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

С. Ф. Жаворонков.

Жаропрочность сплавов, оцениваемая пределами длительной прочности или ползучести при высоких температураx, определяется прежде всего их структурой и составом. По своей структуре Ж. с. должны быть многофазными с прочными границами зёрен и фаз. В никелевых Ж. с. это требование обеспечивался комплексным многокомпонентным легированием. При этом жаропрочность сплавов тем выше, чем больше объёмная доля упрочняющих фаз и выше их термическая стабильность, то есть устойчивость против растворения и коагуляции при повышении температуры.

Помимо жаропрочности Ж. с. должны обладать комплексом других свойств: жаростойкостью, то есть сопротивлением окислению на воздухе или газовой коррозии в агрессивных средах; выносливостью, то есть сопротивлением динамическим нагрузкам при высоких температураx; термостойкостью, то есть способностью выдерживать большое число теплосмен без образования трещин. Ж. с. должны быть также нечувствительными к концентрации напряжений и обладать высокой эрозионной стойкостью, то есть противостоять износу в газовом потоке. Для защиты от окисления на детали из Ж. с. наносят специальные покрытия. Важная характеристика Ж. с. — их технологичность, например, жидкотекучесть, свариваемость, деформируемость. Повышение рабочих характеристик Ж. с. достигается не только совершенствованием системы легирования и оптимизацией химического состава, но и применением прогрессивных методов технологии их изготовления (вакуумная металлургия, направленная кристаллизация, порошковая металлургия и т. д.). Сплавы с такой структурой имеют повышенную жаропрочность.

Впервые жаропрочные стали для газотурбинных двигателей были разработаны и применены в 1938. В 1941—1942 удалось создать первые высокожаропрочные сплавы на основе никеля, являющиеся основными материалами газотурбинного двигателя. В разработке и всестороннем исследовании Ж. с. большую роль сыграли отечественные металловедческие школы А. А. Бочвара, Г. В. Курдюмова, С. Т. Кишкина и других учёных. Значительный вклад в разработку процессов получения изделий и полуфабрикатов из деформируемых и порошковых сплавов внесён А. Ф. Беловым и его школой.

О Ж. с. на основе алюминия, титана, меди и железа смотри соответственно в статьях Алюминиевые сплавы, Титановые сплавы, Медные сплавы, Сталь.

И. Л. Светлов, О. X. Фаткуллин.

жаростойкие сплавы, окалиностойкие, — металлические материалы, стойкие против интенсивного окисления в воздухе или в смеси воздуха с газообразными продуктами сгорания топлива при температуре 800—1100{{°}}С. Жаростойкость материала обеспечивается за счёт образования на его поверхности при высоких температураx тонкого слоя оксида, изолирующего сплав от непосредственного контакта с кислородом и препятствующего интенсивному окислению. Способность оксидной плёнки защищать сплав от активного взаимодействия с кислородом определяется главным образом механической плотностью плёнки, прочностью её сцепления с основным материалом, а при высоких температураx и сопротивлением оксида диффузионному проникновению ионов металла и кислорода. Жаростойкость материалов характеризуется изменением массы на единицу поверхности за время пребывания при данной температуре.

Основой Ж. с., применяемых в авиастроении, являются никель и сплавы никель — железо и кобальт — никель (см. Жаропрочные сплавы). Однако высокотемпературные оксиды этих металлов (особенно оксиды железа и кобальта) не обеспечивают достаточно эффективной защиты от диффузионного проникновения реагирующих компонентов. Для получения на поверхности указанных материалов оксидной плёнки с высокой защитной способностью они должны содержать хром. Этот металл, обладая более высокой теплотой окисления, чем другие компоненты сплава, образует при высокой температуре на поверхности сплавов плёнку тугоплавкого оксида хрома Cr₂O₃, защитная способность которого выше, чем у оксидов никеля, железа и кобальта.

Другим элементом, способным создавать эффективные защитные оксидные плёнки, особенно на никелевых и никель-железных сплавах, является алюминий. При содержании хрома в сплаве 10—16% достаточно 3—4% алюминия для образования при высокотемпературном окислении плёнки оксида алюминия Al₂O₃, которая может обеспечить более надёжную защиту, чем Cr₂O₃. На окалиностойкость Ж. с. положительно влияют малые добавки некоторых активных элементов (кальций, иттрий, церий, лантан и т. п.).

Помимо химического воздействия газовой среды Ж. с. могут испытывать действие механических нагрузок при рабочих температураx, в связи с чем в жаростойкую композицию вводят некоторое количество тугоплавких металлов (например, молибдена, вольфрама), что повышает жаропрочность за счёт замедления самодиффузии в твёрдом растворе, не выводя сплав из однофазного состояния. Ещё более эффективно упрочнение за счёт старения. С этой целью в сплав вводят алюминий, титан, ниобий, образующие термостабильные химические соединения с переменной растворимостью в основе сплава, что позволяет с помощью термической обработки (закалки и старения) резко повысить кратковременную и длительную прочность Ж. с. Стареющие сплавы, как правило, обладают пониженными технологическими свойствами (свариваемость, пластичность), что ограничивает возможность упрочнения Ж. с. старением.

К. И. Жданов.

Достоинства Ж. д.: постоянство формы и размеров корпуса; деление газового пространства на независимые отсеки, обеспечивающее полёт летательного аппарата в случае опорожнения любого из отсеков; доступ в полёте ко всем жизненно важным узлам и системам; возможность замены двигателей и газовых баллонов без полного выпуска подъёмного газа из корпуса дирижабля; хорошая термоизоляция подъёмного газа, препятствующая резким колебаниям статической подъёмной силы.

Такие авиационные конструкции, как крыло, оперение, фюзеляж и другие, которые в расчётах схематизируются балкой, характеризуются изгибной и крутильной Ж. — соответственно EJ и Gl; двумерные конструкции (тонкая несущая поверхность малого удлинения и др.), схематизируемые пластиной, —матрицей коэффициентов влиянии a_ij, связывающих прогибы конструкции в некоторых точках поверхности i под действием единичной силы, приложенной в точке j и направленной, как и прогибы, по нормали к поверхности. Для пространственных конструкций Ж. может быть определена более сложной системой коэффициентов влияния, связывающих прогибы элементов конструкции и повороты в нескольких направлениях под действием сосредоточенных сил и моментов. На рисунке показано типичное для современного пассажирского самолёта распределение по размаху крыла относительных изгибной и крутильной Ж.: {{EI}} = EJ/(q_{max max}SL²); {{GI}} = GJ/(q_{max max}SL²), где q_{max max} — предельный скоростной напор, S и L — площадь и размах крыла.

Мера безопасности конструкции от флаттера, а также эффективность органов управления (но не критическая скорость реверса) прямо зависят от Ж. проводки управления. Для современных самолётов характерно снижение относительной Ж. конструкции, обусловленное ростом скоростей полёта, использованием всё более тонких аэродинамических профилей, высокопрочных материалов, увеличением размеров и нагревом конструкции летательных аппаратов,

Снижение Ж. или увеличение упругости ведёт к усложнению требований к конструкции, которая должна быть не только прочной, но также обеспечивать безопасность от флаттера, управляемость и устойчивость летательного аппарата. Деформации самолёта оказывают сильное влияние и на его форму в полёте, несущие свойства, распределение аэродинамических нагрузок. Например, для летящего горизонтально самолёта со стреловидным крылом характерно снижение изгибающих моментов в корне крыла, обусловленное только упругостью конструкции. Для других самолётов, например, бесхвостой схемы и с крылом малого удлинения, возможно увеличение нагрузок и напряжений в корне крыла. С начала 30 х гг. осуществляется нормирование допустимых общих деформаций авиационных конструкций. Важное значение имеет правильное определение жёсткостных характеристик сложных конструкций, а при необходимости их рациональное изменение и упрощённое воспроизведение с использованием моделирования явлений аэроупругости в аэродинамических трубах на упруго- и динамически-подобных моделях. Современные расчётные и экспериментальные методы определения жёсткостных характеристик тесно связаны с исследованиями прочности самолёта, в частности на основе метода конечного элемента и статических испытаний самолёта.

Распределение относительных изгибной и крутильной жёсткостей по размаху крыла для пассажирского самолета.

П. Ф. Жигарев.

ЖРД состоит из одной или нескольких основных камер, агрегатов подачи топлива, элементов автоматики, устройств для создания управляющих усилий и моментов, рамы, магистралей и вспомогательных устройств и агрегатов. Высокотемпературные газообразные продукты сгорания топлива, образующиеся в камере двигателя, разгоняются в реактивном сопле и истекают наружу, создавая реактивную тягу двигателя. Система подачи топлива ЖРД вытеснительная или насосная. В вытеснительной системе топливо подаётся в камеру путём вытеснения из баков газами, давление которых превышает давление в камере сгорания, в насосной системе подачи обычно применяется турбонасосный агрегат (ТНА). ЖРД с турбонасосными агрегатами бывают двух основных схем: без дожигания и с дожиганием генераторного газа а камере двигателя. ЖРД с дожиганием не имеют потери удельного импульса тяги, обусловленной приводом ТНА. В зависимости от назначения ЖРД могут иметь различные параметры; тягу — от десятых долей Н до несколько МН, удельный импульс тяги — примерно до 4,5 км/с для двух компонентных топлив и до 5 км/с для трехкомпонентных топлив.

Создание высокоэффективного надёжного ЖРД связано с решением ряда проблем. Необходимы рациональный выбор топлива и обеспечение совершенства рабочего процесса. Требуется устойчивая работа во всём диапазоне рабочих режимов без развития НЧ и ВЧ колебаний давления. Значительные трудности связаны с организацией охлаждения камеры двигателя, на которую воздействуют агрессивные продукты сгорания при температураx до 5000{{ }}К и давлениях до десятков МПа. Сложной задачей является создание надёжного турбонасосного агрегата для подачи топлива при давлениях до десятков МПа и расходах до нескольких т/с.

Схема ЖРД предложена К. Э. Циолковским в 1903. Первые ЖРД были разработаны и испытаны в США Р. Годдардом в 1922, в Германии Г. Обертом в 1929. Первые отечественные ЖРД ОРМ-1 и ОРМ разработаны и испытаны В. Л. Глушко в 1930—1931, ОР-2 и двигатель 10 разработаны и испытаны Ф. А. Цандером в 1931—1933. В 1942 лётчик Г. Я. Бахчиванджи совершил полет на первом советском реактивном самолете БИ с ЖРД тягой 10,8 кН. В 1943—1946 были проведены лётные испытания вспомогательного авиационного ЖРД, созданных под руководством Глушко. Во второй половине 40 х и в 50 е гг. за рубежом строились экспериментальные самолёты с ЖРД и опытные самолёты с комбинированными силовыми установками (ТРД + ЖРД). Однако широкого применения ЖРД в авиации не получил из-за большого удельного расхода топлива.

После получения технического задания от заказчика КБ-разработчик, используя имеющийся научно-технический задел и научный прогноз совершенствования авиационной техники, а также выполнив испытания моделей в аэродинамических трубах, определяет облик будущего летательного аппарата — создаёт техническое предложение. Затем проводятся экспериментальные работы для подтверждения ранее принятых решений, уточняются отдельные параметры, расчётные характеристики и аэродинамическая компоновка летательного аппарата. Перечисленные работы сопровождаются обширными испытаниями в аэродинамических трубах и на стендах.

В процессе рабочего проектирования происходят конкретизация и детализация проекта. Методы автоматизирования проектирования и конструирования узлов и деталей позволяют не только решать вопросы обеспечения требуемой эффективности летательного аппарата, но и оптимизировать технологические решения.

Изготовленные опытные образцы летательного образования подвергаются всесторонним испытаниям для подтверждения выполнения заданных требований, необходимой надёжности, ресурса и оценки проекта. Серийное производство летательного аппарата включает подготовку производства и серийный выпуск летательного аппарата. Время эксплуатации летательного аппарата отсчитывается со дня поступления первых образцов летательного аппарата заказчику (покупателю) и заканчивается списанием последнего летательного аппарата данной модели, включая её модификации.

А. Жиффар.

А. И. Жуков.

Под руководством Ж. при механическом кабинете Московского университета в 1902 была сооружена одна из первых в Европе аэродинамических труб, а в 1904 в поселке Кучино под Москвой создан первый в мире аэродинамический институт. В том же году Ж. организовал воздухоплавательную секцию в Обществе любителей естествознания, антропологии и этнографии. В 1910 при непосредственном участии Ж. в ИТУ была открыта аэродинамическая лаборатория. В 1910—1912 Ж. прочитал в ИТУ курс лекций «Теоретические основы воздухоплавания», в котором были систематизированы теоретические работы самого Ж., его ученика С. А. Чаплыгина, а также экспериментальные исследования аэродинамических лабораторий Московского университета, ИТУ и зарубежных лабораторий. С 1913 преподавал на курсах офицеров-лётчиков при ИТУ, там же было создано Авиационное расчётно-испытательное бюро, в котором под руководством Ж. разрабатывались методы аэродинамического и прочностного расчёта самолётных конструкций. Во время Первой мировой войны Ж. разрабатывал теорию бомбометания, занимался вопросами баллистики артиллерийских снарядов, читал курсы по баллистике, воздухоплаванию, специальным вопросам гидромеханики и работал над различными проблемами теоретической механики.

После Октябрьской революции 1917 Ж. и коллектив учёных, руководимый им, включились в дело создания советской авиации. В декабре 1918 Советским правительством по предложению Ж. был учреждён Центральный аэрогидродинамический институт (ЦАГИ), руководителем которого он был назначен. Основанные Ж. теоретические курсы для лётчиков были реорганизованы в Московский авиационный техникум, на базе которого в 1920 создан Институт инженеров Красного Воздушного Флота (ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского).