Табло сигнальное — светосигнализатор для выдачи информации экипажу и пассажирам ЛА в виде светящейся надписи или мнемосимвола. Используются для выдачи аварийных, предупреждающих и уведомляющих сигналов. Различают Т. с. групповые, включающие несколько сигнальных надписей; секционные, состоящие из одной надписи; универсальные, у которых число надписей и их текст могут меняться по этапам полёта и в зависимости от ситуации (в качестве универсального Т. с. могут использоваться экранные индикаторы). Сигнальные надписи выполняются цветными светящимися буквами на тёмном фоне. Размеры поля для сигнальной надписи в групповых Т. с., устанавливаемых на приборных досках членов экипажа, обычно составляют 20{{×}}11 мм. Т. с. группируются на приборных досках по следующим признакам: категории выдаваемого сигнала (например, аварийные, предупреждающие); принадлежности к одному функциональному комплексу или системе (например, двигателю); одновременности использования (например, при заходе на посадку). На отечественных самолетах Т. с. появились в начале 50-х гг.

Таганрогский авиационный научно-технический комплекс имени Г. М. Бериева — берёт начало от Центрального конструкторского бюро морского самолётостроения, которое было образовано в 1934 и до 1939 входило в состав Таганрогского авиационного завода № 31 имени Г. Димитрова. В начале 1941 КБ было переведено в г. Кимры Калининской области, а с октября 1941 и до конца 1945 находилось в эвакуации — сначала в Омске, а затем в Красноярске. Предприятие возобновило свою деятельность в Таганроге в 1946 как Государственный союзный опытный завод морского самолётостроения. Указанное название с 1989. О самолётах, созданных на предприятии под руководством ГМБериева (имя которого оно носит с 1989) и его преемника АККонстантинова, см. в ст. Бе.

Таганрогское авиационное производственное объединение имени Г. Димитрова — берёт начало от образованного в 1916 в Таганроге отделения акционерного общества воздухоплавания В. А. Лебедев и К{{º}}, базировавшегося в Петрограде. В 1917 была начата сборка самолётов (“Лебедь-12”, “Вуазен”), однако в годы Гражданской войны завод фактически не работал. Он был восстановлен в 1920 (завод № 10 “Лебедь”, с 1927 — завод № 31, с 1934 — имени Г. Димитрова), и в 20—30-х гг. строил самолёты различных типов (с преобладанием гидросамолётов) — разведчики Р-1 (МР-1), Р-5, МР-6 (АНТ-7), МДР-4 (АНТ-27), МБР-2, КОР-1 (Бе-2), МБР-5 (конструктор П. Д. Самсонов), МДР-6 (Че-2), бомбардировщик ТБ-3 (АНТ-6), пассажирские самолёты АНТ-9, МП-1, многоцелевые самолёты Ш-2, Су-2, лицензионные гидросамолёты “Савойя” S-62 (Италия), Консолидейтед PBY-1 (США) — под названием ГСТ и др. В 1934—39 главным конструктором завода был ГМБериев. В разные годы в КБ завода работали МЛМиль, ВБШавров, РЛБартини, В. П. Горбунов. В 1941 завод начал производство истребителей ЛаГГ-3, но в октябре был эвакуирован в Тбилиси (см. Тбилисское авиационное производственное объединение имени Г. Димитрова). Завод в Таганроге начали восстанавливать (под № 86) в сентябре 1943, и в 50-х гг. он приступил к выпуску гидросамолётов семейства Бе (Бе-6, Бе-8, Бе-10 Бе-12). Предприятие награждено орденами Октябрьской Революции (1984), “Знак Почёта” (1976). В 1988 на основе завода образовано ПО.

Тайц Макс Аркадьевич (1904—1980) — советский учёный в области аэродинамики, один из создателей теории и методов лётных исследований и испытаний ЛА, профессор (1957), доктор технических наук (1955), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1961). Окончил МВТУ (1929), работал в ЦАГИ (1929—41), в ЛИИ (1941—80, начальник самолётной лаборатории, заместитель начальника института). Член технической комиссии по подготовке рекордных полётов самолёта АНТ-25 (1934—37). Преподавал в МВТУ (193840), Московском авиационном технологическом институте (1940—41), Московском физико-техническом институте (1955—80). Основные труды в области устойчивости и управляемости ЛА и методов определения их лётных характеристик. Проводил лётные исследования самолётов (Ту-2, Ту-4, Ту-134, МиГ-9, МиГ-15, МиГ-19, Су-9 и др.). Государственная премия СССР (1949). Награждён 2 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Отечественной войны 1-й степени, 3 орденами Трудового Красного Знамени, медалями. Портрет см. на стр. 553.

М. А. Тайц.

Соч.: Летные испытания самолетов, М., 1951 (совм. с В. С. Ведровым).

Талалихин Виктор Васильевич (1918—1941) — советский лётчик, младший лейтенант, Герой Советского Союза (1941). В Красной Армии с 1937. Окончил Борисоглебскую военную авиационную школу лётчиков (1938). Участник советско-финляндской войны; сбил 4 самолёта противника. С начала Великой Отечественной войны был командующим звена, затем заместителем командира эскадрильи истребительного авиаполка, защищал подступы к Москве с воздуха. 7 августа 1941 одним из первых применил ночной таран, не допустив к столице немецкий бомбардировщик. В последующих боях сбил ещё 5 самолётов противника и один в составе группы. В октябре 1941 погиб в неравном бою с вражескими истребителями. Зачислен навечно в состав части, в которой служил. Награждён орденами Ленина, Красного Знамени, Красной Звезды, медалью. Памятник в Москве и Подольске Московской области.

Лит.: Утехин С. Г., Талалихин, 2 изд., М., 1965; Землянский А., В ночном небе, в кн.: Бессмертные подвиги, М., 1980.

В. В. Талалихин.

Тангаж (франц. tangage — килевая качка) — угловое движение ЛА, при котором его продольная ось (см. Системы координат) изменяет своё направление относительно горизонтальной плоскости; характеризуется углом Т. и скоростью Т.

Угол тангажа {{θ}} — σгол между продольной осью ОХ и горизонтальной плоскостью ОХgZg нормальной системы координат (СК); положителен, когда продольная ось находится выше горизонтальной плоскости. Угол Т. равен сумме угла атаки {{α}} и угла наклона траектории {{θ}} — угла между направлением земной скорости ЛА и горизонтальной плоскостью ОХgZg (угол {{θ}} положителен, когда проекция земной скорости на ось OYg положительна). При определении ориентации скоростной СК относительно нормальной СК используют скоростной угол тангажа {{θa}} — угол между скоростной осью ОХa и горизонтальной плоскостью ОХgZg нормальной СК. Скорость тангажа {{ω}}z  составляющая угловой скорости ЛА по оси OZ связанной СК.

Манёвры с увеличением {{θ}} называются кабрированием, а с уменьшением — пикированием. Эти манёвры осуществляются созданием момента Т. (см. в ст. Аэродинамические силы и моменты) за счёт отклонения органов управления Т.

Измерение скорости Т. осуществляется гироскопическим датчиком угловых скоростей, угол Т. измеряется гировертикалью. См. также Продольное движение.

МАЕрусалимский.

Тагенциальные разрывы в аэро- и гидродинамике — разрывы гидродинамические, в которых отсутствует протекание вещества через поверхность разрыва. Т. р. в отличие от ударных волн всегда отделяют одну часть среды от другой. В Т. р. давление p и нормальная к поверхности разрыва составляющая скорости {{υn}} одинаковы по обе стороны поверхности разрыва, а касательная составляющая скорости {{υτ}}, плотность и др. газодинамических величин, кроме р и {{υn}}, могут претерпевать произвольный разрыв. Примером Т. р. является граница струи в газе, поверхность реки, отделяющая воздух от воды. Т. р., на которых не терпит разрыв и {{υτ}}, называется также контактными разрывами. См. также Контактная поверхность, Свободная поверхность.

Таран Павел Андреевич (р. 1916) — советский лётчик, генерал-лейтенант авиации (1967), дважды Герой Советского Союза (1942, 1944). В Советской Армии с 1937. Окончил Качинскую военную авиационную школу лётчиков имени А. Ф. Мясникова (1938), Военную академию Генштаба Вооружённых Сил СССР (1958). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром звена, командиром эскадрильи, инспектором-лётчиком по технике пилотирования авиакорпуса дальнего действия, командиром бомбардировочного авиаполка. Совершил 386 боевых вылетов. После войны на командных и штабных должностях в войсках и МО СССР. Награждён орденами Ленина, Октябрьской Революции, 2 орденами Красного Знамени, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденами Александра Невского, Трудового Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в селе Шолохово Днепропетровской области.

Лит.: Горянов Л., Бомбардировщик П. Таран. в кн.: Советские летчики в боях за Родину, М., 1958; П. А. Таран, в кн.: Золотые звезды, Днепропетровск, 1967.

П. А. Таран.

Таран воздушный — один из приёмов воздушного боя. Заключается в нанесении удара винтом или крылом самолёта по вражескому самолёту (после израсходования боезапаса). Является наивысшим проявлением мужества и воли лётчика. Первый Т. в. самолётом совершён русским военным лётчиком ПННестеровым 26 августа (8 сентября) 1914 в начале 1-й мировой войны. Первый ночной Т. в. выполнен советский лётчиком Е. Н. Степановым 28 октября 1937 в Испании. В период Великой Отечественной войны советский лётчики свыше 600 раз таранили вражеские самолёты. В первый день войны Т. в. совершили 16 лётчиков (И. И. Иванов, Д. В. Кокорев, А. И. Мокляк, Л. Г. Бутелин, С. М. Гудимов, В. С. Лобода и др.). За годы войны 34 лётчика применили таран дважды, АСХлобыстов — трижды, а БИКовзан — четырежды. В лобовой атаке сразила врага таранным ударом ЕИЗеленко. Первый Т. в. на реактивном самолёте совершил Г. Н. Елисеев 28 ноября 1973, уничтожив самолёт-нарушитель.

Тарифы на воздушные перевозки провозная плата за воздушную перевозку пассажиров, багажа (сверх нормы бесплатного провоза) и груза. Международные авиатарифы и правила их применения устанавливаются в основном Международной ассоциацией воздушного транспорта — ИАТА (см. Международные авиационные организации) и вступают в силу только после одобрения их правительствами государств, национальную принадлежность которых имеют заинтересованные авиатранспортные предприятия — члены ИАТА.

В нашей стране сложилась практика установления международных авиатарифов на двусторонней и региональной основе. Тарифы согласуются между заинтересованными авиатранспортными предприятиями, а затем утверждаются ведомствами гражданской авиации договаривающихся государств. Воздушный кодекс СССР предусматривал административную ответственность авиатранспортного предприятий за несоблюдение установленных тарифов международной перевозки пассажиров, багажа и грузов и правил их применения.

таром” (TAROM, Transporturile Aeriene Romane) — авиакомпания Румынии. Осуществляет перевозки внутри страны и в страны Европы, Северной Африки, Ближнего и Дальнего Востока, а также в США. Основана в 1954. В 1989 перевезла 1,27 млн. пассажиров, пассажирооборот 1,65 млрд. п.-км. Авиационный парк — 83 самолёта.

“ТАТ” (Transport A{{é}}rien Transr{{é}}gional) — авиакомпания Франции. Осуществляет перевозки на внутренних авиалиниях, а также в некоторые страны Европы. Основана в 1968. В 1989 перевезла 2,7 млн. пассажиров. Авиационный парк — 71 самолёт.

Ташкентское авиационное производственное объединение имени В. П. Чкалова — берёт начало от основанного в 1932 в г. Химки Московской области ремонтного завода № 84 ГВФ (позднее — авиационного завод имени В. П. Чкалова), эвакуированного в 1941 в Ташкент. В 1936 в состав завода вошло КБ ННПоликарпова, в котором продолжались работы по истребителю И-16. В 1938—40 КБ завода возглавляли В. И. Левков (были выпущены его летающие лодки Л-1, Л-5) и ВФБолховитинов (построен бомбардировщик ББС). В 1939 началось серийное производство пассажирского самолёта ПС-84 (Ли-2), выпуск которого в годы Великой Отечественной войны был продолжен в Ташкенте (в 1941—45 изготовлено 2258 самолётов в различных вариантах). В дальнейшем строились пассажирский самолёт Ил-14, винтокрыл Ка-22, транспортные самолёты Ан-8, Ан-12, Ан-22, Ил-76. В 1972 на основе завода образовано ПО. Предприятие (объединение) награждено 2 орденами Ленина (1945, 1982), орденами Октябрьской Революции (1970), Трудового Красного Знамени (1962).

ТБ — принятое в СССР обозначение созданных в 20—20-х гг. самолетов типа “тяжёлый бомбардировщик”. Наиболее известные из них ТБ-1, ТБ-3, ТБ-7, разработанные под руководством АНТуполева (см. Ту). ТБ-7, спроектированный бригадой АМПетлякова, после его гибели стал называться Пе-8 (1942). ТБ-1, ТБ-3 и ТБ-7 использовались также как гражданские самолёты, в том числе в полярной авиации.

Тбилисское авиационное производственное объединение имени Г. Димитрова. Тбилисский авиационный завод образован в октябре 1941 на базе эвакуированного Таганрогского авиационного завода № 31 имени Г. Димитрова (см. Таганрогское авиационное производственное объединение имени Г. Димитрова), Севастопольского авиаремонтного завода № 45 и строившегося в Тбилиси авиамоторного завода № 448. В годы Великой Отечественной войны Тбилисский завод № 31 имени Г. Димитрова выпустил свыше 3000 истребителей ЛаГГ-3, Ла-5, Як-3. С 1946 вёл производство реактивных самолётов Як-15, Як-17, Як-23, МиГ-15, МиГ-17, МиГ-21УТИ и др. Предприятие награждено орденом Красной Звезды (1946). В 1985 на основе завода образовано ПО.

ТВ — обозначение некоторых советских авиационных ГТД. В их числе вертолётные двигатели ТВ2-ВК конструкции АГИвченко, ТВ2-117 и ТВ3-117 конструкции СПИзотова (см. ВК).

“ТВА” (TWА, Trans World Airlines) — авиакомпания США. Осуществляет перевозки внутри страны, и Канаду, а также в страны Западной Европы, Центральной Америки. Основаная в 1930. В 1989 перевезла 25,3 млн. пассажиров, пассажирооборот 56,58 млрд. п.-км. Авиационный парк — 213 самолётов.

Твёрдое ракетное топливо — вещество или совокупность веществ, способных к закономерному горению без доступа кислорода извне с выделением значительного количества энергии. Делятся на баллиститные пороха и смесевые Т. р. т. Баллиститные пороха — гомогенные системы (твёрдые растворы органических веществ, молекулы которых содержат атомы горючих и окислительных элементов). Смесевые Т. р. т. — многокомпонентные гетерогенные смеси окислителя (обычно перхлората аммония), горючего-связующего (каучука, полиуретана и др.) и добавок различного назначения (например, порошка алюминия для повышения энергетических характеристик). По удельному импульсу (отношение тяги, развиваемой двигателем, к секундному массовому расходу топлива) Т. р. т. уступают жидким, так как в них из-за химической несовместимости не всегда удаётся использовать энергетически эффективные компоненты.

Лит.: Сарнер С., Химия ракетных топлив, пер. с англ., М., 1969.

Тейлор (Taylor) Джефри Инграм (1886—1975) — английский учёный в области механики, член Лондонского королевского общества (1919), иностранных член АН СССР (1966) и многих др. академий мира. Окончил Кембриджский университет (1910). Основные труды по механике сплошных сред. Развил теорию устойчивости течений вязкой жидкости, создал полуэмпирическую теорию турбулентности (теория переноса завихренности), исследовал однородную и изотропную турбулентность. Занимался аэродинамикой самолёта и парашюта, околозвуковым обтеканием тел и т. д.

Соч.: The scientific papers, v. 1—4, Camb., 1958—71.

Дж. И. Тейлор.

Тележка шасси часть шасси ЛА, состоящая из рамы и колёс. Т. ш. бывают двухосные — с креплением на них четырёх или восьми колёс и трёхосные — с креплением шести колёс; неуправляемые и управляемые при движении ЛА для разбега перед взлётом и пробега и торможения после посадки. По конструктивным схемам различают балочные Т. ш., рамы которых выполнены в виде силовой балки, и рычажные, основные силовые элементы которых выполнены в виде рычагов. Достоинствами тележечного шасси являются рассредоточивание нагрузки на ВПП благодаря увеличению площади контакта с землёй; компактность (облегчается компоновка шасси на ЛА). Четырёхколесная Т. ш. применена на пассажирских самолётах Ил-18, Ту-104, Ан-10, Ил-62, Ил-86, Боинг-707, Макдоннелл-Дуглас DC-8 и др., шестиколёсная — на Ту-154, а восьмиколёсная Т. ш. была установлена, например, на военно-транспортном самолёте Шорт “Белфаст” (Великобритания).

Телеуправляемый летательный аппарат см. в ст. Дистанционно-пилотируемый летательный аппарат.

Телешов николай Афанасьевич (1828—1895) — русский артиллерийский офицер, изобретатель, один из авторов первых проектов самолёта. В 1864 запатентовал во Франции и Великобритании пассажирский самолёт “Система воздухоплавания” на 120 человек с паровой машиной и толкающим воздушным винтом, а в 1867 во Франции самолёт “Усовершенствованная система воздухоплавания” (известный также под названием “Дельта”) с треугольным крылом и реактивным двигателем типа ПуВРД. Эти проекты были неосуществимы в те годы, но они предвосхитили некоторые важные будущие направления развития авиации. См. рис. в табл. 1.

Н. А. Телешов.

Температура равновесная — установившаяся температура газа на поверхности обтекаемого тела в условиях теплового баланса, обусловленного конвективным тепловым потоком от газа, излучением с поверхности тела, теплопроводностью материала, из которого изготовлено тело, химическими реакциями и т. п. При наличии только конвективного теплообмена Т. р. обычно называется адиабатической температурой Т1 и, как правило, не совпадает с температурой торможения Т0. Для поверхности ЛА в воздухе обычно Тr0, но на больших высотах (разреженный воздух) может быть и Тr0.

Температура торможения потока — температура Т0 изоэнтропически (без теплообмена с внешней средой) заторможенного газа. Играет важную роль при движении идеального совершенного газа; в так называемом адиабатическом течении она соответствует максимально возможной температуре газа и характеризует его полную удельную энергию, которая остаётся постоянной вдоль линии тока. При отсутствии массовых сил её значение вычисляется на основе Бернулли уравнения:

T0=T + V2/2cp,

где Т — температура, V — скорость, cp — удельная теплоёмкость газа при постоянном давлении. Часто используется в аэродинамических расчётах в качестве характерного масштаба температуры.

Температурные поля в конструкции ЛА — совокупность значений температур во всех точках конструкции ЛА в полёте или в процессе нагревания в лабораторных условиях. Т. п. в полёте возникают вследствие аэродинамического нагревания, а также тепловых воздействий от факела двигателя, излучений Солнца и Земли и т. п. В лабораторных условиях при теплопрочностных испытаниях полётные тепловые воздействия моделируются с помощью конвективного или радиационного нагревания. Теплота, поступившая от внешнего воздействий в обшивку, в результате теплопроводности элементов, контактного теплообмена в соединениях, излучения и теплообмена свободной конвекцией во внутренних полостях распространяется по всем элементам конструкции ЛА, создавая нестационарные Т. п.

Расчёт Т. п. — составная часть проектировочных и поверочных расчётов, проводимых на всех этапах создания нового ЛА. Данные о Т. п. позволяют обоснованно выбрать теплозащиту и конструкционные материалы для проектируемого ЛА, оказывают значительное влияние на выбор силовой схемы и конструктивное решение его частей и элементов (см., например, Горячая конструкция, Охлаждаемая конструкция). Знание Т. п. необходимо также для определения температурных напряжений, расчёта деформаций ползучести, оценки живучести и ресурса конструкции. Характер и количественные характеристики Т. п. описываются связанной системой уравнений теплопроводности в элементах конструкции с условиями теплового взаимодействия их между собой и с внешней средой, уравнений радиационного теплообмена и уравнений свободноконвективного нагревания сред (топлива) во внутренних полостях. При расчёте Т. п. в конструкции ЛА широко используется так называемый принцип выделения, когда отдельно решаются задачи для различных узлов и элементов конструкции. Это обусловлено сложностью и разнообразием геометрических форм конструкций ЛА, трудностью решения больших систем уравнений упомянутых типов, а также локальным характером процессов теплопереноса в конструкции (за исключением радиационного теплообмена, который является дальнодействующим в границах отсека). Разработан комплекс типовых задач и расчётных схем, обеспечивающий расчёт Т. п. в основных элементах конструкции ЛА на всех этапах её проектирования и экспериментальной отработки. Важнейшие и наиболее распространённые расчётные схемы: расчет температуры равновесной и температуры обшивки на различных режимах полёта; расчёт Т. п. в многослойной теплозащите; расчёт Т. п. топливных баков; расчёт Т. п. в стержневых и пластинчато-стержневых системах (сечениях тонкостенных конструкций с массивными элементами); расчёт Т. п. в пространственных тонкостенных системах, массивных элементах сложной формы.

ВМЮдин.

Температурный скачок в граничных условиях — разность температур газа и тела, которая вводится в задачах разреженных газов динамики вместо обычного в аэро- и гидродинамике граничного условия о равенстве температур газа и тела на его поверхности. Т. с. пропорционален длине свободного пробега частиц газа.

Температуроустойчивые покрытия в авиастроении — служат для защиты поверхностей материалов и изделий либо для придания им заданных свойств и характеристик в условиях воздействия агрессивных и др. экстремальных факторов внешней среды при высоких температурах. Основные области применения Т. п.: газотурбинные и др. двигатели, внешние и внутренние поверхности агрегатов и узлов ЛА, поверхности заготовок и деталей из труднодеформируемых металлов и сплавов в технологии горячей обработки. Назначение Т. п.: защита металлов и сплавов от высокотемпературной газовой коррозии; повышение эрозионной стойкости материалов, управление процессами переноса теплоты излучением, отражением, теплоизоляция, обеспечение электроизоляционных, механических, оптических и др. характеристик поверхностей изделий. Объектами защиты обычно являются детали и изделия из жаропрочных сплавов на никелевой основе, а также из титановых, ниобиевых и молибденовых сплавов, сложнолегированных сталей, неметаллических тугоплавких материалов и т. д.

Покрытия получают по шликерно-обжиговой технологии (эмалевые, реакционно-спекаемые, реакционно-отверждаемые и др.); газоплазменным или плазменным напылением оксидов (алюминия, циркония), жаростойких сплавов, интерметаллидов, термодиффузивным насыщением поверхностей одним (алюминий, кремний) либо несколькими (алюминий — хром, алюминий — кремний и др.) компонентами; электронно-лучевым осаждением композиций типа никель — хром — алюминий — иттрий, газофазным методом из карбидов, нитридов, боридов и т. п. материалов.

Применение Т. п. характеризуется значительной технико-экономической эффективностью вследствие увеличения надёжности, ресурса изделий, обеспечения технических требований, снижения материало- и трудоёмкости производства.

Лит.: Аппен А. А. Температуроустойчивые неорганические покрытия, 2 изд., Л., 1976, Солнцев С. С., Защитные технологические покрытия и тугоплавкие эмали, М., 1984.

СССолнцев.

Теневой метод исследования — метод обнаружения оптических неоднородностей в прозрачных преломляющих средах и дефектов отражающих поверхностей (например зеркал); один из основных оптических методов исследования течений. Оптическая схема теневого прибора (прибора Тёплера), типичного для аэродинамического эксперимента, приведена на рис. 1. Посредством оптической системы и осветительной диафрагмы коллиматора формируется пучок света, который направляется на исследуемую область течения и далее через оптическую систему приёмной части на экран. Оптическая система приёмной части отображает на экране некоторую плоскость исследуемой области. В некоторой плоскости между оптическими деталями приёмной части образуется изображение осветительной диафрагмы и располагается визуализирующая диафрагма. Если среда в исследуемой области однородна, экран оказывается равномерно освещённым либо затемнённым в зависимости от взаимного расположения изображения осветительных и визуализирующей диафрагм. Если же в среде возникают неоднородности, то лучи светового пучка на них отклоняются от первоначального направления, частично задерживаются (или пропускаются) визуализирующей диафрагмой, и на экране возникает теневое изображение неоднородной среды, которое рассматривается визуально или регистрируется на фотоплёнку. В отличие от прямотеневого метода исследования в Т. м. и. необходимыми условиями являются наличие визуализирующей диафрагмы и оптическое сопряжение исследуемой области течения с экраном. Известные схемы Т. м. и. различаются между собой формой визуализирующих и осветитительных диафрагм. В аэродинамическом эксперименте наибольшее распространение получили схемы: а) с ножевой (так называемый нож Фуко) визуализирующей и щелевой осветительными диафрагмами (фотометрический метод), б) с визуализирующей решёткой и осветительной щелью; в) с диафрагмами для получения цветных теневых изображений. Т. м. и. обладает высокой чувствительностью, его рабочий диапазон в зависимости от характера поставленной задачи варьируется выбором формы и размеров визуализирующей и осветительной диафрагм. На качество теневых изображений существенное влияние оказывает качество деталей оптической системы теневого прибора, а также внешние факторы (вибрации, нагрев и др.). Т. м. и. позволяет осуществлять визуализацию течений, содержащих участки постоянного или медленно изменяющегося градиента плотности среды, и используется для визуализации ударных волн, областей сжатия и разрежения, явлений в пограничном слое. Типичное теневое изображение неоднородного сверхзвукового потока приведено на рис. 2. Т. м. и. позволяет также измерять плотность движущейся газовой среды.

ВАЯковлев.

Коллиматор

Приемная часть

Рис. 1. Оптическая схема теневого прибора: 1 — источник света; 2 — осветительная диафрагма; 3 и 3' — соответственно невозмущённый и возмущенный световые лучи; 4 — изучаемая область потока; 5 — модель; 6 — изображение осветительной щели; 7 — экран (фотоплёнка); 8 — визуализирующая диафрагма.

Рис. 2 Теневое изображение потока: 1 — модель (круговой цилиндр с острой конической носовой частью); 2 — набегающий сверхзвуковой поток; 3 — конический скачок уплотнения; 4 — область конического течения; 5 — область течения разрежения.

Тензометрия (от лат. tensus — напряжённый, натянутый и греч. мetr{{éō}} — čзмеряю) — экспериментальное определение напряжённого состояния конструкций, основанное на измерении местных деформаций. Методы и средства Т. обеспечивают выявление причин разрушений по результатам исследования напряжённо-деформированного состояния элементов конструкции, позволяют находить наиболее оптимальные и совершенные конструктивные решения, изучать влияние различных технолог факторов на прочность конструкций и т. п. Основные методы Т.: рентгеновские и поляризационно-оптические, муаровых полос, хрупких покрытий, гальванических покрытий и методы, основанные на масштабном преобразовании деформаций конструкций с помощью тензометров. По принципу действия тензометры делятся на механические, оптические, пневматические, струнные (акустические) и электрические. В авиастроении получили распространение электрические тензометры, действие которых основано на изменении параметров их электрической цепи или генерировании электрических сигналов в зависимости от измеряемой деформации. Наибольшее применение при тензометрировании натурных конструкций находят электрические тензометры сопротивления — тензорезисторы (см. рис.). Диэлектрическая подложка тензорезистора соединяется с чувствительной решёткой и исследуемой конструкцией связующим материалом. Принцип действия тензорезисторов основан на изменении электрического сопротивления чувствительной решётки при ее деформировании вместе с конструкцией. Изменение деформации конструкции {{ε}} определяется по формуле {{ε}} = {{∆}}R/kR, где {{∆}}R — изменение номинального сопротивления R, k — коэффициент чувствительности. Используют следующие виды тензорезисторов: проводниковый и полупроводниковый, у которых чувствительные элементы выполнены соответственно из металлической проволоки или фольги и из полупроводникового материала; термо- и тензорезистор, содержащий термо- и тензочувствительные элементы и тензорезисторную розетку, у которой на общей подложке устанавливается несколько чувствительных элементов с главными осями, ориентированными под определёнными углами друг к другу. Выпускаются тензорезисторы для криогенных (ниже —150{{°}}С), нормальных (20{{±}}15{{°}}С), повышенных (до 300{{°}}С) и высоких (до 600{{°}}С) температур, что позволяет осуществлять тензометрирование при нестационарных тепловых процессах. Температурные приращения сопротивления в рабочем диапазоне температур учитываются путём применения различных схем компенсации или внесением соответствующих поправок при обработке результатов. Тензорезистор является составной частью информационно-измерительной системы для тензометрирования авиационных конструкций и представляет собой комплекс технических средств, обеспечивающих получение информации о тепловом, деформированном и напряжённом состояниях. В такой комплекс для тензометрирования натурной конструкции входят тензорезисторы, измерительные коммутаторы и устройства, пульты оператора, аппаратура связи, ЭВМ, средства оперативного представления и оформления информации.

Лит.: Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолётов, М., 1974; Тензометрия в машиностроении, под ред. Р. А. Макарова, М., 1975.

ЮСИльин.

Тензометр для определения деформаций при нормальных температурах: 1 — чувствительная решётка; 2 — диэлектрическая подложка; 3 — связующее; 4 — защитная подложка; 5 — накладка; 6 — выводные проводники; 7 — узел соединения.

Тензор напряжений — совокупность величин, характеризующая напряжённое состояние сплошной среды в рассматриваемой точке поля течения:

||P|| = (p{{αβ}})

где {{α, β}} = x, y, z — декартовы координаты, p{{αβ}}({{α = β}}) — нормальные напряжения, p{{αβ}} ({{α ≠ β}}) — касательные напряжения (см. Поверхностностные силы). Т. н. симметричен, то есть p{{αβ}} = p{{βα}} ({{α ≠ β}}), и для него существуют так называемые главные оси x{{'}}, y{{'}}, z{{'}}, в которых касательные напряжения обращаются в нуль и Т. н. содержит только диагональные члены: p1 = px{{'}}x{{'}}, p2 = py{{'}}y{{'}}, p3 = pz{{'}}z{{'}}. Для Т. н. сумма его диагональных членов является инвариантом линейных преобразований

pxx + pyy + pzz = p1 + p2 + p3,

то есть сумма нормальных напряжений, приложенных к трём взаимно перпендикулярным площадкам, не зависит от ориентации площадок. Это позволяет представить Т. н. в виде

||P|| = —pE + ||T||,

где p — давление гидродинамическое, Е — единичный тензор, ||T|| = ({{ταβ}}) — тензор вязких напряжений (напряжений трения), который отличен от нуля только в движущейся жидкости.

Т. н. зависит от локальных свойств и характера движения среды и связан с тензором скоростей деформаций ||Ф||. В аэро- и гидродинамике обычно используется линейная зависимость между ||P|| и ||Ф|| с коэффициентами {{μ, λ}}, не зависящими от выбора системы координат:

||P|| = (-p + {{λ}}divV)E + {{μ}}||Τ||.

Коэффициент {{μ}} называют динамической вязкостью, а жидкости, для которых выполняется приведенное соотношение, — ньютоновскими. Для идеальной жидкости, для которой μ = λ = 0 и в которой возникают только нормальные напряжения (pxx = pyy = pzz = pn), будем иметь

p = —{{}} ||P|| = —{{}}(pxx + pyy + pzz) = -pn.

ВАБашкин.

Тензор скоростей деформации — совокупность величин, характеризующая скорость деформации элементарного объёма сплошной среды:

||Ф|| = (е{{αβ}}),

где ({{α, β}} = x, y, z — декартовы координаты). Величины exx, eyy, ezz пропорциональны скоростям изменения линейных размеров в направлении осей x, y, z, a, exy, exz, eyx, eyz, ezx, ezy — скоростям изменения угловых размеров элементарного объёма среды.

Т. с. д. симметричен; для него справедливы соотношения: exy = eyx, exz = ezx, eyz = ezy и существуют так называемые главные оси x{{'}}, y{{'}}, z{{'}} в которых ex'y' = ex'z' = ey'z' = 0, и Т. с. д. содержит только так называемые диагональные члены: e1 = ex'x', e2 = ey'y', e3 = ez'z'. В этой системе координат деформация объёма среды сводится лишь к растяжению вдоль главных осей. Например, объём жидкости, имевшей первоначально сферическую форму, с течением времени будет деформироваться в эллипсоид.

Компоненты Т. с. д. связаны с полем скоростей следующими соотношениями:

exx = {{}}; eyy = {{}}; ezz = {{}};

exy = {{}}; eyz = {{}};

ezx = {{}},

где u, {{υ, ω}} — проекции вектора скорости соответственно на оси координат x, y, z. Величина

{{}}(exx + eyy + ezz) = {{}} =divV

является инвариантом Т. с. д. Она представляет собой увеличение единицы объёма среды в единицу времени и называется объёмным расширением или расхождением (дивергенцией) вектора скорости V.

ВАБашкин.

Теплера прибор — оптический прибор для реализации теневого метода исследования неоднородных газовых потоков. Предложен немецким учёным А. Теплером (A. T{{ö}}pler) в 1867.

Тепловая защита — средство обеспечения нормального теплового режима в установках и аппаратах, работающих в условиях подвода к поверхности значительных тепловых потоков. Т. з. широко распространена в авиационной и ракетной технике для защиты ЛА от аэродинамического нагревания при движении в плотных слоях атмосферы, а также для защиты камер сгорания и сопел ВРД и РД охлаждения турбин ГТД. Существуют пассивные и активные методы Т. з. В пассивных методах Т. з. воздействие теплового потока воспринимается с помощью специальных внешних оболочек, температуроустойчивых покрытий наносимых на основную конструкцию, разрушающихся покрытий (см. Абляция, Теплозащитные материалы). В активных методах Т. з. газообразный или жидкий охладитель принудительно подаётся к защищаемой поверхности. При подаче во внешний поток охладитель поглощает часть поступающей теплоты. Кроме того, тепловой поток уменьшается вследствие разбавления и оттеснения пограничного слоя вдуваемым газом или парами жидкости. Данный метод применяется для Т. з. камер сгорания, лопаток турбин и сопел двигателей (см. также Охлаждения двигателя). Рассматривается возможность применения для Т. з. отдельных участков внешней поверхности ЛА. Известны несколько разновидностей этого способа: плёночное охлаждение (заградительное охлаждение) — вдув охладителя через щель или ряд отверстий; пористая защита — вдув охладителя через пористую поверхность (вариант пористой защиты — испарение твёрдого вещества, которым пропитан жаропрочный пористый каркас). При конвективном (регенеративном) охлаждении охладитель пропускается через узкий канал (рубашку) вдоль внутренней (по отношению к подходящему тепловому потоку) стороны защищаемой поверхности (см. Охлаждаемая конструкция). Аналогичный способ применяется для Т. з. камер сгорания ЖРД (в качестве охладителя используется один из компонентов топлива).

Лит.: Полежаев Ю. В., Юревич Ф. Б., Тепловая защита, М., 1976.

ВЯБоровой.

Тепловая прочность авиационных конструкций — прочность авиационный конструкций в условиях одновременного воздействия механических и тепловых нагрузок, возникающих при эксплуатации ЛА. Тепловые воздействия от обтекающего ЛА потока (см. Аэродинамическое нагревание), работающего двигателя и т. д. приводят к повышению температуры элементов конструкции, в общем случае различному для разных элементов ЛА и переменному по времени полёта. Повышение температуры вызывает ряд явлений, приводящих к снижению прочности конструкций. К причинам снижения прочности относятся: понижение модуля упругости, временного сопротивления, предела текучести и др. прочностных характеристик материалов, из которых выполнена конструкция; температурное расширение материалов от нагревания и связанные с ним неблагоприятные температурные деформации и напряжения в конструкции; ползучесть материалов, проявляющаяся в виде нарастающих во времени необратимых деформаций конструкции; специфические, связанные с нагреванием, формы потери устойчивости (термоустойчивости) и коробление элементов конструкции. Т. п. проверяется теплопрочностными расчётами и в ходе теплопрочностных испытаний, проводимых для наиболее неблагоприятных условий (с учётом указанных выше явлений, сочетаний температурных полей и нагрузок, возможных при эксплуатации ЛА). Принимаются во внимание моменты времени по траектории полёта, характеризующиеся максимальными температурами, наибольшими температурными перепадами и напряжениями в элементах, учитывается время пребывания конструкции в условиях максимальных температур, число циклов нагрева, повторяемость тепловых и механических нагрузок. С целью повышения Т. п. в авиационных конструкциях применяются жаропрочные сплавы, гофрированные и др. поглощающие температурное расширение конструктивные элементы и соединения (см., например, Горячая конструкция).

ГНЗамула.

Тепловой аэростат — аэростат, оболочка которого наполняется воздухом, нагретым до температуры на 40—120{{º}}С выше температуры окружающего воздуха; современное название “монгольфьера” (рис. 1). Т. а. используются в США, Великобритании, Франции, ФРГ и др. странах для спортивных полётов (в основном), научных полётов, рекламы, развлекательных целей. Применяются для полёта с экипажем от 1 до 22 человек. Т. а. способны совершать полёты продолжительностью более 33 ч. Высота полёта может достигать 10—16 км. Удельная подъёмная сила (см. Подъёмный газ) составляет 2,06—3,43 Н/м3. При этом подъёмная сила Т. а. в 3—5 раз меньше подъёмной силы такого же по объёму аэростата, наполненного водородом.

Т. а. состоит из оболочки, к которой крепится гондола с экипажем (рис. 2), аппаратурой нагрева воздуха, управления полётом и поддержания связи. Оболочка Т. а., открытая снизу, имеет так называемую оптимальную (естественную) форму (см. Свободный аэростат) с меридиональным каркасированием стальными тросами. Полотнища оболочки изготавливаются, из прочной синтетической ткани (типа дакрон, нейлон), покрытой с внутренней стороны термостойкой синтетической плёнкой, выдерживающей температуру до 150°С. Четырёхгранная гондола подвешивается на стальных тросах к усиленной нижней части оболочки. Она имеет лёгкий металлический трубчатый каркас с прикреплёнными к нему матерчатыми стенками или плетёную (корзиночного типа) конструкцию. Для нагрева воздуха сжигается пропан, хранящийся в гондоле в жидком состоянии в стальных баллонах. Горелка подогревателя монтируется на трубчатой пирамиде, крепящейся к каркасу гондолы, под нижним отверстием оболочки. В гондоле располагаются также скамейки для экипажа и приборы, определяющие высоту полёта, скорость взлёта, температуру воздуха в оболочке и давление в баллонах с пропаном.

Управление полётом производится путём изменения температуры воздуха в оболочке (в пределах, допускаемых материалом оболочки), а также частичным выпуском воздуха через особые щели и клапан в оболочке. Скорость взлёта и спуска регулируется в пределах 2—5 м/с.

Оболочки и гондолы выпускаются стандартных типов. Объём оболочки от 400 м3 до 20 тыс. м3 и более. Для полёта с одним воздухоплавателем применяются Т. а. с оболочкой объёмом от 400 до 1700 м3 и с гондолой, имеющей площадь пола от 0,25 до 0,5 м2, высоту стенок 0,9—1 м. При объёме оболочки 1700 м3 полёт может продолжаться до 5 ч, а высота полёта достигать 3 км (с одним баллоном пропана объёмом 60 л). Для полёта с двумя воздухоплавателями используются Т. а. с оболочкой объёмом от 1200 до 2700 м3 и с гондолой, имеющей площадь пола 1 м2, высоту стенок 1 м. Для полёта Т. а. с экипажем 8 и 12 человек применяются оболочки объёмом от 4 до 15 тыс. м3.

Старт Т. а. проводится при скорости ветра не более 4 м/с. Наполнение осуществляется с помощью передвижных воздуходувок. Для наполнения и снаряжения Т. а. обычно требуется 8—10 мин. Т. а. с оболочкой объёмом 1700 м3 готовит к старту команда из 2—3 человек, а с оболочкой объёмом до 2700 м3 — 3—5 человек.

РВПятышев.

Рис. 1. Старт теплового реостата.

Рис. 2. Гондола теплового аэростата.

Тепловой поток — количество теплоты, переносимое через какую-либо поверхность в процессе теплообмена. Характеризуется плотностью Т. п., которая представляет собой отношение количества теплоты, перенесённой через поверхность, к интервалу времени, за который этот перенос осуществлён, и площади этой поверхности.

При полёте ЛА в атмосфере с большими сверхзвуковыми и гиперзвуковыми скоростями прилегающие слои газа нагреваются из-за внутреннего трения и сжатия в ударных волнах, что вызывает теплопередачу от газа к поверхности ЛА. Передача теплоты осуществляется конвекцией и теплопроводностью, а при скоростях полёта порядка второй космической скорости и выше — также и излучением (см. Аэродинамическое нагревание). Т. п. тем больше, чем больше скорость ЛА и плотность газа в атмосфере. Например, при скорости ЛА 1500 м/с на высоте 40000 м плотность Т. п. к поверхности крыла на расстоянии 1 м от передней кромки при ламинарном течении может достигать 50 кВт/м2. Переход ламинарного течения в турбулентное приводит к увеличению Т. п. в несколько раз. Шероховатость поверхности также вызывает увеличение Т. п. Химическая природа материала, из которого изготовлена или которым покрыта поверхность ЛА, не влияет на значение Т. п. при скорости ЛА приблизительно до 3000 м/с. При б{{ó}}льших скоростях полёта, когда воздух в пограничном слое частично диссоциирован, химическая природа материала оказывает влияние на скорость рекомбинации ионов у поверхности тела и количество выделяющейся при этом теплоты. Путём использования материала, не являющегося катализатором, Т. п. может быть уменьшен при благоприятных условиях приблизительно в два раза.

Лит.: Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике, под ред. В. К. Кошкина. М., 1975.

ВЯБоровой.

Тепловые измерения в аэродинамическом эксперименте — измерения температуры конструкции ЛА (его модели) и температуры окружающей его газовой среды, а также теплового потока, поступающего на поверхность ЛА.

Для измерений температуры конструкции применяются термоэлектрические термометры (термопары) и термометры сопротивления, а также приборы, принцип действия которых основан на регистрации теплового излучения поверхности (оптические и фотоэлектрические пирометры тепловизоры — телевизионные системы, приёмные электронно-лучевые трубки которых чувствительны к тепловому излучению). При Т. и. газового потока обычно измеряют температуру торможения с помощью термопары, заключённой в камеру с небольшим протоком газа (камеру торможения). О плотности теплового потока от газа к поверхности ЛА (модели) обычно судят по скорости изменения температуры соответствующего участка поверхности ЛА (модели). При этом температура поверхности определяется дискретными измерителями температуры (термопарами) или с помощью так называемых панорамных методов. Термопары используются в составе “тонких стенок” (металлическая стенка модели толщиной от 0,1 до 1 мм, к которой приварены термопары — до 1000 штук; применяются при исследовании в аэродинамических трубах) и калориметров (металлический диск, теплоизолированный от остальной конструкции ЛА, к которому присоединена термопара; используются при лётных исследованиях ЛА). При панорамных методах (применяются при исследованиях в аэродинамических трубах) температура поверхности модели определяется с помощью тепловизоров или путём нанесения на поверхность термоиндикаторных покрытий — тонких слоёв вещества, резко изменяющего цвет или др. оптические характеристики при известной температуре. Линия, на которой изменяется цвет поверхности, является линией постоянного значения температуры (теплового потока). Перемещение линии по поверхности модели регистрируется кинокамерой; плотность теплового потока определяют по скорости её перемещения.

Лит.: Петунин А. Н., Измерение параметров газового потока (Приборы для измерения давления, температуры и скорости), М., 1974; Преображенский В. П., Теплотехнические измерения и приборы, 3 изд., М.. 1978.

ВЯБоровой.

Теплозащитные материалы в авиастроении — конструкционные материалы, применяемые в качестве пассивного средства защиты какой-либо поверхности ЛА или др. элементов конструкций от аэродинамического нагревания или воздействия горячего газового потока. Различают 3 основных типа Т. м.: абляционные материалы; материалы с высокой эрозионной стойкостью и теплопоглощающей способностью; неразрушающиеся материалы с низкой теплопроводностью и высокой излучаемой способностью.

В авиационной технике в качестве Т. м. обычно используют высокопрочные керамические или органические материалы с наполнителями. Наиболее распространены абляционные Т. м. (см. Абляция). Основные абляционные Т. м. — графит, фенольный стеклопластик, силикат циркония. Конструкционные Т. м. с высокой эрозионной стойкостью эффективны, если они обладают высокой теплопоглощающей способностью, оцениваемой по общему количеству теплоты, затрачиваемой на нагревание материала до температуры плавления. Наиболее эрозионностойкими являются углеродсодержащие Т. м. и вольфрам, применяемые в авиационно-космической технике, например для изготовления вкладышей сопел РДТТ. Неразрушающиеся Т. м. с низкой теплопроводностью и высокой излучательной способностью относятся к многократно используемым средствам пассивной защиты. Так, Т. м. на основе кварцевых волокон с эрозионно-стойким покрытием, содержащим кварц и борид кремния, имеющий плотность 150—250 кг/м3, теплопроводность менее 0,1 Вт/(м{{·°}}С), степень черноты не менее 0,9, способен десятки часов работать при температуре до 1250{{°}}С. Рабочая температура Т. м. многоразового использования на основе элементоорганических связующих и неорганических наполнителей при плотности не более 1640 кг/м3 не превышает 1000{{°}}С.

Лит.: Полежаев Ю. В., Юревич Ф. Б., Тепловая защита. М., 1976; Фахрутдинов И. Х., Ракетные двигатели твердого топлива. М., 1981.

ЭККондрашов, ВАУстинов.

Теплоизоляционные материалы в авиастроении. В авиационной технике широко применяются лёгкие Т. м. преимущественно волокнистой структуры (смВолокнистые материалы), так как помимо малой теплопроводности они имеют малую плотность, технологичны, долговечны, биостойки, негорючи. Для теплоизоляции используются также эластичные и жёсткие пенопласты замкнуто-ячеистой структуры (см. Пеноматериалы). Для защиты теплоизоляции от влаги и механических повреждений применяются облицовочные ткани с водонепроницаемыми покрытиями, металлическая фольга, лакокрасочные покрытия.

По структуре Т. м. можно разделить на лёгкие (рыхловолокнистые), тканые (холсты), стёганые маты, нетканые полотна, формованные плиты и изделия, шнуры. Волокнистые Т. м. имеют сообщающиеся поры и обладают хорошими звукопоглощающими свойствами, поэтому широко используются в технике и как звукопоглощающие материалы. На самолётах и вертолётах в качестве теплозвукоизоляционных материалов применяются главным образом самые лёгкие (рыхловолокнистые) Т. м. с плотностью 10—25 кг/м3.

ВГНабатов.

Теплопеленгатор — устройство на борту ЛА для определения направления на каком-либо объект (цель) по его тепловому (инфракрасному) излучению. Различают Т. обзорные, следящие и обзорно-следящие; автономные и входящие в состав тепловизионных систем, оптических локаторов и т. д. По конкретному назначению бывают Т. воздушных целей, Т. наземных объектов и т. д.

Тепловое излучение испускается всеми телами при любых температурах, отличных от абсолютного нуля. Интенсивность и спектр излучения, дошедшего до Т., определяются агрегатным состоянием, температурой и коэффициентом излучения объектов, а также характеристиками поглощения и рассеяния излучения в атмосфере. Оптическая система Т. собирает излучение от объектов и направляет его на приёмник, преобразующий ИК излучение в электрический сигнал. В результате формируется мгновенное поле зрения (одно- или многодиаграммное в соответствии с числом чувствительных площадок приёмника). Система отклонения мгновенного поля зрения (оптико-механическая, акустооптическая и др.) обеспечивает стабилизацию и угловые перемещения поля зрения, а также сканирование (просмотр) поля обзора. Перед тем как попасть на приёмник, излучение может проходить через оптический модулятор, который осуществляет пространственную фильтрацию оптического изображения и кодирование информации, позволяющее определить направление на цель. Для уменьшения уровня шумов в электрическом сигнале применяется устройство охлаждения. Электрический сигнал приёмника поступает в схему обработки сигнала, которая обеспечивает приём и усиление сигнала в полосе частот, соответствующей частоте оптической модуляции, извлечение из сигнала информации о положении цели и передачу её на индикатор и в обратную связь контура слежения за целью.

Лит.: Лазарев Л. П., Оптико-электронные приборы систем управления летательными аппаратами, 4 изд., М., 1984; Госсорг Ж., Инфракрасная термография, пер. с франц. М., 1988.

КВОбросов.

Теплопрочностные испытания — экспериментальное исследование тепловой прочности натурной конструкции ЛА в лабораторных условиях, при котором воспроизводятся наиболее опасные возможные в эксплуатации комбинации температурных полей в испытываемой конструкции и действующих на ЛА нагрузок для определения реакций конструкции на эти воздействия. Результаты Т. и. служат основным критерием при оценке несущей способности и ресурса конструкции ЛА, а также, наряду с расчетными данными, используются для выявления её напряженно-деформированного состояния и слабых мест, требующих усиления. Т. и. проводятся с середины 50-х гг. в связи с резко возросшими скоростями полетов, вызывающими аэродинамическое нагревание поверхностей ЛА.

При Т. и. натурную конструкцию ЛА синхронно нагревают и нагружают по разработанным программам, доводя в заданный момент времени нагрузку до значения, при котором наступает разрушение конструкции. Используемые при Т. и. средства нагружения отличаются от применяемых при статических испытаниях тем, что все устройства, попадающие в зону высоких температур, выполняются из жаропрочных материалов или имеют теплоизоляцию. Программное нагревание испытываемой конструкции обычно осуществляют при помощи ИК нагревателей с излучателями в виде трубчатых кварцевых ламп накаливания или тонкостенных элементов из жаростойких сплавов, например нихрома. Для предотвращения рассеивания лучистой энергии нагреватели оборудуются либо рефлекторами из алюминия или его сплавов, либо экранами из термостойкой пористой керамики. ИК нагреватель с кварцевыми лампами может длительно работать при температуре испытываемой конструкции до 1400{{ }}К. В нейтральной среде или вакууме применяют графитовые излучатели в виде пластин, трубок и спиралей, которые обеспечивают нагревание конструкций до 2000{{ }}К. Иногда для нагревания конструкции используют поток горячего газа. Программное охлаждение испытываемой конструкции производят, обдувая её поверхность потоком или струями воздуха. Низкие температуры и высокие скорости охлаждения получают, впрыскивая в воздух жидкий азот.

Контроль за воспроизведением внешних воздействий на испытываемую конструкцию и определение её реакций осуществляют путём измерения температуры, плотности лучистых потоков, усилий, давлений, прогибов и относительных деформаций. В качестве первичных преобразователей, число которых может превосходить 10000, наиболее распространены термопары и тензорезисторы (см. Тензометрия). Т. и. проводятся в залах или вакуумных каналах, оборудованных гидравлической системой нагружения, тиристорными регуляторами напряжения (число их может достигать 500, а общая мощность 40 МВт), системой охлаждения сжатым воздухом (иногда с впрыском в него жидкого азота) и т. д. Сбор и обработку экспериментальных данных производят быстродействующие измерительно-информационные системы с ЭВМ. Для управления быстрым программным нагреванием и нагружением сложной натурной конструкции ЛА используют многоканальные САУ, имеющие иногда до 250 каналов независимого программного нагружения и до 500 каналов нагревания.

АНБаранов.

Теплота сгорания топлива — количество теплоты, выделяющейся при полном сгорании топлива. Т. с., отнесённая к единице массы топлива, называется массовой, Т. с., отнесённая к единице объёма, — объёмной Т. с., или энергоёмкостью. Различают высшую и низшую Т. с. топлива. Высшая Т. с. определяется с учётом теплоты фазовых превращений продуктов сгорания при их охлаждении до 20{{°}}С, низшая — без учёта этой теплоты. Например, при подсчёте низшей Т. с. углеводородных топлив из количества теплоты; выделившейся при полном сгорании топлива, вычитается теплота, затрачиваемая на испарение воды, содержавшейся в топливе до сгорания и образовавшейся при сгорании. Разница между высшей и низшей Т. с. нефтепродуктов составляет 5—10%. Обычно для теплотехнических расчётов и сравнительной оценки топлив пользуются низшей Т. с.

Т. с. определяет требуемый запас топлива на борту ЛА для выполнения полётного задания. Чем выше Т. с., тем меньше топлива требуется для заправки самолёта (вертолёта). Это особенно важно в тех случаях, когда трудно разместить на самолёте баки требуемой вместимости (высокоскоростные самолёты, самолёты, рассчитанные на большую дальность полёта). Фактические значения низшей массовой Т. с. авиационных бензинов 43,4—43,8 МДж/кг (10350—10450 ккал/кг), реактивных топлив 43—43,4 МДж/кг (10250—10350 ккал/кг). Из горючих веществ наибольшей массовой Т. с. обладает водород. Его высшая Т. с. 144 МДж/кг (34500 ккал/кг), низшая — 119 МДж/кг (28550 ккал/кг).

Из отечественных стандартных реактивных топлив (см. Топливо авиационное) наибольшей объёмной Т. с. обладает топливо Т-6—36,1 МДж/л (8650 ккал/л). Это на 7—8% больше, чем у массового реактивного топлива ТС-1, и на 12—13% больше, чем у авиационных бензинов. Объёмная Т. с. реактивных топлив может быть значительно повышена введением в них порошкообразных металлов (бор, алюминий и др.). Например, при содержании в топливе типа РТ 50% бора (по массе) объёмная Т. с. смеси составляет 61,3 МДж/л (14650 ккал/л). Для предотвращения расслоения смесевого топлива с осаждением порошка металла в топливо должна вводиться стабилизирующая присадка, превращающая смесь в устойчивую суспензию. Разработка суспензионных топлив для авиации — перспективное направление повышения энергоёмкости топлив.

ЕПФёдоров.

Тёркиш эрлайнс” (THY Turkish Airlines, T{{ü}}rk Hava Yollari АО) — национальная авиакомпания Турции. Основана в 1933 под названием “Девлет Хава Йоллари”, современное название с 1956. Осуществляет перевозки на внутренних авиалиниях, а также в страны Европы, Ближнего и Дальнего Востока, Северной Африки. В 1989 перевезла 4,2 млн. пассажиров, пассажирооборот 5,05 млрд. п.-км. Авиационный парк 35 самолётов.

Тер-маркарян Арутюн Мкртчян (1903—1990) — советский организатор авиационной промышленности, профессор (1953), кандидат технических наук (1948). После окончания МВТУ в 1926 работал инженером-конструктором, начальник конструкторского отдела, начальник производства, главный инженер авиационного завода № 22 в Москве. В 1937—39 — директор и начальник строительства авиационный завода в Комсомольске-на-Амуре. Принимал участие в организации перелёта в США ВПЧкалова, АВБелякова, ГФБайдукова, а также розыска самолёта ВСГризодубовой, ПДОсипенко, МДРасковой. В 1940—41 — главный инженер Саратовского и Новосибирского авиационный заводов, в 1941—57 — начальник главного управления МАП СССР, затем (до 1967) — заместитель начальника отдела в Госплане СССР. С 1941 преподавал в МАИ. Принимал участие в освоении производства многих самолётов АНТуполева, АСЯковлева, ННПоликарпова, АИМикояна, СВИльюшина, ПОСухого и др., в организации вертолётостроения, выплавки стали хромансиль, производства воздушных винтов изменяемого шага. Государственная премия СССР (1946, 1950). Награждён 3 орденами Ленина, орденами Отечественной войны 1-й степени, Трудового Красного Знамени, медалями. Портрет см. на стр. 566.

А. М. Тер-Маркарян.

Термобарокамера (от греч. Th{{é}}rm{{ē}} — ņепло и барокамера) — камера, в которой при испытаниях авиационных двигателей и их элементов воспроизводятся давление и температура воздуха, соответствующие полётным условиям. Т. — рабочая часть испытательного стенда, в которой размещается объект испытаний. Для работы Т. необходима мощная компрессорно-эксгаустерная станция, обеспечивающая Т. необходимым количеством воздуха с давлениями, соответствующими сочетаниям заданных значений скорости и высоты полёта. Для обеспечения необходимой температуры торможения применяются воздухоподогреватели или холодильно-осушительные станции.

Для испытаний авиационных двигателей по параметрам торможения, то есть при давлении и температуре на входе в двигатель, соответствующих полётным условиям, наиболее распространены Т. с присоединённым трубопроводом на входе (см. рис.). Двигатель 1 с присоединённым трубопроводом 2 устанавливается на силоизмерительном устройстве 3. Воздух с заданными давлением и температурой поступает к двигателю из успокоительной камеры 4 через плавный входной коллектор 5, стыковка которого с присоединённым трубопроводом осуществляется с помощью эластичного уплотнения 6. В присоединённом трубопроводе может размещаться устройство для измерения расхода воздуха на входе в двигатель. Через патрубок 7 в Т. подаётся воздух для поддержания заданной температуры. При отсосе высокотемпературных газов через выпускной трубопровод 9 внутри Т. создаётся давление, соответствующее имитируемой высоте испытаний. Т. может быть снабжена противовзрывными предохранительными клапанами 8.

Т. может служить рабочей частью аэродинамического стенда для испытаний силовой установки в условиях обдува воздухозаборника до- или сверхзвуковым потоком воздуха. При этом силовая установка размещается в Т., а на входе в Т. устанавливается аэродинамическое сопло. Т. широко используется для воспроизведения климатических условий при испытаниях авиационных двигателей.

АИТимошин.

Термобарокамера.

Термостабильность топлива — устойчивость топлива к химическим превращениям при повышенных температурах. Для топлива авиационного под Т. т. понимают устойчивость к образованию осадков, смол, гидропероксидов, газообразных углеводородов и др. продуктов термоокисления и термодеструкции, приводящих к нарушению нормальной работы топливной системы ЛА. От Т. т. зависит допустимый уровень нагревания топлива в топливных системах. Из отечественных авиационных топлив наименее термостабильны топлива, получаемые прямой перегонкой нефти Т-1, ТС-1, Т-2. В их составе содержатся природные гетероатомные соединения, которые легко окисляются растворённым в топливе кислородом уже при температурах 100—120{{°}}С с образованием осадков и смолистых соединений. Поэтому указанные топлива не применяются на ЛА с температурами топлива в системах выше 120{{°}}С. Более термостабильны топлива РТ, Т-6, Т-8В.

Для предотвращения образования в гидроочищенных топливах гидропероксидов, активных радикалов — продуктов термоокисления, агрессивных к уплотнительным материалам топливных систем, — эти топлива дополнительно стабилизируют антиокислительными присадками. При надёжной стабилизации гидроочищенные топлива могут нагреваться в топливных системах до температур начала интенсивной термодеструкции (350{{°}}С и выше в зависимости от времени нахождения в зоне нагрева и контактирующих материалов).

ГИКовалёв.

Техническая дальность полёта — расстояние, которое ЛА может пролететь от взлёта до посадки в условиях стандартной атмосферы (см. Международная стандартная атмосфера) без ветра, с максимально возможной выработкой топлива и с нагрузкой, обусловленной техническими требованиями.

Техническая диагностика состояния ЛА — установление и изучение признаков, характеризующих наличие дефектов в ЛА (его системах, силовых установках, бортовом оборудовании), для определения его технического состояния, характера и причин нарушения нормального функционирования, выявления мест возникновения и закономерностей развития повреждений и отказов ЛА. Т. д. как раздел авиационной науки разрабатывает принципы и методы исследований и прогнозирования технического состояния ЛА, применения системы сбора полётной информации, бортовых и наземных средств контроля, а также диагностические алгоритмы (проверки и поиска). При диагностировании технического состояния ЛА используются оперативная и накапливаемая в бортовом накопителе информация, программно-математического обеспечение, реализующее диагностические алгоритмы.

На стадии проектирования ЛА принципы Т. д. осуществляются путём реализации требований к контролепригодности, включая выбор диагностических средств и параметров. При испытаниях авиационной техники оценивается эффективность диагностических средств для заданных условий и режимов полёта. При техническом обслуживании ЛА в процессе эксплуатации авиационной техники используются созданные диагностические средства и на основе анализа полученной информации определяется фактическое техническое состояние ЛА.

Применение Т. д. способствует повышению безопасности и эффективности полётов, снижению трудозатрат на техническое обслуживание и переходу к эксплуатации ЛА по фактическому состоянию.

ВВКосточкин.

Техническая скорость — скорость полёта, определяемая как отношение расстояния между пунктами вылета и посадки к интервалу времени от начала разбега ЛА на взлёте и до окончания пробега на посадке. При составлении расписаний учитывается также время рулений перед разбегом и после пробега.

Технический контроль в авиастроении — совокупность работ по контролю количественной и качественной характеристик свойств продукции или технологического процесса, от которого зависит качество продукции, с целью обеспечения установленного техническими требованиями качества, эксплуатационной надёжности и долговечности изделий авиационной техники. Т. к. включает: 1) входной контроль продукции предприятий-поставщиков — материалов, полуфабрикатов и комплектующих готовых изделий; 2) операционный контроль на разных стадиях изготовления деталей, узлов и изделий; 3) контроль технологического процесса, включая контроль за состоянием технологического оборудования, оснастки и т. п., 4) приёмочный контроль готовой продукции, по результатам которого принимается решение о её годности к поставке и использованию. Т. к. состоит из контрольных операций и испытаний, весьма разнообразных по составу, содержанию, исполнителям, месту и времени исполнения, степени сложности изделий, характеру технологического процесса (см. рис.). Особенности Т. к. в авиастроении: высокие требования к надёжности изделий; необходимость сплошного контроля на всех этапах производства, в том числе после каждой сборочной, монтажной, регулировочной операции; большой объём работ по контролю правильности функционирования и работоспособности изделий при наземных и лётных испытаниях; большое число различных по физической природе контролируемых параметров и характеристик, измерение которых необходимо выполнять с высокой достоверностью и точностью, большой удельный вес контрольно-испытательных работ в общей трудоёмкости и цикле производства продукции.

В авиастроении широко применяются физические методы неразрушающего контроля с использованием ионизирующих излучений, УЗ колебаний, электромагнитных полей и др. физических явлений (см. Дефектоскопия), специальные измерительные приборы, устройства, установки и контрольно-испытательные стенды, автоматизированные информационно-измерительные системы, обеспечивающие сокращение трудоёмкости и возможность контроля работоспособности агрегатов, двигателей, бортовых систем ЛА на режимах работы и в условиях, приближённых к эксплуатационным.

Важное значение имеет метрологическое обеспечение авиационного производства, включающее совокупность мер по обеспечению единства, достоверности и требуемой точности измерений, анализа состояния, совершенствования и эффективного использования измерительных и контрольно-испытательных средств.

СВ. Румянцев.

Схема технического контроля на авиационном заводе: ЦЗЛ — центральная заводская лаборатория; КИС — контрольно-испытательная станция; ЛИС — лётно-испытательная станция.

Техническое обслуживание и ремонт авиационной техники по состоянию. При технической эксплуатации до предотказного состояния выполняется техническое обслуживание (ТО) с контролем параметров и ремонт после замены изделий по техническому состоянию, при технической эксплуатации до безопасного отказа — ТО с контролем уровня надёжности и ремонт после отказа изделия.

При ТО с контролем параметров в эксплуатационной документации устанавливается предотказное значение параметра, определяющего техническое состояние того или иного изделия авиационной техники; при достижении этого значения параметра изделие считается неисправным и требующим проведения операций ТО или ремонта. Этот вид ТО применяется для изделий, обладающих достаточной контролепригодностью, отказы которых влияют на безопасность и регулярность полётов, а значения наработок до отказа имеют существенный разброс; позволяет обеспечить безопасность полётов за счёт раннего, до наступления отказа, обнаружения дефектов и повысить экономическую эффективность эксплуатации путём максимально возможного использования работоспособности каждого изделия.

При ТО с контролем уровня надёжности операции ТО назначаются после отказа изделия. По результатам контроля уровня надёжности парка изделий применяются меры по повышению их надёжности. Этот вид ТО предусмотрен для изделий, отказы которых непосредственно не влияют на безопасность полётов, а значения наработок до отказа имеют существенный разброс; обеспечивает высокую экономическую эффективность эксплуатации за счёт полного использования работоспособности каждого изделия.

Ремонт по техническому состоянию предусматривает восстановление исправности изделия, нарушение которой случайно во времени и определяется диагностированием изделия при поступлении его на ремонтное предприятие. Предупредительное восстановление ресурса производится только для “слабых” (с точки зрения надёжности) составных частей изделия. См. также ст. Техническая диагностика, Эксплуатация авиационной техники.

ВЕ. Квитка.

Технологичность конструкции летательного аппарата — совокупность свойств конструкции с заданными эксплуатационными характеристиками, обеспечивающих наименьшие затраты при её производстве, техническом обслуживании (ТО) и ремонте ЛА. Различают производственную и эксплуатационную технологичность. При создании ЛА возможна разработка различных вариантов конструкции, полностью удовлетворяющих заданным техническим требованиям, но не равнозначных по затратам на производство и эксплуатацию. Оптимальная Т. к. зависит от используемых материалов, способов изготовления деталей, методов сборки узлов, отсеков и агрегатов, монтажа и контроля бортовых систем.

Т. к. является одной из основных характеристик ЛА, которая должна быть обеспечена при его проектировании наряду с такими характеристиками, как масса, надёжность, ресурс и др. При этом учитывают взаимосвязь всех параметров конструкции, так как в ряде случаев улучшение какого-либо одного параметра может привести к ухудшению другого или нескольких из них. Например, уменьшение массы конструкции ЛА достигается применением высокопрочных материалов, однако они трудно поддаются обработке и имеют высокую стоимость, в то время как одно из основных требований Т. к. — применение дешёвых и легкообрабатываемых материалов. Противоречивость требований к конструкции ЛА вызывает необходимость поиска приемлемых компромиссных решений на основе анализа различных вариантов. При производстве одной и той же составной части ЛА также возможны несколько вариантов технологических процессов, каждый из которых может полностью удовлетворять требованиям чертежей и технических условий, но существенно отличаться по производственным затратам. Выбор технологических процессов в значительной мере определяется производственными условиями, типом производства (единичное, серийное и т. д.).

Для объективной оценки Т. к. различных вариантов необходимо сравнение экономических показателей технологических процессов изготовления, ТО и ремонта ЛА с учётом суммарных затрат на всех этих стадиях. Увеличение затрат на одних стадиях может значительно уменьшить затраты на других и снизить общие затраты на изготовление и эксплуатацию ЛА. Оценку вариантов конструкции желательно проводить на всех стадиях жизненного цикла изделий авиационной техники. Особенно важна и необходима оценка Т. к. на ранней стадии проектирования, когда определяется общая компоновка ЛА.

На всех стадиях проектирования, изготовления и эксплуатации ЛА может применяться метод качественной оценки Т. к. Основное содержание этого метода, используемого конструкторами и технологами, — выявление соответствия конструктивного оформления составных частей ЛА требованиям технологических процессов их изготовления, ТО и ремонта. Однако качественная оценка Т. к. имеет ряд недостатков — субъективность, односторонность оценок специалистов различного профиля и т. д.

Поэтому применяют также методы количественной оценки различных вариантов конструкции, основным содержанием которых являются расчёт и сравнение показателей Т. к. К этим методам относятся метод экспертных оценок, аналоговый метод, метод структурных показателей и аналитический метод. Экспертная оценка Т. к. производится на основании сравнения конструктивных особенностей нового и ранее выпускавшегося ЛА. При аналоговом методе оценку Т. к. проводят по показателям изделия-аналога, внося необходимые коррективы. Для уточнения оценки Т. к. проводят расчёт показателей Т. к. по формулам, учитывающим их зависимость от какого-либо определяющего параметра конструкции, например от её массы. При оценке Т. к. методом структурных показателей рассчитывают коэффициенты, учитывающие унификацию и стандартизацию деталей, преемственность составных частей, свойства используемых материалов, точность обработки, объём применения различных технологических процессов и др. факторы.

Перспективным является аналитический метод оценки Т. к., базирующийся на сравнении объективных показателей, полученных на основе математического моделирования конструкции составных частей ЛА и технологии их изготовления, ТО и ремонта. Для каждого варианта конструкции детали, узла, секции, отсека и агрегата ЛА с помощью математической модели выбирается оптимальный вариант технологического процесса, а также производится расчёт объективных показателей Т. к. Окончательный вариант конструкции выбирается на основе сравнения объективных показателей Т. к. каждого варианта. В качестве объективных показателей Т. к. используют себестоимость и трудоёмкость производства, ТО и ремонта изделий, материалоёмкость, суммарные затраты времени на производство (производственный цикл), ТО (цикл обслуживания) и ремонт (ремонтный цикл) изделий авиационной техники.

ПН. Белянин, МБ. Уланов.

Технология авиастроения — область технологии машиностроения, включающая процессы, методы, способы и технические средства изготовления изделий авиационной техники.

В начальный период развития авиационной техники Т. а. располагала ограниченными средствами, которые определяли характер технологических процессов при создании ЛА, изготовлявшихся в основном из деревянных деталей с использованием полотняной обшивки. В заготовительном производстве преобладали деревообрабатывающие операции, на сборке применялось главным образом склеивание деталей органическими клеями. Подавляющее большинство операций производилось вручную; сборка узлов и агрегатов — без специальных приспособлений с подгонкой деталей по месту сопряжения. По мере увеличения в планёре числа металлических деталей стала применяться обработка металлов резанием, в основном точение, сверление и фрезерование на универсальном оборудовании; совершенствовались слесарно-сборочные работы.

В 20-е гг. с началом создания цельнометаллических самолётов появились новые технологические операции: изготовление деталей из металлических листов, профилей и труб, а также новые виды соединений, в том числе неразъёмных — ручная клепка и ручная кислородно-ацетиленовая сварка. Для получения плоских металлических деталей разработаны методы раскроя листовых заготовок, штамповки и прессования. При сборке узлов и агрегатов нашли применение специальные приспособления. В 30-е гг. интенсивно развивались специфические для авиационной промышленности технологические процессы и технические средства оснащения производства, в том числе процессы механизированной потайной клёпки.

Сокращению сроков освоения новой авиационной техники способствовало внедрение типизации технологических операций и процессов, стандартизации элементов технологической оснастки и инструмента. Трудоёмкие ручные операции постепенно заменены механизированными: изготовление деталей из листов и профилей на молотах и прессах, клёпка пневмомолотками, а также с использованием переносных и стационарных прессов, выполнение сварных соединений электродуговой, атомно-водородной и электроконтактной сваркой. Для увязки геометрических параметров составных частей ЛА (агрегатов), аэродинамические обводы которых стали более сложными, был разработан плазово-шаблонный метод. Значительное увеличение выпуска самолётов в период Великой Отечественной войны потребовало расширения механизации технологических процессов, применения поточной и поточно-конвейерной сборки ЛА и авиационных двигателей. В послевоенные годы в связи с созданием реактивной техники для технологического обеспечения производства разработаны новые технические средства и технологические процессы изготовления заготовок, деталей, узлов и агрегатов ЛА. К ним относятся: получение заготовок крупногабаритных тонкостенных деталей (например, панелей из алюминиевых сплавов) литьём способом выжимания; корпусных деталей из алюминиевых и магниевых сплавов литьём под низким давлением; деталей из жаропрочных и магниевых сплавов штамповкой на молотах и прессах; изготовление деталей из листов и профилей методами группового раскроя листовых заготовок на копировально-фрезерных станках; получение обшивок ЛА одинарной и двойной кривизны гибкой, прокаткой, обтяжкой или обтяжкой с растяжением; листовых деталей сложных форм вытяжкой; бесшовных тонкостенных оболочек постоянной и переменной толщины с оребрением раскаткой и выдавливанием; корпусных деталей кольцевой обтяжкой разжимными пуансонами, гибкой или гибкой с растяжением. В области обработки деталей резанием разработаны и освоены такие процессы, как контурное фрезерование длинномерных деталей (поясов лонжеронов, стрингеров и поясов балок) переменного сечения на специализированных станках со следящими копировальными устройствами; фрезерование сложных силовых деталей на копировальных станках с гидравлическим следящим приводом; обработка профиля пера, замковой части и кромок лопаток газотурбинных двигателей на копировальных фрезерных, шлифовальных и доводочных станках; обработка деталей из жаропрочных сплавов и высокопрочных сталей с интенсификацией режимов резания.

Различными способами сварки обеспечиваются сварные соединения. Ручной и автоматической аргоно-дуговой сваркой соединяют элементы деталей из сталей и лёгких сплавов; автоматической сваркой в среде защитных газов — стальные изделия; полуавтоматической и автоматической сваркой под флюсом — детали из сталей; импульсной сваркой — тонкие оболочки, сильфоны и гибкие металлические рукава; механизированной контактной точечной и роликовой сваркой — различные элементы листовых заготовок; термоимпульсной и УЗ сваркой — полимерные материалы.

Для выполнения сборочно-клепальных работ созданы и освоены различные способы монтажа сборочной оснастки из нормализованных элементов с использованием плазкондукторов и инструментальных стендов; приёмы сборки узлов, секций, отсеков и агрегатов ЛА по сборочным и базовым отверстиям. Получило распространение механизированное сверление и зенкование отверстий под заклёпки и болты; полуавтоматическая групповая прессовая клёпка плоских каркасных узлов и панелей, освоено выполнение высокоресурсных герметичных заклёпочных соединений.

Дальнейшее интенсивное развитие Т. а. связано с созданием сверхзвуковых самолётов, пассажирский самолётов новых поколений, а также с применением в авиастроении нержавеющих высокопрочных сталей и титановых сплавов. Для технологического обеспечения производства ЛА разработаны такие процессы, как изготовление деталей и моноблочных элементов конструкций на станках с числовым программным управлением (ЧПУ); электрохимическая и электрофизическая, электронно-лучевая и лазерная обработка, виброупрочнение поверхностей деталей. Продолжается совершенствование изготовления деталей и узлов из лёгких цветных и жаропрочных сплавов.

Развитие Т. а. в 80-е гг. определялось дальнейшим расширением номенклатуры изделий авиационной техники, повышением их эксплуатационных характеристик. Усложнение аэродинамических обводов ЛА, улучшение характеристик ГТД, повышение требований к точности и качеству изготовления узлов и деталей потребовало расширения применения труднообрабатываемых материалов, в особенности титановых сплавов и жаропрочных сталей. В связи с увеличением размеров самолётов и вертолётов возросло применение монолитных крупногабаритных деталей (нервюр, шпангоутов, балок, стенок), в том числе длиной до 30 м из высокопрочных алюминиевых сплавов (панелей крыла, поясов лонжеронов и др.). Всё в большем объёме применяются сотовые клеёные, сварные и паяные конструкции, а также конструкции с деталями из полимерных композиционных материалов.

Для технологического обеспечения создания и серийного производства новой авиационной техники современная Т. а. располагает совокупностью процессов, методов, способов и технических средств изготовления различных видов заготовок, деталей, узлов и агрегатов на всех этапах производства от заготовительного до отделочной обработки и сборки. В заготовительном производстве применяются технологии, обеспечивающие изготовление заготовок с высокими и стабильными прочностными свойствами, с минимальными припусками на механическую обработку и минимальной дополнительной размерной обработкой поверхностей. В области технологии литья эта задача решается путём освоения технологических процессов точного стального и титанового литья, в том числе литья под давлением, в вакууме, обеспечивающих повышение прочности и плотности отливок, процессов для получения тонкостенных отливок, работающих в условиях высоких знакопеременных нагрузок, литья с использованием эффекта направленного затвердевания расплава. В кузнечно-штамповочном производстве выпуск точных заготовок из высокопрочных и труднодеформируемых сталей, титановых и др. сплавов обеспечивается такими прогрессивными процессами, как малоокислительный и безокислительный нагрев, нагрев с применением защитно-смазочных покрытий, деформирование на высокоскоростных молотах, деформирование в изотермических условиях и условиях сверхпластичности, электровысадка, холодное выдавливание, высокоскоростная штамповка, горячее деформирование композиционных и порошковых материалов в условиях сверхвысокого гидростатического давления. Для технологии заготовительно-штамповочного производства характерно получение сложных деталей из труднодеформируемых материалов, внедрение процессов пластического деформирования взамен процессов резания, а также снижение ручных доводочных работ в результате изготовления деталей из листов, профильных материалов и труб. Специфические процессы механической обработки деталей в авиастроении включают: фрезерование монолитных панелей больших размеров, фрезерование сотовых заполнителей, изготовление лопаток, валов и дисков газовых турбин и др. процессы. Механическая обработка осуществляется на специальном и специализированном металлорежущем оборудовании, часто с ЧПУ. В конце 60-х гг. получили распространение технологические процессы размерного химического травления, электрохимической и электрофизической обработки. Область их применения всё более расширяется. Размерное химическое травление применяется для обработки крупногабаритных листовых деталей сложного профиля (типа обшивок, панелей), для удаления тонких слоёв материала с поверхности деталей с целью уменьшения их массы и шероховатости и повышения точности, для получения клиновых сечений деталей.

Важное место в Т. а. занимает термическая обработка металлов. Специфичной для Т. а. является термообработка в защитных средах и с применением высококонцентрированных источников нагрева, в том числе скоростная электротермическая обработка тонкостенных корпусных деталей из высокопрочных сталей и титановых сплавов; несимметричных стальных изделий с большой толщиной стенок; поверхностей деталей и узлов, работающих в условиях ударного нагружения и износа. При изготовлении крупногабаритных сварных конструкций из титановых сплавов применяется термообработка в вакууме и аргоне, совмещённая с термической правкой, с релаксацией упругих напряжений. Технология термообработки развивается в направлении совершенствования методов упрочняющей обработки крупногабаритных изделий, конструкций из высокопрочных материалов, создания принципиально новых способов упрочнения, обеспечивающих полную реализацию прочностных возможностей материалов.

Упрочняющая обработка в Т. а. необходима при изготовлении большой номенклатуры алюминиевых, стальных и титановых деталей, работающих в широком диапазоне нагрузок и температур, а также для обеспечения надёжной работы контактирующих поверхностей подвижных и неподвижных соединений, в том числе поверхностей сквозных и глухих отверстий. Используются различные методы поверхностного пластического деформирования — пневмодинамический, ударно-барабанный, гидродробеструйный, а также методы раскатывания, обкатывания, алмазного выглаживания, глубокого пластического деформирования. Совершенствование упрочняющей обработки направлено на повышение производительности оборудования и улучшение качества; одним из направлений является применение программного управления процессами.

Сборка в общей трудоёмкости изготовления авиационной техники составляет 40—50%. Заданную точность и взаимозаменяемость составных частей ЛА обеспечивают методы увязки геометрических параметров: плазовые, эталонные, программные. Высокое качество сборки частей ЛА, включающих крупногабаритные детали, даёт применение их предварительной комплектации. Точность стыковки отсеков и агрегатов и их взаимозаменяемость гарантируются обработкой отверстий и поверхностей разъёмов и стыков в разделочных стендах. Совершенствование технологии сборки направлено на сокращение подгоночных работ, на повышение уровня механизации и автоматизации сборочных процессов, а также на повышение точности и улучшение качества аэродинамических поверхностей ЛА.

Для получения соединений элементов конструкций ЛА наиболее широко применяются установка болтов, различные способы клёпки и сварки, пайка, склеивание. Соединение обшивки с элементами каркаса и соединение элементов каркаса выполняются клёпкой или контактной сваркой. Клёпка открытых конструкций типа плоских каркасных узлов и панелей ведётся на стационарных прессах и автоматах. При сборке закрытых конструкций применяется ударная клёпка пневматическими молотками, клёпка переносными прессами, соединение заклёпками с односторонним подходом и безударная клёпка болтами-заклёпками. В технологии клёпки наблюдается сокращение объёма ударной клёпки, в том числе путём расширения области применения контактной сварки, односторонней прессовой и автоматической клёпки заклёпками-стержнями с одновременным образованием двух замыкающих головок. Сборка с применением сварки характерна для Т. а. При этом используются высококонцентрированные источники тепла, обеспечивающие наименьшую зону термического влияния и минимальные остаточные деформации. К числу этих процессов относятся электроннолучевая, плазменная и лазерная сварки стальных и титановых деталей — обшивок, оболочек, роторов, панелей, рам, балок, стоек шасси, ёмкостей, отсеков и т. д. Плоские каркасные узлы и панели фюзеляжа, а также сотовые панели из титановых сплавов и жаропрочных сталей изготовляются с применением точечной и роликовой сварки, а кольцевые заготовки — контактной сваркой на стыковых машинах. В области технологии получения сварных соединений осваиваются способы сварки в твёрдой фазе (диффузионная, магнитно-импульсная, взрывом и др.), а также методы снижения деформаций сварных конструкций. Созданы первые гибкие интегрированные технологии и специальное оборудование, позволяющее на одном рабочем месте выполнять всю подготовку под сварку, сварку и зональную термическую обработку с контролем качества. Эффективным способом получения неразъёмных соединений деталей из высоколегированных жаропрочных сталей и титановых сплавов является высокотемпературная пайка, применяемая при изготовлении узлов ГТД (камер сгорания, турбин, компрессоров высокого давления), панелей с сотовым заполнителем и др. узлов. Технологические процессы склеивания применяются при сборке узлов и агрегатов с сотовыми заполнителями, с гофровым заполнителем, при соединении деталей из металла, стекла, резины, пластмасс, при креплении теплозащитных покрытий. Склеивание используется также в комбинированных соединениях (клеесварных, клееклёпаных, клееболтовых и др.). С помощью склеивания осуществляется изготовление лопастей винтов вертолётов, обшивки и панелей фюзеляжа, панелей хвостовых частей крыла и оперения, секций и панелей предкрылков, закрылков и тормозных щитков.

В Т. а. значительный объём работ связан с обеспечением герметизации различных узлов, топливных и воздушных отсеков, подвижных и неподвижных разъёмов агрегатов, клёпаных и болтовых соединений. Совершенствование технологий склеивания и герметизации направлено на повышение уровня механизации и автоматизации процессов, на уменьшение массы клеев и герметиков в изделиях, на повышение надёжности и ресурса герметичных изделий. При изготовлении узлов и составных частей ЛА из полимерных композиционных материалов применяются методы намотки, выкладки, пултрузии из пропитанных связующим однонаправленных или тканых лент из волокон углерода, стекла или кевлара для изготовления типовых узлов — обшивок, оболочек, панелей, рулей, лонжеронов, створок, крышек люков и т. п.

Важная составная часть Т. а. — испытания и контроль качества изделий. Для испытаний ЛА, двигателей и агрегатов применяются автоматизированные процессы измерения и регистрации параметров, как правило, с использованием ЭВМ. Неразрушающий контроль литых деталей, сварных и паяных соединений ведётся методами радиационной дефектоскопии. Качество точечной электросварки непосредственно в процессе её выполнения контролируется УЗ методом. Неразъёмные соединения деталей из композиционных материалов контролируются радиографическим и акустическим методами. Развитие технологии в этой области идёт в направлении повышения точности, объективности и оперативности оценки качества изделий.

Прогресс авиационной техники в значительной степени зависит от достигнутого уровня и перспектив развития Т. а. Дальнейшее совершенствование Т. а. связано с развитием лазерной технологии и таких методов поверхностной обработки, как ионная имплантация, детонационное и др. виды напыления, коренным образом улучшающие эксплуатационные характеристики конструкций. Большое значение при разработке технологических процессов в авиастроении имеет автоматизация инженерного труда, в том числе на основе использования ЭВМ, САПР и АСУТП. Одним из направлений развития Т. а. и авиационного производства является создание и широкое применение гибких автоматизированных производств (ГАП) — организационно-технических систем, позволяющих в условиях мелкосерийного многономенклатурного производства в короткий срок наладить выпуск новой продукции. Отличительной особенностью ГАП по сравнению с традиционным неавтоматизированным производством является его способность обеспечивать выполнение основных принципов массового поточного производства — непрерывности, ритмичности и пропорциональности в условиях выпуска большой номенклатуры изделий малыми сериями. Для ГАП характерно использование оборудования с ЧПУ и электронных вычислительных и управляющих машин для ведения технологических процессов, а также использование различных средств для автоматизации всех проектно-конструкторских и расчётных работ. Принципиально новыми компонентами ГАП являются также легко (гибко) перестраиваемые многономенклатурные автоматизированные участки технологической подготовки производства и поисково-информационной системы подготовки и реализации сменно-суточных заданий. В производственную часть ГАП входит автоматизированное технологическое оборудование основного производства (станки с ЧПУ, прессы-автоматы, сборочные или контрольные автоматы и т. п.), а также средства загрузки-выгрузки и накопления заготовок, деталей, материалов или полуфабрикатов, автоматизированные устройства комплектации, автоматизированные транспортно-складские системы, объединяющие в единое целое участки основного и вспомогательного производств. Для выполнения транспортных, погрузочных, а в ряде случаев и основных технологических операций используются манипуляторы (промышленные роботы). Участки технологической подготовки производства строятся так же, как и участки основного производства — по принципу многономенклатурных гибко перестраиваемых автоматизированных производств, на которых изготовляются инструмент, приспособления и технологическая оснастка, необходимая для длительного функционирования ГАП. Соответствующее металлорежущее и др. оборудование объединяется в гибкую производственную систему, управляемую ЭВМ. К обязательным функциям ГАП относятся автоматическое диспетчирование, автоматизированное проектирование и расчёт всех управляющих технологическими процессами программ (обработки, сборки и др.). В ГАП автоматизированы расчёт плана загрузки оборудования и учёт фактической его реализации с помощью АСУ; проектно-конструкторские и расчётные работы, осуществляемые программно-вычислительными комплексами. К техническим средствам комплексов относятся мини- и микро-ЭВМ с периферийными устройствами, а также всё программное и математическое обеспечение ГАП. Т. а. как наиболее прогрессивная технология впитывает все новейшие достижения науки и техники, обеспечивая быстрый прогресс авиационной техники. Специфика основных технологических процессов Т. а. рассмотрена ниже.

Литьё. Литые заготовки и детали экономичны с точки зрения обеспечения максимальной точности изготовления, минимального расхода материала и затрат труда. Изделия авиационной техники содержат значительное число литых деталей, длительно работающих при высоких температурах (до 1300 К) и давлениях (до 100 МПа), в коррозионных средах при статических и динамических (в том числе знакопеременных) нагрузках. Основное направление развития литейного производства в Т. а. — совершенствование и внедрение способов литья, позволяющих получать тонкостенные крупногабаритные отливки, отвечающие прочностным и весовым требованиям ЛА, по конфигурации и размерам максимально приближенные к готовым деталям. Выбор способа литья определяется конфигурацией, габаритными размерами и толщиной стенок деталей, характером производства, а также требованиями к механическим свойствам, точности обработки и качеству поверхности деталей. Наибольшее применение в авиастроении нашли способы точного литья: литьё по выплавляемым моделям, в кокиль, под давлением и др.

Литьё по выплавляемым моделям — способ, который позволяет получать детали любой конфигурации практически из всех применяемых в авиастроении сплавов (нержавеющих и жаропрочных сталей, алюминиевых, магниевых и титановых сплавов) с толщиной стенок 1—2,5 мм и длиной до 0,7 м с точными размерами и высоким качеством поверхности (низкой шероховатостью — Rz 40—2,5 мкм). Литьё в кокиль (многократно используемую металлическую форму) применяется для отливки деталей главным образом из алюминиевых и магниевых сплавов с толщиной стенок до 4 мм и длиной до 1,5 м, обеспечивая сравнительно точные размеры при хорошем качестве поверхности (Rz 40—20 мкм). Литьё под давлением является комплексно-механизированным процессом, обеспечивающим изготовление отливок из алюминиевых, магниевых и др. сплавов с толщиной стенок до 1 мм и длиной 0,6 м с обеспечением высокого качества поверхности (Rz 2,5—2 мкм). Детали не нуждаются, как правило, в дальнейшей механической обработке за исключением некоторых сопрягаемых поверхностей. Вакуумирование сплава и подпрессовка позволяют получать отливки из высокопрочных термоупрочняемых алюминиевых сплавов с высокими механическими свойствами (предел прочности 500—450 МПа). Этот способ перспективен также для изготовления цельнолитых силовых деталей ответственного назначения, деталей из титановых сплавов и стали. Литьё осуществляют на машинах с холодной горизонтальной и вертикальной камерами прессования, часто с использованием блок-форм, существенно снижающих стоимость оснастки. Отливки с толщиной стенок до 4 мм и длиной до 0,8 м из алюминиевых и магниевых сплавов с повышенной плотностью и достаточно низкой шероховатостью (Rz 40—20 мкм), со стабильными качественными и весовыми характеристиками получают литьём под низким давлением, осуществляемым на литейных машинах, обеспечивающих высокую степень механизации. Отливки с толщиной стенок до 4 мм и длиной до 1 м из алюминиевых и магниевых сплавов получают литьём в формы из смесей холодного твердения. Этот способ обеспечивает хорошее качество поверхности (Rz до 20 мкм) и является перспективным для поточных линий с групповой технологией. Отливки из титановых сплавов любой сложности с толщиной стенок до 3 мм, длиной до 2 м получают литьём в набивные графитовые формы с центробежной или стационарной заливкой. Способ является универсальным и позволяет при относительно коротком цикле и недорогой (металлической и деревянной) оснастке отливать детали практически любой сложности, но обеспечивает сравнительно небольшую точность и шероховатость Rz до 80 мкм. Наиболее массовые и характерные для авиационного производства тонкостенные детали (типа панелей, корпусов и т. п.) из всех алюминиевых сплавов разнообразной конфигурации с толщиной до 1 мм и длиной до 3 м получают способом литья выжиманием, который обеспечивает заполнение форм практически без перегрева, что резко уменьшает объёмную усадку и, следовательно, гарантирует высокую плотность отливок и точность размеров при достаточно хорошем качестве поверхности (Rz 40—20 мкм).

Штамповка — формообразование деталей с помощью специализированного инструмента (штампа). Штамповкой получают из профильного и листового материала (листовая штамповка) плоские и пространственные детали, у которых толщина значительно меньше других размеров. В Т. а. применяют специальные методы листовой штамповки: обтяжку и гибку с растяжением для формообразования элементов обшивки двойной кривизны и длинномерных деталей планёра ЛА из профильных материалов. Штамповка производится на прессах, конструкция которых позволяет использовать упрощённые штампы, содержащие пуансон или матрицу. Для изготовления деталей каркаса самолёта из листового материала широко применяется групповая штамповка эластичными средами. Формообразование осуществляется с помощью форм-блока, являющегося пуансоном или матрицей. Роль второй части штампа выполняет эластичный материал, находящийся в контейнере, который входит в конструкцию пресса. Крупногабаритные детали несложной формы (обшивки одинарной кривизны, кольцевые детали) получают способом штамповки, которая называется гибкой-выкаткой. Эта операция производится на специализированных станках в гибочных валках. Формообразование листовых деталей из высокопрочных труднодеформируемых материалов производят способом горячей листовой штамповки, в том числе формообразование в режиме сверхпластичности, ползучести, а также совместно с термообработкой (для термически упрочняемых сплавов и сталей). Листовая штамповка осуществляется на специализированном прессовом оборудовании — растяжно-обтяжных и обтяжных прессах, прессах для штамповки эластичными средами.

Объёмной штамповкой, в результате которой существенно изменяется форма исходной заготовки, получают детали сложной пространственной формы с переменным по длине сечением. Применяют обычные методы объёмной штамповки на универсальном оборудовании (штамповочных молотах и кривошипных горяче-штамповочных прессах), а также способы изотермической (в том числе в режиме сверхпластичности) и высокоскоростной малоотходной и безотходной штамповки на винтовых и многоплунжерных прессах в разъёмных матрицах. С целью повышения точности заготовок и снижения расхода металла проводят предварительное фасонирование: горячую вальцовку, прокатку, высадку, выдавливание и др.

В качестве специализированного оборудования применяются гидравлические прессы для изотермической штамповки, многоплунжерные молоты, электровысадочные машины, вальцы, прокатные станы. Высокоточные детали сложной пространственной формы, например лопатки ГТД, получают холодной вальцовкой на специализированных установках. Нагрев исходного материала под штамповку осуществляется в электрических печах, имеющих небольшой перепад температуры по поду печи. Нагрев стальных заготовок ведётся в газовых печах малоокислительного нагрева.

Электрохимическая обработка — способ, которым можно обрабатывать практически любые токопроводящие материалы, независимо от их физико-механических характеристик. В основе способа лежит процесс анодного растворения металла при высокой плотности тока в проточном электролите с последующим удалением образующихся продуктов реакции из зоны обработки. В качестве электролитов используются водные растворы нейтральных солей. Для обеспечения высокой плотности тока применяются источники постоянного тока с напряжением до 24 В. Электрод-инструмент в процессе обработки не изнашивается. Наиболее эффективно применение этого способа для изготовления деталей из высокопрочных жаропрочных титановых сплавов и сталей, обработка которых резанием затруднена. Хорошо обрабатываются нержавеющие, легированные стали и цветные сплавы. В результате электрохимической обработки в поверхностном слое не происходит структурных изменений, его микротвёрдость такая же, как и основного металла. Остаточные напряжения отсутствуют, не образуется микротрещин и наклёпа. Однако растравливание поверхности на 5—15% снижает усталостную прочность. В Т. а. применяют следующие способы электрохимической обработки: объёмное копирование, прошивку отверстий, электрохимическое шлифование и безразмерную обработку. Объёмное копирование применяется для обработки лопаток газовых турбин и компрессоров, фасонных поверхностей дисков, полостей корпусных деталей ГТД, полостей (гравюр) штампов и пресс-форм, различных пазов в деталях и т. п. Способом прошивки изготовляют охлаждающие каналы в лопатках, межлопаточные каналы в монороторах, отверстия различной формы. Максимальная скорость съёма металла при объёмном копировании 0,5—2 мм/мин, при прошивке 2,5—8 мм/мин. Шероховатость поверхности деталей из жаропрочных и титановых сплавов при копировании Rа 2,5—0,83 мкм, при прошивке Rа 20—10 мкм. Глубина растравливания поверхностного слоя зависит от режимов обработки, химического состава обрабатываемого материала; обычно для жаропрочных сплавов 3—20 мкм. Погрешность обработки при объёмном копировании 0,15—0,5 мм, при прошивке отверстий 0,05—0,2 мм.

С 70-х гг. получили распространение импульсно-циклические процессы электрохимической обработки с использованием специальных импульсных источников питания и дискретно-циклических схем перемещения электрода-инструмента. Эти процессы позволяют в 2—5 раз повысить точность обработки, однако скорость съёма металла уменьшается в 1,5—3 раза, поэтому такая обработка целесообразна на финишных операциях обработки со снятием небольшого припуска.

Электрохимическое шлифование применяют для обработки профиля пера лопаток газовых турбин, лабиринтных уплотнений и базовых поверхностей лопаток, сотовых уплотнений корпусных деталей двигателей. Этим методом осуществляют также профильное шлифование и заточку инструмента из твёрдых сплавов. Обработка по физической сущности не отличается от копирования и прошивки; осуществляется вращающимся электродом-инструментом, на который подаётся электролит, движущийся вслед за кругом (вдоль зазора), удаляющий продукты обработки. Процесс интенсифицируется совмещением электрохимического растворения металла с абразивным резанием, для чего применяются абразивные или алмазные круги на токопроводящей связке. Обработка ведётся при напряжении постоянного или переменного тока 4—20 В, сила тока в зависимости от площади обработки 100—400 А. Скорость подачи электрода при глубинном электрохимическом шлифовании 8—15 мм/мин, при совмещении с обработкой абразивным инструментом 20—30 мм/мин. При этом обеспечивается шероховатость поверхности Rа 0,63—2,5 мкм, погрешность формообразования {{±}} 0,05 мм, отсутствуют заусенцы, прижоги.

Для полирования лопаток газовых турбин, удаления заусенцев, скругления в деталях турбин и т. п применяют безразмерную электрохимическую обработку, при которой электрод-инструмент остаётся неподвижным. Производительность процесса 0,3—0,5 мм/мин.

Электрофизическая обработка — общее название способов обработки конструкционных материалов непосредственно электрическим током, электронным пучком, световым лучом и др., а также комбинирование электромеханических способов, например электроабразивной обработки. В Т. а. применяется электроэрозионная, электронно-лучевая и лазерная обработки.

Электроэрозионная обработка, к которой относится, в частности, электроискровой способ, предложенный в 1943 Н. И. и Б. Р. Лазаренко, основан на использовании искрового разряда между электродом-инструментом (катодом) и обрабатываемой заготовкой (анодом), помещёнными в жидкий диэлектрик. При сближении электродов происходит пробой диэлектрика, в результате чего возникает электрический разряд, в канале которого образуется высокотемпературная плазма (до 10000°С). Длительность электрических импульсов 1—50 мкс, поэтому тепло не успевает распространиться в глубь материала. Способ позволяет получить поверхность высокого качества (шероховатость на чистовых режимах Rz 20 мкм, на особо тонких Rа 1,25—0,63 мкм), но отличается большим износом инструмента (до 125% от объёма снятого материала при обработке стальных заготовок) и низкой производительностью. Этим способом обычно обрабатывают поверхности небольших деталей, образуют отверстия диаметром до 2 мм в листах, тонкие щели, полости небольших штампов, а также вырезают листовые заготовки. Производительность процесса может быть повышена в 5—10 раз при использовании многоконтурных схем и импульсных генераторов.

Разновидностью электроэрозионной обработки является электроимпульсный способ, предложенный в 1948 М. М. Писаревским. Способ основан на использовании импульсов дугового разряда, который в отличие от искрового разряда даёт температуру плазмы в канале 4000—5000{{º}}С, что позволяет увеличить длительность импульсов, уменьшить промежутки между ними. В зону обработки вводятся большие мощности (до нескольких десятков кВт), и таким образом увеличивается производительность (до 25000 мм3/мин). Длительность импульсов 0,05—10 мс, мощность разряда до 60 кВт. Этим способом обычно осуществляют черновую обработку поверхностей (пазов, щелей, отверстий, полостей штампов), калибруют профили лопаток газовых турбин и т. п. Шероховатость поверхности на грубых режимах Rz 80—40 мкм, на тонких Rа 2,5—0,3 мкм. Достоинством способа является малый износ электрода (0,5—2% от снимаемого объёма материала для углеграфитового электрода при обработке стальной заготовки, до 20% — для медно-графитового электрода).

Электронно-лучевая обработка осуществляется на специальных установках в рабочих камерах, в которых поддерживается вакуум, соответствующий давлению 2—10 Па. Основной элемент установки — электронная пушка, вырабатывающая пучок электронов высоких энергий (до 100 кэВ), сконцентрированный на весьма малой площади, что позволяет создавать в зоне обработки огромную плотность потока энергии. Установка оснащена системой программного управления электронным пучком, а также имеет систему ЧПУ или ЭВМ для управления координатными перемещениями обрабатываемой детали и электронной пушки. Способ применяется для резания заготовок практически из любых материалов, прошивки отверстий диаметром 0,05—1 мм (в лопатках турбин, панелях, камерах сгорания, теплозащитных экранах и т. п.). Обработка деталей из жаропрочных сплавов в оптимальных режимах характеризуется высокой точностью получаемых размеров, малой шероховатостью поверхности (Ra 2,5—0,4 мкм); зона структурных изменений материала находится на глубине 0,01—0,1 мм.

Лазерная обработка производится на установках с твердотельными и газовыми лазерами непрерывного и импульсного действия. Лазерное излучение характеризуется высокой степенью монохроматичности и когерентности. Для увеличения плотности потока излучения и локализации зоны обработки используются оптические системы, которые обеспечивают высокую плотность потока излучения (до 107 кВт/м2), необходимую для создания термического эффекта за короткое время (длительность импульса 0,1—1 мс). Лазерная обработка применяется для образования малых отверстий диаметром 0,1—1 мм в деталях небольшой толщины (до 10 мм) и для разрезки заготовок из любых материалов. Характеризуется высокой точностью обработки отверстий, шероховатостью поверхности Rа 2,5—0,16 мкм при небольшой глубине структурного изменения поверхностного слоя (1—100 мкм). Эффективность обработки повышается при совмещении воздействия лазерного луча с искровым разрядом, а также в случае применения сжатого воздуха для продувки при калибровке отверстий (например, в деталях топливной аппаратуры, лопатках газовых турбин, экранах камер сгорания). Для разрезания листов толщиной до 1,5 мм применяют твердотельные лазеры на алюмоиттриевом гранате, толщиной до 10 мм — более мощные газовые (углекислый газ) лазеры. Процессы резки и удаления продуктов разрушения интенсифицируют совместным воздействием луча лазера и струи газа (обычно кислорода). Режим обработки: мощность 300—1000 Вт, плотность потока излучения в зоне обработки 106—107 кВт/м2, ширина реза 0,2—1 мм, скорость резки 0,5—10 м/мин. Способ применяется для прямолинейной и контурной обрезки лопаток газовых турбин, вырезки шаблонов, сеток нагревательных элементов, для разметки заготовок и маркировки деталей. Обработка осуществляется на лазерных установках, оснащённых ЧПУ для координатного перемещения стола.

Размерное химическое травление, или химфрезерование, получило распространение в авиационной промышленности с 1953—54. Способ разработан на основе технологии цинкографии и химического гравирования, основан на химическом взаимодействии материала заготовки с определёнными химическими растворами, в результате чего происходит удаление части материала в виде летучих или растворимых веществ. Достоинством способа является возможность уже на стадии проектирования предусмотреть объединение тонкостенных деталей в монолитные узлы (например, сопряжение обшивки с окантовкой, накладками, усиливающими лентами) и тем самым уменьшить многодетальность конструкции ЛА, а также обеспечить равнопрочность, снижение массы.

Применяют эквидистантное травление, в том числе контурное и общее, и неэквидистантное, в том числе доводочное и направленное (калибровочное), с использованием различных агрессивных сред. При контурном травлении на очищенную и обезжиренную заготовку наносится специальное лакокрасочное покрытие (определённого состава в зависимости от применяемого раствора для травления); по шаблону прочерчивается контур детали, удаляется покрытие с мест травления, деталь подвергается травлению, осветлению и промывке, после чего очищается от покрытия. Контурное травление может быть одно-, многоступенчатым и простым. Общее травление имеет целью доведение размеров заготовки до заданных и улучшение качества поверхности. При доводочном травлении производится местное или общее удаление тонких слоев материала, в результате чего уменьшается масса детали, улучшается качество поверхности (снижается шероховатость), повышается точность обработки. При этом возможно также исправление недостатков предшествующих операций. Направленное травление осуществляется воздействием травителя на отдельные участки детали в течение определённого времени (например, деталь постепенно погружают в раствор и вынимают из него).

При химическом травлении используют различные растворы: для алюминиевых сплавов раствор на основе щёлочи с добавлением серы и серосодержащих и др. соединений; для титановых сплавов — плавиковую кислоту, другие минеральные кислоты, сульфокислоты; для магниевых сплавов — серную кислоту, другие кислоты, глицерин, ингибиторы; для стальные деталей — смесь минеральных кислот. Химическое травление оказывает положительное влияние на коррозионную стойкость материалов, уменьшает концентрацию напряжений вокруг неровностей поверхности листовых деталей. Способ обработки является энергосберегающим процессом, так как требует в 3—5 раз меньше затрат энергии, чем при обработке резанием.

Термическая обработка металлов — технологические процессы, состоящие из нагрева, выдержки и охлаждения металлических изделий с целью изменения их структуры и свойств. В Т. а. используются такие виды термической обработки, как закалка, отпуск, старение и др. Закалка осуществляется для повышения прочности материала в результате образования неравновесной структуры. Для получения неравновесной структуры сплав нагревают выше температуры фазового превращения в твёрдом состоянии, после чего быстро охлаждают, чтобы предотвратить равновесное превращение при охлаждении. Чем меньше критическая скорость охлаждения, тем глубже прокаливается материал детали. Критическая скорость охлаждения стали уменьшается с повышением содержания углерода и легирующих примесей. Отпуск осуществляется для уменьшения хрупкости, снижения внутренних напряжений, повышения характеристик пластичности. Старение используют для повышения прочности главным образом алюминиевых и медных сплавов, жаропрочности никелевых сплавов. Обработка на бейнит проводится для одновременного повышения прочностных и пластических характеристик стали. Термомеханическую обработку (сочетание термической обработки с пластическим деформированием) применяют для получения более высокой прочности, чем при закалке с отпуском. Химико-термическую обработку (сочетание термической обработки с изменением химического состава металла путем воздействия на него определённых сред) осуществляют для изменения химического состава, структуры и свойств поверхностных слоёв деталей. С этой целью проводят насыщение поверхностного слоя низкоуглеродистых сталей углеродом (цементация), азотом (азотирование), азотом и углеродом (цианирование).

Нагревание деталей при термической обработке осуществляют в электронагревательных печах, в печах-ваннах с расплавами солей, на индукционных установках с использованием токов промышленной (400 Гц), повышенной (2500—10000 Гц) и высокой (более 50000 Гц) частоты. Скорость нагревания деталей влияет на кинетику фазовых и структурных превращений в металлах и сплавах, на свойства материала. Скорость нагревания в расплавах в 3—5 раз выше, чем в газовой среде; при индукционном нагреве она достигает сотен {{º}}С в 1 с. Для предотвращения изменения поверхностного слоя материала нагревание деталей осуществляют в инертных газах (аргон), вакууме, в защитных средах на основе азота, аммиака, природного газа и т. д. Химико-термическую обработку выполняют в твёрдом, жидком (например, в расплаве цианистых солей), газообразном или плазменном реагенте. Охлаждение деталей производят или вместе с печью (при отжиге), или на воздухе (при нормализации), а также в жидкостях — воде, масле, синтетических охладителях (при закалке), в расплавах солей — селитре, щелочах (при изотермической и ступенчатой закалке).

Упрочняющая поверхностная обработка — технологический процесс, применяемый главным образом для повышения сопротивления деталей усталостному разрушению, износу, коррозии; осуществляется путём обработки поверхности давлением, в результате чего пластически деформируется только поверхностный слой материала. Такая обработка, называется поверхностным пластическим деформированием (ППД), позволяет повысить назначенный ресурс детали в 2—10 раз. Упрочнению подвергаются детали из металлических материалов, способных деформироваться в холодном состоянии при статическом взаимодействии с инструментом, рабочим телом или средой (статическая ППД) и при ударном взаимодействии (ударная ППД). К статической ППД относится накатывание, к ударному — обработка дробью. Наряду с повышением прочности поверхности деталей такая обработка обеспечивает низкую шероховатость поверхности (не выше Rz 0,32—2,5 мкм), сохранение размеров и взаимного пространственного расположения поверхностей деталей. Качество обработки обеспечивается управлением режимами обработки по заданной программе, применением инструмента из натуральных и синтетических алмазов (главным образом карбонадо), использованием для рабочих тел и сред дроби диаметром 0,03—6 мм из легированных сталей и стекла.

Упрочняющая обработка деталей газовых турбин из жаропрочных сплавов и сталей, работающих при температурах 350—750{{°}}С, назначается и проводится с учётом релаксационных процессов в материале. Это обеспечивает длительное сохранение высокой усталостной прочности деталей. ППД подвергается более 3000 наименований деталей ГТД и ЛА, работающих при температурах от — 120 до 750{{°}}С, длиной от нескольких мм до 30 м (панели, лонжероны, детали механизации крыла, балки, шпангоуты, части фюзеляжа, штоки, цилиндры амортизаторов, подкосы, оси шасси самолётов; лопасти, валы, стаканы воздушных винтов, лонжероны лопастей и др. детали несущей системы вертолётов; галтели и стержни болтов; перо и замок турбинных лопаток, диски роторов, сварные швы корпусов ГТД, валы, зубчатые колёса, лопатки направляющих аппаратов и др.).

Упрочняющая обработка проводится на универсальном и специализированном оборудовании, оснащённом средствами механизации, автоматизации и программного управления, а также в стапеле при сборке ЛА после подгонки сопрягаемых поверхностей и совместной разделки отверстий (диаметром 6—40 мм) в узлах, в том числе в пакетах при различном сочетании материалов (алюминий и сталь, алюминий и титан, алюминий и алюминий).

Клёпка — соединение элементов конструкции заклёпками, в результате чего образуется неразъёмное заклёпочное соединение. Клёпка включает операции образования и зенкования отверстий в соединяемых элементах, вставки заклёпок и их осаживания с целью получения замыкающих головок требуемой формы. Различают клёпку с двусторонним подходом (доступ к закладной и замыкающей головкам заклёпки открыт с двух сторон) и с односторонним подходом (доступ к замыкающей головке закрыт). Клёпка осуществляется ударом (клепальными молотками), прессованием (на клепальных прессах или автоматах), раскатыванием, протягиванием и обжатием (на специальном оборудовании). При клёпке ударом прямым методом удары молотка наносятся по стержню заклёпки, при клёпке обратным методом — по закладной головке. Клёпка прессованием выполняется одиночным методом, когда за один ход штампа расклёпывается одна заклёпка, и групповым, при котором расклёпываются несколько заклёпок. По степени механизации технологических операций различают клёпку ручную (инструментом вручную), механизированную (с помощью ручных механизированных инструментов), машинную (машиной, управляемой оператором), автоматическую (весь комплекс операций, включая иногда и герметизацию, производится автоматом, а оператор контролирует процесс). В зависимости от требований к конструкции ЛА используют потайные заклёпки для соединения деталей, обтекаемых воздушным потоком; непотайные — для элементов каркаса и мест конструкции, в которых они допустимы по условиям эксплуатации; высокоресурсные герметичные, которые образуют потайные и непотайные соединения повышенной плотности и увеличенной выносливости, а также заклёпки для швов с односторонним подходом в зону клёпки. Дальнейшее совершенствование заклёпочных соединений связано с применением новых видов заклёпок и новых средств механизации и автоматизации операций, гарантирующих стабильность качества и высокий ресурс соединений.

Сварка — группа технологических процессов соединения, разъединения и в ряде случаев обработки материалов с использованием местного нагревания: собственно сварка, наплавка, сращивание, термическая резка и т. п. Процесс сварки осуществляется в три стадии: сближение соединяемых деталей на расстояния, необходимые для их физического контакта; образование прочного соединения на микроучастке (химическое взаимодействие); завершение процесса образования соединения в макрообъёме (диффузионные процессы). Для прочного соединения свариваемых деталей необходима активация стыкуемых поверхностей, которая осуществляется с помощью тепловой энергии (термическая активация), упруго-пластических деформаций (механическая), электронного, ионного и фотонного облучения (радиационная). Сварка может производиться без давления — сварка плавлением (газовая, термическая, дуговая, плазменная сжатой дугой, электрошлаковая, индукционная, электронно-лучевая, лазерная); с применением давления — механическая сварка (холодная, трением, УЗ, взрывом) и термомеханическая (контактная, газопрессовая, индукционная, дугопрессовая, печная, термитная, диффузионная). Насчитывается свыше 60 методов сварки. В Т. а. применяются чаще всего контактная и дуговая сварки (ручная, механизированная и автоматическая). При дуговой сварке для защиты сварочной ванны и зоны сварки от взаимодействия с воздухом применяют электродные обмазки или флюсы (защита слоем жидкого шлака); во многих случаях сварку ведут в вакууме или в атмосфере защитных газов (аргон, гелий, водород, углекислый газ, азот) либо их смесей. В производстве ЛА наиболее часто применяют сварку, обеспечивающую высокоэффективную защиту сварочной ванны (дуговую сварку в среде инертных газов или в вакууме плавящимся и неплавящимся электродами), а также сварку с применением высококонцентрированных источников тепла, обеспечивающую наименьшую зону термического влияния и минимальные остаточные деформации (электронно-лучевую, плазменную и лазерную).

Склеивание применяют в Т. а. при изготовлении панелей со стрингерным набором, слоистых обшивок, сотовых конструкций, при выполнении комбинированных соединений (клеезаклёпочных, клееболтовых, клеесварных и др.). Технологический процесс склеивания включает операции предварительной “сухой” сборки, подготовки поверхностей, нанесения клея, окончательной сборки, отверждения клеевых прослоек в соединениях и контроль. Предварительную сборку выполняют для обеспечения требуемых зазоров между склеиваемыми поверхностями (обычно 0,1 мм) в сборочно-склеечном приспособлении. Обшивки и детали каркаса, например из алюминиевых сплавов, перед склеиванием анодируют в серной или хромовой кислотах или после обезжиривания подвергают травлению в жидком трихлорэтилене, в растворе концентрированной серной кислоты, двухромовокислого натрия и воды (пиклинг-процесс). Для защиты подготовленных поверхностей применяют адгезионные грунты, которые способствуют также повышению стабильности, прочности, водо- и тропикостойкости. В состав грунтов вводят ингибиторы коррозионных процессов. Используют жидкие, плёночные, пастообразные, порошкообразные клеи. Жидкие клеи наносят кистью, окунанием, роликом, вальцами, распылением (воздушным, безвоздушным или в электростатическом поле). Плёночные клеи, особенно на эпоксидной основе, применяют, как правило, без подслоя жидкого клея. Плёнку прикатывают на подготовленную поверхность детали роликом, механизированными устройствами и др. способами. Пастообразные клеи наносят шпателем, роликом или механизированными устройствами. При использовании порошкообразных клеев соединение деталей осуществляют в электростатическом поле. Нанесённому на поверхность детали жидкому подслою дают открытую выдержку при нормальных или повышенных температурах для удаления растворителя, наличие которого вызывает пористость шва и снижает его прочность. Окончательную сборку узла ведут по тем же базам сборочно-склеечного приспособления, в котором производились предварительная сборка и подгонка. Соединение клеями горячего отверждения производят в автоклавах, на прессах, в электрических камерных печах с созданием давления пневматическими или механическими устройствами, вакуумированием. Холодное отверждение проводят на вакуумных столах, в приспособлениях и стапелях, обеспечивая прижатие деталей заклёпками, пневматическими или механическими устройствами, вакуумированием; при склеивании на верстаках пользуются для зажима деталей винтовыми или пневматическими струбцинами и др. приспособлениями. Клеевые швы для защиты от воздействия влаги покрывают грунтами или герметиками.

Лит.: Белянин П. Н., Производство широкофюзеляжных самолетов, М., 1979; Кардашов Д. А., Конструкционные клеи, М., 1980, Рыковский Б. П., Смирнов В. А., Щетинин Г. М., Местное упрочнение деталей поверхностным наклепом, М., 1985; Брондз Л. Д., Технология и обеспечение ресурса самолетов, М., 1986; Одинцов Л. Г., Упрочнение и отделка деталей поверхностным пластическим деформированием. Справочник, М., 1987.

АКАлтынбаев, АИБабушкин, ПНБелянин, ВЕБерсудский, ЕБГлотов, ВВГолубев, ИАДенисова, ВВКнигин, БПНалётов, ВФОрлов, ВПОсипов, АВПетров, БПРыковский, АМСмирнов. Под общей редакцией ПЯБелянина.

Тимошенко Степан Прокофьевич (1878—1972) — учёный в области теоретической и прикладной механики, академик АН УССР (1919), иностранный член АН СССР (1928), член ряда академий Европы и Америки. Окончил Петербургский институт путей сообщения (1901). Учился в Германии, затем преподавал в Петербургском институте путей сообщения (1903—06). В 1906—11 и 1917—20 профессор Киевского политехнического института, в 1912—17 профессор ряда институтов в Петербурге (Петрограде). Принимал участие в организации АН УССР, в 1919—20 директор Института технической механики АН УССР. В 1920 эмигрировал в Югославию и занял кафедру в Загребском политехническом институте. В 1922 переехал в США. В 1923—27 работал в компании “Вестингауз”, с 1927 профессор Мичиганского университета, с 1936 — Станфордского университета. В 1960 переехал в ФРГ. Основные труды по механике твёрдых деформированных тел и расчёту сооружений. Создал классические учебные пособия “Курс сопротивления материалов” (1911—31, 11 изданий) и “Курс теории упругости” (т. 1—2, 1914—16). В 1916 участвовал в работе специальной комиссии под руководством Н. Е. Жуковского, впервые установившей условия, которые должны выполняться при определении прочности самолётов. Работы Т. широко используются в самолётостроении.

Соч.: Устойчивость упругих систем, пер. с англ., 2 изд., М., 1955; Устойчивость стержней, пластин и оболочек, М., 1971.

Лит.: Григолюк Э. И., С. П. Тимошенко (1878—1972), М., 1977 (Ин-т механики МГУ, Науч. тр., № 47).

Тиняков георгий Александрович (1913—1956) — советский лётчик-испытатель, подполковник. В Советской Армии с 1937. Окончил Ворошиловградскую военную авиационную школу лётчиков (1938), Военную академию командного и штурманского состава ВВС Красной Армии (1943; ныне Военно-воздушная академия имени Ю. А. Гагарина). С 1939 работал лётчиком-испытателем в НИИ ВВС. Проводил испытания вертолётов Ми, Ка, Як. С 1955 лётчик-испытатель вертолётов и самолётов Як. Провёл заводские испытания пассажирского вертолёта Як-24К, опытного реактивного истребителя-перехватчика Як-25, испытывал экспериментальный самолёт с ЖРД и др. ЛА. Летал на самолётах и вертолётах свыше 100 типов. Установил 2 мировых рекорда на вертолёте Як-24. Погиб в испытательном полёте. Награждён орденом Красного Знамени, 4 орденами Красной Звезды, медалями.

Г. А. Тиняков.

Тиссандье (Tissandier) Анри Поль (1891—1945) — французский пилот и испытатель ЛА. Получил свидетельство лётчика в 1909. Установил большое число рекордов на воздушных шарах и самолётах. В 1919—45 генеральный секретарь Международной авиационной федерации (ФАИ). В его честь в 1952 учреждён диплом ФАИ (см. Награды ФАИ).

Тиссандье (Tissandier) Гастон (1843—1899) — французский аэронавт и метеоролог. С 1868 совершал многочисленные полёты на воздушных шарах. 15 апреля 1875 на аэростате “Зенит” достиг высоты около 8600 м (вместе с учёными Ж. Э. Кроче-Спинелли и А. Сивелем, погибшими в этом полёте из-за несовершенства кислородного оборудования). В 1878 опубликовал “Историю воздухоплавания”. Вместе с братом Альбером подучил патент на применение электродвигателя в аэронавтике (1881). В 1883 Т. построил дирижабль (см. рис. 4 на стр. 215) объёмом 1060 м3 с гальванической батареей и электродвигателем мощностью 1,1 кВт, вращающим двухлопастный воздушный винт (общая масса силовой установки 280 кг). Достигнута скорость 2,5 м/с. В 1884 скорость дирижабля с электродвигателем мощностью 1,5 кВт возросла до 3—4 м/с.

Г. Тиссандье.

Титановые сплавы. В промышленных масштабах лёгкие Т. с. начали применять в авиастроении в 50-х гг. Эти сплавы обладают высокой прочностью в широком интервале температур — от криогенных (—250{{°}}С) до умеренно высоких (300—600{{°}}С) — и отличной коррозионной стойкостью.

Т. с. получают путём легирования титана следующими элементами (в скобках указана максимальная для промышленных сплавов массовая концентрация легирующей добавки, %): алюминием (8), ванадием (16), молибденом (30), марганцем (8), оловом (13), цирконием (10), хромом (10), медью (3), железом (5), вольфрамом (5), кремнием (0,5), реже ниобием (25), танталом (5); как микродобавки применяются палладий (0,2) — для повышения коррозионной стойкости и бор (0,01) — для измельчения зерна. Легирующие добавки имеют различную растворимость в {{α}}- и {{β}}-титане и изменяют температуру {{α↔β}} οревращения. Большинство добавок (кроме алюминия, олова и циркония) понижают температуру аллотропического превращения титана, расширяют область существования {{β}}-модификации. Алюминий повышает температуру превращения, расширяет область существования {{α}}-модификации. Олово и цирконий мало влияют на эту температуру и называются нейтральными упрочнителями.

В зависимости от характера легирования Т. с. могут иметь структуру {{α}}-титана, {{β}}-титана или, чаще всего, являются двухфазными с различным соотношением {{α}}- и {{β}}-фаз. Это соотношение может изменяться в зависимости от термической обработки, обеспечивающей двухфазным сплавам очень высокие прочностные характеристики. {{α}}-сплавы хорошо свариваются, но не упрочняются термической обработкой. {{β}}-сплавы имеют высокую технологическую пластичность и выдерживают значительную деформацию при комнатной температуре (что особенно важно для изготовления деталей из листового материала), хорошо свариваются. Недостатки их — повышенная плотность из-за высокого содержания тяжёлых легирующих добавок (до 25%) и сравнительно невысокая жаропрочность. Двухфазные термически упрочняемые Т. с. сочетают достоинства {{α}}- и {{β}}-сплавов, не имея их недостатков.

К сплавам на основе {{α}}-титана относятся ВТ5Л (для фасонного литья), ВТ5-1 (в основном для листов) и ВТ20 (для листов и поковок), а также листовые сплавы ОТ4-0, ОТ4-1 и ОТ4. Близок к {{α}}-сплавам универсальный сплав ВТ6, из которого изготовляются все виды полуфабрикатов. Сплав ВТ6 содержит некоторое количество {{β}}-модификации, и поэтому его прочность можно повысить на 15—20% путём термической обработки. К сплавам на основе {{α}}-титана относится и наиболее жаропрочный сплав ВТ16 (предел прочности 950—1150 МПа), применяемый для изготовления штамповкой деталей компрессоров ГТД. Из двухфазных сплавов наибольшее распространение имеют жаропрочные сплавы ВТ3-1, ВТ8, ВТ9, ВТ25 и высокопрочные термически упрочняемые сплавы ВТ22, ВТ23 (для крупных нагруженных штампованных изделий, а сплав ВТ23 и для высокопрочных листов), ВТ 14.

Из сплавов на основе {{β}}-титана следует отметить листовой высокопрочный сплав ВТ15 и сплав ВТ30 с высокой технологической пластичностью, применяемый для крепежа и некоторых листовых деталей.

Лит.: Глазунов С. Г., Моисеев В. Н., Конструкционные титановые сплавы, М., 1974; Солонина О. П., Глазунов С. Г., Жаропрочные титановые сплавы, М., 1976; Металлография титановых сплавов, М., 1980.

СГГлазунов.

Тищенко Марат Николаевич (р. 1931) — советский авиаконструктор, член-корреспондент АН СССР (1987), Герой Социалистического Труда (1982). Окончил маи (1956). Увлекался авиамоделизмом. Ему принадлежит впервые утверждённый ФАИ официальный рекорд продолжительности полёта модели вертолёта (1954). С 1956 в ОКБ М. Л. Миля, с 1970 главный конструктор этого ОКБ, в 1981—92 генеральный конструктор. В 1985—87 заведующий кафедрой МАИ (профессор с 1985). Принимал участие в создании вертолётов Ми-2, Ми-6, Ми-8, В-12 (Ми-12) и др. Разработал метод расчёта аэродинамических характеристик несущего винта с учётом нелинейных характеристик профиля с использованием лопастной вихревой теории, что позволило создать более совершенные методы расчета лётных данных вертолётов. Под руководством Т. созданы транспортный вертолёт большой грузоподъемности Ми-26, боевой вертолёт Ми-28, спортивный вертолёт Ми-34 и др. Т. разработаны усовершенствованные методы выбора оптимальных параметров проектируемых вертолётов, аэродинамических и прочностных расчётов. Ленинская премия (1976). Награждён 2 орденами Ленина, медалями, а также иностранными орденами. См. ст. Ми.

Соч.: Вертолеты. Выбор параметров при проектировании, М., 1976 (совм. с А. В. Некрасовым и А. С. Радиным).

М. Н. Тищенко.

Токийская конвенция 1963 о преступлениях и некоторых других действиях, совершённых на борту воздушного судна. На 1 января 1990 участниками конвенции являлись 138 государств (СССР с 1988). Т. к. 1963 применяется в отношении уголовных преступлений (кража, убийство, провоз наркотиков и т. п.) и действий, которые независимо от того, являются они преступлениями или нет, могут угрожать или угрожают безопасности воздушного судна либо находящихся на его борту лиц и имущества, а также в отношении действий, которые угрожают поддержанию должного порядка и дисциплины на борту. Согласно конвенции командир воздушного судна самостоятельно решает в соответствии с законодательством страны регистрации воздушного судна, совершено на борту уголовное преступление или нет. Конвенция определяет принципы установления государствами юрисдикции в отношении указанных актов при сохранении в качестве основной юрисдикции страны регистрации воздушного судна.

Т. к. 1963 обязывает государства разрешать командиру высадку на их территории соответствующих лиц, заключать их под стражу и принимать другие меры, обеспечивающие их задержание, производить предварительное расследование. Эти меры должны применяться в течение периода, разумно необходимого для того, чтобы предпринять уголовно-процессуальные действия или действия по выдаче таких лиц другому государству. Государство, заключившее лицо под стражу, немедленно уведомляет государство регистрации воздушного судна и государство, гражданином которого является задержанное лицо, о факте и причинах задержания и о намерении осуществить свою юрисдикцию. Конвенция предусматривает ряд процессуальных норм, касающихся обращения с задержанным лицом и его права на вылет из страны, если государство места высадки его не принимает. Конвенция не содержит нормы, обязывающей выдачу.

Т. к 1963 — единственный международный документ, содержащий специальную главу о полномочиях командира воздушного судна по принятию мер принуждения в отношении любого лица, если у командира есть разумные основания полагать, что оно совершило или готовится совершить указанное выше преступление или действие. Это обусловливается необходимостью обеспечения безопасности воздушного судна, лиц или имущества на нём, поддержания должного порядка и дисциплины на борту либо обеспечения возможности передать лицо компетентным властям или высадить его. Командир может также потребовать или разрешить помощь других членов экипажа и просить (разрешать), но не требовать помощи пассажиров для принуждения предполагаемого преступника. Члены экипажа и пассажиры могут самостоятельно принять определённые меры без разрешения, если они имеют разумные основания полагать, что такие действия необходимы для обеспечения безопасности воздушного судна, лиц и имущества на борту. Конвенция определяет также сферу действия обязательств и прав государств и командира воздушного судна во времени и пространстве.

Лит.: Международное воздушное право, кн. 1, М., 1980.

ЮНМалеев.

Токсикология авиационная (от греч. toxik{{ó}}n — яд и l{{ó}}gos — учение) — раздел токсикологии, изучающий токсические свойства и степень опасности для человека различных материалов, применяемых в авиации. К токсически опасным веществам относятся топлива, смазочные масла, жидкости для гидросистем, конструкционные полимерные материалы, продукты их термоокислительные разложения и др. Систематический контакт с этими материалами при определённых условиях эксплуатации авиационной техники может вызвать различные заболевания у инженерно-технического персонала, а при попадании в кабину ЛА явиться причиной снижения работоспособности членов экипажа и привести к аварийной ситуации.

Основные задачи Т. а.: проведение идентификации и определение количества токсичных веществ, которые могут поступать в кабину ЛА и помещения, где работает обслуживающий инженерно-технический персонал, с целью выявления источников их выделения; определение зависимости между количеством газовыделений и конструктивными дефектами машин и условиями их эксплуатации; изучение влияния некоторых условий полёта на загрязнённость воздуха кабин ЛА; исследования полимерных материалов с целью отбора таких, которые при повседневной эксплуатации авиационной техники и оборудования, а также в случае пожара не становятся источниками выделения в кабину ЛА высокотоксичных соединений (цианидов, хлор- и фторсодержащих химических агентов и др.); разработка профилактических мероприятий, направленных на предупреждение острых и хронических интоксикаций лётного состава и инженерно-технического персонала.

Становление Т. а. относится к 30-м гг., когда были развёрнуты исследования влияния оксида углерода на состояние лётчиков в полёте. В 50-е гг. совершенствовались методы определения загрязнённости кабин ЛА парами авиационных топлив и смазочных масел, продуктами их разложения. С конца 70-х — начала 80-х гг. разрабатываются и совершенствуются методы отбора проб воздуха в кабинах ЛА, определения в них содержания химических агентов, изучается токсичность топлив, масел, рабочих жидкостей и т. п. и их действие с учётом различных факторов обитания в кабинах ЛА; разрабатываются принципы и методы оценки многокомпонентных парогазоаэрозольных смесей и некоторые вопросы их гигиенического регламентирования. Большой вклад в развитие Т. а. внесли советские учёные Н. М. Добротворский, В. В. Андреев, В. А. Спасский, Ф. Г. Кротков, А. В. Демидов, В. А. Адамов и др. В области Т. а. известны труды немецких учёных X. Дирингсхофена, X. Хартмана, американских врачей Г. Армстронга, Е. Конччи, Г. Китцеса, польского токсиколога В. Свенцицкого и др.

В Т. а. используются методы экспериментальной патологии, фармакологии, биохимии и психофизиологии, а также специальные методы токсикологических исследований (например, токсикометрия). Т. а. неразрывно связана с авиационной гигиеной, клиническими исследованиями профессиональных болезней, судебной медициной и др. разделами авиационной медицины.

Лит.: Токсикология в авиации, в кн.: Авиационная медицина, М., 1986.

ВВКустов, ВИБелкин.

Толкающий винт — воздушный винт, расположенный на ЛА за двигателем в хвостовой части фюзеляжа или гондолы двигателя. В силу этого Т. в. находится в сильно возмущённом потоке, что является его главным недостатком; преимущество — в снижении уровня шума в салоне пассажирский самолёта.

Томашевич Дмитрий Людвигович (1899—1974) — советский авиаконструктор, профессор (1962), доктор технических наук (1961). Окончил Киевский политехнический институт (1926).С 1923 принимал участие в строительстве планёров в мастерской института и в расчётах самолёта К-1 конструкции КАКалинина. Дипломным проектом была авиетка КПИР-5, которая была построена в 1927 и успешно летала. После окончания института работал на киевском авиаремонтном заводе (до 1929), с 1934 — в КБ ННПоликарпова (с 1936 — его заместитель). Участвовал в разработке самолётов И-15, И-16, ВИТ, И-153, И-180. Был необоснованно репрессирован и, находясь в заключении, в 1939—41 работал в ЦКБ-29 НКВД, где руководил разработкой опытного истребителя “110”. В 1943 в его КБ создан опытный двухмоторный одноместный штурмовик-бомбардировщик “Пегас”. Позднее Т. конструировал беспилотные аппараты различного назначения. В 1954—67 преподавал в МАИ. Государственная премия СССР (1953, 1969). Награждён орденом Трудового Красного Знамени.

Д. Л. Томашевич.

Томашевский Аполлинарий Иванович (1890—1926) — советский лётчик-испытатель, заслуженный пилот СССР (1925). В 1916 окончил школу морских лётчиков в Ораниенбауме (ныне г. Ломоносов) и оставлен там инструктором. Участник Гражданской войны. Провёл лётные испытания одного из первых советских экспериментальных ЛА — тяжёлого самолёта-триплана “КОМТА” (1923), первого советского пассажирского самолёта АК-1 (1924), первого цельнометаллического многомоторного моноплана со свободнонесущим крылом АНТ-4 (1925). Участник первого советского группового сверхдальнего перелёта Москва — Улан-Батор — Пекин (1925) на самолёте АК-1. При испытаниях самолёта АНТ-4 установил 2 мировых рекорда продолжительности полёта с грузом (1926). Награждён 2 орденами Красного Знамени.

А. И. Томашевский.

Тонкого профиля теория — теория, рассматривающая обтекание профиля при малых значениях угла атаки и относительной толщины как малое возмущение однородного набегающего потока. За исключением случая, когда Маха число М{{}} велико (М{{}}>>1), течение около профиля является потенциальным, так как скачки уплотнения (если они образуются) имеют малую интенсивность, и завихренность потока за ними можно не учитывать. В Т. п. т. упрощение уравнения для потенциала скорости основано на предположении о том, что характерное значение угла наклона {{τ}} поверхности профиля к вектору скорости V{{}} набегающего потока является малым: {{τ}}<<1. ΐналогичный подход используется в тонкого тела теории.

До- или сверхзвуковое обтекание тонкого профиля описывается линеаризованной теорией течений, причём возмущения всех газодинамических переменных имеют порядок малого параметра {{τ}} (см. Дозвуковое течение, Сверхзвуковое течение). Потенциал скорости {{φ}} возмущающего движения удовлетворяет линеаризованному уравнению.

(1 — M2{{}}){{}},

где х, у — декартовы координаты (см. рис.). С точностью до членов 2-го порядка малости граничное условие непротекания на поверхности профиля можно перенести на линию хорды у=0, от которой отсчитывается толщина или угол атаки {{α}}:

{{}},

где {{ε}}(x) — местный угол наклона поверхности профиля к оси х. На основе Бернулли уравнения получается простая формула для расчёта коэффициента давления сp:

ср = —(2/V{{}}){{}}{{∂φ}}/{{∂}}x.

В дозвуковом потоке вносимые профилем возмущения, затухая, распространяются во всём поле течения. Эллиптическое уравнение для потенциала скорости возмущающего движения сводится к уравнению Лапласа, описывающему обтекание профиля несжимаемой жидкостью. Его можно решить методами теории функций комплексного переменного или методом особенностей (см. Источников и стоков метод). Например, задача обтекания симметричного профиля при {{α}} = 0 решается с помощью распределения вдоль линии хорды источников (стоков) с интенсивностью, пропорциональной наклону поверхности профиля. В задаче обтекания несущего профиля нужно использовать распределение вихрей. Преобразование Прандтля — Глауэрта даёт простые формулы пересчёта аэродинамических характеристик профиля в дозвуковом и несжимаемом потоках (см. Прандтля — Глауэрта теория).

В сверхзвуковом потоке возмущения от профиля распространяются вдоль характеристик, которые на конечном расстоянии от профиля совпадают с прямолинейными характеристиками невозмущённого потока. Гиперболическое уравнение для потенциала скорости возмущающего движения представляет собой двумерное волновое уравнение. Его решение приводит к локальной зависимости коэффициента давления от наклона поверхности профиля (см. Аккерета формулы):

ср = {{±}}2{{ε±}}(x)(M2{{}}—1)—1/2,

где знак “+” относится к верхней поверхности профиля (у>0), знак “—” к нижней (у<0). На основе этой формулы получают формулы Аккерета для коэффициентов подъёмной силы и волнового сопротивления.

Для трансзвукового обтекания тонкого профиля характерно распространение возмущений на большое расстояние по нормали к набегающему потоку, а также увеличение по порядку величины коэффициента давления (ср {{∞ τ}}2/3). Т. п. т. при трансзвуковых скоростях является нелинейной. Нелинейное уравнение для потенциала скорости возмущающего движения относится к смешанному эллиптико-гиперболическому типу:

{{}},

где К = (1 — M2{{}}) [({{γ}} + 1)M2{{ τ}}]—2/3 — трансзвуковой параметр подобия, {{γ}} — показатель адиабаты. При М{{}}>>1 необходимо учитывать завихренность течения около профиля и вместо уравнения для потенциала использовать полные Эйлера уравнения; в результате учёта характерных для гиперзвукового обтекания оценок порядков величин приходим к нелинейной теории малых возмущений (см. Гиперзвуковое течение).

Лит.: Ферри А., Аэродинамика сверхзвуковых течений, пер. с англ., М., 1953; Эшли X., Лэндал М., Аэродинамика крыльев и корпусов летательных аппаратов, пер. с англ., М., 1969; Седов Л. И., Плоские задачи гидродинамики и аэродинамики, 3 изд., М., 1980; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987.

ВИГолубкин.

Тонкого тела теория — теория пространственного безвихревого течения идеальной жидкости около тонких тел [тела, у которых поперечный размер l (толщина, размах) мал по сравнению с продольным размером L: {{τ}} = l/L<<1]. К этому классу тел относятся, например, фюзеляжи, крылья малого удлинения {{λ}} θ их комбинации с тонким фюзеляжем.

При движении несжимаемой жидкости потенциал скорости удовлетворяет линейному уравнению Лапласа, поэтому обтекание тела, установленного под углом атаки {{α}}, μожно получить путём наложения двух независимых течений (см. рис.), а предположения Т. т. т. позволяют упростить их анализ. Первое течение соответствует продольному обтеканию тела потоком со скоростью V1=V{{}}cos{{α}}. На достаточно больших (порядка L) расстояниях от тела течение не зависит от формы его поперечных сечений и является осесимметричным течением, как и при обтекании эквивалентного тела вращения с тем же законом изменения площадей поперечных сечений вдоль тела. Этот результат известен как правило эквивалентности. Второе течение соответствует поперечному обтеканию тела потоком со скоростью V2 = V{{}}sin{{α}}. На расстояниях порядка l от тела трёхмерное уравнение Лапласа сводится к двумерному в плоскости x = const, где х — координата вдоль оси тела, то есть движение жидкости в плоскости x = const в основном такое же, как при плоском бесциркуляционном обтекании контура поперечного сечения тела однородным потоком со скоростью V2 на бесконечности. Решение этой задачи зависит от х как от параметра. Этот результат обычно называется правилом (законом) плоских сечений (ММунк, 1924).

При анализе обтекания тонкого тела газом (сжимаемой жидкостью) с целью упрощения решения нелинейных Эйлера уравнений, как и в тонкого профиля теории, предполагается, что угол между плоскостью, касательной к поверхности тела, и вектором скорости набегающего потока мал, иными словами, наряду с условием {{τ}}<<1 принимается, что {{α}}<<1. В результате при до-, транс- и сверхзвуковых скоростях полёта тонкого тела Маха число поперечного потока достаточно мало — М{{}}<<1. Следовательно, сжимаемость среды здесь несущественна, и в поперечных плоскостях имеем двумерное безотрывное обтекание контура заданной формы несжимаемой жидкостью, Для решения этой задачи можно использовать эффективный метод конформных преобразований. В связи с этим Т. т. т. нашла широкое применение в аэродинамике при оценках подъёмной силы и индуктивного сопротивления тонких тел в рассматриваемом диапазоне скоростей полёта. Например, задача о плоском крыле малого удлинения ({{λ}}<<1) решена Р. Т. Джонсом (R. T. Jones, 1946), получившим для коэффициента подъёмной силы соотношение су = {{π α λ }}/2. Σказанный подход применяется также для исследования интерференции аэродинамической крыла малого удлинения с тонким фюзеляжем.

В рамках Т. т. т. упрощается и расчёт волнового сопротивления, которое связано с продольным потоком. Волновое сопротивление произвольного тонкого тела в основном определяется распределением площадей поперечных сечений вдоль тела и равно сопротивлению эквивалентного тела вращения. В этом состоит площадей правило, которое облегчает расчёт сопротивления и указывает пути его снижения.

Лит.: Франкль Ф. И., Карпович Е. А., Газодинамика тонких тел, М. — Л., 1948; Аэродинамика частей самолета при больших скоростях, пер. с англ., М., 1959; Липман Г., Рошко А., Элементы газовой динамики, пер. с англ., М., 1960; Эшли Х., Лэндал М., Аэродинамика крыльев и корпусов летательных аппаратов, пер. с англ., М., 1969.

ВНГолубкин.

Обтекание тонкого тела при отличном от нуля угле атаки.

Топливная система летательного аппарата — система, обеспечивающая приём топлива и размещение его на борту ЛА, подачу топлива в насосы высокого давления двигателя из баков в определённом порядке для сохранения правильной центровки ЛА и управляемого её изменения, прокачку топлива через агрегаты, в которых оно используется в качестве хладагента и рабочей жидкости (например, в приводах).

Топливо на борту ЛА размещается в баках, которые располагаются как внутри крыла и фюзеляжа, так и вне ЛА — на специальных подвесных устройствах. Часто в качестве баков используются герметичные отсеки ЛА (см. Топливный бак). Баки, из которых топливо подаётся в двигатели, называются расходными. На ЛА подача топлива в двигатели выполняется по двум схемам. По первой схеме топливо подаётся к одному или нескольким двигателям в течение всего полёта из одного расходного бака. Из других баков топливо перекачивается или перетекает в расходный бак. По второй схеме подача топлива в двигатели осуществляется последовательно из нескольких расходных баков: по мере опорожнения одного расходного бака начинается подача топлива из очередного расходного бака.

Подача топлива в насосы высокого давления двигателей для обеспечения их бескавитационной работы производится при 2-ступенчатом повышении его давления (см. рис.). Вначале давление повышается баковыми насосами 4, а затем двигательным насосом 8. В магистралях подачи топлива в двигатели устанавливаются обратные клапаны 2, устройства 5, обеспечивающие питание двигателей топливом на режимах полёта с околонулевыми и отрицательными вертикальными перегрузками, перекрывные краны 6, датчики 7 расходомеров топлива, топливомасляные теплообменники 9 и фильтры 10. Если в качестве двигательного насоса подкачки применяется насос центробежного типа, то устанавливается только один фильтр на входе в насос 13 высокого давления. При использовании в качестве двигательного насоса подкачки насоса коловратного типа на его входе для обеспечения работоспособности устанавливается дополнительный фильтр. Топливные фильтры снабжаются перепускными клапанами 12, через которые обеспечивается питание двигателя топливом в случаях засорения или обледенения фильтра. В качестве баковых насосов подкачки обычно применяются центробежные насосы с электроприводом, реже насосы с приводом от топливной турбины. Для работы турбины топливо подводится от двигательных насосов подкачки или от специального насоса, размещаемого на коробке приводов агрегатов ЛА.

Подача топлива в двигатели контролируется сигнализаторами давления 3, датчики которых обычно устанавливаются за каждым баковым насосом подкачки и на входе в насос высокого давления двигателя, а также сигнализаторами 11 перепада давления, характеризующими состояние фильтров. Сигнализация осуществляется обычно на мнемосхеме Т. с. в кабине экипажа.

Перекачка топлива из одних баков в другие на ЛА реализуется по двум схемам — лучевой и коллекторной. В лучевой схеме топливо из каждого бака перекачивается по отдельной магистрали, оснащённой поплавковым клапаном, управляющим подачей топлива в расходный бак 1. В коллекторной схеме топливо из всех баков перекачивается по общей магистрали. Обычно в качестве перекачивающих и баковых насосов подкачки применяются насосы одинакового типа. Иногда перекачка топлива осуществляется струйными насосами, активное топливо к которым, как правило, подводится от электроприводных баковых насосов подкачки.

На некоторых ЛА предусматривается аварийный слив топлива в атмосферу, который выполняется в аварийных ситуациях для облегчения ЛА перед посадкой. В этом случае система оснащается устройством, исключающим слив из баков топлива, потребного для питания двигателей при посадке.

Для нормального функционирования Т. с. в надтопливном пространстве баков с помощью дренажных устройств поддерживается давление, значение которого определяется прочностью баков и кавитационными свойствами баковых насосов подкачки. Дренаж баков может быть открытым либо комбинированным. При открытом дренаже надтопливное пространство баков сообщается с атмосферой трубопроводом, конфигурация которого исключает вытекание топлива из баков при выполнении ЛА эволюции. Давление в баках зависит от формы заборного патрубка и располагаемого скоростного напора набегающего потока воздуха. При комбинированном дренаже воздух для подачи в баки отбирается за компрессором двигателя. Если его недостаточно для наполнения баков, дополнительно воздух поступает из атмосферы через заборный патрубок. В этом случае устанавливаются клапан наддува, поддерживающий требуемое давление, и предохранительные клапаны (см. также Дренаж и наддув).

Топливо в качестве хладагента используется для охлаждения масла системы смазки двигателей. Для этой цели большинство авиационных двигателей оснащается топливомасляными теплообменниками. На ЛА со сверхзвуковыми скоростями полёта, на которых применение набегающего потока воздуха в различных системах охлаждения становится неэффективным (вследствие его аэродинамического нагревания), топливо используется для охлаждения воздуха в системе кондиционирования кабины, для охлаждения рабочей жидкости гидросистемы, энергоузлов и приборных отсеков ЛА.

ВТДедеш, ВАКотеров.

Схема подачи топлива из расходного бака в двигатель.

Топливная эффективность — один из критериев оценки транспортного ЛА — расход топлива, приходящийся на единицу транспортной работы (на 1 пассажиро-км или на 1 тонно-км). Уровень Т. э. зависит главным образом от удельного расхода топлива двигателей, аэродинамического и весового совершенства ЛА, его пассажировместимости (грузоподъёмности). При сравнении различных ЛА обычно используют значения Т. э., рассчитанные по технической дальности полёта. См. рис. 9 в ст. Авиация.

Топливный бак летательного аппарата — резервуар для размещения топлива на борту ЛА. Т. б. входят в топливную систему ЛА и различаются: по принципу размещения на ЛА — внутренние и дополнительные, по характеру применения — расходные, предрасходные, балансировочные, по конструктивному исполнению — баки-кессоны и мягкие баки.

Внутренние Т. б. размещаются внутри конструкции ЛА. В фюзеляже располагаются Т. б., названные фюзеляжными, в консолях крыла и в центроплане — Т. б., названные соответственно крыльевыми и центропланными. Любой из перечисленных Т. б. может быть расходным, предрасходным или балансировочным. Расходным Т. б. называется бак, из которого топливо подаётся к двигателям. Обычно он размещается вблизи двигателя для сокращения длин коммуникаций, связывающих бак с двигательным насосом подкачки топлива, и по возможности в нижней части конструкции ЛА, что облегчает подачу в него топлива самотёком из других Т. б. Так как топливо из расходного Т. б. вырабатывается в последнюю очередь, он устанавливается вблизи центра масс ЛА для исключения недопустимого изменения центровки. В этом баке размещаются один или несколько насосов подкачки топлива, которыми топливо подаётся в двигательный насос, датчики топливоизмерительной аппаратуры, элементы предохранения бака от переполнения при перекачке в него топлива из других баков, а также устройства, разгружающие стенки бака от чрезмерного давления. Бесперебойная работа двигателя на режимах полёта ЛА с нулевыми, околонулевыми и отрицательными перегрузками обеспечивается встроенным в конструкцию расходного Т. б. противоперегрузочным отсеком, в котором устанавливается насос подкачки, либо топливным аккумулятором. Принцип действия противоперегрузочного отсека основан на том, что топливо из бака свободно поступает в отсек и заполняет его, но при отливах топлива в расходном Т. б. оно из отсека уйти не может. При этом снабжённый двумя входами (верхним и нижним) насос подкачки работает, пока не будет полностью выработано топливо из отсека. Объём отсека обеспечивает работу насоса в течение заданного расчётного времени действия перегрузок, в результате которых произошёл отлив топлива в расходном Т. б.

Топливный аккумулятор представляет собой цилиндрический сосуд со сферическими днищами, разделённый прорезиненной мембраной на две полости — воздушную и топливную. Воздушная полость находится под давлением сжатого воздуха. Топливная полость соединена с трубопроводом, идущим от насоса подкачки к двигательному насосу, и при работающем насосе подкачки заполнена топливом, так как давление воздуха в воздушной полости меньше минимально возможного давления в трубопроводе за насосом. При этом мембрана прижата к стенкам сосуда и весь его объём заполнен топливом. При отливе топлива от насоса давление в трубопроводе за ним падает, сжатый воздух давит на мембрану и она вытесняет топливо из топливной полости в магистраль подкачки (проходу топлива в насос препятствует установленный в магистрали обратный клапан). Вместимость топливного аккумулятора определяется расчётным временем действия перегрузок, приводящих к отливу топлива от насоса.

Конструктивно расходный Т. б. представляет собой герметичный отсек ЛА, так называемый баккессон, либо выполненный из эластичных материалов съёмный мягкий бак (рис. 1). В последнем случае отсек ЛА служит для Т. б. контейнером и не является герметичным. Мягкий Т. б. может быть протектированным. Внутренний слой такого бака изготовлен из топливостойкой резины, наружный — из силовой кордовой ткани, между ними — слой губки. При повреждении Т. б. и попадании на губку топлива происходит её набухание, таким образом восстанавливается герметичность стенки бака. Мягкий Т. б. вкладывается в контейнер, расправляется в нём и фиксируется с помощью штырей, кнопок или распорных шпангоутов.

Предрасходным Т. б. называется бак, из которого топливо подаётся в расходный Т. б. Балансировочный Т. б. — бак, из которого топливо перекачивается в другие Т. б. для обеспечения необходимой центровки ЛА. Например, при переходе с дозвукового режима полёта на сверхзвуковой для выдерживания центровки ЛА требуется изменить положение центра масс, что и достигается перекачкой топлива. Предрасходный и балансировочный Т. б. иногда называют перекачиваемыми. Конструкции их (баков-кессонов и мягких баков) принципиальных отличий от конструкции расходного Т. б. не имеют.

Для предохранения Т. б. от взрыва применяются два способа защиты: заполнение надтопливного пространства нейтральным газом по мере выработки топлива и заполнение части объёма бака ячеистым пенополиуретаном.

Дополнительные Т. б. устанавливаются на ЛА при выполнении полётов на дальность, превышающую расчётную (учебные полёты, перегоны ЛА и др.). Различают сбрасываемые и несбрасываемые дополнительные Т. б. Несбрасываемый бак органически вписывается в аэродинамические обводы ЛА или крепится к нижней поверхности ЛА. Сбрасываемый, или подвесной, бак включает в себя устройства для подвески к ЛА или держатели с замками, обеспечивающие не только его подвеску (рис. 2), но и при необходимости сбрасывание в полёте. Цель сбрасывания — уменьшение аэродинамического сопротивления ЛА после выработки из бака топлива. Сбрасываемый металлический Т. б. (рис. 3) — тело вращения, выработка из него топлива осуществляется сжатым воздухом, подаваемым через штуцер 6. К топливной магистрали ЛА бак присоединяется через штуцеры 4. Для исключения повреждения топливных коммуникаций ЛА при сбрасывании бака используются телескопические шланги. Скобы 3 и 5 служат для подвешивания бака к держателям и воспринимают вертикальные нагрузки. Осевые нагрузки воспринимаются упором 7. Металлическая оболочка бака усилена шпангоутами 1. В верхней части бака расположена заливная горловина 2, а в хвостовой — клапан 8 стравливания воздуха из бака. Этот клапан используется при заправке бака топливом и после полёта до открытия заливной горловины. Кроме металлических, применяются сбрасываемые Т. б. из крафтцеллюлозы, пропитанной эпоксидными смолами для обеспечения герметичности оболочки бака, а также из пластических материалов.

ВМЦыганов, ВЮРозин.

Рис. 1. Мягкий топливный бак: 1 — заливная горловина; 2 — датчик топливомера; 3 — штыри крепления к контейнеру; 4 — штуцер подсоединения к системе подкачки; 5 — противоперегрузочный отсек.

Рис. 2. Схемы подвески сбрасываемых топливных баков.

Рис. 3. Сбрасываемый топливный бак.

Топливо авиационное — горючее вещество, вводимое вместе с воздухом в камеру сгорания двигателя ЛА для получения тепловой энергии в процессе окисления кислородом воздуха (сжигания). К Т. а. относятся авиационные бензины и реактивные топлива. Первые применяются в поршневых двигателях, вторые — в турбореактивных и турбовинтовых.

Из совокупности показателей, характеризующих качество авиационного бензина, наиболее важными являются детонационную стойкость, фракционный состав и химическая стабильность. Детонационная стойкость определяет пригодность бензина к применению в двигателях с высокой степенью сжатия рабочей смеси без возникновения детонационного сгорания, вызывающего большие ударные нагрузки на поршни и перегрев головок цилиндров. Фракционный состав характеризует испаряемость бензина, что определяет его способность к образованию рабочей топливовоздушной смеси; химическая стабильность — способность противостоять изменениям химического состава при хранении, транспортировке и применении.

Авиационные бензины получают главным образом из бензиновых фракций путём прямой перегонки нефти, каталитического крекинга или риформинга без добавки или с добавкой высококачественных компонентов, этиловой жидкости и различных присадок. Фракционный состав авиационных бензинов характеризуется диапазонами температур выкипания (40—180{{°}}С) и давлений насыщенных паров (29—48 кПа).

Классификация авиационных бензинов основывается на их антидетонационных свойствах, выраженных в октановых числах и в единицах сортности. Сорта отечественных авиационных бензинов маркируются, как правило, дробью: в числителе — октановое число или сортность на бедной смеси, в знаменателе — сортность на богатой смеси, например, Б-95/130. Встречается маркировка авиационных бензинов и по одним октановым числам (например, Б-70). Авиационные бензины выпускаются трёх марок: Б-95/130, Б-91/115 и Б-70 (табл. 1). Из перечисленных сортов наибольшее применение находят авиационные бензины Б-91/115 и Б-95/130.

Основными показателями качества реактивных топлив являются массовая и объёмная теплота сгорания, термостабильность топлива, давление насыщенных паров, вязкость при минусовых температурах, совместимость с конструкционными и уплотнительными материалами, нагарные и противоизносные свойства. Совокупности перечисленных требований авиационные бензины не удовлетворяют главным образом из-за пониженной плотности, высокой испаряемости и плохих смазочных свойств. В связи с этим бензины в качестве основных топлив для ТВД и ТРД не применяются.

Реактивные топлива вырабатываются в основном из среднедистиллятных фракций нефти, выкипающих при температуре 140—280{{°}}С (лигроино-керосиновых). Широкофракционные сорта реактивных топлив (Т-2) изготовляются с вовлечением в переработку также бензиновых фракций нефти. Для получения некоторых сортов реактивных топлив (Т-8В, Т-6) в качестве сырья применяются вакуумный газойль и продукты вторичной переработки нефти. В реактивные топлива могут вводиться функциональные присадки (антиокислительные, противоизносные и др.).

Реактивные топлива на 96—99% состоят из углеводородов, в составе которых различают три основные группы — парафиновые, нафтеновые и ароматические. Содержание каждой из этих групп в составе топлива определяется природой нефти и технологией его производства. Содержание в топливе ароматических углеводородов регламентируется стандартами главным образом из-за их повышенной склонности к нагарообразованию и дымлению. Ограничивается в реактивных топливах также содержание непредельных углеводородов (через показатель “йодное число”) как химически нестабильных. Кроме углеводородов в реактивных топливах в незначительных количествах присутствуют сернистые, кислородные, азотистые, металлорганические соединения и смолистые вещества. Их содержание в реактивных топливах Регламентируется стандартами. Так, например, нормируется содержание сернистых соединений, зольных продуктов, органических кислот и смол. Ограничение количества указанных гетероатомных соединений в топливе вызвано их отрицательным влиянием на термостабильность, антикоррозионные и некоторые другие эксплуатационные свойства.

По способу получения реактивные топлива делятся на прямогонные и гидрогенизационные. Первые (Т-1, ТС-1, Т-2) получаются непосредственно из отогнанных фракций нефти без их глубокой переработки. Технология получения вторых (РТ, Т-8В, Т-6) включает такие процессы, как гидроочистку (РТ, Т-8В), глубокое гидрирование (Т-6), гидрокрекинг (Т-8В), основным содержанием которых является воздействие водорода при высоких давлениях и температурах на углеводороды и гетероорганические соединения нефти. При гидроочистке из нефтяного дистиллята удаляются агрессивные и содержащие серу, азот и кислород нестабильные соединения практически без изменения углеводородного состава топлива. При гидрокрекинге и гидрировании наряду с очисткой исходного сырья происходит изменение его углеводородного состава (превращение непредельных соединений в насыщенные).

Применение гидрогенизационных процессов при производстве реактивных топлив позволяет расширить сырьевую базу топлив и значительно повысить их термостабильность. Основными сортами отечественных реактивных топлив являются ТС-1, РТ и Т-6 (табл. 2).

Топливо ТС-1 является массовым реактивным топливом для дозвуковой авиации и сверхзвуковой авиации с ограниченной продолжительностью сверхзвукового полёта. Топливо РТ полностью удовлетворяет эксплуатационным требованиям, предъявляемым к топливу ТС-1, и может применяться вместо него. Вместе с тем, будучи более термостабильным, оно допускает нагрев в топливной системе силовой установки до более высоких температур, и поэтому допущено к применению в теплонапряжённых двигателях самолётов с увеличенной продолжительностью сверхзвукового полёта, в течение которого вследствие аэродинамического нагревания возможно значительного повышение температуры топлива в баках самолёта.

Топливо Т-6 высокотермостабильное, имеет повышенную плотность и низкое давление насыщенных паров. Эти качества определяют применение топлива Т-6 на высокоскоростных самолётах с большой продолжительностью сверхзвукового полёта.

Наряду с основными сортами реактивных топлив промышленностью могут вырабатываться резервные. Резервным по отношению к топливу ТС-1 является топливо Т-2, резервным по отношению к топливам РТ и Т-6 — топливо Т-8В. Топливо Т-2 — широкофракционное прямогонное реактивное топливо с плотностью не менее 755 кг/м3, давлением насыщенных паров не более 13 кПа, выкипающее в диапазоне температур 60—280{{°}}С. Благодаря более широкому, чем у топлива ТС-1, фракционному составу топливо Т-2 имеет по сравнению с топливом ТС-1 в 1,3—1,8 раза больший выход из нефти. Топливо Т-8В характеризуется повышенной плотностью (не менее 800 кг/м3), примерно вдвое меньшим, чем у топлив ТС-1 и РТ, давлением насыщенных паров и высокой термостабильностью.

В связи с постепенным истощением запасов нефтяного сырья исследуются новые виды авиационных топлив, в том числе синтетическое топливо, криогенное топливо (включая жидкий водород), криогенное метановое топливо (КМТ) и др. В 1989—90 на жидком водороде и КМТ был испытан самолёт Ту-155, в 1987—88 на сконденсированном техническом бутане — вертолёт Ми-8Т. См. также Боросодержащее топливо.

Лит.: Саблина З. А., Состав и химическая стабильность моторных топлив, М., 1972; Дубовкин Н. Ф., Физико-химические и эксплуатационные свойства реактивных топлив. Справочник, М., 1985.

ФПФёдоров.

Табл. 1 — Основные данные авиационных бензинов

Показатель

Марка бензина

Б-95/130

Б-91/115

Б-70

Содержание тетраэтилсвинца, г на 1 кг бензина, не более………

3,3

2,5

0

Детонационная стойкость:

октановое число по моторному методу, не менее……………….

95

91

70

сортность на богатой смеси…..

130

115

Теплота сгорания (низшая), МДж/кг (ккал/кг), не менее…...

43,2 (10300)

43,2 (10300)

Фракционный состав:

перегоняется при температуре, {{°}}С, не выше:

10%……………………………...

82

82

88

50%……………………………...

105

105

105

90%……………………………...

145

145

145

97,5%……………………………

180

180

180

остаток, %, не более…………...

1,5

1,5

1,5

давление насыщенных паров, кПа;

не менее………………………...

29

29

не более…………………………

48

48

48

Йодное число, г иода на 100 г бензина, не более………………

10

2

2

Содержание смол, мг на 100 мл бензина, не более………………

4

3

2

Цвет……………………………

Жёлтый

Зелёный

Бесцветный

Примечание. Температура начала перегонки не ниже 40{{°}}С, кристаллизации — не выше — 60{{°}}С.

Табл. 2 — Основные данные реактивных топлив.

Показатель

Марка топлива

ТС-1

РТ

Т-6

Плотность при 20{{°}}С, кг/м3, не менее………………………...

775

775

840

Фракционный состав:

температура начала перегонки, {{°}}С,

не выше…………………………

150

не ниже…………………………

135

195

перегоняется при температуре, {{°}}С,

не выше:

10%……………………………..

165

175

220

50%……………………………...

195

225

255

90%……………………………...

270

270

290

98%……………………………...

250

280

315

Вязкость кинематическая, сСт: при температуре20{{°}}С,

не менее………………………...

1,25

1,25

не более…………………………

4,5

при температуре -40{{°}}С,

не более…………………………

8

16

60

Теплота сгорания(низшая), МДж/кг(ккал/кг), не менее……

43

(10250)

43,2

(10300)

43

(10250)

Температура вспышки, определяемая в закрытом тигле, {{°}}С, не ниже……………...

28

28

Температура начала кристаллизации, {{°}}С, не выше…………………………….

-60

-60

-60

Иодное число, г иода на 100 г топлива, не более

3,5

0,5

1

Содержание смол, мг на 100 мл топлива, не более………………

5

4

6

Топливорегулирующая аппаратура двигателя — совокупность устройств, предназначенных для подачи топлива в камеры сгорания (основную и форсажную) и её регулирования на установившихся и переходных режимах работы двигателя. Кроме того, эта аппаратура используется для питания топливом как рабочей жидкостью гидромеханизмов управления и регулирования двигателя. Т. а. ТРД и ТВД содержит топливный насос высокого давления, подкачивающий насос, топливный фильтр, дозирующий кран, клапан перепада, распределительный клапан, форсунки топливные и вспомогательные устройства. Классификация Т. а. выполняется по назначению (для основного или форсажного контура двигателя), по типу применяемого топливного насоса (плунжерный, шестерённый, центробежный), по конструкции (насос объединён с регулятором расхода топлива или выполнен отдельно).

Распространена Т. а. с плунжерным насосом благодаря сравнительно простой конструкции, допускающей изменение подачи топлива при постоянной частоте вращения (рис. 1). Насос подаёт топливо к дозирующему крану и далее к топливным форсункам через распределительный клапан. Для обеспечения бескавитационной работы плунжерного насоса при изменении давления топлива в баках ЛА на входе его установлен подкачивающий насос обычно центробежного типа. Производительность плунжерного насоса регулируется изменением установки наклонной шайбы гидравлическим сервомотором, на который воздействуют те или иные регуляторы САУ двигателем (например, частоты вращения двигателя, степени сжатия воздуха в компрессоре, температуры газов за турбиной, приёмистости и сброса режима), ограничители предельных значений (частоты вращения, температуры газов, давления за компрессором и др.), средства защиты от помпажа двигателя и др. Обеспечение хорошего распыливания топлива, подаваемого в основные камеры сгорания, достигается применением центробежных двухступенчатых или двухсопловых форсунок. Переключение работы форсунок с одного канала на два производится распределительным клапаном по заданной программе. В случаях, когда требуется обеспечить относительно большие расходы топлива (более 12000 л/ч) или когда подогрев топлива в системе не превосходит допустимого, применяется Т. а. с шестерённым насосом (рис. 2). При этом регулирование расхода топлива достигается перемещением дозирующего крана, на котором поддерживается постоянный перепад давлений с помощью клапана перепада. Перемещение дозирующего крана осуществляется гидравлическим сервомотором, на который воздействуют сигналы отдельных регуляторов системы управления двигателем, аналогично описанному выше воздействию на наклонную шайбу плунжерного насоса. В остальном эта Т. а. аналогична рассмотренной выше.

В составе Т. а. форсажного контура двигателя, как правило, используется высоконапорный центробежный насос. Регулирование расхода топлива производится с помощью дозирующего клапана, перепад давлений на котором также поддерживается постоянным. Дозирующий кран перемещается гидравлическим сервомотором, управляемым сигналами от системы регулирования форсажного контура двигателя. Форсажная камера мощного ТРД имеет несколько топливных коллекторов форсунок (до 6), включаемых в определённой последовательности. Поэтому в составе Т. а. имеются несколько распределительных клапанов, которые автоматически включают в работу отдельные группы форсунок. В некоторых системах это переключение делается механически от рычага управления двигателем. Топливные форсунки форсажного контура в большинстве случаев струйные.

АВФорафонтов.

Рис. 1. Топливорегулирующая аппаратура с плунжерным насосом: 1 — двигательный центробежный насос (подкачивающий); 2 — фильтр; 3 — плунжерный насос; 4 — гидравлический сервомотор; 5 — регулятор; 6 — дозирующий кран; 7 — распределительный клапан; 8 — форсунка; 9 — рычаг управления двигателем.

Рис. 2. Топливорегулирующая аппаратура с шестерённым насосом: 1 — от двигательного центробежного насоса (подкачивающего); 2 — шестерённый насос; 3 — клапан перепада; 4 — дозирующий кран; 5 — гидравлический сервомотор; 6 — регулятор; 7 — распределительный клапан; 8 — форсунка.

Торможения параметры — параметры изоэнтропически (без обмена энергией с внешней средой) заторможенного газа: плотность торможения {{ρ}}0, температура торможения Т0, полное давление p0, энтальпия торможения H. Играют важную роль при движении идеального газа и используются в качестве характерных масштабов соответствующих газодинамических переменных. Для изоэнтропического течения совершенного газа они позволяют с помощью Бернулли уравнения построить газодинамические функции, которые определяют собой зависимость относительных газодинамических переменных от Маха числа и широко используются при анализе задач внешней и внутренней аэродинамики.

Тормоза самолёта — устройства, предназначенные для сокращения длины пробега самолёта после посадки или прерванного взлёта, облегчения маневрирования самолёта на аэродроме, обеспечения его неподвижности при опробовании двигателей. После посадки кинетическая энергия самолёта, обусловленная поступательная скоростью, переходит в работу, затрачиваемую на преодоление сил аэродинамического сопротивления и сил трения, возникающих при торможении колёс. Различают три типа Т. с. — колодочный, камерный и дисковый.

Основная часть колодочного тормоза — отлитые из лёгких сплавов колодки (две и более), на наружных поверхностях которых устанавливаются накладки из материалов, обеспечивающих при работе тормоза большой коэффициент трения. Колодки связаны между собой пружинами. При включении тормоза силовой привод (как правило, гидравлический или пневматический) прижимает колодки к тормозной рубашке, жёстко закреплённой на корпусе колеса и вращающейся вместе с ним. После снятия усилия с силового привода тормозные колодки возвращаются в исходное положение пружинами. Тормоза такого типа создают достаточно большой тормозной момент. Основной недостаток — неравномерный износ колодок.

В камерном тормозе торможение осуществляется подачей жидкости под давлением или сжатого воздуха в резиновую кольцевую камеру, что приводит к прижатию тормозных колодок к тормозной рубашке. Камерные тормоза просты в изготовлении и эксплуатации, отличаются плавной работой, без заклинивания, высокой весовой эффективностью, критерием которой является отношение массы тормоза к поглощаемой энергии. Основные недостатки: замедленность действия, большой расход воздуха и потеря камерой упругих свойств при низкой температуре.

Дисковые тормоза действуют по принципу фрикционной муфты сцепления. На барабане колеса и корпусе тормоза укреплены вращающиеся вместе с колесом и неподвижные тормозные диски. Диски перемещаются вдоль оси колеса. Тормозной эффект достигается тем, что вращающиеся диски прижимаются к неподвижным. Дисковые тормоза компактны, создают большой тормозной момент, работают плавно, без заклинивания, не требуют точной концентричности колеса и барабана. Недостатком является плохой отвод тепла от поверхностей трения, вследствие чего при длительном и непрерывном торможении возможен перегрев. В конце 70-х гг. появились диски из композиционных материалов, способные поглощать ту же энергию при значительно меньшей массе.

Наибольшая эффективность торможения достигается при обеспечении предельного коэффициента трения, которому соответствует определённое относительное проскальзывание колеса. Увеличение тормозного момента приводит к увеличению относительного проскальзывания, уменьшению коэффициента трения и к последующей полной блокировке колеса — юзу, что, в свою очередь, может вызвать разрушение пневматика. Чтобы достичь наибольшей эффективности торможения и исключить юз, на многоколёсных шасси применяется автоматическое регулирование тормозного момента. Наиболее широкое распространение получили автоматы торможения дистанционного действия с электроинерционными или электрическими датчиками.

Рост посадочных скоростей потребовал применения дополнительных средств, позволяющих уменьшить длину пробега: тормозных парашютов, реверсивных устройств.

Историческая справка. Применению тормозных механизмов колёс, позволяющих развивать большой тормозной момент, длительное время препятствовала схема шасси с хвостовым колесом. При сильном торможении создавалась опасность опрокидывания ЛА на носовую часть (центр масс располагался непосредственно за главными опорами). Появление схемы шасси с носовой опорой решило проблему торможения и полностью исключило опасность опрокидывания ЛА.

Колодочные и камерные тормоза применялись до 50-х гг. Их энергоёмкость оказалась недостаточной для возрастающих масс ЛА. Был разработан дисковый тормозной механизм, способный поглощать значительно большую кинетическую энергию и работать с более высокими нагрузками. На современных ЛА (кроме очень лёгких самолётов) применяют только дисковые тормоза.

ВМШейнин.

Тормозной крюк, посадочный крюк, — элемент взлётно-посадочных устройств самолёта, предназначенный для захвата троса аэрофинишера и остановки самолёта при аварийной посадке или прерванном взлёте на аэродроме, а также во время обычной посадки на палубу авианесущего корабля или укороченную ВПП. Т. к. самолётов аэродромного базирования рассчитаны на усилие, останавливающее самолёт при пробеге 200—300 м, а самолётов палубного или смешанного базирования — при пробеге 70—100 м.

Тормозной парашют — парашют с комплектом устройств, обеспечивающих его размещение и крепление на самолёте и введение в действие; предназначается для сокращения длины пробега (см. Посадка). Обычно вводится на скорости 180—400 км/ч; резко увеличивает сопротивление воздуха, что позволяет быстро снизить скорость движения самолёта и сократить длину пробега на 30—35%. Использование Т. п. особенно целесообразно при посадке самолёта на увлажнённую или обледенелую ВПП, когда эффективность тормозов колёс шасси резко снижается из-за уменьшения коэффициента сцепления и пользование ими на начальном этапе пробега становится опасным. На лёгких самолётах обычно применяют один Т. п. площадью 15—40 м2, на средних и тяжёлых — тормозные парашютные системы, состоящие из нескольких куполов общей площадью до 200 м2 (см. рис.) Время вытягивания и наполнения куполов 1,5—3 с. Тормозное усилие парашютов пропорционально квадрату скорости движения самолёта. На скорости 20—30 м/с Т. п. обычно отцепляют, так как они становятся неэффективными.

Т. п., как правило, размещаются в хвостовой части фюзеляжа таким образом, чтобы линия действия тормозящего усилия проходила возможно ближе к центру масс самолёта. Тормозная парашютная система состоит обычно из вытяжных и основных парашютов (включающих купол и стропы), чехла, контейнера со створками и замка. После открытия створок контейнера пружина выталкивает в поток вытяжной парашют, который вытягивает чехол и основные парашюты. Выпуск и отцепку парашютов производит лётчик при помощи дистанционной системы, обеспечивающей необходимую блокировку и последовательность операций. Применяются также автоматические системы введения парашютов, срабатывающие, как правило, после касания передней или основной опорами шасси самолёта поверхности ВПП. На приборной доске лётчика имеется светосигнализатор, который указывает, что Т. п. введён в действие. Т. п. применяются в основном на военных самолётах, так как возникающие при выпуске Т. п. перегрузки могут быть достаточно большими.

Т. п. был впервые разработан ГЕКотельниковым (1912) и опробован на автомобиле “Руссо-Балт”. Практическое применение получил в 1937 на самолёте АНТ-6, предназначавшемся для посадки на лёд в районе Северного полюса. Этот Т. п. конструкции И. В. Титова обеспечивал посадку на ограниченной ВПП.

ВФФедоренко.

Посадка самолёта-истребителя с тормозной парашютной системой.

Тормозной щиток — отклоняемая поверхность на самолёте, используемая для увеличения сопротивления аэродинамического. Т. щ. располагается в основном на фюзеляже.

В некоторых случаях в качестве Т. щ. используют створки шасси и др. элементы. Функции Т. щ. часто выполняют интерцепторы. Основное требование к Т. щ. — высокая эффективность торможения при минимальном изменении подъёмной силы и продольного момента.

Торпеда авиационная — см. в ст. Противолодочное оружие.

ТР — марка первых советских турбореактивных (отсюда название) двигателей, созданных под руководством а. м. люльки (см. ст. ал).

Траверз (от лат. transversus — поперечный) — направление, перпендикулярное курсу ЛА. “Быть на Т.” какого-либо объекта означает, что наблюдатель с ЛА видит данный объект в направлении, составляющем прямой угол с курсом ЛА, то есть в момент прохождения Т. какого-либо ориентира (населённого пункта, реки, горы и т. д.) ЛА находится от него на наименьшем расстоянии. Во время полёта при хорошей видимости этим часто пользуется штурман ЛА для поверочного определения курса и правильности выполнения расписания полета.

Трансзвуковая скорость — то же, что околозвуковая скорость.

Трансзвуковое течение — течение газа, в котором скорость потока может переходить через местную скорость звука, оставаясь в одной части пространства меньше, а в другой превосходя её. Принято считать, что в Т. т. разность между скоростью частиц и скоростью звука невелика, так что в каждой точке Маха число М близко к единице |М—1|<<1.

Изменение площади поперечного сечения элементарной трубки тока влечёт за собой прямо противоположные изменения скорости в зависимости от того, меньше или больше единицы число Маха. Сужение (расширение) трубки тока вызывает увеличение (падение) скорости потока в ней при М<1 и уменьшение (рост) скорости вследствие быстрого увеличения (падения) плотности газа при М>1. Это свойство положено в основу конструкции Лаваля сопла, типичного устройства, в котором реализуется Т. т. с переходом через скорость звука в окрестности минимального (критического) сечения. При увеличении скорости набегающего дозвукового потока и приближении её к звуковой происходит резкое возрастание сопротивления аэродинамического обтекаемого тела. Это явление связано с образованием у его поверхности местных сверхзвуковых зон, оканчивающихся сзади скачками уплотнения. Рост сопротивления обусловлен необратимым сжатием газа при переходе через скачки уплотнения, изображённые на рис. жирными линиями. Эффективный метод уменьшения сопротивления ЛА в трансзвуковом диапазоне скоростей полёта состоит прежде всего в применении стреловидных крыльев (см. Крыла теория, Стреловидного крыла теория), поскольку силовые нагрузки зависят в главном от нормальной к передней кромке составляющей вектора скорости, а не от его модуля. Ещё один приём, ведущий к снижению сопротивления тела, основан на изоэнтропическом сжатии газа в местных сверхзвуковых зонах. Для этой цели разработаны специальные профили с пикообразным распределением давления вдоль его носовой части. Приходящие на звуковую линию (синие штриховые линии на рис.; на этой линии М = 1) интенсивные волны разрежения отражаются от неё в виде непрерывных волн сжатия. Хотя полностью избежать появления скачков уплотнения в системе изоэнтропических волн нельзя, практически удаётся значительно понизить интенсивность возникающих ударных фронтов. С 70-х гг. получили распространение сверхкритические профили с местной сверхзвуковой зоной, простирающейся почти по всей их верхней поверхности. Поскольку местное число Маха в сверхзвуковой зоне не превышает значительно единицу, интенсивность скачков уплотнения мала. Вырез же в хвостовой части на нижней стороне сверхкритического профиля, где М<1, обеспечивает смещение назад действующей на профиль нагрузки.

Значительный вклад в общее сопротивление обтекаемого тела может вносить отрыв пограничного слоя из-под замыкающих местные сверхзвуковые зоны скачков уплотнения. На самолётах и др. телах пограничный слой, взаимодействующий со скачком уплотнения, является турбулентным. На испытываемых в аэродинамических трубах моделях в пограничном слое часто осуществляется ламинарное течение. Для его искусственной турбулизации применяют различные методы, например на носовые части профилей наносятся карборундовые зёрна (см. также Турбулизатор). Кроме того, предпринимаются попытки подавить отрыв пограничного слоя, вызываемый замыкающим скачком уплотнения, при помощи отсоса пограничного слоя.

Реализация Т. т. в аэродинамической трубе сопряжена с некоторыми трудностями, поскольку помещаемая в её рабочей части модель играет роль блокирующего устройства — образующиеся на модели значительные сверхзвуковые зоны взаимодействуют со стенками аэродинамической трубы и разрушают Т. т. Чтобы свести к минимуму интерференциальные эффекты со стенками, последние снабжаются перфорационными отверстиями (см. Перфорация стенок), приближающими условия в потоке к имеющим место в безграничном пространстве. По измерениям в аэродинамических трубах в конце 40-х гг. был сформулирован закон стабилизации Т. т., гласящий, что изменения в распределениях параметров газа вдоль поверхности обтекаемого тела малы по сравнению с изменением числа Маха М{{}} набегающего потока. Сложнее моделировать влияние вязкости на структуру Т. т., в связи с чем в 70-е гг. наметилась тенденция к строительству всё более крупных аэродинамических труб трансзвукового диапазона скоростей с большими значениями Рейнольдса числа потока.

Математические трудности в исследовании Т. т. даже в модели идеальной жидкости обусловлены нелинейным характером исходных уравнений движения газа и их смешанным эллиптико-гиперболическим типом. Предположение о близости скорости частиц к местной скорости звука позволяет упростить Эйлера уравнения, но и в получаемой асимптотической системе уравнений сохраняется ведущий нелинейный член, то есть уравнения остаются нелинейными. Основное преимущество асимптотических уравнений заключается в их инвариантности по отношению к двухпараметрической группе преобразований подобия. Существование такой группы позволяет, с одной стороны, сформулировать обобщённый подобия закон для Т. т., объединяющий в едином параметре подобия число Маха и относительную толщину обтекаемого тела, а, с другой стороны, установить широкий класс автомодельных решений. Последние играют большую роль в выяснении качественных особенностей Т. т., в частности возможных типов перехода через скорость звука в окрестности критического сечения сопла и дальнего поля вокруг обтекаемого тела. Ряды, получаемые при разложении по функциям от автомодельной переменной, лежат в основе математического обоснования закона стабилизации Т. т. и оценки быстрого роста сопротивления тел при М{{→}}1. В исследованиях плоскопараллельного Т. т. широко применяется годографа метод, ведущий в комбинации с асимптотическим подходом к известному линейному уравнению итальянского математика Ф. Трикоми (F. Tricomi). Хотя в некоторых математических моделях построены безударные местные сверхзвуковые зоны, строгие аргументы свидетельствуют о невозможности, вообще говоря, реализовать потенциальное Т. т. у профиля или крыла. Поэтому практически задача сводится к определению аэродинамических форм, допускающих максимальное снижение интенсивности замыкающих скачков уплотнения.

Основным инструментом в теоретическом изучении Т. т. является численное интегрирование уравнений Эйлера, для чего чаще всего используются различные модификации так называемого метода верхней релаксации, а с 70-х гг. — метод приближённой факторизации. При помощи этих методов проектируются крыловые профили со скачками уплотнения небольшой амплитуды в замыкающих местные сверхзвуковые зоны системах изоэнтропических волн сжатия и сверхкритические профили, обладающие высоким аэродинамическим качеством. Наряду с исследованиями трансзвуковых плоскопараллельных течений и осесимметричных течений ведутся эффективные расчёты трёхмерного поля скоростей около произвольных по форме конфигураций, создаются программы для вычисления параметров газа в потоке у ЛА. Данные расчётов существенно дополняют результаты измерений в аэродинамических трубах. Интегрирование уравнений Прандтля для сжимаемого пограничного слоя позволяет учесть вязкость и теплопроводность воздуха и вычислить соответствующие поправки к решению для идеального газа. Для исследования явлений отрыва и устойчивости применяется современная концепция пограничного слоя с самоиндуцированным давлением.

Лит.: Гудерлей К. Г., Теория околозвуковых течений, пер., с нем., М., 1960; Рыжов О. С., Исследование трансзвуковых течений в соплах Лаваля, М., 1965; Коул Дж. Д., Кук Л. П., Трансзвуковая аэродинамика, пер. с англ., М., 1989.

ОСРыжов.

Местные сверхзвуковые зоны обтекаемого профиля.

Трансзвуковые автоколебания — самовозбуждающиеся колебания органов управления ЛА при скоростях потока, близких к скорости звука. Причиной возбуждения Т. а. является перемещение при околозвуковых скоростях скачков уплотнения, которые располагаются (рис. 1) либо на несущей поверхности, либо на органе управления, либо на задней кромке органа управления. Взаимодействие скачка уплотнения с пограничным слоем приводит к отрыву потока из-под скачка, причём интенсивность и характер возникающих в зоне отрыва нестационарных давлений зависят от интенсивности скачка уплотнения. При отклонении (например, под действием случайного толчка) органа управления на некоторый угол {{δ}} (рис. 2) скачки уплотнения перемещаются: один — вниз, другой — вверх по потоку. При этом интенсивность первого скачка уплотнения уменьшается, второго — увеличивается, соответственно изменяется и интенсивность отрыва потока. В результате происходит нарушение баланса между аэродинамическим демпфированием и возбуждением колебаний органа управления. При некоторых условиях возбуждение колебаний может стать превалирующим, что приведёт к самовозбуждению колебаний органа управления. Аэродинамические силы, обусловливающие демпфирование и возбуждение колебаний, нелинейно зависят от угла {{δ}}. Установление предельного цикла (предельного значения {{δ}}) Т. а. произойдёт при определённом значении {{δ0}}, когда наступит баланс между энергией, поступающей от аэродинамического возбуждения, и её рассеянием из-за демпфирования колебаний (с учётом внутреннего трения в конструкции).

При Т. а. с малым и средним значениями предельных циклов ухудшается комфорт пассажиров, снижается работоспособность членов экипажа, а также уменьшается срок службы узлов навески органа управления и проводки управления. Большие значения предельных циклов Т. а. ({{δ0}} порядка нескольких градусов) вызывают разрушение авиационных конструкции.

Существуют аэродинамические и конструктивные способы предотвращения и гашения Т. а. К аэродинамическим способам относятся: установка уголков на несущей поверхности вдоль передней кромки органа управления (рис. 3, а) и оснащение несущей поверхности впереди органа управления вихрей генераторами (рис. 3, б). Уголки на несущей поверхности препятствуют свободному перемещению скачков уплотнения, но увеличивают аэродинамическое сопротивление ЛА, повышают уровень возмущений потока, приводящих к бафтингу. Генераторы вихрей способствуют устойчивости потока около органа управления.

С целью гашения Т. а. повышают жёсткость проводки управления и узлов навески органа управления на несущую поверхность ЛА, что приводит к увеличению собственной частоты крутильных колебаний органа управления; для повышения демпфирования колебаний в цепь проводки управления устанавливают фрикционный или чаще гидравлический демпфер.

Лит.: Чжен П. К., Управление отрывом потока, пер. с англ., М., 1979.

ГМФомин.

Рис. 1. Схема расположения скачков уплотнения потока; а — на несущей поверхности; б — на органе управления; в — на задней кромке органа управления; 1 — несущая поверхность; 2 и 5 — скачки уплотнения; 3 — зона отрыва потока; 4 — орган управления.

Рис. 2. Перемещение скачков уплотнения при отклонении органа управления.

Рис. 3. Схема установки уголков (а) и расположение генераторов вихрей на оперении самолёта (б)

Трансмиссия вертолёта (от лат. transmission — переход, передача) — совокупность агрегатов и узлов для передачи мощности от двигателя (двигателей) к несущему винту (несущим винтам) и рулевому винту вертолёта. Различают следующие основные типы Т. в.: одновинтового вертолёта с рулевым винтом; соосного вертолёта; двухвинтового вертолёта продольной схемы (см. рис. 1—3); двухвинтового вертолёта поперечной схемы; многовинтового вертолёта.

Т. в. состоит, как правило, из следующих агрегатов и узлов: редукторов (главного, промежуточного, хвостового, объединительного и др.); трансмиссионных валов (соединительных и синхронизирующих), муфт этих валов и их подшипниковых опор; приводов и агрегатов, необходимых для работы различных систем вертолёта; муфт свободного хода и муфт сцепления; тормоза несущего винта; вентиляторной установки.

Редукторы предназначаются для преобразования высокой частоты вращения двигателей в низкую и создания больших крутящих моментов, необходимых для вращения винтов; для изменения направления оси вращения (например, горизонтальной оси вращения двигателя в вертикальную ось вращения несущего винта); для восприятия нагрузок, создаваемых несущими и рулевыми винтами и передачи их элементам конструкции фюзеляжа; для привода во вращение различных агрегатов, обслуживающих вертолёт. Некоторые типы редукторов могут выполнять все эти функции (например, главные редукторы), другие типы редукторов — только отдельные функции (например, промежуточные и хвостовые редукторы).

Трансмиссионные валы служат для передачи вращения как от двигателя (двигателей) к редукторам, так и от редуктора к редуктору. В некоторых случаях трансмиссионные валы могут передавать вращение от главных редукторов к несущим винтам. К трансмиссионным валам относятся также валы, передающие вращение от редукторов к вентиляторным установкам или каким-либо другим агрегатам.

Коробки приводов агрегатов могут иногда располагаться непосредственно на картерах редукторов, а в некоторых случаях являются самостоятельным агрегатом, приводимым во вращение посредством специального трансмиссионного вала от какого-либо редуктора. Муфты сцепления предназначаются для соединения двигателя (двигателей) с Т. в. или отъединения его от неё. При установке на вертолёте ГТД со свободными турбинами (см. Турбовальный двигатель) муфты сцепления не требуются. Муфты свободного хода служат для автоматического отъединения двигателей от Т. в. при выходе из строя или остановке двигателя.

Тормоз несущего винта предназначается для фиксации винта во время стоянки вертолета и в некоторых случаях для подтормаживания несущего винта, продолжающего вращаться после посадки вертолёта. Вентиляторная установка служит охлаждения (посредством радиаторов) масла ректоров и в некоторых случаях масла двигателя. Конструкция Т. в. в значительной степени зависит не только от числа несущих винтов, но и от числа двигателей, установленных на вертолёте.

За рубежом часто под термином “трансмиссия” подразумевают только главные редукторы.

АККотиков.

Рис. 1. Схема трансмиссии двухвинтового вертолета продольной схемы: 1 — редуктор переднего несущего винта; 2 — трансмиссионный ( синхронизирующий) вал; 3 — объединительный редуктор; 4 — двигатели; 5 — редуктор заднего несущего винта; 6 — трансмиссионные (приводные) валы.

Рис. 2. Схема трансмиссии соосного вертолёта 1 — двигатель; 2 — вал привода редуктора; 3 — главный редуктор; 4 — вал нижнего винта; 5 — вал верхнего винта; 6 — редуктор двигателя, Mкр в. в — крутящий момент верхнего винта; Mкр н. в — крутящий момент нижнего винта; Mкр дв — крутящий момент двигателя.

Рис. 3. Схема трансмиссии одновинтового вертолёта с рулевым винтом: 1 — вентиляторная установка; 2 — главный редуктор; 3 — тормоз несущего винта; 4 — трансмиссионный хвостовой вал (передняя часть); 5 — промежуточный редуктор; 6 — трансмиссионный хвостовой вал (концевая часть); 7 — хвостовой редуктор.

Транспортный летательный аппарат. К транспортным относят ЛА, предназначенные для воздушной транспортировки грузов, а часто также (особенно в зарубежной литературе) и пассажирские ЛА. См. ст. Грузовой летательный аппарат, Военно-транспортный летательный аппарат, Пассажирский самолёт, Грузопассажирский самолёт.

Трап  устройство для входа пассажиров и экипажа в ЛА и выхода из него. По конструкции Т. разделяются на несамоходные, встроенные в здание аэровокзала и встроенные в ЛА (см. рис.).

Несамоходные Т. изготовляются из лёгких конструкций и состоят из каркаса с боковым ограждением и поручнями, ступеней и верхней площадки. Для удобства перемещения несамоходные Т. устанавливаются на металлические обрезиненные или бескамерные пневматические колёса. Несамоходные Т. не регулируются по высоте, то есть имеют постоянную посадочную высоту.

Самоходные Т. по типу привода разделяются на Т. с электроприводом и Т. с приводом от двигателя внутреннего сгорания. Самоходные Т. с электроприводом перемещаются при помощи электродвигателя постоянного тока, питающегося от аккумуляторных батарей. Т. состоит из ходовой части с рулевым управлением и приводом колёс, подъёмной лестницы, механизма подъёма лестницы гидравлического типа, нижней и верхней площадок. Изменение высоты подъема Т. для обслуживания ЛА с различным уровнем расположения входного люка достигается изменением угла наклона лестницы при помощи механизма подъёма. Т. с приводом от двигателя внутреннего сгорания, как правило, монтируются на автомобильном шасси. Основная часть такого Т. — телескопическая двухсекционная лестница с ограждениями, поручнями и стационарно закреплёнными на лестнице ступенями. Верхняя секция лестницы оборудована горизонтальной посадочной площадкой с выдвижным устройством. Изменение высоты Т. достигается путём выдвижения верхней секции; стыковка трапа с ЛА производится выдвижением концевой части верхней площадки. Для обеспечения устойчивого положения при посадке-высадке пассажиров самоходные Т. всех видов оборудуются выносными гидравлическими опорами.

Т.встроенные в здание аэровокзала, по принципу действия разделяются на поворотные и стационарные. Поворотный Т. состоит из двух или трёх телескопических секций — галерей, опирающихся на неподвижную и подвижную опоры, и головки Т., шарнирно закреплённой на концевой секции. Неподвижная опора (ротонда) устанавливается в непосредственной близости от аэровокзала и соединена с ним крытым мостиком — переходом. Подвижная опора обычно опирается на два колеса. На раме опоры размещены механизмы привода колёс, поворота каретки и подъёма Т. Все механизмы могут быть электромеханического или гидравлического типа. Подвод Т. к ЛА осуществляется четырьмя движениями: поворотом вокруг ротонды на необходимый угол (ось колёс подвижной опоры совпадает с продольной осью трапа); выдвижением Т. путём телескопирования его секций (ось колёс подвижной опоры перпендикулярна продольной оси Т. — подвижная опора растягивает телескоп); подъёмом Т. на необходимую высоту; стыковкой головки Т. с фюзеляжем ЛА (поворот головки). Стационарный Т. постоянно закреплён на галерее аэровокзала. Стыковка его с ЛА производится путём телескопирования выдвижной секции, подъёма Т. и поворота его головки. Такая конструкция Т. требует точной установки ЛА на месте стоянки, что достигается применением специальной системы наведения.

Т., встроенные в ЛА, являются элементом конструкции фюзеляжа — пассажирской дверью и в открытом положении выполняют роль Т. Одним торцом такой Т. шарнирно прикреплён к фюзеляжу, а другой его торец опускается до земли (и поднимается обратно) при помощи гидравлического (основного) или ручного (запасного) привода. В убранном положении Т. герметично закрывается и фиксируется. Т. могут быть расположены по борту фюзеляжа или в его хвостовой части (с торца). Некоторые ЛА оборудованы Т., которые после открытия двери вручную выставляются одним концом на землю, а другой конец при этом закрепляется на пороге двери.

ПМЗелинский.

Трапы: а — несамоходный; б — самоходный с электродвигателем; в — самоходный с двигателем внутреннего сгорания; г — встроенный в самолёт.

Трасса воздушная — см. Воздушная трасса.

Тренажёр (от англ. train — воспитывать, обучать, тренировать) авиационный — наземное обучающее средство, предназначенное для формирования, совершенствования и контроля профессиональных навыков и умений у личного состава военной и гражданской авиации Т. могут применяться на всех стадиях обучения, для профессионального отбора, при переподготовке специалистов и повышении их классности и т. д. В гражданской авиации получили распространение Т. для лётного состава, работников инженерно-технических служб, операторов управления воздушным движением.

Идея создания устройства для обучения пилотов более дешёвого и безопасного, чем самолёт, возникла на заре авиации. В 1927 в США был построен первый действующий тренажёр, представляющий собой упрощённый макет одноместного самолёта с кабиной, закреплённой на универсальном шарнире. Толчком к широкому и эффективному применению Т. послужили успехи в развитии электроники, внедрение передовых технологий, создание модульных структур различного уровня, в том числе программно-математического обеспечения. Т. стали составной частью взаимосвязанного комплекса средств обучения для выработки и закрепления знаний, навыков и умений специалистов в ожидаемых условиях эксплуатации, включая случаи отказов и возникновения нештатных ситуаций. В состав этого комплекса наряду с Т. различного типа входят электронные классы, построенные на базе персональных компьютеров, аудиовизуальные средства, учебные фильмы и пр. Использование Т. позволяет во много раз сократить налёт ЛА (экономия топлива и ресурса), имитировать опасные режимы, отказы, пожары, многократно повторять режимы с целью демонстрации допущенных ошибок и их устранения (причём ошибки не приводят к возникновению реальной опасности), интенсифицировать учебный процесс благодаря автоматизации, повышению роли инструктора, внедрению новых педагогических приёмов.

Т. лётного состава — имитационная система, воспроизводящая интерьер кабины, все виды информации, поступающей к пилотам, условия полёта, характеристики движения и факторы, воздействующие на ЛА. В современном Т. имитируется специфика управления функциональными системами, двигателями или ЛА в целом; возможны также вариации в наличии обратных связей по управлению.

В процедурных Т., где отрабатываются действия в кабинах с большим числом управляющих органов, с помощью приборов-имитаторов моделируется работа той части пилотажного оборудования, которая необходима для отработки соответствующих процедур.

В специализированных Т., служащих для отработки техники управления наиболее важными агрегатами или системами либо развития профессиональных навыков у отдельных членов экипажа, моделируются динамические процессы управления системами и даже полёт ЛА в нормальных условиях и в нештатных ситуациях. На некоторых Т. этого типа устанавливаются системы имитации внешней обстановки.

Наиболее совершенными являются комплексные Т. (см. рис.), предназначены для формирования и отработки навыков пилотирования у всех членов экипажа как единого целого на всех или наиболее важных этапах полёта. Т. этого типа отличаются наибольшей полнотой имитации режимов полёта и воспроизведения функциональных систем ЛА. Они позволяют формировать навыки и умения различного иерархического уровня — от простейших до самых высоких. Здесь отрабатываются не только восприятие и осмысление потоков информации, дискретных процедур и непрерывного пилотирования, но и принятие решений, взаимодействие членов экипажа друг с другом и с наземными службами и др. Комплексные Т. оборудуются рабочими местами всех членов экипажа. Конструкция Т. включает систему подвижности, имитирующую ощущение пространственного полёта, систему полной имитации работы органов управления. Система подвижности представляет собой динамическую платформу, перемещающуюся с помощью гидроцилиндров, число которых совпадает с числом степеней свободы (3, 4 или 6).

В Т. первых поколений для имитации визуальной информации использовались проекционные системы, управляемые автономным вычислителем. Значительным шагом вперёд послужило создание телевизионных систем имитации визуальной обстановки (СИВО), передающих изображение макета местности, полученное подвижной управляемой камерой. Основные недостатки этих СИВО — большие габаритные размеры и жёсткая “привязка” к одному макету, то есть к одному сюжету. Электронный синтез визуальной обстановки осуществляется системами с ЦВМ, которые могут воспроизводить обстановку в 100 и более аэропортах, обладают большой гибкостью и быстродействием. Ранние поколения СИВО воспроизводили только ночные условия, позднее стали имитироваться дневные и сумеречные условия, а также полёт в тумане, облаках и пр.

Присутствие инструктора — характерная особенность всех Т. Он осуществляет не только контроль, но и управление обучением, хотя в ряде случаев предусмотрен режим самообучения курсанта. В некоторых Т. предусмотрено размещение рабочего места инструктора вне кабины, чтобы не подвергать его длительным акселерационным воздействиям. Большое внимание уделяется оснащению пульта инструктора средствами выдачи обобщённой информации о ходе “полёта” и агрегатами для автоматизации управления Т.

Многие авиапредприятия и учебные центры используют такие методы и средства подготовки и переподготовки лётных экипажей, которые позволяют если не полностью исключить некоммерческие тренировочные полеты, то свести их к очень небольшому числу. Это достигается путём существенного повышения технического уровня Т. и сопряженного с ними комплекса учебных средств, оснащением их высокоэффективными компонентами, использованием передовой технологии.

Основные показатели уровня Т. — адекватность характеристик, полнота имитируемых режимов, обучающие качества, габаритные размеры, металло- и энергоёмкость, стоимость. Важным является требование совпадения навыков и умений, формируемых в процессе обучения на Т., с достигаемыми при тренировках в реальном полёте. Повышение уровня Т., связанное с большим объёмом научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, окупается снижением расходов при эксплуатации ЛА, повышением безопасности и эффективности полётов. См. также Пилотажный стенд.

ГШМеерович.

Общий вид комплексного тренажёра: 1 — кабина экипажа; 2 — экраны системы визуализации; 3 — блок имитатора акустических шумов; 4 — гидросистема, 5 — кабели; 6 — пульт инструктора; 7 — система объективного контроля, 8 — вычислительный комплекс; 9, 11 — гидроцилиндры; 10 — агрегаты системы управления и имитации загрузки, 12 — рабочее место пилота — командира ЛА; 13 — приборная доска пилота — командира ЛА.

Трение в аэро- и гидродинамике — касательные составляющие вектора поверхностных сил. Если в аэро- и гидродинамических задачах движение жидкости или газа исследуется на основе Навье — Стокса уравнений, то действие сил трения учитывается во всём поле течения, и согласование результатов расчётов с экспериментальными данными зависит от модели движущейся среды и точности численного интегрирования уравнений динамики вязкой жидкости. Расчётом единственным образом определяются структура потока и аэродинамические характеристики обтекаемого тела, в частности аэродинамическое сопротивление, составной частью которого является сопротивление трения.

При больших Рейнольдса числах, с которыми обычно приходится иметь дело в авиации, широко используется теория течений идеальной жидкости и теория пограничного слоя. Хотя в первом случае силы трения формально не рассматриваются, но проявление их действия учитывается в той или иной форме либо при постановке задачи, либо при установлении единственности и существования решения. В вязкой жидкости за счёт сил трения происходит обмен импульсами и энергией между её частицами; в идеальной жидкости такого обменного механизма нет, поэтому при постановке задачи обычно делается предположение, эквивалентное этому механизму, например вращение жидкости как твёрдого тела. Другой пример — подъёмная сила профиля, наличие которой, согласно Жуковского теореме, связано с циркуляцией скорости вокруг профиля, но само возникновение циркуляции скорости и определение её единственного значения из Чаплыгина — Жуковского условия обусловлены проявлением неидеальных свойств среды, то есть проявлением сил трения. Третий пример — прямая ударная волна; уравнения газовой динамики формально допускают два решения: первое соответствует скачкообразному переходу сверхзвукового потока в дозвуковой, второе — скачкообразному переходу дозвукового потока в сверхзвуковой. Анализ этой задачи с учётом сил трения указывает на реализуемость первого решения и на невозможность существования второго решения. При безотрывном обтекании распределение давления на поверхности тела, полученное в рамках теории идеальной жидкости, достаточно хорошо согласуется с экспериментом; для известного поля невязкого течения сопротивление трения обтекаемого тела оценивается на основе уравнений пограничного слоя. В совокупности эти результаты позволяют правильно определить его аэродинамические характеристики.

ВАБашкин.

Третьяков Анатолий Тихонович (1899—1978) — один из организаторов авиационной промышленности СССР, генерал-майор инженерно-авиационной службы (1944), Герой Социалистического Труда (1941). Учился в Горьковском университете. В авиационной промышленности с 1923. Директор авиационный заводов № 1 в Москве и Куйбышеве (1941—44), № 23 в Москве (1944—46). В годы Великой Отечественной войны под руководством Т. освоено производство штурмовиков Ил-2 и бомбардировщиков Ту-2. В 1946—60 на различных должностях в авиационной промышленности. Депутат ВС СССР в 1946—50. Награждён 2 орденами Ленина, орденами Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями.

Трещина усталостная — см. в ст. Усталость.

Триммер (англ. trimmer, от trim — приводить в порядок) — вспомогательная рулевая поверхность, расположенная вдоль задней кромки основного органа управления (см. рис.). Предназначен для частичной или полной компенсации шарнирных моментов органов управления на установившихся режимах полёта (см. Балансировка). Отклонение Т. на некоторый угол осуществляется пилотом с помощью специального привода и не зависит от угла отклонения органа управления.

Схема использования триммера для сервокомпенсации; 1 — триммер; 2 — орган управления; 3 — привод триммера.

Триплан (от лат. tri-, в сложных словах — три, трижды и planum — плоскость) — самолёт с тремя несущими поверхностями (крыльями), расположенными друг над другом (не обязательно строго по вертикали). В годы 1-й мировой войны по схеме Т. был построен ряд истребителей и бомбардировщиков (Сопвич “Трайплейн”, Фоккер Dr. 1, Капрони Са. 42 — см. рис. в табл. VIII и IX). Как и полипланы, Т. не имеют преимуществ перед бипланами, а конструктивно сложнее.

Тропопауза — граница между тропосферой и стратосферой (см. Атмосфера Земли). Представляет собой слой толщиной от несколько сотен метров до 1—3 км. За Т. условно принимают нижнюю границу слоя, в котором убывание температуры с высотой становится меньше 2{{°}}С/км. В тропиках Т. находится на высоте 15—18 км. В умеренных и полярных широтах Т. располагается на высоте 7—12 км. В циклонах Т. ниже, чем в антициклонах. Зимой в Арктике и Антарктике иногда наблюдаются случаи размывания Т. На широтах 30—40{{°}} отчётливо прослеживается “разрыв тропопаузы” — расположение двух слоёв тропопаузы один над другим (соответственно тропической над полярной). Этот разрыв находится в зоне субтропического струйного течения и играет важную роль в обмене воздухом между стратосферой и тропосферой. Разрыв Т. наблюдается иногда и в окрестности полярных струйных течений. Высота Т. испытывает сезонные изменения, а также изменения от суток к суткам при прохождении барических систем.

Значение Т. для авиации определяется наличием в этой области слабо развитой атмосферной турбулентности при ясном небе, а также изменении вертикального температурного градиента с высотой, что сказывается на работе двигателей. Обычно Т. является верхней границей облаков. Однако известны случаи, когда облака “пробивают” Т. и проникают в стратосферу.

Трубка тока — поверхность тока, проведённая через замкнутый контур С. Поверхность {{σ}}, расположенная внутри Т. т. и опирающаяся на контур С, называется её сечением. Если все линии тока внутри Т. т. и на её поверхности нормальны к поверхности {{σ}}, то такое сечение будет нормальным, или ортогональным. Т. т., сечение которой имеет бесконечно малую площадь, называется элементарной и в пределе {{σ→}}0 переходит в линию тока. Т. т. есть простой и наглядный кинематический образ, облегчающий изучение движения жидкостей и газов.

Трубка тока С1 и С2 — контуры трубки тока; {{σ}}1 и {{σ}}2 — её сечения.

Ту — марка самолётов, созданных в ОКБ, организованном АНТуполевым, — см. Авиационный научно-технический комплекс (АНТК) имени А. Н. Туполева. Самолётам, проектировавшимся в 1922—37, присваивалось наименование “АНТ” (Андрей Николаевич Туполев), а с 1942 они получали обозначение “Ту”. Самолёты, созданные под руководством ААТуполева, имеют также марку Ту (рис. 1). Основные данные самолётов приведены в табл. 1—6.

АНТ-1 (рис. 2) — спортивный одноместный свободнонесущий моноплан с нижним расположением крыла, с ПД “Анзани”. Конструкция самолёта смешанная — деревянно-металлическая (нервюры и хвостовое оперение из кольчугалюминия). Основные элементы конструкции подвергались статическим испытаниям; проводились исследования в аэродинамических трубах. АНТ-1 успешно летал и подтвердил расчётные характеристики. Построен в одном экземпляре.

АНТ-2 (рис. 3 и рис. в табл. X) — первый цельнометаллический самолёт отечественной конструкции с ПД “Бристоль-Люцифер”. Проектировался в гражданском варианте для перевозки 2—3 пассажиров и почты и в военном — пилот и наблюдатель; вооружение 2 пулемёта. По схеме — свободнонесущий моноплан с верхним расположением крыла. Крыло двухлонжеронное неразъёмное. Фюзеляж почти треугольного сечения. Вся обшивка гофрированная. Кабина лётчика открытая. Предполагалось серийное производство в Кольчугине. Дублер АНТ-2бис с ПД “Райт” мощностью 220 кВт построен в ЦАГИ в 1930 и успешно использовался для почтовых перевозок.

АНТ-3, Р-3 (рис. 4 и рис. в табл. X) — двухместный разведчик, выполненный по схеме одностоечного полутораплана. Выпускался с ПД “Либерти” (опытный), “Нэпир-Лайон” (для перелёта в 1926 на АНТ-3 “Пролетарий”), М-5 и “Лоррен-Дитрих” (в серии). Фюзеляж треугольного сечения. Вооружение — два пулемёта “Льюис” калибра 7,62 мм. Лётчик-наблюдатель (он же стрелок) мог работать стоя. АНТ-3 — первый советский цельнометаллический самолёт, выпускавшийся серийно. На самолётах АНТ-3 выполнено два больших перелёта. Построено около 100 экземпляров.

АНТ-4, ТБ-1, Г-1 (рис. 5 и рис. в табл. X) — первый в мире цельнометаллический двухмоторный тяжёлый бомбардировщик свободнонесущей монопланной схемы. Строился с ПД “Нэпир-Лайон” (на опытном самолёте), БМВ-VI (на дублёре “Страна Советов”), М-17 (в серии). Крыло многолонжеронное, фюзеляж трапециевидного сечения, обшивка гофрированная. Кабина открытая. Вооружение — три спарки пулемётов ДА, бомбовая нагрузка до 1 т. В зимних условиях эксплуатировался на лыжном шасси; в гидроавиации (обозначение ТБ-1П) использовался на поплавковом шасси. После снятия с вооружения ТБ-1 передавались в ГВФ, где с меньшими эксплуатационными нагрузками под обозначением Г-1 применялись для транспортных перевозок. Для АНТ-4 впервые была решена задача создания лёгкой свободнонесущей монопланной конструкции. Это позволило в дальнейшем строить самолёты-монопланы с весовой отдачей, не уступающей бипланным схемам. Конструкция стала классической и получила признание в мировом самолётостроении. На АНТ-4 установлены мировые рекорды продолжительности полёта с грузом, выполнен ряд экспедиций и перелётов. Самолёт использовался для отработки пороховых ускорителей взлёта, дозаправки топливом в воздухе, системы десантирования людей и тяжёлой техники на парашютах, телемеханических средств управления, системы воздушного авианосца “Звено” (см. ниже). ТБ-1 принимали участие в боевых действиях в 1929 на станции Манчжурия, в 1938 у озера Хасан, в 1939 у озера Буир-Нур. В 1939—40 участвовали в военных действиях в Финляндии. Во время Великой Отечественной войны самолёты входили в состав авиагруппы ВВС Северного флота и использовались для транспортных перевозок. Строились серийно в 1929—32. Построено 216 экземпляров.

АНТ-5, И-4 (рис. 6 и рис. в табл. X) — одноместный цельнометаллический истребитель полуторапланной схемы с ПД “Гном-Рон-Юпитер IV” (на опытном самолёте), “Гном-Рон-Юпитер VI” (на дублёре) и М-22 (в серии). Верхнее трёхлонжеронное крыло состояло из двух половин, стыковавшихся по плоскости симметрии самолёта. В 1929 выпущена модификация И-4 с очень маленьким нижним крылом. Эта машина устанавливалась на крыле авианосца ТБ-1 (система “Звено”). Вооружение — два пулемёта “Виккерс” калибра 7,62 мм. Строились серийно в 1927—31. Построено 349 экземпляров.

АНТ-6, ТБ-3, Г-2 (рис. 7 и рис. в табл. XVI) — первый в мире цельнометаллический свободнонесущий моноплан-бомбардировщик с четырьмя ПД, расположенными в ряд по размаху в носке крыла. Вначале на АНТ-6 устанавливались ПД “Кёртисс-Конкерор”, затем БМВ-VI (на опытном самолёте), М-17Ф и М-34Р (в серии). При создании АНТ-6 реализована концепция А. Н. Туполева об эффективности свободнонесущих монопланных схем при использовании толстого профиля в корне крыла в сочетании с его разгрузкой. Четырёхлонжеронное крыло состояло из центроплана и двух консолей. Толщина профиля крыла обеспечивала при необходимости доступ в полёте к крайним силовым установкам. Носки крыла по обе стороны от каждого двигателя могли откидываться, образуя трап для осмотра силовой установки. В центроплане были установлены выдвижные башни стрелкового вооружения для защиты нижней задней полусферы. Фюзеляж трапециевидного сечения, кабина летчиков открытая, обшивка крыла и фюзеляжа гофрированная. Стабилизатор с изменяемым в полёте углом установки. Управление элеронами облегчалось включением в систему двух полиспастов. Зимой самолёт эксплуатировался на лыжном шасси. Вооружение — шесть — восемь пулемётов ДА, бомбовая нагрузка 4 т. В 30-х гг. только в СССР было налажено крупносерийное производство таких больших машин. В процессе серийной постройки самолёт непрерывно совершенствовался: подкрыльевые башни заменила кормовая установка; на руле направления был установлен серворуль; четырехколёсное шасси, состоящее из двух тележек, заменено двухколёсным с тормозами; использовались ПД новых моделей (в 1936 — М-34ФРН); на арктическом варианте кабина лётчиков сделана закрытой. Самолёт стал основой бомбардировочной авиации, воздушно-десантных соединений, военно-транспортной авиации. На нём отрабатывались системы “Звено” и “СПБ” (см. “ЗвеноВахмистрова). На АНТ-6 установлены мировые рекорды, осуществлён ряд экспедиций и перелётов. После использования в ВВС самолёты ТБ-3 передавались в ГВФ, где под обозначением Г-2 продолжали работать с меньшими эксплуатационными нагрузками. ТБ-3 участвовали в военных конфликтах 1938—40. В Великой Отечественной войне использовались в качестве бомбардировщика, в воздушно-десантных и военно-транспортных операциях. В 1932—37 построено 819 экземпляров.

АНТ-7, Р-6, КР-6, Р-6П, МР-6, ПС-7, МП-6 (рис. 8 и рис. в табл. XII) — самолёт многоцелевого назначения, что отвечало военной доктрине середины 20-х гг., — разведчик, истребитель дальнего сопровождения, бомбардировщик, торпедоносец. Цельнометаллический моноплан с двумя ПД (М-17, БМВ-VIC, М-17Ф). Крыло четырёхлонжеронное с размещёнными внутри него бензобаками. Стабилизатор с изменяемым в полёте углом установки. Управление двойное (это позволило использовать АНТ-7 в качестве учебной машины при переходе на более скоростные самолёты СБ). Вооружение — пять пулемётов ДА, бомбовая нагрузка 500 кг. Защита задней нижней полусферы обеспечивалась опускающейся поворотной башней со стрелком. Хорошо вооружённая машина по скорости не уступала одномоторным истребителям тех лет. Поставленный на поплавки самолёт (обозначения Р-6П, МР-6) использовался в морской авиации. С 1936 АНТ-7 снимались с вооружения, передавались (под обозначениями ПС-7 и МП-6) в ГВФ и Главсевморпуть. Благодаря большому радиусу действия применялись для картографических съёмок в Сибири. Пассажирский вариант вмещал семь человек при двух членах экипажа. АНТ-7 был первым советским самолётом, пролетевшим 6 мая 1937 над Северным полюсом (см. Арктическая воздушная экспедиция 1937 года). В 1938 самолёты Р-6 участвовали в спасении людей с кораблей, затёртых льдами в море Лаптевых. В 1939 на ПС-7 выполнен сверхдальний перелёт Москва — бухта Нагаева (9222 км за девять лётных дней). Во время Великой Отечественной войны АНТ-7, уже снятый с вооружения, применялся для буксировки планёров, доставки оружия партизанам и эвакуации раненых и т. д. Было построено 406 самолётов разных модификаций.

АНТ-8, МДР-2 (рис. 9) — первый советский цельнометаллический гидросамолёт, морской дальний разведчик с двумя ПД БМВ-VI. Двигатели устанавливались на стойках над крылом и имели толкающие винты, что уменьшало вероятность их повреждения при волнении. Конструкция лодки во многом являлась экспериментальной. Часть нагрузки воспринималась несущими подкрыльевыми поплавками. Испытания, проведённые в начале 1931, показали, что машина имеет хорошую мореходность, способна взлетать и садиться при значительной волне. В серии самолёт не строился.

АНТ-9, ПС-9 (рис. в табл. XI) — пассажирский девятиместный самолёт. Опытный самолёт имел три ПД “Гном-Рон-Титан”. В серии ставились либо три ПД “Райт”, либо (в основном) два ПД М-17. По схеме — свободнонесущий моноплан с верхним расположением крыла. Шпангоуты фюзеляжа в пределах салона — рамные, в хвостовой части — с расчалками. Управление двойное; угол установки стабилизатора — изменяемый в полёте. В июле — августе 1929 опытный экземпляр. АНТ-9 под названием “Крылья Советов” совершил перелёт по Европе, подтвердивший, что машина не уступает иностранным самолётам такого же класса. С 1933 по 1943 ПС-9 широко использовались на гражданских авиалиниях. В 1935 ПС-9 был передан в агитэскадрилью имени М. Горького. Он получил название “Крокодил” (в честь сатирического журнала), был соответствующим образом оформлен внешне и с успехом совершал агитполёты. АНТ-9 участвовал во вспомогательных операциях Великой Отечественной войны. Серийная постройка самолётов велась в 1930—32. Построено около 70 экземпляров.

АНТ-10, Р-7 — двухместный разведчик бипланной схемы с ПД БМВ-VI. От АНТ-3 отличался большими размерами, установкой баков в крыле (впервые для бипланов), размещением бомб в фюзеляже. В серии не строился.

АНТ-13, И-8, “Жокей”, “Общественный самолёт” — одноместный истребитель-перехватчик с ПД “Кёртисс-Конкерор”. Безрасчалочный биплан небольших размеров и малого веса. Построен в порядке общественной инициативы. На нём впервые в СССР достигнута скорость 303 км/ч. В серии не строился.

АНТ-14 “Правда” (рис. 10 и рис. в табл. XI) — пассажирский самолёт на 36 мест. Из пяти ПД “Гном-Рон-Юпитер VI” четыре располагались в носке крыла по его размаху, один — в носовой части фюзеляжа. По схеме — подкосный цельнометаллический высокоплан с гофрированной обшивкой. Крыло четырёхлонжеронное, фюзеляж практически прямоугольного сечения, шпангоуты в пределах салона рамные, в хвостовой части — ферменные. Самолёт предназначался для проектировавшейся авиалинии Москва — Владивосток и был наиболее крупным пассажирский самолётом тех лет с высокими лётно-техническими характеристиками. Построен в одном экземпляре, так как пассажиро- и грузопоток оказались недостаточными для рентабельной эксплуатации столь больших машин. Под названием “Правда” АНТ-14 стал флагманом (до постройки АНТ-20) агитэскадрильи имени М. Горького. Использовался для платных полётов над Москвой, за 10 лет поднял в воздух около 40 тыс. пассажиров. Совершил несколько рейсов по стране и принял участие в авиационном празднике 1935 в Бухаресте.

АНТ-16, ТБ-4 (рис. 11) — тяжёлый бомбардировщик с шестью ПД М-34, два из которых установлены по тандемной схеме над фюзеляжем. Схема аналогична АНТ-6. Отличие в значительном увеличении размеров и устройстве двух крупных бомбоотсеков, расположенных до и после центроплана. В них размещалась бомбовая нагрузка до 4 т, что было впервые достигнуто в мировой практике. Необходимая жёсткость конструкции обеспечивалась мощными коробчатыми лонжеронами, люки окантовывались жёсткими рамами. Самолёт испытывался в 1933, в серии не строился.

АНТ-20 “Максим Горький” (рис. 12 и рис. в табл. XII) — в своё время самый большой в мире сухопутный самолёт. Строился на народные деньги (было собрано 6 млн. руб.) в связи с 40-летием литературной и общественной деятельности М. Горького и предназначался для проведения агитационных мероприятий. Для этих целей он был оборудован мощной радиоустановкой “Голос с неба”, типографией, радиостанциями, фотолабораторией, звуковой киноустановкой для демонстрации фильмов на открытом воздухе, библиотекой и т. п. Кабина пилотов была оснащена новейшими аэронавигационными приборами. Силовая установка состояла из восьми ПД М-34ФРН, два из них — в тандемном расположении над фюзеляжем. Запуск двигателей — сжатым воздухом; топливные баки — в консолях крыла. Крыло трёхлонжеронное, стабилизатор, регулируемый в полёте. Фюзеляж прямоугольного сечения. Шпангоуты рамные, в хвостовой части — ферменные. Почти вся поверхность самолёта гофрированная. Для посадки в самолёт впервые в авиационной практике применён трап, который в убранном положении становился частью пола. Впервые в истории авиации на самолёте использовался не только постоянный, но и переменный ток напряжением 120 В. Помимо членов экипажа на борту размещалось 72 человека. Служебные и бытовые (например, спальные каюты) помещения занимали площадь более 100 м2. Как и все машины тех лет, самолёт разбирался на части, что позволяло перевозить их по железной дороге. На самолёте установлены мировые рекорды грузоподъёмности. В августе 1934 самолёт стал флагманом агитэскадрильи имени М. Горького. 18 мая 1935 в результате столкновения истребителя И-5 с АНТ-20 произошла катастрофа, погибли 46 человек.

АНТ-20бис, Л-760, ПС-124 — пассажирский вариант АНТ-20. После гибели АНТ-20 СНК СССР в 1935 принял постановление о производстве 16 подобных самолётов, однако был построен только 1 экземпляр. Основные отличия: с фюзеляжа снята тандемная установка двигателей, внутренние помещения переоборудованы на 64 пассажирских места. Установлено шесть ПД М-34ФРНВ, заменённых в 1940 двигателями АМ-35. ПС-124 успешно эксплуатировался на линии Москва — Минеральные Воды.

АНТ-21, МИ-3 — многоцелевой истребитель с двумя ПД М-17. Фюзеляж овального сечения с гладкой обшивкой, кабины закрытые, шасси убирающееся. Крыло и оперение имели гофрированную обшивку. Вертикальное оперение — с разнесёнными шайбами. Дублёр (АНТ-21бис; рис. 13) значительно отличался от опытного самолёта; шайбы были заменены килем, оперение выполнено с гладкой обшивкой. В серии самолёт не строился.

АНТ-22, МК-1 (рис. 14) — цельнометаллический гидросамолёт (морской крейсер), выполненный по схеме катамарана. Предназначался для дальней разведки, нёс бомбовую нагрузку до 6 т на наружных подвесках. Конструкция была уникальной и крупнейшей в мире из построенных по этой схеме. Крыло четырёхлонжеронное с гофрированной обшивкой. Над центропланом в трёх тандемных установках размещались шесть ПД АМ-34Р. Лодки конструктивно были выполнены как поплавки, с развитой носовой частью и относительно большой шириной. Обе лодки соединяло хвостовое оперение с двумя килями. Для придания конструкции необходимой жёсткости горизонтальное оперение было сделано бипланным расчалочным. Обшивка лодок и килей гладкая. На самолёте были превышены мировые рекорды высоты полёта с грузом. В серии не строился.

АНТ-23, И-12, “Бауманский комсомолец” — цельнометаллический одноместный пушечный истребитель двухбалочной схемы с низкорасположенным крылом. Кабина лётчика размещалась между двумя ПД “Юпитер-VI”, установленными тандемно и приводящими тянущий и толкающий воздушные винты. Крыло двухлонжеронное неразъёмное с гладкой обшивкой. Хвостовые балки крепились к лонжеронам крыла и в своей передней части переходили в обтекатели пушек. В серии не строился.

АНТ-25, РД (рис. в табл. XII) — цельнометаллический свободнонесущий моноплан с ПД М-34 (на опытном самолёте), затем — М-34Р. Назначение — установление рекорда дальности беспосадочного полёта по прямой. Крыло низкорасположенное двухлонжеронное с третьим дополнительным задним лонжероном. Отличалось большим удлинением ({{λ}} = 13,1), наличием семиметровых топливных баков, воспринимавших часть нагрузки. Обшивка гофрированная, обтянутая полотном. При конструировании крыла использовали специально разработанную методику расчёта на вибрацию и прочность крыльев большого удлинения. Фюзеляж монококовый с гладкой обшивкой, оперение — с гофрированной обшивкой. Кабина на трёх членов экипажа имела новейшее радио-, электро-, навигационное оборудование, обогрев. Впервые в СССР применён электрифицированный механизм подъёма шасси. Для непотопляемости в случае вынужденной посадки на воду имелись мешки из прорезиненной ткани, наполнявшиеся воздухом. На самолётах АНТ-25 выполнен ряд выдающихся перелётов (в том числе беспосадочные перелёты экипажей ВПЧкалова и ММГромова через Северный полюс в США) и установлены мировые рекорды дальности беспосадочного полёта по прямой и ломаной. Строился малой серией (16 экземпляров), в том числе с дизелями ЮМО-4 и АН-1 по 1 экземпляру (обозначение РДД).

АНТ-27, МДР-4 (рис. 15) — морской дальний разведчик. По схеме — лодка со свободнонесущим монопланным крылом и близко поставленными к ней подкрыльевыми поплавками. Крыло трёхлонжеронное с гофрированной обшивкой центроплана и полотняной на консолях. Над крылом на стойках установлены три ПД М-34Р. Средняя установка — с толкающим винтом. Хвостовое оперение высокоподнятое. В 1935 построен второй вариант (АНТ-27бис), который в связи с изменением боевого назначения получил обозначение МТБ-1 — морской торпедоносец-бомбардировщик. Выпускался малой серией — 15 самолётов.

АНТ-29, ДИП (рис. 16) — двухместный пушечный истребитель с двумя ПД М-100 и полностью гладкой обшивкой. Самолёт был вооружён 102-мм динамореактивной пушкой системы Л. В. Курчевского. Ствол пушки и труба для отвода газов проходили по низу фюзеляжа. Предусматривалась возможность установки и др. вооружения. В связи с появлением реактивных снарядов ДИП своё назначение потерял.

АНТ-31, И-14 (рис. 17) — истребитель цельнометаллической конструкции со свободнонесущим монопланным крылом; первый в Советском Союзе с убирающимся шасси. Фюзеляж и киль с гладкой обшивкой, крыло и стабилизатор — с гофрированной. Уборка шасси тросовым приводом; колёса снабжены тормозами. Опытный самолёт с высотным ПД “Бристоль-Меркур” имел закрытый фонарь кабины. В серии строился АНТ-31бис (рис. в табл. XII), имевший ряд отличий; обшивка полностью гладкая, кабина открытая, опоры шасси крепятся под бортом фюзеляжа и убираются в сторону консолей крыла. Первые самолёты выпускались с ПД “Райт-Циклон”, большинство — с М-25. Вооружение — пулемёт ПВ-1 и две автоматические пушки Курчевского АПК калибра 37 мм. Построено 22 экземпляр. Первый полёт в 1933.

АНТ-35, ПС-35 (рис. 18 и рис. в табл. ХIII) — первый скоростной пассажирский самолёт на линиях ГВФ. На опытном АНТ-35 было два ПД “Гном-Рон”, на серийных — два М-62ИР. Планёр, за исключением фюзеляжа, взят от АНТ-40. В новом фюзеляже размещалось 10 пассажирских кресел; он был оборудован звуко- и теплоизоляцией, общей и индивидуальной вентиляцией, освещением, отоплением. Экипаж размещался в кабине с двойным управлением и совершенным навигационным оборудованием. Самолёт мог продолжать полёт с одним работающим двигателем. Построено 11 экземпляров.

АНТ-37, ДБ-2 (рис. 19) — дальний бомбардировщик с двумя ПД К-14 (“Мистраль-Мажор”). Во время испытаний из-за вибрации горизонтального оперения произошло разрушение самолёта в воздухе. Самолёт-дублёр ДБ-2 с двумя ПД “Гном-Рон”, переданный на испытания с необходимыми усилениями конструкции, показал хорошие характеристики по дальности полёта. В серии не строился.

АНТ-37бис, ДБ-2Б, “Родина” (рис. в табл. XIII) — вариант самолёта АНТ-37, приспособленного для установления рекорда дальности. Были установлены более мощные ПД М-86, переоборудована кабина, увеличен объём баков. Планёр практически не менялся. Крыло и оперение с гладкой обшивкой. Впервые в СССР применено электрическое управление подъёмом и выпуском шасси. На самолёте “Родина” в 1938 ВСГризодубова, ПДОсипенко и ММРаскова установили женский мировой рекорд дальности беспосадочного полёта по прямой. В серии не строился.

АНТ-40, СБ (рис. в табл. XVI) — массовый скоростной фронтовой бомбардировщик. Его скорость была близка к скорости истребителя, что дало возможность использовать СБ для нанесения бомбовых ударов в тактической зоне противника без прикрытия истребителей. По схеме — цельнометаллический среднеплан с двумя ПД “Райт-Циклон” (в серии ПД М-100). Крыло двухлонжеронное, фюзеляж монококовой конструкции. На элеронах впервые введена противофлаттерная весовая компенсация, ставшая обязательной для скоростных самолётов.

Обшивка гладкая. Опоры колёсного шасси убирались назад в мотогондолы, лыжные поднимались и прижимались к нижней поверхности мотогондол, где были сделаны зализы-обтекатели. Протестированные баки размещались в центроплане и в крыле. На серийных машинах предусматривалась возможность установки подвесных баков. Стрелковое вооружение — четыре пулемёта ШКАС. Бомбовая нагрузка 1—1,5 т. Дальность полёта с 500 кг бомб — 1000 км. Самолет выпускался в различных модификациях с разными ПД. После снятия с вооружения самолёты использовались в ГВФ с меньшими эксплуатационными нагрузками под обозначениями ПС-40, ПС-41 в качестве транспортных. В 1937 на СБ установлен мировой рекорд подъёма 1000 кг груза на высоту 12246,5 м. СБ участвовал в боевых действиях в Китае, Испании, Монголии, на Дальнем Востоке, в советско-финской войне. К началу Великой Отечественной войны фронтовая бомбардировочная авиация на 94% состояла из самолётов СБ. Построено 6831 экземпляров, в том числе 250 — в варианте пикирующего бомбардировщика Ар-2.

АНТ-41, Т-1 (рис. 20) — торпедоносец-среднеплан с двумя ПД М-34ФРН. Крыло двухлонжеронное. Шасси убиралось в мотогондолу, хвостовое колесо — в фюзеляж. Обшивка гладкая с потайной клёпкой. На внутренней подвеске размещались две торпеды или две бомбы по 1000 кг. Испытания показали высокие скоростные данные (435 км/ч), хорошую скороподъёмность. В одном из полётов Т-1 потерпел катастрофу из-за возникшего флаттера крыла. Работы по заложенной серии были прекращены.

АНТ-42, ТБ-7, Пе-8 — см. в ст. Пе.

АНТ-44, МТБ, “Чайка” (рис. 21 и рис. в табл. XVI) — морской тяжёлый бомбардировщик. По схеме — цельнометаллическая летающая лодка с небольшим изгибом крыла по типу “Чайка”. В носке крыла по размаху размещались четыре ПД М-85. Корпус лодки с широким днищем имел оптимальные обводы, полученные по данным испытаний моделей в гидроканале ЦАГИ. АНТ-44 успешно прошёл испытания. Второй экземпляр, получивший название АНТ-44бис (или АНТ-44Д), с более мощными ПД М-87 был выполнен по схеме амфибии. АНТ-44бис также успешно прошёл испытания; в 1940 на нём установлено шесть рекордов по классу амфибий. Применялся в Великой Отечественной войне. Вооружение — четыре пулемёта ШКАС, две пушки ШВАК; бомбы — до 2,5 т. В серии не строился.

АНТ-51, “Иванов” — одномоторный разведчик-моноплан с ПД М-62. Дальнейшие модификации, строившиеся серийно, — ББ-1, Су-2 (см. в ст. Су).

Ту-2, “103” (рис. 22 и рис. в табл. XVIII) — фронтовой пикирующий бомбардировщик, созданный в 1939—40 в спецтехотделе № 103 ЦКБ-29 НКВД. По схеме — среднеплан с разнесённым хвостовым оперением. Два ПД: АМ-37 (на опытном самолёте и дублёре), АШ-82 (на третьем самолёте), АШ-82НВ (в серии). Двухлонжеронное крыло состояло из центроплана и консолей. Основные опоры шасси убирались назад в мотогондолы, хвостовое колесо — в фюзеляж. Фюзеляж полумонококовой конструкции с большим бомбовым отсеком. Базовая схема была использована для создания ряда модификаций: первого в СССР специального фоторазведчика, штурмовика, перехватчика, скоростного дальнего бомбардировщика, торпедоносца, истребителя дальнего сопровождения. Вооружение — две пушки ШВАК по бортам фюзеляжа, три — пять пулемётов УБ (УБТ) для защиты сзади. Бомбовая нагрузка — три бомбы по 1000 кг, максимальная нагрузка до 4 т. Мощное вооружение и большая скорость полёта позволяли использовать Ту-2 без истребителей сопровождения. Серийная постройка продолжалась с 1942 по 1950. Построено более 2500 самолётов, из них около 800 участвовало в Великой Отечественной войне и в войне 1945 с Японией. Самолёт проявил себя как один из лучших фронтовых бомбардировщиков 2-й мировой войны. Он стал своеобразным “мостом” между поршневой и реактивной авиацией. На его базе был построен первый реактивный бомбардировщик Ту-12 (см. ниже).

Ту-4, Б-4 (рис. 23) — дальний тяжёлый бомбардировщик с четырьмя ПД АШ-73ТК. В 1945 в ОКБ велась разработка самолёта “64” — первого послевоенного четырёхмоторного бомбардировщика. Однако задерживалось решение вопросов о его оснащении современным радио-, навигационным оборудованием, системами вооружения и т. п. Это объяснялось тем, что во время войны не было возможности проводить широкие перспективные разработки. Для решения возникших проблем в минимальные сроки производство постановило вместо самолёта “64” разработать самолёт Б-4, взяв за образец имевшиеся в СССР американские самолёты В-29 с современным оборудованием. На создание советского аналога было отведено два года. За это время предстояло не только поднять на качественно новый уровень развития многие отрасли промышленности, но и изготовить, испытать и начать серийное производство сотен приборов и агрегатов для самолётов Б-4. Ответственным за весь комплекс работ, в котором участвовало более 900 заводов, КБ и НИИ различных наркоматов, был назначен А. Н. Туполев. По схеме Ту-4 — среднеплан с крылом большого удлинения ({{λ}} = 11,5). Крыло двухлонжеронное трапециевидное. Шасси с передней опорой, оборудовано гидравлическими тормозами. Передние кромки крыла и оперения с противообледенительными пневматическими протекторами. Фюзеляж полумонококовой конструкции с тремя герметическими кабинами. Передняя и средняя кабины соединены между собой тоннелем. На средней кабине имеются три блистерных прицельных станции. Срелковое вооружение — 10 пушек НС-23 в пяти турельных установках с дистанционным управлением с любого поста. Бомбовая нагрузка 6 т, перегрузочная — восемь 1000-кг бомб. Ту-4 стал последним серийным бомбардировщиком с ПД и до середины 50-х гг. был основным самолётом стратегической авиации СССР. Самолёт широко использовался в качестве летающих лабораторий (Ту-4ЛЛ) для испытаний нового оборудования, двигательных установок, систем дозаправки топливом в полёте и др. В варианте стратегического разведчика (Ту-4Р) был оснащён дополнительными баками в переднем бомбоотсеке и фотооборудованием в заднем. Построено около 1000 экземпляров.

Ту-12, “77” (рис. 24 и рис. в табл. XXIII) — первый советский реактивный бомбардировщик с двумя ТРД “Нин-1”. Создан на базе серийного Ту-2. Основные отличия: обшивка кессона крыла подкреплена изнутри гофром, фюзеляж увеличен по высоте и удлинена его носовая часть; шасси с передней опорой; гондолы двигателей заканчивались обтекателями для подкрыльевых опор. Вооружение — одна пушка НР-23, два пулемёта УБТ, бомбовая нагрузка от 1 до 3 т. При создании Ту-12 впервые решались вопросы, связанные с особенностями как проектирования, так и технологии производства тяжёлых реактивных самолётов. В частности, стала очевидной необходимость перехода от индивидуального кислородного питания к гермокабинам. Ту-12 успешно прошёл испытания, достигнув скорости 783 км/ч. Строился малой серией — 5 экземпляров.

Ту-14, “73” (рис. 25) — следующий реактивный бомбардировщик ОКБ. Для самолёта спроектировано крыло со скоростными профилями, применена гермокабина. Горизонтальное оперение стреловидное, вертикальное однокилевое. Ту-14 имел ряд модификаций. В связи с недостаточной мощностью двух ТРД “Нин-1”, установленные под крылом, впервые в практике мирового самолётостроения была разработана и осуществлена установка третьего двигателя (ТРД “Дервент-V”) в хвостовой части фюзеляжа. Самолёт успешно прошёл испытания, показав скорость 872 км/ч на высоте 5000 м и дальность 2810 км. В варианте разведчика имел обозначение “73Р” (“74”). Первый полёт в 1947.

Самолёт Ту-14. (“78”) отличался от самолёта “73” установкой отечественных двигателей (два ТРД РД-45 и один РД-500) взамен импортных. Были внесены изменения в вертикальное оперение и остекление кабины. В вариантах торпедоносца Ту-14Т (“81”) и разведчика Ту-14Р (“89”) установлены два более мощных ТРД ВК-1, что позволило вместо третьего двигателя оборудовать кормовую гермокабину. При этом экипаж уменьшился с четырёх до трёх человек, число пушек НР-23 с шести до четырёх. Торпеды подвешивались в удлинённом бомбоотсеке. Ту-14Т имел скорость 860 км/ч, дальность около 3000 км. Для авиации ВМФ построено 87 самолётов.

Ту-16, “88” (рис. 26 и рис. в табл. XXV) — первый советский серийный дальний бомбардировщик со стреловидным крылом. В принятой компоновке два ТРД АМ-3, имевшие большие габариты, размещались в корне крыла вплотную к бортам фюзеляжа, к которому они и крепились; основные опоры шасси, впервые имевшие многоколёсные тележки, убирались назад в обтекатели. Каналы воздухозаборников двигателей проходили сквозь крыло, что потребовало особой конструкции корневых зон лонжеронов. Найденные конструктивные решения позволили получить оптимальные аэродинамические качества. Система сервокомпенсации и профилирование носков рулей обеспечили возможность ручного управления во всём диапазоне скоростей без бустерных устройств. Впервые для самолётов такого типа была разработана и внедрена в практику система дозаправки топливом в полёте “с крыла на крыло”. Вооружение — семь пушек НР-23; бомбовая нагрузка 3 т (максимальная — 9 т). Ту-16 имел ряд модификаций: разведчик с фотоаппаратурой в бомбоотсеке, заправщик с дополнительным топливным баком, торпедоносец, постановщик радиопомех, ракетоносец. В последней модификации Ту-16 мог поражать объекты противника, не входя в зону его ПВО. Строился массовой серией с 1953. Построено более 1500 экземпляров.

Ту-22 — реактивный сверхзвуковой бомбардировщик со среднерасположенным крылом и двумя двигателями типа ВД-7М в хвостовой части фюзеляжа. Экипаж 3 человека. Максимальная взлётная масса без ускорителей 92 т. Максимальная дальность полёта на крейсерском дозвуковом режиме 5650 км. Потолок 13500 м, скорость 1640 км/ч. Вооружение: пушка калибра 23 мм, бомбовая нагрузка до 9 т. Строился серийно в различных модификациях. Первый полёт в 1959.

Ту-22М-3 — реактивный сверхзвуковой бомбардировщик; самолёт с крылом изменяемой в полёте стреловидности и двумя ТРДДФ в хвостовой части фюзеляжа (первый полёт в 1969). На Ту-22МЗ (1977) два ТРДДФ НК-25 тягой по 242 кН. Экипаж — 4 человека. Максимальная взлётная масса без ускорителей 122 т, практический потолок 14000 м, максимальная скорость 2300 км/ч. Вооружение: УР, бомбы. Строился серийно.

Ту-28 — то же, что Ту-128 (см. ниже).

Ту-70 (рис. 27) — первый в СССР пассажирский самолёт с герметизированном салоном. По схеме — низкоплан с четырьмя ПД АШ-73ТК. Построен на базе Ту-4 с увеличенным по длине и диаметру фюзеляжем. Салон оборудован отоплением, вентиляцией, имеется блок питания. Самолёт успешно прошёл испытания. В серии не строился. Опыт создания большой герметизированной кабины использован при проектировании Ту-104.

Ту-75 — транспортный вариант самолёта Ту-70. Фюзеляж приспособлен для размещения в нём тяжёлой боевой техники. Для этой цели сделан большой грузовой люк с опускающимся тралом. Самолёт брал до 10 т груза или 100 десантников со штатным вооружением. Были введены стрелковые установки — верхняя, нижняя и кормовая. Ту-75 применялся для грузовых перевозок. В серии не строился. Первый полёт в 1950.

Ту-80 (рис. 28) — дальний бомбардировщик с четырьмя ПД АШ-73ФН. Развитие Ту-4 с целью увеличения дальности полёта. Основные отличия: новая компоновка передней кабины, ставшая прототипом для Ту-85 и Ту-95; облегчённая конструкция; улучшенная аэродинамика крыла; полуутопленные бортовые блистеры прицельных станций. Крыло с несколько б{{ó}}льшим размахом позволило на 15% увеличить запас топлива. С нагрузкой в 3 т была достигнута дальность свыше 7000 км. В серии самолёт не строился.

Ту-82, “82” (рис. 29) — фронтовой бомбардировщик с двумя ТРД ВК-1. Впервые в отечественном самолётостроении на бомбардировщике было применено стреловидное крыло. Мотогондолы двигателей, расположенных под крылом, объединялись с обтекателями шасси. Экипаж размещался в двух гермокабинах. Испытания подтвердили правильность выбранных конструктивных и технологических решений. Скорость Ту-82 достигала 934 км/ч на высоте 4000 м. Построено 2 экземпляра. Полученные результаты позволили приступить к проектированию самолёта Ту-16 (“88”).

Ту-85 (рис. 30) — межконтинентальный бомбардировщик с четырьмя ПД ВД-4К (на опытном самолёте; на дублёре предполагались АШ-2К). Среднеплан; крыло двухлонжеронное с работающей обшивкой. Новшества в его конструкции, а также расход горючего из крыльевых баков по наиболее рациональной схеме позволили получить большой выигрыш в весе, высокое аэродинамическое качество. Конструкции многих агрегатов аналогичны конструкциям на самолёте Ту-4. Вооружение — 10 пушек НР-23, бомбовая нагрузка до 20 т. Первый советский самолёт с массой более 100 т. Самолёт успешно прошёл испытания. Работы по внедрению его в серийное производство были прекращены, так как на смену бомбардировщикам с прямым крылом и ПД шли машины со стреловидным крылом и ГТД (ТВД и ТРД), имевшие значительно большие скорости.

Ту-91 — двухместный многоцелевой самолёт с ТВД ТВ-2 мощностью 4480 кВт. Первоначально предназначался для палубного базирования на авианесущих кораблях, поэтому имел конструктивные особенности: складывающиеся вверх консоли крыла, систему для взлёта и посадки на палубу. Последующая переориентация на сухопутный вариант позволила упростить и облегчить конструкцию. Сразу за соосными винтами размещалась кабина. Лётчик и штурман сидели рядом, разделённые валом, проходившим от двигателя к редуктору. Двигатель, находившийся за кабиной, служил своеобразной бронезащитой экипажа. Катапультные сидения обеспечивали одновременное покидание самолёта членами экипажа. Оборудование позволяло работать со всеми видами вооружения, устанавливаемого на самолёте. Имелось дистанционное управление оружием для защиты задней полусферы. Самолёт успешно прошёл испытания. При полётной массе 7 т имел дальность 1500 км, скорость 500 км/ч, потолок 6 км. В серии не строился.

Ту-95 — стратегический бомбардировщик с восемью ТВД ТВ-2Ф, сведёнными попарно в четыре установки с редуктором уникальной конструкции на опытном самолете, и с четырьмя ТВД НК-12 — на серийных. По схеме — среднеплан со стреловидным крылом большого удлинения. Шасси с передней опорой, с четырёхколёсными тележками на основных опорах. Обтекатели шасси являлись продолжением мотогондол внутреннего ТВД. Каждый из ТВД приводил во вращение (в противоположных направлениях) два соосных четырёхлопастных винта, оборудованных системой автофлюгирования. Ту-95, как и Ту-16, стал в процессе развития ракетоносным комплексом. Имел ряд модификаций различного назначения. Строился серийно. Первый полёт в 1952.

Модификация Ту-95МС — составная часть ударного авиационного комплекса, в который входят самолёт-носитель, ракеты класса “воздух — поверхность” (шесть крылатых ракет), оборонительный комплекс. На Ту-95МС установлены четыре ТВД НК-12МВ, оборудование для заправки топливом в полёте по системе “шланг — конус”. Экипаж 7 человек.

Ту-98 — сверхзвуковой бомбардировщик с двумя ТРД АЛ-7Ф, расположенный в хвостовой части фюзеляжа. Новшества: силовые элементы крыла и фюзеляжа выполнены из прессованных профилированных панелей; для ввода в двигатели невозмущённого воздушного потока установлены удлинённые воздухозаборники; основные опоры шасси крепились к фюзеляжу и убирались в него, оставляя крыло “чистым”; во всех каналах управления введены гидроусилители, рулевые демпфирующие устройства. Построено 2 экземпляра.

Ту-104 (рис. 31 и рис. в табл. XXV) — первый советский реактивный пассажирский самолёт. По схеме — низкоплан с двумя ТРД АМ-3. Построен на базе самолёта Ту-16. Заново спроектированный фюзеляж состоял из кабины экипажа и салона. В салоне размещалось от 50 до 115 пассажиров в зависимости от модификации. Впервые в отечественном самолётостроении были решены проблемы обеспечения ресурса герметичного фюзеляжа. Носок крыла обогревался горячим воздухом от компрессора двигателя; киль и стабилизатор имели электрообогрев. Шасси — с передней опорой. Вошёл в строй в 1956 и по существу стал первым в мире реактивным пассажирский самолётом, успешно вступившим в регулярную эксплуатацию. В 1958 на Всемирной выставке в Брюсселе самолёту присуждена золотая медаль. На специальном самолёте Ту-104 моделировались условия невесомости для лётчиков из первого отряда космонавтов. На Ту-104 установлено 26 мировых рекордов, совершён ряд известных перелётов. Самолёт эксплуатировался зарубежными авиакомпаниями. Снят с эксплуатации в 1980. Установлен как памятник в Московском аэропорту Внуково. Построено свыше 200 экземпляров.

Ту-110 — реактивный пассажирский самолёт с четырьмя ТРД АЛ-7П. Создан на базе Ту-104. Основные отличия, связанные с попарной установкой двигателей с каждого борта фюзеляжа: изменена конфигурация корневых зон лонжеронов для новых воздухозаборников; двигатели крепятся к крыльевой балке, а не к фюзеляжу. Построено 2 экземпляра. Первый полёт в 1957.

Ту-114 (рис. в табл. XXVI) — пассажирский самолёт с четырьмя ТВД НК-12МВ, построенный на базе Ту-95. По схеме — моноплан с низкорасположенным крылом и подвижным стабилизатором. Были решены проблемы жизнеобеспечения и необходимого комфорта для 220 пассажиров при длительном полёте. Самолёту были присущи многие особенности аэробуса. Двухпалубный фюзеляж в нижней части имел отсеки для багажа, почты, комнату отдыха экипажа. Здесь же была расположена кухня с запасом продуктов. Палубы соединялись лестницей. На верхней палубе помимо салонов с удобными креслами имелось четыре трёхместных спальных купе. В расположенный между салонами буфет еда подавалась из кухни специальным лифтом. Пассажиров обслуживали шесть бортпроводниц. С конца 50-х гг. до 1967 Ту-114 был флагманом “Аэрофлота” и эксплуатировался на линиях большой протяжённости, связывающих Москву с Хабаровском, Дели, Нью-Йорком, Токио, Гаваной. В СССР самолёт не имел конкурентов по экономической эффективности. Ту-114 удостоен Гран при на Всемирной выставке 1958 в Брюсселе, ему принадлежат 32 мировых рекорда. Самолёт снят с эксплуатации в 1976, установлен в Московском аэропорту Домодедово как памятник сверхдальнему турбовинтовому лайнеру. Построено 32 экземпляра.

Ту-116, Ту-114Д — пассажирский самолёт с четырьмя ТВД НК-12 для эксплуатации на сверхдальних беспосадочных трассах. Создан на базе Ту-95. Изменения коснулись конструкции фюзеляжа. За центропланом расположена гермокабина, включающая два салона на 20 человек, кухню, туалет, служебное помещение. Для входа и выхода использовался опускающийся трап. В 1958 на Ту-116 совершён ряд выдающихся перелётов, среди них первый беспосадочный рейс пассажирского самолёта по маршруту Москва — Владивосток. Построено 2 экземпляра. Первый полёт в 1965.

Ту-124 (рис. 32 и рис. в табл. XXVII) — реактивный ближнемагистральный пассажирский самолёт с двумя ТРДД Д-20П. Впервые в СССР на пассажирском самолёте были установлены более экономичные и менее шумные двухконтурные ТРД. Наличие двухщелевых закрылков и интерцепторов на крыле, посадочного щитка на фюзеляже, тормозного парашюта позволяло эксплуатировать самолёт с ВПП как с твёрдым покрытием, так и с грунтовым. Шасси трёхопорное. Основные опоры с четырёхколёсными тележками, убирающимися назад по полёту в гондолы-обтекатели. В зависимости от классности салон рассчитан на 44 или 56 человек. Он оснащён удобными креслами, отоплением, вентиляцией; имеется буфет. Самолёт эксплуатировался рядом зарубежных компаний. Построено более 150 экземпляров.

Ту-126 — первый советский самолёт, оборудованный системой дальнего радиолокационного обнаружения. Создан на базе Ту-114. Фюзеляж удлинён и переоборудован для размещения радиотехнического комплекса “Лиана” и обслуживающего персонала. На хвостовой части фюзеляжа установлен пилон, несущий на себе радиопрозрачный обтекатель с размещённой в нём радиолокационной антенной поиска целей. Комплекс “Лиана” обеспечивал раннее обнаружение самолётов и надводных кораблей, определение их государственной принадлежности. Полученные данные передавались на пункты ПВО. Строился серийно.

Ту-128, Ту-28 — дальний сверхзвуковой истребитель-перехватчик с двумя ТРДФ АЛ-7Ф-2 с тягой по 66,7 кН (99 кН на форсаже), расположенными в хвостовой части фюзеляжа (первый полёт в 1961). Построен на базе Ту-98. Шасси трёхопорное; основные опоры убираются в обтекатели на крыле, носовая — в фюзеляж (назад по полёту). Герметическая кабина оборудована катапультными креслами, обеспечивающими покидание самолета на всех режимах полёта, включая взлёт и посадку. Экипаж 2 человека. Максимальная взлётная масса — 43 т, максимальная скорость  1665 км/ч, практическая дальность полёта — 2565 км, потолок — 15600 м. Вооружение — четыре ракеты класса “воздух — воздух”. Оборудован системой обнаружения, захвата и сопровождения цели. Строился серийно. Первый полёт в 1961.

Ту-134 (рис. 33 и рис. в табл. XXVIII) — ближнемагистральный пассажирский самолёт с двумя ТРДД Д-20П-125 на опытном самолёте и Д-30 на серийных. Двигатели установлены в хвостовой части фюзеляжа на пилонах, что значительно снижает шум в салоне. Горизонтальное оперение поднято на вершину киля. Топливо размещено в кессон-баках крыла. Ту-134 был сертифицирован по международным нормам. Самолёт строился в различных модификациях: пассажирские, машины специального назначения, летающие лаборатории. Использовался также в школах ВВС. Ту-134 широко применялся в “Аэрофлоте” и во многих зарубежных авиакомпаниях. Построено более 850 экземпляров.

Ту-144 (рис. 34 и рис. в табл. XXIX) — сверхзвуковой пассажирский самолёт с четырьмя ТРДДФ НК-144А (в серии ТРД РД36-51А). Выполнен по схеме “бесхвостка” Крыло треугольное, малого удлинения, с наплывом большой стреловидности в передней части. Управление самолётом по тангажу и крену осуществляется двумя элевонами. Каждый из них состоит из четырёх секций, отклоняемых раздельно с помощью двух бустеров. Руль направления имеет две секции также с раздельным управлением. Наличие секций в органах управления существенно повышает надёжность работы системы, этой же цели служит четырёхкратное резервирование всех основных систем. Силовая установка скомпонована под крылом в двух изолированных мотогондолах, каждая на два двигателя. Топливо размещено в кессон-баках крыла. Оно расходуется автоматически по определённой программе, обеспечивающей необходимую центровку машины. Шасси трёхопорное. Основные опоры имеют двухосную восьмиколёсную тележку. Все колёса оборудованы тормозами. Опоры убираются вперёд по полёту в ниши между каналами воздухозаборника. Кабина экипажа вписана в обводы фюзеляжа и не имеет обычного выступающего фонаря. Поэтому носовая негерметизированная часть фюзеляжа с радиолокатором и антенными системами при взлёте и посадке отклоняется вниз, открывая лобовые стёкла кабины пилотов для визуального обзора. Для улучшения взлётно-посадочных характеристик применено убирающееся в полёте переднее горизонтальное оперение. Самолёт оборудован рядом автоматических систем, в том числе для навигации и слепой посадки. Салон вмещает 150 пассажиров. Багаж размещается в контейнерах в багажных отсеках. На самолёте установлен ряд мировых рекордов. Строился серийно. В 1977—78 эксплуатировался на трассе Москва — Алма-Ата.

Ту-154 (рис. 35 и рис. в табл. XXVIII” — магистральный реактивный пассажирский самолёт с тремя ТРДД НК-8-2 (Д-3ОКУ-154 на модификации Ту-154М). Низкорасположенное трёхлонжеронное крыло имеет хорошую аэродинамическую компоновку, снабжено предкрылками, интерцепторами, трёхщелевыми закрылками. Топливо размещается в кессон-баках крыла. Шасси трёхопорное. Подкрыльевые опоры состоят из тележек с тремя парами колёс. Фюзеляж, за исключением носка с антенной радиолокатора и хвостовой части, где крепятся двигатели, герметизирован. В салоне, в зависимости от шага кресел, размещается от 164 до 180 пассажир, которых обслуживают шесть бортпроводниц. Три багажных отсека (два из них герметизированы) вмещают 18 т коммерческой нагрузки. Двигатели, расположены в хвостовой части фюзеляжа на демпферных опорах, имеют удобный доступ для осмотра. Над средним двигателем находится вспомогательная силовая установка. Горизонтальное оперение с подвижным стабилизатором установлено сверху киля. Рули направления и высоты — сотовой конструкции. Построенный в разных модификациях Ту-154 широко применяется на линиях “Аэрофлота” и в зарубежных авиакомпаниях.

Ту-155 — самолёт, на котором впервые в мировой практике установлен двигатель, работающий на криогенном топливе (жидкий водород или сжиженный природный газ). Построен на базе серийного самолёта Ту-154. Из трёх двигательных установок две (левая и средняя) — обычные для Ту-154 ТРДД НК-8-2. Третья (правая) установка включает двигатель НК-88 или НК-89, работающий на криогенном топливе. Для его размещения в хвостовой части переоборудованного пассажирского салона установлен специальный бак. Использование криогенного топлива потребовало разработки, создания и освоения принципиально новых для авиастроения технологических процессов. Работу криогенной силовой установки, её пожаро- и взрывобезопасность обеспечивают 30 бортовых ЭВМ. Первые лётные испытания Ту-155 с двигателем НК-88, работавшим на жидком водороде, проведены в 1988, а с НК-89, работавшим на сжиженном природном газе, — в 1989. Они подтвердили правильность выбранных технологических решений.

Ту-160 — сверхзвуковой стратегический бомбардировщик, с крылом изменяемой в полёте стреловидности. Четыре ТРДД НК-32 установлены попарно в гондолах под задней частью крыла. Хвостовое оперение крестообразной формы, киль цельноповоротный. Максимальная взлётная масса 275 т. Экипаж (два пилота и два штурмана) размещён в двух двухместных кабинах, оборудованных катапультными креслами. В полёте самолёт может находиться (с дозаправкой в воздухе) десятки часов, поэтому для экипажа предусмотрены кухня, откидная койка и др. удобства. Управление самолётом и его системами вооружения облегчено наличием более 100 ЭВМ, Вооружение размещается в двух отсеках фюзеляжа. Оно может состоять либо из бомб, либо из 12 крылатых ракет, либо из 24 ракет малой дальности. В оборонительное вооружение входят системы РЭБ. Навигационная и прицельная системы обеспечивают высокие точности вывода самолёта в заданный район и поражение целей. Строился серийно. Первый полёт в 1981.

Ту-204 (рис. 36) — пассажирский самолёт для линий протяжённостью до 3500 км. По схеме — моноплан с низкорасположенным крылом. Под крылом на пилонах установлены два ТРДД ПС-90А (Д-90А). Топливо размещается в четырёх крыльевых баках и одном килевом. Система расхода топлива работает в автоматическом режиме. Шасси выполнено по трёхопорной схеме. Основные опоры под крылом, убираются в нишу фюзеляжа. Передняя опора убирается вперёд по полёту. Стабилизатор установлен на фюзеляже. В конструкции Ту-204 широко использованы композиционные материалы, применены цифровые электродистанционные системы управления самолётом. Салон, рассчитанный на 214 пассажиров, имеет шаг установки кресел 810 мм. Предусмотрены варианты повышенного комфорта (шаг установки кресел 960 мм) и первого класса (990 мм). Багаж, почта, грузы размещаются в контейнерах.

На самолётах АНТ и Ту было установлено всего 225 мировых рекордов.

ААТуполев, АРБонин, МБСаукке.

Табл. 1 — Самолёты специального назначения АНТК имени А. Н. Туполева

Основные данные

Спортивный АНТ-1

Агитационный АНТ-20“Максим Горький”

Предназначенные для выполнения дальних беспосадочных перелётов

АНТ-6 “Авиа-арктика”

АНТ-25 (РД)

АНТ-37бис “Родина”

Первый полёт, год……………

1923

1934

1933

1936

1936

Начало серийного производства год……………

1933

1936

Число, тип и марка двигателей

1 ПД “Анзани”

8 ПД М-34ФРН

1 ПД М-34РФ

2 ПД М-86

4 ПД М-34Р

Мощность двигателя, кВт

25,7

662

699

699

610

Длина самолёта, м…..

5,4

32,476

13,4

15

25,18

Высота самолёта, м

1,7

11,253

5,5

6,15

~6,5

Размах крыла, м……...

7,2

63

34

31

41,85

Площадь крыла, м2.....

10

486

87,1

85

234,5

Колея шасси, м…….

10,645

7,3

8

7

Взлётная масса, т:

нормальная......

0,36

42

9,6

24,05

максимальная..

53

11,5

12,5

24,5

Масса пустого самолёта, т…...

0,229

28,5

3,78

5,855

12,5

Максимальная дальность полёта, км……

540

2000

13000

7300

2500

Максимальная скорость полёта, км/ч….

135

220

246

340

275

Практический потолок, км…..

0,4

4,5

7,85

8

4,5

Экипаж, чел.....

1

8

3

3

8

Табл. 2 — Самолёты-разведчики АНТК А. Н. Туполева

Основные данные

АНТ-3 (Р-3)

АНТ-7 (Р-6, КР-6)

АНТ-10 (Р-7)

Первый полёт, год…...

1925

1929

1930

Начало серийного производства, год……

1927

1931

Число, тип и марка двигателей……………

1 ПД М-5

2 ПД М-17

1 ПД БМВ-VI

Мощность двигателя, кВт……….

331

500

500

Длина самолёта, м…..

9,5

15,06

10,9

Высота самолёта, м….

3,05

5,45

3,6

Размах крыла, м……..

13,02

23,2

15,2

Площадь крыла, м2…..

37

80

49

Колея шасси, м………

1,89

4,61

Взлётная масса, т:

нормальная…………...

2,128

6,13

2,92

максимальная………...

7,25

Масса пустого самолёта, т……………

1,377

3,9

1,72

Максимальная

950

1680

1100

дальность полёта, км...

Максимальная скорость полёта, км/ч..

194

212

235

Практический потолок, км…………..

5

5,62

5,5

Экипаж, чел….………

2

3—4

2

Табл. 3 — Истребители АНТК имени А. Н. Туполева

Основные данные

АНТ-5 (И-4)

АНТ-13 (И-8)

АНТ-21 (МИ-3)

АНТ-23 (И-12)

АНТ-29 (ДИП)

АНТ-31бис (И-14)

Первый полёт, год...

1927

1930

1933

1931

1935

1934

Начало серийного производства, год…

1928

1934

Число, тип и марка двигателей

1 ПД М-22

1 ПД “Кёртисс- Конкерор”

2 ПД М-17

2 ПД “Юпитер-VI”

2 ПД М-100

1 ПД М-25

Мощность двигателя, кВт……..

353

515

500

353

633

460

Длина самолёта, м...

7,28

12,3

9,5

13,2

6,11

Высота самолёта, м...………

2,8

5,95

5,3

3,14

Размах крыла, м...…

11,4

9,03

20,76

15,6

19,19

11,25

Площадь крыла, м2..

23,8

20,09

55,1

30

55,1

16,8

Колея шасси, м…….

1,62

4,94

4,85

2,9

Взлётная масса, т:

нормальная………...

1,43

1,235

5,26

2,4

5,3

1,54

максимальная….......

1,454

Масса пустого самолёта, т………....

0,978

1

3,8

1,75

3,9

1,17

Максимальная дальность полёта, км………….

840

545

2100

1050

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

231

303

351

259

352

449

Практический потолок, км...………

7

5

7,89

8,5

9,43

Экипаж, чел........…..

1

1

4

1

2

1

Табл. 4. — Бомбардировщики АНТК имени А. Н. Туполева

Основные данные

АНТ-4 (ТБ-1)

АНТ-6 (ТБ-3)

АНТ-16 (ТБ-4)

АНТ-37 (ДБ-2)

АНТ-40 (СБ)

АНТ-41 (Т-1)

Ту-2

Первый полёт, год.......….

1925

1930

1933

1935

1934

1936

1941

Начало серийного производства, год……….

1929

1932

1936

1942

Число, тип и марка двигателей.....……………

2 ПД М-17

4 ПД М-17Ф

6 ПД М-34

2 ПД “Гном-Рон”

2 ПД М-100А

2 ПД М-34ФРНВ

2 ПД АШ-82ФН

Мощность двигателя, кВт

500

537

610

625

633

883

1360

Тяга двигателя, кH

Длина самолёта, м........…

18

24,4

32

15

12,57

15,54

13,8

Высота самолёта, м..........

5,1

8,47

11,73

3,825

4,39

3,86

4,5

Размах крыла, м.........…...

28,7

39,5

54

31

20,33

25,73

18,86

Площадь крыла, м2.......…

120

230

422

85

56,7

88,94

48,8

Колея шасси, м........….…

5,8

7

10,64

5,72

5,1

5,88

5,4

Взлётная масса, т:

нормальная………………

6,81

16,38

33,28

9,456

5,706

8,925

10,86

максимальная……………

8,79

18,01

37

11,5

8,05

11,36

Масса пустого самолёта, т……………….

4,52

11,207

21,4

5,8

4,138

5,846

7,434

Максимальная дальность полёта, км………………..

1350

2700

2000

5000

2150

4200

2100

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

198

197

200

342

423

435

547

Практический потолок, км……......……..

4,83

3,8

2,75

8

9,56

9,5

9,5

Экипаж, чел.…….........….

6

8

12

4

3

4

3—5

Продолжение табл4

Основные, данные

Ту-4

Ту-12 (“77”)

Ту-14Т (“81”)

Ту-16

Ту-80

Ту-82

Ту-85

Первый полёт, год….........………………

1947

1947

1950

1952

1949

1949

1950

Начало серийного производства, год……….

1947

1950

1953

Число, тип и марка двигателей………………

ПД АШ-73ТК

2 ТРД “Нин-1”

2 ТРД ВК-1

2 ТРД АМ-3М

4 ПД АШ-73ФН

2 ТРД ВК-1

4 ПД ВД-4К

Мощность двигателя, кВт.………….

1770

1770

3160

Тяга двигателя, кН.......…

22,3

26,5

94,6

26,5

Длина самолёта, м.........

30,18

15,75

21,95

34,8

36,6

17,57

39,31

Высота самолёта, м......…

8,95

4,19

5,95

10,36

8,91

6,2

11,36

Размах крыла, м.........…..

43,05

18,86

21,69

32,99

44,3

17,81

55,94

Площадь крыла, м2..........

161,7

48,8

67,36

164,65

173,1

45

273,6

Колея шасси, м.........……

8,67

6,06

6,6

9,78

8,67

6,93

9,1

Взлётная масса, т:

нормальная……………...

47,6

14,7

21

75,8

51,5

13,5

75

максимальная……….......

54,5

15,72

25,35

67,2

18,34

107

Масса пустого самолёта, т………......…

35,27

8,993

14,49

37,2

41,03

9,526

56,4

Максимальная дальность полёта, км……………….

6200

2200

3010

7800

7000—8000

2395

12000

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

558

783

845

1050

650

934

665

Практический потолок, км………….......

11,2

11,36

11,2

15

11,18

11,4

13

Экипаж, чел.……........….

11

4

3

6

11

3

11—16

Табл. 5 — Гидросамолёты АНТК имени А. Н. Туполева

Основные данные

АНТ-4 (ТБ-1П)

АНТ-7 (Р-6П)

АНТ-8 (МДР-2)

АНТ-22 (МК-1)

АНТ-27бис (МТБ-1)

АНТ-44бис (АНТ-44Д)

Первый полёт, год...

1929

1929

1931

1934

1934

1938

Начало серийного производства, год….

1932

1932

1935

Число, тип и марка двигателей…………

2 ПД

М-17

2 ПД

М-17

2 ПД

БМВ-VI

6 ПД

АМ-34Р

3 ПД

АМ-34Р

4 ПД

М-87

Мощность двигателя, кВт……..

500

500

500

610

610

699

Длина самолёта, м...

18,9

15,06

17,03

24,1

21,9

22,42

Высота самолёта, м..

6,6

5,67

8,96

8,6

7,88

Размах крыла, м…...

28,7

23,2

23,7

51

39,4

36,45

Площадь крыла, м2..

120

80

84

304,5

177,5

144,7

Колея шасси, м…….

5,5

4,61

12

20,46

Взлётная масса, т:

нормальная………...

7,5

6,41

6,92

29,45

16,25

19

максимальная…...…

8

7,5

8,16

43

21

Масса пустого самолёта, т…………

5,016

4,64

4,56

21,663

10,521

13

Максимальная дальности полёта, км………….

1600

1300

1062

1330

2000

4500

Максимальная скорость полёта, км/ч………

186

234

166

205

225

355

Практический потолок, км………...

3,62

3,85

3,35

3,5

4,47

7,1

Экипаж, чел.…….....

6

3—4

5

8

5

6

Табл. 6 — Пассажирские самолёты АНТК имени А. Н. Туполева

Основные данные

АНТ-2

АНТ-7 (ПС-7)

АНТ-9 (ПС-9)

АНТ-14 “Правда”

АНТ-20бис (Л-760, ПС-124)

АНТ-35 (ПС-35)

Ту-70

Первый полёт, год…..

1924

1935

1929

1931

1939

1936

1946

Начало серийного производства, год……

1935

1933

1937

Число, тип и марка двигателей…………...

1 ПД “Бристоль- Люцифер”

2 ПД М-17

2 ПД М-17

5 ПД “Гном-Рон-Юпитер-VI”

6 ПД АМ-34ФРНВ

2 ПД М-62ИР

4 ПД АШ-73ТК

Мощность двигателя, кВт……….

73,5

500

500

353

883

735

1770

Тяга двигателя, кН.….

Длина самолёта, м…..

7,6

15,06

17,01

26,49

34

15,4

35,61

Высота самолёта, м….

2,12

5,45

5

8,29

10,85

5,66

9,75

Размах крыла, м……..

10,45

23,2

23,85

40,4

63

20,8

43,05

Площадь крыла, м2….

17,5

80

84

240

486

57,8

161,7

Колея шасси, м....……

1,75

4,61

5,07

8,05

10,65

5,55

9,48

Взлётная масса, т……

0,836

6,25

6,2

17,53

42

7

51,4

Масса пустого самолёта, т…………...

0,523

3,88

4,4

10,828

31,2

5,01

38,29

Максимальная коммерческая нагрузка, т……………

0,36

0,74

0,81

3,78

6,72

1,1

Дальность полёта при максимальной коммерческой нагрузке км…………..

425

700

2400

2600

920

4900

Коммерческая нагрузка при увеличенном запасе топлива, т……………

0,2

1

Максимальная дальность при увеличенном запасе топлива, км

750

2000

1800

1200

Крейсерская скорость полёта, км/ч………….

155

234

180

195

275

372

563

Число пассажиров.......

2—3

7

9

36

64

10

48

Экипаж, чел..…...........

1

2

2

5

9

2

6

Продолжение табл. 6

Основные данные

Ту-104

Ту-114

Ту-124

Ту-134

Ту-144

Ту-154

Ту-154М

Ту-204

Первый полёт, год.........…

1955

1857

1960

1963

1968

1968

1984

1989

Начало серийного производства, год………..

1956

1958

1961

1964

1969

1969

1984

1990

Число, тип и марка двигателей………………..

2 ТРД АМ-3М

4 ТВД НК-12МВ

2 ТРДД Д-20П

2 ТРДД Д-30

4 ТРДДФ НК-144

3 ТРДД НК-8-2

3 ТРДД Д-30КУ-154

2 ТРДД ПС-90А

Мощность двигателя, кВт

11000

Тяга двигателя, кН………

94,6

53

66,7

199

93

105

157

Длина самолёта, м……….

38,85

54,1

30,58

37,1

65,7

47,9

47,9

46

Высота самолёта, м……...

11,9

15,5

8,08

9,02

12,5

11,4

11,4

13,9

Размах крыла, м………….

34,54

51,1

25,55

29

28

37,55

37,55

42

Площадь крыла, м2………

169,7

311,1

105,35

115

507

180

180

168

Колея шасси, м…………………..

11,325

13,7

9,05

9,45

6

11,5

11,5

7,8

Взлётная масса, т………..

78

179

37,6

47,6

207

98

100

93,5

Масса пустого самолёта, т

44,2

95

23,16

29

98

52

53

56,5

Максимальная коммерческая нагрузка, т

12

22,5

6

8,2

15

18

18

21

Дальность полёта при максимальной коммерческой нагрузке, км………………

2100

7000

1500

1980

3500

3300

3700

2500

Коммерческая нагрузка при увеличенном запасе топлива, т………………...

8

16

4,1

5

6

7

13,2

Максимальная дальность при увеличенном запасе топлива, т………………...

2800

8400

2040

3060

6500

4500

5000

4600

Крейсерская скорость полёта, км/ч………………

800

750

750—850

750—850

2200

850

850

810—850

Число пассажиров……….

100

170—224

44—56

80—86

150

164—180

164—175

214

Экипаж, чел………………

5

5

3

3

4

3—4

3—4

2—3

Рис. 1. Эмблема самолётов марки Ту.

Рис. 2. АНТ-1

Рис. 3. АНТ-2

Рис. 4. АНТ-3

Рис. 5. АНТ-4

Рис 6. АНТ-5

Рис. 7. АНТ-6

Рис. 8. АНТ-7

Рис 9. АНТ-8

Рис. 10. АНТ-14 “Правда”.

Рис. 11. АНТ-16.

Рис. 12. АНТ-20 “Максим Горький”.

Рис. 13. АНТ-21бис.

Рис. 14. АНТ-22.

Рис. 15. АНТ-27.

Рис. 16. АНТ-29

Рис. 17. АНТ-31.

Рис. 18. АНТ-35.

Рис. 19. АНТ-37.

Рис. 20. АНТ-41.

Рис. 21. АНТ-44.

Рис. 22. Ту-2.

Рис. 23. Ту-4.

Рис. 24. Ту-12.

Рис. 25. Ту-14.

Рис. 26. Ту-16.

Рис. 28. Ту-80.

Рис. 27. Ту-70.

Рис. 29. Ту-82.

Рис. 30. Ту-85.

Рис. 82. Ту-124.

Рис. 31. Ту-104.

Рис. 33. Ту-134.

Рис. 34. Ту-144.

Рис. 35. Ту-154.

Рис. 36. Ту-204.

Бомбардировщик Ту-22.

Пассажирский самолёт Ту-204.

Стратегический бомбардировщик Ту-95.

Стратегический бомбардировщик Ту-160.

Экспериментальный самолёт Ту-155.

Салон самолёта Ту-155 с опытным оборудованием.

Тугоплавкие металлы — металлы, обладающие высокой (выше, чем у железа) температурой плавления (см. табл.).

Табл. — Тугоплавкие металлы*

Название

Плотность, кг/м3

Температура плавления, {{°}}С

Железо

7874

1535

Титан

4500

1665

Цирконий

6450

1855

Хром

7190

1890

Ванадий

6110

1920

Гафний

13820

2230

Ниобий

8570

2500

Молибден

10200

2620

Тантал

16600

3014

Рений

21030

3190

Вольфрам

19300

3380

* По технической классификации.

Основная часть Т. м. используется для легирования стали, никелевых, титановых и др. сплавов, значительно повышая их механические и др. свойства (см. Сталь, Жаропрочные сплавы, Титановые сплавы). Наряду с этим в 50—60-е гг. разработаны, освоены в производстве и внедрены в авиастроение и др. области техники конструкционные сплавы на основе Т. м. — в первую очередь жаропрочные и др. сплавы на основе хрома, ниобия, молибдена и вольфрама.

Повышение высокотемпературных механических свойств сплавов на основе Т. м. достигается умеренным легированием элементами, образующими твёрдые растворы замещения, а также образованием в структуре сплавов дисперсных частиц тугоплавких соединений, главным образом тугоплавких карбидов, нитридов, боридов и оксидов (см. Дисперсноупрочнённые материалы). Сплавы на основе Т. м., за исключением сплавов на основе хрома, успешно используют при высоких температурах (выше 1000{{°}}С) в вакууме, инертных и некоторых специальных средах, но на изделия, предназначенные для работы на воздухе и в окислительных средах, необходимо наносить защитные покрытия (см. Покрытия металлов). Покрытия наносят диффузионными, вакуумтермическими и др. методами. Сплавы на основе ниобия, молибдена и вольфрама используют также в плакированном виде и в составе многослойных металлических материалов и композиционных материалов. Сплавы системы ниобий — титан — алюминий обладают повышенной жаростойкостью при 700—1200{{°}}С. Хромовые сплавы, имеющие в своём составе иттрий, лантан и др. редкоземельные элементы, жаростойки на воздухе и в окислительных средах при температурах до 1300—1600{{°}}С.

Для производства полуфабрикатов применяют слитки, полученные плавкой в вакуумных дуговых, электронно-лучевых, плазменных печах или электрошлаковым переплавом, а также заготовки, получаемые методом порошковой или гранульной металлургии (см. Порошковые материалы). Полуфабрикаты из Т. м. и сплавов на их основе (прутки, поковки, трубы, листы, фольгу и т. п.) получают методами горячей и холодной пластической деформации.

Лит.: Трефилов В. И., Мильман Ю. В., Фирстов С. А., Физические основы прочности тугоплавких металлов, Киев, 1975.

ГВКирсанов, АТКозлов.

Туман — помутнение приземного слоя воздуха из-за наличия взвешенных в нём капель воды или кристаллов льда или их смеси, при котором горизонтальная видимость становится меньше 1 км. Если взвешенные в воздухе мельчайшие капли воды, кристаллы льда или их смесь снижают видимость до 1 км или более 1 км, то такое явление называют дымкой.

Достижение состояния насыщения воздуха с последующей конденсацией водяного пара в приземном слое атмосферы, вызывающей образование Т., происходит вследствие двух основных процессов: понижения температуры воздуха и увеличения его влажности.

В зависимости от причин образования Т. различают два их основных вида: Т. охлаждения и Т. испарения. Т. охлаждения делятся на адвективные, возникающие из-за переноса тёплого влажного воздуха на холодную поверхность суши или воды, радиационные — появляются в результате охлаждения земли из-за уноса теплоты излучением, и орографические, связанные с характером рельефа местности, например в низинах. Т. испарения образуются вследствие испарения влаги с тёплой поверхности (например, моря) в холодный воздух. Т. могут образовываться как в однородной воздушной массе (внутримассовые Т.), так и в зоне атмосферных фронтов (фронтальные Т.). В отдельную группу выделяются Т. смешения, которые образуются при смешении двух воздушных масс с разной температурой и влажностью. Т. смешения могут возникать, например вблизи границы холодных и тёплых морских течений, вблизи побережья. Т. препятствуют работе воздушного транспорта; информация о них включается в штормовое предупреждение.

Туманов Алексей Тихонович (1909—1976) — советский учёный в области материаловедения, член-корреспондент АН СССР (1970), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1957). Окончил Московский электромашиностроительный институт (1934). Работал в ЦАГИ (1932—36), ОКБ А. Н. Туполева (1936—38). В 1950—55 начальник филиала ЦИАМ. В 1938—50 и 1955—76 начальник ВИАМ. Основные труды в области высокопрочных и жаропрочных сплавов, композиционных и неметаллических материалов, защитных покрытий для авиационной техники. Государственная премия СССР (1946, 1967). Награждён 3 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденами Красной Звезды, “Знак Почёта”, медалями.

Соч.: Авиационное материаловедение, в кн.: Развитие авиационной науки и техники в СССР, М., 1980 (совм. с Р. Е. Шалиным, Д. П. Старковым).

А. Т. Туманов.

Туманский Сергей Константинович (1901—1973) — советский конструктор авиационных двигателей, академик АН СССР (1968; член-корреспондент 1964), Герой Социалистического Труда (1957). Окончил Петроградскую военно-техническую школу авиамехаников (1922), Военно-воздушную инженерную академию РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (1931; ныне ВВИА). Работал в ЦИАМ, на авиамоторном заводе в Запорожье (главный конструктор ПД М-88), в ЛИИ. С 1943 в ОКБ ААМикулина (заместитель главного конструктора). В 1955 возглавил это ОКБ, с 1956 генеральный конструктор. Под руководством Т. создан ряд ТРД для скоростных боевых самолётов, в том числе Р11-300, выпускавшийся в большом числе модификаций. Т. внёс большой вклад в создание высокотемпературных турбин авиационных двигателей, провёл фундаментальные исследования по созданию реактивных двигателей с двухкаскадным компрессором, предложил рекомендации по устранению опасных вибрационных напряжений лопаток компрессоров и турбин. Ленинская премия (1957), Государственная премия СССР (1946). Награждён 4 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Красной Звезды, медалями. См. ст. АМ.

С. К. Туманский.

Туполев Алексей Андреевич (р. 1925) — советский авиаконструктор, академик АН СССР (1984; член-корреспондент 1979), Герой Социалистического Труда (1972). Сын АНТуполева. Окончил МАИ (1949). С 1942 в ОКБ А. Н. Туполева. С 1957 начальник отдела по сверхзвуковым ЛА, с 1963 главный конструктор, с 1973 генеральный конструктор. Принимал участие в создании многих самолётов серии Ту и их модификаций — Ту-2, Ту-4, Ту-70, Ту-16, Ту-104, Ту-114. Под его руководством разработан ряд серийных сверхзвуковых беспилотных ЛА. Т. — главный конструктор самолёта Ту-144, созданного совместно с А. Н. Туполевым. На Ту-144 (см. ст. Ту) впервые решены сложные научные и технические проблемы сверхзвуковой пассажирской авиации. Т. предложена общая компоновка этого самолёта, совместно с ЦАГИ дана теория проектирования сверхтонкого треугольного крыла малого удлинения. Новым этапом в проектировании стала разработка высокоресурсных теплостойких конструкций для режимов длительного аэродинамического нагревания, резервированных комплексов бортового оборудования и управления сверхзвуковой пассажирский самолётов, взлётно-посадочной механизации с убираемым передним горизонтальным оперением в “бесхвостой” схеме, отклоняемого носка кабины и др. Под руководством Т. созданы пассажирские самолёты Ту-154Б и Ту-154М (модификации Ту-154), экспериментальный самолёт Ту-155, использующий криогенное топливо, высокоэкономичный пассажирский самолёт Ту-204 и сверхзвуковой ракетоносец Ту-160. Т. ведёт преподавательскую деятельность (заведующий кафедрой в Московском авиационном технологическом институте имени К. Э. Циолковского; профессор с 1964). Автор ряда трудов по аэродинамической компоновке сверхзвуковой пассажирский самолётов и авиационной эргономике. Депутат ВС СССР в 1974—89, в 1989—91 народный депутат СССР. Ленинская премия (1980), Государственная премия СССР (1967), Награждён 3 орденами Ленина, орденами Трудового Красного Знамени, “Знак Почёта”, медалями.

А. А. Туполев.

Туполев Андрей Николаевич (1888—1972) — советский авиаконструктор, академик АН СССР (1953; член-корреспондент 1933), генерал-полковник-инженер (1968), трижды Герой Социалистического Труда (1945, 1957, 1972), Герой Труда РСФСР (1926). В 1908 поступил в Императорское техническое училище (позднее МВТУ), в 1918 окончил его с отличием. С 1909 член воздухоплавательного кружка. Участвовал в постройке планёра, на котором самостоятельно совершил первый полёт (1910). В 1916—18 Т. участвовал в работах первого в России авиационного расчётного бюро; конструировал первые аэродинамические трубы в училище. Вместе с НЕЖуковским был организатором и одним из руководителей ЦАГИ. В 1918—36 член коллегии и заместитель начальник института по опытному цельнометаллическому самолётостроению. Т. организатор производства советского алюминиевого сплава — кольчугалюминия, полуфабрикатов из него. С 1922 председатель Комиссии по постройке металлических самолётов при ЦАГИ. С этого времени начало действовать в системе ЦАГИ сформированное и возглавляемое им опытное КБ по проектированию и производству цельнометаллических самолётов различных классов. В 1922—36 Т. один из создателей научно-технической базы ЦАГИ, разработчик проектов ряда лабораторий, аэродинамических труб, опытового гидроканала, первого в стране опытного завода по строительству цельнометаллических самолётов. В 1923 Т. создал свой первый лёгкий самолёт смешанной конструкции (АНТ-1), в 1924 — первый советский цельнометаллический самолёт (АНТ-2), в 1925 — первый боевой цельнометаллический самолёт (АНТ-3), строившийся серийно. Впервые в мировой практике Т. не только научно обосновал рациональность схемы свободнонесущего цельнометаллического моноплана с профилем крыла большой “строительной высоты”, с двигателями, расположенными в его носке, но и создал такой самолёт, не имевший аналогов (АНТ-4, 1925). Т. разработал и внедрил в практику технологию крупносерийного производства легких и тяжёлых металлических самолётов. Под его руководством проектировались бомбардировщики, разведчики, истребители, пассажирские, транспортные, морские, специальные рекордные самолеты, а также аэросани, торпедные катера, гондолы, мотоустановки и оперение первых советских дирижаблей. Он ввёл в практику отечественного самолётостроения организацию на серийных заводах филиалов основного КБ, что значительно ускорило выпуск машин; создание при КБ своих лётно-доводочных баз, что сократило сроки проведения как заводских, так и государственных испытаний опытных машин. В 1936 Т. назначается первым заместителем начальника и главным инженером Главного управления авиационной промышленности Наркомтяжпрома, одновременно он возглавляет выделенное из системы ЦАГИ КБ с заводом опытных конструкций (авиационный завод № 156). Был необоснованно репрессирован и в 1937—41, находясь в заключении, работал в ЦКБ-29 НКВД. Здесь им был создан фронтовой бомбардировщик “103” (Ту-2). Этапными самолётами Т., в которых воплотились новейшие достижения науки и техники и авиационного конструирования в предвоенный период, стали: бомбардировщики АНТ-4, АНТ-6, АНТ-40, АНТ-42, ТУ-2; пассажирские самолёты АНТ-9, АНТ-14, АНТ-20 “Максим Горький” и рекордный АНТ-25. В Великой Отечественной войне участвовали ТБ-1, ТБ-3, СБ, Р-6, ТБ-7, МТБ-2, Ту-2 и торпедные катера Г-4, Г-5.

В послевоенный период под руководством Т. (с 1956 он генеральный конструктор) создан ряд военных и гражданских самолётов. Среди них стратегический бомбардировщик Ту-4, первый советский реактивный бомбардировщик Ту-12, турбовинтовой стратегический бомбардировщик Ту-95, бомбардировщик Ту-16, сверхзвуковой бомбардировщик Ту-22; первый советский реактивный пассажирский самолёт Ту-104, первый турбовинтовой межконтинентальный самолёт Ту-114, ближние и средние магистральные самолёты Ту-124, Ту-134, Ту-154, а также сверхзвуковой пассажирский самолёт Ту-144 (совместно с ААТуполевым). Под руководством Т. спроектировано свыше 100 типов самолётов, 70 из которых строились серийно. На его самолётах установлено 78 мировых рекордов, выполнено около 30 выдающихся перелётов.

Т. воспитал плеяду видных авиационных конструкторов и учёных, возглавивших самолётные ОКБ. В их числе ВМПетляков, ПОСухой, ВММясищев, АИПутилов, ВАЧижевский, АААрхангельский, МЛМиль, А. П. Голубков, И. Ф. Незваль. Т. почётный член Королевского авиационного общества Великобритании (1970) и Американского института аэронавтики и астронавтики (1971). Ему присуждены премии Н. Е. Жуковского (1958), золотая авиационная медаль ФАИ (1958), премия имени Леонардо да Винчи (1971), золотая медаль Общества основоположников авиации Франции (1971). Был членом ЦИК СССР, Депутатом ВС СССР с 1950. Ленинская премия (1957), Государственная премия СССР (1943, 1948, 1949, 1952, 1972). Награждён 8 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Суворова 2-й степени, Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденами Красной Звезды, “Знак Почёта”, медалями, а также иностранными орденами. Имя Т. носят Авиационный научно-технический комплекс в Москве, Казанский авиационный институт, остров в Обской губе Карского моря. В г. Кимры Тверской области установлен бюст Т. См. ст. Ту.

Лит.: Кербер Л. Л., Ту — человек и самолет, М., 1973, Из историк советской авиации (к 60-летию ОКБ им. А. Н. Туполева), М., 1982; Андрей Николаевич Туполев. Грани дерзновенного творчества, М., 1988; Андрей Николаевич Туполев. Жизнь и деятельность, М., 1990.

МБСаукке.

А. Н. Туполев.

Туполева медали — 1) медаль, присуждавшаяся Президиумом АН СССР. Постановлением СМ СССР от 8 мая 1973 учреждена Золотая медаль имени А. Н. Туполева “За выдающиеся работы в области авиационной науки и техники” с выдачей денежной премии. Медаль присуждалась советский учёным раз в 4 года в день рождения АНТуполева — 10 ноября. Право выдвижения кандидатов на соискание Т. м. предоставлялось академикам и член-корреспондент АН СССР и АН союзных республик, научным учреждениям, высшим учебным заведениям, научным и инженерно-техническим обществам, конструкторским бюро, научным советам АН СССР и др. ведомств по важнейшим проблемам науки. Золотая медаль, премия и диплом вручались на годичном общем собрании АН СССР (первая декада марта). Золотых медалей и премий имени А. Н. Туполева удостоены 4 генеральных конструктора — ПОСухой, ОКАнтонов, ПДГрушин, РАБеляков.

2) Медаль ФАИ — см. в ст. Награды ФАИ.

Золотая медаль имени А. Н. Туполева.

Турбина газотурбинного двигателя — узел ГТД, предназначенный для преобразования энергии газа в работу на валу, затрачиваемую на привод компрессора двигателя и в зависимости от назначения ГТД, других устройств (воздушный винт, несущий винт, вспомогательные агрегаты). Применяются в основном одно- и многоступенчатые осевые Т., реже радиальные или диагональные центростремительные Т. В осевой Т. газовый поток параллелен оси вращения, в радиальной Т. — направлен вдоль радиуса. Радиальные газовые Т. применяются при относительно малых расходах газа. Ступень Т. состоит из соплового аппарата, установленного в корпусе, рабочих лопаток, закреплённых на диске ротора, и уплотняющих элементов (см. рис.).

К Т. предъявляются высокие требования по эффективности, надёжности работы, габаритам и массе. Т. работает в широком диапазоне изменения параметров газа и частоты вращения ротора. Требуется сохранение высокой эффективности Т. при изменении режимов работы. Эффективность работы Т. характеризуется тремя кпд; изоэнтропическим, равным отношению действительного теплоперепада в турбине к располагаемому изоэнтропическому теплоперепаду; эффективным, или мощностным, равным отношению получаемой механической работы к тому же изоэнтропическому теплоперепаду; кпд в параметрах заторможенного потока, равным отношению получаемой работы к изоэнтропическому теплоперепаду, определённому по параметрам заторможенного потока за турбиной. В газодинамических расчётах Т. для оценки эффективности её работы чаще всего используется последний кпд. В охлаждаемых Т. кпд определяется с учётом энергии охлаждающего воздуха (см. Коэффициент полезного действия компрессора, турбины). Для получения высоких значений кпд должны быть оптимизированы кинематические параметры ступени (степень реактивности и соотношение между окружной скоростью ротора и скоростью газового потока) и газодинамические параметры лопаточных венцов, а также сведены к минимуму потери от перетеканий газа в радиальном зазоре между лопатками ротора и корпусом Т. Уменьшение потерь в радиальном зазоре достигается применением бандажных полок с лабиринтными гребешками на концах лопаток или уменьшением зазора до минимальных значений, при которых допускается касание лопаток о корпус на некоторых режимах работы Т. в случае применения истираемых вкладышей на внутренней поверхности корпуса. Бандажирование рабочего колеса обычно производится на лопатках с относительно большим удлинением (отношение длины лопатки к её хорде). Бандажные полки используются также для снижения вибрационных напряжений, уровень которых тем больше, чем длиннее лопатки. При относительно коротких лопатках (отношение диаметра Т. к длине лопатки больше 10) важное значение имеют уменьшение радиального зазора и его сохранение на минимальном уровне на всех режимах работы Т. Для этого применяется тепловое регулирование зазора путём программного изменения температуры корпуса и ротора Т. В современной Т. достигнут высокий уровень кпд в параметрах заторможенного потока (90 и 93% для одно- и многоступенчатых Т. соответственно).

Выбор числа ступеней Т. зависит от назначения двигателя, его кинематической схемы и параметров. Для привода компрессора газогенератора используются одно- и двухступенчатые Т., для привода вентилятора при большой степени двухконтурности двигателя или воздушного винта — многоступенчатые Т. (до шести ступеней). При относительно малой степени двухконтурности для привода применяются одно- или двухступенчатые Т. Важными показателями Т. являются удельные значения мощности и массы: мощности, получаемой от 1 кг расходуемого газа, и массы конструкции Т., отнесённой к вырабатываемой мощности. Повышение температуры газа, увеличение скорости газового потока и окружной скорости ротора приводят к увеличению удельной мощности Т. и снижению её удельной массы. Температура газа достигает 1600—1700 К, окружная скорость ротора — 500 м/с, скорости газового потока в высокоперепадных одноступенчатых Т. около- или сверхзвуковые.

Высокие температуры газа в Т. освоены благодаря применению жаропрочных и жаростойких литейных сплавов и интенсивного воздушного охлаждения омываемых газом поверхностей. Дальнейшее совершенствование Т. связано с повышением температур газа, применением более жаропрочных и жаростойких материалов, включая композиционные материалы, и теплозащитных покрытий, более совершенных схем охлаждения двигателей, основанных на применении прогрессивных технологических методов изготовления лопаток, корпусов и дисков. (См. также Радиальная турбина, Рабочее колесо турбины, Ротор турбины, Сопловой аппарат турбины, Ступень компрессора, турбины).

Лит.: Холщевников К. В., Теория и расчет авиационных лопаточных машин, М., 1970; Абианц В. X., Теория газовых турбин реактивных двигателей, 3 изд., М., 1979.

КМПопов.

Ступень турбины: а — осевой; б — радиальной центростремительной; 1 — сопловой аппарат; 2 — корпус; 3 — ротор; 4 — уплотнения.

Турбовальный двигатель — разновидность газотурбинного двигателя, в котором полезная внешняя работа реализуется в турбине, вал которой не связан механически с валом (валами) турбокомпрессорной части двигателя (рис. 1). Т. д. называют также ГТД со свободной силовой турбиной. По условиям работы турбокомпрессора Т. д. во многом сходен с ТРД, если в последнем выходное сопло заменить свободной силовой турбиной. На практике такое преобразование ТРД в Т. д. и наоборот часто встречается. Свободная силовая турбина — конструктивная особенность вертолётных ГТД. Однако Т. д. находит применение и на лёгких самолётах, а также в ряде неавиационных энергетических установок. Выходной вал силовой турбины может быть направлен либо вперёд (через полый вал турбокомпрессорной части), либо назад (через выходной газовый канал). В ряде случаев Т. д. может иметь встроенное пылезащитное устройство на входе и промежуточный редуктор на валу свободной турбины.

Применение свободной силовой турбины существенно отражается на закономерностях взаимного влияния элементов двигателя, способах регулирования и конструктивных формах. В Т. д. помимо обычных характеристик (по частоте вращения турбокомпрессора пт.к., высотной и скоростной) следует также рассматривать и характеристику по частоте вращения свободной турбины пс.к. (рис.2). Для каждого постоянного значения частоты вращения турбокомпрессора, характеризующего уровень располагаемой работы, существует определённая зависимость мощности Nдв, реально выдаваемой Т. д., от частоты вращения свободной турбины. Диапазон возможного изменения частоты вращения выходного вала Т. д. составляет обычно 10—15% от номинальной при оптимальной мощности Nопт. Дальнейшее расширение этого диапазона может приводить к ощутимым потерям мощности.

ЮГБехли.

Рис. 1. Схема турбовального двигателя.

Рис. 2. Характеристики турбовального двигателя (все значения даны по отношению к значениям при расчётном режиме).

Турбовентиляторный двигатель — то же, что турбореактивный двухконтурный двигатель.

Турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД) — разновидность турбовинтового двигателя, в котором вместо обычного воздушного винта применён винтовентилятор (см. рис.; см. также ст. Воздушный винт и рис. 3 к этой статье). На одном валу может быть несколько винтовентиляторов, расположенных друг за другом и вращающихся в одну сторону или в противоположные. Винтовентилятор имеет высокий кпд ({{η}}в{{≥}}0,8) в области высоких дозвуковых скоростей полёта (Маха число полёта М{{∞}} до 0,9). Он соединён с валом турбины двигателя через редуктор. Применение ТВВД в гражданской авиации в связи с высоким значением его полётного кпд позволяет при больших дозвуковых скоростях полёта (М{{∞}} = 0,8, высота H = 11 км) снизить удельный расход топлива на 15—20% по сравнению с ТРДД, имеющим одинаковый с ТВВД уровень технического совершенства. Применение винтовентилятора вместо винта позволяет снизить уровни шума и вибраций в салоне самолёта. В 80-х гг. работы по созданию ТВВД достигли стадии лётных испытаний; и были начаты разработки пассажирских самолётов с ТВВД.

Компоновка силовой установки с турбовинтовентиляторным двигателем: 1 — винтовентилятор; 2 — редуктор; 3 — вал двигателя; 4 — двигатель.

Турбовинтовой двигатель (ТВД) — авиационный газотурбинный двигатель, в котором тяга в основном создаётся воздушным винтом, приводимым во вращение газовой турбиной, а частично (до 8—12%) — реакцией вытекающих из сопла двигателя газов. Основными элементами ТВД являются входное устройство, компрессор, камера сгорания, газовая турбина, реактивное сопло, винт и редуктор (см. рис.).

Атмосферный воздух, поступающий во входное устройство ТВД при полёте, сжимается в воздухозаборнике и далее в компрессоре, а затем поступает в камеру сгорания, куда впрыскивается топливо. Образовавшиеся газы расширяются в газовой турбине, полезная работа которой затрачивается на привод компрессора и винта. Окончательное расширение газов происходит в реактивном сопле.

Известны различные конструктивные схемы ТВД: одновальный; с однокаскадным компрессором и так называемой свободной турбиной, расположенной на отдельном валу и служащей для привода винта; с двухкаскадным компрессором, когда винт и компрессор низкого давления приводятся отдельной турбиной. По схеме со свободной турбиной обычно выполняются ГТД для вертолётов (см. Турбовальный двигатель).

В СССР первый экспериментальный ТВД ВВУварова был построен и испытан в конце 30-х гг. В 50-е гг. были созданы серийные ТВД под руководством НДКузнецова (см. НК) и АГИвченко (см. АИ) в диапазоне мощностей от 1880 кВт (АИ-24) до 11000 кВт (НК-12). Мощность ТВД увеличивается с ростом скорости и уменьшается с увеличением высоты полёта. Удельный расход топлива, отнесённый к мощности на выходном валу ТВД, уменьшается с ростом как скорости, так и высоты полёта.

ТВД получили распространение на дозвуковых самолётах с Маха числом полёта М{{∞}}<0,8, поскольку при малых скоростях полёта ТВД имеет высокий полётный кпд. С увеличением скорости полёта в связи с уменьшением кпд винта ТВД становятся менее выгодными, чем турбореактивные двухконтурные двигатели, в особенности двигатели с большой степенью двухконтурности. Поэтому применение ТВД на магистральных пассажирских самолётах сократилось. Однако в связи с возросшим значением повышения топливной эффективности пассажирских и транспортных самолетов в 70—80-х гг. получили развитие работы по созданию разновидности ТВД — турбовинтовентиляторных двигателей.

Лит.: Теория реактивных двигателей. Рабочий процесс и характеристики, М., 1958; Теория воздушно-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 1975.

ВРЛевин.

Принципиальная схема турбовинтового двигателя: 1 — входное устройство; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — турбина; 5 — реактивное сопло; 6 — редуктор; 7 — воздушный винт.

Турбовинтовой самолёт — самолёт, в силовой установке которого используются турбовинтовые двигатели. Как правило, ТВД устанавливаются на крыле самолёта либо в носовой части фюзеляжа. Основное достоинство Т. с. — высокая топливная эффективность.

Т. с. 1-го поколения были созданы во 2-й половине 40-х и в 50-е гг. В их числе; пассажирские самолёты — Виккерс “Вайкаунт”, Бристоль “Британия” (Великобритания), Фоккер F.27 (Нидерланды), Ан-10, Ил-18, Ту-114 (СССР), Локхид L.188 “Электра” (США); транспортные — Ан-8, Ан-12, Ан-22 (СССР), Локхид С-130, Дуглас С-133 (США); противолодочные — Фейри “Ганнет” (Великобритания), Бреге “Ализе” (Франция), Локхид Р-3 (США) и др. Т. с., создававшиеся в 60—80-х гг., в основном предназначались для коротких и местных воздушных линий. Дальнейшие перспективы развития Т. с. связаны с применением турбовинтовентиляторных двигателей.

Турбокомпрессор — часть ГТД, состоящая из установленных на одном валу осевого или центробежного компрессора и газовой турбины для его привода. Т. служит для повышения давления рабочего тела ГТД. Т. с камерой сгорания, располагающейся между компрессором и турбиной, называется газогенератором. Т. низкого давления ТРДД, состоящий из компрессора низкого давления (вентилятора) и турбины, иногда называют турбовентилятором. Существенное значение для уменьшения массы и размеров ГТД и их газогенераторов имеет компактность Т., одним из путей повышения которой является сокращение общего числа ступеней Т., что достигается повышением окружных скоростей компрессоров и турбины и увеличением нагрузки на ступень.

Турболёт — экспериментальный ЛА вертикального взлёта и посадки без аэродинамических несущих, стабилизирующих и рулевых поверхностей. Подъёмную силу Т. создаёт турбореактивный двигатель (отсюда назв. “Т.”). Тяга ТРД превышает взлётный вес Т., что обеспечивает вертикальный взлёт и посадку аппарата, а также вертикальную скорость более 10 м/с. Движение в горизонтальной плоскости осуществляется наклоном вектора тяги ТРД в сторону направления полёта. Устойчивость и управляемость Т. могут обеспечиваться с помощью струйных рулей (реактивных микродвигателей) и газовых рулей, установленных в реактивном сопле двигателя. Т. использовались для исследования проблем устойчивости и управляемости СВВП, а также спускаемых космических аппаратов, рассчитанных для мягкой посадки на Луну и на планеты, лишённые атмосферы.

В СССР в 1957 был построен Т. конструкции АНРафаэлянца (рис. в табл. XXVI). Т. имел форменный каркас, вертикально установленный на нём ТРД, четырёхстоечное шасси, кабину пилота и разнесённые на четырёх штангах струйные рули. Т. испытывал ЮАГарнаев. В Великобритании в 1954 фирмой “Роллс-Ройс” был построен Т. с двумя ТРД “Нин” с тягой по 22,3 кН.

“Турбомека” (Turbom{{é}}ca) — двигателестроительная фирма Франции. Является ведущим западно-европейским производителем двигателей небольшой мощности для самолётов и вертолетов. Основана в 1938, с 1947 ведёт разработку и производство авиационных ГТД. К 1985 фирмой создано примерно 50 типов двигателей, из которых около 15 пошло в серийное производство. К 1987 выпущено свыше 26 тыс. двигателей, из них около 6 тыс. совместно с другими фирмами, и около 14 тыс. (10 типов) по лицензиям в других странах. Около 20 тыс. двигателей фирмы находятся в эксплуатации в 115 странах. Основные программы 80-х гг.: производство турбовальных ГТД “Артуст”, “Ариэль” и “Макила”, ТВД и ГТД “Астазу”, ТРДД “Адур” (с фирмой “Роллс-Ройс”), “Ларзак” (с фирмой “СНЕКМА”). Основные данные некоторых двигателей фирмы приведены в табл.

Табл. — Двигатели фирмы “Турбомека”

Основные данные

“Астазу” XIV (ГТД)

“Астазу” XVI (ТВД)

“Ариэль” I (ГТД)

“Макила” 1А (ГТД)

Мощность, кВт

440

760

478

1240

Удельный расход топлива на взлетном режиме, г/(кВт·ч)

325

320

353

303

Расход воздуха, кг/с

2,5

3,3

2,4

5,5

Степень повышения давления

6—7

8

8

10,2

Температура газа перед турбиной, К

1273

1310

Масса, кг .

160

206

115

242

Диаметр, м

0,46

0,64

0,6

0,52

Применение (летательные аппараты

Вертолёты Аэроспасьяль А341 и А342“Газель”

Самолёт FAMA 1А.58 “Пукара”

Вертолёты Аэроспасьяль А365 “Дофен”, АS350 “Экюрёй”

Вертолёт Аэроспасьяль АS332 “Супер пума”

Турбопрямоточный двигатель (ТПД) — комбинированный многорежимный ВРД для полётов с гиперзвуковыми скоростями (Маха числа полёта М{{∞}} до 5, при использовании в качестве топлива водорода примерно до 6), содержащий газотурбинный и прямоточный контуры. ТПД сочетает свойства и преимущества турбореактивного двигателя с форсажем (ТРДФ, ТРДДФ) при взлёте и небольших сверхзвуковых скоростях полёта и прямоточного воздушно-реактивного двигателя при больших сверхзвуковых скоростях полёта. В ТПД с последовательной работой контуров (см. рис.) вначале (от взлёта до умеренных сверхзвуковых скоростей полёта) работает только газотурбинный контур; при М{{∞}} = 2,5—3 происходит переход на прямоточный режим работы, при этом подача топлива в газотурбинный контур прекращается. Особенность таких ТПД — наличие общей для контуров форсажно-прямоточной камеры сгорания, расположенной перед реактивным соплом. В ТПД с отдельной камерой сгорания прямоточного контура возможна параллельная работа контуров, начиная с М{{∞}} = 1,5—2, благодаря чему повышается тяга двигателя на промежуточных скоростях полёта. При полёте с числами М{{∞}} = 3—3,5 газотурбинный контур может быть переведён на режим авторотации для привода агрегатов двигателя. При использовании в газотурбинном контуре ТПД двухконтурного двигателя повышается экономичность ТПД при крейсерском полёте с дозвуковой скоростью. ТПД могут использоваться в качестве силовой установки на сверхзвуковой пассажирский самолётах.

Лит.: Теория двухконтурных турбореактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, В. А. Сосунова, М., 1979.

ММЦховребов.

Схемы турбопрямоточных двигателей: а — на основе ТРД (последовательная работа контуров); б — на основе ТРД (параллельная работа контуров); в — на основе ТРДД; 1 — воздухозаборник; 2 — перепускной канал прямоточного контура с устройством перекрытия; 3 — газогенератор; 4 — форсажно-прямоточная камера сгорания; 5 — регулируемое реактивное сопло; 6 — камера сгорания в прямоточном контуре; 7 — турбовентилятор.

Турбореактивный двигатель (ТРД) — разновидность воздушно-реактивного двигателя, в котором для повышения давления применён турбокомпрессор. Основные составные части ТРД (рис. 1): воздухозаборник 1, компрессор 2, камера сгорания 3, турбина 4, реактивное сопло 5. При полёте набегающая струя воздуха частично тормозится в воздухозаборнике, и давление воздуха повышается. Из компрессора, где происходит дальнейшее повышение давления, сжатый воздух поступает в камеру сгорания, куда впрыскивается топливо. Продукты сгорания топлива с высокой температурой поступают на турбину, которая соединена валом с компрессором. В турбине газ расширяется и совершает работу, необходимую для сжатия воздуха в компрессоре. За турбиной газ имеет давление и температуру, позволяющие при его дальнейшем расширении в реактивном сопле получить скорость истечения струи, превышающую скорость поступающего в двигатель воздуха (скорость полёта). Положительная разность количества движения газа и воздуха обеспечивает образование реактивной тяги двигателя.

В конце 30-х — начале 40-х гг. поршневые двигатели винтовых самолётов уже не обеспечивали роста тяги, требовавшегося в связи с ростом скоростей полёта, что дополнительно усугублялось падением кпд винта. На смену ПД пришли ТРД. Изменение тяги Р, а также удельного расхода топлива Суд в зависимости от Маха числа М{{∞}} (скорости полёта) показано на рис. 2 и 3. Из них видно, что с увеличением скорости полёта тяга ТРД возрастает практически на всех высотах. Именно это свойство характеристики ТРД обеспечило их широкое распространение. Кроме того, масса ПД требуемой мощности с увеличением расчётной скорости полёта возрастает до неприемлемых значений, в то время как увеличение массы ТРД с ростом расчётной максимальной скорости полёта оказывается небольшим, так как в лопаточных машинах повышение мощности турбокомпрессора сопровождается увеличением главным образом изгибающих напряжений в лопатках турбокомпрессора, что влияет на увеличение массы ТРД незначительно. Поэтому удельная масса, представляющая собой отношение массы двигателя к тяге, у ПД резко увеличивается, а у ТРД уменьшается при увеличении скорости полёта. Возрастание тяги ТРД при увеличении скорости полёта объясняется непрерывным ростом расхода воздуха через двигатель, однако при постоянной температуре газа перед турбиной с ростом скорости полёта одновременно уменьшается работа термодинамического цикла и соответственно удельная тяга двигателя; взаимное влияние расхода воздуха и удельной тяги определяет вид тяговых характеристик. При малых скоростях полёта, приблизительно до 300 км/ч, вследствие слабого вначале увеличения расхода воздуха абсолютная тяга несколько снижается, а затем возрастает, особенно резко у форсированных ТРД (рис. 3). Теоретически при очень высокой скорости полёта работа цикла и тяга уменьшаются до нуля, несмотря на продолжающийся рост расхода воздуха. Дроссельная характеристика ТРД показана на рис. 4.

Основными параметрами ТРД являются температура газа перед турбиной Т*г и степень повышения давления воздуха в компрессоре {{π}}*к. В общем случае эти параметры независимы. Однако развитие ТРД связано с ограничением температуры газа перед турбиной вследствие ограничения жаропрочности её деталей. Поэтому каждому значению Т*г соответствует оптимальное значение степени повышения давления, обеспечивающее максимальную тягу или наилучшую экономичность. Наличие оптимума по степени повышения давления следует, например, из того, что при двух предельных её значениях, а именно минимальном, равном единице, и максимальном, при котором температура за компрессором достигает значения, равного температуре газа перед турбиной Т*г, и подвод теплоты в камере сгорания оказывается невозможным, работа цикла обращается в нуль. При снижении температуры газа перед турбиной, повышении скорости полёта и ухудшении кпд составных частей двигателя оптимальная степень повышения давления снижается. Скорость полёта, при которой оптимальное значение {{π}}*к снижается настолько, что давление в реактивном сопле оказывается равным давлению в воздухозаборнике, называется скоростью “вырождения” ТРД. Выше этой скорости целесообразно уже применение ПВРД. При повышении температуры газа перед турбиной, а также при повышении кпд составных частей двигателя оптимальное значение {{π}}*к повышается, увеличивается и максимальная скорость полёта самолётов с ТРД. Прогресс в материаловедении и развитие методов охлаждения двигателя позволили к 90-м гг. достичь значения температуры газа перед турбиной Т*г = 1700—1800 К; рассматриваются температуры газа перед турбиной, близкие значениям, соответствующим стехиометрическому соотношению топлива и воздуха в камере сгорания, то есть Т*г = 2300—2500 К. Степени повышения давления воздуха в компрессоре имеют значения {{π}}*к = 10—15 (в одноконтурных ТРД).

ТРД был первым типом газотурбинного двигателя, получившим широкое практическое применение в авиации. Постоянная потребность увеличивать тягу, особенно с ростом скорости полёта, привела к появлению класса форсированных ТРД (ТРДФ — ТРД с форсажом), в которых между турбиной и реактивным соплом располагается форсажная камера сгорания 6 (рис. 5; остальные позиции те же, что на рис. 1). ТРД разделяются: по числу роторов турбокомпрессора — на одно- и двухвальные; по типу компрессоров — на ТРД с центробежным и осевым компрессорами; по типу камеры сгорания — на ТРД с индивидуальными и кольцевыми камерами; по типу реактивного сопла — на ТРД с осесимметричным или плоским, нерегулируемым или регулируемым соплами, с управлением вектором тяги, с реверсивным устройством. В 60—80-х гг. широкое распространение получили турбореактивные двухконтурные двигатели, в том числе с форсажной камерой. Как составная часть ТРД используется в различных комбинированных двигателях.

Историческая справка. Впервые идея использования турбокомпрессора в двигателе для ЛА изложена русским инженером Н. Герасимовым в 1909. Основы теории ВРД в СССР были опубликованы в 1929 БССтечкиным. Начало работ по созданию ТРД относится к 1930—37. В этот период в СССР начал работы по ТРД АМЛюлька, в Великобритании ФУиттл запатентовал схему ТРД с центробежным компрессором, во Франции теорией ТРД занимался МРуа, в Германии с 1936 над созданием ТРД работал XОхайн. Создание первых ТРД относится к 1937. В Германии на фирме “Хейнкель-Хирт” был испытан созданный по проекту Охайна двигатель тягой 2500 Н; в Великобритании на фирме “Пауэр джетс” прошёл испытания разработанный по проекту Уиттла двигатель U. В 1939 в Германии состоялся полёт самолёта Не-178 с двигателем HeS3B тягой 4900 Н, а в 1941 в Великобритании — полёт самолёта Глостер Е28/39 с двигателем W тягой 3820 Н. В годы 2-й мировой войны начаты работы над ТРД в США и Японии.

В СССР первый этап работы вплоть до окончания Великой Отечественной войны связан с работами Люльки, приведшими к созданию первых двигателей из семейства АЛ. После войны к созданию ТРД подключились коллективы КБ, возглавляемые ВЯКлимовым и ААМикулиным. Существенный вклад в теорию ТРД внесли ВВУваров, Н. В. Иноземцев, КВХолщевников и др. учёные ЦИАМ, ЦАГИ, ВВИА. В разработке отечественных ТРД последующих поколений большая роль принадлежит коллективам КБ под руководством ВАДобрынина, АГИвченко, СПИзотова, НДКузнецова, ВАЛотарева, ПАСоловьёва, СКТуманского.

Лит.: Иноземцев Н. В., Авиационные газотурбинные двигатели. Теория и рабочий процесс. М., 1955; Грин В., Кросс Р., Реактивные самолеты мира, М., 1957; Скубачевский Г. С., Авиационные газотурбинные двигатели, 3 изд., М., 1969; Теория воздушно-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 1975.

АМЛюлька, СДРешедько.

Рис. 1. Схема ТРД.

Рис. 2. Зависимости тяги и удельного расхода топлива от числа М{{∞}} и высоты Н полёта (сплошные линии — ТРД, штриховая линия — поршневой двигатель с кпд винта {{η}}в = const, штрих-пунктирная линия — поршневой двигатель с {{η}}в = var).

Рис. 3. Зависимости тяги и удельного расхода топлива ТРДФ от числа М{{∞}} и высоты H полёта.

Рис. 4. Дроссельная характеристика ТРД.

Рис. 5. Схема ТРДФ.

Турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД), турбовентиляторный двигатель, — турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур, преобразуется в механическую работу для привода вентилятора наружного контура. Внутренний контур содержит компрессор, турбины компрессора и вентилятора и камеру сгорания. Поток сжатого воздуха наружного контура и поток газа внутреннего контура, вытекающего из турбины вентилятора, используются для получения реактивной тяги с помощью отдельных реактивных сопел или одного общего сопла, в котором смешиваются потоки (рис. 1). Перед реактивными соплами ТРДД могут находиться форсажные камеры сгорания для увеличения тяги путём сжигания дополнительного топлива (рис. 2). Введение второго контура при отсутствии форсажа являет основным средством повышения экономичности ТРД вследствие уменьшения потерь энергии с отбрасываемой струёй, обусловленного уменьшением её среднемассовой скорости. Экономичность ТРДД зависит от параметров рабочего процесса и уменьшается с повышением скорости полёта. Поэтому нефорсированные ТРДД применяются в основном на дозвуковых пассажирских и транспортных самолётах, на которых они с 60-х гг. стали основным типом двигателя. ТРДД с форсажными камерами (ТРДДФ) широко применяются на сверхзвуковых самолетах для повышения экономичности при полёте с дозвуковой скоростью, а также для расширения диапазона изменения характеристик двигателя.

Важнейшим параметром ТРДД является степень двухконтурности т. Находящиеся в эксплуатации ТРДД дозвуковых самолётов имеют m = 0,5—2 и, как правило, смешение потоков в общем реактивном сопле, или m = 4—8 и раздельное истечение потоков (в этом случае вентилятор одноступенчатый).

Значения удельного расхода топлива в дозвуковом ТРДД находятся в пределах Суд = 0,08—0,058 кг/(Н{{·}}ч) при Маха числе полёта М{{∞}} = 0,8 на высоте H = 11 км. Меньшие значения относятся к ТРДД с большей степенью двухконтурности. ТРДД сверхзвуковых самолётов имеют при М{{∞}} = 2,2 и H = 11 км на нефорсированном режиме Суд = 0,13—0,14 кг/(Н{{·}}ч) и до 0,2 кг/(Н·ч) на полном форсаже.

Для ТРДД дозвуковых самолётов наибольший интерес представляет дроссельная характеристика на крейсерском режиме полёта (рис. 3), показывающая изменение экономичности двигателя в зависимости от режима его работы. На протекание дроссельной характеристики ТРДД сильно влияет значение степени двухконтурности на расчётном режиме mp. Для ТРДДФ сверхзвуковых манёвренных самолётов важны высотно-скоростные характеристики в полном диапазоне изменения условий полёта (рис. 4). Дросселирование здесь производится в основном изменением подачи форсажного топлива. Протекание высотно-скоростных характеристик ТРДД обеспечивается принятой программой регулирования, задающей закон изменения параметра регулирования в зависимости от внешних условий, например nк = f(р*вх, Т*вх) или nк = const, где nк — частота вращения компрессора, р*вх и Т*вх — полное давление и температура торможения воздуха на входе в двигатель. На рис. 4 виден характерный для ТРДДФ широкий диапазон изменения тяги при изменении условий полёта и режима работы двигателя.

По конструкции ТРДД разделяются на одно-, двух- и трёхвальные, с передним и задним вентиляторами. Передний вентилятор работает всегда на оба контура (см. рис. 1 и 2), задний — только на наружный контур (свободная турбовентиляторная приставка). Наибольшее распространение получили двух- и трёхвальные ТРДД с передним вентилятором. Второе название ТРДД — турбовентиляторный двигатель — также нашло широкое распространение, но его чаще применяют, имея в виду ТРДД с большой степенью двухконтурности.

Впервые ТРДД был предложен АМЛюлькой в 1937. Первые ТРДД для пассажирских самолётов были созданы во 2-й половине 50-х гг. (за рубежом — “Конуэй” английской фирмы “Роллс-Ройс”, в СССР — Д-20П в ОКБ ПАСоловьёва).

Лит.: Теория двухконтурных турбореактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, В. А. Сосунова, М. 1979.

АЛПархомов.

Рис. 1. Схемы ТРДД: а — с раздельным истечением потоков; б — со смешением потоков; 1 — одноступенчатый вентилятор; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — турбина компрессора; 5 — турбина вентилятора; 6 — наружный контур; 7 — реактивные сопла; 8 — смеситель.

Рис. 2. Схемы ТРДД с форсажем: а — в наружном контуре; б — в форсажно-смесительной камере; 1 — двухступенчатый вентилятор; 2 — форсажная камера наружного контура; 3 — форсажно-смесительная камера.

Рис. 3. Дроссельные характеристики ТРДД для дозвуковых самолётов при различных значениях mp (M{{∞}} = 0,8 и H = 11 км, {{}} — отношение тяги к взлетной тяге, {{}} — частота вращения турбокомпрессора, отнесённая к значению на взлётном режиме; на рис. показаны расчётные точки).

Рис. 4. Высотно-скоростные характеристики ТРДДФ ({{}} — отношение тяги к взлётной тяге при полном форсаже; {{}}ф — температура форсажа; штриховые линии соответствуют работе двигателя с выключенным форсажем).

Турбулентное течение — течение жидкости или газа, характеризующееся беспорядочным, нерегулярным перемещением его объёмов и их интенсивным перемешиванием (см. Турбулентность), но в целом имеющее плавный, регулярный характер. Образование Т. т. связано с неустойчивостью ламинарного течения при больших Рейнольдса числах (см. Переход ламинарного течения в турбулентное). При исследовании Т. т. различают пристенные течения (турбулентный пограничный слой, течения в трубах и каналах) и свободные течения (турбулентные струи, следы аэродинамические, слои смешения).

Т. т. имеют широкое распространение в природных явлениях и технических устройствах и характеризуются огромными по сравнению с ламинарными течениями значениями коэффициента переноса (см. Переносные свойства среды), что приводит к гораздо б{{ó}}льшим силам трения (см. Турбулентное трение), тепловым и массовым потокам. Во многих технических приложениях это является вредным и заставляет искать пути для их снижения (см., например, Ламинаризация пограничного слоя); в некоторых случаях наоборот — именно реализация Т. т. приводит к уменьшению аэродинамического сопротивления тела (см. Кризис сопротивления). С другой стороны, многие технические устройства (авиационные двигатели, эжекторы и т. п.) используют высокую интенсивность процессов перемешивания и повышенную скорость распространения химических реакций (например, горения) в Т. т. Закономерности Т. т. часто определяют предел совершенствования технических устройств.

Следуя О. Рейнольдсу, мгновенные значения газодинамических переменных в Т. т. разбивают на 2 слагаемых — осреднённую величину и её пульсацию (например, компонент ui вектора скорости и представляется в виде ui = <ui>+u{{′}}i, а давление р = <р>+р', где знак <...> обозначает величину, усреднённую по времени, штрих — её пульсацию). В этом случае Т. т. определяется, с одной стороны, полем осреднённых газодинамических переменных и, с другой стороны, статистическими параметрами пульсаций — кинетической энергией пульсаций E = 3<(u{{′}})2>/2 или связанной с ней интенсивностью турбулентности {{ε}} = <(u{{′}})2>½/<u>, интегральным масштабом турбулентности L, характеризующим размер вихрей, содержащих основную долю энергии Е или, в общем случае, всевозможными моментами пульсирующих величин, являющихся осреднёнными значениями их произведений — <p{{′}} u{{′}}i>, <u{{′}}i u{{′}}j>, <u{{′}}i u{{′}}j u{{′}}k> и т. д. — и относящихся к всевозможным точкам пространства и моментам времени, или функциям плотности вероятности — Р(u1), Р(u1, u2) и т. д. Параметры пульсаций могут меняться в широких пределах. Например, в рабочих частях аэродинамических труб в зависимости от их типа {{ε}} = 0,01—2%; νа оси длинных трубопроводов {{ε}} = 4—5%, L = (0,03—0,04)d (d — диаметр трубы); в трактах ВРД значения в могут достигать 10—20%, а — (0,1—0,3)d.

В 1894 Рейнольдс получил уравнения для осреднённой скорости (уравнения Рейнольдса)

{{}}

(i, {{α}} = 1, 2, 3) и уравнение для энергии турбулентности. Здесь {{ρ}} — плотность; {{ν}} — кинематическая вязкость; x{{α}} — координаты (по {{α}} подразумевается суммирование); t — время. Эти уравнения отличаются от Навье Стокса уравнений наличием дополнительных турбулентных напряжений (напряжений Рейнольдса) τi j = - ρ<ui, uj>, обусловленных пульсационным движением. В отличие от молекулярных напряжений, которые определяются локальными характеристиками осреднённого течения, напряжения Рейнольдса связаны с крупномасштабной турбулентностью и поэтому в каждой точке течения зависят от распределения осреднённой скорости и особенностей пульсационного движения в достаточно большой её окрестности.

Часто для представления напряжений Рейнольдса привлекается понятие турбулентной вязкости, введённое французским учёным Ж. Буссинеском в 1897. Кинематическая турбулентная вязкость {{ν}}т в отличие от кинематической молекулярной вязкости {{ν}} νе является физической характеристикой среды, а определяется статистическими характеристиками потока; эта величина переменная и в некоторых областях течения может даже принимать отрицательные значения. Поэтому картина осреднённого движения, законы сопротивления, теплообмена и т. д. для Т. т., например в каком-либо тракте, качественно отличаются от ламинарных течений в этом же тракте.

В свободных Т. т. для струйных автомодельных движений наблюдаются одинаковые распределения средней скорости и статистических параметров турбулентности поперёк потока, которые практически не зависят от {{ν}}. Для Т. т. около стенки, параллельной направлению потока, также существуют универсальные распределения параметров, определяющиеся напряжением трения на стенке и значением {{ν}} (“универсальный закон стенки”, ЛПрандтль, 1932). При этом непосредственно вблизи стенки, где молекулярные напряжения много больше напряжений Рейнольдса, имеет место линейная зависимость скорости потока от расстояния до стенки, а в пристеночной области в каналах и в свободных течениях, где преобладают турбулентные напряжения, наблюдается логарифмическая зависимость (логарифмический пограничный слой). Распределение максимальной и текущей скоростей в канале в ядре потока также носит универсальный характер (“закон дефекта скорости”, ТКарман, 1930). Аналогичное распределение наблюдается и во внешней части пограничного слоя, однако в отличие от канала, где логарифмический профиль существует почти до его центра, во внешней части пограничного слоя главным образом из-за явления перемежаемости имеет место отклонение от универсального закона стенки, пропорциональное распределению скорости для турбулентного следа — “закон следа” (Д. Коулс, 1956).

Принципиальная трудность теоретического исследования Т. т. связана с незамкнутостью системы уравнений движения (число уравнений меньше числа независимых переменных). В частности, в уравнениях Рейнольдса неизвестна связь между турбулентными напряжениями и полем осреднённой скорости. Это привело к появлению большого числа полуэмпирической теорий Т. т.; в них для замыкания точных уравнений для осреднённых величин используются дополнительные приближённые соотношения, основанные на предположении о существовании тех или иных равновесных структур в Т. т.

Теории, использующие понятия “пути смешения” — характерного расстояния, на котором объёмы жидкости теряют индивидуальность (Прандтль, 1925; Карман, 1930), — предполагают наличие равновесия между осреднённым течением и крупномасштабной турбулентностью и поэтому применимы в области универсального закона стенки, автомодельных режимов течения и т. д. Большую область применения имеют различные модификации так называемые двухпараметрические модели турбулентности, впервые предложенной советский учёным А. Н. Колмогоровым и использующей уравнения для Е и L или их комбинации, при этом {{ν}}τ ~ (EL)½. Теории, использующие уравнения непосредственно для турбулентных напряжений (например, теория И. Ротта, 1951), справедливы для течений, в которых значения пульсаций и размеры вихрей существенно различны по направлениям (неизотропная турбулентность) — при обтекании тел турбулентным потоком, течениях в каналах переменного сечения, при действии электрических и магнитных сил и т. д.

Полуэмпирические теории при использовании ЭВМ позволяют рассчитывать многие практически важные Т. т., однако недостаточная универсальность таких теорий и необходимость использования в них эмпирических коэффициентов или даже функций обусловливают необходимость при решении прикладных задач сочетания экспериментальных и теоретических методов.

Лит.: Иевлев В. М., Турбулентное движение высокотемпературных сплошных сред, М., 1975; Турбулентность, пер. с англ., М., 1980. Теория турбулентных струй, 2 изд., М., 1984.

ВЛЗимонт.

Турбулентное трение — возникновение в турбулентном течении жидкости или газа дополнительных касательных и нормальных напряжений из-за переноса импульса вследствие наложения пульсаций (пульсационного движения) на осреднённое движение. Эти дополнительные напряжения {{τ′α β}} ({{α, β}} = х, у, z; х, у, z — декартовы координаты, первый индекс означает направление нормали к рассматриваемой элементарной площадке, второй — направление компонента соответствующего вектора) образуют тензор напряжений турбулентного трения ||T{{′}}|| и характеризуют напряжённое состояние в точке потока, обусловленное пульсационным движением среды. Т. о., воздействие пульсационного движения на осреднённое как бы увеличивает сопротивление возникновению деформаций, что качественно равносильно увеличению вязкости осреднённого движения. В отличие от обычной вязкости, которая возникает из-за переноса импульса на молекулярном уровне и является физической характеристикой среды, Т. т. связано с переносом импульса на макроскопическом уровне, определяется в основном кинематикой течения. Связь между ||T{{′}}|| и характеристиками пульсационного движения устанавливается на основе Навье — Стокса уравнений путём усреднения их по времени (см. Турбулентность). В частности, для несжимаемой жидкости ||T{{′}}|| = ||{{ρ}}<u{{′α}} u{{′β}}>||, где u{{′α}}, u{{′β}} — пульсации соответствующих компонентов вектора скорости, {{ρ}} — плотность, знак <…> означает усреднение по времени. Поскольку характеристики пульсационного движения обычно неизвестны, то установление связи между ||T{{′}}|| и тензором скоростей деформаций осреднённого движения является одной из основных задач при теоретическом анализе турбулентных течений. Например, французский учёный Ж. Буссинеск по аналогии с законом Ньютона предложил линейную связь между этими тензорами, которая в частном случае движения жидкости в пограничном слое принимает вид: {{τ}}х у = {{μ}}т{{∂}}u/{{∂}}y = {{ρν}}т{{∂}}u/{{∂}}y, где {{μ}}т, {{ν}}т — динамическая и кинематическая турбулентные вязкости соответственно; при этом значения {{μ}}т и{{ν}}т и зависимость их от характеристик поля осреднённого течения неизвестны и должны устанавливаться на основе результатов теоретикоэкспериментальных исследований. В общем случае введённая таким образом турбулентная вязкость является тензорной величиной.

Турбулентность (от лат. turbulentus — бурный, беспорядочный) — физическое явление, характеризующееся нерегулярными взаимными перемещениями объёмов среды (жидкости или газа) и их перемешиванием и сопровождающееся хаотическими изменениями газодинамических переменных в пространстве и времени. Термин предложен английским физиком У. Томсоном. Важной чертой Т. является сложная вихревая структура течения с широким спектром масштабов движений (размеров вихрей) — см. рис. 1. Исследование Т. — одна из наиболее сложных и важных проблем современной аэро- и гидродинамики.

О. Рейнольдс предложил (1884) для исследования Т. применять статистический подход, при котором конкретные реализации движения среды не рассматриваются, газодинамические переменные (скорость, давление и т. д.) трактуются как случайные величины и используются методы теории вероятностей. Полное статистическое описание Т. возможно лишь с привлечением бесконечного числа так называемых моментов пульсирующих величин — осреднённых их значений и произведений (типа <иi>, <ui uj>, <рui> и т. д.) или (что эквивалентно) набором всевозможных плотностей распределения вероятностей (типа P(u1), Р(u1, u2), Р(u, р) и т. д. для любых наборов точек пространства и времени. Первые уравнения для моментов были получены Рейнольдсом (уравнения Рейнольдса и уравнения баланса энергии турбулентности, см. Турбулентное течение) в 1894, а общий метод построения бесконечной цепочки таких уравнений, основанный на использовании Навье Стокса уравнений, был предложен советский учёными ААФридманом и Л. В. Келлером в 1924. Первые уравнения для плотностей распределения вероятностей были получены А. С. Мокиным, Е. А. Новиковым и В. Р. Кузнецовым в 1967.

Анализ уравнений и экспериментальные исследования статистических характеристик Т. позволили составить ясную в основных чертах картину процессов в турбулентном течении. Кинетическая энергия пульсационного движения (энергия Т.) черпается из осреднённого течения за счет турбулентного трения между слоями среды (хотя возможны локальные области с отрицательной турбулентной вязкостью, где идет обратный процесс) и распространяется по пространству путём конвекции и “диффузии”; перераспределение энергии Т. по направлениям осуществляется за счёт пульсаций давления, а диссипация кинетической энергии пульсаций скорости, то есть переход ее в теплоту, происходит под действием молекулярных напряжений.

При больших турбулентных Рейнольдса числах {{τ}} =u{{′}}L, где и{{′}} — среднеквадратичное значение пульсации скорости, L — интегральный масштаб Т. (характерный размер крупных вихрей, содержащих основную долю кинетической энергии Т.), {{ν}} — μолекулярная кинематическая вязкость, имеет место так называемая развитая Т., при которой формируется каскадный процесс передачи кинетической энергии от крупномасштабных последовательно ко всё более мелкомасштабным движениям; диссипация кинетической энергии происходит в самых малых вихрях, в которых уже существенно влияние молекулярной вязкости. Этот физический механизм Т. был сформулирован английским учёным Л. Ричардсоном в 1922.

Крупномасштабная Т. характеризуется вихрями, размеры которых соизмеримы с характерным размером осреднённого течения, и определяется конкретной геометрией течения и различными воздействиями на поток — массовыми силами, тепловыделением в химических реакциях и т. п. (при некоторых условиях могут возникать и более крупномасштабные упорядоченные движения — так называемые когерентные структуры). Такая Т. формирует обменные процессы в потоке в целом, осреднённое течение и мгновенные поля газодинамических переменных, приводит к таким важным для приложений явлениям, как пульсации давления на стенках обтекаемых тел и генерации шума акустического. Мелкомасштабные пульсации определяют, например, воздействие атмосферной турбулентности на ЛА, влияют на рассеяние радиолокационных сигналов, на процессы дробления и испарения капель в двухфазных потоках и т. д.

При теоретическом исследовании Т. широко используется модель однородной Т., то есть Т., статистические свойства которой одинаковы во всех точках пространства. Однородная Т. допускает физически наглядное и удобное для теоретических исследований спектральное описание, при котором турбулентное движение представляется в виде суперпозиции гармонических (синусоидальных) колебаний определяющих величин. Модель однородной Т. используется во многих задачах, в которых рассматривается влияние на Т. магнитной, электрической и гравитационной сил, объёмного тепловыделения, распространение волн химических реакций (горения и др.) при наличии Т., влияние деформации среды на Т. (например, в каналах переменного сечения, соплах) и т. д.

Важным частным случаем однородной Т. является изотропная Т., свойства которой в каждой точке не зависят от направления. Понятие изотропной Т. было введено ДжТейлором (1935), динамические уравнения получены Т. Карманом и английским учёным Л. Хауартом (1938). Изотропная Т. реализуется в заполненной вихрями безграничной среде с нулевой средней скоростью. Из-за диссипации энергия пульсаций уменьшается со временем по степенному закону (u{{}})2{{∞}}t-n; из теории следует n = 1, в опытах получают 0,85<n<1,6, при этом мелкие вихри затухают быстрее крупных и L увеличивается. Т., близкая по свойствам к изотропной, наблюдается в турбулентных течениях за сетками и решетками, используемыми, в частности, в аэродинамических трубах, а затухание Т. происходит вдоль потока. Рис. 2 иллюстрирует изменение интенсивностей {{ε}} Т. вдоль ({{ε}}1) и поперёк ({{ε}}2) потока ({{ε}}1 = u{{′}}i/{{υ}}0, где {{υ}}0 — скорость потока) по тракту дозвуковой аэродинамической трубы. В форкамере 1 Т. затухает, в сопле 2 из-за деформации потока развивается анизотропность Т. ({{ε}}1{{≠}}{{ε}}2), в выходном канале 3 происходят изотропизация Т. и уменьшение её энергии.

Согласно представлениям, выдвинутым А. Н. Колмогоровым (1941), изотропная Т. реализуется для произвольной развитой Т. в вихрях малых размеров. Такая мелкомасштабная Т. определяется средней скоростью диссипации энергии, не зависящей в силу каскадного механизма от Re{{τ}} и имеет для всех течений одинаковую структуру, в частности, универсальное распределение энергии Т. по размерам вихрей. В области “инерционного” интервала масштабов вихрей L>>l>>{{η}} ({{η}} ~ LRe-3/4 — характерный размер вихрей, в которых происходит основная диссипация энергии Т.) распределение энергии по размерам вихрей l носит степенной характер (“закон пяти третей”) Е(k) = С{{ε}}2/3/k5/3, где k — волновое число (k~1/l), Е(k) — спектр энергии турбулентности, С — постоянная Колмогорова (согласно экспериментальным данным С = 1,8—2,5).

Общая теория Т., задача которой, исходя из уравнений Навье — Стокса, определить статистические характеристики Т. по их начальным данным, ещё не создана. Принципиальная трудность (“проблема Т.”) связана с незамкнутостью любой конечной системы динамических уравнений — число неизвестных статистических характеристик всегда больше числа уравнений — и необходимостью привлечения бесконечной цепочки уравнений. Для решения прикладных задач разработано большое число полуэмпирических теорий, основанных на уравнениях для тех или иных простейших статистических характеристик Т. (средняя скорость, энергия и масштаб Т., турбулентное трение и т. д.) и использующих дополнительные связи между статистическими величинами, получаемые на основе физических соображений и экспериментальных данных. Попытки построения приближённых методов замыкания динамических уравнений без привлечения эмпирических констант относятся большей частью к изотропной Т. (МДМиллионщиков, 1941; американский учёный Р. Крейчнан, 1969, и др.). Разработанные методы, однако, не являются универсальными и могут приводить к физически неоправданным результатам.

Возможность принципиального прогресса в теории Т. связывается с сочетанием детерминистского подхода для крупномасштабной Т., моделируемой с помощью ЭВМ, и статистического подхода для мелкомасштабной Т. Исследованию квазиупорядоченных крупномасштабных (“когерентных”) структур Т. уделяется значительное внимание. Полный расчёт конкретных реализации Т. на основе уравнений Навье — Стокса является для реальных ЭВМ проблематичным в практически интересных случаях из-за чрезвычайно широкого диапазона масштабов движений.

Лит.: Бэтчелор Дж. К., Теория однородной турбулентности, пер. с англ., М., 1955; Хинце И. О., Турбулентность. Ее механизм и теория, пер. с англ., М., 1963; Монин А. С., Яглом А. М., Статистическая гидромеханика. Механика турбулентности, ч. 1—2, М., 1965—67.

ВЛЗимонт.

Рис. 1. Течение вблизи стенки диффузора. Поток слева направо.

Рис. 2. Интенсивность турбулентности в канале квадратного сечения при наличии деформации потока.

Турбулентные струи — течение жидкости или газа, возникающее при истечении их из отверстия, сопла или насадка в неподвижную или движущуюся с иной скоростью среду с одинаковыми или отличающимися теплофизическими свойствами при больших Рейнольдса числах. В невязкой жидкости граница струи представляет собой тангенциальный разрыв (см. Струйных течений теория). Из-за неустойчивости и влияния вязкости она разрушается, что приводит к появлению вихрей разного размера и перемешиванию частиц струи и окружающей среды. При этом ширина области смешения вдоль струи увеличивается, а поля скорости и др. газодинамических переменных постепенно сглаживаются. Расчёт Т. с. проводится с помощью системы дифференциальных уравнений, выражающих сохранения законы осреднённых величин — массы, импульса и энергии — и дополнительных уравнений для определения компонентов тензора турбулентных напряжений (см. Турбулентное трение).

Типичным примером Т. с. являются свободные затопленные струи, которые развиваются в пространстве, не ограниченном твёрдыми стенками и заполненном средой с теми же физическими свойствами, что и вещество струи. Течение в таких струях обычно бывает изобарическим (за исключением некоторых режимов сверхзвукового истечения). Различают три участка струи. В начальном участке сохраняется ядро с неизменными первоначальными свойствами струи и развивается слой смешения с автомодельным режимом течения. На основном участке струи, начинающемся за переходным участком, течение является автомодельным (см. Автомодельное течение). В небольшой области струи, которая расположена между начальным и основным участками (переходном участке), происходит перестройка профилей скорости и др. газодинамических переменных.

Большое внимание уделяется также изучению Т. с. других типов: спутных, распространяющихся в потоке иной скорости; криволинейных, взаимодействующих с потоком иного направления; стеснённых, развивающихся в ограниченном твёрдыми стенками пространстве; конвективных, которые тонут или всплывают в среде иной плотности; двухфазных (с каплями или твёрдыми частицами в газе, с пузырьками газа в жидкости и др.); с тепловыми процессами (горение, диссоциация, плазмообразование) и т. д. Течение в таких струях носит более сложный характер по сравнению с затопленными струями.

Т. с. имеют место, например, в рабочих процессах реактивных двигателей: струи, вытекающие из реактивных сопел; струи топлива и воздуха в камерах сгорания; зоны смешения потоков, поступающих из разных контуров двигателя в эжекторные устройства, и т. п.

Лит.: Абрамович Г. Н., Теория турбулентных струй, М., 1960; Гиневский А. С., Теория турбулентных струй и следов, М., 1969; Абрамович Г. Н., Крашенников С. Ю., Секундов А. Н., Турбулентные течения при воздействии объемных сил и неавтомодельности, М., 1975.

ГНАбрамович.

Турбулентный пограничный слой — пограничный слой, внутри которого реализуется турбулентное течение. В большинстве практических приложений при полётах ЛА на высоту до 40 км Рейнольдса числа достаточно велики, и у поверхности ЛА, как правило, образуется Т. п. с. В Т. п. с. касательное напряжение {{τ}} определяется суммой вязкого {{τ}}в и турбулентного {{τ}}т напряжений:

{{τ}} = {{τ}}в+{{τ}}т = {{μ}}{{∂}}u/{{∂}}― {{ρ}}<u{{′ υ′}}>,

где —{{ρ}}<u{{′ υ′}}> — так называемое рейнольдсово напряжение сдвига. Здесь и ниже х, у — координаты, а u и {{υ}} — скорости соответственно вдоль обтекаемой поверхности и перпендикулярно к ней, {{μ}} — динамическая вязкость, {{ρ}} — плотность жидкости (газа); величины со штрихом — пульсации (отклонения от среднего значения, например u{{}} = — <u>; знак <…> означает усреднение по времени). В отсутствие продольного градиента давления в соответствии с относительной ролью {{τ}}0 и {{τ}}т Т. п. с. подразделяется на две области — внутреннюю (0{{≤}}y{{≤}}0,2{{δ}}) θ внешнюю (0,2{{δ≤}}y{{≤δ}}), {{δ}} — ςолщина слоя. Каждая из этих областей характеризуется своими закономерностями, вид которых может быть установлен из соображений размерностей и подобия.

Профиль скорости (зависимость скорости от расстояния до обтекаемой поверхности) во внутренней области описывается найденным ЛПрандтлем (1932) “законом стенки” — зависимостью безразмерной скорости u+ от безразмерного расстояния от обтекаемой поверхности y+:u+ = f(y+), где и+ = и/и{{τ}}, у+ = уu{{τ}}/{{ν}}, u{{τ}} = ({{τ}}w/{{ρ}})1/2 — динамическая скорость, {{ν}} — кинематическая вязкость, {{τ}}w — напряжение трения на поверхности. Внутренняя область, в свою очередь, состоит из трёх слоев: а) вязкий слой, в котором {{τ}}в>>{{τ}}т, а профиль скорости — линейный: и+ = у+, толщина его составляет (0,001—0,01) {{δ}} или, точнее, y+в{{≤}}3—5; б) буферный слой (5<y+<40), в котором {{τ}}в и {{τ}}т соизмеримы, и в) логарифмический слой протяжённостью 40{{ν}}/u{{τ}}<0,2{{δ}}, β котором {{τ}}т>>{{τ}}в, а профиль скорости логарифмический: и+-1lny++В, где x и В — эмпирические константы (x{{≈}}0,4 и В{{≈}}5).

Во внешней области Т. п. с. профиль скорости описывается “законом дефекта скорости” (ТКарман, 1930): (ие и){{τ}} = g(y/{{δ}}), где иe — скорость на внешней границе пограничного слоя, g — некоторая функция.

В области перекрытия внешней и внутренней областей течения профиль скорости логарифмический, то есть и в области применимости закона дефекта скорости имеется логарифмический участок. Закон стенки мало чувствителен к возмущениям, исходящим из внешней части слоя, и видоизменяется в зависимости от условий взаимодействия Т. п. с. с обтекаемой поверхностью (её шероховатость, вдув в пограничный слой и др.). Закон дефекта скорости, наоборот, мало чувствителен к изменениям условий на обтекаемой поверхности, но подвержен влиянию изменений условий во внешнем потоке (продольный градиент давления, турбулентность внешнего потока и др.).

Для описания профилей скорости в Т. п. с. при наличии продольного градиента давления широкое применение получила формула Д. Коулса (1956): u/u{{τ}} = {{ϰ}}―1ln(yu{{τ}}/{{ν}}) + BП(x)w(y/{{δ}}), где П(х) — параметр, зависящий от продольного градиента давления; w(y/{{δ}} = 1 — cos({{π}}y/{{δ}}) — эмпирическая “функция следа”.

Закономерности Т. п. с. обусловлены сложными нестационарными явлениями внутри слоя. Течение в пристеночных областях характеризуется “выбросами” вытянутых вдоль потока объёмов заторможенной жидкости во внешней часть слоя, периодическим изменением толщины вязкого слоя, его “обновлением”. Из внешней части слоя в виде интенсивных “вторжений” поступает жидкость с большими продольными скоростями. Именно выбросы и вторжения обусловливают главную часть генерации рейнольдсовых напряжений сдвига.

Образующиеся во внешней части Т. п. с. большие вихри вызывают нестационарную деформацию его внешней границы, причём турбулентные и невязкие области течения вблизи этой границы достаточно резко разграничены. Поверхность раздела имеет в высшей степени нерегулярный характер. Периодическое вторжение нетурбулентной жидкости из внешнего потока в Т. п. с. обусловливает перемежающийся характер течения. Количественной его характеристикой служит коэффициент перемежаемости — относительное время существования чисто турбулентного режима течения. Этот коэффициент в пристеночной части Т. п. с. (y/{{δ}}<0,4) πавен единице, а при y/{{δ}}>0,5 σменьшается от единицы до нуля вблизи внешней границы слоя.

Нестационарность течения в Т. п. с. обусловливает генерацию пульсаций пристеночного давления {{ρ′}}w и касательного напряжения {{τ′}}w на обтекаемом теле. Согласно измерениям при отсутствии продольного градиента давления среднеквадратичное значение пульсаций давления выражается в долях скоростного напора {{ρ}}еuе2/2 ׃ (<p{{′}}w2>)1/2 = {{η ρе}}uе2/2 ({{η}} =0,006 οри Мe<4) или местного коэффициент поверхностного трения —

(<p{{′}}w2>)1/2 = {{α τ}}w ({{α ≈}}2—5 при Mе = 0,2—5).

Пульсации поверхностного трения {{τ′}}w примерно на порядок меньше пульсаций p{{′}}w. Здесь {{ρ}}е и Ме — плотность газа и Маха число на внешней границе слоя.

Уравнения Т. п. с. незамкнуты, то есть число неизвестных превышает число уравнений. Так, например, в случае плоского стационарного течения однородного газа три уравнения (неразрывности, количества движения и энергии) содержат четыре неизвестные величины: две составляющие скорости и и {{υ}}, рейнольдсово напряжение сдвига и удельный поток теплоты — <{{υ′}} h{{}}>. Однако, если ввести формулы градиентного типа — <u{{′ υ′}}> = {{ν}}т {{ ∂}}u/{{∂}}y, — <{{υ′}} h{{}}> = {{λ}}т{{∂}}h/{{∂}}y, то вместо — <u{{′ υ′}}> и — <{{υ′}} h{{}} в уравнения войдут {{ν}}т и {{λ}}т, которые связаны соотношением Рrт = {{ρ ν}}тcр/{{λ}}т. Здесь h — энтальпия, {{ν}}т — кинематическая турбулентная вязкость, {{λ}}т — турбулентная теплопроводность газа, ср — теплоёмкость газа при постоянном давлении, Рrт — турбулентное Прандтля число.

В качестве замыкающих соотношений в различных полуэмпирических теориях используются разнообразные способы определения <u{{′ υ′}}> θ <{{υ′}} h{{}}> через параметры осреднённого течения — либо алгебраические выражения, как в простейшей модели турбулентности Прандтля — Кармана, либо дифференциальные уравнения, как в модели турбулентности А. Н. Колмогорова — Прандтля. Использование различных замыкающих соотношений позволило разработать ряд численных и интегральных методов расчёта Т. п. с., нашедших широкое применение в инженерной практике. В ряде простейших случаев нашли применение эмпирические методы расчёта Т. п. с.

Теория Т. п. с. в значительной мере опирается на опытные данные, содержит эмпирические константы или функции, которые, как правило, не универсальны и по мере возникновения новых задач нуждаются в экспериментальном подтверждении.

Лит.: Петровский В. С., Гидродинамические проблемы турбулентного шума. Л., 1966; Кутателадзе С. С., Леонтьев А. И., Тепломассообмен и трение в турбулентном пограничном слое, М., 1972; Шлихтинг Г., Теория пограничного слоя, М., 1974; Лапин Ю. В., Турбулентный пограничный слой в сверхзвуковых потоках газа, М., 1982; См. также лит. при ст. Пограничный слой.

АСГиневский, ЕЕСолодкин.

Турбулентный след — область возмущённого турбулентного течения на больших расстояниях за телом, движущимся в жидкой или газообразной среде (см. След аэродинамический). При исследовании Т. с. обычно пренебрегают молекулярной вязкостью по сравнению с турбулентной (свободная турбулентность) и рассматривают две области: ближний (на расстояниях х порядка характерного размера L тела) и дальний (x>>L) Т. с.

В ближнем Т. с. все газодинамические переменные сильно возмущены, структура течения очень сложна и существенным образом зависит от формы тела, поэтому ближний Т. с. изучается, как правило, экспериментально. В дальнем Т. с. движение среды является изобарическим, а возмущённое течение обладает постоянным импульсом I, который определяется вектором R аэродинамических сил, приложенных к обтекаемой поверхности тела. Связь между векторами I и R устанавливается на основе количества движения уравнений. Для описания возмущённого течения обычно используются уравнения турбулентного пограничного слоя с привлечением полуэмпирической модели турбулентности Прандтля.

Наиболее просто решается задача для тела, обладающего нулевой подъёмной силой и движущегося с постоянной скоростью V{{∞}} в несжимаемой жидкости. В связанной с телом системе координат задача стационарна; если ввести возмущение скорости u1 = {{υ}} — u, которое в Т. с. является малой величиной, и ограничиться учётом членов первого порядка малости, то в рамках уравнений Прандтля задача сводится к интегрированию обыкновенного дифференциального уравнения (автомодельное решение, см. Автомодельное течение). Здесь и — проекция вектора скорости на ось х, параллельную вектору скорости набегающего потока. Анализ показывает, что максимум возмущения скорости и1т, имеющий место на оси следа, и ширина следа 2{{δ}} медленно изменяются в продольном направлении: и1т{{∞}}x—½, {{δ∞}}x—½ для плоского течения и и1т{{∞}}x2/3, {{δ∞}}x—1/3 для осесимметричного течения. Аналогичным образом исследуется Т. с. за телом с отличной от нуля подъёмной силой, а также при движении тела в сжимаемой среде с учётом диффузии энергии и примеси; результаты анализа также указывают на медленное изменение характеристик возмущённого течения в продольном направлении. Этими относительно слабыми диффузионными процессами объясняется существование за движущимся телом протяжённого следа, который несёт в себе достаточно обширную информацию о самом движущемся теле. Этот след, например, хорошо виден за самолётом при его полёте на больших высотах благодаря конденсации водяного пара на примесях (продуктах сгорания топлива).

ВАБашкин.

Турбулизатор — устройство на обтекаемой поверхности ЛА или его модели для внесения в обтекающий поток возмущений с целью его дестабилизации и смещения вверх по потоку точки перехода ламинарного течения в турбулентное. Впервые Т. в виде проволочного кольца был применён, по-видимому, ЛПрандтлем при исследовании кризиса сопротивления сферы. Используются Т. в основном на поверхности моделей при их испытаниях в аэродинамических трубах. Т. обычно изготавливаются в виде различного рода шероховатостей высотой k. Высота k1 элемента шероховатости, до которой последняя практически не влияет на Рейнольдса число перехода Rei = ихi/{{υ}}, является критической, а высота k2 при которой достигается наименьшее значение Rei — эффективной. Здесь xi — координата точки перехода на поверхности тела, {{υ}} — кинематическая вязкость, и — характерная скорость. Влияние высоты шероховатости на число Рейнольдса перехода: А = Refт/Refг (Refт — число Рейнольдса перехода при наличии турбулизатора, Refг — для гладкой поверхности); {{δ}}1k — толщина вытеснения пограничного слоя в месте установки турбулизатора.

Значения k1 и k2 зависят от типа шероховатостей и условий проведения эксперимента, поэтому они устанавливаются эмпирическим путём. Например, для единичной цилиндрической (или двухмерной) шероховатости в несжимаемом потоке имеем:

{{}}и {{}},

где {{}} — динамическая скорость, {{ρ}} — плотность, {{τω}} — напряжение трения на поверхности тела в месте расположения Т. В качестве Т. могут использоваться также струи, колеблющаяся стенка, акустические возмущения и др.

На рис. приведены экспериментальные данные влияния Т. в виде изолированной цилиндрической шероховатости на развитие пограничного слоя на плоской пластине. Наиболее сильное влияние Т. на Rei имеет место для несжимаемого потока; сжимаемость среды, увеличивающаяся с ростом Маха числа М, приводит к снижению его эффективности (в заштрихованной области расположено семейство кривых, отвечающих различными положениям Т.).

Турель (франц. tourelle, буквально — башенка, от лат. turris — башня) авиационная — подвижная установка стрелкового оборонительного вооружения на ЛА. Обеспечивает наводку оружия в горизонтальной и вертикальной плоскостях. В процессе развития пулемётно-пушечного авиационного вооружения применялись простейшие открытые Т., в которых управление оружием производилось стрелком вручную; экранированная Т. с аэродинамической компенсацией воздействия воздушного потока на выступающие части оружия; Т. с силовым (электрическим, гидравлическим) приводом; Т. с дистанционным управлением, когда стрелок располагается в кабине, удалённой от оружия, и др.

Тушинский машиностроительный завод (ТМЗ) — берёт начало от завода № 62 ГВФ, основан в 1932 в посёлке Тушино Московской области (с 1960 в черте Москвы). С 1936 — Государственный союзный завод № 81 Наркомтяжпрома. В 1932—41 строил самолёты “СтальАИПутилова (“Сталь-2, -3, -5, -11”), ДИ-6, И-28 (ВПЯценко), Анито-1, Як-1, ББ-22 (Як-4). Путилов и Яценко в 1932—39 возглавляли КБ завода. В июле 1941 завод № 81 был эвакуирован в Омск, а на его территории в Москве в марте 1942 образован завод № 82, который выпускал истребители Як: в 1942—45 было построено свыше 2000 самолётов Як-7, Як-7Б, Як-9. В послевоенный период восстановления народного хозяйства (в 1945—49) производились троллейбусы и трамваи. Вернувшись к авиационной специализации, завод (с 1963 — ТМЗ) построил экспериментальный самолёт Т-4 (см. Су), поставлял узлы для истребителей МиГ. В 80-х гг. был изготовлен “Буран”.

Тюменское моторостроительное производственное объединение — берёт начало от Тюменского моторного завода, основано в 1963. Завод специализируется в области авиационных двигателей. Выпускались турбовинтовой двигатель ТВД-10, турбореактивный РУ19-300 и др. ГТД. В 1987 на основе завода образовано ПО.

Тяга винта — 1) Тяга воздушного винта (Т. в. в.) — проекция действующей на винт аэродинамической силы на направление скорости ЛА. Т. в. в. Р зависит от его диаметра D, числа k лопастей и их формы, угла установки лопастей, скорости полёта V, угловой скорости {{ω}} винта и вычисляется по формуле:

P = k{{∫}}[dYcos({{β}} + {{Δβ}}) ― dXsin({{β}} + {{Δβ}})]. Здесь dY — подъёмная сила профиля лопасти в некотором сечении, dX — сила аэродинамического сопротивления этого же профиля, {{β}} = arctg(V/{{ω}}r), r — расстояние от оси вращения до рассматриваемого сечения, {{Δβ}} — угол индуктивного скоса (см. ст. Воздушный винт и рис. 4 к ней); интеграл берётся по длине лопасти. В практических расчётах часто используется безразмерная Т. в. в. {{α}} = P/({{ρ}}n2D4), где {{ρ}} — плотность воздуха, n — число оборотов воздушного винта в 1 с. Тяга современных воздушных винтов достигает 150 кН. 2) Тяга несущего винта (Т. н. в.) — проекция действующей на несущий винт аэродинамической силы на ось его вращения. Вычисление Т. н. в. Т проводится в общем аналогично расчёту тяги воздушного винта. В практических расчётах часто пользуются безразмерной величиной ст/{{σ}} = 2T/{{ρ}}({{ω}}R)2F{{σ}}, где ст — коэффициент тяги винта, R — его радиус, F — ометаемая площадь, {{σ}} — заполнение несущего винта. Тяга современных несущих винтов превышает 500 кН. См. также Пропульсивная сила.

Тяга двигателя — реактивная сила, являющаяся результирующей газодинамических сил давления и трения, приложенных к внутренней и наружной поверхностям двигателя. Различают внутреннюю тягу (реактивную тягу) Р — результирующую всех газодинамических сил, приложенных к двигателю, без учёта внешнего сопротивления и эффективную тягу Рэф, учитывающую внешнее сопротивление силовой установки. Внутренняя тяга связана с эффективной соотношением Рэф = Xнар, где Xнар — внешнее сопротивление силовой установки ЛА. Внутреннюю тягу определяют с помощью уравнения количества движения для рабочего тела двигателя.

Для авиационных ВРД (ТРД, ТРДФ, ПВРД) тяга (в Н) Р = GгCc — GBVп + Fc(pc — pH), где Gг — расход газа, кг/с; Cc — скорость истечения газа из реактивного сопла, м/с; GB — расход воздуха, кг/с; Vп — скорость полёта, м/с; Fc — площадь сечения на выходе из реактивного сопла, м2; pc — статическое давление на выходе из реактивного сопла, Па; pH — давление окружающей среды, Па. Расход газа у ВРД связан с расходом воздуха следующим соотношением: Gг = Gв + Gт — Gв. отб, где Gт — расход топлива; Gв. отб — количество воздуха, отбираемого от двигателя на нужды ЛА. У ракетных двигателей с окислителем, находящимся на борту ЛА, Р = GгCc + Fc(pc — pH). В этом уравнении Gг — сумма расходов горючего и окислителя. При полном расширении газа в реактивном сопле pc = pH, и уравнение внутренней тяги для ВРД упрощается: Р = GгCc — GвVп.

Для ТРДД с раздельными газовоздушными трактами в случае полного расширения газа в реактивных соплах внутреннего и наружного контуров Р = GгICcI — GвIVп + GвII(CcII — Vп). Здесь индексом I обозначены параметры внутреннего контура ТРДД, а индексом II — наружного. У ТВД

P = {{}}+GгCc — GвVп,

где Nв — мощность, передаваемая на воздушный винт, Вт; {{η}}в — кпд винта.

Максимальная взлётная тяга ГТД в начале 90-х гг. превысила 300 кН.

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

ВИБакулев.

Тяговооружённость летательного аппарата — отношение тяги силовой установки ЛА к его весу; один из важнейших параметров, определяющих лётно-технические характеристики ЛА. От Т. зависят максимальная скорость ЛА, время набора высоты (скороподъёмность) и разгона до заданной скорости, максимальная высота полёта, длина разбега, а также его манёвренные характеристики. Важной характеристикой самолёта является стартовая Т. — отношение взлётной тяги силовой установки к его взлётному весу. В 80-х гг. стартовая Т. истребителей и истребителей-бомбардировщиков составляла 1,2—0,5, военно-транспортных и пассажирских самолётов — 0,35—0,3, Винтомоторные ЛА обычно характеризуют их энерговооружённостью.

Тянущий винт — воздушный винт, расположенный на ЛА перед двигателем в передней части фюзеляжа или гондолы двигателя. Т. в. — основной движитель современных винтовых самолётов. При установке такого винта перед воздухозаборником ТВД принимаются меры по снижению потерь полного давления воздуха (вызываемых прохождением его между корневыми частями многолопастного винта) на входе в воздухозаборник путём выбора соответствующей формы контуров сечений лопастей и обтекателя (кока). Преимущество Т. в. по сравнению с толкающим винтом — менее возмущено поле скорости в плоскости его вращения.

Hosted by uCoz