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

Для избежания П. д. линии рабочих режимов (ЛРР) компрессора на его характеристике располагаются на достаточном удалении от области неустойчивых режимов; расстояние между ЛРР и границей устойчивых режимов (см. рис.)

{{формула}}

({{π}}*_к — степень повышения полного давления; G_пр — расход воздуха, приведённый к стандартным атмосферным условиям) называется запасом устойчивости компрессора; в стендовых условиях на установившихся режимах работы газотурбинного двигателя величина {{∆}}K_у — функция приведённой частоты вращения

(n — фактическая частота вращения, T₀^* — температура заторможенного потока перед компрессором), а также положения органов регулирования двигателя.

При работе двигателя в различных условиях эксплуатации запас устойчивости может уменьшаться по следующим причинам:

1) смещение ЛРР компрессора к границе устойчивости в результате повышения температуры газов перед турбиной на неустановившихся режимах (за счёт увеличения расхода топлива для раскрутки двигателя). Уменьшение запаса устойчивости по этой причине тем больше, чем выше темп разгона (меньше время «приёмистости») и на отдельных участках может достигать 12—15% от {{∆}}К_у. В турбореактивных двухконтурных двигателях с форсажем может уменьшаться запас устойчивости вентилятора при включении форсажа, если рост температуры в форсажной камере не компенсируется соответствующим увеличением площади критического сечения реактивного сопла. Аналогичные процессы происходят и при нестационарном повышении температуры воздуха перед двигателем;

2) смещение границы устойчивых режимов в сторону ЛРР вследствие неравномерности поля давлений и температуры перед двигателем, возникающей в результате отрывного несимметричного течения в воздухозаборнике или появления перед ним теплового возмущения с неравномерным распределением температуры по сечению входного канала;

3) мгновенное (нестационарное) взаимное сближение ЛРР компрессора и границы устойчивых режимов под воздействием нестационарных внешних возмущений, например, пульсаций давления в воздухозаборнике. В этих условиях возможно жёсткое самовозбуждение П. д., который в некоторых случаях после прекращения возмущении может самоликвидироваться;

4) взаимное сближение границы устойчивых режимов и ЛРР в процессе эксплуатации в результате падения кпд компрессора и турбины и уменьшения максимального напора из-за эрозии лопаток и износа истираемых покрытий проточной части.

Для обеспечения устойчивой работы компрессора при нормальной эксплуатации двигателя используются автоматически управляемые поворот лопаток направляющих аппаратов компрессора и перепуск воздуха; этой же цели способствует выполнение двигателя по двух-, трёхзальной схеме. Во многих конструкциях для расширения области безотрывного обтекания лопаток над рабочими колёсами устанавливаются специальные участки корпуса с перфорированной обечайкой и полостью над ней. Для предотвращения последствий П. д. в эксплуатации используется автоматизированная противопомпажная защита двигателя.

Характеристика компрессора ({{n}} = n_пр/n_{пр max} — относительная приведённая частота вращения).

Поперечное V крыла: 1 — плоскость симметрии самолёта; 2 — консоль крыла; 3 — базовая плоскость крыла; {{ψ}} — угол поперечного V крыла.

В. И. Попков.

Н. Е. Попов.

С. А. Попов.

А. А. Пороховшиков.

Для получения П. м. применяются следующие технологические методы: твердофазное спекание, спекание в присутствии жидкой фазы, пропитка, горячее прессование, горячее изостатическое прессование. Первые четыре метода основаны на получении порошковой шихты путём смешивания компонентов, их прессования и последующего горячего спекания (или только горячего прессования); в ряде случаев применяется дополнительная обработка спечённых изделий (повторное прессование и т. п.). Эта схема является основной для получения П. м. По такой технологии изготовляют многие изделия из П. м. (главным образом небольшие — массой 0,5—5 кг): пористые подшипники, фрикционные изделия, фильтры, твёрдые сплавы, магниты, контакты, изделия из тугоплавких металлов, изделия из жаропрочных сплавов (главным образом дисперсноупрочнённого типа на основе никеля и алюминия), ферриты, сварочные электроды, различные детали машин и приборов. Однако такая схема не может обеспечить получение абсолютно плотного (беспористого) П. м., для этого требуется дополнительная деформация. В последние годы интенсивно развивается новый технологический процесс получения авиационных материалов конструкционного назначения — металлургия гранул никелевых, титановых и алюминиевый сплавов (см. Гранулируемые сплавы). Процесс основан на получении микрослитков заданного химического состава, кристаллизирующихся с высокой скоростью охлаждения, и их последующем компактировании путём изостатического прессования. Полученные прессовки (массой до 0,5—2 т) могут быть использованы как готовые изделия или как заготовки для последующей деформации. Высокая скорость охлаждения при кристаллизации позволяет вводить в сплавы повышенные количества легирующих добавок, то есть создать новый класс П. м. Высоколегированные П. м. характеризуются равномерной мелкозернистой структурой, отсутствием пор, высоким уровнем механических свойств; применяются для изготовления деталей двигателя (диски из никелевых П. м. и др.) и фюзеляжа самолёта (детали кабины сверхзвуковых самолётов из алюминиевых П. м. и др.). Металлургия гранул позволяет значительно расширить объём применения П. м.

Выравнивание обычно начинается на высоте 5—8 м и заканчивается переводом самолёта в режим выдерживания на высоте 0,5—1 м. В процессе выравнивания вертикальная скорость снижения по глиссаде плавно уменьшается практически до нуля. Выдерживание применяется для дальнейшего уменьшения высоты полёта с постепенным уменьшением скорости и увеличением угла атаки до значений, при которых становится возможным приземление и устойчивый пробег самолёта. При уменьшении подъёмной силы в конце участка выдерживания начинается парашютирование — снижение с увеличивающейся вертикальной скоростью. Так как высота парашютирования мала, в момент приземления вертикальная скорость незначительна. В некоторых случаях для сокращения посадочной дистанции применяется посадка без выдерживания, а иногда и без полного выравнивания. На самолётах с носовым колесом приземление осуществляется на основные колеса, на самолётах с хвостовым колесом — как правило, на все колёса (посадка на три точки). Приземление на колёса, расположенные впереди центра тяжести, может сопровождаться возникновением момента сил, увеличивающего угол атаки, а следовательно, и подъёмную силу. В этом случае наблюдается взмывание («козёл») — резкое удаление самолёта от взлётно-посадочной полосы. Причиной взмывания может явиться чрезмерное взятие лётчиком ручки управления на себя в конце выравнивания и на выдерживании. Взмывание самолёта при П. явление нежелательное, поскольку оно увеличивает посадочную дистанцию и усложняет процесс выполнения П. В целях обеспечения надёжной П. используются автоматизированные системы захода на посадку и посадки (см. Автоматизация посадки).

У. Пост.

Особенности конструкции П. п.: изменение конфигурации летательного аппарата в связи с размещением дополнительного оборудования, установка на фюзеляже, крыле и киле большого числа дополнительных антенн и т. д. Средства РЭП могут размещаться внутри фюзеляжа либо в подвесных контейнерах (см. рис.). Средства РЭП П. п. объединяются в единый комплекс. В него входят аппаратура информационного обеспечения (устройства для обнаружения, измерения параметров сигналов РЭС противника и их пеленгации), устройства отображения информации (экраны и табло), управления, ЭВМ и исполнительные устройства (станции активных помех для подавления РЭС систем управления войсками и оружием противника, станции активных помех для подавления линий УКВ связи и наведения истребителей, устройства для выброса средств РЭП одноразового использования, а также средства для индивидуальной защиты П. п. от поражения оружием противника).

Впервые П. п. были использованы английскими ВВС в 1943. Во время Великой Отечественной войны советские ВВС подавляли РЭС противника с самолётов дальней авиации при нанесении ими ударов по объектам Германии. Специализированные самолёты-П.п. получили развитие в 50 х гг. В войнах на Ближнем Востоке (1967 и 1973) использовались также беспилотные П. п.

Г. В. Запорожец.

Палубный постановщик помех Грумман ЕА-6В ВВС США с подвешенными в контейнерах средствами радиоэлектронного подавления.

Уравнение для определения П. с. получается в результате подстановки приведённого выражения в неразрывности уравнение. Для несжимаемой жидкости П. с. удовлетворяет уравнению Лапласа ({{∆φ}} = 0) и является гармонической функцией. В этом случае П. с. допускает простую физическую интерпретацию: П. с. данного распределения скорости безвихревого течения есть увеличенный в -1/Q (Q — плотность среды) раз импульс сил давления, требуемый для приведения среды (первоначально находившейся в состоянии покоя) в данное движение.

Для заданного поля скоростей П. с. в произвольной точке В можно найти интегрированием вдоль некоторой кривой, начинающейся в точке А с известным значением потенциала:

{{φ}}_в = {{φ}}_a + ∫^в_аVdr,

где dr — направленный элемент кривой. При движении в односвязной области П. с. является однозначной функцией r, а значение интеграла не зависит от пути интегрирования. Для многосвязной области П. с. в общем случае неоднозначен, и его значение в точке В зависит от формы кривой, вдоль которой проводится интегрирование.

В. А. Башкин.

потенциал ускорения — скалярная функция Ф пространственных координат и времени t, градиент которой равен вектору ускорения W:

{{формула}}

где {{φ}} — потенциал скорости. Существует для безвихревых течений и при движении несжимаемой жидкости удовлетворяет, как и потенциал скорости, уравнению Лапласа. В аэро- и гидродинамике используется при исследовании обтекания профилей и крыльев дозвуковыми и сверхзвуковыми потоками идеального газа на основе линеаризованных уравнений (см., например, Прандтля—Глауэрта теория).

потенциальное течение — течение жидкости или газа, для которого существует потенциал скорости (см. Безвихревое течение).

потеря эффективности органа управления при закритических значениях числа Маха полёта — обусловлена развитием зоны сверхзвукового течения (см. Трансзвуковое течение) на профиле несущей поверхности при превышении Маха числа полёта М{{_∞}} критического числа М{{_*}} (М{{_∞}} > М.).

Эксперименты в аэродинамических трубах и лётные исследования показали, что при приближении значения М{{_∞}} к единице может иметь место значительное уменьшение эффективности органа управления (ОУ), а в некоторых случаях даже обратное его действие.

Механизм П. э. о. у. становится понятным, если рассмотреть изменения значений и распределения по профилю относительного давления р(р = р/р₀, где р — давление в рассматриваемой точке, р₀ — полное давление набегающего потока) при различных значениях угла {{δ}} отклонения ОУ и М{{_∞}} (рис. 1). При М{{_∞}} = 0,69 < М_* наблюдается хорошо известное различие в значениях {{р}}, растущих с увеличением {{δ}}, но характер распределения {{р}} вдоль хорды ({{х}} — выраженное в процентах отношение расстояния х от носика профиля вдоль хорды к хорде b профиля: {{х}} = x/b) практически не меняется. Совершенно иным оказываются распределения давления по профилю при М{{_∞}} > М. На верхней и нижней поверхностях видны развитые области сверхзвукового течения (области, где |{{р}}| > |р_кр|, {{р}}_кр — значение {{р}} при местном числе Маха М = 1). Они начинаются приблизительно от х = 17% и простираются до места расположения замыкающих их скачков уплотнения (см. Ударная волна). В отличие от эпюры давления, наблюдаемой при М{{_∞}} < М_* при М{{_∞}} = 0,83 > М_*, например, распределение давления на части поверхности профиля — от носика до скачков уплотнения — оказывается почти не зависящим от угла {{δ}}. Это имеет место на протяжении приблизительно 60% хорды на верхней поверхности и 40% — на нижней (на ней из-за влияния отклонения ОУ вниз скачок уплотнения смещается к носику профиля). Отклонение ОУ вызывает лишь изменения в положении скачка уплотнения на профиле и в распределении давления по части профиля, расположенной за скачком уплотнения. По мере увеличения М{{_∞}} скачки уплотнения перемещаются вниз по потоку и происходит заметное расширение областей сверхзвукового течения на обеих поверхностях профиля.

Оптические исследования обтекания профилей при М{{_∞}} > M_* показывают, что расширение зоны сверхзвукового течения всегда сопровождается одновременным увеличением высоты скачка уплотнения, то есть глубины проникновения области сверхзвукового течения в поток, обтекающий профиль. Поэтому возникающие позади скачков уплотнения небольшие возмущения создаваемые обтеканием отклоненного ОУ и распространяющиеся в потоке со скоростью звука, не могут проникать на переднюю часть поверхности профиля вследствие задерживающего влияния сильно развитой местной сверхзвуковой зоны, и распределение давления по части профиля, расположенной впереди скачка уплотнения, оказывается почти не зависящим от отклонения ОУ. При этом приращение {{∆}}с_у коэффициент подъёмной силы (см. Аэродинамические коэффициенты), вызываемое отклонением ОУ и в основном определяющее эффективность ОУ, возникает лишь за счёт приращения {{∆}}{{р}} относительного давления [{{∆}}{{р}} = {{р}}(δ)-р(δ = 0)] на части профиля, расположенной позади замыкающего скачка уплотнения (рис. 2).

Рис. 1. Распределения давления вдоль верхней (красные кривые) и нижней (синие кривые) поверхностей профиля при различных значениях М{{∞}} (а — М{{∞}} = 0,69; б — М{{_∞}} = 0,83; в — М{{_∞}} = 0,86 и г — M{{_∞}} = 0,88) и различных углах {{δ}} отклонения руля (кривые 1 — {{δ}} = 0; кривые 2 — {{δ}} = 8{{°}}, штриховые прямые — значения р_кр).

Рис. 2. Распределения приращений {{∆}}{{р}} давления вдоль верхней (красные кривые) и нижней (синие кривые) поверхностей профиля при отклонении руля на угол {{δ}} = 4 (угол атаки {{α}} = 0) и различных значениях М{{_∞}}: а — М{{_∞}} = 0,75, ({{∆}}с_y, б — М{{_∞}} = 0,83 ({{∆}}с_y = 0,146); в — М{{_∞}} = 0,85 ({{∆}}с_y = 0,063; г — М{{_∞}} = 0,88 ({{∆}}с_y = -0,031).

потолок летательного аппарата — наибольшая высота, которую может набрать летательный аппарат при данном полётном весе. Различают статический потолок (для вертолётов — потолок висения), практический потолок и динамический потолок. П. является одной из основных характеристик, определяющих тактические возможности летательного аппарата: преодоление противовоздушной обороны, перехват высотных целей, действия в высокогорных условиях (для вертолётов) и т. п.

Б. X. Давидсон.

потолок висения вертолёта — максимальная высота, на которой вертолёт в заданных условиях (барометрическое давление, температура и влажность воздуха) и при заданном полётном весе способен висеть не снижаясь без влияния воздушной подушки при горизонтальной воздушной скорости летательного аппарата, равной нулю. П. в. тем больше, чем меньше отношение массы вертолёта к мощности его двигателей и к ометаемой площади несущего винта и чем больше относительный кпд (аэродинамическое совершенство) несущего винта и отношение мощности, передаваемой на несущий винт, к мощности двигателей.

Е. С. Вождаев.

правила полётов — установленные государством правила действий командира (пилота) воздушного судна при подготовке и выполнении полёта. Они регулируют возникающие у него отношения с командирами других воздушных судов, находящихся в полёте, с органами обслуживания воздушного движения и административными органами государства по поводу соблюдения установленных запретов и ограничений на полёты. Ответственность за соблюдение П. п. возлагается на командира воздушного судна. Он может отступать от них только при обстоятельствах, когда это абсолютно необходимо в интересах безопасности воздушного судна.

Приняты две системы П. п.: правила визуальных полётов (ПВП) и правила полётов по приборам (ППП). В основе ПВП лежит принцип «вижу и меня видят». Полёты выполняются в метеоусловиях, когда высота нижней границы облаков и горизонтальная видимость выше установленных в государстве метеоминимумов для полётов по ПВП (см. Минимум погодный).

Расхождение воздушных судов в полёте по ПВП и выдерживание безопасных интервалов между ними обеспечиваются экипажами путём визуального наблюдения за полётом другие воздушных судов, а истинная безопасная высота — путём визуального наблюдения за впереди расположенной местностью и препятствиями. Полёты по ПВП допускаются, как правило, в нижнем воздушном пространстве до высоты 6000 м и при скорости не более 500—600 км/ч.

ППП предусматривают выполнение полётов по пилотажно-навигационным приборам под контролем органов обслуживания воздушного движения. Установленные в государстве безопасные интервалы в горизонтальной и вертикальной плоскостях между воздушными судами, выполняющими полёты по ППП, и предупреждение столкновений между ними обеспечиваются органами обслуживания воздушного движения путем передачи экипажам соответствующих диспетчерских разрешений и указаний (см. Диспетчерское обслуживание).

Во многих странах, в том числе в СССР, был введён ещё один вид П. п. — особые правила визуальных полётов (ОПВП). Они разрешают полёты в метеоусловиях ниже минимума, установленного для полётов по ПВП, в частности при срочных вылетах для оказания медицинской помощи, проведении спасательных работ и т. п.

В целях унификации П. п. государства — участники Чикагской конвенции 1944 обязались поддерживать максимально возможное единообразие своих собственно правил и правил, устанавливаемых на основании конвенции. П. п. в виде стандартов, рекомендуемых государствам — членам Международной организации гражданской авиации, включены в Приложение 2 к Чикагской конвенции 1944. В воздушном пространстве над открытым морем по соглашению между государствами, закреплённому в конвенции, действующими являются правила, установленные Международной организацией гражданской авиации и включённые как стандарты в указанное Приложение 2.