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

Табл. — Самолеты фирмы «Грумман»

Для нормального функционирования Г. а. в течение всего тёплого периода года необходимо, чтобы поверхность лётных полос не только была достаточно ровной и гладкой, но и обладала значительной связностью и упругостью, была свободна от грязи и пыли, не выдувалась ветром, не размывалась ливнями. Большое значение имеет регулирование водного режима почв и грунтов: вода оказывает весьма существенное влияние на физико-механические свойства поверхности лётной полосы, в особенности на её способность противостоять деформирующему действию опор летательного аппарата; кроме того, вода — один из важнейших факторов, обусловливающих рост дернообразующих трав. Для задернения Г. а. применяют различные травосмеси, в которых главную роль играют луговые злаки. Простые травосмеси содержат 3—7 видов трав, сложные — 8—12 видов.

При создании дернового покрытия, а также в связи с плакировочными работами почвы и грунты лётных полос подвергаются механической обработке: вспашке, лущению, боронованию, культивации, фрезерованию и укатыванию. Для нормального развития дернообразующих трав в почву лётных полос регулярно вносят органические и минеральные удобрения.

Г. а. устраиваются главным образом для военной и сельскохозяйственной авиации и на местных воздушных линиях гражданской авиации. См. также статью Давление на грунт.

Лит.: Сельскохозяйственные аэродромы, М., 1974; Изыскании и проектирование аэродромов, М., 1981.

А. П. Журавлёв.

Рис. l. Погрузка орбитального корабля «Буран» и самолёта Ан-225 «Мрия» на космодроме Байконур.

Рис 2. Транспортировка орбитального корабля «Буран» на самолёте Ан-225 «Мрия».

Экспериментальный истребитель Х-29.

П. Д. Грушин.

О. В. Гудков.

Н. С. Гудованцев.

Н. Д. Гулаев.

М. И. Гуревич.

В совершенном газе Г. а. принимает вид [формула Ранкина (Ренкина) — Гюгоньо]:

{{формула}}

где {{ρ}} — плотность газа, {{γ}} — показатель адиабаты. Г. а. отличается от проведённой через точку 1 адиабаты Пуассона {{ρ}}/{{ρ}}₁ = (p/p₁)^P/{{γ}}, описывающей изоэнтропическое сжатие газа (кривая в на рис.), причём в общей точке 1 обе эти кривые имеют общую касательную и одинаковую кривизну.

В реальном газе с неравновесными физико-химическими превращениями различают Г. а., соответствующую замороженным физико-химическими процессам и Г. а., соответствующую термодинамически равновесному состоянию (кривые а и б). В ударной волне газ скачком переходит из состояния 1 в состояние 2, а затем в процессе релаксации осуществляется непрерывный переход из состояния 2 в состояние 2'.

Адиабаты Гюгоньо в совершенном газе (а) соответствующая термодинамически равновесному состоянию (б) и адиабата Пуассона (в).

В движущейся вязкой несжимаемой жидкости нормальные напряжения p_xx, p_yy, p_zz, приложенные к площадкам, ортогональным декартовым осям х, у, z, зависят от ориентации элементарной площадки, и Д. г. определяется как среднее арифметическое диагональных членов тензора напряжений, взятое с обратным знаком,

{{формула}}

Таким образом Д. г. совпадает с термодинамическим давлением, входящим в уравнение состояния среды.

В движущейся же вязкой сжимаемой жидкости Д. г. определяется выражением:

{{формула}}

где V — вектор скорости, {{μ}} — динамическая вязкость, {{λ}} — вторая вязкость. Для несжимаемой жидкости divV = 0, и второе соотношение автоматически переходит в первое. Для сжимаемой жидкости divV {{≠}} 0 и, следовательно, в общем случае Д. г. отличается от термодинамического давления. Для того, чтобы они совпадали, необходимо сделать допущение;

{{формула}}

(гипотеза Дж. Стокса). В большинстве прикладных задач гипотеза Стокса, по-видимому, справедлива и обычно используется при решении Навье — Стокса уравнений. Однако в тех случаях, когда в потоке имеют место релаксационные процессы (химические реакции, движение газа сложной молекулярной структуры и т. п.), гипотеза Стокса не выполняется и термодинамическое давление не совпадает с Д. г. Для исследования таких течений вторая, или объёмная вязкость часто вводится следующим образом:

{{формула}}

Сопротивление тела полубесконечного размера определяется характером поведения контура тела на бесконечности и не зависит от формы его носовой части. Так, например, для плоских тел с уравнением контура y{{-}}x^m при x{{→∞}} (Ox, Oy — декартовы оси координат, ось Ox совпадает с направлением набегающего потока) Д. — Э. п. имеет место при m < 0,5; при m = 0,5 тело обладает конечным сопротивлением, а при m > 0,5 — бесконечно большим, что говорит о невозможности существования течения около таких тел. Д. — Э. п. указывает на то, что тела при соответствующем выборе их формы могут иметь очень малое сопротивление при движении в жидкости или газе при больших Рейнольдса числах.

В. Л. Башкин.

Табл. — Самолёты фирмы «Дассо-Бреге»

Для увеличения Д. п. широко используются подвесные топливные баки и заправка топливом в полёте.

Соч.: Аэронавигация, 3 изд., М., 1942.

С. А. Данилин.

«Дан-Эр» (Dan-Air Services) — авиакомпания Великобритании. Осуществляет перевозки в страны Западной Европы и Ближнего Востока. Основана в 1953. В 1989 перевезла 5,8 миллионов пассажиров, пассажирооборот 8,87 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 55 самолётов,

Дассо (Dassault, до 1949 Блок, Bloch) Марсель (1892—1986) — французский авиаконструктор и промышленник. Окончил высшую авиационную школу (1913), проходил военную службу в авиационной лаборатории в Шале-Медон, где участвовал в проектировании самолётов. В 1916 разработал воздушный винт, которым оснащались многие французские самолёты Первой мировой войны. В 1917 на основанной вместе с А. Потезом (Н. Potez) фирме построил свой первый истребитель-биплан SEA 4, выпускавшийся серийно. В 1931 основал фирму «Блок», выпускавшую транспортные самолёты, бомбардировщики и истребители и национализированную в 1937. В 1940 был арестован, в 1944 заключён в концлагерь Бухенвальд. В 1945 воссоздал фирму, которая после слияния в 1971 с фирмой «Бреге» получила название «Дассо-Бреге». Под руководством Д. были разработаны известные сверхзвуковые истребители серии «Мираж», стратегический бомбардировщик «Мираж» IV, реактивные административные самолёты «Мистер-Фалькон», построен ряд опытных и экспериментальных самолётов (всего около 90). В последние годы жизни занимал на фирме должности технического директора и советника. Награждён медалью Гуггенхеймов (1976).

М. Дассо

Бомбардировщик «Мираж» IV

Рис. 1. Учебно-боевой самолёт «Альфа джет».

Рис. 2. Административный самолёт «Мистер-Фалькон» 900

Рис. 3. Экспериментальный истребитель «Рафаль» А.

«дача» руля — резкое (ступенчатое) отклонение одного из органов управления на некоторый постоянный угол с сохранением его в течение 5—10 с при неизменном положении остальных органов управления. Используется для исследования характера реакции летательного аппарата на резкие отклонения рычагов управления при оценке его динамической управляемости и устойчивости.

ДБ — принятое в СССР обозначение ряда созданных в 30 х гг. самолётов типа «дальний бомбардировщик». Серийно выпускались ДБ-3 и его модификации конструкции С. В. Ильюшина (см. Ил) и ДБ-240 В. Г. Ермолаева. Небольшой серией строился самолёт ДБ-А (1936) — модифицированный под руководством В. Ф. Болховитинова самолёт ТБ-3. ДБ-2 разработан в КБ А. Н. Туполева бригадой П. О. Сухого (см. Ту). На его модифицированном варианте ДБ-2Б «Родина» в 1938 выполнен рекордный перелет женским экипажем в составе В. С. Гризодубовой, П. Д. Осипенко и М. М. Расковой. ДБ-ЛК — экспериментальный самолёт типа «летающее крыло» конструкции В. Н. Беляева (1940).

двигатель авиационный — тепловой двигатель для приведения в движение летательных аппаратов (самолётов, вертолётов, дирижаблей и пр.). С момента зарождения авиации и до конца Второй мировой войны единственным практически используемым Д.а. был поршневой двигатель внутреннего сгорания (поршневой двигатель), образующий с воздушным винтом (движителем) винтомоторную установку самолёта. В процессе развития авиационной техники Д. а. непрерывно совершенствовались в направлениях повышения мощности, снимаемой с единицы рабочего объема цилиндров (литровая мощность), абсолютной мощности, развиваемой двигателем на земле, высотности, уменьшения удельной массы (отношение массы конструкции к мощности) и улучшения экономичности [уд. расход топлива в кг/(кВт-ч)]. Характерные значения перечисленных параметров, полученные путём осреднения показателен двигателей наиболее известных серийных моделей для каждого периода времени, приведены в таблице.

До 1917 Россия не имела собственно авиадвигателестроения. На нескольких заводах собирались и ремонтировались поршневые двигатели иностранных конструкций. С первых же послереволюционных лет в стране начали создаваться группы и коллективы, в которых разрабатывались различные типы поршневых двигателей. Коренной перелом в развитии двигателестроения наступил в конце 20 х — начале 30 х гг. В 1930 создан Центральный институт авиационного моторостроения (ЦИАМ), в котором объединились кадры конструкторов и исследователей, начавших активную работу по созданию и отработке прогрессивных конструкций поршневого двигателя. Уже в начале тридцатых годов насчитывалось несколько заводов, оснащённых первоклассным оборудованием и выпускавших двигатели различных типов, в том числе лицензионные. Созданные при заводах КБ совершенствовали выпускаемые двигатели и разрабатывали новые оригинальные конструкции. Многие КБ возглавили конструкторы, переведённые из ЦИАМ, который уже с 1935 начал заниматься только научными исследованиями. Вскоре СССР по техническому уровню авиадвигателестроения вышел в ряд передовых стран мира. Свидетельством этому явились многочисленные рекорды дальности, грузоподъёмности, скорости и высоты, установленные советскими лётчиками в предвоенные годы.

В СССР и за рубежом выпускались поршневые двигатели жидкостного и воздушного охлаждения. Первые характеризуются расположением цилиндров в ряд вдоль оси двигателя. С увеличением мощности число рядов увеличивалось: появились V-образные, X-образные и даже Ж-образные двигатели с числом рядов 2, 4 и 6. Каждый ряд содержал по 4—6 цилиндров, расположенных раздельно или объединённых в блоки с общей рубашкой, в которой циркулировала охлаждающая жидкость. Двигатели таких схем разрабатывались в КБ В. Я. Климова, А. А. Микулина, В. А. Добрынина, в то время как в КБ А. Д. Швецова выпускались двигатели воздушного охлаждения, в которых цилиндры располагались радиально по 5—9 в одной плоскости (звезда). Цилиндры снабжались рёбрами и дефлекторами для интенсификации охлаждения встречным потоком воздуха или специальным вентилятором. Наиболее мощные двигатели воздушного охлаждения имели 2 и даже 4 ряда радиально расположенных цилиндров.

Для увеличения мощности и высотности двигателей в 30—40 х гг. применялись системы наддува при помощи приводных: центробежных нагнетателей с регулируемой степенью наддува по высоте. Улучшение показателей поршневых двигателей достигалось также использованием энергии выпускных газов для привода турбокомпрессоров, служивших ступенью системы наддува. На скоростных самолётах для утилизации энергии выпускных газов с успехом применялись реактивные выпускные патрубки, создававшие дополнительную тягу. Значительное повышение показателей поршневых двигателей было получено в результате улучшения рабочего процесса в цилиндрах, оптимизации фазораспределения, зажигания, формы камеры сгорания, перехода от карбюраторных схем смесеобразования к непосредственному впрыску. Были разработаны системы так называем гильзового распределения, позволившие устранить впускные и выпускные клапаны.

К середине 40 х гг. поршневые двигатели достигли очень высокого уровня совершенства. Один из таких поршневых двигателей — двигатель ВД-4К конструкции Добрынина, созданный вскоре после войны, — имел мощную систему наддува и турбины, преобразующие энергию выпускных газов в полезную работу, передаваемую на вал двигателя, Повышение эффективности и мощности двигателей в сочетании с прогрессом в области аэродинамики и авиации в целом позволили заметно увеличить высотность и скорость летательных аппаратов. Самолёты-истребители периода Второй мировой войны достигали высот более 10 км и скоростей полёта 700—750 км/ч.

Однако требование дальнейшего увеличения высотности и скорости уже не могло быть удовлетворено винтомоторной группой с поршневыми двигателями. Ограничение возможностей поршневых двигателей обусловливалось необходимостью значительного увеличения мощности двигателя для компенсации возраставшего лобового сопротивления и падения коэффициент полезного действия винта при приближении скорости полёта к скорости звука.

Существенный рост скорости и высоты полёта стал возможным в связи с появлением силовых установок на базе газотурбинных воздушно-реактивных двигателей (ВРД) и жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Двигатели обоих типов начали применяться в авиации в конце Второй мировой войны, однако в дальнейшем ЖРД сохранились лишь в ракетостроении, в то время как в авиационной технике во всё возрастающем объёме стали использовать ВРД, которые вытеснили поршневые двигатели сначала в военной, а потом и в гражданской авиации на летательных аппаратах большинства типов. В 80 х гг. поршневые двигатели применялись лишь на легкомоторных спортивных и учебных самолётах и на лёгких вертолётах.

Причина перехода от поршневых двигателей к ВРД лежит в особенностях скоростных характеристик этих двигателей. Радикальное отличие скоростных характеристик ВРД от характеристик винтомоторной группы с поршневыми двигателями заключается в том, что у поршневых двигателей мощность на валу и, следовательно, тяговая мощность винта PV мало зависят от скорости полёта, поэтому с увеличением скорости V тяга P соответственно уменьшается. В ВРД в первом приближении не мощность PV, а тяга Р не зависит от скорости в широком диапазоне её изменения (рис. 1). Иными словами, мощность ВРД с ростом скорости полёта растёт, и именно это открыло пути радикального увеличения скорости полёта самолётов. Применение ВРД позволило сначала освоить околозвуковой скорости полёта, а затем достичь скоростей, в 2—3 раза превышающих скорость звука.

В 80 х гг. в эксплуатации в мире находились несколько типов газотурбинных двигателей, каждый из которых по схеме и параметрам оптимизирован для условий эксплуатации самолётов заданного назначения. Так, магистральным пассажирским самолётам с дозвуковой крейсерской скоростью наиболее соответствует турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с большой степенью двухконтурности, а на самолетах местных воздушных линий и на вертолётах широко применяются турбовинтовые двигатели и турбовальные двигатели. Для самолётов со сверхзвуковой крейсерской скоростью полёта целесообразен двигатель с малой степенью двухконтурности или даже одноконтурный турбореактивный двигатель (ТРД). Для самолётов с широким диапазоном условий крейсерского полёта (истребители, бомбардировщики) целесообразен одно- или двухконтурный двигатель с форсажной камерой сгорания (ТРДФ, ТРДДФ), используемой для разгона и полёта на сверхзвуковой скорости.

Отечественные газотурбинные двигатели, разработанные под руководством А. М. Люльки, Климова, Микулина, Добрынина, А. Г. Ивченко, С. П. Изотова, Н. Д. Кузнецова, В. А. Лотарева, П. А. Соловьёва, С. К. Таманского, О. Н. Фаворского и др., обеспечили высокий уровень летно-технических характеристик и эффективности летательным аппаратам советской военной и гражданской авиации.

Газотурбинные двигатели во все возрастающей степени используются не только для получения прямой и обратной тяги, но также и для создания подъёмной силы или увеличения подъёмной силы несущих поверхностей летательного аппарата — крыльев. Так, например, расположение двигателей самолета Ан-72 над крылом в передней его части позволяет, используя эффект Коандэ, отклонять реактивную струю вниз вслед за опусканием закрылков, что создаёт вертикальную составляющую тяги, направленную вверх (см. Коандэ закрылок). Взаимодействие струи с поверхностью крыла также способствует увеличению коэффициент его подъемной силы (см. Энергетическая механизация крыла). В некоторых случаях целесообразно отбирать от двигателя часть воздуха и выпускать его через специальные щели в задней кромке крыла, что также приводит к увеличению коэффициент подъёмной силы (эффект суперциркуляции).

Созданы двигатели с поворотными соплами (подъёмно-маршевые двигатели), позволяющие осуществлять вертикальный взлет и посадку. Существуют двигатели, спроектированные специально для работы в вертикальном положения и действующие только в процессе вертикального или укороченного взлёта и посадки, (подъёмные двигатели). Они имеют малые удельный вес и высоту, что позволяет размешать их в фюзеляже самолёта без увеличения его миделя. Существуют и другие методы использования двигателя для осуществления вертикального взлёта самолётов, которые позволяют сочетать в летательном аппарате положительные свойства самолётов и вертолётов (см., например, Преобразуемый аппарат).

Для скоростей, соответствующих Маха числу полёта М{{_∞}} > 3—3,5, рассматриваются комбинированные схемы двигателей, сочетающие в себе газотурбинную часть, используемую для взлёта и полёта на малых скоростях, и прямоточную, работающую на максимальных скоростях полёта (турбопрямоточные двигатели). Классификация двигателей авиационного назначения приведена на рис. 2.

Дальнейшее усовершенствование авиационных газотурбинных двигателей происходит в направлении повышения параметров термодинамического цикла — температуры газов перед турбиной, степени повышения давления, повышения коэффициента полезного действия основных узлов при одновременном увеличении их аэродинамической нагруженности. Это позволяет уменьшить число ступеней компрессора и турбины и соответственно снизить трудоёмкость производства авиационных двигателей. Большой прогресс достигнут в увеличении надёжности и ресурса авиационных двигателей. Эти характеристики, важные с позиций безопасности полетов и экономики эксплуатации, непрерывно улучшаются. Совершенствуется также эксплуатационные и ремонтная технологичность двигателей.

Рис. 1. Зависимость тяги от скорости полёта.

Рис. 2. Классификация авиационных двигателей.

Табл. — Параметры авиационных поршневых двигателей