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



жүктеу 38.77 Mb.
бет8/170
Дата12.06.2016
өлшемі38.77 Mb.
1   ...   4   5   6   7   8   9   10   11   ...   170

А. т. представляют собой вырожденные течения, которые сохраняют существенные особенности рассматриваемого класса течений, и существуют при определенных ограничениях, накладываемых на теплофизические свойства среды, структуру потока и форму обтекаемой поверхности. Они исследуются с целью выяснения физики явления, а также изучения влияния определяющих параметров задачи на характеристики течения, поскольку их численный анализ упрощается из-за уменьшения числа независимых переменных. Некоторые А. т. имеют прикладное значение, так как они описывают течение среды около отдельных элементов летательного аппарата.

Для двумерной задачи анализ А. т. сводится к интегрированию обыкновенных дифференциальных уравнений и, следовательно, во всём поле течения имеется подобие профилей искомых функций, построенных в соответствующих координатах, поэтому А. т. часто называют подобными или самоподобными течениями, в особенности в зарубежной литературе.

В трёхмерной задаче возможны два случая: а) задача сводится к решению обыкновеных дифференциальных уравнений и, следовательно, подобие профилей искомых функций существует для всего поля течения .(на всей обтекаемой поверхности), поэтому А. т. такого рода иногда называется поверхностно-подобным течением; б) анализ А. т. сводится к интегрированию двумерных дифференциальных уравнений в частных производных; в этом случае подобие профилей имеет место в определенных плоскостях (вдоль координатной линии на обтекаемой поверхности), поэтому они иногда называются линейно-подобными течениями. Типичным примером может служить обтекание «острого» кругового конуса сверхзвуковым потоком совершенного газа при больших Рейнольдса числах и умеренных углах атаки {{α}}, когда головной скачок уплотнения присоединён к его вершине. В потоке идеального газа за коническим скачком уплотнения реализуется коническое течение, под воздействием которого на поверхности конуса развивается ламинарный пограничный слой. Решение задачи как для идеальной, так и для вязкой жидкости является при {{α}} = 0 поверхностно-подобным, а при {{α}} {{≠}} 0 линейно-подобным (подобие профилей в меридианальных плоскостях).

В. А. Башкин.

автопилот (от греческого aut{{ò}}s — сам и французского pilote — руководитель, вожак) — система управления, обеспечивающая автоматическую стабилизацию и управление летательного аппарата с целью сохранения заданного режима полета. А. состоит (см. рис.) из близких по принципу действия автоматов, каждый из которых обеспечивает сохранение определенных параметра режима полёта (курса, углов и скоростей крена и тангажа, скорости полёта и т. д.). При отклонении параметра от заданного значения соответствующий датчик вырабатывает сигнал, пропорциональный этому отклонению. Сигнал после необходимых преобразований воздействует через сервоприводы на органы управления двигателями или на рули управления летательного аппарата, которые устраняют отклонения соответствующего параметра от его заданного значения. Работа А. даёт возможность сохранить заданный режим полёта без вмешательства лётчика.

Датчиками А. служат гироскопы, системы воздушных сигналов, радиотехнические устройства, инерциальные системы и др. В А. используются электрические и электрогидравлические сервоприводы. Для обеспечения безопасности полётов применяется резервирование отдельных цепей А. и его узлов.

Практическое значение получили А. с применением гироскопических датчиков. В США Э. Сперри построил А. с гироскопическими датчиками, и во время всемирной выставки в Париже (1914) был совершён первый официально зарегистрированный полёт гидросамолёта с автоматическим управлением. Первый отечественный А. был создан в 1932.

В 60 х гг. в связи с совершенствованием летательных аппаратов и расширением функций автоматики осуществлялась интеграция А. с другие пилотажными автоматами (захода на посадку, взлёта и ухода на второй круг, программного полёта, тяги и т. д.). Комплекс этих автоматов составляет бортовую систему автоматического управления летательного аппарата. Дальнейшая интеграция А. проводится на базе цифровых вычислителей.



Лит.: Красовский А. А., Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование, М., 1973; Автоматизированное управление самолетами и вертолетами, под ред. С. М. Федорова, М., 1977.

Е. В. Зорин, С. С. Логунов.

авторотация (от греческого aut{{ò}}s — сам и латинского rotatio — вращение). 1) А. винта — режим работы несущего (воздушного) винта, при котором энергия, необходимая для его вращения, отбирается от набегающего на винт потока. Режим А. является рабочим для автожира, а на вертолёте (самолёте) возникает при отказе (выключении) двигателя (силовой установки). Набегающий на винт поток при снижении вертолёта (самолёта) образуется за счёт уменьшения потенциальной энергии летательного аппарата (у двух- или многовинтового самолёта энергия набегающего потока, идущая на вращение винта отказавшего двигателя, создаётся остальными, работающими, двигателями). А. отличается от других режимов работы несущего (воздушного) винта тем, что крутящий момент на валу винта равен нулю (практически очень мал), а тяга винта (сопротивление) весьма значительна (равна, например, весу вертолёта или автожира). Известно, что на режиме А. прикомлевые сечения лопасти несущего винта обтекаются потоком с большими закритическими углами атаки, средние сечения — с большими докритическими углами. В этих сечениях аэродинамические силы и моменты создают тормозящий вращение винта момент. Концевые же сечения, обтекаемые с малыми и средними углами атаки, создают момент, ускоряющий вращение винта. На схеме скоростей набегающего на лопасть потока и сил в некотором сечении лопасти (см. рис.) показан случай, когда момент сил относительно оси вращения винта равен нулю. Режим А. несущего винта (поток набегает снизу) устойчив при малых положительных углах установки лопасти, что позволяет при отказе двигателя перевести вертолёт с режима моторного полёта на достаточно пологое планирование и совершить безопасную посадку с пробегом по-самолётному или без пробега с применением энергичного торможения вертолёта за счёт увеличения угла атаки несущего винта и угла установки лопастей перед моментом посадки (используется кинетическая энергия снижения вертолёта и вращения несущего винта). Посадка на режиме А. со снижением по вертикали не применяется, так как в этом случае установившаяся скорость снижения примерно вдвое больше, чем при планировании с горизонтальной составляющей скорости, и безопасная посадка практически невозможна. Однако в отдельны случаях А. может быть использована для увеличения скорости снижения вертолёта.

Вращения воздушного винта самолёта на режиме А. стремятся избежать, так как вращающийся винт создаёт большое сопротивление, заметно увеличивая скорость снижения самолёта. В этом случае лопасти винта устанавливают в так называемое флюгерное положение — плоскости хорд лопастей примерно совпадают с направлением набегающего потока (углы атаки сечений минимальны), винт перестаёт вращаться и имеет гораздо меньшее лобовое сопротивление.

2) А. двигателя — режим работы газотурбинного двигателя в полёте, когда ротор вращается за счёт скоростного напора (без сжигания топлива в камере сгорания). Приведённые параметры ГДТ любой конструктивной схемы на режиме А. однозначно зависят от Маха числа полёта М{{}} в области условий полёта, в которой коэффициент полезного действия элементов газотурбинного двигателя не зависят от Рейнольдса числа при отсутствии отбора мощности от ротора и отбора воздуха от компрессора и неизменных или изменяемых по законам подобия положениях регулирующих устройств. А. двигателя обычно характеризуется частотой вращения ротора (роторов). Приведённая частота вращения ротора при А. возрастает по мере увеличения числа М{{}}, по зависимости, близкой к линейной, до тех пор, пока не будет достигнуто критическое истечение в реактивном сопле или на выходе из турбины. Приведённая частота вращения при А. при прочих равных .условиях выше у газотурбинных двигателей, имеющих меньшую температуру газа перед турбиной и большую степень повышения давления в компрессоре на расчётном (максимальном) режиме. У многовальных двигателей наибольшие частоты вращения характерны для роторов высокого давления. При отказе двигателя режим А. в общем случае более благоприятен, поскольку аэродинамическое сопротивление двигателя в режиме А. меньше, чем у остановленного двигателя. Кроме того, привод электрогенераторов и насосов гидравлических систем летательного аппарата осуществляется от двигателей; А. облегчает также повторный запуск заглохшего двигателя.

3) А. крыла — то же, что самовращение аэродинамическое.



Лит.: Братухин И. П., Автожиры. Теория и расчет, М. — Л.. 1934; Гессоу А., Мейерс Г., Аэродинамика вертолета, пер. с английск, М., 1954; Юрьев Б. Н.. Избр. труды, т. 1, M., 1961; Литвинов Ю. А., Боровик В. О., Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей, М., 1979.

Е. С. Вождаев, Ю. А. Литвинов.

Схемы скоростей набегающего на сечение лопасти несущего винта потока и действующих в этом сечении сил а режиме авторотации: V — горизонтальная скорость полёта; Vу скорость снижения; {{ω}}r — окружная скорость сечения; R, X, Y — аэродинамические силы; {{φ}} — угол установки сечения.



Агальцов Филипп Александрович (1900—1980) — советский военачальник, маршал авиации (1962), Герой Советского Союза (1978). В Советской Армии с 1919. Окончил Киевскую военно-политическую школу (1925), Военно-политическую академию имени В. И. Ленина (1932), курсы лётчиков при Качинской военной авиационной школе лётчиков имени А. Ф. Мясникова (1934). Участник Гражданской войны, Национально-революционной войны в Испании. В начале Великой Отечественной войны командир бомбардировочного авиаполка, в 1941—1943 начальник военно-авиационной школы лётчиков, в 1943—1945 командир штурмовой авиадивизии и смешанного авиакорпуса. После войны заместитель главнокомандующего военно-воздушными силами (1949—1956, 1958—1962), командующий Авиацией дальнего действия (1962—1969). Награждён четырьмя орденами Ленина, пятью орденами Красного Знамени, орденами Суворова 2 й степени, Кутузова 2 й степени, Отечественной войны 1 й степени, Красной Звезды, «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3 й степени, медалями, а также иностранными орденами.

Ф. А. Агальцов.



АГАРД (AGARD, Advisory Group for Aerospace Research and Development) — совещательный комитет при НАТО по научно-исследовательским и опытно-конструкторским работам в области авиации и космонавтики. Образован в 1952 с целью обмена научно-технической информацией по авиации и космонавтике между странами — членами НАТО. Имеет отделения механики полёта, динамики жидкости, наведения и управления летательн ыми аппаратами, конструкции и конструкционных материалов и др. Регулярно проводит конференции и собрания, материалы которых публикуются в трудах комитета (AGARD conference proceedings), лекционной серии (AGARD lecture series) и других изданиях.

агентство воздушных сообщений — в России самостоятельное производственное предприятие гражданской авиации, осуществляющее коммерческую деятельность для удовлетворения потребностей народного хозяйства и населения обслуживаемого района в авиаперевозках. Через разветвлённую сеть касс и филиалы производит продажу билетов на самолёты, резервирование мест в самолётах транзитным пассажирам; осуществляет бронирование и приём заказов на авиабилеты, доставку их на дом; через печать, радио, телевидение проводит информационную и рекламную работу; заключает с клиентурой договоры на массовые пассажирские и грузовые перевозки; организует обслуживание пассажиров и грузовой клиентуры в кассах, городских аэровокзалах — регистрацию билетов, оформление багажа и доставку пассажиров и их багажа в аэропорт. В зависимости от объёма авиаперевозок, территории обслуживаемого района, наличия филиалов и других факторов А. в. с. подразделяются на центральные, территориальные и городские. Каждое А. в. с. имеет свой район экономического тяготения; эти районы охватывают всю территорию страны.

«Агуста» (Construzione Aeronautiche Giovanni Agusta SpA) — вертолетостроительная фирма Италии. Основана в 1907 Дж. Агустой. Занималась разработкой и постройкой лёгких самолётов, в 1954 начала лицензионное производство вертолётов фирмы «Белл»: Белл 47 (построено свыше 1100), затем моделей Белл 204 (первый полёт в 1961), 205 (1965, построено около 1000), 206 (1967), 412 (1981). По лицензии фирмы «Боинг вертол» выпускала военно-транспортные вертолёты СН-47С «Чинук» и по лицензии фирмы «Сикорский» противолодочные вертолёты SH-3. В первой половин 1960 х гг. фирма разработала первый вертолёт собственной конструкции А101 с тремя газотурбинными двигателями (1964), рассчитанный на перевозку 36 десантников. Первый серийный вертолёт фирмы — лёгкий многоцелевой А109 «Хирундо» (1971, построено более 350 в административном и противотанковом вариантах). На его основе создан противотанковый вертолёт А129 «Мангуста» (1983, см. рис. в табл. XXXVIII). В 1980 совместно с фирмой «Уэстленд» образовала консорциум EHI (European Helicopter Industries) для разработки многоцелевого вертолёта ЕН101 с тремя газотурбинными двигателями (1987). Основные данные некоторых вертолётов фирмы приведены в таблице.

Таблица — Вертолеты фирмы «Агуста»



Основные данные

Многоцелевой А109 Мк.II

Противотанковый А129

Первый полёг, год

1981

1983

Число и тип двигателей

2 ГТД

2 ГТД

Мощность двигателя, кВт

313

615

Диаметр несущего винта, м

11

11,9

Число лопастей

4

4

Размах крыла, м

-

3,2

Длина вертолёта с вращающимися винтами, м

13,05

14,29

Высота вертолёта с вращающимися винтами, м

3,3

3,3

Сметаемая площадь, м2

95,03

111,2

Взлётная масса, т:







нормальная

2,4

-

максимальная

2,59

4,1

Масса пустого вертолёта, т

1,42

2,53

Число пассажиров

7

-

Максимальная перевозимая нагрузка, т

0,9 (на внешней подвеске)

1 (боевая нагрузка)

Крейсерская скорость

285

260

Максимальная дальность полёта, км

650

525

Статический потолок (без учёта влияния земли), м

2880

2390

Экипаж, чел.

1-2

2

Вооружение и спецоборудование

-

НАР, 8 ПТУР, контейнеры с пулеметами и пушками, лазерный, и оптический прицелы


В. В. Беляев.

Адамович-Иодко Николай Владимирович (р. 1915) — советский лётчик-испытатель, заслуженный лётчик-испытатель СССР, кандидат технических наук (1956). После окончания Московского авиационного института (1940) на испытательской работе. Летал на многих типах самолётов. Провёл полные испытания опытного экземпляра самолёта Ла-7. Выполнял сложные испытания на самолётах с турбовинтовыми двигателями с отказом систем флюгирования винта на режимах взлёта и посадки. Провёл исследования в области устойчивости и управляемости летательных аппаратов, авиационной эргономики, автоматических систем управления. Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями.

Н. В. Адамович-Иодко.



адаптация (от средневекового, латинского adaptatio — приспособление) к темноте — приспособление глаз к восприятию слабых яркостей при переходе от сильной освещённости к пониженной. А. характеризуется расширением зрачка, повышением чувствительности сетчатки глаз и смещением зрительного восприятия в фиолетовую область спектра (так называемый феномен Пуркинье). А. имеет важное значение при ночных полётах, когда лётчику приходится переводить взгляд от освещённой приборной доски на затемнённые внекабинные ориентиры. Поэтому при подготовке лётчиков проводятся специальные тренировки по восприятию наземных ориентиров в условиях слабой освещённости с учётом того, что предметы красного и оранжевого цветов при этом кажутся более тёмными, а сине-зелёные — более светлыми. А. в темноте изменяется с возрастом; наилучшие показатели А. отмечают в 20—30 лет, затем эта способность постепенно снижается.

адаптивное крыло — крыло, профиль которого принимает форму, близкую к оптимальной на каждом заданном режиме полёта (в том числе при маневрировании). Элементы А. к. (носовые и хвостовые части) автоматически отклоняются в зависимости от Маха числа полёта М{{}} и угла атаки, сохраняя плавность обводов внешней поверхности. А. к. является многофункциональным органом и предназначается для многоцелевых и (или) высокоманёвренных самолётов. Управление элементами А. к. осуществляется высокоавтоматизированной электродистанционной системой. Улучшение аэродинамических и летно-технических характеристик самолёта достигается за счёт аэродинамических эффектов и расширяет возможности управления.

Отклонение подвижных элементов А. к. с сохранением плавности его обводов по некоторому закону, подобранному на основании экспериментальных и расчётных исследований, позволяет перераспределить давление на его поверхности таким образом, чтобы предотвратить срыв потока или существенно ослабить его развитие на выбранном режиме полёта. В результате граница возникновения тряски и бафтинга смещается на большие углы атаки, повышается эффективность поворотных поверхностей, работающих в режиме органов управления. Если изменение формы А. к. подчинить условиям, при идеальном выполнении которых критическая точка в каждом сечении крыла смещается в носик профиля, а распределение циркуляции скорости, по размаху становится эллиптическим, то при выбранном значении коэффициент подъёмной силы сy обеспечивается минимум коэффициент сопротивления cx (см. Аэродинамические коэффициенты). При выполнении первого условия снижаются пики разрежения в окрестности передней кромки, которые на обычном крыле приводят по достижении некоторого угла атаки (тем меньшего, чем тоньше профиль и острее его передняя кромка) к отрыву потока и потерям подсасывающей силы (рис. 1), то есть к увеличению сопротивления. При выполнении второго условия минимизируется индуктивное сопротивление. Поляра А. к., непрерывно изменяющего форму поперечных сечений в зависимости от сy, является огибающей семейства поляр для крыльев с различными положениями их подвижных элементов (рис. 2). Общая закономерность изменения формы срединной поверхности для крыла с углом стреловидности Χ > 0 — увеличение кривизны профиля и отрицательной крутки крыла с возрастанием угла атаки.

Отклонение подвижных элементов А. к. (возможно, синхронизированное с отклонением горизонтального оперения), осуществляемое таким образом, чтобы центр давления действующих на самолёт аэродинамических сил не менял своего положения, дает возможность осуществить непосредственное управление аэродинамической подъёмной силой. Преимущественное отклонение задней кромки корневых сечений крыла позволяет уменьшить изгибающие моменты в его корневых сечениях при полёте с большими перегрузками (рис. 3) за счёт перераспределения циркуляции, а следовательно, и нагрузки по размаху крыла — увеличения в корневых и уменьшения в концевых сечениях. Снижение перегрузок при полёте в неспокойной атмосфере достигается включением в контур управления подвижными элементами А. к. соответствующих обратных связей.

А. к. должно иметь специальную конструкцию, гарантирующую минимальное отклонение формы его поверхности от расчётной в полётных условиях. В частности, в его обшивку должны быть включены гибкие элементы для обеспечения плавности обводов поверхности при отклонении подвижных элементов.

Р. Д. Иродов, Л. А. Курочкин.

Рис. 1. Поляры крыла с неплоской (I) и плоской (II) срединными поверхностями (а) и зависимости коэффициента давления ср, и картины обтекания в режимах полёта (б—г), соответствующих точкам 1 (б), 2 (а) и 3 (г, виден срыв потока); {{х}} — приведенная хорда крыла.

Рис. 2. Поляры самолёта и профили крыла (показаны справа), оптимальные для различных режимов полёта; ○, 1 — с максимальной скоростью; 2 — в крейсерском режиме; ●, 3 — маневрирование на больших углах атаки; {{×}}, 4 — на предельных углах атаки. Красная линия — огибающая поляр.

Рис. 3. Распределение подъемной силы Y (а) и изгибающего момента Мизг (б) при отклонении задней кромки крыла на угол {{δ}} (в), различный по размаху крыла (сплошные линии) и без её отклонения (штриховые линии).



Адер (Ader) Клеман (1841-1925) — французский конструктор, один из пионеров авиации. Самоучка-механик, А. в 1882 в обстановке секретности приступил к созданию самолета с паровым двигателем. В 1890 построил самолёт «Эол», или «Авьон I», с массой 296 кг, складывающимися консолями крыла большой кривизны, одним паровым двигателем к воздушным винтом. При испытаниях этот самолёт прыгнул приблизительно на 50 м, однако этот прыжок не рассматривают как истинный полёт, поскольку самолёт был неуправляемым в полёте и не мог совершать устойчивого полёта. Постройка аналогичного самолёта «Авьон II» завершена не была. При поддержке правительства А. построил самолёт «Авьон III» больших размеров с массой ~ 400 кг, двумя паровыми двигателями мощностью по 15 кВт и двумя воздушными винтами. В официальных испытаниях в 1897 самолёт сошёл с круговой стартовой дорожки и пробежал ~ 200 м, фактически не отрываясь от земли. Поддержка работ А. была прекращена, и он отошёл от авиационных исследований. Слово «авьон» (avion) вошло во французский язык для обозначения летательного аппарата с двигателем и фиксированным крылом. См. рис. в табл. П.

К. Адер.


административные формальности при воздушных перевозках — собирательный термин, относящийся к группе норм, регулирующих различные виды контроля (таможенного, санитарного, валютного, паспортного, иммиграционного, карантинного), а также действующим в аэропортах правилам, касающимся прибытия и убытия воздушных судов, членов экипажей, пассажиров, багажа и грузов. А. ф. при в. п. определяются национальным законодательством и международными соглашениями, например Чикагской конвенцией 1944. В СССР А. ф. при в. п. регламентировались Воздушным кодексом СССР, согласно которому на воздушные суда, их экипажи и пассажиров, прибывавших в СССР и отбывавших из СССР, а также на имущество, ввозимое в СССР или вывозимое из СССР, распространялось действие соответственно паспортных, таможенных, валютных, санитарных, карантинных и иных правил о въезде и выезде, а также ввозе и вывозе имущества и транзите через территорию СССР.

К А. ф. при в. п. относится также комплекс мер, касающихся обязательности тех или иных документов, вносимых в них данных, способа их заполнения, досмотра багажа и груза и личного досмотра пассажиров и т. п. Ввиду непосредственного влияния применения А. ф. при в. п. на сроки отправки воздушных судов, при установлении А. ф. при в. п. особое внимание обращается на их упрощение и сокращение их числа. В этих целях применительно к международным перевозкам в рамках Международной организации гражданской авиации (ИКАО) разработано отдельное приложение к Чикагской конвенции 1944 под названием «Упрощение формальностей».



административный самолет — предназначен для перевозки официальных лиц государственных учреждений, фирм и компаний, а также принадлежащих этим организациям грузов. А. с. является собственностью соответствующих организаций, а лётчики могут или состоять в штате организации, или быть наняты в аренду от авиатранспортных предприятий. А. с. получили распространение за рубежом в 50 е гг. К данному классу относятся самолёты с числом мест от 6—8 до 15—20, имеющие кабину с высокой степенью комфорта, а также всё необходимое оборудование для работы во время полёта, включая персональные электронно-вычислительные машины, аудиовизуальную аппаратуру, средства спутниковой связи и т. д.

Разработкой и серийным производством А. с. за рубежом занимаются более 20 фирм, ведущие из которых «Бич» («Бичкрафт»). «Цессна», «Пайпер», «Гольфстрим аэроспейс», «Лирджет» (США), «Канадэр» (Канада), «Дассо авиасьон» (Франция) и «Бритиш аэроспейс» (Великобритания). В США для координации работ по А. с., определению рынков и перспектив развития созданы Национальная ассоциация административной авиации, которая ежегодно проводит международные выставки и конференции по А. с., и Ассоциация фирм-производителей самолётов авиации общего назначения. К середине 1990 в мире находилось в эксплуатации 14727 А. с. (7999 с турбовинтовыми двигателями и 6728 с турбореактивными двухконтурными двигателями). Наибольшее число А. с. эксплуатировалось в США (9581), Канаде (539), Мексике (446), Франции (435) и Бразилии (417). Наиболее популярны А. с. Цессна «Сайтейшен», Лирджет 31 и 35, Бритиш аэроспейс ВАе 125, Канадэр «Челленджер», Гольфстрим азроспейс «Гольфстрим» III и IV, Дассо авиасьон «Мистер-Фалькон» 50, 200 и 900, Бич «Супер кинг эр», Пайпер «Шайенн».



В. В. Беляев.

Адрианов Борис Михайлович (р. 1921) — советский летчик-испытатель, полковник, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1968). Окончил Борисоглебскую авиационную школу пилотов имени В. П. Чкалова (1943), Военно-воздушную инженерную академию имени профессора Н. Е. Жуковского (1953). Во время Великой Отечественной войны выполнил 62 боевых вылета. В 1943—1945 лётчик-инструктор, в 1953—1977 на лётно-испытательской работе. Освоил 55 типов летательных аппаратов, испытывал самолёты конструкции А. И. Микояна, П. О. Сухого, А. С. Яковлева, О. К. Антонова, С. В. Ильюшина, а также средства высотного жизнеобеспечения. В 1960 на самолёте Т-405 конструкции Сухого установил абсолютный мировой рекорд скорости по замкнутой кривой (2092 км/ч), отмеченный Международной авиационной федерацией медалью де Лаво. Награждён 2 орденами Отечественной войны 1 й степени, орденом Отечественной войны 2 й степени, 3 орденами Красной Звезды, медалями.

Б. М. Адрианов.



«Адрия эруэйс» (Adria Airways) — авиакомпания Югославии. Осуществляла чартерные перевозки в страны Европы, Ближнего Востока и Северной Африки, а также обслуживала внутренние авиалинии. Основана в 1961, в 1968—1986 называется «Инэкс Адрия эруэйс». В 1989 перевезла 1,21 миллиона пассажиров. Авиационный парк — 13 самолётов.

АИ — марка авиационных двигателей, созданных в опытном конструкторском бюро под руководством А. Г. Ивненко (см. Запорожское машиностроительное конструкторское бюро «Прогресс»). Двигатели, разработанные под руководством его преемника В. А. Лотарева, имеют марку Д. Основные данные некоторых двигателей приведены в таблице.

В 1945—1949 в опытном конструкторское бюро создано семейство поршневых двигателей, которые по техническим характеристикам и удельным параметрам находились на уровне лучших мировых образцов. Среди них АИ-4В и АИ-26ГР — первые отечественные двигатели, спроектированные специально для установки на опытных вертолётах Н. И. Камова (Ка-10) и И. П. Братухина (Г-4). Четырёхцилиндровый АИ-4В с воздушным принудительным охлаждением имел редуктор для уменьшения частоты вращения и передачи мощности на несущие винты, комбинированную муфту редуктора двигателя, выполнявшую функции включения и свободного хода. Особенностью семицилиндрового АИ-26ГР было наличие специального углового редуктора, который передавал вращение в двух направлениях — к несущему винту и на синхронизационный вал. Охлаждение цилиндров двигателя осуществлялось принудительно осевым вентилятором с приводом от двигателя. Мощность двигателя 368 кВт при частоте вращения 2100 мин-1. АИ-26ГРФ не отличался конструктивно от АИ-26ГР, но был форсирован до 405 кВт взлётной мощности. Устанавливался на опытные вертолёты Б-5, Б-9, Б-10 и Б-11 (конструкции Братухина), АИ-26ГРФЛ — модификация АИ-26ГРФ с увеличенной до 423 кВт мощностью; устанавливался на опытный вертолёт Як-100. АИ-26В — модификация АИ-26ГРФ. Двигатель разработан специально для вертолёта Ми-1, снабжён угловым редуктором с выводом основной мощности на вертикальный вал, комбинированной муфтой включения трансмиссии и свободного хода, осевым вентилятором для принудительного охлаждения двигателя. К концу 40 х гг. потребовался двигатель для лёгких самолётов на замену двигателю М-11, созданному в 1926 и имевшему мощность в различных модификациях от 81 до 132 кВт. Был разработан более экономичный, лёгкий и мощный поршневой двигатель АИ-14Р (рис. 1) — девятицилиндровая «звезда» воздушного охлаждения с редуктором и нагнетателем. Модификация увеличения мощности получила обозначение АИ-14РФ. АИ-14В — модификация двигателя, выполненная для вертолётов; имеет угловой редуктор с выводом мощности на вертикальный вал с фрикционной и храповой муфтами включения выводного вала. Охлаждение воздушное от осевого вентилятора, приводимого редуктором через фрикционную муфту. АИ-14РФ и АИ-14В нашли широкое применение на лёгких самолётах Як, Ан, вертолётах Ка. Запасы надёжности, заложенные в конструкцию двигателей АИ-14Р и АИ-14В, позволили в серийном производстве (главный конструктор И. М. Веденеев) выпустить модификации М-14П и М-14В-26 увеличенной мощности (см. Опытно-конструкторское бюро моторостроения).

В 1953 начинаются работы по доводке турбовинтового двигателя ТВ-2 (см. НК), переданного из опытного конструкторское бюро Н. Д. Кузнецова. Модификация ТВ-2Т была установлена на первый отечественный турбовинтовой транспортный самолёт Ан-8 (в серии устанавливался турбовинтовой двигатель АИ-20Д). На базе ТВ-2 создан вертолётный двигатель ТВ-2-ВК с оригинальным редуктором для подъёмных и тянущих винтов винтокрыла Ка-22.

В 1956 построен турбовинтовой двигатель АИ-20 (рис. 2) для пассажирских и транспортных самолётов. Двигатель выполнен по одновальной схеме, состоит из осевого 10-ступенчатого компрессора, кольцевой камеры сгорания, трёхступенчатой турбины и редуктора. Особенности, определившие высокую эксплуатационную надёжность и большой ресурс двигателя: сохранение постоянной мощности до определенной высоты, на которой достигается предельно допустимая температура перед турбиной; поддержание постоянной частоты вращения ротора (12300 мин-1); обеспечение большого запаса газодинамической устойчивости компрессора во всём диапазоне режимов, высот и скоростей полёта; автоматический запуск двигателя; применение точной гидравлической системы измерения крутящего момента на валу винта, улучшающей работу шестерён редуктора; наличие нескольких дублирующих систем автоматического флюгирования винта, в том числе системы флюгирования по отрицательной тяге. В серийном производстве двигатель строился с индексом АИ-20А. Резервы его надёжности позволили разработать модификацию АИ-20Д, в которой повышением температуры газа мощность увеличена на 30% без существенных изменений конструкции двигателя. АИ-20К — модификация с конструктивно-технологическими улучшениями, обеспечивающими повышение надёжности и значительное увеличение ресурса. АИ-20М—модификация с улучшенной экономичностью и повышенной мощностью; в двигателе усовершенствован узел турбины, введены турбинные лопатки с бандажными полочками, применён более жаростойкий материал жаровой трубы камеры сгорания. АИ-20ДМ сочетает мощность и экономичность модификаций АИ-20Д и АИ-20М. Двигатели семейства АИ-20, находившиеся в серийном производстве в 1957—1969, устанавливались на самолётах Ил-18, Ан-10, Ан-12, Ан-32 и др. На двигателях был достигнут уровень надёжности, позволивший впервые в отечественном двигателестроении установить для них межремонтный ресурс, измеряемый тысячами часов. Назначенный (амортизационный) ресурс АИ-20К и АИ-20М составляет 20 тысяч ч.

В 1958—1960 разработан турбовинтовой двигатель АИ-24 для самолётов коротких и средних линий. При его создании использован прогрессивный метод моделирования двигателя-прототипа. В основу проекта положен хорошо доведённый АИ-20К. АИ-24, как и АИ-20, имеет высокую эксплуатационную надёжность и большой ресурс. АН-24 и его модификации АИ-24Т и АИ-24ВТ применены на самолётах Ан-24, Ан-26 и Ан-30.

В середине 60-х гг, опытное конструкторское бюро начало разработку турбореактивного двухконтурного двигателя. Был создан АИ-25 двухвальной схемы с умеренными параметрами рабочего процесса, лёгкий, с низким расходом топлива, достаточно простой по конструкции, технологичный в производстве, надёжный в эксплуатации, с большим ресурсом. Характеристики двигатели позволили создать реактивный самолёт Як-40, способный взлетать с очень коротких взлётно-посадочных полос. В модификации АИ-25ТЛ увеличена тяга, удлинена выпускная труба, масляная система обеспечивает работу подшипников в условиях перевернутого полёта. Двигатель устанавливался на учебно-тренировочном самолёте Л-39 производства Чехословакии.

В 70 х гг. методом оптимизации основных параметров (экономичности, веса, производственной и эксплуатационной технологичности, надёжности и ресурса) решена задача создания эффективного двигателя для пассажирского самолёта коротких и средних линий. В основу проекта турбореактивного двухконтурного двигателя Д-36 (рис. 3) положены большая степень двухконтурности, высокие температура газа перед турбиной и степень повышения давления воздуха в компрессоре. Двигатель выполнен по трёхвальной схеме. Для повышения надёжности работы в его узлах реализован ряд прогрессивных конструктивных и технологических решений: вентиляторные лопатки повышенной прочности, способные выдержать удар птицы при полете самолёта; корпус вентилятора, упрочнённый композиционным материалом; упругомасляные демпферы валов роторов; электронно-лучевая сварка роторов; титановое литьё; раскатка валов и др. Двигатель выполнен по модульной (блочной) схеме, которая обеспечивает замену модулей в условиях аэродромных мастерских, имеет системы диагностики состояния деталей в процессе эксплуатации, в том числе смотровое отверстия для инструментального контроля внутренних деталей. Это допускает возможность его эксплуатации по .состоянию и отказ от системы капитальных ремонтов на заводе. По уровню шума и эмиссии вредных веществ двигатель удовлетворяет современным нормам. Дальнейшим развитием Д-36 стал турбореактивный двухконтурный двигатель Д-436 тягой 73,5 кН.

На базе конструкции Д-36 разработан самый мощный в мире турбовальный двигатель Д-136 (рис. 4) для вертолётов большой грузоподъёмности. Его особенностями являются большая взлётная мощность, низкий удельный расход топлива, малая удельная масса, модульная конструкция и устройства, обеспечивающие надежный контроль состояния в процессе эксплуатации, низкий уровень эмиссии загрязняющих воздух веществ. Узлы компрессоров низкого и высокого давления, камеры сгорания и турбин высокого и низкого давления полностью заимствованы у Д-36. Это облегчает серийное производство и ремонт двигателей. Для пассажирских и транспортных самолётов большой дальности и грузоподъёмности создан турбореактивный двухконтурный двигатель Д-18Т (рис. 5). В основу его конструкции в качестве двигателя-прототипа положен Д-36 с необходимой корректировкой основных узлов, соответствующей особенностям Д-18Т. Двигатель имеет технические данные на уровне лучших двигателей для гражданск авиации. Низкий удельн расход топлива обеспечен высокими значениями степени повышения давления и степени двухконтурности. Малая удельная масса обусловлена высокой температурой газа перед турбиной, повышенными окружными скоростями роторов, рациональной конструкцией и применением современных материалов и технологии. Д-18Т выполнен по трехвальной схеме, состоит из 18 модулей, которые могут заменяться в эксплуатационных мастерских, что обеспечивает его эксплуатацию по состоянию без капитальных заводских ремонтов. Двигатель полностью отвечает требованиям норм по охране окружающей среды, имеет низкий уровень шума и эмиссии вредных веществ.

В 1987 начались лётные испытания первого в СССР турбовинтовентиляторного двигателя Д-236Т.

Таблица — Двигатели Запорожского машиностроительного конструкторского бюро «Прогресс»



Основный данные

Поршневые двигатели

Турбореактивные двухконтурные двигатели

Турбовинтовые двигатели

Турбовальный двигатель

АИ-14Р


АИ-14РФ


АИ-26В


АИ-14В


АИ-25


АИ-25ТЛ


Д-36


Д-18Т


АИ-20А


АИ-24


Д - 136


Начало серийного производства, год

1950


1952


1954


1956


1967


1970


1977


1984


1957


1960


1982


Тяга, кН

-

-

-

-

14,7

16,9

63,7

230

-

-

-

Мощность, кВт

191

221

423

188

-

-

-

-

2940

1880

8380

Масса, кг

197

230

450

242

348*

400*

1100

4100

1080

600

1060

Габаритные размеры, м:


































диаметр

0,982

0,985

1,272

0,985

-

-

-

-

-

-

-

длина

-

-

-

-

1,993

3,358

3,324

4,792

3,096

2,346

3,964

ширина

-

-

-

-

0,82

0,942

1,541

2,65

0,842

0,677

1,67

высота

-

-

-

-

0,896

0,928

1,711

2,765

1,18

1,075

1,161

Удельный расход топлива:


































на взлётном режиме, кг/(Н*ч).

-

-

-

-

0,0581

0,061

0,0382

0,0357

-

-

-

г/(кВт*ч)

346

360

306

346

-

-

-

-

353

364

269

на крейсерском режиме, кг/(Н*ч)

-

-

-

-

0,0811**

0,0831**

0,0662***

0,06****

-

-

-

Расход воздуха, кг/с

-

-

-

-

45,3

46,8

253

760

20,9

13,1

35,55

Степень повышения давления

-

-

-

-

8,1

9,6

20

28,9****

7,32

6,4

18,4

Степень двухконтурности

-

-

-

-

2,1

2

5,6

5,81****

-

-

-

Температура газа перед, турбиной, К

-

-

-

-

1206

1310

1510

1602

1160

1150

1516

Применение (летательные аппараты)

ЯК-12М, ЯК-18П, Ан-14

ЯК-18ПМ, Як-50, Як-52, Як-18Т

Мн-1

Ка-15, Ка-18, Ка-26

Як-40, М- 15

Л-39

Як-42, Ан-72, Ан-74

АН-124, АН-225

Ил-18, Ан-10, Ан-12

Ан-24

Ми-26

* В состоянии поставки. ** Высота полета H = 6 км. Маха число полета М = 0,48. *** H = 8 км. М = 0,75. **** H = 11 км. М = 0,75.

В. А. Лотарев.

Рис. 1. Поршневой двигатель АИ-14Р.

Рис. 2. Турбовинтовой двигатель АИ-20.

Рис. 3. Турбореактнвный двухконтурный двигатель Д-36.

Рис. 4. Турбовальный двигатель Д-136.

Рис. 5. Турбореактивный двухконтурный двигатель Д-18Т.



АИР — обозначение самолётов, созданных А. С. Яковлевым в 1927—1937. В начале деятельности Яковлева как авиаконструктора была распространена практика присвоения некоторым самолётам индивидуальных наименований, в том числе имён видных государственных деятелей (например, «Яков Алкснис», «Дзержинский» и т. п.), и Яковлев в признание поддержки, которую он, тогда ещё молодой самодеятельный конструктор, получал от Общества друзей воздушного флота, а затем от Авиахима, назвал свой первый самолет «А. И. Рыков» в честь председателя этих организаций (председатель Совета Народных Комиссаров СССР в 1924—1930). Аббревиатура АИР (от А. И. Рыков) стала затем маркой семейства самолётов, в котором последним стал АИР-18 в 1937, когда Рыков был необоснованно репрессирован. Впоследствии вновь создаваемые самолёты Яковлева получали другие обозначения (см. в статье Як), а самолёты АИР в литературе стали именоваться как «Я». Но в 1966, ещё до официальной реабилитации Рыкова, Яковлев в своих книгах вернулся к прежнему наименованию своих ранних самолётов — АИР.

АК-1 — первый советский пассажирский самолет, спроектированный в Центральном аэрогидродинамическом институт под руководством В. Л. Александрова и В. В. Калинина. Высокоплан деревянной конструкции, крыло с полотняной обшивкой и подкосами из кольчуг-алюминиевых труб. Рассчитан на перевозку 2—3 пассажиров; с поршневым двигателем «Сальмсон» мощностью 125 кВт развивал скорость до 147 км/ч. При его разработке особое внимание уделялось обеспечению безопасности полётов — в аэродинамической трубе и на свободнолетающих моделях исследована устойчивость самолёта, впервые применены Нормы прочности для самолётов такого класса и т. д. Первый полет состоялся в 1924; в том же году самолёт под название «Латышский стрелок» был передан обществу «Добролёт», эксплуатировался на авиалинии Москва — Казань, а в 1925 участвовал в групповом перелете Москва — Пекин. См. рис. в таблице X.

академия гражданской авиации — высшее учебное заведение по подготовке командно-руководящих кадров для авиатранспортных предприятий и предприятий по выполнению авиационных работ. Основана в 1955 в Ленинграде как Высшее авиационное училище, реорганизовано в академию в 1971. Одним из организаторов и первым начальником училища был А. А. Новиков. Выпускники академии работают руководителями авиапредприятий и служб, командирами и членами экипажей воздушных лайнеров, авиадиспетчерами. Среди выпускников академии два Героя Советского Союза, один дважды Герой Социалистического Труда, 17 Героев Социалистического Труда. В составе академии (1991): факультеты — высших командных кадров; эксплуатации воздушного транспорта; заочного обучения по учебным планам командного факультета; 25 кафедр, научно-исследовательский сектор, 5 отраслевых лабораторий; учебно-лётный отдел, комплекс лётных и диспетчерских тренажёров, центр автоматизированного обучения. В 1990/1991 учебном году в академии обучалось около 4 тысяч слушателей, работало свыше 250 преподавателей, в том числе более 20 профессоров и докторов наук, 150 доцентов и кандидатов наук. Издаются (с 1957) Труды. Награждена орденом Ленина (1971).

Акашев Константин Васильевич (1888—1931) — советский военачальник, первый главком авиации. Звание пилота-авиатора получил после окончания лётной школы Дж. Б. Капрони в Италии, диплом инженера — по окончании Высшего училища аэронавтики в Париже (1914). С началом Первой мировой войны вступил добровольцем во французские военно-воздушные силы. В 1915 вернулся в Россию, но из-за революционного прошлого не был допущен в действующую армию и поступил на авиационный завод. 20 декабря 1917 (2 января 1918) А. назначен председателем Всероссийской коллегии по управлению воздушным флотом. В 1918 в качестве командира воздушными силами 5 й армии принимал участие в воздушных боях при взятии Казани, с декабря этого же года назначен начальником авиации и воздухоплавания Южного фронта. В 1922 участвовал в Международных авиационных конференциях в Лондоне и Риме, работал экспертом по воздушному флоту на Генуэзской конференции. Последние годы жизни был на руководящих должностях на авиационных заводах Ленинграда и Москвы. Необоснованно репрессирован; реабилитирован посмертно.

К. В. Акашев.



Акимов Георгий Владимирович (1901—1953) — советский учёный в области металловедения, основатель советской научной школы коррозионистов, член-корреспондент АН СССР (1939), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1943). После окончания Московского высшего технического училища (1926) научный сотрудник Центрального аэрогидродинамического института (1926—1932), затем профессор Московского института цветных металлов и золота (1930—1941), заведующий лабораторией физики металлов Всесоюзного института авиационных материалов (1932—1953), директор Института физической химии АН СССР (1949—1953). Создал теорию структурной коррозии металлов, исследовал коррозионную стойкость и разработал сплавы и методы защиты от коррозии в моторо-, самолёто- и судостроении. Член Американского общества металлов (США), Фарадеевского общества (Великобритания). Премия имени Д. И. 'Менделеева (1953). Государственная премия СССР (1943, 1945, 1946). Награждён 2 орденами Ленина, орденом Трудового Красного Знамени, медалями. Имя А. присвоено лаборатории коррозии металлов и сплавов Института физической химии АН СССР.

Соч.: Теория и методы исследования коррозии металлов, М.—Л., 1945.



Лит.: Розенфельд И. Л., Г. В. Акимов — основоположник учения о структурной коррозии металлов, в кн.: Проблемы коррозии и защиты металлов, М. 1956.

Г. В. Акимов.



аккерета формулы — формулы для расчёта коэффициентов давления ср, подъёмной силы суа и волнового сопротивления схва тонкого профиля в сверхзвуковом потоке (см. Аэродинамические коэффициенты). Получены в 1925 швейцарским учёным Я. Аккеретом (J. Ackeret). А. ф. имеют вид:

{{формула}}

где А  = (M2{{∞}}-1)-1/2, M{{}} — Маха число набегающего потока, а — угол атаки, {{ε}} + (x) и {{ε}}_(х) — углы наклона верхней и нижней поверхностей профиля в точке с координатой х, b — длина хорды профиля (формулы записаны в скоростной системе координат — см. Системы координат). Согласно А. ф. имеется локальная связь между коэффициентом давления и местным наклоном профиля; коэффициент подъёмной силы определяется значением угла атаки и не зависит от формы профиля; профиль любой формы в сверхзвуковом потоке обладает сопротивлением, которое не связано с силами вязкости в отличие от дозвукового обтекания идеальным газом, когда в соответствии с Прандтля — Глауэрта теорией сопротивление профиля равно нулю.

Явная зависимость коэффициента сопротивления от формы профиля позволяет формулировать и решать задачи оптимизации формы профиля для нахождения профилей минимального волнового сопротивления при определенных ограничивающих условиях. Например, при заданной максимальной толщине наименьшее сопротивление имеет ромбовидный профиль, при заданной подъёмной силе — профиль в виде плоской пластины.


1   ...   4   5   6   7   8   9   10   11   ...   170


©dereksiz.org 2016
әкімшілігінің қараңыз

    Басты бет