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

Исходные параметры П. у. как парашютного, так и ракетного типов обычно определяются по результатам испытаний моделей в аэродинамических трубах с имитацией на них П. у.

Противошумы: а — упругий шумозащитный шлем; б — противошумные наушники; в — вкладыш-втулки; г — противовибрационный пояс.

Геометрические характеристики

1 — средняя линия; 2 — хорда. профиля крыла:

выделяются симметричная ча <

-«я)/2 и средний линия у = ( < /,Н?гь у = (0„-

П. к. характеризуется г > 0,)/2. рами: макс, относительной ¥ОМ. парамет-филя с^с/b, макс, крив толщиной про-/шах, расстояниями хс и х1тзной профиля кривизны КИ носка. Обычно ,ах и радиусом лозвуков са_молётов с = 8~205для до- и око-звуковых с = 3—9%. Значений, Для сверх-раметров, выраженные в дся относит, па-изменяются для самолётов : > лях хорды Ь, с малыми и большими доз соответственно ми полёта в след, предеук. скоростя-2-6% и 0-2%; £е-20-ЗОЦелах: /_,,-

*1 ж-15-30% и 40-60%% и 40-^6%; 1,5%. Важными характеристиками ; Я„/с2—0,5— части являются также угол и симметричной и значение ординаты на :аклона поверхности (при < /сни > 0 задняя кромка *адней кромке конечную толщину), от кпрофиля имеет например, эффективность оргаж-рых зависит, Форма средний линии изменяетш управления, лой кривой параболич. типгся от выпук-положит. или отрицат. S-o6pi до кривой с висимости от типа и назначазностью в за-Например, для уменьшения продления профиля, та (лопасть несущего виигольного момен-ся положит. S-образность, а а) использует-критические профили имеют некоторые сверх-разность. П. к., у которого сотрицат. S-об-падает с хордой, называем? сим;р. линия сов-профилем. [метричным

Группа П. к., образован! одного или несколько базовых (пая на основе филей и объединённая нек-усходных) про-кономерностью, называем? сериейюй общей за-профилей.}}

На основе одного базового П. к. её можно построить следующими способами: 1) изменением ординат верхней и нижней поверхностей пропорционально с; 2) изменением симметричной части профиля пропорционально с при сохранении средний линии базового П. к.; 3) изменением f_mах с сохранением формы средней линии при неизменных с и симметричной части П. к.; 4) сохранением верхней поверхности или аффинным (не пропорциональным с) изменением верхней поверхности базового П. к., сопровождающимся модификацией нижней поверхности для удовлетворения различным аэродинамическим или конструктивным требованиям (критическое Маха число, продольный момент, толщина хвостового участка и т. д.). В случае нескольких базовых П. к. построение серии возможно путём интерполяции по определенному закону.

Форма П. к. различна для до-, транс- и сверхзвуковых скоростей полёта. Так, например, при малых дозвуковых скоростях допускаются П. к., форма которых приводит к повышенным значениям местных возмущений скоростей и давлений в сочетании со слабыми градиентами давления для предотвращения срыва потока. При больших дозвуковых скоростях для повышения критического числа Маха применяются П. к., форма которых обеспечивает пониженные возмущения в местной сверхзвуковой зоне. При сверхзвуковых скоростях иногда используются тонкие остроносые профили (параметр {{R}}н/с² = 0) для уменьшения волнового сопротивления и присоединения к передней кромке всего крыла или его части головной ударной волны.

При сверхзвуковых скоростях полёта полное сопротивление крыла обычно принято разделять на сопротивление, обусловленное объёмом или, иначе, толщиной крыла, и сопротивление, обусловленное подъемной силой, включающее вихревую и волновую составляющие. Сопротивление, обусловленное объёмом, — сопротивление плоского крыла с симметричным профилем крыла при нулевой подъёмной силе — является по существу тем же П. с.

В технической литературе наряду с термином «П. с.» иногда применяют термин «сопротивление формы».

Л. Е. Васильев.

профиля теория — описывает взаимодействия профиля крыла бесконечного размаха с плоско-параллельным течением и позволяет определять его аэродинамические характеристики путём использования моделей идеальной жидкости, пограничного слоя и вязкой жидкости (газа).

Использование наиболее простой модели идеальной жидкости при безотрывном обтекании даёт возможность получить правильные качественные, а по некоторым параметрам и количественные результаты. Для расчёта обтекания профиля идеальной несжимаемой жидкостью используются обычно метод особенностей (см. Источников и стоков метод) и метод конформных отображений. В последнем методе применение простых отображающих функций позволило получить точные решения для ряда теоретических профилей (см. Жуковского профиль, профили Чаплыгина и др.); для профилей произвольной формы разработаны приближенные методы. Подъёмная сила профиля пропорциональна циркуляции скорости (см. Жуковского теорема), значение которой определяется из Чаплыгина — Жуковского условия. В П. т. большую роль играет тонкого профиля теория, позволяющая рассчитать подъёмную силу, продольный момент (см. Аэродинамические силы и моменты), распределение нагрузки по хорде.

Для чисто дозвукового обтекания профиля линейная Прандтля — Глауэрта теория даёт простую связь между течениями несжимаемой и сжимаемой жидкостей. Более точные теории (С. А. Христианович, 1940; Т. Карман — Тзян, 1939—1941), опирающиеся на приближенное решение уравнений Чаплыгина (см. Годографа метод), позволяют достаточно точно учитывать влияние сжимаемости среды вплоть до критического Маха числа М_*. Эти теории лежали в основе выбора формы первых, скоростных (рассчитанных на относительно большие дозвуковые скорости полёта) профилей (см. Сверхкритический профиль).

При числе Маха набегающего потока М{{_∞}} > М_* вблизи профиля образуются местные сверхзвуковые зоны, которые в большинстве случаев замыкаются скачками уплотнения, являющимися источником волнового сопротивления X{{_ω}} и приводящими при достаточной их интенсивности к отрыву пограничного слоя, к резкому изменению подъёмной силы и продольного момента. Расчёт обтекания при наличии местных сверхзвуковых зон (см. Трансзвуковое течение) стал возможен лишь с появлением ЭВМ и развитием методов численного анализа, применение которых позволило определить новые формы профилей с пониженным значением X{{_ω}} (см. Сверхкритический профиль). Теория подобия (Карман, 1947) показала, что при М{{_∞}} = 1 величина Х{{_ω∞}}{{с}}^5/3, где {{с}} — относительная толщина профиля; отсюда следует необходимость применения тонких профилей для перехода через скорость звука.

При обтекании профилей сверхзвуковым потоком возможны два режима, реализация которых зависит от значения числа Маха М{{_∞}} и формы профиля. На первом режиме головной скачок уплотнения присоединён к передней кромке профиля, и реализуется чисто сверхзвуковое течение. Для расчёта такого режима используются приближенные методы, связанные с разложением коэффициента давления (см. также Аэродинамические коэффициенты) по местному углу {{υ}} наклона поверхности: линейная теория (см. Аккерета формулы); теории, учитывающие два или три члена разложения. Хорошие результаты даёт приближенный метод, использующий точные соотношения для косого скачка уплотнения и Прандтля — Майера течения (метод скачков-расширений). Согласно линейной теории, коэффициент волнового сопротивления с_x{{_ω}} = с_x{{_ω}}₀ + c_x{{_ω}}_i (где с_x{{_ω}}₀{{∞}}{{c}}²) зависит от формы профиля и при фиксированном значении с принимает минимальное значение для ромбовидного профиля — с_z{{_ω}}_i = (М²{{_∞}}-l)^1/2c²_y/4, то есть пропорционален квадрату коэффициента подъёмной силы с_y, подобно индуктивному сопротивлению крыла конечного размаха при малых скоростях. Большое значение с_х{{_ω}} приводит к падению аэродинамического качества K = c_y/c_x при сверхзвуковых скоростях (с_x — коэффициент аэродинамического сопротивления). На втором режиме обтекания головной скачок уплотнения отсоединен от передней кромки профиля, и на некотором участке перед носовой частью профиля он близок к интенсивному прямому скачку уплотнения. В связи с этим сопротивление профилей с затупленной передней кромкой значительно больше сопротивления профилей с заострённой передней кромкой, обтекаемых со слабым присоединенным скачком уплотнения.

При расчёте гиперзвукового обтекания профиля линейная теория не применима (см. Гиперзвуковое течение); приближенное значение коэффициента давления может быть получено при помощи формулы Ньютона c_p = 2sin²{{υ}} или её различных модификаций (см. Ньютона теория обтекания).

Для расчёта аэродинамических характеристик профиля на всех режимах его обтекания наряду с приближенными методами всё шире и интенсивнее применяются точные методы численного анализа (конечно-разностные методы, метод характеристик и др.).

При безотрывном обтекании профиля и больших Рейнольдса числах влияние вязкости определяется с помощью теории пограничного слоя. Согласно Л. Прандтлю, вытесняющее действие пограничного слоя учитывается путём «наращивания» на заданный профиль толщины вытеснения {{δ}}* и прибавления тонкого вязкого следа за профилем и последующего расчёта невязкого обтекания полученного таким образом контура. Уточнение результатов возможно при использовании итерационного процесса, в котором достигается согласование величины {{δ}}* и распределения давления по внешней границе пограничного слоя. Учёт вязкости приводит к уменьшению с_y при положительном угле атаки из-за более толстого пограничного слоя на верхней поверхности профиля. Расчётом находится профильное сопротивление, обусловленное действием сил трения и давления на обтекаемую поверхность. Деформация контура профиля за счёт {{δ}}* и следа вызывает изменение волнового сопротивления, которое при сверхзвуковых скоростях, как правило, уменьшается.

Для ряда важных случаев, когда теория пограничного слоя неприменима (отрыв пограничного слоя, течение в окрестности задней кромки, в месте падения скачка уплотнения и т. д.), используются различные численные методы решения уравнений Навье — Стокса и Рейнольдса. Локальная картина течения в окрестности указанных особых точек исследуется методом сращиваемых асимптотических разложений. Для приближенной оценки такой существенной характеристики профиля, как с_{y max} (максимального значения с_y, определяемого началом отрыва потока), применяются различные полуэмпирические методы. Во многих из них используется экспериментально подтверждённое условие постоянства давления в зоне отрыва над профилем; соответствие вычисленных значений с_{y max} с экспериментальными данными получается удовлетворительным.

П. т. охватывает не только рассмотренный выше случай обтекания изолированного профиля неограниченным потоком, но и некоторые другие случаи: профиль с закрылками и предкрылками, бипланы и полипланы, профиль вблизи поверхности Земли, решётки профилей и т. д. При решении таких задач используются описанные выше методы, усложнение которых обусловлено необходимостью удовлетворить дополнительным граничным условиям. К П. т. относится также обратная задача о построении контура профиля по заданному на нём распределению скоростей. Задача эта, как правило, не имеет решения в классе замкнутых самонепересекающихся контуров, но разработанные методы её приближенного решения полезны для определения модификации формы профиля при требуемом изменении распределения скоростей.

Лит.: Седов Л. И., Плоские задачи гидродинамики и аэродинамики, 3 изд., М., 1980; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987.

С. В. Ляпунов, Я. М. Серебрийский.

Прохоров Алексей Николаевич (р. 1923) — советский лётчик, дважды Герой Советского Союза (дважды 1945), генерал-майор авиации (1976). В Советской Армии с 1940. Окончил Балашовскую военную авиационную школу (1942), Военно-воздушную академию (1950; ныне имени Ю. А. Гагарина). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком, командиром звена, командиром эскадрильи штурмового авиаполка. Совершил 238 боевых вылетов. После войны командир авиаполка, затем на преподавательской работе. Награждён орденом Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1 й степени, 2 орденами Красной Звезды, орденом «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3 й степени, медалями. Бронзовый бюст в Борисоглебске Воронежской области.

А. Н. Прохоров.

Методы обеспечения и исследования П. составляют прикладную науку с таким же названием, в которой сложились следующие разделы: Нормы прочности, статическая прочность, сопротивление усталости, эксплуатационная живучесть, аэроупругость. Проектирование рациональной по условиям П. конструкции представляет комплексную проблему, при решении которой одновременно учитываются требования по статической прочности, сопротивлению усталости и живучести, по обеспечению безопасности летательного аппарата от флаттера, шимми, дивергенции и реверса органов управления. Эти требования удовлетворяются в рамках определенных весовых лимитов, обеспечивающих необходимую эффективность летательного аппарата.

Требования к статической прочности конструкции определяются по Нормам прочности в соответствии с назначением летательного аппарата и экстремальными условиями его эксплуатации. Статическая прочность обеспечивается проектированием на расчётные нагрузки. При этом несущая способность конструкции летательного аппарата оценивается по разрушающим напряжениям, определяемым как расчётным, так и экспериментальным путём в ходе испытаний конструктивных образцов и панелей из принятого конструкционного материала. Проверка статической П. конструкции производится при статических испытаниях натурной конструкции. В Нормах прочности регламентируется также остаточная П. конструкции при наличии частичных повреждений (например, трещин). В каждом конкретном случае статическая П. определяется на основе анализа, проводимого с учётом сохранения уровня безопасности авиационной конструкции за период между осмотрами не ниже уровня за время эксплуатации неповрежденной конструкции.

Требования к сопротивлению усталости также определяются Нормами прочности и направлены на обеспечение безопасности основной силовой конструкции в течение заданного ресурса при действии всей совокупности переменный нагрузок на всех режимах и этапах эксплуатации летательного аппарата (за весь срок службы). Суммарная повторяемость переменных нагрузок выявляется расчётом для всех возможных вариантов использования летательного аппарата и подтверждается измерениями при лётных испытаниях и эксплуатации, а также сбором статистических материалов по индивидуальной нагруженности летательного аппарата в эксплуатации.

Усталостная долговечность так называемых регулярных зон конструкции при проектировании рассчитывается с учётом кривых усталости для данного конструкционного материала с типовым концентратором напряжений, необходимого коэффициента надёжности и результатов экспериментальной проверки всех основных конструктивно-технологических решений. К моменту сертификации летательного аппарата производится проверка, а в необходимых случаях — доводка конструкции на основе лабораторных ресурсных испытаний натурной конструкции.

Для сохранения П. летательного аппарата при появлении повреждений в эксплуатации (трещин, коррозии и т. п.) Нормы прочности предусматривают требования обеспечения эксплуатационной живучести авиационных конструкций. Эти требования определяют допустимые значения скорости развития трещин в конструкции и её остаточной П., что наряду с регламентируемыми регулярными осмотрами конструкции в эксплуатации обеспечивает требуемую надёжность. На стадии проектирования расчётная оценка эксплуатационной живучести производится на основе экспериментальных данных по трещиностойкости материалов (см. Механика разрушения) с последующей проверкой при ресурсных испытаниях натурной конструкции.

Способность авиационной конструкции противостоять опасным явлениям аэроупругости на стадии проектирования обеспечивается расчётом динамической устойчивости упругой конструкции в потоке воздуха и при движении по земле методами, при которых определяются критические скорости флаттера, дивергенции, реверса элеронов и шимми. Для определения критических скоростей производятся испытания динамически-подобных моделей в аэродинамических трубах, а также испытания шасси на копре с подвижной опорой.

К вопросам П. летательного аппарата относится широкий круг задач, которые формировались в тесной связи с развитием авиационной техники. В начальный период развития авиации, вплоть до 1920 х гг., максимальные скорости летательных аппаратов не превышали 100—200 км/ч и удельная нагрузка на крыло составляла около 500 Н/м². Основным конструкционным материалом в этот период было дерево, а наиболее распространённым типом самолётов были бипланы. Типичной силовой схемой являлась пространственная ферма, образованная плоскостями крыльев, стойками и тросовыми расчалками. В большинстве случаев конструкция крыла была двухлонжеронной с мягкой обшивкой. В этот период исследования, связанные с П. авиационных конструкций, в нашей стране проводились в организованном Н. Е. Жуковским Расчётно-испытательном бюро при Московском высшем техническом училище, а с 1 декабря 1918 — в Центральном аэрогидродинамическом институте под руководством А. Н. Туполева, А. А. Архангельского, В. П. Ветчинкина и других советских учёных и конструкторов. Ферменная конструкция летательного аппарата позволяла широко использовать методы строительной механики. Однако некоторые особенности авиационных конструкций вызвали необходимость решения ряда дополнительных задач, которые не могли быть ранее решены методами классической строительной механики. К таким вопросам относятся: расчёт на П. сжато-изогнутых балок; исследование влияния предварительной затяжки тросов на напряжённое состояние фермы и другие. Уже тогда была начата разработка отечественных Норм прочности самолётов. В этот же период проводятся первые статические испытания авиационных конструкций на П. В 20 е гг. в конструкциях самолётов начинают использовать металлические детали. Максимальная скорость самолётов достигает 200—300 км/ч, а удельная нагрузка на крыло — до 1000 Н/м². Типичной конструкцией самолёта становится моноплан с относительно толстым профилем крыла. Крыло такого самолёта имело лонжероны-фермы с мощными поясами и гофрированную обшивку, не участвующую в восприятии нормальных напряжений при изгибе. Под руководством Ветчинкина и В. Л. Александрова заканчивается создание первых отечественных Норм прочности самолётов.

В 30 е гг. в результате радикального совершенствования аэродинамических свойств авиационных конструкций и применения более мощных двигателей максимальная скорость самолётов достигла 500—600 км/ч, удельная нагрузка на крыло увеличилась до 2000 Н/м². Типичной конструкцией становится свободнонесущий моноплан с гладкой обшивкой и убирающимся шасси. Рост скорости самолётов и изменения их конструктивной компоновки потребовали принципиально новых решений вопросов П. Так, использование гладкой обшивки, работающей совместно с конструкцией на изгиб, привело к созданию моноблочных конструкций. Основными силовыми элементами самолёта становятся панели, состоящие из стрингерного набора и обшивки. Новый тип силовой авиационной конструкции потребовал разработки теории тонкостенных конструкций, составившей раздел прикладной теории упругости и строительной механики. Дальнейший рост скоростей выдвинул проблему динамической и статической устойчивости элементов конструкции упругого самолёта. Было установлено, что при достижении некоторой скорости самолёта, называемой критической, при определенных условиях наступает нарушение устойчивого равновесия сил, сопровождающееся возникновением интенсивных колебаний с возрастающей амплитудой, приводящих, как правило, к разрушению конструкции. Это явление получило название флаттера. На базе решения проблемы флаттера и других задач устойчивости были заложены основы аэроупругости, составляющей особый раздел прикладной механики. Существенный вклад в изучение этих проблем внесли советские учёные М. В. Келдыш, Е. П. Гроссман, Я. М. Пархомовский, Л. С. Попов и другие. В этот период Нормы прочности из свода некоторых Правил с количественными опытными данными превратились в инженерную дисциплину.

В начале 40 х гг., когда основное внимание было уделено обеспечению П. серийных военных самолётов, решался целый ряд частных задач П., в том числе связанных с применением смешанных конструкций, состоящих из металлического силового каркаса и фанерной обшивки. После окончания Великой Отечественной войны с внедрением турбореактивных двигателей произошёл новый качественный скачок в развитии авиационной науки. Скорость самолётов достигает 1000 км/ч, а удельная нагрузка на крыло — 2500—4500 Н/м². Появляются стреловидные крылья, что привело к ряду изменений и в силовой конструкции. Малые толщины несущих поверхностей и миделей фюзеляжа вызвали необходимость внедрения в силовую конструкцию панелей с толстой обшивкой. Основное внимание уделялось учёту влияния сжимаемости воздуха, что нашло отражение в Нормах прочности самолётов и в решении вопросов аэроупругости, а также в разработке методов расчёта на П. стреловидных крыльев (работы под руководством А. И. Макаревского, Т. А. Француза). Исследования роли воздействия нерегулярных последовательностей статических нагрузок на долговечность конструкции и (на основании этих исследований) изучение проблемы усталости летательного аппарата проводились под руководством Н. И. Марина, И. В. Ананьева и других учёных.

Для 50 х гг. характерны исключительно высокие темпы развития авиационной техники. Достигнуты сверхзвуковые скорости полёта, приближающиеся к 3000 км/ч, удельная нагрузка на крыло возросла до 3500—6000 Н/м². Наряду со стреловидными крыльями нашли применение крылья малого удлинения. Дальнейшее уменьшение относительной толщины несущих поверхностей привело к внедрению в силовую конструкцию панелей из слоистых материалов. Создание реактивных гражданских самолётов, а также применение вертолётов расширили границы проблемы усталости как одной из важнейших задач П. В эти годы исключительно быстрыми темпами развивается ракетная техника, выдвинувшая специфические требования к решению многих вопросов П.

В 60—70 е гг. создаются самолёты с длительным режимом полёта на сверхзвуковых скоростях, что приводит к существенному аэродинамическому нагреванию конструкции. Особую важность приобрели вопросы П. и жёсткости авиационных конструкций, эксплуатируемых при высоких температураx. Потребовалось решение задач, связанных с определением температурных полей в конструкции и с решением проблем тепловой прочности, упругости и ползучести материалов при высокой температуре, создание методик теплопрочностных испытаний, внедрение в авиационную конструкцию новых материалов (исследования А. А. Белоуса, В. Ф. Кутьинова и других).

В 80 е гг. всё более актуальной становится проблема повышения эффективности транспортных и пассажирских самолётов. Возникает потребность в существенном увеличении ресурса авиационной конструкции. Для обеспечения высоких ресурсов и необходимой безопасности полётов при наличии допускаемых трещин (частичных повреждений) в конструкции устанавливаются условия эксплуатационной живучести летательного аппарата (исследования А. Ф. Мелихова, А. З. Воробьёва и других).

Для всех разделов П. характерно использование теоретико-расчётных методов с применением современных ЭВМ в сочетании с анализом результатов экспериментов, полученных в лабораторных условиях и в ходе летных испытаний летательного аппарата. Такой подход дает достаточно точные результаты при определении характеристик П. авиационной конструкции в короткие сроки. Обеспечение П. летательного аппарата при минимальной массе конструкции достигается благодаря использованию большого объема расчетов, исследований и испытаний авиационных конструкций с последующей доводкой их П. в случае необходимости. Кроме того, устанавливается тщательный контроль технологии изготовления летательного аппарата и условий эксплуатации. Совокупность всех мероприятий по oбecпечению П. летательного аппарата представляет собой развитую систему, действующую на протяжении всего времени создания и существования конструкций летательных аппаратов.

Наряду с Центральным аэрогидродинамическим институтом большой вклад в развитие науки о П. летательного аппарата внесли также коллективы, возглавляемые В. Г. Суверневым, И. Ф. Образцовым, Э. И. Григолюком, Р. В. Сакачом, Ю. Г. Одиноковым и другими. Из зарубежных учёных наиболее известны в области исследования внешних нагрузок на летательный аппарат и регламентирования расчетных условий Дж. Тейлор, X. Пресс (США), Х. Кюснер, А. Тайсман (Германия) и другие; в области статической прочности — Б. Гейтвуд (США), С. Батлер (Великобритания), Д. Аржирис (Германия), С. П. Тимошенко и другие; в области усталостной прочности — А. Пальмгрен (Германия), М. Майнер, У. Вейбулл (США), Б. О. Лундберг (Швеция) и другие; в области аэроупругости — Т. Теодорсен, М. Ц. Фын (США), X. Раиснер (Германия), А. Коллар (Великобритания) и другие.

Дальнейшие исследования в области П. авиационных конструкций связаны с перспективами развития летательных аппаратов. Одной из важнейших задач является разработка методов определения прочностных характеристик с помощью системы автоматизированного проектирования, создание универсальных высокоэффективных расчётно-экспериментальных комплексов. Обеспечение П. перспективных тяжёлых и сверхтяжёлых самолётов требует учёта ряда специфических факторов. К ним относятся малая частота собственно короткопериодических колебаний, которая может явиться причиной возникновения «переуправления» летательного аппарата и, следовательно, больших внешних нагрузок; малые частоты упругих колебаний конструкции, приводящие к усилению динамических нагрузок и их повторяемости в полёте. Разработка сверхзвуковых и гиперзвуковых летательных аппаратов связана с обеспечением П. при высоких температурах. Необходимы более совершенные методы нормирования расчётных условий П. и применение методов расчёта авиационных конструкций с учётом нелинейной зависимости напряжений от деформаций. Обеспечение П. таких конструкций тесно связано с решением задач теплоизоляции, теплоотвода или использования горячей конструкции летательного аппарата, а также с учётом влияния на П. акустических нагрузок. Создание высокоманёвренных самолётов требует разработки высокоэффективных систем автоматического управления. При большом разнообразии используемых систем автоматического управления невозможна однозначная оценка их влияния на манёвренные нагрузки. Для оценки П. конструкции проводится расчётно-экспериментальный анализ характеристик летательного аппарата с использованием ЭВМ и пилотажных стендов. Широкие возможности обеспечения П. летательных аппаратов нового поколения открывают новые конструкционные материалы, среди которых важное место занимают различные композиционные материалы, позволяющие значительно снизить массу конструкции и улучшить прочностные характеристики летательного аппарата, и традиционные конструкционные металлические материалы с повышенной прочностью, а также внедрение активных систем управления, позволяющих существенно снизить нагрузки, действующие на конструкцию летательного аппарата в полёте.

А. Г. Прошаков.

Рис. 1. Схема простейшей прямотеневой установки: 1 — источник света; 2 — световой пучок; 3, 3' — невозмущённый и возмущённый световые лучи соответственно; 4 — экран (фотоплёнка); 5 — изучаемая область потока.

Рис. 2. Зарегистрированное на фотоплёнке прямотеневое изображение обтекающего модель сверхзвукового потока: 1 — модель (шар с иглой); 2 — державка; 3 — области потока с турбулентной структурой; 4 — скачки уплотнения.

прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) — бескомпрессорный воздушно-реактивный двигатель, в котором сжатие воздуха производится в воздухозаборнике за счёт кинетической энергии набегающего потока атмосферного воздуха (схему ПВРД см. в статье Воздушно-реактивный двигатель, рис. 1). ПВРД нашли применение в основном на беспилотных летательных аппаратах, используемых при больших сверхзвуковых скоростях полёта (разведчики, ракеты класса «воздух — земля», зенитные управляемые ракеты и другие). Летательный аппарат с ПВРД нуждается в стартовом двигателе-ускорителе, разгоняющем летательный аппарат до скорости включения ПВРД, соответствующей Маха числу полёта М_нач = 1,5—2. В качестве стартовых используются ракетные двигатели (ракетные двигатели твёрдого топлива или жидкостные ракетные двигатели). ПВРД входит в конструкцию большинства комбинированных двигателей. Максимальная скорость при использовании ПВРД на керосине соответствует М{{_∞ ≈}} 5—6. Вследствие ограничений по работоспособности и низкой эффективности всех типов газотурбинных двигателей при М{{_∞}}{{ > }}3,5 ПВРД и гиперзвуковой ПВРД оказываются единственными типами воздушно-реактивных двигателей для получения высоких сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростей полёта.

Первоначально (50 е гг.) ПВРД устанавливались вне фюзеляжа летательного аппарата на пилонах или применялась компоновка двигатель — фюзеляж с лобовым (рис. 1, а и б), а позже кольцевым (рис. 1, в) воздухозаборниками. Первая ступень этих летательных аппаратов имела ракетные ускорители (ракетные двигатели твёрдого топлива или жидкостные ракетные двигатели) и отбрасывалась при достижении М_нач. С середины 60 х гг. начали разрабатываться интегральные (малообъёмные) компоновки, объединяющие в корпусе ракеты ПВРД и стартовый ракетный двигатель твёрдого топлива (рис. 1, г и д и рис. 2).

Уменьшение объёма ракеты достигается также использованием в ПВРД тяжёлых топлив с высокой объёмной теплотой сгорания (40—50 МДж/м³), например, тяжёлых углеводородов или борсодержащих топлив (жидких, суспензий и твёрдых). Применяются также твёрдые топлива с металлами (магний, алюминий).

Тяговые характеристики ПВРД выражаются безразмерным коэффициентом тяги C_p = P/(qF), где Р — тяга; q = Q_нV²{{_∞}}/2 — скоростной напор; Q_н — плотность атмосферного воздуха; V{{_∞}} — скорость полёта; F — площадь миделя (при М{{_∞}} = 2—5 C_{p max}{{≈}}2,5-1). Экономичность ПВРД характеризуется удельным импульсом I_уд = P/G_т, где G_т — секундный расход топлива (при М{{_∞}} = 2—5 I_уд = 20—19 кН*с/кг, топливо — керосин). Эти значения в несколько раз превышают значения I_уд жидкостного ракетного двигателя и ракетного двигателя твёрдого топлива.

Высокая экономичность, возможность регулирования расхода топлива (тяги), проходных сечений реактивного сопла и воздухозаборника, свойство авторегулируемости тяги при изменении давления атмосферного воздуха по высоте полёта позволяют получить гибкие характеристики ПВРД, хорошо приспособляемые к потребностям летательных аппаратов различного назначения.

Историческая справка. Идея ПВРД предложена Р. Лореном (Франция, 1913). Теория ПВРД разработана Б. С. Стечкиным (1929). Первые разработки ПВРД выполнены во Франции (Р. Ледюк, 1933—1938) и СССР (И. А. Меркулов, 1939). Широкие разработки ПВРД начались в послевоенное время в СССР (М. М. Бондарюк и другие), США (Р. Марквардт), Великобритании и других странах. 70—80-е гг. характеризуются главным образом разработками малообъёмных ракет с ПВРД. Первая в мире малообъёмная ракета с ПВРД твёрдого топлива создана в СССР (1965). См. также Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель.

Рис. 1. Компоновки летательных аппаратов с ПВРД.

Рис. 2. Схема малообъёмной ракеты с интегральной двигательной установкой: 1 — корпус ракеты; 2 — секторный воздухозаборник по схеме г (см. рис. 1); 3 — сбрасываемая заглушка; 4 — камера сгорания ПВРД; 5 — сопло ПВРД; 6 — сбрасываемое сопло ракетного двигателя твёрдого топлива; 7 — заряд твёрдого топлива ракетного двигателя твёрдого топлива; 8 — топливный коллектор и стабилизатор горения топлива ПВРД; 9 — топливо ПВРД.

ПС — одно из применявшихся в СССР обозначений гражданских самолётов (пассажирских, почтовых и других). В числе этих самолётов, известных также под другие обозначениями, были ПС-4 («Юнкерс» W-33), ПС-5 (ХАИ-5, Р-10), ПС-7 (АНТ-7, Р-6), ПС-9 (АНТ-9), ПС-35 (АНТ-35), ПС-40, -41 (АНТ-40, СБ), ПС-84 (Ли-2), ПС-124 (модификация самолёта «Максим Горький» — АНТ-20бис) и другие.

псевдоскачок — область течения вязкого газа в канале, в которой происходит переход сверхзвукового течения в дозвуковое под действием противодавления на выходе из канала. В П. происходит интенсивное перемешивание потока и выравнивание его параметров по сечению. П. возникает в каналах воздушно-реактивного двигателя, аэродинамических трубах и других устройствах при Маха числе набегающего потока М{{_∞}} > 1,3 в результате взаимодействия замыкающего скачка уплотнения с пограничным слоем. При этом статическое давление на стенках канала плавно нарастает по длине L П. вплоть до максимального значения (см. рис.). Длина П. зависит от М{{_∞}}, толщины пограничного слоя, Рейнольдса числа Re и других параметров. При уменьшении М{{_∞}} и толщины пограничного слоя П. вырождается в обычный, близкий к прямому, скачок уплотнения. С увеличением М{{_∞}} длина П. быстро растёт. Например, в цилиндрической трубе диаметром d при Re = 2*10⁶ и М{{_∞}} = 2 она составляет L = 6,3d, a при М{{_∞}} = 3-L = 9,5d. При увеличении противодавления на выходе из канала П. плавно или скачкообразно смещается против потока, и при определенном противодавлении наблюдается фиксация начала П. у входной кромки, его длина при этом резко сокращается. Фиксация П. возникает также в местах излома и в области отверстий, используемых для отсоса пограничного слоя.

Переднюю часть П. составляет цепочка последовательных скачков различной формы. В этой части П. наблюдается неустойчивость гидродинамическая, обусловливающая высокочастотные пульсации полного давления, существенно нарастающие с ростом М{{_∞}}. В задней части П. течение дозвуковое, интенсивность пульсаций уменьшается. Рассеяние энергии в П. (возрастание энтропии потока) происходит и в скачках уплотнения и в слое смешения, образующемся у стенок канала и постепенно заполняющем всё сечение потока. Однако основной причиной роста энтропии является диссипация энергии в слое смешения.

Понятие П. широко применяется для анализа работы воздухозаборников, каналов воздушно-реактивного двигателя и других устройств. При этом используется математический аппарат, разработанный на основе аппроксимаций профиля скорости в сечении П.

Лит.: Крокко Л., Ударные волны и псевдоударные волны в каналах, в кн.: Основы газовой динамики, под ред. Г. Эммонса, пер. с англ. М., 1963. В. Г. Гурылёв.

Структура псевдоскачка и распределение давления вдоль длины канала: 1 — скачки уплотнения; 2 — слой смешения.

Награждён 2 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 7 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1 й степени, орденом Красной Звезды, медалями.

Соч.: На боевом курсе, М., 1989.

И. И. Пстыго.

В. Г. Пугачёв.

Соч.: Теория случайных функций и ее применение к задачам автоматического управления, 3 изд.. М„ 1962; Стохастические дифференциальные системы, М., 1985 (совм. с И. Н. Синициным).

Боевое применение П.-п. в. обеспечивается сложным комплексом устройств, и систем — авиационными артиллерийский установками (ААУ), которые могут быть подвижными и неподвижными. В зависимости от места расположения различают 3 типа ААУ: встроенные фюзеляжные (верхние, нижние, бортовые, носовые, кормовые); встроенные крыльевые; подвесные или съёмные (подфюзеляжные, подкрыльевые). На истребителях и истребителях-бомбардировщиках применяются обычно неподвижные ААУ (прицеливание в воздухе осуществляется маневрированием летательного аппарата). Подвижные установки бомбардировщиков обеспечивают угловое перемещение оружия относительно летательного аппарата в одной или двух плоскостях, причём верхние, нижние и бортовые фюзеляжные установки могут иметь полусферическую зону обстрела, а кормовые и носовые — секторную. На одной ААУ могут устанавливаться 1—4 пушки или пулемёта; боекомплект достигает несколько тысяч патронов, а масса установки — 1 т.

В состав ААУ входят следующие устройства и системы: лафет, системы управления наводкой, питания и управления огнём. Лафет — силовая конструкция, соединяющая оружие с летательным аппаратом. Он состоит из станка, узлов крепления к нему оружия и амортизатора, смягчающего силу отдачи. Система управления наводкой, в которую входят измеритель рассогласования и силовой привод, управляет движением оружия в соответствии с данными прицела. Измеритель рассогласования состоит из датчика (контролирует угловое положение прицела) и приемника (контролирует угловое положение оружия). Если угловые положения прицела и оружия не согласованы, то измеритель подает сигнал на силовой привод, который разворачивает оружие в положение, согласованное с прицелом. Система питания включает патронные ящики, рукава питания, гильзо- и звеньеотводы и сборники. Система управления огнём предназначена для открытия и прекращения автоматической стрельбы, предохранения от прострела частей летательного аппарата (профильные ограничители стрельбы и контурные механизмы обвода), экономного расходования боеприпасов (счётчик патронов), включения в работу механизма перезаряжания оружия (автомат перезарядки). Некоторые образцы системы управления наводкой имеют специальные автоматические устройства для регулирования темпа стрельбы. Основное направление дальнейшего развития системы управления наводкой — автоматизация управления (использование радиолокационного и телетепловизорного прицелов, средств автоматики и вычислительной техники).

Разработка современных образцов П.-п. в. проводится с учётом тактики его применения, ограничений, накладываемых летательным аппаратом, на которых предполагается размещение автоматических пушек, а также минимальной номенклатуры боеприпасов и максимальной унификации вооружения.

ПуВРД устанавливались на самолётах-снарядах (например, ФАУ-1) и беспилотных мишенях.

На самолётах начала 90 х гг. для уменьшения веса, экономии места в кабине и снижения нагрузки на членов экипажа автономные пульты заменены комплексными пультами (КП). КП построены таким образом, что могут выполнять функции автономных пультов любой из систем комплекса: например, КП радиотехнических систем может управлять настройкой и работой всех основных радиотехнических систем и устройств, КП системы самолётовождения отображает информацию о работе всех навигационных систем и при необходимости может управлять ими. В состав КП управления цифровым оборудованием, как правило, входят специализированный микропроцессор в сочетании с дисплеем и многофункциональными кнопками, меняющими своё назначение и индицируемые надписи непосредственно по команде оператора или через процессор. В КП могут быть блоки памяти (например, для выбора и настройки частот радиотехнических систем) и логической программы самоконтроля и предупреждения неправильных действий экипажа.

В зависимости от расположения П. у. в кабине различают: центральный пульт кабины — пульт, устанавливаемый в центре кабины между рабочими местами сидящих рядом членов экипажа летательного аппарата и обращённый лицевой панелью в их сторону; бортовой (боковой) пульт кабины летательного аппарата — устанавливается в кабине у левого (правого) борта летательного аппарата; потолочный пульт (см. рис. к статье Кабина экипажа).