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

Для двумерной задачи анализ А. т. сводится к интегрированию обыкновенных дифференциальных уравнений и, следовательно, во всём поле течения имеется подобие профилей искомых функций, построенных в соответствующих координатах, поэтому А. т. часто называют подобными или самоподобными течениями, в особенности в зарубежной литературе.

В трёхмерной задаче возможны два случая: а) задача сводится к решению обыкновеных дифференциальных уравнений и, следовательно, подобие профилей искомых функций существует для всего поля течения .(на всей обтекаемой поверхности), поэтому А. т. такого рода иногда называется поверхностно-подобным течением; б) анализ А. т. сводится к интегрированию двумерных дифференциальных уравнений в частных производных; в этом случае подобие профилей имеет место в определенных плоскостях (вдоль координатной линии на обтекаемой поверхности), поэтому они иногда называются линейно-подобными течениями. Типичным примером может служить обтекание «острого» кругового конуса сверхзвуковым потоком совершенного газа при больших Рейнольдса числах и умеренных углах атаки {{α}}, когда головной скачок уплотнения присоединён к его вершине. В потоке идеального газа за коническим скачком уплотнения реализуется коническое течение, под воздействием которого на поверхности конуса развивается ламинарный пограничный слой. Решение задачи как для идеальной, так и для вязкой жидкости является при {{α}} = 0 поверхностно-подобным, а при {{α}} {{≠}} 0 линейно-подобным (подобие профилей в меридианальных плоскостях).

В. А. Башкин.

автопилот (от греческого aut{{ò}}s — сам и французского pilote — руководитель, вожак) — система управления, обеспечивающая автоматическую стабилизацию и управление летательного аппарата с целью сохранения заданного режима полета. А. состоит (см. рис.) из близких по принципу действия автоматов, каждый из которых обеспечивает сохранение определенных параметра режима полёта (курса, углов и скоростей крена и тангажа, скорости полёта и т. д.). При отклонении параметра от заданного значения соответствующий датчик вырабатывает сигнал, пропорциональный этому отклонению. Сигнал после необходимых преобразований воздействует через сервоприводы на органы управления двигателями или на рули управления летательного аппарата, которые устраняют отклонения соответствующего параметра от его заданного значения. Работа А. даёт возможность сохранить заданный режим полёта без вмешательства лётчика.

Датчиками А. служат гироскопы, системы воздушных сигналов, радиотехнические устройства, инерциальные системы и др. В А. используются электрические и электрогидравлические сервоприводы. Для обеспечения безопасности полётов применяется резервирование отдельных цепей А. и его узлов.

Практическое значение получили А. с применением гироскопических датчиков. В США Э. Сперри построил А. с гироскопическими датчиками, и во время всемирной выставки в Париже (1914) был совершён первый официально зарегистрированный полёт гидросамолёта с автоматическим управлением. Первый отечественный А. был создан в 1932.

В 60 х гг. в связи с совершенствованием летательных аппаратов и расширением функций автоматики осуществлялась интеграция А. с другие пилотажными автоматами (захода на посадку, взлёта и ухода на второй круг, программного полёта, тяги и т. д.). Комплекс этих автоматов составляет бортовую систему автоматического управления летательного аппарата. Дальнейшая интеграция А. проводится на базе цифровых вычислителей.

Вращения воздушного винта самолёта на режиме А. стремятся избежать, так как вращающийся винт создаёт большое сопротивление, заметно увеличивая скорость снижения самолёта. В этом случае лопасти винта устанавливают в так называемое флюгерное положение — плоскости хорд лопастей примерно совпадают с направлением набегающего потока (углы атаки сечений минимальны), винт перестаёт вращаться и имеет гораздо меньшее лобовое сопротивление.

2) А. двигателя — режим работы газотурбинного двигателя в полёте, когда ротор вращается за счёт скоростного напора (без сжигания топлива в камере сгорания). Приведённые параметры ГДТ любой конструктивной схемы на режиме А. однозначно зависят от Маха числа полёта М{{_∞}} в области условий полёта, в которой коэффициент полезного действия элементов газотурбинного двигателя не зависят от Рейнольдса числа при отсутствии отбора мощности от ротора и отбора воздуха от компрессора и неизменных или изменяемых по законам подобия положениях регулирующих устройств. А. двигателя обычно характеризуется частотой вращения ротора (роторов). Приведённая частота вращения ротора при А. возрастает по мере увеличения числа М{{_∞}}, по зависимости, близкой к линейной, до тех пор, пока не будет достигнуто критическое истечение в реактивном сопле или на выходе из турбины. Приведённая частота вращения при А. при прочих равных .условиях выше у газотурбинных двигателей, имеющих меньшую температуру газа перед турбиной и большую степень повышения давления в компрессоре на расчётном (максимальном) режиме. У многовальных двигателей наибольшие частоты вращения характерны для роторов высокого давления. При отказе двигателя режим А. в общем случае более благоприятен, поскольку аэродинамическое сопротивление двигателя в режиме А. меньше, чем у остановленного двигателя. Кроме того, привод электрогенераторов и насосов гидравлических систем летательного аппарата осуществляется от двигателей; А. облегчает также повторный запуск заглохшего двигателя.

3) А. крыла — то же, что самовращение аэродинамическое.

Схемы скоростей набегающего на сечение лопасти несущего винта потока и действующих в этом сечении сил а режиме авторотации: V — горизонтальная скорость полёта; V_у скорость снижения; {{ω}}_r — окружная скорость сечения; R, X, Y — аэродинамические силы; {{φ}} — угол установки сечения.

Ф. А. Агальцов.

Таблица — Вертолеты фирмы «Агуста»

Н. В. Адамович-Иодко.

Отклонение подвижных элементов А. к. с сохранением плавности его обводов по некоторому закону, подобранному на основании экспериментальных и расчётных исследований, позволяет перераспределить давление на его поверхности таким образом, чтобы предотвратить срыв потока или существенно ослабить его развитие на выбранном режиме полёта. В результате граница возникновения тряски и бафтинга смещается на большие углы атаки, повышается эффективность поворотных поверхностей, работающих в режиме органов управления. Если изменение формы А. к. подчинить условиям, при идеальном выполнении которых критическая точка в каждом сечении крыла смещается в носик профиля, а распределение циркуляции скорости, по размаху становится эллиптическим, то при выбранном значении коэффициент подъёмной силы с_y обеспечивается минимум коэффициент сопротивления c_x (см. Аэродинамические коэффициенты). При выполнении первого условия снижаются пики разрежения в окрестности передней кромки, которые на обычном крыле приводят по достижении некоторого угла атаки (тем меньшего, чем тоньше профиль и острее его передняя кромка) к отрыву потока и потерям подсасывающей силы (рис. 1), то есть к увеличению сопротивления. При выполнении второго условия минимизируется индуктивное сопротивление. Поляра А. к., непрерывно изменяющего форму поперечных сечений в зависимости от с_y, является огибающей семейства поляр для крыльев с различными положениями их подвижных элементов (рис. 2). Общая закономерность изменения формы срединной поверхности для крыла с углом стреловидности Χ > 0 — увеличение кривизны профиля и отрицательной крутки крыла с возрастанием угла атаки.

Отклонение подвижных элементов А. к. (возможно, синхронизированное с отклонением горизонтального оперения), осуществляемое таким образом, чтобы центр давления действующих на самолёт аэродинамических сил не менял своего положения, дает возможность осуществить непосредственное управление аэродинамической подъёмной силой. Преимущественное отклонение задней кромки корневых сечений крыла позволяет уменьшить изгибающие моменты в его корневых сечениях при полёте с большими перегрузками (рис. 3) за счёт перераспределения циркуляции, а следовательно, и нагрузки по размаху крыла — увеличения в корневых и уменьшения в концевых сечениях. Снижение перегрузок при полёте в неспокойной атмосфере достигается включением в контур управления подвижными элементами А. к. соответствующих обратных связей.

А. к. должно иметь специальную конструкцию, гарантирующую минимальное отклонение формы его поверхности от расчётной в полётных условиях. В частности, в его обшивку должны быть включены гибкие элементы для обеспечения плавности обводов поверхности при отклонении подвижных элементов.

Р. Д. Иродов, Л. А. Курочкин.

Рис. 1. Поляры крыла с неплоской (I) и плоской (II) срединными поверхностями (а) и зависимости коэффициента давления с_р, и картины обтекания в режимах полёта (б—г), соответствующих точкам 1 (б), 2 (а) и 3 (г, виден срыв потока); {{х}} — приведенная хорда крыла.

Рис. 2. Поляры самолёта и профили крыла (показаны справа), оптимальные для различных режимов полёта; ○, 1 — с максимальной скоростью; 2 — в крейсерском режиме; ●, 3 — маневрирование на больших углах атаки; {{×}}, 4 — на предельных углах атаки. Красная линия — огибающая поляр.

Рис. 3. Распределение подъемной силы Y (а) и изгибающего момента М_изг (б) при отклонении задней кромки крыла на угол {{δ}} (в), различный по размаху крыла (сплошные линии) и без её отклонения (штриховые линии).

К. Адер.

К А. ф. при в. п. относится также комплекс мер, касающихся обязательности тех или иных документов, вносимых в них данных, способа их заполнения, досмотра багажа и груза и личного досмотра пассажиров и т. п. Ввиду непосредственного влияния применения А. ф. при в. п. на сроки отправки воздушных судов, при установлении А. ф. при в. п. особое внимание обращается на их упрощение и сокращение их числа. В этих целях применительно к международным перевозкам в рамках Международной организации гражданской авиации (ИКАО) разработано отдельное приложение к Чикагской конвенции 1944 под названием «Упрощение формальностей».

Разработкой и серийным производством А. с. за рубежом занимаются более 20 фирм, ведущие из которых «Бич» («Бичкрафт»). «Цессна», «Пайпер», «Гольфстрим аэроспейс», «Лирджет» (США), «Канадэр» (Канада), «Дассо авиасьон» (Франция) и «Бритиш аэроспейс» (Великобритания). В США для координации работ по А. с., определению рынков и перспектив развития созданы Национальная ассоциация административной авиации, которая ежегодно проводит международные выставки и конференции по А. с., и Ассоциация фирм-производителей самолётов авиации общего назначения. К середине 1990 в мире находилось в эксплуатации 14727 А. с. (7999 с турбовинтовыми двигателями и 6728 с турбореактивными двухконтурными двигателями). Наибольшее число А. с. эксплуатировалось в США (9581), Канаде (539), Мексике (446), Франции (435) и Бразилии (417). Наиболее популярны А. с. Цессна «Сайтейшен», Лирджет 31 и 35, Бритиш аэроспейс ВАе 125, Канадэр «Челленджер», Гольфстрим азроспейс «Гольфстрим» III и IV, Дассо авиасьон «Мистер-Фалькон» 50, 200 и 900, Бич «Супер кинг эр», Пайпер «Шайенн».

Б. М. Адрианов.

В 1945—1949 в опытном конструкторское бюро создано семейство поршневых двигателей, которые по техническим характеристикам и удельным параметрам находились на уровне лучших мировых образцов. Среди них АИ-4В и АИ-26ГР — первые отечественные двигатели, спроектированные специально для установки на опытных вертолётах Н. И. Камова (Ка-10) и И. П. Братухина (Г-4). Четырёхцилиндровый АИ-4В с воздушным принудительным охлаждением имел редуктор для уменьшения частоты вращения и передачи мощности на несущие винты, комбинированную муфту редуктора двигателя, выполнявшую функции включения и свободного хода. Особенностью семицилиндрового АИ-26ГР было наличие специального углового редуктора, который передавал вращение в двух направлениях — к несущему винту и на синхронизационный вал. Охлаждение цилиндров двигателя осуществлялось принудительно осевым вентилятором с приводом от двигателя. Мощность двигателя 368 кВт при частоте вращения 2100 мин^-1. АИ-26ГРФ не отличался конструктивно от АИ-26ГР, но был форсирован до 405 кВт взлётной мощности. Устанавливался на опытные вертолёты Б-5, Б-9, Б-10 и Б-11 (конструкции Братухина), АИ-26ГРФЛ — модификация АИ-26ГРФ с увеличенной до 423 кВт мощностью; устанавливался на опытный вертолёт Як-100. АИ-26В — модификация АИ-26ГРФ. Двигатель разработан специально для вертолёта Ми-1, снабжён угловым редуктором с выводом основной мощности на вертикальный вал, комбинированной муфтой включения трансмиссии и свободного хода, осевым вентилятором для принудительного охлаждения двигателя. К концу 40 х гг. потребовался двигатель для лёгких самолётов на замену двигателю М-11, созданному в 1926 и имевшему мощность в различных модификациях от 81 до 132 кВт. Был разработан более экономичный, лёгкий и мощный поршневой двигатель АИ-14Р (рис. 1) — девятицилиндровая «звезда» воздушного охлаждения с редуктором и нагнетателем. Модификация увеличения мощности получила обозначение АИ-14РФ. АИ-14В — модификация двигателя, выполненная для вертолётов; имеет угловой редуктор с выводом мощности на вертикальный вал с фрикционной и храповой муфтами включения выводного вала. Охлаждение воздушное от осевого вентилятора, приводимого редуктором через фрикционную муфту. АИ-14РФ и АИ-14В нашли широкое применение на лёгких самолётах Як, Ан, вертолётах Ка. Запасы надёжности, заложенные в конструкцию двигателей АИ-14Р и АИ-14В, позволили в серийном производстве (главный конструктор И. М. Веденеев) выпустить модификации М-14П и М-14В-26 увеличенной мощности (см. Опытно-конструкторское бюро моторостроения).

В 1953 начинаются работы по доводке турбовинтового двигателя ТВ-2 (см. НК), переданного из опытного конструкторское бюро Н. Д. Кузнецова. Модификация ТВ-2Т была установлена на первый отечественный турбовинтовой транспортный самолёт Ан-8 (в серии устанавливался турбовинтовой двигатель АИ-20Д). На базе ТВ-2 создан вертолётный двигатель ТВ-2-ВК с оригинальным редуктором для подъёмных и тянущих винтов винтокрыла Ка-22.

В 1956 построен турбовинтовой двигатель АИ-20 (рис. 2) для пассажирских и транспортных самолётов. Двигатель выполнен по одновальной схеме, состоит из осевого 10-ступенчатого компрессора, кольцевой камеры сгорания, трёхступенчатой турбины и редуктора. Особенности, определившие высокую эксплуатационную надёжность и большой ресурс двигателя: сохранение постоянной мощности до определенной высоты, на которой достигается предельно допустимая температура перед турбиной; поддержание постоянной частоты вращения ротора (12300 мин^-1); обеспечение большого запаса газодинамической устойчивости компрессора во всём диапазоне режимов, высот и скоростей полёта; автоматический запуск двигателя; применение точной гидравлической системы измерения крутящего момента на валу винта, улучшающей работу шестерён редуктора; наличие нескольких дублирующих систем автоматического флюгирования винта, в том числе системы флюгирования по отрицательной тяге. В серийном производстве двигатель строился с индексом АИ-20А. Резервы его надёжности позволили разработать модификацию АИ-20Д, в которой повышением температуры газа мощность увеличена на 30% без существенных изменений конструкции двигателя. АИ-20К — модификация с конструктивно-технологическими улучшениями, обеспечивающими повышение надёжности и значительное увеличение ресурса. АИ-20М—модификация с улучшенной экономичностью и повышенной мощностью; в двигателе усовершенствован узел турбины, введены турбинные лопатки с бандажными полочками, применён более жаростойкий материал жаровой трубы камеры сгорания. АИ-20ДМ сочетает мощность и экономичность модификаций АИ-20Д и АИ-20М. Двигатели семейства АИ-20, находившиеся в серийном производстве в 1957—1969, устанавливались на самолётах Ил-18, Ан-10, Ан-12, Ан-32 и др. На двигателях был достигнут уровень надёжности, позволивший впервые в отечественном двигателестроении установить для них межремонтный ресурс, измеряемый тысячами часов. Назначенный (амортизационный) ресурс АИ-20К и АИ-20М составляет 20 тысяч ч.

В 1958—1960 разработан турбовинтовой двигатель АИ-24 для самолётов коротких и средних линий. При его создании использован прогрессивный метод моделирования двигателя-прототипа. В основу проекта положен хорошо доведённый АИ-20К. АИ-24, как и АИ-20, имеет высокую эксплуатационную надёжность и большой ресурс. АН-24 и его модификации АИ-24Т и АИ-24ВТ применены на самолётах Ан-24, Ан-26 и Ан-30.

В середине 60-х гг, опытное конструкторское бюро начало разработку турбореактивного двухконтурного двигателя. Был создан АИ-25 двухвальной схемы с умеренными параметрами рабочего процесса, лёгкий, с низким расходом топлива, достаточно простой по конструкции, технологичный в производстве, надёжный в эксплуатации, с большим ресурсом. Характеристики двигатели позволили создать реактивный самолёт Як-40, способный взлетать с очень коротких взлётно-посадочных полос. В модификации АИ-25ТЛ увеличена тяга, удлинена выпускная труба, масляная система обеспечивает работу подшипников в условиях перевернутого полёта. Двигатель устанавливался на учебно-тренировочном самолёте Л-39 производства Чехословакии.

В 70 х гг. методом оптимизации основных параметров (экономичности, веса, производственной и эксплуатационной технологичности, надёжности и ресурса) решена задача создания эффективного двигателя для пассажирского самолёта коротких и средних линий. В основу проекта турбореактивного двухконтурного двигателя Д-36 (рис. 3) положены большая степень двухконтурности, высокие температура газа перед турбиной и степень повышения давления воздуха в компрессоре. Двигатель выполнен по трёхвальной схеме. Для повышения надёжности работы в его узлах реализован ряд прогрессивных конструктивных и технологических решений: вентиляторные лопатки повышенной прочности, способные выдержать удар птицы при полете самолёта; корпус вентилятора, упрочнённый композиционным материалом; упругомасляные демпферы валов роторов; электронно-лучевая сварка роторов; титановое литьё; раскатка валов и др. Двигатель выполнен по модульной (блочной) схеме, которая обеспечивает замену модулей в условиях аэродромных мастерских, имеет системы диагностики состояния деталей в процессе эксплуатации, в том числе смотровое отверстия для инструментального контроля внутренних деталей. Это допускает возможность его эксплуатации по .состоянию и отказ от системы капитальных ремонтов на заводе. По уровню шума и эмиссии вредных веществ двигатель удовлетворяет современным нормам. Дальнейшим развитием Д-36 стал турбореактивный двухконтурный двигатель Д-436 тягой 73,5 кН.

На базе конструкции Д-36 разработан самый мощный в мире турбовальный двигатель Д-136 (рис. 4) для вертолётов большой грузоподъёмности. Его особенностями являются большая взлётная мощность, низкий удельный расход топлива, малая удельная масса, модульная конструкция и устройства, обеспечивающие надежный контроль состояния в процессе эксплуатации, низкий уровень эмиссии загрязняющих воздух веществ. Узлы компрессоров низкого и высокого давления, камеры сгорания и турбин высокого и низкого давления полностью заимствованы у Д-36. Это облегчает серийное производство и ремонт двигателей. Для пассажирских и транспортных самолётов большой дальности и грузоподъёмности создан турбореактивный двухконтурный двигатель Д-18Т (рис. 5). В основу его конструкции в качестве двигателя-прототипа положен Д-36 с необходимой корректировкой основных узлов, соответствующей особенностям Д-18Т. Двигатель имеет технические данные на уровне лучших двигателей для гражданск авиации. Низкий удельн расход топлива обеспечен высокими значениями степени повышения давления и степени двухконтурности. Малая удельная масса обусловлена высокой температурой газа перед турбиной, повышенными окружными скоростями роторов, рациональной конструкцией и применением современных материалов и технологии. Д-18Т выполнен по трехвальной схеме, состоит из 18 модулей, которые могут заменяться в эксплуатационных мастерских, что обеспечивает его эксплуатацию по состоянию без капитальных заводских ремонтов. Двигатель полностью отвечает требованиям норм по охране окружающей среды, имеет низкий уровень шума и эмиссии вредных веществ.

В 1987 начались лётные испытания первого в СССР турбовинтовентиляторного двигателя Д-236Т.

Таблица — Двигатели Запорожского машиностроительного конструкторского бюро «Прогресс»

Рис. 1. Поршневой двигатель АИ-14Р.

Рис. 2. Турбовинтовой двигатель АИ-20.

Рис. 3. Турбореактнвный двухконтурный двигатель Д-36.

Рис. 4. Турбовальный двигатель Д-136.

Рис. 5. Турбореактивный двухконтурный двигатель Д-18Т.

К. В. Акашев.

Соч.: Теория и методы исследования коррозии металлов, М.—Л., 1945.

Г. В. Акимов.

{{формула}}

где А  = (M²_{{∞}}-1)^-1/2, M{{_∞}} — Маха число набегающего потока, а — угол атаки, {{ε}} ₊ (x) и {{ε}}_(х) — углы наклона верхней и нижней поверхностей профиля в точке с координатой х, b — длина хорды профиля (формулы записаны в скоростной системе координат — см. Системы координат). Согласно А. ф. имеется локальная связь между коэффициентом давления и местным наклоном профиля; коэффициент подъёмной силы определяется значением угла атаки и не зависит от формы профиля; профиль любой формы в сверхзвуковом потоке обладает сопротивлением, которое не связано с силами вязкости в отличие от дозвукового обтекания идеальным газом, когда в соответствии с Прандтля — Глауэрта теорией сопротивление профиля равно нулю.

Явная зависимость коэффициента сопротивления от формы профиля позволяет формулировать и решать задачи оптимизации формы профиля для нахождения профилей минимального волнового сопротивления при определенных ограничивающих условиях. Например, при заданной максимальной толщине наименьшее сопротивление имеет ромбовидный профиль, при заданной подъёмной силе — профиль в виде плоской пластины.