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

Конструкции Ш. реактивных струй основаны на принципах уменьшения зоны смешения реактивной струи с окружающим воздухом, а также уменьшения скорости реактивной струи. Ш. реактивных струй широкого применения не нашли в связи с высоким уровнем гидравлических потерь.

Шумоглушитель с сотовыми звукопоглощающими конструкциями: 1 — перфорированный лист; 2 — сотовый заполнитель; 3 — непроницаемое основание.

А. А. Щербаков.

А. Я. Щербаков.

Защитные Щ. обычно выполняются в виде поворотных или сдвижных панелей, закрывающих, например, нишу шасси после уборки его в полёте, объектив фотоаппарата в нерабочем положении на самолёте-разведчике и т. д. Часто применяются Щ. на колёсах шасси для защиты самолёта от грязи и камней, вылетающих из-под колёс при взлёте и посадке. Управление Щ. осуществляется из кабины экипажа либо производится автоматически, когда Щ. механически связаны с агрегатами, которые они закрывают. (например, управление Щ. шасси согласовано с выпуском и уборкой стоек шасси).

Технологически Щ. выполняются в виде клёпаной или сварной конструкции, с силовым набором или клеёной (паяной) конструкции с сотовым заполнителем. При изготовлении Щ. широко используются различные композиционные материалы. Наружная обшивка Щ., выходящая в поток, обычно бывает криволинейной и в закрытом положении вписывается в аэродинамические формы самолёта.

Эволютивная скорость летательного аппарата — минимальная скорость, на которой ЛА имеет возможность выполнять некоторые минимальные эволюции (манёвры) — отсюда название. Для неманёвренных самолётов различают минимальную Э. с. при разбеге, взлёте, посадке и при уходе на второй круг. Эти Э. с. определяются как минимальные скорости, при которых возможно восстановление и сохранение прямолинейного движения при внезапном полном отказе двигателя критического с помощью только основных аэродинамических органов управления. Последующий прямолинейный полёт должен выполняться при крене не более 5{{°}}; не должны возникать опасные изменения лётных характеристик самолёта. Накладываются также и др. дополнительные ограничения.

Эжектор (франц. {{é}}jecteur, от {{é}}jecter — выбрасывать) — устройство для перемещения жидкости, газа и др. сред, действие которого основано на передаче энергии от одной среды, движущейся с большей скоростью, к другой. При этом полное давление p₀₂ в смешанном потоке больше полного давления p₀₁ низконапорного потока, отношение {{ε}} = p₀₂/p₀₁ называется степенью сжатия и является одной из основных характеристик Э. Для увеличения степени сжатия Э. устанавливаются последовательно так, что поток смеси предыдущего Э. будет эжектируемым для последующего. Э. прост по конструкции, может работать в широком диапазоне изменения параметров потоков, позволяет легко регулировать рабочие режимы. Поэтому Э. широко применяются в различных областях техники: в аэродинамических трубах, вакуумной технике и др. Наиболее часто используются газовые Э.

Независимо от назначения Э. имеет следующие конструктивные элементы (см. рис.): сопло высоконапорного (эжектирующего) потока, сопло низконапорного (эжектируемого) потока, камеру смешения и диффузор. Расположение сопел может быть прямым, когда эжектируемый поток поступает в камеру смешения по периферии, и обратным, когда по периферии подаётся эжектирующий поток. В большинстве случаев Э. выполняются с цилиндрической или изобарической камерой смешения. Для удовлетворительного смешения потоков требуется, чтобы длина камеры смешения составляла примерно 6—8 диаметров её входного сечения; путём разделения потоков на несколько струй эту длину можно сократить.

При дозвуковых скоростях истечения статические давления на срезах сопел одинаковы; при скорости эжектирующего газа, равной или большей скорости звука, давления на срезах сопел могут существенно различаться, при этом сверхзвуковая струя в камере смешения расширяется и поджимает дозвуковую эжектируемую струю, скорость которой будет увеличиваться вплоть до скорости звука, — такой предельный режим работы Э. является наивыгоднейшим и называется критическим.

А. Л. Искра.

Эжекторы с цилиндрической (а) и изобарической (б) камерой: 1 — сопло эжектирующего потока; 2 — сопло эжектируемого потока; 3 — камера смешения; 4 — диффузор.

Р. П. Эйдеман.

Соч.: Opera omnia ..., Serie 2 — Opera mechanica et astronomica, v 1—30, B. — Lpz., 1912—64.

Л. Эйлер.

{{}}gradp,

где р — давление, {{ρ}} — плотность, Т — температура, t — время, V, F — векторы скорости и массовых сил, D/Dt — так называемая полная, или субстанциональная, производная. Э. у. замыкаются неразрывности уравнением, энергии уравнением и уравнением состояния {{ρ}} = {{ρ}}(p, T), а их решение должно удовлетворять заданным начальным и граничным условиям. В частности, при обтекании неподвижного тела с непроницаемой поверхностью S безграничным потоком газа граничные условия представляют собой условие непротекания на S: Vn = 0, где n — нормаль к S, и условие затухания вносимых телом возмущений на бесконечности. Э. у. получаются формально из Навье — Стокса уравнений, если в них положить динамическую вязкость равной нулю.

Э. у. служат основой для исследования картины обтекания ЛА и расчёта его аэродинамических характеристик, поскольку самолёты имеют хорошо обтекаемые формы, а их движение происходит при больших Рейнольдса числах, когда силы трения пренебрежимо малы в б{{ó}}льшей части потока. По найденному полю течения влияние сил трения и возможность появления срыва потока оцениваются на основе уравнений пограничного слоя. См. также Сохранения законы.

В. А. Башкин.

Эйлера формула (по имени Л. Эйлера, получившего ее в 1754) — формула, определяющая значение момента, действующего на лопатки лопаточной машины, как разность потоков моментов количества движения в выходном и входном сечениях венца:

M = {{}}c_2ur₂dG — {{}}c_1ur₁dG,

где c_1u и c_2u — окружные составляющие абсолютной скорости потока, r₁ и r₂ — расстояния центров тяжести сечений элементарной трубки тока от оси вращения соответственно во входном (F₁) и выходном (F₂) сечениях венца, dG — расход рабочего тела в этой трубке. Для осреднённых по сечениям параметров M = (c_2ur₂ — c_1ur₁)G.

Умножение вращающего момента, приходящегося на 1 кг/с рабочего тела, на угловую скорость даёт значение удельной затраченной (компрессор) или отведённой (турбина) работы: L = c_2uu₂ — c_1uu₁, которую часто также называют Э. ф. (u₁ и u₂ — окружные скорости ротора на среднем радиусе).

Эйлера-Д{{′}}аламбера парадокс — то же, что Д{{′}}Аламбера — Эйлера парадокс.

Эйфель (Eiffel) Александр Гюстав (1832—1923) — французский инженер-строитель и аэродинамик. Окончил Центральную школу искусств и ремёсел в Париже (1855). Используя металлические конструкции, построил ряд мостов, виадуков, всемирно известную башню (Париж, 1889). Внёс большой вклад в развитие экспериментальной аэродинамики во Франции: построил первую аэродинамическую лабораторию (Париж, 1909), открыл явление кризиса сопротивления плохообтекаемых тел (1912), усовершенствовал технику аэродинамического эксперимента (камера Э.). Портрет см. на стр. 666.

Лит.: Besset M., G. Eiffel, P., 1957.

А. Г. Эйфель.

Для ускоренного выявления потенциальных возможностей по ресурсу основных деталей и узлов их Э. ц. и. д. могут проводиться также вне двигателя — на газогенераторе, в разгонных камерах и пр. При анализе результатов испытаний учитываются коэффициенты соответствия испытательных и полётных циклов по накоплению повреждения данной детали от малоцикловой усталости с учётом влияния длительной прочности.

Специальные нормы об Э. воздушного судна содержатся в Воздушном кодексе СССР, где предусматриваются состав Э. и недопустимость полёта при неполном составе Э.; определяются права и обязанности командира воздушного судна (обеспечение строгой дисциплины и порядка, соблюдение правил полётов и эксплуатации судна, принятие необходимых мер к обеспечению безопасности находящихся на борту людей, сохранности судна и имущества и т. д.), в том числе права командира в случае бедствия и обязанность оказания помощи судам и лицам, находящимся в опасности; установлен специальный порядок возмещения вреда, причинённого Э.

Соч.: Graf Zeppelin. Sein Leben nach eigenen Aufzeichnungen und pers{{ö}}nlichen Erinnerungen, Stuttg., 1938.

X. Эккенер.

Экономическая скорость вертолёта — скорость установившегося горизонтального полёта вертолёта, при котором требуется минимальная мощность двигателя; аналог крейсерской скорости, самолёта в режиме минимального часового расхода топлива.

Экономические характеристики летательного аппарата — отражают затраты трудовых и материальных ресурсов на разработку, серийное производство и эксплуатацию ЛА. Э. х., наряду с прочими критериями оценки, используются при выборе оптимального варианта проектируемого ЛА и для сравнения его с другими образцами. На ранних стадиях разработки ЛА его Э. х. определяются с помощью приближённых методов (экстраполяционно-статистических, сопоставительно-аналоговых, экспертных), а по мере конкретизации проекта применяются более точные нормативно-калькуляционные методы, позволяющие учитывать различные виды прямых и косвенных затрат и капитальных вложений на соответствующих стадиях жизненного цикла ЛА.

К основным критериям экономической оценки ЛА относятся: затраты на разработку ЛА, охватывающие все затраты, связанные с проектированием, постройкой опытных образцов, созданием экспериментальных установок, проведением наземных и лётных испытаний, доводкой образцов и относящиеся к составным частям ЛА и ЛА в целом;

себестоимость серийного ЛА, которая включает приходящиеся на один экземпляр ЛА затраты завода-изготовителя ЛА на подготовку и освоение производства, материалы и полуфабрикаты, покупные комплектующие изделия (в том числе двигатели, бортовое оборудование и т. п.), заработную плату и др. расходы (в некоторых случаях частично или полностью включаются затраты на разработку ЛА); на основе себестоимости устанавливается цена ЛА;

себестоимость лётного часа или (для транспортных ЛА) себестоимость перевозок — себестоимость единицы транспортной работы (одного тонно км или одного пассажиро км), которые учитывают различные эксплуатационные расходы, в том числе затраты на горюче-смазочные материалы, заработную плату лётно-подъёмного состава, техническое обслуживание и ремонт ЛА, амортизационные отчисления, эксплуатацию аэродромных сооружений и т. п.;

стоимость жизненного цикла ЛА, учитывающая затраты на его разработку, изготовление и эксплуатацию в течение предполагаемого срока службы.

Непрерывное повышение лётно-технических характеристик и эффективности ЛА, осуществляющееся на основе изыскания и внедрения новых научно-технических решений, усложнение конструкции ЛА, применение дорогостоящих материалов и новейшего радиоэлектронного оборудования сопровождается соответствующим ростом затрат на разработку и производство ЛА. В 70—80 х гг. разработка сложных авиационных комплексов (ЛА, его двигатели, оборудование) стала обходиться, согласно зарубежным публикациям, в миллиарды долларов (1—4 млрд.), стоимость серийных ЛА достигла 40—50 млн. долл. для истребителей, 80—100 млн. долл. для магистральных пассажирских самолётов.

Эксплуатационные Э. х. (такие, как себестоимость перевозок) часто рассматриваются в качестве единого критерия эффективности применения гражданских ЛА. В процессе развития воздушного транспорта экономическая эффективность ЛА улучшалась за счёт повышения производительности ЛА (посредством увеличения пассажировместимости и скорости полёта), сокращения потребления топлива (посредством снижения удельного расхода топлива двигателей и повышения аэродинамического качества ЛА), увеличения ресурса двигателей, бортового оборудования и конструкции ЛА, а также за счёт др. технических характеристик. В числе важных эксплуатационных факторов повышения экономической эффективности воздушных перевозок — увеличение годового налёта ЛА и более полное использование его грузоподъёмности и пассажировместимости (увеличение коэффициента загрузки ЛА).

Для боевых ЛА разрабатываются различные методы их оценки типа «стоимость — эффективность», в которых те или иные стоимостные показатели выполнения боевой операции соотносятся с показателями ожидаемого эффекта (боевой эффективности).

В зависимости от назначения различают следующие Э. и.: индикатор обстановки в вертикальной плоскости, индикатор на «лобовом стекле», индикатор обстановки в горизонтальной плоскости, индикатор параметров силовой установки и др. Э. и. бывают: по принципу действия экрана — газоразрядные, на электронно-лучевых трубках, светодиодные, жидкокристаллические и т. д., по характеру изображения на экране — коллиматорные или простые, у которых изображение воспринимается в плоскости экрана; по цветности экрана — одноцветные, трёхцветные, многоцветные. Использование Э. и. — перспективное направление развития систем отображения информации на ЛА.

Первыми Э. и., использовавшимися в авиации, были индикаторы радиолокаторов.

Экранный эффект — малоупотребительное название эффекта влияния земли.

Экраноплан (франц. {{é}}cran — экран, щит и plane, или лат. planum — плоскость) — ЛА, летающий вблизи поверхности воды и ровных участков земли с использованием эффекта влияния земли (экранного эффекта). Экранный эффект при прочих равных условиях позволяет уменьшить потребную мощность двигателей. Э. проектируют с низкорасположенным крылом малого удлинения (для обеспечения безопасности полёта), снабжённым шайбами концевыми, и с высоко поднятым развитым горизонтальным оперением, так как при приближении Э. к экрану центр давления смещается назад, что существенно сказывается на балансировке ЛА. Для облегчения взлёта двигатели иногда располагают перед крылом, осуществляя поддув под крыло, что создаёт динамическую воздушную подушку и способствует обеспечению малой высоты полёта. К недостаткам Э. относятся относительно большая взлётная скорость и невысокая мореходность, связанная с большой взлётной скоростью и низким расположением крыла, а также малая высота полёта — возникает проблема преодоления препятствий, например находящихся на пути плотин, групп деревьев. В связи с этим были созданы Э., полёт которых в крейсерском режиме осуществляется вблизи экрана, в случае необходимости способные подниматься на относительно большую высоту. Такие Э. получили название экранолёт.

Первые Э. были построены в 1935 В. И. Левковым (СССР) и Т. Карио (Финляндия). К концу 80 х гг. в разных странах построено около 40 экспериментальных Э. со взлётной массой 0,3—5 т, целевой нагрузкой 0,1—2 т, суммарной мощностью двигателей 12—380 кВт. Например, в 60—80 х гг. А. Липпиш (ФРГ) построил Э. X 112,  113,  114. Э. X 114 имеет следующие характеристики: мощность двигателя 156 кВт, взлётная масса 1,35 т, целевая нагрузка 0,46 т, скорость 75—200 км/ч, высота полёта более 1000 м, дальность 1000 км. В СССР в 1973 был построен Э. ЭСКА 1 (см. рис.), имевший двигатель мощностью 22 кВт, взлётную массу 0,45 т, скорость 120 км/ч, высоту полёта до 100 м. Практического применения (на конец 80 х гг.) Э. пока не нашли.

Экранолёт-амфибия ЭСКА 1.

В СССР начало строительства Э. л. а. относится к самым ранним этапам развития авиастроения в стране. В числе первых советских Э. л. а. были тяжёлый самолёт-триплан «КОМТА» (1922), первые самолёты А. Н. Туполева (см. Ту) АНТ 1 (с использованием в некоторых элементах конструкции нового материала — кольчугалюминия, 1923) и АНТ 2 (первый советский цельнометаллический самолёт, 1924), экспериментальный пассажирский самолёт АК 1 (1924). В 20 х гг. и в последующий период вплоть до начала Великой Отечественной войны в СССР было построено большое число Э. л. а., а также опытных и мелкосерийных, по существу экспериментальных ЛА, отличавшихся разнообразием и новизной аэродинамических схем и конструктивных решений. В их числе: ЛА схем «бесхвостка» и «летающее крыло» (планеры и самолёты марки БИЧ, самолёты К 12, БОК 5, ДБ ЛК); самолёт «Стрела» с треугольным крылом малого удлинения; большегрузные самолёты АНТ 14 «Правда», К 7 и АНТ 20 «Максим Горький»; составные комбинации самолётов (см. «Звено» Вахмистрова); самолёты «Сталь» (с конструкцией из стали) и ЭМАИ 1 с конструкцией из магниевого сплава — электрона; самолёты с герметичными кабинами для высотных полётов (И 15 с гермокабиной А. Я. Щербакова, БОК 1, БОК 7, БОК 11, БОК 15); самолёты с изменяемой в полёте геометрией крыла (моноплан РК, с раздвижным крылом переменной площади, складной истребитель-полутораплан ИС В. В. Шевченко и В. В. Никитина с убирающимся нижним крылом); самолёты, оборудованные шасси на воздушной подушке и гусеничным шасси; первые советские винтокрылые ЛА (автожир КАСКР 1, вертолёт ЦАГИ 1 ЭА); самолёты с применением в силовых установках реактивных двигателей (У 2 с пороховыми ускорителями взлёта, И 15бис и И 153 с дополнительным ПВРД, ракетопланёр РП 318 1 с ЖРД) и многие др. Широкое строительство Э. л. а. в значительной мере способствовало становлению СССР как одной из ведущих авиационных держав.

В конце 30 х гг. и в годы 2 й мировой войны были созданы первые (экспериментальные и серийные) реактивные самолёты, в том числе советский истребитель БИ 1 (1942) с ЖРД. Однако дальнейшее развитие реактивной авиации требовало новых подходов к аэродинамическому проектированию самолёта, и после окончания войны в ряде стран стали строиться экспериментальные реактивные самолёты нового аэродинамического облика — с тонкими крыльями малого удлинения (прямыми и треугольными) или стойкими стреловидными крыльями. Они позволили достичь больших дозвуковых скоростей полёта, преодолеть звуковой барьер, а затем освоить и сверхзвуковые скорости, подготавливая необходимый опережающий научно-технический задел для создания серийных самолётов соответствующего скоростного диапазона. В СССР важную роль в развитии скоростной авиации сыграли экспериментальные самолёты Ла 160 (первый советский самолёт со стреловидным крылом), Ла 176 (на нём была впервые в СССР достигнута скорость звука), а впоследствии сверхзвуковые самолёты серии «Е» А. И. Микояна (см. МиГ и рис. 1) и серии «Т» П. О. Сухого (см. Су и рис. 2). В числе зарубежных Э. л. а. данного предназначения были самолёты серии «X» фирмы «Белл», D 558 1 и D 558 2 фирмы «Дуглас», Х 15 и ХВ 70 фирмы «Норт Американ», YF 12 фирмы «Локхид» (США), D. H. 108 фирмы «Де Хэвилленд» и FD. 2 фирмы «Фейри» (Великобритания), «Жерфо» и «Гриффон-II» фирмы «Норд авиасьон» (Франция) и др.

Наряду с расширением эксплуатационного диапазона скоростей и высот полёта ЛА с помощью Э. л. а. во всех странах с развитой авиационной промышленностью в 50—80 х гг. решались и др. задачи, связанные в основном с повышением эффективности ЛА и созданием ЛА нового типа. Обширным исследованиям на Э. л. а. обязаны своему внедрению в практику самолёты вертикального взлёта и посадки, самолеты с крылом изменяемой в полёте стреловидности, самолёты со сверхкритическим профилем крыла, электродистанционные системы управления, активные системы управления нагрузками, действующими на ЛА в полёте, системы управления статически неустойчивым самолётом, конструкции ЛА из композиционных материалов, бесшарнирные и жёсткие несущие винты вертолётов и т. д. В 80 х гг. продолжались (или были начаты) исследования на Э. л. а. по дистанционно-пилотируемым летательным аппаратам и преобразуемым аппаратам, турбовинтовентиляторным двигателям, силовым установкам, использующим солнечную энергию (см. Солнечный самолёт), адаптивному крылу, крылу обратной стреловидности, крылу с искусственной ламинаризацией пограничного слоя, системам управления нового типа, в том числе системам непосредственного управления подъемной и боковой силами, объединённым системам управления ЛА, двигателем и оружием, струйным системам путевого управления вертолётом, системам с передачей команд по волоконно-оптическим каналам, экспертным системам помощи экипажу с использованием искусственного интеллекта, системам речевого управления и др.