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



жүктеу 38.77 Mb.
бет9/170
Дата12.06.2016
өлшемі38.77 Mb.
1   ...   5   6   7   8   9   10   11   12   ...   170

А. ф. дают значения коэффициента подъёмной силы и сопротивления с учётом членов первого порядка малости. Для дальнейших уточнений можно использовать формулы А. Буземана, учитывающие члены второго порядка малости, и формулы советского учёного А. Е. Донова, учитывающие члены третьего и четвёртого порядков.

Лит.: Краснов Н. Ф., Аэродинамика, 3 изд.. ч. 1, М., 1980.

В. Н. Голубкин.

Аккуратов Валентин Иванович (р. 1909) — советский полярный навигатор, заслуженный штурман СССР (1967). Участник советско-финляндской и Великой Отечественной войн. Окончил курсы изыскателей воздушных трасс при Ленинградском институте путей сообщения (1934). высшие курсы полярных штурманов при Военно-воздушной академии Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1938, ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Работал штурманом в арктических экспедициях Гидрографического управления Главсевморпути в Карском море. С 1935 в полярной авиации. Участвовал в высадке И. Д. Папанина и его группы на Северный полюс (1937), поисках пропавшего самолёта С. А. Леваневского (1937—1938), в экспедиции И. И. Черевичного (1941), в первом пассажирском рейсе Москва — США — Москва (1941) и др. В 1949—1971 главный штурман полярной авиации. А. — создатель нового метода самолётовождения по так называем условным меридианам, автор учебника по навигации. Награждён 2 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, 4 орденами Трудового Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

Соч.: Лсд и пепел. Записки штурмана, М., 1984.

В. И. Аккуратов.

Акселерометр (от латинского accelero — ускоряю и греческого metr{{è}}o — измеряю) — прибор для измерения ускорений подвижных объектов. А. широко применяют на летательных аппаратах. Принцип действия А. основан на использовании законов инерции. Различают А. для измерения линейных и угловых ускорений, Наиболее распространённые А. для измерения линейных ускорений классифицируются: по характеру перемещения инерционной массы — на осевые и маятниковые; по принципу действия измерительной схемы — на непосредственного (прямого) и компенсационного измерения (с «электрической пружиной») и т. д. Электромеханический маятниковый компенсационный А. (см. рис.) — один из основных элементов инерциальных систем навигации.

Функциональная схема маятникового компенсационного акселерометра: 1 —инерционная масса; 2 — датчик перемещении; 3 — усилитель; 4 — датчик силы; {{ω}} — намеряемое ускорение; и — выходная величина.



активные системы управления — системы управления летательным аппаратом, предназначенные для снижения нагрузок на его конструкцию, уменьшения ускорений (перегрузок) в заданных его точках, а также для увеличения демпфирования упругих колебаний конструкций. Применение А. с. у. позволяет улучшить летно-технические характеристики летательных аппаратов за счёт, например, снижения требований к жёсткости конструкции (уменьшения массы летательного аппарата), увеличить критическую скорость флаттера, повысить ресурс конструкции, улучшить комфорт экипажа, пассажиров. Принципы действия А. с. у. и их структура выбираются исходя из решаемой задачи.

Системы снижения экстремальных нагрузок на крыло (рис. 1). Расчётными случаями экстремального нагружения крыла летательного аппарата являются манёвр и воздействия порывов ветра. Система снижения нагрузок при манёвре перераспределяет подъёмную силу (ПС) по размаху крыла таким образом, что при сохранении суммарной ПС изгибающие моменты в корневых и срединных сечениях крыла уменьшаются. Это перераспределение ПС осуществляется с помощью элевонов (Э), гасителей подъемной силы, закрылков. Выбор органов управления (ОУ), используемых в этих системах, определяется режимом полёта, влиянием скоростного напора и угла атаки на эффективность органов управления, конструктивными особенностями использования ОУ в системе снижения нагрузок и т. п. Управляющие сигналы формируются с помощью датчика линейных ускорений (ДЛУ) или датчика отклонения рычага управления (РУ). Включаемые в систему фильтры (Ф) в первом случае служат для подавления сигналов, вызываемых упругими колебаниями конструкции, во втором — для сглаживания переходных процессов изменения ПС при отклонении ОУ на крыле и изменении угла атаки. Эффективное (на 10—20%) снижение максимальных значений изгибающих моментов в корневых и срединных сечениях крыла большого удлинения обеспечивается с помощью расположенных в концевых частях крыла элевонов и гасителей ПС. При этом скорости отклонения ОУ практически не отличаются от обычно используемых при управлении самолётом. Для эффективного снижения максимальных нагрузок, возникающих при порывах ветра, может быть использована та же система, но без канала РУ и с увеличенным до 100{{°}}/с и более скоростями отклонения ОУ. Компенсация моментов по тангажу, возникающих при отклонении элевонов, осуществляется рулём высоты (РВ).

Системы снижения нагрузок от воздействия атмосферной турбулентности (рис. 2). Системы этого типа предназначены для уменьшения усталостных повреждений конструкции летательного аппарата от знакопеременный нагрузок, возникающих при болтанке. В этом случае основная часть нагрузок в сечениях крыла сосредоточена в диапазоне частот, включающем области частоты {{ω}}кп короткопериодического движения летательного аппарата (см. Продольное движение) и частоты {{ω}}изг первого тона изгибных колебаний крыла. В соответствии с этим А. с. у. содержит 2 контура, имеющих общие ОУ — симметрично отклоняемые элевоны. первый контур, включающий расположенный на фюзеляже ДЛУ1 и корректирующий фильтр Ф1, способствует снижению нагрузки в области частоты {{ω}}кп [в области от 0 до (2—3) {{ω}}кп]. второй контур, включающий ДЛУ2 на концах крыла и корректирующий фильтр Ф2, работает в области частоты {{ω}}изг и используется для демпфирования изгибных колебаний. Совместная работа обоих контуров обеспечивает во всём рабочем диапазоне частот значительное уменьшение спектральной плотности изгибающего момента, особенно в области её больших значений. Для обеспечения устойчивости и управляемости самолётов на РБ подаётся компенсирующий сигнал. Системы такого типа на дозвуковом неманёвренном самолёте позволяют снизить усталостные повреждения крыла от воздействия болтанкн в 3—5 раз при обычных параметрах системы (относительная площадь элевонов 2—3%, углы отклонения 3—5{{°}}, скорость отклонения 30—50{{°}}/с). При соответствующем увеличении углов и скоростей отклонения элевонов эта система может использоваться как комплексная система снижения экстремальных нагрузок и нагрузок от воздействия атмосферной турбулентности.

Системы снижения местных ускорений при полётев турбулентной атмосфере (ССМУ). ССМУ (рис.3) используются для улучшения комфорта экипажа и пассажиров. Их структуры и рабочие диапазоны частот определяются в основном геометрическими размерами и массой летательного аппарата. На манёвренных самолётах основной вклад в возникающие при болтанке ускорения вносит колебательное движение летательного аппарат как целого в области частот от 0 до (2—3){{ω}}кп. Для дозвуковых неманёвренных самолётов вклады этих колебаний и упругих колебаний его конструкции соизмеримы. Для многорежимных неманёвренных самолётов с крылом малого удлинения или с развитой центропланной частью ускорение в месте расположения лётчика определяется в основном упругими колебаниями конструкции. В соответствии с этими крайними случаями существуют два типа ССМУ. В ССМУ первого типа используются способы, основанные на компенсации порывов ветра с помощью органов непосредственного управления аэродинамическими силами. В этих системах используются флапероны (Фл), управляемые пропущенным через корректирующий фильтр сигналом ДЛУ. Т. к. диапазон рабочих частот системы включает частоту {{ω}}кп, необходимы специальнst меры по компенсации влияния ССМУ на устойчивость и управляемость самолёта. Это достигается, например, введением в ССМУ сигнала отклонения РУ. пропущенного через «модель» самолёта. Если характеристики самолёта и модели достаточно близки, то в управляемом движении отклонения Фл малы. В случае, когда ускорения в месте расположения экипажа определяются упругими колебаниями конструкции фюзеляжа, наиболее эффективной является ССМУ с дополнительными аэродинамическими поверхностями, расположенными близко к этому месту. Здесь управление также производится по сигналам ДЛУ. Корректирующий фильтр выполняет две функции — выделяет в управляющем сигнале полосу частот, в которой находится пик спектральной плотности ускорения, и формирует необходимые для создания демпфирующих сил фазовые характеристики системы. ССМУ такого типа снижают нормальные и боковые перегрузки в месте размещения экипажа в 2,5—3 раза.

Системы повышения критической скорости флаттера (СПКСФ). Многообразие форм флаттера требует разработки различных структур системы повышения его критической скорости. Одними из основных задач при построении СПКСФ (рис. 4) являются выбор типа и места расположения датчиков для выделения сигналов упругих колебаний, определяющих критическую скорость флаттера, а также эффективных ОУ. Исполнительные элементы системы должны иметь высокое быстродействие и сохранять высокие динамические характеристики при малых входных сигналах. Например, в системе подавления изгибно-крутильного флаттера крыла неманёвренного самолёта (частота 2,4 Гц) используются по 2 ДЛУ на каждой половине крыла. Сигналы с ДЛУ через корректирующие фильтры подаются на флапероны и элевоны. Такая СПКСФ обеспечивает подавление флаттера этого типа при скорости полёта V1 на 40% превышающей критическую скорость Vкр флаттера у самолёта без системы, хотя несколько уменьшает декремент колебаний на частоте 2,8 Гц. В СПКСФ крыла с подвесными элементами (подвеской) ОУ могут располагаться на подвеске. Управление осуществляется сигналом разности двух ДЛУ, установленных на концах подвески. Такая система также повышает Vкр примерно на 40%. А. с. у. используются на самолётах Ил-96-300 и Эрбас индастри А320.

Ю. Г. Живов.

Рис. 1. Распределение подъёмном силы по крылу летательного аппарата (а) при использовании системы снижения экстремальных нагрузок (кривая 1) и без системы (кривая 2) и структурная схема (б) системы.

Рис. 2. Система снижения нагрузок от воздействия атмосферной турбулентности: а — расположение датчиков и структурная схема системы; б — спектральная плотность f изгибающего момента у самолёта с системой (кривая 1) и без неё (кривая 2).

Рис. 3. Системы снижения местных ускорений: I — расположение ОУ и ДЛУ; II — спектральные плотности f вертикального ускорения в месте расположения экипажа для самолёта с ССМУ (кривая 1) и без неё (кривая 2); III — структурные схемы ССМУ манёвренного (а) и неманёвренного (б) самолётов.

Рис. 4. Системы повышения критической скорости флаттера крыла (а) и крыла с подвеской (б): I — схемы расположения ДЛУ и ОУ; II— структурные схемы систем; III — зависимости декремента {{δ}} колебаний от V/Vкр; кривые 1 — для самолёта с СПКСФ, кривые 2 — без СПКСФ (сплошные кривые — частота колебаний 2,4 Гц. штриховые — 2,8 Гц).

активный участок — участок траектории полёта ракеты-носителя, воздушно-космического самолёта и т. п. летательные аппараты с работающими двигателями. В конце А. у. достигаются заданные скорость и высота полёта и в большинстве случаев запускаемый объект выходит на заданную траекторию полёта. Если место старта расположено так, что невозможно вывести объект на траекторию без выключения двигателей, то полёт состоит из нескольких А. у., чередующихся с пассивными участками, на которых двигатели не работают. Протяжённость А. у. зависит от энергетических характеристик летательного аппарата, а также от законов управления вектором тяги и аэродинамическими силами.

акустика авиационная (от греческого akustik{{ó}}s — слуховой) — раздел науки, посвящённый изучению возникновения, распространения и воздействия шума, возникающего при эксплуатации летательного аппарата, и находящийся на стыке аэродинамики, акустики и динамики упругих конструкций. А. а. подразделяется на аэроакустику и структурную акустику летательного аппарата. Аэроакустика изучает проблемы аэродинамической генерации звука, акустики движущейся среды, взаимодействия звука с потоком и методы снижения акустических шумов аэродинамического происхождения; структурная акустика изучает распространение звука по конструкциям летательного аппарата, излучение звука этими конструкциями, процессы формирования звуковых полей в замкнутых объёмах (салонах, кабинах, приборных отсеках летательного аппарата) и методы ослабления их интенсивности.

Выделение А. а. в самостоятельный раздел науки произошло в 60 х гг. XX в. в связи с необходимостью решения задач по снижению шума летательного аппарата до уровней, обеспечивающих нормальную жизнедеятельность людей, а также работоспособность систем и оборудования и выносливость конструкции аппарата. Потребность в увеличении грузоподъёмности летательных аппаратов и скорости их полёта привела к увеличению тяги силовых установок, в результате чего резко возросла звуковая мощность, создаваемая аппаратами. Увеличение интенсивности эксплуатации самолётов гражданской авиации (увеличение числа взлётов и посадок в аэропортах) привело к тому, что в зонах размещения аэропортов жители оказались под неблагоприятным воздействием высоких уровней шума. Шум в салонах и кабинах летательных аппаратов создаёт значительные неудобства для пассажиров самолётов и вертолётов, вызывая их утомляемость, снижает работоспособность экипажей. Борьба с шумом в авиации стала частью общей программы борьбы человечества за чистоту окружающей среды. Интенсивные акустические нагрузки на летательный аппарат являются причиной повреждений элементов их конструкции и выхода из строя оборудования. Поэтому акустические характеристики в ряде случаев определяют параметры и схему летательного аппарата, параметры и тип его силовой установки.

Решение задач А. а. осуществляется путём комплексного выполнения ряда мероприятий с учётом технических возможностей и экономических затрат. Основное внимание уделяется снижению шума в источнике, выбору рациональной с точки зрения акустики компоновки аппарата, применению методов снижения шума по пути его распространения. На рисунке в качестве примера показана взаимосвязь между летно-техническими характеристиками самолёта с заданными дальностью и полезной нагрузкой и шумом, создаваемым самолётом на местности (уровни шумов приведены в единицах EPN дБ — субъективная оценка авиационного шума на местности). Большую роль в снижении шума в районе аэропортов играет рациональная организация воздушного движения, выбор мало шумных траекторий взлёта и посадки летательных аппаратов.

Основными шума источниками летательного аппарата являются аэрогазодинамические потоки в силовой установке (см. Шум двигателя), воздушный поток, обтекающий аппарат, и газовые потоки бортовых систем оборудования. Т. о., аэроакустика в основном имеет дело со звуком, создаваемым аэродинамическими силами и возмущениями, которые возникают в самом потоке. Поскольку образование аэродинамического шума является следствием перехода энергии от вихревых возмущений к акустическим колебаниям, то успешное решение задач аэроакустики во многом связано с достижениями аэродинамики нестационарных течений, и в особенности турбулентных потоков.

Впервые теоретические вопросы генерации звука при движении потоков жидкости были рассмотрены в классической работе Дж. У. Рэлея «Теория звука» (1877). Практическое применение аэроакустика получила позднее, после выхода работ учёных: Л. Я. Гутина о шуме вращения винта (1936), Е. Я. Юдина о вихревом шуме стержней (1944), Д. И. Блохинцева по акустике движущейся среды (1946) и М. Д. Лайтхилла о шуме турбулентных струй (1952—1954). В дальнейшем появилось много работ, развивающих идеи этих учёных, которые позволили значительно продвинуть знания в области аэроакустики.

Уравнение Блохинцева, которое описывает распространение звука в неоднородном стационарном потоке, явилось отправным пунктом при рассмотрении генерации звука потоком. В 1975 английским учёным М. Хоу был получен неоднородный аналог этого уравнения, в котором правая часть указывает, что генератором звука в потоке служат вихри и неоднородности энтропии. Обобщённое уравнение Блохинцева (иногда его называют уравнением Блохинцева — Хоу) позволяет с общих позиций подойти к решению задач аэроакустики, учесть не только источники и распространение звука в движущейся среде, но и взаимодействие звука с неоднородным потоком, что совсем не учитывалось в предшествовавших теориях. Из этого уравнения при малых Маха числах как частный случай получаются известные уравнения теории Лайтхилла для шума турбулентного потока.

Структурная акустика в основном изучает звук, генерируемый колеблющимися конструкциями летательного аппарата, силовой установкой, турбулентным пограничным слоем, образующимся на поверхности аппарата в полёте, и бортовыми системами. Силовая установка вызывает колебания конструкции либо непосредственно звуковыми волнами, распространяющимися через окружающую среду, либо упругими волнами, обусловленными механическими колебаниями самой установки и распространяющимися по конструкции. Колебания конструкции, находящейся под действием турбулентного пограничного слоя, обусловлены пульсациями давления, возникающими на поверхности аппарата. Агрегаты систем и оборудования также вызывают вибрации элементов конструкции летательного аппарата и непосредственно сами создают шум.

Многообразие источников авиационного шума и путей передачи его в летательный аппарат вызвало интенсивное развитие исследований распространения звуковых волн в слоистых диссипативных средах и упругих волн в конструкциях, излучения звука конструкциями и акустических полей в кабинах и отсеках аппарата. Первые исследования представляют собой развитие традиционных тематических направлений классической акустики, а последние два сформировались в структурной акустике летательного аппарата. Теоретические исследования по этим направлениям базируются на анализе известных уравнений динамики упругих систем (пластин, оболочек, стержней и др.) и волнового уравнения для сред с различными параметрами. Для большого числа задач структурной акустики при известных параметрах конструкции и материалов может быть составлена замкнутая система уравнений, описывающих распространение волн и излучение звука. Точное решение этих задач можно получить только для идеальных ситуаций, поэтому в структурной акустике летательного аппарата существенную роль играют эксперимент и упрощенные теоретические подходы, при которых рассматриваются идеализированные модели упругих систем, что позволяет выявить основные закономерности в распространении упругих волн, колебаниях и акустическом излучении элементов конструкции.

Хотя решение ряда основных задач А. а. еще далеко от завершения, но в инженерной практике уже получены обнадёживающие результаты, позволившие создать методы расчёта характеристик основных источников шума летательного аппарата, разработать мероприятия по снижению шума методом активного воздействия на процесс шумообразования и применением пассивных способов снижения уже образовавшегося шума, т. е. использованием звукопоглощающих материалов, вибропоглощающих покрытий (см. также Звукоизоляция салонов, Шумоглушитель силовой установки). Это позволяет создавать летательные аппараты с акустическими характеристиками, удовлетворяющими требованиям Норм шума летательного аппарата. Нормы ограничивают допустимый шум, создаваемый самолётами и вертолётами на местности, и шум в салонах и кабинах летательного аппарата. Шум на местности регламентируется международными стандартами Международной организации гражданской авиации, поэтому на международных авиалиниях предпочтение отдают тем самолётам, которые имеют сертификат по шуму. Т. о., выполнение норм по шуму пассажирскими самолётами и вертолётами является необходимым условием их успешной эксплуатации.

Опытное конструкторское бюро и научно-исследовательский институт отечественной промышленности и гражданской авиации проводят работу по снижению шума летательного аппарата. В результате были значительно снижены уровни шума самолётов на местности и все выпускаемые пассажирские самолёты удовлетворяют международным нормам по шуму и имеют сертификат по шуму. Уровни шума в кабине отечественных пассажирских самолётов также значительно снижены, и все выпускаемые самолёты удовлетворяют отечественному стандарту по шуму в салоне.



Лит.: Квитка В. Е., Мельников Б. Н., Токарев В. И., Нормирование и снижение шума самолетов и вертолетов, Киев, 1980; Мунин А. Г., Кузнецов В. М., Леонтьев Е. А., Аэродинамические источники шума, М., 1981; Международные стандарты и рекомендуемая практика. Охрана окружающей срелы. Приложение 16, т, 1, Авиационный шум, ИКАО, Монреаль, Канада, 1981. Авиационная акустика, под ред. А. Г. Мунина. ч. 1—2. М., 1986.

А. Г. Мунин.

Взаимосвязь параметров самолета и его шума при взлёте (при постоянных полётной нагрузке и тяге двигателей).



акустическая нагрузка — силовое воздействие на конструкцию, проявляющееся как звуковое давление на ее поверхность, которое возникает при колебаниях в диапазоне звуковых частот возмущённой воздушной (газовой) среды, окружающей летательный аппарат. Область пространства, в которой возникают колебания воздушной среды, называется акустическим полем (см. Звуковое поле). Физическая природа акустических полей связана с газодинамическими процессами в воздушном потоке: пульсациями скорости и давления на границах реактивной струи двигателя; пульсациями давления в турбулентном пограничном слое; срывом потока и другими его возмущениями. А. н. может характеризоваться как уровнем звука (в Па), так и интенсивностью звука (в Вт/м2). Уровень интенсивности звука L1 и уровень звукового давления Lp (в дБ) определяются по формулам: L1  = 10{{lg}}J{{∆}}f/J0, Lp  = 20{{lg}}p{{∆}}f/p0, где J{{}}f — интенсивность звука в полосе частот {{∆}}f, p{{}}f — среднеквадратичное давление также в полосе частот {{∆}}f; J0 = 10-12 Вт/м2 и р0 = 2*10-5 Па — соответственно пороговая интенсивность звука и пороговое звуковое давление. А. н. по характеру изменения представляет собой случайный процесс с непрерывным спектром частот в диапазоне 20—20000 Гц, но практический интерес для авиационных конструкций имеет более узкий диапазон 20—2000 Гц. При расчётах напряжений в конструкции А. н. характеризуется спектрами звукового давления в полосе частот 1 Гц; L  = L1-10{{lg}}, f; f равна октавной полосе (f  = f2-f1; f2/f1  = 2; f1,f2 — нижние и верхние частоты полосы) или 1/6, 1/3, 1/2 её доли.

Кроме спектральной характеристики, оценку звукового давления производят по суммарному уровню звукового давления:

{{LE = I01g$fV'IL < d/,}}

где fв и fн — верхние и нижние границы полосы частот звуковых колебаний. Как всякий случайный процесс, А. н. характеризуется плотностями распределения мгновенных значений и пиков, авто- и взаимокорреляционными функциями.

На летательных аппаратах суммарные уровни звукового давления могут достигать 160—165 дБ при работе двигателей на взлётном режиме, 160—168 дБ при срывах потока и 140—145 дБ в пограничном слое. В полёте интенсивность акустических возмущений реактивной струи двигателя снижается вследствие уменьшения ее скорости относительно набегающего потока, но при этом возрастают возмущения от турбулентности воздушного потока, обтекающего летательный аппарат, значения которых пропорциональны скоростному напору: p  = kq, где k = 0,002—0,006 — коэффициент пропорциональности, q — скоростной напор.

А. И. Панкратов.

акустическая усталость — усталость элементов авиационных конструкций, возникающая при воздействии на летательный аппарат акустической нагрузки. Проблема

1   ...   5   6   7   8   9   10   11   12   ...   170


©dereksiz.org 2016
әкімшілігінің қараңыз

    Басты бет