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

Первый успешно летавший Г. был продемонстрирован А. Фабром в 1910. В России Г. в 1913 начал строить Д. П. Григорович (см. Григоровича самолёты). В советский период разработки в этой области проводили Григорович, А. Н. Туполев (см. Ту), Г. М. Бериев (см. Бe), В. Б. Шавров, И. В. Четвериков, Р. Л. Бартини, А. К. Константинов и другие конструкторы.

Рис. 1. Гидросамолёт с поддерживающими поплавками на концах крыла.

Рис. 2. Двухпоплавковый гидросамолёт.

Рис. 3. Самолёт-амфибия.

Рис. 4. Самолёт-амфибия «Си Стар» (ФРГ).

гиперзвуковая скорость — 1) скорость V газа, намного превышающая местную скорость звука a: V > > a (Маха число M > > 1). 2) Г. с. полёта — скорость летательного аппарата, намного превышающая скорость звука в невозмущенном потоке (часто за полёт с Г. с. принимают полёт со скоростью, соответствующей значению M{{_∞}} > 5). Полёт с Г. с. в атмосфере сопровождается интенсивными ударными волнами, значительным аэродинамическим нагреванием (см. Гиперзвуковое течение).

гиперзвуковое течение — течение газа с гиперзвуковыми скоростями. Особенности Г. т. начинают заметно проявляться при достаточно больших, но различных для тел разной формы (сфера, конус и т. п.) значениях Маха числа М. Поэтому и граница, отделяющая сверхзвуковое течение от Г. т., весьма условна. Для всех Г. т. характерным является большое значение отношения кинетическая энергия (энергии поступательного движения частиц газа) к внутренней (тепловой) энергии газа, равное по порядку величины М². Вследствие этого в Г. т. относительное изменение температуры и других термодинамических параметров много больше относительного изменения скорости, и торможение обтекающего тело потока приводит к значительным возмущениям его параметров. При гиперзвуковом обтекании тел возникают интенсивные ударные волны и большая завихренность течения (см. Вихревое течение). Для расчёта таких течений становиться необходимым использование нелинейных уравнений движения, а также соотношений, описывающих термодинамику газа при больших температурах. Полёт летательного аппарата с гиперзвуковыми скоростями сопровождается сильным аэродинамическим нагреванием поверхности и значительными отличиями аэродинамических характеристик от аналогичных характеристик при сверхзвуковом полёте.

Особенности Г. т. удобно разделить на газодинамические, обусловленные большими значениями чисел М, и термодинамические, проявляющиеся при больших абсолютных температурах газа (характерных для гиперзвуковых режимов полёта летательных аппаратов).

Газодинамические особенности Г. т. связаны с относительными изменениями газодинамических переменных потока. При обтекании тела однородным потоком газа с числом Маха в невозмущенном набегающем потоке М{{_∞}} > > 1 мерой возрастания давления и внутренней энергии газа в возмущенной части поля течения служит при слабом влиянии вязкости параметр K₁ = M{{_∞}}sin{{τ}} ({{τ}} — характерный угол наклона поверхности тела к направлению невозмущенного потока). В случае K₁ > > 1 за головной ударной волной существенно увеличивается плотность, многократно возрастают давление и температура газа. На границе возмущенного и невозмущенного потоков возникают тонкие, примыкающие к носовой части тела слои газа с относительно большой плотностью (так называемые ударные слои — см. Ньютона теория обтекания). При K₁ > > 1 в общем балансе сил и энергии можно пренебречь давлением и внутренней энергией невозмущенного газа. Независимость (точнее слабая зависимость) характеристик течения от этих параметров набегающего потока — одно из важных свойств Г. т. Для случая совершенного газа это свойство равносильно независимости течения от значения М{{_∞}} (закон стабилизации по числам Маха). Другая важная особенность течений с М > > 1, связанная с сильным торможением потока внутри пограничного слоя, — слабое влияние вязкости (температуры) невозмущенного газа на вязкость газа в пограничном слое. Поэтому в качестве характерного Рейнольдса числа Re, определяющего режим Г. т., принято использовать параметр Re₀ = {{ρ_∞}}V{{_∞}}L/{{μ}}0, где {{ρ_∞}}, V{{_∞}} — плотность и скорость набегающего потока, L — характерный размер тела, {{μ}}₀ — характерное значение вязкости в пограничном слое. Для совершенного газа в качестве {{μ}}₀ удобно выбирать вязкость при температуре торможения.

Особые газодинамические свойства присущи случаю гиперзвукового обтекания тонких тел (см. Тонкого тела теория), установленных под малыми углами к направлению однородного набегающего потока ({{τ}} < < 1, M{{_∞}} > > 1). Для таких течений углы наклона головной ударной волны к направлению вектора V{{_∞}} всюду малы, число Маха за волной (вне пограничного слоя) велико, а скорость газа меняется (в основном приближении) лишь в направлении, перпендикулярном V{{_∞}}. Последнее равносильно тому, что в системе координат, связанной с невозмущенным потоком, смещение частиц газа происходит лишь в плоскостях, перпендикулярных направлению движения. Течение в каждой из таких плоскостей не зависит от течения в остальных, что и составляет содержание закона плоских сечений из которого следует нестационарная аналогия. Согласно этой аналогии, обтекание тела невязким газом при {{τ}} < < 1 и М{{_∞}} > > 1 сводится к нестационарной задаче расширения (сжатия) бесконечного цилиндрического поршня, находящегося в покоящемся газе. Поперечное сечение поршня в момент времени t = x/V{{_∞}}, где x — координата, отсчитываемая от вершины тела и параллельная V{{_∞}}, совпадает с поперечным сечением тела в плоскости х.

Структура течения около тонкого тела существенно нарушается, если тело затуплено. Тогда на носовой части тела sin{{τ}} ~ 1, и возмущения потока в этой области течения относительно велики. По этой причине вблизи поверхности тела образуется слой сильно завихренного течения с относительно большими значениями энтропии (так называемый энтропийный слой). Возмущения давления распространяются вниз по потоку на расстояния много большие размера затупления и определяются в основном не формой, а сопротивлением затупления. В рамках нестационарной аналогии действие затупления равносильно сильному взрыву (мгновенному выделению энергии) на поверхности поршня в начальный момент его движения (так называемая аналогия с сильным взрывом).

При {{τ}} < < 1 существенными особенностями обладает и структура течения в пограничном слое. Торможение гиперзвукового, внешнего потока внутри пограничного слоя вызывает значительный рост температуры и, как следствие, сильное падение плотности газа. В пределе, когда вне пограничного слоя М{{_∞→∞}}, весь газ протекает в «невязкой» области возмущенного потока, и внешнюю границу слоя можно считать непроницаемой поверхностью. Влияние пограничного слоя на давление аналогично при этом увеличению толщины тела на толщину пограничного слоя и может быть весьма большим. Степень возрастания давления за счёт такого влияния при M{{_∞}} > > 1 и любых значениях τ оценивается параметром K₂ = K²(K₁ + 1)^-2(Re₀^1/2sin²{{τ}})^-1. Режимы K₂ < < 1, K₂~1 и K₂ > > 1 носят соответственно названия слабого, умеренного и сильного вязкого взаимодействия. При слабом влиянии разреженности газа (малых Кнудсена числах) и M{{_∞}}{{≈}}1 значение Re₀ > > l. Поэтому режимы сильного и умеренного вязкого взаимодействия (K₂{{≈}}1) реализуются лишь на тонких телах ({{τ}} < < 1) при условии M{{_∞}} > > 1. Важным свойством течений с сильным или умеренным вязким взаимодействием является передачи возмущений вверх по потоку через дозвуковую часть пограничного слоя на расстояния, сравнимые с длиной тела. По этой причине изменение, например, давления в кормовой части тонкого тела может существенно перестроить всё поле течения без отрыва пограничного слоя.

К термодинамическим особенностям Г. т. относятся несовершенство газа (переменность удельных теплоёмкостей), отклонения от термодинамического равновесия и излучение газа. В частности, для воздуха при температурах T > 1000{{ }}К удельной теплоёмкости уже существенно зависят от температуры, а примерно при T > 2000{{ }}К — и от давления (см. Кинетика физико-химическая). В случае полёта в летательном аппарате в атмосфере Земли такие температуры достигаются на его лобовой поверхности соответственно при M{{_∞}} > 4 и M{{_∞}} > 8. Течения, в которых процессы установления в газе термодинамического равновесия не успевают за темпом изменения внешних воздействий, называются неравновесными. Предельные режимы неравновесных течений, когда указанные процессы практически не успевают развиваться вообще, называют замороженными. Замороженные течения воздуха и при больших температурах не отличаются от течений при T < 1000{{ }}К, то есть соответствуют течению совершенного газа с показателем адиабаты {{γ}} = 1,4. На замороженные течения может оказать сильное влияние разреженность газа (см. Разреженных газов динамика). Эффекты неравновесности растут с уменьшением размеров тела и с увеличением высоты полёта. При движении летательного аппарата типа сферы с характерным размером ~1 м в атмосфере Земли область неравновесных течений для скоростей V{{_∞}} = 3—11 км/с начинается соответственно с высот H {{≈}} 40—60 км, а область замороженных — определяется высотами H > 70 км. При скоростях V{{_∞}} > 9 км/с все указанные термодинамические эффекты могут сопровождаться интенсивным излучением газа (см. Радиационный тепловой поток). Изменения термодинамических свойств газа при больших температурах могут вызывать значительные изменения аэродинамических и особенно тепловых характеристик тел.

При аэродинамическом проектировании гиперзвуковых летательных аппаратов необходимо удовлетворить широкому комплексу требований не только к его аэродинамическим, но и к тепловым характеристикам. Большое число явлений, сопровождающих полёт летательного аппарата, исключает при этом возможность полного моделирования условий натурного обтекания в аэродинамических установках. Расчётные методы исследования Г. т. приобретают, таким образом, исключительно важное значение.

Идеальным термодинамическим циклом ГПВРД является так называем цикл Брайтона с изменением процесса теплоподвода в зависимости от условий протекания процесса сгорания в камере — изобарический процесс в расширяющейся камере и процесс с ростом давления в камерах постоянного сечения и в сужающейся (рис. 4). Действительная работа цикла ГПВРД зависит от скорости полёта, степени и условий теплоподвода, степени торможения воздушного потока и уровня потерь в элементах двигателя.

В ГПВРД могут использоваться жидкие, твёрдые и гибридные топлива. Наибольшая эффективность (коэффициент полезного действия, тяга и т. п.) ГПВРД достигается при гиперзвуковых скоростях полёта (отсюда название). Соответственно и предполагаемая область применения ГПВРД; силовые установки гипёрзвукового летательного аппарата и ракет различного назначения при полётах в атмосфере с М{{_∞}} > 6.

Лит.: Зуев В. С., Макарон В. С., Теория прямоточных и ракетно-прямоточных [авиационных] двигателей. М., 1971; Горение в сверхзвуковом потоке, Новосиб., 1984; Курзинер Р. И., Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. 2 изд., М., 1989.

Р. И. Курзинер.

Рис. 1. Схема ГПВРД внутреннего сгорания несимметричной формы: I — воздухозаборник; II — камера сгорания; III — реактивное сопло.

Рис. 2. Схема ГПВРД внешнего сгорания на летательном аппарате несимметричной формы: 1 — летательный аппарат; 2 — скачки уплотнения; 3 — подача топлива; 4 — зона горения.

Рис. 3. Схема двухрежимного прямоточный воздушно-реактивного двигателя несимметричной формы: I — камера сверхзвукового горения; II — камера дозвукового горения; 1 — скачки уплотнения: 2—5 — пояса подачи топлива в камеру на режиме сверхзвукового горения (2 и 3) и на режиме дозвукового горения (4 и 5); 6 — сечение «запирания» (М = 1 на режиме дозвукового горения).

Рис. 4. Идеальные циклы ГПВРД в p—V-Диаграмме (давление — удельный объём): H—g—{{Γ}}—C—Н — цикл с камерой сгорания постоянного сечения; H—g—{{Γ}}'—С'—Н — цикл с камерой сгорания постоянного давления; Н—g—Г"—С"—H — цикл с сужающейся камерой сгорания.

гиперзвуковой самолет — самолёт, способный летать с гиперзвуковой скоростью. Диапазон скоростей и высот полёта Г. с. занимает промежуточное положение между диапазонами, освоенными сверхзвуковыми самолётами и космическими летательными аппаратами. Идеи создания Г. с. высказывались с 50 х гг. По назначению Г. с. могут быть транспортными (перевозка пассажиров и грузов на дальние расстояния), военными, а также самолетами-разгонщиками авиационных и воздушно-космических систем (первыми ступенями составных летательных аппаратов, сообщающими последующим ступеням часть требуемой скорости и другие начальные условия полёта — высоту, параллакс и др.).

Силовая установка Г. с. должна быть комбинированной, то есть включать в общем случае несколько типов двигателей: газотурбинные (турбореактивные двигатели, турбореактивные двигатели с форсажной камерой и т. п.) и прямоточные (прямоточный воздушно-реактивный двигатель, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель) в различных комбинациях в зависимости от типа Г. с. (например, с использованием турбореактивного двигателя в диапазоне Маха чисел полёта 0 < M{{_∞}} < 3, прямоточный воздушно-реактивный двигатель — при 1,5 < M{{_∞}} < 4—6, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель — при M{{_∞}} > 4—6). Аэродинамическая схема Г. с. должна обеспечивать высокие аэродинамические характеристики, прежде всего при гиперзвуковых скоростях полёта (несущий корпус, крыло малого удлинения и т. д.). Для Г. с. характерна высокая степень интеграции планёра и силовой установки, например, использование носовой части фюзеляжа как элемента воздухозаборника, а хвостовой части — как элемента сопла. В качестве топлива для воздушно-реактивного двигателя Г. с., как правило, рассматривается жидкий водород (реже — другие криогенные топлива), иногда в комбинации с керосином.

В зависимости от сочетания максимальной степени аэродинамического нагревания и его продолжительности конструкция Г. с. может быть теплоизолированной, горячей (см. Горячая конструкция), активно охлаждаемой (см. Охлаждаемая конструкция) или их комбинацией. Важнейшее требование к ней — обеспечение приемлемых весовых характеристик при высокой надёжности и технологичности.

В. В. Скипенко.

гиподинамия (от греческого hyp{{ó}} — под, ниже и d{{ý}}namis — сила) — ограничение двигательной активности человека при снижении силовой нагрузки (в отличие от гипокинезии, наблюдающейся при уменьшении двигательной активности в ограниченном пространстве). Г. характеризуется общим ослаблением организма, понижением физической выносливости, уменьшением мышечной силы, снижением объёма циркулирующей в организме крови. Некоторые проявления гиподинамического синдрома сходны с симптомами, возникающими при длительном пребывании в невесомости, поэтому Г. используется в авиационно-космической медицине в качестве модели невесомости для изучения некоторых психофизиологических реакций организма в условиях длительного космического полёта. В меньшей степени гиподинамические явления могут проявляться у лётного состава, в основном при ограничении физической активности.

гипоксия (от греческого hyp{{ó}} — под, ниже и латинского oxygenium — кислород), кислородное голодание, кислородная недостаточность, — пониженное содержание кислорода в тканях организма.

Различают патологические и физиологические формы Г. К первой относят гипоксические состояния, возникшие как следствие заболеваний, ко второй — Г., развившуюся у здоровых людей при несоответствии количества доставленного к тканям кислорода его потреблению (при интенсивной мышечной работе), а также под влиянием пониженного парциального давления кислорода в газовой среде (например, при пребывании на высоте) или при действии внешних факторов, нарушающих кровообращение (при перегрузках, избыточном внутрилёгочном давлении).

Погрешности Г. зависят от скорости коррекции и остаточного уровня возмущающих моментов в опорах так называемого карданова подвеса. Для уменьшения влияния длительно действующих ускорений на точность выдерживания вертикали применяют выключатели коррекции.

Принцип действия классического Г. основан на стремлении быстровращающегося ротора сохранять направление оси вращения в пространстве. Ротор устанавливают в рамках (кольцах) карданова подвеса (рис. 1), позволяющего оси ротора занимать любое положение. Если к какой-либо оси Г. прикладывается внешний момент, то возникает прецессия (движение) Г. с постоянной угловой скоростью. В момент окончания действия внешней силы происходит мгновенное прекращение прецессии. Указанными свойствами обладают астатические трёхстепенные свободные