Г. (центр тяжести ротора совпадает с точкой пересечения осей карданова подвеса), динамически настраиваемые Г

У двухстепенных Г. ротор закреплён в одной рамке. При вращении основания (платформы) такого Г. возникает гироскопический момент, стремящийся кратчайшим путём установить ось ротора параллельно оси, относительно которой вращается основание. Двухстепенные Г. используются в указателях поворота и некоторых гиростабилизаторах.

В лазерном Г. (рис. 2) применяется оптический квантовый генератор и имеется плоский замкнутый контур (образован тремя и более зеркалами), где циркулируют два встречных световых потока (луча), частоты которых из-за эффекта Доплера различны. Разность этих частот пропорциональна угловой скорости основания.

Вибрационные Г. в качестве чувствительного элемента содержат вибрирующие массы (например, ротор с упругим подвесом или упругие пластины); служат для определения угловой скорости.

В. В. Тимофеев.

Рис. 1. Трёхстепенной гироскоп в кардановом подвесе: 1 — внутренняя рамка; 2 — наружная рамка; 3 — ротор.

Рис. 2. Схема лазерного гироскопа: 1 — активная среда; 2 — блоки питания; 3 — измеритель; А, В, С — зеркала.

гироскопическая нагрузка — нагрузка, возникающая из-за взаимодействия вращения элемента какой-либо системы летательного аппарата с вращением летательного аппарата как целого. Наибольшие Г. н. наблюдаются в силовой установке летательного аппарата, и их необходимо учитывать в инженерных расчётах. Численно Г. н. характеризуется гироскопическим моментом М. У самолёта максимальная Г. н. возникают обычно при его вращении относительно поперечной оси (манёвр в вертикальной плоскости). В этом случае M = J_x{{ω}}_x{{Ω}}_z, где J_x, и {{ω}}_x — соответственно момент инерции и угловая скорость элемента силовой установки (например, воздушного винта, ротора газотурбинного двигателя) относительно продольной оси самолёта, {{Ω}}_z — угловая скорость самолёта относительно его поперечной оси.

гиростабилизация — поддержание с помощью гироскопов и гироскопических устройств параметров углового движения элементов системы управления летательным аппаратом и самих летательных аппаратов в условиях возмущений. Различают Г. силовую, индикаторную и индикаторно-силовую. Силовая Г. заключается в парировании внешних возмущающих моментов, действующих на стабилизируемый элемент (платформу) прибора или системы, гироскопическими моментами, возникающими в результате прецессии гироскопов. (Возможен также вариант бесплатформных навигационных систем, в которых чувствительные элементы, в том числе и гироскопы, устанавливаются непосредственно на борт летательного аппарата, а сам летательный аппарат играет роль стабилизирующей платформы). В основе индикаторной Г. лежит использование гироскопов в качестве измерителей рассогласования между заданным и действительным положениями стабилизируемого элемента; парирование возмущений осуществляется исполнительными органами следящих систем. Индикаторно-силовая Г. включает элементы силовой и индикаторной стабилизации. Г. используется в системах ориентации, самонаведения, прицельно-навигационных системах, инерциальных навигационных системах и инерциальных системах управления. Г. достигается с помощью различных устройств. Например, в системах самонаведения Г. осуществляется гироскопическими приводами головок самонаведения, в инерциальных навигационных системах — трехосными гироплатформами, в инерциальных системах управления — либо трёхосными гироплатформами, либо блоком астатических гироскопов.

Лит: Гироскопические системы, ч. 1, М., 1971; Неусыпин А. К., Гироскопические приводы, М., 1978.

А. К. Неусыпин.

Рис. 1. Зависимость c_y от α при прямом (1) и обратном (2) изменениях {{α}} при различных значениях Re а — Re = 1,08*10⁶; б — Re = 2,36*10⁶; в — Re = 3,46*10⁶; г — Re = 4,28*10⁶; c_ymax — максимальное значение c_y при обратном ходе.

Рис. 2. Экспериментальные зависимости (модель самолёта с крылом большого удлинения) c_y и аэродинамического коэффициента момента тангажа m{{_x}}, и приведённой скорости тангажа {{ω}}_x, [в данном случае {{ω}}_x = {{α}} = (d{{α}}/dt)(b_A/V{{_∞}})] от {{α}} для колеблющегося крыла (прямой ход — голубые кривые, обратный —чёрные кривые) и крыла в стационарном режиме (красные кривые); b_A — средняя аэродинамическая хорда. V{{_∞}} — скорость полета.

гистерезис (от греческого hyst{{é}}r{{ē}}sis — отставание, запаздывание) — 1) Г. в аэродинамике — неоднозначность структуры поля течения и, следовательно, аэродинамических характеристик обтекаемого тела при одних и тех же значениях кинематических параметров, но при различных направлениях их изменения (например, при увеличении или уменьшении угла атаки {{α}}, Маха числа). Г. проявляется в большей или меньшей степени в зависимости от Рейнольдса числа Re, формы профиля крыла, его относительной толщины {{с}}и т. п. и связан в основном с неоднозначностью структуры обтекающего потока при равных значениях, но разных направлениях изменения параметра — увеличения (прямой ход) или уменьшения (обратный ход).

Впервые аэродинамический Г. описан в 1931 английским исследователем Э. М. Джейкобсом (Jacobs) при анализе экспериментальной зависимости коэффициента подъёмной силы c_y (см. Аэродинамические коэффициенты) профиля от угла атаки. Дальнейшие экспериментальные исследования показали, что при ламинарном обтекании крыла большого удлинения ({{λ≥}}5,0) гистерезисные петли могут возникать при сравнительно малых значениях Re{{≤}}0,22*10⁶. Это особенно заметно у толстых крыльев ({{c}} = 18—24%), у которых наблюдается срыв потока с носовой части. Диапазон значении {{α}}, соответствующий неоднозначной структуре обтекания крыла, расширяется с увеличением относительной толщины профиля. При значениях Re > 0,8*10⁶ такой тип отрыва потока исчезает в связи с переходом ламинарного течения в турбулентное. На рис. 1 приведены результаты испытаний крыла с удлинением {{λ}} = 5,0 в аэродинамической трубе. В области критических углов атаки происходит резкое уменьшение c_y. При Re = l*10⁶ Г. отсутствует; при Re > 2*10⁶ отчётливо видна гистерезисная петля, причём расхождение значений c_y при заданном α при прямом и обратном ходах увеличивается с увеличением значения Re.

При неустановившемся движении летательного аппарата в зависимости от аэродинамических сил и моментов проявляется так называемый динамический Г. Например, такой Г. имеет место при колебаниях угла атаки профиля (или крыла) около значений {{α}}_отр или {{α}}₁, соответствующих отрыву потока или началу разрушения устойчивой вихревой структуры над несущей поверхностью (см. Крыла теория) при стационарном обтекании (рис. 2). При этом с ростом скорости тангажа {{ω}}_z, и увеличением заброса угла атаки {{α}}_забр при {{α}}_забр > {{α}}_отр или {{α}}₁ происходит существенное расширение гистерезисных петель в зависимостях интегральных аэродинамических характеристик от угла атаки. Это связано со смещением на большие углы атаки режима безотрывного обтекания при положительном значении {{ω}}_z, а также с видоизменением отрывного течения на профиле или крыле большого удлинения и трансформацией вихревой структуры для треугольного крыла или крыла с наплывом на больших углах атаки при неустановившемся движении.

2) Г. в системе управления — неоднозначность зависимости выходного перемещения системы управления от входного сигнала при его медленном изменении в прямом и обратном направлениях. Обычными причинами Г. являются люфты, трение и упругие деформации в элементах системы управления, зоны нечувствительности в рулевых машинках и рулевых приводах. Г., как правило, приводит к ухудшению характеристик устойчивости и управляемости летательного аппарат и может явиться причиной его автоколебаний. Допустимые размеры Г. определяются требованиями к точности пилотирования летательного аппарата.

Т. Г. Гласс.

Соч.: Основы теории крыльев и винта, пер. с англ., М.—Л., 1931.

Д. Б. Глинка.

2) Прямолинейная траектория, по которой должно осуществляться снижение самолёта в процессе захода на посадку. Номинальное значение угла наклона Г. к горизонтальной плоскости составляет 0,046 рад, в исключительных случаях угол наклона Г. может доходить до 0,087 рад. На аэродромах Г. задаётся при помощи глиссадного (ГРМ) и курсового (КРМ) радиомаяков, входящих в состав аэродромного оборудования. Г. образуется пересечением в пространстве двух равносигнальных зон ГРМ и КРМ. Высота равносигнальной зоны ГРМ над торцом взлётно-посадочной полосы составляет 15 м. Движение самолёта по Г. начинается на высоте 200—400 м и заканчивается манёвром выравнивания или уходом на второй круг, если отклонение от Г. превысило допустимое.

Схема днища гидросамолёта: а — плоское днище; б — днище с килеватостью; 1 — редан; 2 — скула.

Табл. — Истребители фирмы «Глостер»

Соч.: Путь в ракетной технике, Избранные труды 1924—1946, М., 1977.

В. П. Глушко.

{{формула}}

где

{{формула}}

{{α}} — критическая скорость; {{γ}} — показатель адиабаты.

Представление течения уравнениями в плоскости годографа особенно удобно в задачах с относительно простыми граничными условиями. Такие условия имеют место для течений, на границах которых либо направление скорости, либо её модуль сохраняют постоянное значение; это позволяет сразу построить область течения в плоскости годографа. К этому классу задач относится, например, задача об истечении газовой струи (см. рис.), для которой точное решение уравнений в плоскости годографа строится в виде ряда по совокупности частных решений, найденных методом разделения переменных.

Однако в общем случае расчёт обтекания тел связан с принципиальными трудностями, поскольку точные граничные условия в плоскости годографа неизвестны. В связи с этим широко применяется следующий приближённый метод: в канонических уравнениях коэффициент К принимается равным единице, что выполняется с той или иной степенью точности для произвольного газа при скоростях, не слишком близких к скорости звука, и строго — для так называемого газа Чаплыгина (газа с линейной связью между давлением и удельным объёмом, то есть с {{γ}} = -1). В результате эти уравнения приводятся к так называемым уравнениям Коши — Римана для действительной и мнимой частей аналитической функции комплексного переменного. На основе такого подхода с помощью метода конформных преобразований удаётся решить задачу о циркуляции обтекании профиля дозвуковым потоком газа. Кроме того, разработан ряд приближённых истодов учёта влияния сжимаемости газа на распределение давления по профилю в дозвуковом потоке, не требующих полного решения задачи, а использующих данные о распределении давления в потоке несжимаемой жидкости (методы С. А. Христиановнча, Кармана — Тзяна и др.). Они позволяют вводить поправку на сжимаемость в несколько более широких диапазонах углов атаки, относительных толщин профиля и Маха чисел, чем линейная Прандтля — Глауэрта теория.

При околозвуковом обтекании тонкого профиля линейные уравнения в плоскости годографа дополнительно упрощаются в рамках теории малых возмущений и сводятся к так называемому уравнению Трикоми (итальянский математик, F. Tricomi), которое описывает течение с местными сверхзвуковыми зонами.

Лит.: Чаплыгин С. А., Собр. соч., т. 2, М.—Л., 1948; Гудерлей К. Г., Теория околозвуковых течений, пер. с нем., М., 1980; Седов Л. И., Плоские задачи гидродинамики и аэродинамики, 3 изд., М., 1980; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987.

В. Н. Голубкин.

П. Я. Головачёв.

П. Г. Головин.

ГСН воспринимают энергию, излучённую или отражённую целью. Могут использоваться различные виды излучения: радиоизлучение, оптическое (в том числе тепловое), акустическое. В зависимости от местоположения источника энергии различают пассивные, полуактивные и активные ГСН.

Пассивные ГСН воспринимают излучение, создаваемое целью. Это могут быть сигналы работающих радиолокационных станций противника или передатчиков помех, а также оптическое излучение цели в инфракрасном и видимом диапазонах спектра, которое используется тепловыми и телевизионными ГСН. С конца 70 х гг. начали развиваться радиометрические пассивные ГСН, воспринимающие электромагнитное излучение цели в миллиметровом диапазоне волн вследствие теплового контраста цели с окружающим фоном. Полуактивные ГСН принимают сигнал, отражённый от цели при облучении её источником подсвета, находящимся вне ракеты, — на самолете-носителе или пункте наведения. Активные ГСН облучают цель с помощью передатчика, который входит в их состав, а также принимают отражённый сигнал. Полуактивные и активные ГСН строятся с использованием радиолокационного и оптического когерентного (лазерного) излучения.

Для повышения точности и помехоустойчивости в ГСН могут сочетаться различные принципы работы в зависимости от воспринимаемой энергии излучения цели и приёмники различных диапазонов электромагнитного излучения. ГСН могут быть полуактивно-активными, активно-радиометрическими, теплорадиолокационными и др. ГСН принимает данные целеуказания, производит поиск цели по координатам, анализирует принимаемый сигнал, селектирует цель на фоне естественных и организованных помех, осуществляет захват цели и автоматическое сопровождение её по координатам.

Основные тактико-технические характеристиками ГСН являются: дальность захвата цели в свободном пространстве и на фоне естественных помех (подстилающей поверхности, облачного фона); измеряемые координаты, диапазон их возможных изменений; точность автоматического сопровождения, в том числе при подлёте к цели; разрешающая способность, или возможность выделения одной цели из состава плотной группы; устойчивость к организованному противодействию противника (помехоустойчивость), характеризуемая вероятностью захвата и точностью сопровождения цели и в конечном счёте вероятностью её поражения; массо-габаритные и энергетические показатели, определяющие использование ГСН на ракете.

ГСН обычно размещается в головном отсеке ракеты. Ее антенная система находится под обтекателем аэродинамической формы, который прозрачен для рабочего диапазона волн ГСН. Различие используемых диапазонов электромагнитных волн и методов обработки принимаемых сигналов определяет большое разнообразие принципов построения ГСН, но в их составе можно выделить функциональные узлы: обтекатель 1 (см. рис.); фокусирующую или антенную систему 2; чувствительный элемент или приёмник энергии; приемное устройство 5, осуществляющее усиление и оптимальную первичную фильтрацию сигнала; анализатор 6 структуры принятого сигнала по амплитудному и спектральному составу; обнаружитель 10 цели-устройства 9 автоматического сопровождения цели по дальности или скорости сближения с нею; систему 4 автоматического сопровождения цели по углам и привод 3 антенны; вычислительные и логические устройства 12 принимающие решение о захвате цели обеспечивающие помехозащищённость и осуществляющие обмен (11) информацией с системой наведения ракеты; антенну 8 и приёмное устройство 7 опорного (хвостового) канала в полуактивных радиолокационных ГСН или приёмник радиокомандной линии при комбинированном наведении ракеты; передающее устройство 13 в активных ГСН.

Повышение тактико-технических требований и усложнение условий работы обусловливают применение в современной ГСН новейших достижений микроэлектроники, использование всё более сложных структур излучаемых сигналов (импульсных, непрерывных, квазинепрерывных, сигналов с внутренними модуляциями) и совершенствование их обработки с применением цифровых методов на основе микропроцессоров.

А. С. Синицын.

Структурная схема головки самонаведения.

В. М. Голубев.

В. В. Голубев.

Г. И. Голышев.

С 1988 фирма выпускает самолёт «Гольфстрим» IV (см. рис., первый полёт 1985) — развитие самолёта «Гольфстрим» III. Силовая установка состоит из двух турбореактивных двухконтурных двигателей тягой по 55,2 кН. Максимальная взлётная масса 32,5 т, запас топлива 16540 л. Максимальная крейсерская скорость 960 км/ч, потолок 13720 м, дальность полёта 7970 км (8 пассажиров, резервы топлива). На самолёте «Гольфстрим» IV установлены мировые рекорды (для самолётов его класса) скорости во время кругосветных перелётов (с промежуточными посадками) в июне 1987 — полёт по маршруту протяжённостью 36832 км за 45 ч 25 мин и в феврале 1988 — полёт по маршруту протяжённостью 37000 км за 36 ч 8 мин 34 с. С 1988 фирма занимается исследованиями сверхзвуковых административных самолётов, рассчитанных на полёт с числом М = 2—2,4 на маршрутах протяжённостью свыше 7000 км.

Административный самолёт «Гольфстрим» IV.

Типовая открытая Г. свободного аэростата объёмом 600—2200 м³ имеет массу 25—65 кг, применяется для полётов на высоте до 12 км (рис. 1). При полётах на высоте более 4 км воздухоплаватели применяют индивидуальные кислородные приборы и утеплённые комбинезоны.

При полётах в стратосферу, выполняемых на высотных аэростатах — стратостатах, используются герметичные Г. с кондиционированием воздуха (рис. 2) или открытые Г., в которых пилоты поднимаются одетыми в специальные высотные скафандры. Идея создания герметичной Г. для полёта в высокие слои атмосферы была высказана Д. И. Менделеевым в 1875. Впервые герметичная Г. была применена в 1931 О. Пиккаром при полёте на стратостате. Первая в СССР герметичная Г. конструкции В. А. Чижевского была установлена на стратостате «СССР-1», на котором в 1933 Г. А. Прокофьев, К. Д. Годунов и Э. К. Бирнбаум поднялись на высоту около 19 тысяч м.

У дирижабля имеется одна или несколько Г., прилегающих снизу вплотную к его поверхности или подвешенных под корпусом на тросах (рис, 3, 4). Первоначально основой конструкции Г. дирижаблей являлся лёгкий деревянный или металлический каркас, который покрывала матерчатая обтяжка. Со временем эту конструкцию заменили кабины, собранные из алюминиевых профилей со стенками из гофрированных или гладких листов (монококовая конструкция). Г. изготавливаются также из стеклопластика.

Пассажирские Г. с рубкой управления обычно размещается ближе к носовой части корпуса. Под днищем Г. монтируются посадочные устройства: надувные пуфы, служащие пневматическими амортизаторами (а также поплавками), или ориентирующиеся опорные колёса.

2) Оболочка обтекаемой формы вокруг двигателя, обеспечивающая установку и эксплуатацию двигателя (рис. 5); является частью силовой установки летательного аппарата. Г. двигателя часто называют мотогондолой.

Основные элементы Г.: каркас с тонкостенными панелями и быстросъёмными крышками капота двигателя, система вентиляции, система крепления двигателя. Турбореактивный двигатель обычно жёстко крепятся к Г. или каркасу летательного аппарата; двигатели с воздушным винтом устанавливаются на мотораме. Задняя часть Г. располагается вокруг выходного устройства двигателя (реактивного сопла, реверсивного устройства) или составляет его часть. Г. могут крепиться на внешней подвеске (на пилоне, на концах крыла), устанавливаться рядом с поверхностью летательного аппарата и сопрягаться с ним обводами, а также быть составной частью конструктивно-силовой схемы крыла, фюзеляжа. В зависимости от конструкции каркас Г. может участвовать в передаче нагрузок от двигателей к силовой конструкции летательного аппарата, либо усилия от двигателей через стержневую систему их крепления передаются непосредственно на силовую конструкцию. По числу установленных двигателей различают Г. одиночного двигателя, спаренные и многодвигательные. На дирижаблях для уменьшения шума в пассажирской Г. мотогондолы обычно устанавливают в хвостовой части.

Е. М. Миндлин, В. И. Никольский.

Рис. 1. Гондола (корзина) пилотируемого свободного аэростата: 1 — петли для зачехления гондолы; 2 — ступеньки; 3 — гондольные стропы; 4 — подвесные стропы; 5 — тросовый многоугольник; 6 — петли для подвески балластных мешков; 7 — поручни; 8 — полозья,

Рис. 2. Гондола стратостата «СССР-1».

Рис. 3. Гондола учебно-тренировочного дирижабля В-1 (СССР).

Рис. 4. Гондола жёсткого дирижабля LZ-129 (Германия).

Рис. 5. Гондола турбовинтового двигателя: 1 — воздухозаборник; 2 — откидные и быстросъемные крышки капота; 3 — силовой каркас гондолы; 4 — съемные крышки люков.

Н. П. Горбунов.

С. П. Горбунов.

В традиционном случае Г. о. состоит из основной неподвижной части — стабилизатора (в схеме «утка» — дестабилизатора) и подвижной части — руля высоты (РВ), которую располагают вдоль задней кромки стабилизатора (дестабилизатора) — смотри Рули управления. Получили распространение поворотные Г. о. При этом на тяжелых неманёвренных самолётах поворотом стабилизатора обычно осуществляют балансировку летательного аппарата и снимают усилия с рычагов управления, тогда как РВ сохраняет свои функции управления продольным движением. На маневренных сверхзвуковых самолётах из-за существенного снижения эффективности несущих поверхностей (в том числе эффективности органов управления) при переходе от до- к сверхзвуковым скоростям полёта часто применяют целиком поворотное Г. о. (без РВ), которое является в этом случае и органом продольного управления.

Эффективность Г. о. оценивается через прирост продольной статической устойчивости летательного аппарата за счёт установки Г. о., определяется его аэродинамической компоновкой и пропорциональна статическому моменту A_Г. о площади Г. о.: A_Г. о = {{S}}_Г. о{{L}}_Г. о, где {{S}}_Г. о — относительная площадь Г. о. (отношение площади Г. о. к площади крыла), {{L}}_Г. о — относительное плечо Г. о. (см. Плечо оперения). Обычно значения A_Г. о лежат в диапазоне 0,5—1. Основными расчётными случаями выбора площади Г. о. (в том числе РВ) являются: обеспечение заданного запаса продольной статической устойчивости летательного аппарата, его балансировки в ожидаемых условиях эксплуатации, а также отрыва носового колеса на взлёте при заданной скорости разбега и реализации определённых «Руководством полетной эксплуатации» нормальных перегрузок. Все эти условия должны выполняться во всём диапазоне эксплуатационных центровок летательного аппарата. Обычно площадь Г. о. тем больше, чем шире диапазон эксплуатационных центровок и чем выше эффективность механизации крыла.

При нормальной аэродинамической схеме самолёта (Г. о. в хвосте летательного аппарата) необходимая для его балансировки сила на Г. о. направлена против подъёмной силы крыла, что уменьшает общую подъёмную силу летательного аппарата и, следовательно, его аэродинамическое качество K. Для увеличения K стремятся уменьшить балансировочную силу на Г. о. путём перехода к малым запасам продольной статической устойчивости (или к задним центровкам). Максимальное значение K самолёта нормальной схемы достигается обычно при некоторой его продольной статической неустойчивости.

Конструкция Г. о. аналогична конструкции крыла. Однако, поскольку для самолётов нормальной схемы балансировочная сила на Г. о. становится особенно значительной при малых скоростях полёта с отклонённой механизацией крыла (взлётно-посадочные режимы), для обеспечения высоких несущих свойств Г. о. на больших отрицательных углах атаки часто применяют Г. о. с перевёрнутыми профилями (выпуклостью вниз, см. Профиль крыла) и иногда на Г. о. устанавливают предкрылки. Обычно площадь Г. о. составляет 20—30% площади крыла, удлинение {{λ}} = 3—5, сужение {{η}} = 2—3 (см. Сужение крыла), угол стреловидности {{χ}} Г. о. меняется в широких пределах; {{χ}} = 0—45{{°}}.

А. Г. Обрубов.

Рис. 1. Горизонтальные оперения в хвосте (а) и перед крылом (б) самолёта: 1 — стабилизатор; 2 — руль высоты; 3 — дестабилизатор.

Рис. 2. Низкорасположенное (а), Т-образное (б) и расположенное на двух килях (в) горизонтальные оперения.

горка — фигура пилотажа, прямолинейный набор высоты (см. рис.). Ввод в Г. осуществляется с перегрузкой, превышающей единицу. Вывод из Г. выполняется либо без крена, либо двумя поворотами летательного аппарата вокруг продольной оси на 180{{°}}, либо разворотом с креном более 90{{°}}. Г. может выполняться с торможением, с разгоном или на постоянной скорости. Различают пологую Г. (угол наклона продольной оси летательного аппарата на прямолинейном участке до 45{{°}}) и крутую Г. (угол более 45{{°}}).

Горка.

Б. Т. Горощенко.

Г. Г. Горшков.