных скоростей и дистанций самолётов, отличавшихся повыш. нагрузкой на крыло, привело к ускорению исследований по механизации крыла и поиску методов борьбы со сваливанием. В 30- 40-х гг. объём науч. исследований и эксперим. работ в этих направлениях значительно возрос, Практически все скоростные самолёты 2-й мировой войны оснащались тем или иным видом механизации крыла В самом нач. 40-х гг. выполнены первые практич. работы (СССР, Германия) по непосредств. управлению пограничным слоем (отсос пограничного слоя, его сдув), к-рое осуществлялось на элементах механизации крыла (закрылках, зависающих элеронах).
    В 30-е гг. значит, развитие получила теория возд, винта. Были созданы винты изменяемого шага, что способствовало улучшению лётных данных самолётов. Было выявлено существ, влияние сжимаемости воздуха на аэродинамич. хар-кн винтов, что позволило сформулировать спец. требования к проектированию винтов для самолётов разл. типов.
    Непрерывный рост мощностей двигателей был связан со значит, увеличением потерь на их охлаждение. Разработкой рациональных туннельных, крыльевых радиаторов и капотов для двигателей возд. охлаждения был завершён к нач 40-х гг. комплекс аэродина ч ич. исследований и конструктивных мероприятий, направленных на радикальное уменьшение лобового сопротивления самолётов с ПД.
    Ещё Жуковским были заложены основы нэродинамич. расчёта самолётов, задачей к-рого является определение осн. летных данных. В 20-х гг. были разработаны осн. методы расчёта лётных хар-к, в 30-е гг. они получили дальнейшее развитие. Были созданы инж. методы определения оси лётных данных ЛА на разл. этапах проектирования самолёта и в разл. приближениях. Установлены приближённые связи наиболее существ, конструктивных параметров самолёта с его осн. лётными данными. В это время берёт своё начало новое направление А. ЛА, связанное с проблемой рационального выбора параметров самолёта, к-рые обеспечивали бы выполнение предъявляемым к конкретному ЛА требований, а также с оценкой перспектив развития авиации.
    Последующие этапы совершенствования А. ЛА связаны с широким использованием в авиации реактивного двигателя н выходом на околозвук, н сверхзвук, скорости полёта. Хотя нек-рые аспекты А. больших скоростей были разработаны ещё до 2-й мировой войны (гл. обр. в теоретнч. плане), осн. работы в этом направлении развернулись уже после ее окончания,
    Учёт сжимаемости воздуха привел к необходимости пересмотра и уточнения мн. осн. положений и выводов А. ЛА. Потребовалось создать новые около-, транс- н сверхзвук, аэродинамич. трубы. Аэродинамич. эксперимент всегда играл существ, роль, но в этот период развития А. Л А его роль возросла ещё больше
    В связи с интенсивным ростом скоростей полёта возникла проблема разработки спец. крыловых профилей. На основе теоретич. и расчётных методов, опиравшихся на специально проведённые эксперим. исследования и их обобщения, был создан метод аэродннамич. проектирования профилей, позволивший рассчитывать их геометрию под заданные конкретные уеловия. Во 2-и пол. 40-х гг. для околозвук, самолётов были разработаны принципы аэродинамнч. компоновки прямых, крыльев, удовлетворяющей всем требованиям на осн. режимах полёта. Однако наибольшее влияние на дальнейшее развитие авиации оказало создание стреловидных крыльев и тонких крыльев малого удлинения, использование к-рых не только повышало критич. число Маха, но и значительно уменьшало интенсивность кризисных явлений и аэродинамич. сопротивление крыла в трансзвук, диапазоне скоростей. Создание в кон. 40-х гг. самолётов со стреловидными крыльями, способных развивать околозвук, скорости, потребовало глубоких и разносторонних теоретич. и эксперим. исследований.
    В теиретич. области А. ЛА продолжалось интенсивное развитие теории крыла конечного размаха и теории пограничного слоя, где были получены фундам, результаты. Были созданы новые методики аэродннамич. расчёта Л А с реактивными двигателями, учитывающие специфику полёта с большими скоростями, ускорениями и углами набора высоты. Большим достижением эксперим. А. Л А, существенно расширившим возможности исследования, явилось создание аэродинамич. труб с перфорацией стенок их рабочей части, что позволило проводить испытания ЛА или их моделей с непрерывным переходом через скорость звука. Первая такая труба была введена в эксплуатацию в 1947 в СССР. Комплексные исследования в области А. ЛА околозвук- скоростей явились тем фундаментом, на основе к-рого был в кон 40-х гг. создан ряд реактивных самолетов с прямыми и стреловидными крыльями, обладавших высокими лётно-техн. хар-ками.
    Совершенствование ТРД, особенно в направлении увеличения развиваемой ими тяги на больших скоростях полёта, и использование стреловидного крыла создали реальные возможности для быстрого прогресса в освоении сверхзвук, скоростей полёта. Прогрессу в этой области способствовали разработка и стр-во сверхзвук, аэродина мим. труб больших размеров, вступивших в строй в кон 40-\ - нач, 50-х гг. в СССР и за рубежом.
    Развитие сверхзвук, авиации и создание ракетной техники сделали актуальным решение ряда проблем, н т. ч. проблемы волнового сопротивления. С сер. 40-х гг. получает широкое развитие линейная теория крыла в сверхзвук, потоке. Систематич. экс-перим. исследования и сравнение их результатов с результатами линейной теории покапали возможность ее использования для практич. целей. Основным и наиболее эффективным способом снижения волнового сопротивлении являлось увеличение стреловидности крыльев и уменьшение относит, толщины профилей. Одновременно со стреловидными крыльями стили рассматриваться трапециевидные крылья малого удлинения (ромбовидные крылья), а также крылья треугольной формы в плане с малой относит. толщиной. Все эти крылья нашли практич. применение на сверхзвук, самолётах и ракетах. Эксперим, исследования показали, что значит часть прироста волнового сопротивления, особенно на скоростях, близких к скорости звука, обусловлена интерференцией аэродинамической. В результате эксперим. и тсоретич. исследований было сформулировано правило площадей. Это простое правило, учитывающее изменение площади поперечных сечений ЛА по его длине, создало удобное для аэродинамич. проектирования геом. представление, а его реализация в компоновке Л А снижала волновое сопротивление.
    Значит усилия направлялись на эксперим. проверку теоретич положений о возмож ноет и уменьшения сопротивления, обусловленного подъёмной силой, путём реализации эффекта подсасывающей силы при до звук, передних кромках крыла. Для ряда случаев были получены положит, результаты, давшие заметное уменьшение сопротивления, особенно с применением спец деформации передней кромки, т. н, конич. крутки крыла, к-рая использовалась на нек-рых сверхзвук, самолётах.
    Развитие сверхзвук, авиации было не разрывно связано с совершенствованием силовых установок. Их размещение, и особенно размещение и устройство воздухозаборников, но многом определяют облик ЛА и его аэродинамич. хар-ки. Были созданы регулируемые входные системы для воздухозаборников разл. типов, что позволило увеличить скорость и дальность полёта сверхзвук, самолётов.
    Быстрое развитие ЭВМ существенно расширило возможности числ. решения задач А. Л А. К ним относятся: расчёт аэро динамич. кар-к Л А, осн. на теории несущей пов-сти, панельном методе (см. Крыла теория); числ. методы расчёта оптим. деформации срединной пов-сти тонкого крыла; расчёты обтекания стреловидных крыльев вязким потоком при трансзвук, скоростях, обтекания крыльев при больших углах атаки; оптим. режимов полёта. Благодаря широкому применению ЭВМ стали развиваться методы выбора оптим. параметров ЛА.
    В связи с созданием самолётов вертикального взлёта и посадки перед А. ЛА возникли новые задачи, наиболее существенной из к-рых является учёт влияния верти к. струи подъёмного двигателя на обтекание крыла н всего самолёта, особенно вблизи пов-сти земли
    Дальнейшее развитие авиации поставило ряд новых проблем. Значит, рост возд перевозок требует создания пасс, и трансп. самолётов с высокой топливной эффективностью, что может быть обеспечено путём дальнейшего совершенствования аэродинамич. хар-к ЛА и использования экономичных двигателей. В целях повышения экон. совершенства ЛА разрабатываются крылья со сверхкритическим профилем и большого у дли нения, изучается возможность уменьшения сопротивления трения путём ес-теств. и искусств, ламинариэации пограничного слоя. Экономичность силовой установки повышается путём увеличения степени двихконтурности. Изучается возможность использования возд. винтов нового поколения - винтовентиляторов. В целях повышения эффективности воен. самолётов продолжаются исследования аэродинамнч. компоновок самолётов с крылом изменяемой в полете стреловидности, способных совершать полёт на разл. режимах с оптимальной для выбранного режима конфигурацией крыла. Ведётся разработка компоновок высокоманёвренных самолётов разл. аэродинамич. схем с использованием для улучшения лётных хар-к на около- и сверхзвук, скоростях полёта и при больших углах атаки сравнительно тонкого крыла умеренного удлинения, адаптивного крыла, существенной статич- неустойчивости на дозвук. скоростях полёта, управления вектором тяги, суперциркуляцни {см. Энергетическая механизация крыла) и др. решений.
    На совр. этапе А. Л А располагает развитым аппаратом теоретич. и эксперим. исследований сложных физ, явлений, мощными вычислит, средствами и методами числ. решения разнообразных задач по определению аэродннамич. хар-к Л А, его лётных данных, поиску его оптны. параметров н режимов полёта. Лит- Жуковский Н. Е., Теоретические основы воздухоплавания. Собр. соч., т. 6, М.-Л., 1950; При к ,1 г..11, Л., Гидроаэромеханика, пер. с нем., М.. 1951; Пышное В. С.. Из истории летательных аппаратов, сб. I, М , 1968; его же, Основные этапы |';м!1н I ия самолета, М , 198^ ЦАРИ - основные этапы научной деятельности 1918-1968 гг., М,, 1976; Кюхе ма н Д., Аэродинамическое проектирование самолетов, пер с англ., М., 19ЙЗ.

К. Ю. Кисминкпв, В. Г. Микеладзе.

АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПЕНСАЦИЯ - уравновешивание шарнирного момента {111М) аэродннамич. силачи (различают собственно А. к. и сервокомпенсацию); устройства для уменьшения шарнирного момента органа управления (ОУ). По принципам действия и конструктивному исполнению устройств различают осевую, внутреннюю и роговую А. к. Вследствие простоты конструктивного исполнения н хороших аэродинамич. данных наибольшее распространение получили осевая А. к. и осевая А. к., совмещённая с сервокомпенсацией.
    Осевая аэродинамическая компенсация- часть ОУ (рис. 1), расположенная впереди его оси вращения и простирающаяся по всему его размаху. Суть осевой А. к. состоит в смешении оси вращения ОУ к его центру давления, в результате чего при отклонении ОУ на части пов-сти ОУ, расположенной перед осью вращения, аэродинамнч. силы создают момент, противоположный моменту, возникающему на части пов-сти, расположенной за осью вращения (происходит компенсация ШМ). Слишком сильное смещение оси вращения к центру давления может приводить к перекомпенсации. Осевая А. к. характеризуется относит, хордой Ь=ЬОК/Ъ и относит, площадью


осевой компенсации 5ОН, равной отношению площади пов-стн 50(( осевой компенсации к общей (габаритной) площади пов-сти 5 ОУ и выражаемой обычно в процентах: 5ОК= ЮО%-5ок/5. С увеличением относит, площади осевой А. к. ШМ ОУ, как правило, уменьшается. На значение ШМ оказывает влияние не только 5ОК, но и форма профиля. Наиболее распространены формы профиля осевой компенсации в виде окружности, параболы, эллипса н клина (рнс. 2). С увеличением "полноты" профиля осевой А. к. при 5ок = сопз( ШМ ОУ уменьшается. С увеличением площади осевой компенсации, а также полноты носка, наряду с уменьшением ШМ ОУ, заметно усиливается нелинейный характер изменения коэф ШМ тш ОУ от угла его отклонения, в результате

 

Рис. 3. Зависимости коэффициента шарнирного момента тш н эффективности е (условные единицы) органа управления от угла 8 его отклонения при различных профилях осевой компенсации (см рис. 2): 1 - т. н. конструктивная компенсация [практически бгл компенсации); 2 - "эллипс" |5цк-26%); 3 - жокружность" (5ОК = 30%)

 


чего при больших углах отклонения эффективность осевой компенсации уменьшается (рис. 3) нз*за срыва потока с коска О У, и ШМ резко возрастает. Поскольку эффективность органов управления также зависит от площади пов-сти осевой ком пен сации и формы ее профиля, что особенно заметно при больших углах отклонения ОУ, то с увеличением 50 и полноты формы профиля осевой А. к. эффективность ОУ сохраняется до меньших углов его отклонения по сравнению с ОУ без осевой компенсации или осевой А. к. с меньшей полнотой носка.
    Внутренняя аэродинамическая компенсация представляет собой компенсирующую пластину впереди оси вращения ОУ по всему его размаху (рис. 4). Компенсирующая пластина располагается в полости, к-рая соединена с внеш. пространством узкими щелями в местах сопряжения ОУ с несущей пов-стью, Верх, часть полости отделена от нижней герметичным устройством (обычно гибкая перегородка из прорезиненной ткани).
    При отклонении ОУ возникает разность давлений на его верх, и ниж. пов-стях. Эта разность давлений в зоне оси вращения передаётся через шели внутрь полости и действует на компенсирующую пластину, создавая ШМ, обратный по знаку создаваемому осн. частью ОУ, расположенной за осью вращения. Внутр. А. к. наиболее эффективна на больших скоростях полёта, но при этом возникают сложности при её размещении в тонких профилях, характерных для скоростных Л А. Кроме того, преимуществом внутр. А. к. является то, что компенсирующая пластина не вносит никаких дополнит, возмущений в поток при отклонении ОУ. Внутр. компенсация обладает меньшей эффективностью как средство уменьшения ШМ по сравнению с осевой А. к. при одинаковых значениях относит, площади компенсации.
    Роговая аэродинамическая компенсация является частью ОУ, расположенной впереди оси вращения в концевых его частях (рис. 5). Роговые компенсаторы создают ШМ относительно оси вращения ОУ обратного знака по сравнению с моментом, к-рый создаёт осн. его пов-сть. Обычно ОУ с роговой компенсацией характеризуется большой относит, хордой компенсатора, к-рый при больших углах отклонения и больших скоростях ухудшает обтекание несущей пов-стн, что может привести к преждеврем. нежелат. вибрациям. На практике рогояую компенсацию, как правило, применяют совместно с осевой, что позволяет в большей степени влиять на изменение ШМ ОУ в зависимости от уела атаки Кроме того, упрощается весовая компенсация ОУ с роговой А. к. благодаря размещению груза в роговом компенсаторе.

В. Г. Микелидяе

АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СХЕМА самолета. А. с. характеризует геом. и конструктивные особенности самолёта. Известно большое число признаков, по к-рым характеризуют А. с., но в осн. их принято различать: по взаимному расположению крыла и горизонтального оперения (ГО); числу крыльев - осн. несущих пов-стей; расположению крыла относительно фюзеляжа; типу и расположению двигателей; диапазону Маха чисел полёта М^: способу и методу взлёта и посадки.
    В зависимости от взаимного расположения крыла и ГО выделяют след. осн. аэроди намич. схемы.
    Нормальная (обычная, рнс. I, а) А. с.- ГО (стабилизатор) расположено сзади (по полёту) крыла. Эта схема получила наибольшее распространение вследствие простого решения вопросов продольной устойчивости н продольной управляемости на всех режимах полёта. Наличие скоса потока за крылом уменьшает истинный угол атаки а ГО и тем самым обеспечивает высокую эффективность продольного управления на всех режимах полёта, включая и большие а. Только для нестреловидных крыльев большого удлинении может возникнуть опасность появления срыва потока на ГО при больших углах атаки. В обычных случаях при такой схеме может быть легко обеспечена потребная эффективность продольного управления. Хар-кн продольной устойчивости ЛА нормальной А с. для крыльев нек-рых форм в плане при увеличении а могут изменяться в неблагоприятную сторону - нелинейное

 

Рис. I. Аэродинамические схемы самолёта: а - нормальная; б - "бесхвосто"; в - летающее крыло г - "утка"; д - "тандем".


нарастание скоса потока, к-рое наблюдается, напр., у стреловидных крыльев, может привести к образованию статич. неустойчивости. Эти особенности в значит, степени зависят от расположения ГО по высоте относительно плоскости крыла. Для обеспечения статической устойчивости самолёта нормальной А. с. положение его центра тяжести выбирается впереди фокуса аэродинамического всего самолёта, чему способствует само ГО, поскольку, как правило, оно значительно сдвигает аэродинамнч. фокус ЛА назад. "Бесхвостка" {"Б", лет а ю шее кры-л о, если у самолёта нет фюзеляжа, рис. 1, б, в). У самолётов этой схемы ГО отсутствует, а в качестве органов продольного управлений используют элевоны, элероны, закрылки, флапероны, к-рыми в этом случае осуществляется и поперечное (по крену) управление- Запас продольной статич. устойчивости (см. Степень устойчивости) самолётов А. с. "Б" определяется взаимным положением его центра тяжести и аэродн намнч. фокуса крыла.
    Гл. недостаток "Б" заключается в малом плече органов продольного управления, расположенных на крыле. Вследствие этого для продольного управления (напр., создания момента на кабрирование для выхода на бол ьшие углы эта ки) необ ходи мо прикладывать вертик. силу, направленную вниз, в 1,5-2 раза большую, чем при нормальной схеме. Это приводит к неприятной для лётчика реакции самолёта, т н. просадке (в первый момент после отклонения элевонов возникает отри цат. вертик. ускорение), что в итоге приводит к увеличению времени переходного процесса при управлении. Кроме того, наличие статич. устойчивости "Б" требует для обеспечения продольной балансировки самолёта значит, отклонений элевонов вверх, что уменьшает подъёмную силу н ухудшает аэродинамическое качество с ростом углов атаки -Наконец, взлёт н посадка самолёта этой А. с. осуществляется без использования механизации крыла, поскольку возникающий при её отклонении продольный момент практически нечем уравновесить. Это приводит к тому, что на "Б" необходимо устанавливать крыло большей площади, т е. с уменьшенной уд. нагрузкой на крыло. В последние годы появилась возможность в нек-рой степени уменьшить этот недостаток путём применения автоматич. систем управления ЛА с продольной статич. неустойчивостью, т. к. в этом случае для продольной балансировки ЛА элевоны отклоняют вниз, что увеличивает подъёмную силу. Необходимость обеспечения возможно большего плеча продольного управления на "Ь" ограничивает использование благоприятных с точки зрения аэродинамич. качества форм крыльев в плане. Вследствие указанного на "Б" приходится использовать крыло практически треугольной формы в плане и большой стреловидности, малое удлинение крыла (К = 2-2,2).
    Неск. типов сверхзвук, самолётов А. с. "Б" были созданы фирмой "/(онезр" (Н-102, Р-106 и В-58). Эти самолёты обладали указанными выше недостатками. В те чение многих лет фирма "Дассо" (см. также "Дассо-Бреге*) выпускает истребители н бомбардировщики серии "Мираж" по А. с "Б". В последних моделях самолетов "Мираж" используется продольная статич. неустойчивость и соотв. автоматика в канале управления продольным движением. Для сверхзвук, однорежимных самолётов, когда гл. режимом является сверхзвук, крейсерский полёт, можно снастроить" геометрию "Б" на этот режим и создать самолёт с высоким аэродинамич. качеством. Однако и в этом случае трудно обеспечить хорошие хар-ки на взлете и посадке- Удачными примерами решений для такого типа самолётов являются Ту-144 н "Конкорд".
    "Утка" (рис. 1, г)- в этой схеме ГО (дестабилизатор) расположено впереди крыла и впереди центра тяжести самолёта. Гл. достоинство схемы "утка"- осуществление продольной балансировки при помощи положит подъёмной силы, приложенной к впереди расгюлож. ГО. Образование на самолёте моментов на пикирование (напр,, от отклонённой механизации крыла, отклонённого сопла двигателя и т. п.) должно быть уравновешено в этой схеме положит. ппдъёмной силой на оперении. Указанное свойство схемы позволяет рассчитывать на получение более высоких несущих свойств и более высокого аэродинамич. качества самолёта. Однако при наличии продольной ста-тич. устойчивости эффективность продольного управления самолётом А. с. "утка" быстро теряется с увеличением угла атаки и этим са мым ограничивается использование больших о. Введение стати ч. неустойчивости позволяет, комбинируя отклонение органов продольного управления с отклонением закрылков и сопел, обеспечить продольное управление н на больших углах атаки с приростом подъёмной силы. "Утка" имеет и ряд компоновочных преимуществ г точки зрения размещения реактивных двигателей, вооружения и т. п,
    Использование А, с. "утка> в практике самолётостроения пока имеет ограннч. опыт, хотя фирма "СААБ-Скания* использует эту схему при создании истребителей. Применение этой А. с. связано с необходимостью решения ряда сложных задач обеспечения боковой устойчивости и управляемости, особенно на больших углах атаки.
    В нек-рых случаях переднее оперение было применено для огранич. использования с целью обеспечения продольной балансировки самолёта на взлёте и посадке (напр,, ХВ-70 фирмы "Норт Американ", Ту-144).
    "Тандем" (рис. I, д) - крайне редко используемая для самолётов А. с., представляющая сочетание двух крыльев, расположенных одно за другим. В зависимости от расположения органов продольного управления она может рассматриваться либо близкой к "утке" (ОУ на переднем крыле), либо близкой к нормальной схеме (ОУ на заднем крыле), Однако во всех случаях с точки зрения аэродинамич. качества и общих лётных данных схема нерациональна, т. к. заднее крыло, будучи расположено в скосе потока переднего, имеет меньшие несущие свойства. Большая суммарная площадь крыльев предопределяет большое аэро-дннамич. сопротивление, что приводит к значит, снижению аэродинамич. качества.
    В ряде случаев по эксплуатац. особен ностям оказалось целесообразным устанавливать оперение не на фюзеляже, а на двух крепящихся к крылу балках (рис. 2). См. Двухбалочный самолёт.
    По числу несущих пов-стей А. с. разделяют на монопланы, бипланы (рис. 3). полипла ны. С 40-х гг. в осн. применяются монопланы, так как эта схема наилучшим образом удовлетворяет требованиям достижения больших скоростей полёта Примером удачного применения А. с биплана для самолёта малых скоростей является самолёт Лн-2.
    В зависимости от расположения крыла по высоте фюзеляжа различают А. с.: низ-коплан. среднеплан, высокоплан, парасоль. Выбор расположения крыла по высоте часто диктуется рядом эксплуатац. требований (напр.. для трансп. самолётов высокоплан удобнее - - проще обеспечивается загрузка и выгрузка самолёта; для магистральных пасс.

 

 

 


самолётов чаще используются ннзкопланы - безопасность, комфорт и т. п.), однако с точки зрения аэродинамики эти схемы очень существенно отличаются, гл. обр. по хар-кам боковой устойчивости и управляемости, а также по лобовому сопротивлению. Наименьшее сопротивление, особенно при переходе на сверхзвук, скорости, имеет среднеплан. к-рый чаше применяется для сверхзвук, самолётов.
    В зависимости от расположения двигателей на самолёте можно ввести след, разделение А. с. Для самолётов с винтомоторной группой - схема с тянущими винтами и схема с толкающими винтами (рис. 4). Для самолётов с реактивными двигателями, помимо разграничения по числу двигателей, можно выделить А. с. с расположением двигателей на крыле; на фюзеляже; на крыле и фюзеляже (рис. 5). Раэл. расположение двигателей также часто диктуется эксплуатац. требованиями (уменьшение шума в кабине, уменьшение массы конструкции, безопасность при отказе двигателя и т. п.), но оно, безусловно, существенно сказывается на аэродинамич. и весовых хар-ках самолёта и, следовательно, должно анализироваться с точки зрения лётно-техн. хар-к и общей эффективности самолёта
    А. с. в значит, степени определяется и диапазоном скоростей полёта; здесь классификацию можно провести достаточно чётко. А. с. дозвуковых самолётов рассчитывается на полёт в диапазоне чисел Маха М00=0,8-0,9 Для неё характерны крылья и оперения малой стреловидности. достаточно больших удлинений и большой относит, толщины профиля, воздухозаборник с большими радиусами закруглений кромок. А. с. трансзвуковых самолётов (М00= 1,3-1,5). В этой области значений М" используются умеренные стреловидность и относит, толщина крыльев и оперения, нерегулируемый воздухозаборник с более острыми кромками. А. с. сверхзвуковых самолётов (М^ до 3-3,5). Для уменьшения волнового сопротивления в этих схемах применяются малые относит, толщины, большая стреловидность крыльев (в т. ч. треугольные крылья) и оперений и крылья изменяемой в полёте стреловидности. Для самолётов с крылом изменяемой в полёте стреловидности характерна многорежимность полёта: за счёт использования малой стреловидности обеспечиваются приемлемые аэродина ми ч. и летно-техн. хар-ки на малых и околозвук, скоростях полёта. Для увеличения коэффициента восстановления полного давления на входе в двигатель используются регулируемые воздухозаборники. А. с. гиперзвуковых самолётов. Для самолётов со значениями М" = 4,5 и более А. с. в значит, степени определяется диапазоном значений М^, назначением самолёта и типом применяемого двигателя. Для этой схемы характерна т. н. интеграция двигат. установки н самолёта. Гл. требованием к такой схеме является необходимость обеспечения восприятия больших темп-р н тепловых потоков на пов-сти самолёта.
    По способам взлёта и посадки можно выделить следующие А. с. самолёта. А. с., обеспечивающая нормальный взлёт и посадку с разбегом и пробегом. Здесь заданные дистанции взлёта и посадки в осн. обеспечиваются аэродинамикой самолёта и выбором умеренной тяговооружёкности. А. с. самолёта короткого взлёта и посадки. В этом случае применяются спец. меры для увеличения подъёмной силы (напр., за счёт использования энергетической механизации крыла, поворота сопел двигателей). А. с. самолётов вертикального взлёта и посадки, В этом случае должно быть обеспечено превышение вертик. составляющей тяги силовой установки над весом самолёта либо за счёт подъёмных двигателей (см также Подъёмно-маршевый двигатель), либо за счёт поворотных воэд. винтов. На таком самолёте, поскольку есть режим, когда скорость равна нулю, должна быть система газодинамического управления н стабилизации по всем трём осям координат с постепенным подключением обычных органов аэродинамич. управления. Для СКВП и СВВП возникают трудности с обеспечением устойчивости и управляемости самолёта н работоспособности двигателей на режимах взлёта н посадки из-за взаимодействия струй от работающих двигателей с землёй и самолётом.
    Вместо термина "А с." часто пользуются терминами "аэродинамическая компоновка", "компоновка", "схема" самолёта.

Г. С. Бюшгенс.

АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ТРУБА - экспернм. установка для исследования явлений и процессов, сопровождающих обтекание тел потоком газа. Принцип действия А. т. основан на принципе относительности Галилея: вместо движения тела в неподвижной среде изучается обтекание неподвижного тела потоком газа. В А. т. экспериментально определяются действующие на ЛА аэродинамические силы и моменты, исследуются распределения давления и темп-ры по его пов-стн, наблюдается картнна обтекания тела (см., напр.. Визуализация течений), изучается аэроупругость и т. д. (см. также Аэродинамический эксперимент. Измерения аэродинамические).



    А. т. в зависимости от диапазона Маха чисел М разделяются на дозвуковые (М = = 0,15-0,7), трансзвуковые (М -0,7-1,3). сверхзвуковые (М= 1,3-5) и гиперзвуковые (М =5-25); по принципу действия - на компрессорные (непрерывного действия), в к-рых поток воздуха создаётся спец. компрессором, и баллонные с повыш. давлением; по компоновке контура - на замкнутые и незамкнутые.
    Компрессорные трубы имеют высокий кпд, они удобны в работе, но требуют создания уникальных компрессоров с большими расходами газа и большой мощности. Баллонные А. т. по сравнению с компрессорными менее экономичны, поскольку при дросселировании газа часть энергии теряется. Кроме того, продолжительность работы баллонных А. т. ограничена запасом газа в баллонах и составляет для разл. А. т. от десятков секунд до неск. минут. Широкое распространение баллонных А. т. обусловлено тем, что они проще по конструкции, а мощности компрессоров, необходимые для наполнения баллонов, относительно малы. В А. т с замкнутым контуром используется значит, часть кинетич. энергии, оставшейся в газовом потоке после его прохождения через рабочую область, что повышает кпд трубы, при этом, однако, приходится увеличивать общие размеры установки.
    В дозвуковых аэродинамических трубах исследуются аэродннамич. хар-ки

 

Рис. 2. Модель самолёта в дозвуковой аэродинамической трубе


дозвук, самолётов, вертолётов, а также хар-ки сверхзвук, самолётов на взлётно посадочных режимах; кроме того, они используются для изучения обтекания автомобилей и др. наземных транспортных средств, зданий, монументов, мостов и лр. объектов. На рис. I показана схема дозвук. А. т. с замкнутым контуром, а на рис. 2 фото графия модели самолёта в дозвук. аэродинамической трубе. Испытываемая модель устанавливается в рабочей части трубы-отсеке, где создаётся поток с заданными скоростью, плотностью и темп-рой газа. Перед рабочей частью размещаются элементы А т., обеспечивающие высокую равномерность потока: форкамера - цилннд-рич. отсек диам. О и дл. 1.~О и специально спрофилир. дозвук. сопло - конфузор. В начале форкамеры устанавливается хоней-комб - решётка из калибров, трубок, расположенных вдоль оси А. т. для устранения скосов потока и размельчения крупных вихрей. За ним располагаются сетки, выравнивающие значения скоростей в поперечном сечении потока н уменьшающие турбулентные пульсации скорости. Важную роль играет коэффициент поджатня А. т.- отношение площади поперечного сечения форкамеры к площади поперечного сечения рабочей части. С ростом коэф. поджатня уменьшается неоднородность в поле скоростей потока, а также степень турбулентности. В обычных А. т. коэф. поджатия равен 8-10, в спец. малотурбулентных-15- 20. Из рабочей части через дозвук. диффузор и колена с поворотными лопатками, уменьшающими потери энергии и предотвращающими образование вихрей в нём, поток поступает в компрессор, к-рый повышает полное давление, компенсируя его потери по контуру трубы. За компрессором располагаются обратный канал, включающий диффузор, колена поворотных лопаток и воздухоохла-. дитель, поддерживающий пост темп-ру газа в потоке. Эллиптич. сечение рабочей части наиболее крупной дизвук. А. т. в нашей стране имеет размеры 12x24 мг Широко распространены и удобны для проведения модельного эксперимента дозвук А. т. с прямоугольной рабочей частью. Мощность компрессоров дозвук. А т изменяется от неск. сотен кВт до 30 МВт
    Компрессорная т р а н с з в у ков а я аэродинамическая труба по схеме аналогична дозвуковой. Для реализации непрерывного перехода через скорость звука в ней используется дозвук. сопло и рабочая часть с перфорацией стенок, к-рая также уменьшает влияние границ потока на обтекание модели. Для увеличения Рейнольдса числа Ке трансзвук. А. т. обычно выполняются с повыш. давлением, достигающим (3-5)* Ю5 Па. Пром. трансзвук. А. т. имеют поперечные размеры рабочей части до 3 м и мощность компрессора до 100 МВт.
    В баллонных трансзвук. А. т. для создания соотв. газового потока широко используются эжекторы (рис. 3). При этом расход сжатого воздуха в А. т. с эжекторами при М= I может быть в 3-4 раза меньше, чем в прямоточной (без эжекторов). В нек-рых случаях для получения трансзвук, скоростей газового потока используется модификация ударной трубы - Людвига труба.
    В сверхзвуковых аэродинамических трубах для получения соотв. скоростей газа применяются Лаваля сопла. Они могут быть сменными или регулируемыми (с гибкими стенками). Торможение

 

 


сверхзвук, потока после рабочей части сопро вождается волновыми потерями полного давления, связанными с образованием скачков уплотнения Применение регулируемого сверхзвук, диффузора позволяет существенно снизить эти потери. Мощности компрессоров крупных сверхзвук. А. т. с характерными размерами поперечного сечения рабочей части 1.5-2,5 м составляют 50-100 МВт. В незамкнутой прямоточной баллонной сверхзвук. А. т. (рис. 4) нет обратного канала, а зада иное давление в форкамере при падающем по времени давлении в баллонах поддерживается с помощью регулирующего дросселя.
    Создание гиперзвуковых аэродинамических труб является сложной проблемой, т к. моделирование гиперзвук, полёта требует воспроизведения в А. т. давлений торможения от долей до сотен МПа и температур торможения до IО4 К. При гиперзвук, числах Маха интенсивно растут потери полного давления при торможении потока и соответственно потребные перепады давления в А. т. При числах М>4,5 воздух в А т. необходимо нагревать для пре-' дотвращения его конденсации (см. Скачок конденсации). Темп-ра, до к-рой не' обходимо нагреть воздух, при М = 10 со ставляет ок. 10Э К, а при М = 20- (2,5-2.8)-103 К. Обычно для исследования гиперзвук. Л А используется комплекс эксперим. установок, поскольку не существует одной А. т., удовлетворяющей всем необходимым для моделирования полёта параметрам.
    Гиперзвук, баллонные А. т. "классич. ти-па> аналогичны сверхзвук, баллонным А. т. с временем действия порядка десятков секунд. В таких трубах подогрев осуществляется в омических, электролуговых или регенеративных подогревателях. Мощность подогревателей для труб с рабочей частью диам. 1 м составляет 16-40 МВт Макс, давление в А. т. с дуговым подогревателем равно 18-20 МПа, что позволяет моделировать полёт гиперзвук. Л А только на больших высотах. Большой перепад давлений, необходимый для гиперзвук. А. т., обеспечивается системой эжекторов или -вакуумной ёмкостью (рис. 5).
    Ряд важнейших особенностей гиперзвук. полёта моделируется в разл. спец. газоди-намич. установках. Наиболее широкое применение для исследований при больших давлениях торможения и натурных числах Ке нашли ударные трубы, полезные результаты получаются в импульсных трубах. Время действия этих установок очень мало (0,005- О, I с), поэтому, несмотря на больш ие значения теплового потока, область критич. сечения сопла не разрушается. Для получения гиперзвук, скоростей обтекания, близких к натурным, используются баллистические установки. Теплозащитные покрытия исследуются в тепловых трубах с электродуговыми подогревателями. Полёт на очень больших высотах моделируется в вакуумных аэродинамических трубах. Для исследования нек-рых закономерностей гиперзвук, течений используются гелиевые трубы.
    Историческая справка. Появление и развитие А т. теснейшим образом связано с развитием авиации. Первые А. т. были построены в 1871 В. А. Пашкевичем в России и Ф. Уэнхемом в Великобритании, а в последующие годы К- Э. Циолковским и Н. Е. Жуковским в России, Л. Прандт-лем в Германии, братьями У. и О. Райт в США. А. Г. Эйфелем во Франции и т. д. В 20-30-е гг. развитие А. т. шло в осн. по пути увеличения их мощности и размеров рабочей части. Во 2-й пол. 40-х гг. начала быстрыми темпами развиваться реактивная авиация. Необходимость решения возникших при этом проблем аэродинамики и динамики полёта привела к тому, что в нач. 50-х гг. создаются крупные трансзвук, и сверхзвук. А. т. Важнейший элемент трансзвук, трубы, обеспечивший принципиальную возможность проведения исследований в области перехода через скорость звука,- перфорированная рабочая часть - был впервые в мире разработан в нашей стране (ЦАГИ, 1946). Мощный импульс, способствовавший развитию гиперзвук. А. т. и появлению спец. гиперзвук, газодннамнч. установок, был получен в 60-е гг. в связи с созданием баллистич, ракет и спускаемых кос-мич. аппаратов. Спецнфич. задачи, возникающие при отработке самолётов вертик. и короткого взлёта и посадки, привели к созданию в 70-х гг. нового поколения дозвук. А. т. с перфорированными стенками рабочей части. Проблема существ, отставания значений получаемых в А. т. чисел Ке от реализующихся на практике для мн. самолётов на трансзвук, скоростях полёта была решена в 80-е гг., когда была разработана и реализована концепция криогенной аэродинамической трубы.
    Начиная с 60-х гг. всё более широкое применение в А. т. находят и н форма ц.-иэмерит системы с ЭВМ, обеспечившие существ, увеличение объёма фиксируемой информации при одноврем. резком сокращении времени на её обработку. Всё более широко используются ЭВМ и в системах автоматнч. управления аэродннаынч. трубами. Лит.: Поуп А.,Гойн К, Аэродинамические трубы больших скоростей, пер. с англ., М., 1968; Основные данные иностранных аэродинамических труб н газодинамических установок, М , 1968; Основ ные данные аэродинамических труб и газодинамических установок США. М , 1968; Криогенные аэродинамические трубы. М" 1978,

О. В Лыжип.

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ КОЭФФИЦИЕНТЫ - приведённые к безразмерному виду аэродинамические силы и моменты, действующие на ЛА. А. к., характеризующие силы, обозначают с,, а моменты - т;, где индекс / указывает ось выбранной системы координат ЛА, проекция полной аэродина-мич. силы на к-рую рассматривается или относительно к-рой берётся составляющая по'л-ного аэродинами ч. момента Вычисляются А. к. по формулам:


В аэродннамич. расчётах н особенно в исследованиях динамики полёта часто используют частные производные А. к. по разл. переменным (см., напр.. Вращательные производные} . В этом случае к обозначению А. к. добавляют верх, индекс, указывающий переменную, по к-рой берётся производная. Напр., Суа=дсуа/да (а. - угол атаки), т, =<Эт,/доэ ><6Э - угол отклонения элеронов). Согласно теории подобия н размерностей, А. к. для класса геометрически подобных конфигураций, отличающихся линейными размерами, зависят лишь от безразмерных подобия критериев. Это позволяет определять аэродинамические характеристики ЛА пересчётом результатов продувок их моделей в аэродннамнч. трубах. При исследованиях аэродинамики и динамики ЛА вообще широко используются разл. безразмерные коэффициенты: коэф. давления ср, трения и др. >

В. Н. Голубкин.