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

Для повышения живучести конструкции ширина листов О. в сечении крыла выбирается из условия допускаемого разрушения одного из листов без потери общей прочности крыла. В высокоресурсных конструкциях по длине крыла стремятся максимально сократить число стыков, имеющих значительно меньший ресурс в сравнении с основным полотном О. Масса О. крыла составляет около 25—50% его общей массы, поэтому с целью улучшения весовых характеристик производится механическое или химическое профилирование листов и панелей по толщине в допустимых прочностью пределах.

Толщина О. фюзеляжа выбирается в зависимости от действующей нагрузки. При этом учитывается, что верхняя зона О. воспринимает растягивающие усилия всей площадью О. и стрингеров, а нижняя зона — сжимающие нагрузки только частью О., присоединённой к стрингерам, длиной l = 30{{}} (где {{}} — толщина О.). В герметичном фюзеляже (см. Гермокабина) толщина О. выбирается с учётом внутреннего избыточного давления. Для обеспечения необходимого ресурса гермокабины используются алюминиевые листы, прессованные и фрезерованные панели повышенной чистоты из высокоресурсного сплава. Для повышения живучести конструкции фюзеляжа на О. высокоресурсных гермокабин часто применяются ленты-стопперы, являющиеся остановителями трещин (рис. 4). Ленты устанавливаются по всему периметру фюзеляжа (под шпангоутами или между ними).

В. К. Рахилин.

Рис. 1. Нагрузки, действующие на обшивку крыла самолёта: M_изг — изгибающий момент; M_кр — крутящий момент; Q — перерезывающая сила; {{}} — нормальные напряжения; {{}}_Q1, {{}}_Q2 — напряжения сдвига; {{}}_Mкр — напряжения от крутящего момента.

Рис. 2. Монолитная фрезерованная панель.

Рис. 3. Трёхслойная обшивка: 1 — верхняя обшивка; 2 — заполнитель; 3 — нижняя обшивка; а — сотовый заполнитель; б — пористый заполнитель; в — гофрированный заполнитель.

Соч.: Тогда, в 42-м ..., М., 1977; Преодоление, М., 1982; Испытание огнем, 2 изд., М., 1983.

М. П. Одинцов.

В. А. Окулов.

Ф. Ф. Опадчий.

Е. М. Оппман.

Для квазиустановившегося полёта с помощью исследования экстремумов функций многих переменных определяется локально О. у. или программа полёта (с целью минимизации километрового расхода топлива в горизонтальном полёте на постоянной высоте и при постоянной скорости, минимизации скорости снижения при планировании и т. п.), которые затем можно использовать при интегрировании уравнений движения для получения интегральных лётных характеристик. Для построения оптимальных программ набора высоты и снижения широкое применение получил энергетический метод. В этом методе в качестве независимой переменной используется удельная энергия летательного аппарата, что упрощает постановку и численное решение задач оптимального перехода от одного уровня энергии к другому по критериям минимума времени, расхода топлива и т. п. При использовании энергетического метода обычно предполагается, что проекция инерционных сил на нормаль к траектории мала. Решения, получаемые на основе энергетического метода, задают фиксированную программу полёта в плоскости скорость — высота, при помощи которой, однако, нельзя удовлетворить произвольным краевым условиям. Предложенный американским учёным А. Миеле (Миле; A. Miele) метод, основанный на использовании преобразования криволинейного интеграла вдоль траектории в интеграл по площади (формула Грина), позволяет в рамках допущений энергетического метода построить для двумерных задач оптимальные законы управления движением летательного аппарата при перелётах из заданных начальных в заданные конечные условия полёта.

Для решения задач О. у. в неустановившемся полёте широко используется принцип максимума и различные прямые методы. Трудность применения принципа максимума, задающего необходимые условия оптимальности, связана с решением двухточечной краевой задачи для дифференциальных уравнений движения и уравнений в сопряженных переменных. При использовании прямых методов обычно достаточно просто достигается удовлетворение краевых условий, однако в итерационной процедуре могут возникнуть трудности обеспечения сходимости к искомому решению.

Практическая реализация О. у., приводящего к повышению топливной и экономической эффективности летательного аппарата, становится возможной при использовании бортовых цифровых вычислительных машин.

Наибольшее распространение получили прямотеневой, теневой и интерференционный методы исследования. Для изучения газовых потоков прямотеневой метод исследования впервые применил чешский учёный В. Дворжак в 1880, теневой метод исследования — немецкий учёный А. Тёплер в 1867, интерференционный метод исследования независимо друг от друга предложили и использовали немецкие учёные Л. Цендер в 1891 и Л. Мах в 1892. В основе всех методов лежит принцип просвечивания пучком световых лучей 2 (рис. 1) от внешнего источника 1 исследуемой области потока 3. При отсутствии возмущений в области 3 отдельный световой луч 4 пучка проходит по заданному направлению под углом {{}} к оси (на рис. {{}} = 0), достигает экрана (фотоплёнки) 5 в точке А со значением фазы {{}} световой волны. При наличии локальных изменений показателя преломления n среды в области 3 на пути луча 4 он изменяет своё направление на 4', выходит из области 3 под углом {{}}₁ и достигает экрана в точке A₁, со значением фазы {{}}₁, что приводит к изменению местной освещённости экрана (значений амплитуды рабочей световой волны). При этом характерными величинами, регистрируемыми прямотеневым, теневым интерференционными методами, являются смещения лучей {{}}A = A₁ — А, отклонения {{}} = {{}}₁ — {{}}, изменения фазы волн {{}} = {{}}₁ — {{}}. Характер перераспределения освещённости экрана во всех случаях обеспечивает надёжный качественный анализ картины течения (рис. 2). Для определения плотности среды применяют интерференционный и теневой методы: по зафиксированным на изображениях изменениям освещённости находят {{}} и {{}}; полученные значения используют для определения местных значений показателя преломления n среды; в заданных точках потока рассчитывают плотность {{}} по формуле n-1 = k{{}} где k — так называемый коэффициент Гладстона — Дейла. Для изоэнтропических течений по газодинамическим уравнениям с использованием найденных значений {{}} могут быть рассчитаны давление, температура, скорость и Маха число. О. м. и. т. наиболее эффективно применяют в аэродинамических трубах с транс- и сверхзвуковыми потоками, так как в этих случаях становится заметной сжимаемость и возникают местные изменения плотности и показателя преломления среды. О. м. и. т. можно применять также в аэродинамических трубах с до- и гиперзвуковыми потоками при некоторой доработке методики и приборов. С 1960—1970 х гг. для этой цели используют лазеры и голографию. См. также Спектральные методы исследования.

Рис. 1.

Был также разработан главный редуктор Р-26 для вертолёта Ка-26. Во второй половине 70 х гг. были созданы опытные образцы авиационных роторно-поршневых двигателей мощностью 294 кВт. Проводились исследования и разработки по авиационным поршневым двигателям воздушного охлаждения нового поколения в широком диапазоне мощности от 29,4 до 331 кВт для сверхлёгких летательных аппаратов, мотодельтапланов, а также для спортивно-акробатических, учебно-тренировочных и других легких самолётов. В 1960—1973 главным конструктором ОКБМ был И. М. Веденеев, с 1973 — А. Г. Баканов.

Л. А. Орбели.

Аэродинамические О. у. (рули высоты и направления) применялись также на дирижаблях.

Б. А. Орлов.

{{формула}}

где V — вектор скорости, р — давление, {{}} — плотность,  — кинематическая вязкость, x — декартова координата, совпадающая с направлением скорости V{{_}} набегающего потока, {{}} — оператор Лапласа. О. у. решаются при тех же граничных условиях, что и уравнения Навье — Стокса. Вблизи обтекаемой поверхности инерционные члены, стоящие в левой части уравнения, много меньше вязких, однако на достаточно больших расстояниях от неё инерционные члены имеют одинаковый порядок с вязкими или превышают их, поскольку на бесконечности они затухают медленнее. Опущенные инерционные члены, которые обусловливают математические трудности при решении задачи из-за их нелинейности, всюду меньше вязких. Таким образом, О. у. равномерно точно описывают всё поле течения. Несмотря на линейность, О. у. достаточно трудны для интегрирования и неизвестны их аналитические решения в замкнутой форме. Аналитические решения всех рассмотренных задач получены приближенными методами; сравнение аналитических решений с данными экспериментов и численного интегрирования уравнений Навье — Стокса указывают на их применимость при Re < l. Численное решение О. у. даёт приемлемые результаты и при Re > l (см., например, Осеена формула). О. у. можно интерпретировать также как уравнения, описывающие асимптотику внешних течений на больших расстояниях от обтекаемого тела при любых значениях Re (например, течение в следе аэродинамическом).

В. А. Башкин.

Осеена формула сопротивления цилиндра — формула, определяющая силу сопротивления X на единицу длины кругового цилиндра, движущегося с постоянной скоростью V в покоящейся вязкой несжимаемой жидкости при малых Рейнольдса числах Re < < l:

{{формула}}

Здесь d — диаметр цилиндра, {{}} — плотность жидкости, c_x — коэффициент сопротивления на единицу длины цилиндра (см. Аэродинамические коэффициенты). Из О. ф. следует, что X{{}}V, то есть сила сопротивления пропорциональна скорости, а не её квадрату, как это имеет место при умеренных и больших числах Рейнольдса. О. ф. была выведена английским учёным Г. Ламбом (1911) в результате приближенного решения Осеена уравнений. В последующие годы были получены аналитические решения этой задачи в более высоких приближениях; сходимость к точному решению очень медленная и носит осциллирующий характер. Сравнение результатов расчётов по О. ф. и численном интегрирования уравнений Осеена и Навье — Стокса с экспериментальными данными показывает (см. рис.), что она обеспечивает приемлемую точность при Re < l. Если в Навье — Стокса уравнениях полностью пренебречь инерционными силами, то решение этих уравнений, называемых уравнениями Стокса, для рассматриваемой задачи не существует — так называемый парадокс Стокса.

Лит.: Ван-Дайк М., Методы возмущений в механике жидкости, пер. с англ., М., 1967.

Зависимость c_x цилиндра от Re. Кривые получены: 1 — по формуле Осеена; 2 — численным интегрированием уравнений Осеена; 3 — в эксперименте; условные значки — результаты численного интегрирования уравнений Навье—Стокса разными авторами.