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

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.

Г. В. Кирсанов, А. Т. Козлов.

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 А. А. Микулина (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 А. Н. Туполева. 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 Н. Е. Жуковским 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 А. А. Туполевым). 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 В. М. Петляков, П. О. Сухой, В. М. Мясищев, А. И. Путилов, В. А. Чижевский, А. А. Архангельский, М. Л. Миль, 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.

М. Б. Саукке.

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 А. Н. Туполева — 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 — П. О. Сухой, О. К. Антонов, П. Д. Грушин, Р. А. Беляков.

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.

К. М. Попов.

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 п_т.к., высотной и скоростной) следует также рассматривать и характеристику по частоте вращения свободной турбины п_с.к. (рис.2). Для каждого постоянного значения частоты вращения турбокомпрессора, характеризующего уровень располагаемой работы, существует определённая зависимость мощности N_дв, 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 N_опт. Дальнейшее расширение этого диапазона может приводить к ощутимым потерям мощности.

Ю. Г. Бехли.

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 В. В. Уварова был построен и испытан в конце 30-х гг. В 50-е гг. были созданы серийные ТВД под руководством Н. Д. Кузнецова (см. НК) и А. Г. Ивченко (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.

В. Р. Левин.

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 А. Н. Рафаэлянца (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 Ю. А. Гарнаев. 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.

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.

М. М. Цховребов.

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 С_уд 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 Б. С. Стечкиным. Начало работ по созданию ТРД относится к 1930—37. В этот период в СССР начал работы по ТРД А. М. Люлька, в Великобритании Ф. Уиттл запатентовал схему ТРД с центробежным компрессором, во Франции теорией ТРД занимался М. Руа, в Германии с 1936 над созданием ТРД работал X. Охайн. 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 В. Я. Климовым и А. А. Микулиным. Существенный вклад в теорию ТРД внесли В. В. Уваров, Н. В. Иноземцев, К. В. Холщевников и др. учёные ЦИАМ, ЦАГИ, ВВИА. В разработке отечественных ТРД последующих поколений большая роль принадлежит коллективам КБ под руководством В. А. Добрынина, А. Г. Ивченко, С. П. Изотова, Н. Д. Кузнецова, В. А. Лотарева, П. А. Соловьёва, С. К. Туманского.

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.

А. М. Люлька, С. Д. Решедько.

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 С_уд = 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 С_уд = 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 m_p. 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 n_к = f(р*_вх, Т*_вх) или n_к = const, где n_к — 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 А. М. Люлькой 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 П. А. Соловьёва).

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

А. Л. Пархомов.

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 m_p (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 u_i вектора скорости и представляется в виде u_i = <u_i>+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 L — (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) τ_{i j} = - ρ<u_i, u_j>, 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”, Л. Прандтль, 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”, Т. Карман, 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.

В. Л. Зимонт.

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 <и_i>, <u_i u_j>, <рu_i> 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 А. А. Фридманом 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 Rе_{{τ}} =u{{′}}L/ν, 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 Дж. Тейлором (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/k^5/3, 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. (М. Д. Миллионщиков, 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.

В. Л. Зимонт.

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.

Г. Н. Абрамович.

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/{{∂}}y ― {{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 — <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 Л. Прандтлем (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⁺=х^-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” (Т. Карман, 1930): (и_е — и)/и_{{τ}} = g(y/{{δ}}), где и_e — 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}}_еu_е²/2 ׃ (<p{{′}}_w²>)^1/2 = {{η ρ_е}}u_е²/2 ({{η}} =0,006 οри М_e<4) или местного коэффициент поверхностного трения —

(<p{{′}}_w²>)^1/2 = {{α τ}}_w ({{α ≈}}2—5 при M_е = 0,2—5).

Пульсации поверхностного трения {{τ′}}_w примерно на порядок меньше пульсаций p{{′}}_w. Здесь {{ρ}}_е и М_е — 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 Рr_т = {{ρ ν}}_тc_р/{{λ}}_т. Здесь h — энтальпия, {{ν}}_т — кинематическая турбулентная вязкость, {{λ}}_т — турбулентная теплопроводность газа, с_р — теплоёмкость газа при постоянном давлении, Рr_т — 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.

А. С. Гиневский, Е. Е. Солодкин.

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 и_1т, имеющий место на оси следа, и ширина следа 2{{δ}} медленно изменяются в продольном направлении: и_1т{{∞}}x^—½, {{δ∞}}x^—½ для плоского течения и и_1т{{∞}}x^—2/3, {{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).

В. А. Башкин.

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, Л. Прандтлем 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 Re_i = их_i/{{υ}}, является критической, а высота k₂ при которой достигается наименьшее значение Re_i — эффективной. Здесь x_i — координата точки перехода на поверхности тела, {{υ}} — кинематическая вязкость, и — характерная скорость. Влияние высоты шероховатости на число Рейнольдса перехода: А = Re_fт/Re_fг (Re_fт — число Рейнольдса перехода при наличии турбулизатора, Re_fг — 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, {{τ_ω}} — 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 Re_i 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 “Сталь” А. И. Путилова (“Сталь-2, -3, -5, -11”), ДИ-6, И-28 (В. П. Яценко), 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 с_т/{{σ}} = 2T/{{ρ}}({{ω}}R)²F{{σ}}, где с_т — 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 Р_эф, учитывающую внешнее сопротивление силовой установки. Внутренняя тяга связана с эффективной соотношением Р_эф = P — X_нар, где X_нар — 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 = G_гC_c — G_BV_п + F_c(p_c — p_H), где G_г — расход газа, кг/с; C_c — скорость истечения газа из реактивного сопла, м/с; G_B — расход воздуха, кг/с; V_п — скорость полёта, м/с; F_c — площадь сечения на выходе из реактивного сопла, м²; p_c — статическое давление на выходе из реактивного сопла, Па; p_H — давление окружающей среды, Па. Расход газа у ВРД связан с расходом воздуха следующим соотношением: G_г = G_в + G_т — G_{в. отб}, где G_т — расход топлива; G_{в. отб} — количество воздуха, отбираемого от двигателя на нужды ЛА. У ракетных двигателей с окислителем, находящимся на борту ЛА, Р = G_гC_c + F_c(p_c — p_H). В этом уравнении G_г — сумма расходов горючего и окислителя. При полном расширении газа в реактивном сопле p_c = p_H, и уравнение внутренней тяги для ВРД упрощается: Р = G_гC_c — G_вV_п.

Для ТРДД с раздельными газовоздушными трактами в случае полного расширения газа в реактивных соплах внутреннего и наружного контуров Р = G_гIC_cI — G_вIV_п + G_вII(C_cII — V_п). Здесь индексом I обозначены параметры внутреннего контура ТРДД, а индексом II — наружного. У ТВД

P = {{}}+G_гC_c — G_вV_п,

где N_в — 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.

В. И. Бакулев.

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.