Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»
жүктеу/скачать 14.24 Mb.
|
Ж. заложил основы единой научной дисциплины — экспериментальной и теоретической аэродинамики, оказавшей впоследствии огромное влияние на развитие авиации. Первые исследования Ж. по теории полёта относятся к 1890. Работа «О парении птиц» (1891), в которой исследуется механизм парения с набором высоты и впервые рассматриваются возможные эволюции при парении, в том числе «мёртвая петля», и статья «О наивыгоднейшем угле наклона аэропланов» (1897) послужили основанием для создания методов аэродинамического расчёта самолёта. В статье «К теории летания» (1890), «О крылатых пропеллерах» (1898), «О полезном грузе, поднимаемом геликоптером» (1904) рассматриваются вопросы тяги винта. В работах «О падении в воздухе лёгких продолговатых тел, вращающихся около своей продольной оси» (1906) и «О присоединённых вихрях» (1906) Ж. изложил открытый им в 1904 принцип образования подъёмной силы крыла аэроплана и сформулировал теорему, позволяющую определять её значение. Теорема Ж., устанавливающая связь подъёмной силы с циркуляцией скорости, является основой прикладной аэродинамики. В цикле работ Ж. 1910—1912 «О контурах поддерживающих поверхностей аэропланов» (1910), «Геометрические исследования о течении Кутта» (1911—1912) и других и в ряде работ Чаплыгина предложен способ определения циркуляции, основанный на условии плавного схода потока с острой кромки профиля. Эти исследования завершили создание теории профиля крыла. В этих работах также развит математический аппарат для решения задач обтекания крыла, дан метод построения теоретических «профилей Жуковского». В 1912—1918 Ж. опубликовал 4 статьи под общим название «Вихревая теория гребного винта», в которых, опираясь на разработанную им теорию крыла, установил законы распределения скоростей у лопасти винта, послужившие теоретической основой для проектирования воздушных винтов. В работах «Динамика аэропланов в элементарном изложении (1913—1916), «Аэродинамический расчет аэропланов» (1917), «Исследование устойчивости конструкций аэропланов» (1918), «К задаче о прочности аэропланов» (1918), «Элементарная теория устойчивости аэропланов» (1920) Ж. создаёт основы аэродинамического расчёта самолётов, расчёта динамической продольной устойчивости и прочности самолётов. Ж. — автор многочисленных оригинальных исследований в области механики твёрдого тела, астрономии, математики, гидродинамики и гидравлики, прикладной механики, теории регулирования машин и др. Для его работ характерно сочетание глубоких теоретических изысканий с инженерным подходом к решению технических задач. Он был также автором классических учебников по теоретической механике для университетов и технических вузов. В ознаменование пятидесятилетия научной деятельности Ж. и больших заслуг его как «отца русской авиации» в 1920 правительством был издан декрет об учреждении премии имени профессора Н. Е. Жуковского «За наилучшие труды по математике и механике», об издании трудов Ж., а также о ряде льгот для самого учёного. В связи со 100-летием со дня рождения Ж. в январе 1947 Совет Министров СССР учредил 2 ежегодные премии имени профессора Н. Е. Жуковского с вручением золотой и серебряной медалей, а также стипендии имени Н. Е. Жуковского для студентов старших курсов Московского государственного университета, Московского авиационного института, Московского высшего технического училища. Именем Ж. названы город в Московской области, Центральный аэрогидродинамический институт, Харьковский авиационный институт; Военно-воздушная инженерная академия. В городах Москва, Жуковский и Железнодорожный сооружены памятники учёному, создан научно-мемориальный музей Ж. в Москве. Соч.: Полн. собр. соч., т. 1—9, М.—Л., 1935—37; Полн. собр. соч., Лекции, в. 1—7, М.—Л., 1938—39; Собр. соч., т. 1—7, М.—Л., 1948—50; Теоретическая механика, 2 изд., М.—Л., 1952.
Н. Е. Жуковский. Жуковского премии и медали. Конкурс на премию имени профессора Н. Е. Жуковского «За наилучшие труды по математике и механике» учреждён 3 декабря 1920 постановлением правительства Российской Федерации. Присуждение годичной премии возлагалось на Народный комиссариат просвещения, в состав жюри входил Н. Е. Жуковский. Первыми лауреатами этого конкурса были А. И. Некрасов (1922) и С. А. Чаплыгин (1925). В 1925—1940 конкурс не проводился. 10 октября 1940 постановлением Совет Народных Комиссаров «О премиях имени профессора Н. Е. Жуковского за лучшие работы по аэродинамике» проведение конкурса и выплата премий возложены на Центральный аэрогидродинамический институт. Установлены три премии — 1 й, 2 й и 3 й степени. Председателем жюри назначен Чаплыгин. За 1940 премиями были отмечены работы учёных Центрального аэрогидродинамического института — Г. М. Мусинянца, С. А. Христиановича, Г. Н. Абрамовича. Великая Отечественная война прервала работу жюри. 11 января 1947 в связи со 100-летием со дня рождения Жуковского решением Совета Министров СССР учреждены две премии и две медали имени профессора Н. Е. Жуковского, присуждаемые ежегодно советским учёным «за лучшие работы по теории авиации» (аэро- и гидродинамика, теория горения и теория прочности самолётов и двигателей) и за выдающиеся учебные пособия по авиационным дисциплинам, — премия 1 й степени с вручением золотой настольной медали имени профессора Н. Е. Жуковского и премия 2 й степени с вручением серебряной настольной медали имени профессора Н. Е. Жуковского. Присуждение премий возлагалось на жюри, утверждаемое совместно Президиумом АН СССР и Министерство авиационной промышленности СССР. Председателем жюри являлся начальник Центрального аэрогидродинамического института. Представленные работы могли быть выполнены как группой авторов, так и отдельными лицами. Медаль присуждалась руководителю работы. Премии, медали и дипломы лауреатам вручались в день рождения Жуковского — 17 января. За период 1920—1991 звания «Лауреат премии имени профессора Н. Е. Жуковского» удостоены 279 советских ученых. Золотая медаль имени профессор Н. Е. Жуковского.
Контур Ж. п. определяется применением так называем конформного преобразования к двум соприкасающимся окружностям K и K1 на вспомогательной комплексной плоскости {{ξ}} (см. рис.); при этом окружность K переводится в дугу P окружности, а окружность K1 — в замкнутую кривую P1, охватывающую дугу P и представляющую собой искомый контур Ж. п. В точке 2c кривая P1 касается дуги P, подходя к ней с обеих сторон и образуя остриё. Рассматриваемая задача содержит три произвольных параметра: c, k, {{ε}}, которые определяют соответственно хорду, изгиб, или кривизну, и толщину профиля, Путём варьирования значений этих параметров можно получить большое разнообразие форм Ж. п. В частности, при k = 0 имеем симметричный профиль, который называется рулём Жуковского. Поле безвихревого течения, около Ж. п., помещённого в однородный поток несжимаемой жидкости, при наличии циркуляции скорости Γ вокруг него определяется комплексным потенциалом, который записывается в явном виде. Значение Γ находится из Чаплыгина — Жуковского условия: обращение в нуль вектора скорости обтекающего потока в острой задней кромке профиля. По известному полю скоростей определяется поле давлений на основе Бернулли уравнения и вычисляются все аэродинамические характеристики Ж. п.: коэффициент подъёмной силы, центр давления и т. д. Построение профиля Жуковского. Жуковского теорема устанавливает связь между вектором аэродинамической силы, приложенной к профилю, и циркуляцией скорости Γ вокруг него и формулируется так: при безотрывном обтекании произвольного профиля однородным установившимся потенциальным потоком идеальной несжимаемой жидкости его сила сопротивления X = 0, а подъёмная сила вычисляется по формуле Y = -{{ρ}}|V{{∞}}|Γ где {{ρ}} — плотность, V{{∞}} — вектор скорости набегающего потока. Была доказана Н. Е. Жуковским (1904) путём применения импульсов теоремы к контрольному контуру, охватывающему профиль. Значение Ж. т. состоит в том, что она связывает создание подъёмной силы с образованием вихрей в потоке. Но она не даёт ответа на вопросы: как образуются вихри в потоке идеальной жидкости и чему равно значение Γ (неединственность решения задачи). Эти вопросы взаимосвязаны, и ответы на них следует искать в проявлении свойств (неидеальности среды — в проявлении сил трения. Пусть профиль с острой задней кромкой, который обычно применяется в прикладной аэродинамике, начал мгновенно двигаться с постоянной скоростью из состояния покоя (согласно Ж. т. значение подъёмной силы на установившемся режиме не зависит от предыстории движения). В начальный момент движения около профиля устанавливается поле течения, соответствующее потенциальному бесциркуляционному течению идеальной жидкости; при этом положение задней критической точки A в общем случае не совпадает с острой кромкой профиля (см. рис. а). Одновременно под действием сил трения на обтекаемой поверхности начинает развиваться тонкий пограничный слой, который в окрестности задней кромки в области течения с положительным градиентом давления отрывается; в результате с поверхности сходит вихревая пелена, которая сворачивается в вихрь (рис. б), а вихрь сносится набегающим потоком. Сбегающие вихри воздействуют на поле невязкого течения и в конечном счёте видоизменяют его таким образом, что задняя критическая точка смещается на острую кромку. Поскольку движение жидкости в глобальном масштабе является бесциркуляционным, то сход вихрей с острой кромки приводит к образованию циркуляции скорости Γ вокруг профиля, интенсивность которой равна по абсолютному значению и противоположна по знаку интенсивности снесённых на бесконечность вихрей (рис. в). На этом режиме обтекания профиля сводятся к минимуму область отрывного течения и влияние области вязкого течения на внешний невязкий поток. Следовательно, при применении Ж. т. значение Γ должно выбираться из условия равенства нулю (или конечному значению) скорости на острой задней кромке профиля, которое называют Чаплыгина — Жуковского условием. Результаты расчётов подъёмной силы по Ж. т. для таких профилей хорошо согласуются с экспериментальными данными, и с этим связано фундаментальное значение Ж. т. в аэрогидродинамике: на ней базируются теория крыла конечного размаха, теория гребного винта и т. п. Ж. т. была обобщена на случай обтекания решётки профилей. Из Ж. т. следует справедливость Д’Аламбера — Эйлера парадокса о равенстве нулю аэродинамического сопротивления произвольного профиля, помещённого в однородный поток идеальной жидкости. В реальных условиях все тела обладают конечным сопротивлением, но идеализированный вывод указывает на возможность создания профилей с большими значениями аэродинамического качества K. У применяемых в авиации дозвуковых профилей значения K могут достигать 50 и более. В. А. Башкин. Схемы обтекания задних кромок профиля потенциальным потоком (а), потоком при наличии области завихренности (б) и обтекания профиля с оторвавшимся вихрем (в): 1 — граница профиля; 2 — линии тока невязкого течения; 3 — область завихрённого течения. Жуковского условие — см. Чаплыгина — Жуковского условие. Журавченко Александр Николаевич (1884—1964) — советский учёный в области динамики полёта, аэронавигации и прицельного бомбометания, профессор (1925), доктор технических наук (1934), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1940). Окончил Петроградскую артиллерийскую академию (1918). Участник Первой мировой войны. Во время Гражданской войны военный лётчик, окончил полевую лётную школу, командир самолёта «Илья Муромец». Работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (1919—1964), преподавал в ряде вузов Москвы и Ленинграда. Создал прицельные приборы для бомбометания с самолётов (1915). Основные труды по теории штопора самолёта, разработке и практическому осуществлению мер, обеспечивающих безопасность для лётчика и самолёта на этом режиме полёта; руководил созданием так называем штопорной аэродинамической трубы Центрального аэрогидродинамического института. Государственная премия СССР (1943, 1950). Награждён орденом Ленина, 2 орденами Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями. Соч.: Артиллерийские вопросы в авиации. СПБ., 1917; Методы решения задач штопора и устойчивости, управляемости самолета при потере скорости, М.—Л., 1934; Полет в закритичной области. Штопор, в кн.: Справочник авиаконструктора, т. I, М.—Л., 1937—39. А. Н. Журавченко.
{{формула}} где {{Δ}}n y max — значение приращения (относительно ny = 1,0) перегрузки в первом максимуме (см. рис.), {{Δ}}ny уст — установившееся значение приращения перегрузки после окончания переходного процесса, то есть, после практически полного затухания колебаний летательного аппарата. {{Δ}}{{n}}y заб зависит от относительного демпформирования {{ξ}} = {{ξ}}/{{ω}}0: {{Δ}}{{n}}y заб = exp[-{{π}}{{ξ}}/(1-{{ξ}}2)1/2] Для обеспечения приемлемого качества переходных процессов к значению З. по п. предъявляются требования: {{Δ}}{{n}}y заб {{≤}} 0,2—0,5. В случае апериодического продольного движения летательного аппарата понятие З. по п. теряет практический смысл. Однако требования в отношении малости заброса в этом случае выполняются автоматически. При маневрировании З. по п. будет в значительной мере определяться манерой пилотирования: чем резче движения рычагом управления по тангажу, тем больше заброс. Для полёта летательного аппарата со сверхзвуковыми скоростями характерно увеличение З. по п., особенно на больших высотах. В некоторых случаях значение З. по п. может оказаться сравнимым со значением установившейся перегрузки. Это приводит к ухудшению качества переходных процессов, значительно усложняет выполнение задач, требующих точного пилотирования, особенно при соизмеримости времени переходного процесса с периодом собственных колебаний летательного аппарат. Большое значение З. по п. нежелательно также и потому, что делает необходимым введение лётчиком дополнительных перемещений рычагом продольного управления для демпфирования движения. С другой стороны, увеличение З. по п. обычно сопровождается уменьшением времени срабатывания (времени от момента смещения ручки управления до момента, когда перегрузка впервые принимает значение {{Δ}}{{n}}y уст), что улучшает «хождение» летательного аппарата за ручкой и воспринимается лётчиком как улучшение управляемости летательного аппарата. Для повышения точности и обеспечения простоты пилотирования используются автоматические устройства, наиболее простым из которых является демпфер колебаний по тангажу. Лит.: Пашковский И. М., Динамика и управляемость самолета, 2 изд., М., 1987. Ю. Б. Дубов. заводские испытания, лётно-конструкторские испытания летательного аппарата, — проводятся для автономной и комплексной отработки надёжного функционирования планёра, силовой установки, общего и специального бортового оборудования, определения основных лётно-эксплуатационных данных летательного аппарата в пределах установленных ограничений, оценки их соответствия заданным требованиям и нормам, готовности летательного аппарат к государственным испытаниям. В процессе З. и. предварительно определяются особенности базирования, надёжность и эксплуатационные качества, средства технического обслуживания летательного аппарата, отрабатываются измерительно-информационные системы и математическое обеспечение, вырабатываются временные рекомендации по пилотированию и эксплуатации летательного аппарата. З. и. проводятся головным разработчиком летательного аппарата с участием соисполнителей и заказчика. При положительной оценке результатов З. и., а также выполнении требуемых доработок принимается решение о передаче (приёмке) летательного аппарата на государственные испытания. Лит. смотри при статье Государственные испытания. заглохание двигателя — то же, что самовыключение двигателя. заглушенная камера — помещение, предназначенное для измерения акустических характеристик источников звука в условиях, моделирующих распространение звука в свободном поле, то есть в пространстве без отражающих поверхностей. С этой целью стены, пол и потолок З. к. облицовывают звукопоглощающими конструкциями, выполненными обычно в виде клиньев (см. рис.) из звукопоглощающих материалов (поропласта, стекловолокна и др.), обеспечивающих поглощение 99% падающей на них звуковой энергии в исследуемом диапазоне частот. Нижняя граничная частота З. к. определяется высотой клина и размерами камеры. Для обеспечения требуемой звуко- и виброизоляции некоторые З. к. изготавливаются в виде коробки, установленной на амортизаторах на отдельном фундаменте и окружённой вторыми строительными стенками. Применяемые в авиационной акустике З. к. предназначены для исследований на моделях акустических характеристик аэродинамического шума источников (струя, вентилятор, турбина, воздушный винт и т. д.). Для моделирования реальных условий (например, условий полёта) работы источников в З. к. подаётся и отводится из неё поток воздуха, что приводит к необходимости защищать стенки З. к. от выдувания звукопоглощающим же покрытием, например, из капроновой ткани или стеклоткани. Размеры таких З. к., помимо указанных выше условий, будут определяться размерами исследуемого источника звука, например, для газовой околозвуковой струи диаметром 100 мм расстояние от оси струи до боковой стенки камеры должно быть не менее 4 м, до торцевой — 10 м. В З. к. могут также проводиться градуировки микрофонов, испытания громкоговорителей (в том числе измерение их диаграммы направленности) , субъективные оценки шума. Контроль качества З. к. производится при измерениях закона спадания звукового давления. Оценкой качества З. к. является отклонение от закона обратной пропорциональности уменьшения звукового давления с удалением от источника звука. Обычно отклонение в области исследуемых частот не должно превышать {{±}}0,5 дБ. З. к. для исследования излучения и приёма электромагнитных волн обычно называются безэховыми, они имеют облицовку, предназначенную для полного поглощения электромагнитных волн. А. Г. Мунин. Заглушённая камера (ЦАГИ). Зайцев Василий Александрович (1911—1961) — советский лётчик, полковник, дважды Герой Советского Союза (1942, 1943). В Советской Армии с 1932. Окончил Луганскую (1933) и Борисоглебскую (1936) военные авиационные школы. Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром эскадрильи, командиром истребительного авиаполка, заместитель командира истребительной авиадивизии. Совершил 427 боевых вылетов, сбил лично 34 и в составе группы 19 самолётов противника. Заставил два истребителя противника приземлиться на советском аэродроме. После войны в Военно-воздушных силах. Награждён орденом Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденами Богдана Хмельницкого 2 й степени, Отечественной войны 1 й степени, медалями. Бронзовый бюст в г. Коломне Московской области. Портрет смотри на стр. 231. Лит.: Кузовкин А. И., Макаров А. И., Бесстрашный рыцарь неба, в их кн.: Золотое созвездие коломенцев, М., 1976. В. А. Зайцев. закрылок — профилированный, обычно отклоняющийся элемент механизации крыла, расположенный вдоль его задней кромки и предназначенный для улучшения аэродинамических характеристик летательного аппарата. З. используются при взлёте и посадке для увеличения подъёмной силы крыла, а также в полёте для улучшения манёвренных характеристик летательного аппарата. З. могут быть установлены по всему размаху крыла или по его частям (в этом случае различают внутренние З. используемые в основном при взлёте и посадке, и внешние З. используемые обычно при манёврах летательного аппарата). Однако для З. занимающих часть крыла, существенны пространственные эффекты, которые снижают их эффективность и приводят к увеличению индуктивного сопротивления. При использовании З. увеличение подъёмной силы происходит за счёт изменения поля течения около крыла, обусловленного одной или несколькими из следующих причин: изменением геометрии профиля путём увеличения кривизны профиля; увеличением площади несущей поверхности (например, З. в форме щитков); воздействием на пограничный слой с целью затягивания его отрыва (например, Коандэ закрылок); интерференцией аэродинамической З. с основной частью крыла (например, щелевой закрылок, Фаулера закрылок); реакцией выдуваемой струи газа (например, струйный закрылок). З. различных схем показаны на рис. Выпуск и уборка З. могут производиться автоматически или по команде из кабины лётчика с помощью гидро-, пневмо- и электроприводов. Первые самолёты с механизацией задней кромки крыла были построены в 20 х гг. В СССР З. впервые были установлены на самолётах Р-5, Р-6, РГ-I. Более широко З. стали применяться в 30 х гг., когда получила распространение схема свободнонесущего моноплана. Конструкция З. в общем аналогична конструкции крыла. Для исследования аэродинамических характеристик З. и изучения влияния на его эффективность различных параметров моделирование течения обычно проводится в рамках теории плоского движения идеальной жидкости. Однако на работу З. большое влияние оказывают вязкость среды и пространственность (трёхмерность) течения. Моделирование таких течений очень сложно, поэтому аэродинамические характеристики З. определяются, как правило, экспериментальным путём. В. А. Башкин. Простой закрылок Щелевые закрылки Закрылки с управлением пограничным слоем Струйный закрылок Подвесной закрылок Многозвенный закрылок Закрылки: а — однощелевой; б — щелевой с дефлектором; в — трехщелевой; г — со сдувом пограничного слоя; д — с отсосом пограничного слоя; 1 — крыло; 2 — элерон; 3 — простой закрылок. зализ — вспомогательный элемент конструкции летательного аппарата с плавными обводами, устанавливаемый снаружи в местах сочленения агрегатов для уменьшения аэродинамического сопротивления. Обычно З. используется на стыке крыла или оперения с фюзеляжем, на стыке силовой установки с крылом. В местах выступания в поток конструктивных элементов аналогичные функции выполняют обтекатели. заметность — свойство объекта выделяться на окружающем фоне. Высокая З. летательных аппаратов приводит к их обнаружению системой противовоздушной обороны на больших дальностях. З. может быть снижена путем уменьшения габаритов летательного аппарата, ослабления интенсивности излучения двигательной установки в инфракрасном диапазоне длин волн, уменьшения эффективной отражающей поверхности и введения режимов излучения бортовых радиолокационных станций, затрудняющих обнаружение излучения средствами противовоздушной обороны. Интенсивность инфракрасного излучения ослабляется при введении таких компонентов в топливо или в выходную струю газов двигателя, которые уменьшают температуру струи, а также экранировкой струи и сопла оболочкой из аэрозолей, отводом струи в непросматриваемое пространство (например, вверх для вертолётов) , Эффективная отражающая поверхность уменьшается при более плавных обводах фюзеляжа, воздухозаборников, крыльев, а также при использовании радиопоглощающих материалов в конструкциях и для покрытий поверхностей летательного аппарата. См. также Контрастность цели, Инфракрасное излучение, «Стелс» техника, Эффективная поверхность рассеяния. замороженная скорость звука — см. в статье Скорость звука. замороженное течение — предельное состояние неравновесного течения, когда время релаксации физико-химического процесса (по которому течение неравновесно) велико по сравнению с характерным временем пребывания частиц в рассматриваемой области течения. При этом в соответствии с иерархией времён релаксационных явлений, которые могут иметь место в конкретных условиях, течение может быть замороженным по одним, неравновесным по другим и равновесным по третьим видам релаксации. Например, в аэродинамической трубе с высокими торможения параметрами может реализоваться течение, равновесное по вращательным, неравновесное по колебательным степеням свободы и замороженное по диссоциации молекул. В результате термодинамическое состояние и состав потока в рабочей части трубы не будут соответствовать реализующимся в атмосфере, что сужает возможности моделирования. запас прочности — мера превышения фактической разрушающей нагрузки (Pразр) над расчётной нагрузкой (Pрасч). З. п. характеризуется коэффициентом З. п. {{η}} = Pразр/Pрасч. Для элементов конструкции летательного аппарата З. п. может быть определён как отношение допускаемых напряжений к действующим при расчётных нагрузках. Значение коэффициента З. п. меньше единицы свидетельствует о недостатке прочности, а больше единицы соответствует часто используемому в расчётах коэффициент избытка прочности {{Δη}} = {{η}}-1, который может быть использован также либо для последующего уменьшения массы конструкции, либо для увеличения полезной нагрузки, переносимой летательным аппаратом. запас топлива —количество топлива на борту летательного аппарата, которое может быть полностью израсходовано двигателями в полете. В З. т. не включается топливо, расходуемое двигателями на земле от момента их запуска до начала разбега, и невырабатываемое в полёте топливо. При подготовке к полету потребный З. т. рассчитывается в соответствии с Руководством по летной эксплуатации летательного аппарат данного типа и подразделяется на расходуемое топливо, необходимо для выполнения полёта от аэродрома вылета до аэродрома назначения по установленному маршруту или схеме, и на аэронавигационный запас, предназначенный как для компенсации повышения расхода топлива, вызванного случайными причинами (в том числе изменениями условий полета), так и для обеспечения возможности продлить полёт до наиболее удалённого запасного аэродрома, предусмотренного полётным заданием (см. Аэронавигационный запас топлива). запас устойчивости — см. Степень устойчивости. запасной аэродром — аэродром, предусмотренный полётным заданием для посадки летательного аппарата в случае, если использование основного аэродрома (аэродрома назначения) окажется невозможным. З. а. выбирается, как правило, на расстоянии не менее 50 км от аэродрома назначения. Число З. а. определяется с учётом планируемой продолжительности полёта, а также фактической и прогнозируемой погоды на аэродроме назначения. В качестве З. а. может использоваться также аэродром вылета. заполнение несущего винта — отношение площади лопастей несущего винта в плане к сметаемой площади. Определяется приближённо по формуле {{σ}} = zb/({{π}}R), где R — радиус винта, z — число лопастей, b — хорда лопасти на радиусе 0,7R. Для каждого значения окружной скорости конца лопасти {{ω}}R ({{ω}} — угловая скорость) существует наивыгоднейшее З. н. в., при котором значение относительного (вентиляторного) коэффициента полезного действия винта на режиме висения (в отсутствии ограничивающих поверхностей) максимально. запорожское машиностроительное конструкторское бюро «Прогресс» — берёт начало от КБ, образованного в 1945 при авиамоторном заводе №478 (ныне Запорожское производственное объединение «Моторостроитель»). Выделилось из него в 1959. О разработанных на предприятии под руководством А. Г. Ивченко и его преемника В. А. Логарева авиационных поршневых и газотурбинных двигателях смотри в статье АИ. Награждено орденами Ленина (1966), Трудового Красного Знамени (1981). запорожское производственное объединение «Моторостроитель» — берёт начало от завода в г. Александровске (ныне Запорожье), основанного в 1916 акционерным обществом «Дека». Завод выпускал авиационные двигатели иностранных моделей. В 20—30 е гг. строил поршневые двигатели М-6, М-11, М-22, М-85, М-86, М-87, М-88. КБ завода возглавляли А. С. Назаров, С. К. Туманский, Е. В. Урмин. В августе — сентябре 1941 завод (№29) был эвакуирован и продолжил свою деятельность в Омске (ныне это Омское моторостроительное производственное объединение имени П. И. Баранова). В октябре 1943 началось восстановление завода в Запорожье. В 1945—1959 в его состав входило ОКБ А. Г. Ивченко. В послевоенные годы (с 1947) завод №478 выпускал поршневые двигатели АИ-26В, М-11ФР-1, АШ-62ИР. С начала 50 х гг. ведётся производство газотурбинных двигателей. Строились турбореактивный двигатель РД-45, турбовинтовые двигатели АИ-20, АИ-24, турбовальные двигатели ГВЗ-117, Д-136, турбореактивные двухконтурные двигатели АИ-25, Д-36, Д-18Т. В 1974 на основе завода образовано производственное объединение. Предприятие (объединение) награждено орденами Ленина (1966), Октябрьской Революции (1981), Трудового Красного Знамени (1977). заправка летательного аппарата — заполнение ёмкостей летательного аппарата топливом, маслом, другими техническими жидкостями и водой, а также сжатыми газами («зарядка») в целях обеспечения работы силовой установки и других систем летательного аппарата. За исключением случая заправки топливом в полёте З. летательного аппарата производится в процессе подготовки его к полёту, а также при проведении регламентных работ и ремонта (например, пополнение или замена рабочей жидкости в гидросистеме) с помощью специальных средств наземного обслуживания, к которым относятся топливозаправщики, оборудование централизованной З., масло- и водозаправщики и т. д. Применяемое для З. летательного аппарата топливом подвижное (топливозаправщики) и стационарное (системы централизованной З.) оборудование предназначается для доставки топлива к местам З. и закачки его с большой (до 1000 л/мин и более) подачей в баки летательного аппарата; при этом одновременно осуществляются операции, необходимые для соблюдения предусмотренной- паспортом кондиции заправляемого топлива (фильтрация, водоотделение), и контролируется его количество. Подвижный топливозаправщик представляет собой цистерну, смонтированную на автомобильном шасси или прицепе (полуприцепе) вместе с агрегатами для З. летательного аппарата топливом: насосом (с приводом от двигателя автомобиля или автономным), приёмо-раздаточной арматурой, системой фильтров, контрольно-измерительной аппаратурой, системой управления и средствами обеспечения безопасности (защита от пожара и от воздействия электростатических разрядов). В комплект оборудования централизованной З. входят: станция, обеспечивающая приём топлива из стационарных аэродромных резервуаров, фильтрацию и регулируемую подачу топлива в систему раздаточных трубопроводов; сеть раздаточных трубопроводов, подводящих топливо к стационарным гидрантным колонкам; передвижные или стационарные заправочные агрегаты, обеспечивающие автоматическую дозировку подачи дополнительно профильтрованного топлива в баки летательного аппарата, а также возможность регулирования его давления и скорости заправки, Преимущество системы централизованной З. летательного аппарата топливом — значительное (в несколько раз) снижение стоимости доставки его от расходного склада горюче-смазочных материалов до баков летательного аппарата, а также лучшее очищение топлива от вредных примесей. Непосредственно в баки летательного аппарата топливо подаётся через один или несколько раздаточных рукавов, снабжённых пистолетами для открытой З. (через верхние заправочные горловины баков) или специальными наконечниками для закрытой З. (под давлением с герметичным присоединением рукавов к нижней или верхней заправочным горловинам). жүктеу/скачать 14.24 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|