Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»
жүктеу/скачать 14.24 Mb.
|
П. з., следующие из теории размерности, основаны лишь на наиболее общих соотношениях между характеристиками течений, не связанных с конкретными особенностями соответствующих уравнений движения. Использование особенностей уравнений движения позволяет в ряде случаев получить П. з. с меньшим числом критериев подобия или снять некоторые ограничения на класс рассматриваемых течений. Как правило, такие П. з. относятся к более частным видам течений, которые могут быть описаны упрощенными уравнениями. Примером может служить П. з. для случая стационарного обтекания тонких тел сверх- и гиперзвуковым однородным потоком идеального газа (под тонкими понимаются тела, имеющие малые углы наклона {{τ}} поверхности к вектору скорости набегающего потока V{{∞}} характерный угол наклона {{τ}} < < 1). Дополнительные ограничения: массовыми силами и излучением можно пренебречь; тела подобны, отличаясь двумя характерными масштабами — масштабом L в направлении V{{∞}}, и масштабом, пропорциональным {{τ}}L в плоскости, перпендикулярной вектору V{{∞}}. Линеаризация уравнений движения при сверхзвуковых скоростях и отбрасывание членов порядка {{τ}}2 при гиперзвуковых скоростях после перехода к безразмерным соотношениям при так называем аффинном преобразовании геометрических координат приводят к П. з., содержащему критерий подобия {{τ}}2(М2{{∞}}-1)-1. П. з., полученный в предыдущем примере, при тех же ограничениях на класс течений содержит два критерия подобия (М{{∞}}, {{τ}}), требуя геометрического подобия обтекаемых тел (или же введения дополнительного критерия подобия {{τ}}). Один из основных выводов из полученного П. з. для тонких тел: при выполнении условий подобия коэффициент давления ср = (р-р{{∞}})/(Q{{∞}}V2{{∞}}/2) в соответственных точках поля течения пропорционален {{τ}}2 [обратно пропорционален величине (М2{{∞}}-1)]; здесь р — давление в рассматриваемой точке. П. з. нашли широкое применение в практике аэродинамических исследований. Они являются основой методов моделирования натурных течений при режимах обтекания, достижимых в лабораторных условиях. Обработка результатов эксперимента в переменных подобия и учёт параметрической зависимости полученных характеристик от критериев подобия позволяют сократить число необходимых испытаний. Лит.: Биркгоф Г., Гидродинамика, пер. с анг., М., 1963; Коул Дж., Методы возмущений в прикладной математике, пер. с англ., М., 1972; Седов Л. И., Методы подобия и размерности в механике, 10 изд., М., 1987; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987. В. В. Михайлов. подобия критерии, подобия параметры, — безразмерные независимые функции от определяющих течение параметров (например, скорости, плотности и давления невозмущенного потока, размера тела и т. п.). Фиксирование значений указанных функций обеспечивает подобие соответствующих этим значениям движений газа, задавая необходимые связи между определяющими параметрами. Подобными называются течения, которые разнятся лишь масштабами одноимённых количественных характеристик. Путём масштабирования численные значения характеристик подобных течений должны приводиться к единому виду, что является необходимым и достаточным условием подобия. П. к. существуют для классов течений, однозначно зависящих от значений определяющих параметров, и могут быть найдены с помощью того или иного способа масштабирования, приводящего характеристики течения к безразмерному виду. Безразмерные определяющие параметры, полученные при указанном преобразовании, согласно определению, могут быть выбраны в качестве П. к. Число П. к. не может превышать максимально возможного числа n — m независимых безразмерных степенных одночленов, составленных из n определяющих параметров (m — число определяющих параметров с независимыми размерностями). Вид П. к. достаточно произволен. Например, любые алгебраические комбинации, составленные из П. к., будут также П. к. при условии взаимно однозначного соответствия численных значений исходных и преобразованных П. к. Таким образом, число П. к. при выбранном способе масштабирования неизменно. Для течений наиболее общего вида уравнения, связывающие характеристики течений, допускают масштабирование, приводящее лишь к максимально возможному числу П. к., равному n — m. В этих случаях в качестве П. к. используются, как правило, независимые безразмерные степенные одночлены из определяющих параметров, входящие в коэффициент безразмерных уравнений движения и краевых условий. Часть П. к. такого вида, имеющих чёткий физический смысл, названа именами выдающихся учёных. Абсолютное значение указанных П. к. позволяет судить о степени влияния на течение тех или иных эффектов, например, вязкости газа (Рейнольдса число), сжимаемости (Маха число), нестационарности (Струхала число) и т. п. Число П. к. может быть и меньшим значения n — m для некоторых частных случаев течений, описываемых существенно упрощёнными приближенными уравнениями (см. также Подобия законы). В. В. Михайлов. подогреватель в аэродинамической трубе — элемент гиперзвуковой аэродинамической трубы для подогрева рабочего газа до температуры, предотвращающей конденсацию газа в её рабочей части или более высокой. При использовании воздуха в качестве рабочего газа с полным давлением р0 = 5 МПа подогрев необходимо производить уже при Маха числе М > 4; при М = 10 температура подогрева достигает значения T0 = 1000 К. При тепловом моделировании, когда становится существенным влияние реального газа эффектов, нужно подогреть поток до нескольких тысяч К. В гиперзвуковых аэродинамических трубах непрерывного действия используются П. самого разнообразного устройства. Для подогрева газа до ~1100 К применяют омические П., насадка которых выполняется из электропроводящего жаропрочного материала (нихрома и др.). Для подогрева газа до 2000—2500 К используются омические графитовые П., регенераторы с керамической насадкой, которая предварительно разогревается продуктами сгорания природного газа или керосина, электрический разряд в замкнутом объёме и адиабатическое сжатие. Для получения потока газа с температурой, превышающей 2000 К, обычно применяют электродуговые П. (ЭДП), в которых газ нагревается в электрической дуге. Существует ряд конструктивных схем ЭДП с продольным и поперечным обдувом дуги рабочим газом, в которых стабилизация положения дуги осуществляется аэродинамическими, электрическими и электромагнитными силами. В качестве электродов используются теплопроводные термостойкие материалы (медь, вольфрам, графит и другие). Потребляемая мощность П. изменяется от нескольких кВт до десятков МВт. А. Л. Искра. подсасывающая сила — сила, которая возникает на передней кромке тонкого профиля при его движении в жидкости (газе) под углом атаки и совпадает по направлению со скоростью его движения. В случае безотрывного обтекания идеальной несжимаемой жидкостью плоской пластины под углом атаки скорость течения на передней кромке обращается в бесконечность, и, согласно Бернулли уравнению, здесь возникает бесконечно большое отрицательное давление (разрежение), приводящее к появлению сосредоточенной силы, которая направлена вперёд по движению и называется П. с. Эта сила благоприятно воздействует на аэродинамические характеристики, уравновешивая противоположно направленную проекцию сил гидродинамического давления, приложенных к обтекаемой поверхности пластины. В результате лобовое сопротивление обращается в нуль (Д'Аламбера — Эйлера парадокс). Если передняя кромка имеет малый (но отличный от нуля) радиус кривизны, то суммарное действие пониженных давлений на такую кромку будет эквивалентно сосредоточенной П. с. Возникает П. с. при обтекании профиля дозвуковым потоком газа. При переходе к сверхзвуковым скоростям картина обтекания принципиально меняется — область сильного разрежения в окрестности острой передней кромки не образуется, и П. с. отсутствует. Однако в реальной жидкости (газе) влияние вязкости может привести к существенной перестройке течения, в частности к срыву потока с передней кромки. Из-за этого благоприятный эффект П. с. проявляется лишь частично или исчезает совсем. В. И. Голубкин. подхват — увеличение угла атаки и нормальной перегрузки (самопроизвольное при полёте с фиксированной ручкой управления или чрезмерно большое при её перемещении лётчиком) вследствие значительного уменьшения продольной устойчивости самолёта. В различной степени проявляется на всех сверхзвуковых самолётах при торможении в трансзвуковом диапазоне скоростей полёта. В отдельных случаях, когда, например, неблагоприятны аэродинамические характеристики летательного аппарата или характеристики его систем управления, П. может возникнуть из-за местной неустойчивости по перегрузке на больших углах атаки вследствие инерционного взаимодействия (см. также Инерционное вращение) при превышении критического значения скорости крена. Наиболее эффективным путем устранения П. является применение автоматики в системе управления летательным аппаратом. Однако при проектировании автоматических систем управления необходимо учитывать, что П. может возникать и в результате выхода на ограничение сигналов датчиков обратных связей по параметрам движения самолёта. подъемная сила — проекция главного вектора аэродинамических сил (см. Аэродинамические силы и моменты), приложенных к обтекаемой поверхности тела, на нормаль к направлению его движения. Объяснение механизма образования и определение П. с. (так же, как и сопротивления аэродинамического) являются фундаментальными проблемами аэродинамики, в разработку которых внесли вклад многие выдающиеся учёные мира. Появление П. с. Y при обтекании профиля и крыла потоком несжимаемой жидкости объяснил Н. Е. Жуковский (1906), связав её с образованием вихрей в потоке; П. с. Y профиля связана с циркуляцией скорости Г вокруг него соотношением (см. Жуковского теорема) Y = {{ρ}}V{{∞}}Г, где {{ρ}} — плотность жидкости, V{{∞}} — скорость набегающего потока. Поскольку возникновение вихрей в потоке идеальной жидкости невозможно, то появление их и, следовательно, П. с. есть результат проявления неидеальных свойств среды — действия трения. Несмотря на это, механизм образования П. с. моделируется в рамках теории идеальной жидкости путём введения циркуляции скорости, значение которой определяется на основе Чаплыгина-Жуковского условия (постулата) о конечности скорости на задней кромке профиля и крыла, при полнении этого условия около профиля реализуется такое поле течения, при котором на его верхней стороне имеет место разрежение, а на нижней — повышение давления; этот перепад давлений определяет П. с. профиля. В сжимаемом дозвуковом потоке существует такой же механизм образования П. с., который также моделируется в рамках теории идеального газа. Для тонких профилей обычно используется линеаризированная теория, согласно которой для заданного профиля значения П. с. для сжимаемой (Yсж) и несжимаемой (Yн) жидкостей с одинаковыми параметрами на бесконечности связаны между собой соотношением (см. Прандтля — Глауэрта теория):
где М{{∞}} < 1 — Маха число полёта. Такой механизм образования П. с. обусловил типичную конфигурацию дозвукового самолёта, в которой чётко разделены функции между крылом и фюзеляжем: крыло — для получения П. с., фюзеляж — для размещения экипажа, оборудования и полезной нагрузки. При сверх- и гиперзвуковых скоростях полёта (М{{∞}} > 1) механизм создания П. с. иной. При этих скоростях на наветренной стороне профиля образуется область повышенного давления (pнв > p{{∞}}) из-за сильного торможения потока в скачках уплотнения, а на подветренной — область разрежения (p{{∞}} > рпв≥0; рнв, рпв,p{{∞}} — соответственно давления на наветренной и подветренной сторонах и в набегающем потоке). С увеличением числа Маха вклад подветренной стороны в создание П. с. быстро уменьшается. Этот механизм образования П. с. также моделируется в рамках теории идеального газа. Кроме того, он в общих чертах соответствует теории «ударного» возникновения давления при обтекании тела, которую предложил И. Ньютон (см. Ньютона теория обтекания), что и обусловило широкое применение формулы Ньютона, связывающей давление с местным углом наклона поверхности к направлению набегающего потока, для оценки аэродинамических характеристик гиперзвуковых летательных аппаратов. Другой механизм образования П. с. при сверхзвуковых скоростях полёта привёл к изменению конфигурации сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов, у которых уже нет строгого разделения функции между крылом и фюзеляжем, и, по существу, вся его наветренная сторона принимает участие в создании П. с. В связи с этим рассматривается даже специальный класс летательных аппаратов — волнолёты, П. с. которых создаётся за счет сжатого слоя за ударной волной. Всплывную силу также часто называют П. с. В. А. Башкин. подъемник шасси — механизм убирания и выпуска шасси летательным аппаратом. При появлении первых конструкций убираемого шасси использовался П. ш. с ручным приводом (например, на самолёте-амфибии Грумман JF-1). затем ручной привод применялся лишь в аварийной системе выпуска шасси. Электропривод П. ш. имеет недостаточную надёжность, поэтому большинство современных летательных аппаратов оборудованы гидроприводом как в основной, так и в аварийной системах убирания и выпуска шасси. Основным требованием, предъявляемым к П. ш., кроме надёжности работы и минимальной массы, является быстродействие, так как быстрота убирания шасси влияет на повышение скороподъёмности летательного аппарата. подъемно-маршевый двигатель (ПМД) — авиационный газотурбинный двигатель, отличающийся возможностью использования вертикальной составляющей его тяги для обеспечения вертикального взлета и посадки (а также «висения») или сокращения потребной длины взлётно-посадочной полосы. ПМД предназначены для установки на самолёт вертикального взлёта и посадки или самолета короткого взлета и посадки и в зависимости от схемы силовой установки самолёта могут обеспечивать весь полёт (включая взлёт и посадку) как самостоятельно, так и в комбинации с подъемными двигателями, работающими только на режимах взлёта и посадки. Помимо создания вертикальной составляющей тяги (при взлёте, посадке и малых скоростях полёта) ПМД участвует в обеспечении стабилизации положения самолёта в воздухе и управления им в тех случаях, когда обычные аэродинамические рули неэффективны. Изменение направления тяги ПМД достигается поворотом одного, двух или четырёх реактивных сопел. Эксплуатация самолёт вертикального взлёта и посадки при вертикальном взлёте и посадке связана с неравномерным попаданием на вход в ПМД горячих газов, отражённых от поверхности аэродрома или палубы корабля, что вызывает необходимость обеспечения повышенных запасов газодинамической устойчивости двигателя и вертикальной составляющей тяги. В 80 х гг. ПМД использовались на зарубежных и советских самолётах вертикального взлёта и посадки [например, «Пегас» фирмы «Роллс-Ройс» на самолёте «Харриер», Р27В-300 (см. статью AM) на Як-38]. К ПМД следует отнести и двигатели, не имеющие поворотных сопел, но устанавливаемые в поворотные мотогондолы летательных аппаратов (например, на преобразуемом аппарате XV-15 фирмы «Белл»). Лит.: Пономарев Б. А., Двухконтурные турбореактивные двигатели, М., 1973; Нечаев Ю. Н., Федоров Р. М., Теория авиационных газотурбинных двигателей, т. 2, М., 1978; Павленко В. Ф., Силовые установки с поворотом вектора тяги в полете, М., 1987. О. Н. Фаворский. подъемный газ — более лёгкий по сравнению с атмосферным воздухом газ, которым наполняют оболочку воздухоплавательных летательных аппаратов (аэростатов, дирижаблей) для создания аэростатической подъёмной силы (см. Аэростатика, Всплывная сила). Характеризуется удельной подъёмной силой f = g (Qв-Qг). где Qв, Qг — плотности воздуха и П. г., g — ускорение свободного падения. Значения Qг и f для нашедших применение П. г. приведены в таблице для стандартных атмосферных условий на уровне моря (температура 288,16 К, давление 101325 Па, Qв = 1,225 кг/м3). Там же указаны относительные значения f в долях от удельной подъёмной силы водорода — наиболее лёгкого П. г. Из указанных П. г. наиболее предпочтительным является гелий, который имеет высокие несущие свойства и более надёжен в эксплуатации по сравнению с пожаро- и взрывоопасным водородом. Однако широкое применение гелия сдерживалось его высокой стоимостью. Табл. — Параметры подъёмных газов
подъемный двигатель — авиационный двигатель, создающий вертикальную тягу для обеспечения подъёма самолёта вертикального взлёта и посадки без разбега и посадки без пробега. Такие двигатели могут быть использованы также на самолётах короткого взлёта и посадки. В этом случае создаётся только часть силы в дополнение к аэродинамической подъёмной силе для отрыва самолёта на меньшей скорости, а следовательно, и при меньшей длине разбега; на посадке из-за наличия вертикальной тяги самолёт может иметь меньшую посадочную скорость, а следовательно, и меньшую длину пробега. П. д. является частью составной силовой установки самолётов вертикального взлёта и посадки, которая состоит из маршевых двигателей или подъёмно-маршевых двигателей и П. д. В качестве П. д. наиболее распространены турбореактивные двигатели, в том числе двухконтурные с передним или задним расположением компрессора (вентилятора) второго контура. П. д., как правило, устанавливаются вертикально в фюзеляже самолёта и работают только на взлёте и посадке. В обычном полёте они выключаются и являются «мёртвым» грузом, поэтому при заданной тяге должны иметь минимальную массу, размеры и объём. Требования к экономичности П. д. из-за кратковременности их работы не столь высоки. Выбираются малые значения степени повышения давления воздуха в компрессоре (4—8), поэтому и небольшое число ступеней компрессора (4—8). Для П. д. характерны малая длина камеры сгорания, одноступенчатая газовая турбина, короткое выходное сопло, 2—3 подшипниковые опоры ротора турбокомпрессора. Пуск П. д., как правило, осуществляется подачей сжатого воздуха на лопатки его турбины. Масляная система открытого типа (масло, пройдя подшипники, выбрасывается в атмосферу). Для уменьшения массы П. д. в нём широко используются композиционные материалы, титан, дуралюмин и другие лёгкие материалы (см. рис.). В результате масса П. д. в 2,5—3 раза меньше массы обычных турбореактивных вигателей при одинаковой тяге. Из выполненных образцов П. д. известны турбореактивные двигатели фирмы «Роллс Ройс» (Великобритания) RB.108 с тягой 11,3 кН, RB.162 и его модификации с тягой 20—27 кН. П. д. RB.108 применялся на экспериментальных самолётах вертикального взлёта и посадки Шорт SC.1 (Великобритания) и Дассо «Бальзак» (Франция). П. д. RB.162 устанавливался на экспериментальном самолёте Дассо «Мираж» {{IJI}}-V (Франция). Одна из модификаций RB.162-81 с охлаждаемыми рабочими лопатками турбины предназначалась для истребителя-бомбардировщика VAK.191B (ФРГ). Лит.: Павленко В. Ф., Самолеты вертикального взлета и посадки. М., 1966; его же. Силовые установки летательных аппаратов вертикального взлета и посадки, М., 1972. В. Ф. Павленко. Подъемный турбореактивный двигатель: 1 — шестиступенчатый осевой компрессор; 2 — кольцевая камера сгорания; 3 — одноступенчатая газовая турбина; 4 — выходное устройство; 5 — патрубок подвода сжатого воздуха на лопатки турбины для пуска двигателя; 6 — форсунка для подачи топлива в камеру сгорания. поиск и спасание воздушных судов — система мероприятий, направленных на обнаружение воздушных судов, терпящих или потерпевших бедствие, оказание помощи пассажирам и экипажам таких воздушных судов, обеспечение их выживания и эвакуации. П. и с. в. с. осуществляются органами поисково-спасательной службы (ПСС), которая создаётся государством для поисково-спасательного обеспечения (ПСО) полётов в пределах своей территории. В открытом море, в границах районов, определяемых на основе региональных аэронавигационых соглашений, одобренных Советом Международной организации гражданской авиации (ИКАО), ПСО обеспечивается прибрежными государствами, добровольно принявшими на себя соответствующие обязательства. Для осуществления ПСО определяются районы П. и с. в. с. В каждом районе создаются органы ПСС: координационный центр поиска и спасания (КЦ), при необходимости — вспомогательные центры, посты аварийного оповещения и спасательные команды. Для государств — членов ИКАО минимальное количество сил и средств, необходимых для ПСО в пределах каждого района, согласовывается на аэронавигационных совещаниях и указывается в региональных аэронавигационных планах. К поисково-спасательным операциям могут привлекаться воздушные и надводные суда, местные органы и средства, которые не являются частью ПСС. КЦ поддерживает постоянную связь с органами обслуживания воздушного движения, на которые возложено аварийное оповещение о воздушных судах, нуждающихся в поиске и спасании (см. Обслуживание воздушного движения). Получив сообщение о воздушном судне, терпящем или потерпевшем бедствие, КЦ вводит в действие органы ПСС и спасательные команды. Он несёт ответственность за координацию поисково-спасательных операций. Свою деятельность он координирует также с КЦ других районов поиска и спасания. В Российской Федерации поиск и спасание осуществляются общепринятым порядком в соответствии с международными стандартами и рекомендуемой ИКАО практикой. Для организации и проведения П. и с. в. с. территория страны разделена на зоны ПСО полётов, границы которых соответствуют зонам и районам управления воздушным движением, и районы ПСО полётов войсковых частей, предприятий (аэропортов) и организации. Состав сил и средств, перечень техники и снаряжения, права и обязанности должностных лиц ПСС определяются специальным актом, утверждённым полномочными органами военной и гражданской авиации. В целях ПСО организуется круглосуточное дежурство. Руководство поисково-спасательными работами в зоне возлагается на территориальные органы управления военной и гражданской авиацией, а в районе — на руководителей войсковых частей, предприятий (аэропортов) и организаций. Проведение аварийно-спасательных работ в районе аэродрома осуществляется силами и средствами предприятий и организации, в ведении которых находится соответствующий аэродром. При необходимости к проведению поисково-спасательных работ могут привлекаться воздушные, наземные, радиотехнические и другие средства предприятий и организаций, в районе деятельности которых потерпело бедствие воздушное судно. Работы по поиску и спасанию воздушных судов, их пассажиров и экипажей проводятся безвозмездно. Помощь иностранным воздушным судам, пассажирам и экипажам оказывается на равных основаниях с российскими. В тех случаях, когда усилия по поиску воздушного судна, потерпевшего бедствие, не дали результатов и было установлено, что дальнейший поиск не приведёт к обнаружению его, лица, уполномоченные на то законом, принимают решение о прекращении поиска. Воздушное судно, поиск которого официально прекращён, если не установлено местонахождение судна или его обломков, считается пропавшим без вести. В 80 х гг. разработана международная спутниковая система «Коспас-Сарсат» для определения в аварийных ситуациях координат «радиобуёв», установленных на судах и самолётах. «Коспас» — часть системы, разработанная СССР, «Сарсат» — часть системы, разработанная США, Канадой, Францией. Система включает искусственный спутник Земли на околополярных круговых орбитах, аварийные радиобуи на судах и самолётах, пункты приёма информации. В зоне видимости спутника определяются координаты не менее 20 радиобуев, работающих одновременно. А. И. Котов. поисково-спасательный летательный аппарат — предназначается для ведения поиска и эвакуации экипажей и пассажиров самолётов, вертолётов, морских судов и т. п., терпящих бедствие, а также экипажей спускаемых космических кораблей. П.-с. л. а. (самолёт, вертолёт) оснащён радиопеленгационной и другой поисковой радиотехнической аппаратурой. Его экипаж обучен приёмам поиска пострадавших и оказания им первой медицинской помощи. На борту П.-с. л. а. находятся врач, спасатели-парашютисты, а также аварийно-спасательное имущество и снаряжение. С помощью вертолёта эвакуация терпящих бедствие и пострадавших осуществляется путём его зависания над местом бедствия. Для подъёма людей используются верёвочные лестницы, лебёдки с тросами. С самолётов на место бедствия сбрасываются спасатели-парашютисты, надувные плоты, продовольствие. покидание аварийное — процесс оставления экипажем летательного аппарат в полёте, на земле и на воде в случае аварийной ситуации. На пассажирских и транспортных летательных аппарата осуществляется также эвакуация пассажиров после аварийной посадки летательного аппарата на сушу или на воду. Способы П. а. определяются типом летательного аппарата. На военных самолётах применяются катапультные кресла (см. также Катапультирование). При этом обеспечивается спасение экипажа как в условиях нулевой высоты, так и практически йо всём диапазоне лётных режимов самолёта. На некоторых многоместных самолётах с целью экономии времени на П. а. осуществляется последовательное принудительное покидание летательного аппарата всеми членами экипажа с минимально допустимой задержкой во времени между катапультированием отдельных членов экипажа. Более эффективны схемы с применением одновременного попарного катапультирования в сочетании с боковым разведением траекторией кресел для исключения их соударения в воздушном потоке. жүктеу/скачать 14.24 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|