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

Одной из наиболее важных задач теории О. т. является изучение сверхзвукового обтекания кругового конуса (см. Коническое течение). На основе решения этой задачи проводятся численные и приближенные аналитические расчёты обтекания заострённых тел вращения. На практике часто используется приближенный метод касательных конусов, согласно которому давление на теле вращения полагается равным давлению на конусе, касающемся поверхности тела в данной точке. Для оценки распределения давления на телах вращения в гиперзвуковом потоке и решения задач оптимизации применяются формула Ньютона и её модификации, а также формула Ньютона — Буземана (см. Ньютона теория обтекания). Задача гиперзвукового обтекания тонкого осесимметричного тела, согласно так называемому закону плоских сечений, эквивалентна одномерной нестационарной задаче о движении газа, вызванного расширением бесконечного кругового цилиндра со скоростью, пропорциональной углу наклона образующей тела (см. Гиперзвуковое течение).

При сверхзвуковом обтекании тела вращения с затупленной носовой частью за отсоединённым скачком уплотнения возникает смешанное течение, для расчёта которого разработаны эффективные численные методы (метод интегральных соотношений А. А. Дородницына — О. М. Белоцерковского, метод сеток, метод установления и другие). Для расчет сверхзвукового О. т. около тел, в соплах и струях применяется характеристик метод, имеющий много общего с методом характеристик для плоских течений. В плоском и осесимметричном случаях уравнения характеристик в физической плоскости совпадают, однако между ними имеется различие в плоскости годографа, где уравнения характеристик О. т. не интегрируются в конечном виде.

Использование осесимметричных (в том числе конических) сопел в гиперзвуковых аэродинамических трубах имеет преимущество по сравнению с плоским (профилированным) соплом, так как при одинаковом отношении линейных размеров выходного и критических сечений за счёт большего отношения площадей с помощью осесимметричного сопла удаётся получить в рабочей части поток с большим Маха числом. Однако существенный недостаток конических сопел заключается в том, что они дают неоднородный (расходящийся) гиперзвуковой поток. Это затрудняет моделирование обтекания тел однородным потоком и делает необходимым введение поправки на коничносгь течения.

Соч.: От Черного к Белому морю, Ростов н/Д., 1938.

П. Д. Осипенко.

Осипов Василий Николаевич (р. 1917) — советский лётчик, майор, дважды Герой Советского Союза (1942, 1944). В Советской Армии с 1937. Окончил Чкаловское военное авиационное училище (1940), Высшую офицерскую лётно-тактическую школу (1949). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком, командиром звена, командиром эскадрильи бомбардировочного авиаполка. Совершил около 400 боевых вылетов. После войны на командных должностях в ВВС. Награждён орденом Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденами Александра Невского, Отечественной войны 1 й степени, медалями. Бронзовый бюст в Санкт-Петербурге.

Лит.: Федоров Г. Ф., Взлет продолжается, в его кн.: О твоем отце, М., 1965; Локшин В. С., Самойлов С. С., Боевое счастье, в их кн.: Шесть золотых звезд, М., 1976.

Осоавиахим, Общество содействия обороне, авиационному и химическому строительству, — массовая добровольная общественная организация граждан СССР, существовавшая в 1927—1948; объединение Авиахима и Общества содействия обороне. Основные задачи: содействие укреплению обороноспособности страны, распространение авиационных и других военных знаний среди населения.

В конце 20 х гг. О. выступил инициатором многих крупных по своему значению перелетов, создания серии легкомоторных самолетов для массового обучения трудящихся авиационному делу. Во многих городах создавались аэроклубы. В Москве был открыт Центральный аэроклуб СССР. Переход к аэроклубной системе подготовки авиационных кадров без отрыва от производства способствовал значительному увеличению числа пилотов, обученных в оборонном обществе. В начале 30 х гг. началось развитие парашютизма, массовое развитие получили планеризм и авиамоделизм. К 1941 аэроклубы О. подготовили 121 тысяч лётчиков, 122 тысяч парашютистов, 27 тысяч планеристов. В 1948 вместо О. были образованы 3 самостоятельных общества — ДОСАВ, ДОСАРМ и ДОСФЛОТ. Награждён орденом Красного Знамени (1947).

По степени опасности различаются следующие О. с.: усложнение условий полёта, сложная ситуация, аварийная ситуация, катастрофическая ситуация. Последствия О. с. невозможно заранее предсказать, так как они зависят от множества факторов, влияющих на исход полёта.

П. М. Остапенко.

И. В. Остославский.

В воздушном праве принято выделять: ответственность авиаперевозчика перед пассажирами и грузовладельцами; ответственность авиапредприятия или самостоятельного аэропорта перед владельцем воздушного судна за нарушение обязательств по наземному обслуживанию судна; ответственность авиапредприятия перед собственным персоналом; ответственность владельца воздушного судна и других лиц (владельцев, аэропортов, органов УВД и изготовителей авиатехники) перед третьими лицами. По договору воздушные перевозки — внутреннему или международному — перевозчик отвечает за причинение вреда жизни и здоровью пассажира; за просрочку в доставке пассажира, багажа, груза; за утрату, недостачу или повреждение багажа, груза.

Ответственность может возникать не только при нарушении обязательств по перевозке, но и при иных направленных на её обеспечение обязательств, предусмотренных в соглашениях авиапредприятий с владельцами аэропортов и топливно-заправочных организаций по наземному обслуживанию воздушных судов.

При осуществлении воздушных перевозок и полётов вред может быть причинён также лицам, находящимся в трудовых отношениях с авиаперевозчиком, и посторонним гражданам и организациям (третьим лицам). В большинстве стран ответственность авиапредприятий перед авиаперсоналом регламентируется общими нормами гражданского права о возмещении работодателем вреда, причинённого жизни или здоровью рабочих и служащих при использовании ими своих трудовых (служебных) обязанностей.

Ответственность перед третьими лицами возникает при причинении ущерба воздушным судном на поверхности вследствие столкновения в воздухе с другим воздушным судном или иными предметами, воздействия шума, звукового удара, иных явлений, связанных с эксплуатацией воздушного судна. Частично вопросы такой ответственности рассматриваются в Римской конвенции 1952.

Главные организационно-технологические принципы ОСТПП: комплексная стандартизация методов организации и управления процессом технологической подготовки производства (ТПП); организация производства на основе рациональных параметрических и типоразмерных рядов изделий и средств технологического оснащения; обеспечение высокого уровня технологичности конструкций изделий на основе унификации, агрегатирования, преемственности конструкций, использования рациональных конструктивных решений, материалов и методов изготовления; унификация, агрегатирование и комплексная стандартизация всех видов технологического оснащения, в первую очередь переналаживаемой оснастки, агрегатного оборудования и средств механизации и автоматизации производственных процессов; типизация технологических процессов изготовления однотипных объектов производства на основе их классификации и группирования по однородным конструктивно-технологическим признакам; комплексная механизация и автоматизация производственных процессов и инженерно-технических работ; комплексная стандартизация методов автоматизированного решения типовых задач.

ОСТПП предусматривает применение Единой системы классификации и кодирования технико-экономической информации (ЕСКК), Единой системы технологической документации (ЕСТД), Единой системы конструкторской документации (ЕСКД).

Главные задачи ОСТПП: формирование отраслевых фондов документации на типовые технологические процессы и централизованное обеспечение предприятий этой документацией; развитие специализации проектирования и производства средств технологического оснащения предприятий и организация отраслевых баз проката этих средств; установление базовых показателей технологичности конструкций специфичных изделий; разработка отраслевой нормативной документации по организации и управлению ТПП на основе положений Единой системы ТПП с учётом видов изделий и типов производств при максимальном использовании современных средств вычислительной техники.

Особое значение имеет автоматизация решения комплекса задач ТПП, объединяющего в единую отраслевую интегрированную систему геометрическую и технологическую увязку деталей, узлов, агрегатов; проектирование технологических процессов; проектирование технологической оснастки; расчёты программ для станков с числовым программным управлением, управление ТПП (см. Автоматизированная система технологической подготовки производства).

Применение системы обеспечивает повышение производительности труда на 15—20%, сокращение цикла технологической подготовки производства в 2—2,5 раза, улучшение качества

выпускаемой продукции, повышение мобильности производства при освоении новых изделий, безостановочную переналадку действующего производства на выпуск новых изделий, развитие специализации производства средств технологического оснащения.

П. И. Белянин.

отрыв пограничного слоя — явление, связанное с отсоединением потока жидкости или газа от обтекаемой поверхности и состоящее в том, что тонкий пограничный слой, который стелется по поверхности твёрдого тела, внезапно отходит от этой поверхности в некоторой точке, называемой точкой отрыва, а между отсоединившимся пограничным слоем и поверхностью тела реализуется возвратно-вихревое течение среды (рис. 1 и 2). О. п. с. наблюдается, например, на верхней поверхности крыла, около кормовой части фюзеляжа и при обтекании других частей самолёта. О. п. с. сопутствует срыву потока и объясняет его происхождение.

О. п. с. объясняется следующими причинами. Течение в пограничном слое существенно зависит от градиента давления, воздействующего на этот слой. Если вне пограничного слоя давление падает в направлении потока (так называемый благоприятный, отрицательный, градиент давления), то все частицы среды в пограничном слое движутся в том же направлении. Распределение скорости поперёк пограничного слоя в этом случае имеет вид кривой а на рис. 3 (длина стрелки пропорциональна значению скорости потока в точке, расположенной у основания стрелки), а напряжение трения на стенке положительно. С другой стороны, неблагоприятный, положительный, градиент давления (давление растёт в направлении потока на внешней границе пограничного слоя) приводит к быстрому торможению частиц среды в пристеночной части пограничного слоя. Напряжение трения на поверхности уменьшается и обращается нуль в некоторой точке S (на кривой 6), которая называется точкой отрыва пограничного слоя. При подходе потока к точке отрыва резко возрастает поперечная составляющая его вектора скорости. Нулевая линия тока, которая до точки отрыва располагается на обтекаемой поверхности, за точкой отрыва отходит от поверхности на конечное расстояние и отделяет основной поток от области возвратно-вихревого течения. За точкой отрыва напряжение трения отрицательно, а распределение скорости поперёк потока представляется кривой в. Её вид показывает, что выше линии SO среда движется в направлении основного потока, а ниже этой линии — в противоположном направлении. См. также статью Крыла теория.

Предотвращение О. п. с. — одна из актуальных проблем технической аэродинамики, так как образующееся за точкой отрыва возвратно-вихревое течение связано с неизбежными потерями механической энергии, снижающими аэродинамическое качество летательного аппарата (резко падает подъёмная сила, возрастает сопротивление движению).

Рис. 1. Обтекание профиля без отрыва а) и с отрывом (б) пограничного слоя (поток справа налево).

Рис. 2. Обтекание кормовой части осесимметричного тела (поток слева направо).

Рис. 3. Схема отрыва пограничного слоя: 1 — граница пограничного слоя; 2 — обтекаемая поверхность.

Многие течения, встречающиеся в технике, являются отрывными, так как включают области интенсивного торможения потока и соответствуют большим значениям числа Рейнольдса. Безотрывные же течения имеют место при очень малых значениях Re. Для обычных в авиации течений с большими значениями Re безотрывными являются лишь течения около тонких профилей при малых значениях угла атаки. Однако при этом можно получить только очень малые значения коэффициента подъёмной силы.

Предельные характеристики многих устройств (например, крыльев самолётов, сопел, диффузоров, вентиляторов, насосов) ограничены началом резкого роста отрывных зон. Так, при умеренных значениях угла атаки подъёмная сила крыла возрастает с ростом угла атаки. При этом растёт перепад давлений между нижней и верхней сторонами профиля крыла, и вблизи заднего конца профиля пограничный слой на его верхней стороне должен преодолевать всё больший тормозящий перепад давлений. Естественно, что при некотором угле атаки зона отрыва пограничного слоя начинает быстро увеличиваться, подъёмная сила перестаёт расти и даже уменьшается при дальнейшем увеличении угла атаки. Одновременно растёт и аэродинамическое сопротивление.

В сверхзвуковых течениях часто торможение потока происходит в ударных волнах, когда достаточно интенсивные волны попадают на поверхность обтекаемого тела. Это приводит к отрыву пограничного слоя и образованию О. т. В сверхзвуковых и особенно в гиперзвуковых течениях образование О. т. резко изменяет не только распределение давления по поверхности обтекаемого тела и его аэродинамические характеристики, но и теплопередачу к телу. Тепловой поток к той части поверхности тела, которая погружена в зону отрыва, часто уменьшается, если образование зоны отрыва не приводит к переходу ламинарного течения в турбулентное или появлению низкоэнтропийных струй. Однако в местах присоединения зон отрыва к поверхности тела тепловой поток заметно увеличивается.

Появление О. т. чаще всего приводит к ухудшению характеристик летательного аппарата или газовых машин: уменьшению подъёмной силы, степени сжатия, росту сопротивления, появлению автоколебаний, локальных пиков тепловых потоков. Поэтому в технике, как правило, стараются избежать резкого роста зон отрыва, то есть использовать устройства на тех режимах, для которых зоны отрыва малы или отсутствуют. Чтобы избежать раннего отрыва потока или затормозить его развитие, используют различные способы: выбор формы обтекаемой поверхности, отсос пограничного слоя, вдув в пограничный слой и т. п. Существуют, однако, устройства, которые используют искусственно вызванные отрывные зоны для уменьшения сопротивления, Например, игла, установленная на лобовой поверхности затупленного тела, в сверхзвуковом или гиперзвуковом потоке может уменьшать его сопротивление (см. рис.), так как уменьшает давление на передней части его поверхности. Другой пример — использование искусственно вызванного отрыва потока для образования вихря, создающего вихревую подъёмную силу (см. Крыла теория). На самолётах используются также интерцепторы, вызывающие искусственный отрыв потока на части крыла для создания управляющих аэродинамических сил и моментов, а также для получения более благоприятного изменения характеристик устойчивости при изменении числа Маха полёта, в особенности при полёте с околозвуковыми скоростями.

Лит.: Шлихтинг Г., Теория пограничного слоя, М., 1974; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., И., 1987.

В. Я. Нейланд.

Отрывное течение в сверхзвуковом потоке.

Топливный отсек крыла: 1, 3 — стенки лонжеронов; 2 — слой герметика; 4 — съёмная крышка.

В рамках теории пограничного слоя v{{_}}/V_c < < 1, где V_c — модуль вектора скорости на внешней границе пограничного слоя. Наличие отсоса приводит к уменьшению толщины пограничного слоя, делает профиль скорости более наполненным (см. рис. 1 к статье Вдув в пограничный слой) и, следовательно, повышает устойчивость ламинарного течения, вызывает увеличение местных значений напряжения трения и теплового потока. Количественно воздействия отсоса на характеристики пограничного слоя зависят от многих факторов: значения и закона распределения скорости отсоса на обтекаемой поверхности, формы тела и т. д. На рис. показано влияние О. п. с. на коэффициент c_f сопротивления трения (см. Аэродинамические коэффициенты) плоской пластины в потоке несжимаемой жидкости при нулевом угле атаки при различных значениях параметра отсоса a ₊ (цифры у кривых): a ₊ = v_Re_x^1/2/ V_c, где Re_x — местное (в точке х) Рейнольдса число. При больших числах Рейнольдса и ламинарном режиме течения значение c_f пластины возрастает с увеличением параметра отсоса a ₊ , но остаётся меньше соответствующего значения при турбулентном режиме течения на непроницаемой поверхности. Эта особенность позволяет использовать О. п. с. как эффективное средство ламинаризации пограничного слоя и снижения сопротивления трения летательного аппарата.