Свищев Г.П. (ред.) Энциклопедия авиации - файл n1.doc

Свищев Г.П. (ред.) Энциклопедия авиации
скачать (14295.5 kb.)
Доступные файлы (1):
n1.doc14296kb.04.12.2012 03:28скачать

n1.doc

1   ...   4   5   6   7   8   9   10   11   ...   163
А. ПВО насчитывалось 97 полков.

Для послевоенного развития А. ПВО характерно оснащение её реактивными самолётами, дальнейшее совершенствование системы управления, а также развитие специальной и транспортной авиации, В конце 40 х гг. А. ПВО вооружается реактивными истребителями МиГ-9, Як-15, в 50-е гг. —МиГ-15, -17, -19, Як-25 с бортовыми радиолокационными приборами и управляемыми ракетами класса «воздух—воздух». В 60-е гг. в состав А. ПВО поступают сверхзвуковые истребители Су-9, -11, -15, Як-28П, в последующие годы — новые поколения самолётов МиГ-25, -31, Су-27 с высокими лётно-тактическими характеристиками. Имея скорости полёта самолётов до 3000 км/ч, практический потолок более 20000 м, высокоэффективные системы вооружения, А. ПВО способна поражать малозаметные и малоразмерные цели в любых метеорологических условиях. Тактика А. ПВО строится на основе всестороннего учёта опыта Великой Отечественной войны и послевоенной практики, достижений и перспектив развития военной науки и техники. Шире стало взаимодействие А. ПВО с другие родами войск противовоздушной обороны, средствами противовоздушной обороны других видов Вооруженных Сил. Командующими А. ПВО были: И. Д. Климов (1942—1947), С. А. Пестов (1947—1948), Е. Я. Савицкий (1948—1953, 1954—1966), М. Г. Мачин (1953—1954), А. Л. Кадомцев (1966—1969), А. Е. Боровых (1969—1977), Н. И. Москвителев (1977—1987), Б. И. Андреев (с 1987).

А. ПВО в вооруженных силах стран НАТО и США представлена отдельными авиационными эскадрильями истребителей противовоздушной обороны. В зависимости от обстановки могут привлекаться значительные силы тактической авиации. На вооружении А. ПВО состоят истребители Макдоннелл-Дуглас F-15 «Игл», Дженерал дайнемикс F-16 (США), Панавиа «Торнадо» F.2 (Великобритания), «Мираж» F-1C, «Мираж» 2000 (Франция) и др. Управление истребителями противовоздушной обороны предусмотрено в единой автоматизированной системе управления средствами противовоздушной обороны «Нейдж». В целях повышения возможностей управления истребителями противовоздушной обороны используются также самолёты дальнего радиолокационного обнаружения и управления, входящие в систему «АВАКС—НАТО» (американский самолёт Боинг Е-3А).

Н. И. Москвителев.

«Авиаэкспорт» — внешнеэкономическое государственное объединение. До 1959 экспортом авиационной техники занимался Государственный комитет СССР по внешнеэкономическим связям. Затем эта функция была возложена на Министерство внешней торговли СССР, где во всесоюзном объединении «Автоэкспорт» была создана контора по экспорту авиационной техники. В 1961 образована всесоюзная контора по экспорту и импорту авиационной техники — «А.», в 1963 она преобразована во всесоюзное объединение, а в 1978 — во всесоюзное хозрасчётное внешнеторговое объединение, с 1991 — внешнеэкономическое государственное объединение «А.».

«А.» кроме экспорта и импорта авиационной техники осуществляет и другие операции внешнеторгового характера, включая обучение иностранного лётного и технического персонала для эксплуатации экспортируемой авиационной техники; разрабатывает и проводит мероприятия по организации технического обслуживания и ремонта авиационной техники; изучает и использует конъюнктуру соответствующих товарных рынков; разрабатывает и проводит рекламные мероприятия с целью расширения экспорта товаров закреплённой номенклатуры; разрабатывает мероприятия, направленные на повышение требований к качеству и техническому уровню экспортируемых и импортируемых товаров.

Непосредственно экспортно-импортными операциями занимаются специализированные фирмы тяжёлых самолётов, средних и лёгких самолётов, вертолётов, аэродромного оборудования и машин, авиаприборно-радиолокационного бортового и наземного оборудования, авиационно-технического сервиса, авиационного ремонта, оборудования и лицензий. «А.» имеет своих уполномоченных представителей за рубежом, которые одновременно являются и руководителями групп авиационных специалистов за границей. «А.» участвует в работе ряда международных организаций, в том числе Международной организации гражданской авиации (ИКАО).

Э. В. Хорошилов.

авиетка (французское aviette) — устаревш название маломощного одноместного самолёта (мощность двигателя до 25 кВт), обычно любительской постройки или созданного в общественном конструкторском бюро. Как правило, это простой, недорогой самолёт с мотоциклетным двигателем. В СССР строительство А. получило развитие в 1920-е гг. благодаря массовому увлечению молодёжи авиацией. В 1924—1925 Общество друзей воздушного флота (ОДВФ) проводило конкурс проектов маломощных самолётов и двигателей, в 1934 проходил конкурс Авиавнито, в 1935 — 1 й всесоюзный конкурс лёгких самолётов. В последующие годы к А. стали относить одно- и двухместные самолёты и самолёты с двигателем мощностью до 75 кВт.

Первая в России А. «Касьяненко № 4» была построена в 1913; мощность двигателя «Анзани» 11 кВт. К первым советским А. относятся ВОП-1 (конструктор В. О. Писаренко) и АНТ-1 (конструктор А. Н. Туполев) , построенные в 1923. А. типа- «летающее крыло» были созданы Б. И. Черановским («Парабола» БИЧ-3, 1926; БИЧ-20, 1937). А. НВ-5 В. В. Никитина, получившая первую премию конкурса Авиавнито в 1934, строилась в несколько вариантах. Над созданием А. работали также В. К. Грибовский, В. П. Невдачин, А. Н. Рафаэлянц, А. С. Яковлев и другие А. «Буревестник» С-4 Невдачина, построенная в кружке Общества друзей воздушного флот, совершила рекордный перелёт Москва — Одесса и установила рекорд высоты (5500 м) в 1927. Этот самолёт экспонировался на международной авиационной выставке в Берлине в 1928. А. АИР-1, созданная в Военно-воздушной инженерной академии Яковлевым, установила 2 мировых рекорда (дальности полёта — 1420 км и продолжительности — 15 ч 30 мин) во время перелёта Москва — Симферополь в 1927.

Ю. В. Макаров.

«Авко лайкоминг» (Avco Lycoming Textron) — двигателестроительная фирма США. Ведет начало от фирмы «Лайкоминг» — одного из крупнейших производителей автомобильных двигателей в США, начавшего выпуск авиадвигателей в конце 20 х гг. До 1984 функционировала в виде группы отделений фирмы «Авко» (Avco Corporation), затем вошла в состав концерна «Текстрон» (Textron Inc.). Выпускает газотурбинные двигатели для вертолётов, лёгких пассажирских самолётов, наземного и морского транспорта и промышленности, является крупнейшим зарубежным поставщиком поршневых двигателей мощностью до ~ 300 кВт для авиации общего назначения. Основные программы конца 80 х гг.: производство турбореактивных двухконтурных двигателей ALF502 (F102), вертолётных газотурбинных двигателей LTC1 (Т53), LTC4 (Т55), LTS101, турбовинтовых двигателей LTP101 и ряда авиационных поршневых двигателей; разработка роторно-поршневых двигателей, проектирование (совместно с «Пратт энд Уитни») газотурбинных двигателей для перспективного армейского лёгкого вертолёта LH. Основные данные некоторых двигателей фирмы приведены в таблице

Таблица — Двигатели фирмы «Авколайкоминг»


Основные данные

Т53-L-703 (ГТД)

Т55-1-712 (ГТД)

ALF 502L-2 (ТРДД)

LTP101-700A-1 (ТВД)

Тяга, кН

-

-

33 4

-

Мощность, кВт

1100

2800

-

560

Масса, кг

247

341

590

152

Диаметр, м

0,584

0,616

1,06

0,533

Удельный расход топлива на взлётном режиме:













г/(кВт*ч)

364

322

-

335

кг/(Н*ч)

-

-

0,043

-

Расход воздуха, кг/с

5

-

116

2,27

Степень повышения давлении

8

8

13,6

8,5

Степень двухконтурности

-

-

5

-

Температура газа перед турбиной, К

-

-

1423

1313

Применение (летательные аппараты)

Вертолёты Белл AH-1Q; AH-1S «Кобра»

Вертолёт Боинг вертол CH-47D «Чинук»

Административный самолёт Кэнадэр CL-600 «Челленджер»

Административный самолёт Цессна 421


«Авро» (А. V. Roe and Co., Ltd) — самолётостроительная фирма Великобритании. Основана в 1910 английским пионером авиации А. В. Ро. С 1935 дочерняя компания концерна «Хокер Сидли», в 1963 в связи с реорганизацией концерна прекратила существование. Выпускала боевые и учебно-тренировочные самолёты, из которых наиболее известны Авро 504 (первый полёт в 1913, за годы Первой мировой войны построено более 8 тысяч, производился около 20 лет, см. рис. в табл. VI) и «Ансон» (1935, построено 7195). Во время Второй мировой войны вела массовое производство бомбардировщиков с четырьмя поршневыми двигателями «Ланкастер» (1941, построено 7366, см. рис. в табл. XIX) и «Линкольн» (1944), на основе которых были созданы транспортные самолёты «Йорк» (1942), «Тюдор» и «Ланкастриан» (оба в 1944), патрульный бомбардировщик «Шеклтон» (1949, см. рис.). В 1952 совершил первый полёт реактивный стратегический бомбардировщик «Вулкан» (рис. в табл. XXXI). Производство пассажирского самолёта Авро 748 с двумя турбовинтовыми двигателями (1960) было продолжено концерном «Хокер Сидли» и позже фирмой «Бритиш аэроспейс». Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в таблице.

Таблица — Бомбардировщики фирмы «Авро»

Основные данные

«Ланкастер» 1

«Шеклтон» M.R.Mk.3

«Вулкан» B.2

Первый полет, год

1942

1954

1958

Число и тип двигателей

4 ПД

4 ПД

4 ТРД

Мощность двигателя, кВт

955

1830

-

Тяга двигателя, кН

-

-

89

Длина самолета

21,01

28,2

30,45

Высота самолёта, м

6,1

7,11

8,4

Размах крыла, м

31,09

36,57

33,83

Площадь крыла, м2

120,8

132

350

Взлётная масса, т










нормальная

27,21

-

81,65

максимальная

30,84

45,36

86

Масса пустого самолета, т

16,01

-

-

Боевая нагрузка, т

6,35

11,3

4,5

Максимальная дальность полёта, км

4040

~6000

9000

Максимальная скорость полёта, км/ч

450

500

1005

Потолок, м

7000

6000

18000

Экипаж, чел

6

10

5

Вооружение

10 пулемётов (7,62 мм), бомбы

4 пушки (20 мм), бомбы, глубинные бомбы, торпеды, мины

1 УР. бомбы (в т. ч. ядерные)


Патрульный бомбардировщик «Шеклтон»

В. В. Беляев, М. А. Левин.

автожир (французское autogyre, от греческого aut{{у}}s — сам ' и gyros — круг, вращение) — летательный аппарат тяжелее воздуха, у которого подъёмная сила создаётся несущим винтом — ротором, вращающимся свободно (без привода от двигателя) под действием набегающего потока воздуха. Поступательное движение А. получает от обычного тянущего или толкающего воздушного винта. Основные достоинства А.: небольшая минимальная (эволютивая) скорость и меньшие (по сравнению с самолётами) взлётно-посадочные дистанции. А. является промежуточным типом летательного аппарат между самолётом и вертолётом. Изобретён X. Сиервой в 1919; его первым летавшим А. был С-4 (1923, см. рис. в табл. XIV), а в 1928 ему удалось создать удачную конструкцию аппарата, на котором был совершён перелёт из Лондона в Париж.

В СССР первый А. КАСКР-1 (рис. в табл. XI) построен в 1929 Н. И. Камовым и Н. К. Скржинским. После этого на протяжении десяти лет было создано около 15 типов и модификаций, строившихся в Центральном аэрогидродинамическом институт по проектам Камова, Скржинского, А. М. Черёмухина и В. А. Кузнецова (см. статью А).

Последним А., разработанным в СССР, стал двухместный АК, взлетающий без разбега, спроектированный в 1940 Камовым при участии М. Л. Миля. За рубежом создаются опытные экземпляры сверхлёгких одноместных (см. рис.) и двухместных А.

Разработаны три принципиальные схемы А. Первая схема — крылатый А. с неуправляемым несущим винтом и с органами управления, как на самолёте. Эффективность органов управления зависит от поступательной скорости аппарата. К этому типу летательных аппаратов относятся первые А. (Сиерва С-8, С-19; советские КАСКР-1, ЦАГИ А-4, А-7).

Вторая схема — бескрылый А. с управляемым несущим винтом, с горизонтальным и вертикальными оперениями. Управление аппаратом осуществляется наклоном оси несущего винта, связанной с ручкой управления аппаратом посредством рычажной передачи (Сиерва С-30, Келлетт К-1В, ЦАГИ А-12, А-14).

Третья схема — А. с непосредственным («прыжковым») взлётом без разбега. Непосредственно взлёт в этих аппаратах осуществляется путём использования кинетической энергии раскручиваемого перед взлётом до максимальных оборотов ротора от двигателя. Перед раскруткой ротора с целью уменьшения потребляемой мощности его лопасти ставятся под углом, соответствующим нулевой подъёмной силе, а при достижении максимаьных оборотов угол установки лопастей особым механизмом автоматически переводится на полётный (до 5—7{{°}}), и А., получив избыточную тягу, «подпрыгивает» вертикально вверх на несколько метров. Под действием воздушного винта аппарат получает поступательное перемещение, а затем переходит на обычный для А. набор высоты. Первым в 1936 такой летательный аппарат (С-30Р) построил Сиерва.

Многочисленные теоретические работы, экспериментальные исследования, конструктивные решения несущей системы и лопастей, опыт лётных испытаний и доводок А. в значительной степени нашли применение при создании вертолётов.

Лит.: Камов Н. И. Винтовые летательные аппараты (аатожиры и геликоптеры), М., 1948; Изаксон А. М., Советское вертолетостроение, 2 изд., М. 1981.

В. А. Касьяников.

Одноместный спортивный автожир.

автомат перекоса — механизм в системе управления несущим винтом вертолёта для изменения углов установки лопастей. А. п. является средством (или одним из средств) регулирования тяги винта к изменения её направления, то есть обеспечивает управляемость вертолёта относительно продольной и поперечной осей. Управление А. п. осуществляется ручкой управления и рычагом общего шага из кабины пилота либо от системы автоматического управления.

Различают А. п. кольцевого типа, рычажные, кривошипные, типа «паук». Наиболее распространены А. п. кольцевого типа (рис. 1), схема которых была впервые предложена Б. Н. Юрьевым в 1911. В А. п. этой схемы под втулкой несущего винта (соосно с валом) устанавливаются два кольца (вращающееся и невращающееся), которые могут перемещаться вдоль вала и наклоняться относительно его оси. Вращающееся кольцо связано с невращающимся через подшипник таким образом, что оба кольца могут наклоняться и перемещаться в осевом направлении только совместно. Вращающееся кольцо связано с втулкой несущего винта (обычно посредством шлиц-шарнира) и вращается с частотой несущего винта. Кольца в сборе шарнирно установлены на направляющей (стакане), параллельной оси вала несущего винта. К невращающемуся кольцу подсоединены элементы цепи управления циклическим шагом и общим шагом несущего винта (качалки и рычаги либо непосредственно бустеры при так называем трехбустерной схеме привода А. п.), а к вращающемуся — тяги рычагов поворота лопастей. При перемещении колеи по направляющей без изменения их углового положения происходит одновременное изменение углов установки лопастей на одну и ту же величину (управление общим шагом). При наклоне колец А. п. углы установки периодически (в течение одного оборота) меняются. Внешнее расположение А. п. кольцевого типа выгодно с конструктивной и технологической точек зрения, а также облегчает техническое обслуживание (упрощены осмотр, смазка). У А. п. типа «паук» (рис. 2) внутри вала несущего винта шарнирно установлен рычаг, на верхнем конце которого закреплена крестовина, связанная с рычагами поворота лопастей. Шарнир рычага установлен в стакане, который может перемещаться вдоль оси вала несущего винта. К нижней части рычага подсоединена цепь управления циклическим шагом, а к стакану — цепь управления общим шагом. Поворот рычага вызывает наклон крестовины и периодическое изменение углов установки лопастей. Перемещение стакана вместе с рычагом вдоль вала несущего винта вызывает вертикальное перемещение крестовины и изменение углов установки всех лопастей на одну и ту же величину. К достоинствам схемы А. п. типа «паук» относится некоторое снижение «вредного» сопротивления (благодаря размещению части элементов внутри вала несущего винта), к недостаткам — жёсткие габаритные ограничения и проблемы с установкой надвтулочных устройств, соединительные элементы которых проходят внутри вала несущего винта.

Л. А. Самойлов.

Рис. 1. Автомат перекоса кольцевого типа: 1 — вращающееся кольцо; 2 — невращающееся кольцо; 3 — шлиц-шарнир; 4 — рычаг поворота лопасти; 5 — тяга рычага поворота лопасти; 6 — подшипниковый узел; 7 — качалка управления циклическим шагом; 8 — направляющая; 9 — рычаг изменения общего шага.

Рис. 2. Автомат перекоса типа «паук»: 1 — тяга управления общим шагом; 2 — стакан; 3 — шарнирный узел рычага; 4 — крестовина; 5 — рычаг поворота лопасти; 6 — рычаг управления циклическим шагом.

автоматизация конструирования летательного аппарата — процесс конструирования агрегатов, узлов летательного аппарата, а также элементов его систем с использованием вычислительной техники. Существуют два метода решения задачи А. к. летательного аппарата: метод типовых конструктивных решений и метод типовых процедур (операций). Метод типовых конструктивных решений использует опыт авиационной отрасли по созданию рациональных элементов, соединений и узлов, апробированных экспериментальными исследованиями и опытом эксплуатации. Для каждого из типовых решений разрабатывается математическая модель конструкции, отражающая геометрические (кинематические) свойства, расчётную прочностную и технологическую схемы; формируются алгоритм поиска оптимальных параметров, форма необходимого комплекта технической документации. Использование этого метода для конструирования нетрадиционных объектов затруднено. Метод типовых процедур не предполагает наличия математической модели объекта. При решении задачи используются типовые операции по геометрическому построению и кинематическому, прочностному и другим анализам объекта. Расчётная модель формируется конструктором непосредственно в процессе работы с системой автоматизированного конструирования в режиме диалога. Метод типовых, процедур требует более высокой подготовки конструктора (пользователя).

Система автоматизированного конструирования как одна из подсистем системы автоматизированного проектирования (САПР) авиационной техники обеспечивает: выбор рационального схемного решения; проведение необходимых расчётов и поиск оптимальных параметров; определение директивной технологии изготовления конструкции и выбор типового оборудования; выпуск рабочей конструкторской документации, подготовку необходимой информации для технологического оборудования с числовым программным управлением. Подсистема состоит из трёх составляющих: модуля конструирования, информационно-справочного модуля, графического модуля. Модуль конструирования может использовать один из названных выше методов А. к. летательного аппарата или их сочетание. Программная реализация модуля и удобство работы с ним в значительной степени определяются языком описания конструкции. Информационно-справочный модуль, отвечая на «прямые» запросы конструктора и программы модуля конструирования, обеспечивает поиск информации, необходимой для формирования конструкции. Базой данных информационно-справочного модуля служат типовые конструктивные решения деталей и узлов, нормативные и справочные документы. Графический модуль строится по иерархическому принципу и включает: программы нижнего уровня, связанные с конкретными графическими, периферийными устройствами электронно-вычислительных машин; базовые программы, реализующие операции графики машинной; сервисные программы, обеспечивающие выполнение чертежа в соответствии с требованиями Единой системы конструкторской документации; прикладные графические программы, формирующие чертёж конструкции по данным, полученным от модуля конструирования. Для реализации А. к. необходимы соответствующие технические средства и математическое обеспечение электронно-вычислительных машин. Техническими средствами А. к. летательного аппарата в САПР служит набор автоматизированных рабочих мест. А. к. изменяет содержание и характер работы конструктора, избавляя его от рутинных графических построений, элементарных расчётных операций и непроизводительных затрат времени на поиск информации. Применение А. к. в процессе создания новой техники позволяет уменьшить трудоёмкость выпуска конструкторской документации, существенно снизить стоимость опытного экземпляра путём резкого уменьшения количества ошибок в документации, а при взаимодействии с автоматизированной системой технологической подготовки производства сократить сроки разработки благодаря своевременному началу технологической подготовки производства.

Л. М. Шкадов, В. В. Лазарев.

автоматизация посадки — передача части функций лётчика на различных этапах посадки системе автоматического управления (САУ) самолётом, а также последовательная полная автоматизация выполнения этих этапов (в данной статье в понятие «посадка» включены заход на посадку и собственно посадка). Потребность в А. п. возникла из-за необходимости расширения эксплуатационных метеоминимумов самолётов при одновременном повышении безопасности выполнения посадки, так как при посадке происходит почти 50% всех авиационных происшествий (в том числе катастроф), причём значительная их часть является следствием ошибок пилотирования.

Первые опыты по А. п. начали проводиться в Великобритании с 1923. Первая автоматическая посадка (до касания взлётно-посадочной полосы) с применением радиотехнических средств была выполнена в 1948. С конца 50 х гг. в различных странах начался процесс интенсивного исследования и внедрения в эксплуатацию автоматизированных систем посадки (АСП). Несколько позже для пассажирской авиации Международная организация гражданской авиации установила три категории погодных минимумов, регламентирующих степень А. п. (состав технических средств, см. рис.), требования к наземным (курсовой и глиссадный радиомаяки, светотехнические системы аэродрома и т. д.) и бортовым (курсовой и глиссадный приёмники, радиовысотомер малых высот, система воздушных сигналов и т. д.) системам обеспечения посадки, а также требования к квалификации экипажа и системам отображения информации.

Вначале категории Международной организации гражданской авиации были основаны только на понятиях высоты принятия решения (ВПР) или высоты нижней границы облаков и дальности видимости на взлётно-посадочной полосе (ДВ). В дальнейшем требования становились жёстче и дополнялись, например были введены ограничения на скорость ветра вдоль и поперёк взлётно-посадочной полосы (см. Минимум погодный). При работах по А. п. параллельно развивались две концепции: лётчик — активное звено АСП, он принимает решения и участвует в управлении; лётчик — пассивное звено, он только контролирует исправность система автоматического управления. В САУ, разработанных с применением первого подхода, лётчик выполнял ряд функций по управлению самолётом, например парирование бокового сноса. При втором подходе разрабатывались АСП, полностью автоматизирующие выполнение как отдельных этапов, так и всей посадки. Такая автоматическая система посадки реализована на «Буране». Последовательное применение этих концепций привело к разработке и внедрению АСП, соответствующих категории III Международной организации гражданской авиации, в которых за лётчиком остаётся право принятия решения об уходе на второй круг и переходе на ручное управление самолётом (см. Совмещённое управление).

Лит.: Белогородский С. Л., Автоматизация управления посадкой самолёта. М, 1972.

И. Н. Титовский.

Рис. Минимальный состав технических средствавтоматизации посадки и их использование на различных этапах посадки в соответствии с категориями ИКАО: СВС — система воздушных сигналов; КРМ — курсовой радиомаяк; ГРМ — глиссадный радиомаяк; РВ — радиовысотомер малых высот.

Рис.

автоматизация проектирования летательного аппарата — процесс проектирования летательного аппарата с использованием вычислительной техники. А. п. основывается на теории и методах авиационной науки, методах анализа сложных технических систем. А. п. использует построение единой математической модели летательного аппарата, определяющей функцией, связи между его параметрами и характеристиками. В системе автоматизированного проектирования математическая модель летательного аппарат представляется в виде комплекса программ, каждая из которых осуществляет решение определенных уравнений. Уравнения описывают внешние аэродинамические силы, внутренние усилия в конструкции, характеристики двигательной установки и др. При этом учитываются управляющие воздействия и законы управления при ограничениях на значения и связи параметров, определяемых летно-техническими требованиями, условиями эксплуатации и так называемыми уравнениями существования летательного аппарата (уравнения компоновки). На рис. 1 приведена одна из возможных математических моделей самолёта. Для определения, например, аэродинамических характеристик летательного аппарата могут использоваться аналитические и расчётно-экспериментальные методы, базирующиеся на результатах систематических экспериментальных исследований. Характеристики силовой установки при А. п. могут быть получены на основании данных проспекта существующего или математической модели разрабатываемого двигателя. Одной из составляющих математической модели летательного аппарата является математическое описание его поверхности. На этой основе получаются частные геометричские модели самолёта или его агрегатов, используемые при расчёте аэродинамических характеристик, прочности и т. п., проектировании и изготовлении аэродинамических моделей летательных аппаратов, изготовлении технологической оснастки и т. д. Важным моментом в А. п. является создание языковых и программных средств предварительного, формирования схемы летательного аппарата, с помощью которых конструктор «излагает» электронно-вычислительной машине свой замысел, пользуясь банком возможных технических решений (рис. 2). Содержимое банка пополняется результатами новых исследований в аэродинамике, двигателестроении, материаловедении, приборостроении, технологии и новыми конструкторскими решениями. Предварительное формирование схемы летательного аппарата на базе банка возможных технических решений является средством соединения творческих возможностей человека, предшествующего опыта и научно-технического потенциала отрасли с вычислительными возможностями электронно-вычислительных машин. А. п. не заменяет конструктора, а предоставляет ему новое средство для творчества. При А. п. на различных стадиях развития проекта решают задачи формирования облика летательного аппарата, оптимизации некоторой группы его параметров по частным (например, максимум аэродинамического качества) или общим (например, топливная эффективность) критериям, синтеза конструктивно-силовой схемы при фиксированных обводах и общих параметрах летательного аппарата и др. Использование А. п. является также весьма эффективным при решении задачи определения рациональных технических требований к новому поколению летательных аппаратов. Применение методов А. п. в практике работы КБ позволяет повысить достоверность получаемого результата, используя при этом единую информационную базу, наиболее точные методики расчёта характеристик и автоматические проверки значений параметров и выполнения требований (см., например, Автоматизированная система весового контроля). Увеличение скорости вычислительных и графических работ позволяет повысить производительность труда проектировщиков. Качество проекта улучшается благодаря возможности анализа большего числа вариантов и технических решений по отдельным направлениям.

Л. М. Шкадов.

Рис. 1. Структура программы формирования облика самолета: G0 — взлетная масса; S — площадь крыла; P — тяга двигателей; {{?}} — стреловидность крыла; {{?}} — удлинение крыла; сx — относительная толщина профиля крыла; М — число Маха; Nпacc — число пассажиров; Мр — расчётный изгибающий момент для плит аэродромного покрытия; Dф — диаметр фюзеляжа; {{l}}ф —длина фюзеляжа; nгл.ст — число главных стоек шасси; dпн — диаметр пневматика колеса; H — высота полета; cc — удельный расход топлива; Dмг — диаметр мотогондолы; су, сx — соответственно аэродинамические коэффициенты подъёмной силы и сопротивления; mx — коэффициент аэродинамического момента относительно оси z; ГО — горизонтальное оперение; {{?}} — угол атаки; cуmax — максимальное значение коэффициента подъёмной силы; cy? — производная коэффициента подъёмной силы по углу атаки крыла; {{?}}р — относительная координата фокуса крыла; qаэр — распределённая аэродинамическая нагрузка; qт — распределённая массовая нагрузка от топлива; qк — распределённая инерционная нагрузка крыла; Gдв — масса двигателя; Gкр — масса крыла; Gоп — масса оперения; Gф — масса фюзеляжа; Аго — относительный статический момент горизонтального оперений; {{?}}т — относительная координата центра масс; {{∆?}}тэ — относительный эксплуатационный диапазон изменения центровок самолёта; {{т1/}} — производная коэффициента продольного аэродинамического момента по коэффициенту подъёмной силы: Sгo, Sво — площади соответственно горизонтального и вертикального оперений; {{/еС}} — длина сбалансированной взлётной дистанции; {{Q}} — угол набора высоты; V — скорость; Lвпп — длина взлётно-посадочной полосы; {{1прерв}}— дистанция прерванного взлёта; {{1прод}} — длина продолженного взлёта; Vкр — критическая скорость принятия решения о взлете; ЕРN — уровень шума в децибелах; ЗВИ — звукоизоляция; m — степень двухконтурности двигателя; {{tn}}— время полёта; Gанз — масса аэронавигационного запаса топлива; Gт — масса топлива; L, Lр — дальность полёта; tож — время ожидания посадки; С{{?}} — серийная стоимость самолёта; а — себестоимость авиаперевозок (а1, а2 — значения себестоимости перевозок); Gкн — масса коммерческой нагрузки.

Рис. 2, Пример банка возможных технических решении проекта самолёта (модуль формирования схемы).

автоматизированная система весового контроля (АСВК) — подсистема управления ходом разработки летательного аппарата в системах автоматизированного проектирования (САПР), предназначенная для обеспечения проектных значений весовых характеристик летательного аппарата. АСВК осуществляет сбор, хранение, обработку и выдачу информации о состоянии разработки и значениях весовых и массово-инерционных характеристик агрегатов, узлов, о прогнозируемой массе летательного аппарата в целом. АСВК оперирует следующими значениями массы изделия: лимитным, чертёжным, фактическим, текущим и др. (см. Весовой контроль), АСВК является организационно-технической системой и включает технические средства, математическое обеспечение электронно-вычислительных машин и нормативно-техническую документацию. Техническими средствами АСВК служат универсальная электронно-вычислительная машина, имеющая накопители на магнитных дисках и лентах ёмкостью, достаточной для хранения информации по всем изделиям, выпускаемым данным КБ, и необходимые периферийные устройства ввода и вывода данных. Математическое обеспечение включает программы формирования банка данных, расчёта массово-инерционных характеристик и программ вывода итоговых сводок АСВК. Нормативно-техническая документация АСВК содержит перечень и порядок исполнения всех работ, связанных с оформлением, прохождением и изменением чертёжно-конструкторской и производств, документации, а также специальной документации АСВК, вводимой инструкцией по АСВК данного предприятия. Наличие оперативной и достоверной информации о текущем состоянии весовых и массово-инерционных характеристик летательного аппарата и его отдельных элементов в ходе проектирования и изготовления позволяет руководителю проекта принять своевременные меры для обеспечения проектных значений весовых характеристик.

В. В. Лазарев.

автоматизированная система технологической подготовки производства (АСТПП) — совокупность технических средств и методов автоматизированного проектирования и реализации технологической системы, обеспечивающих возможность производства летательных аппаратов и других изделий с заданным уровнем качества и в заданных количествах с наименьшими затратами ресурсов в конкретных условиях производства с учётом Отраслевой системы технологической подготовки производства. АСТПП совместно с системой автоматизированного проектирования (САПР) является частью производственной системы и обязательна для гибкого автоматизированного производства (ГАП). Количество выполняемых функций и объём решаемых АСТПП задач в составе ГАП значительно возрастают в связи с переходом от проектирования и изготовления отдельных единиц технологического оснащения к проектированию, изготовлению, вводу в действие и модернизации сложных автоматизированных технологических комплексов (АТК). а также проектированию технологических процессов, выполняемых с помощью АТК, с высокой степенью детализации и программированию действий АТК.

В укрупнённой типовой структуре ГАП (см. рис.) в составе АСТПП выделяют три подсистемы в соответствии с тремя внешними функциями АСТПП: 1) автоматизированную систему управления технологической подготовкой производства (АСУТПП); 2) систему автоматизированного технологического проектирования (САПР-Т); 3) гибкое автоматизированное производство автоматизированных технологических комплексов (ГАП АТК).

АСУТПП является координирующей подсистемой и решает задачи планирования, учёта, контроля и регулирования всех подсистем АСТПП. Она согласовывает функционирование АСТПП в составе предприятия для достижения целей, определённых ей автоматизированной системой управления производством (АСУП).

САПР-Т осуществляет проектирование технологической системы изготовления элементов конструкции выпускаемого изделия, его сборки и испытания, разработку программ управления технологическим оборудованием с числовым программным управлением (ЧПУ) в составе АТК. В процессе проектирования технологической системы определяются: соответствие каждого элемента конструкции изделия требованиям чертёжно-конструкторской документации; состав производственных подразделений по видам работ; состав элементов технологического процесса, последовательность их выполнения и режимы; исходные данные и требования на создание или реконструкцию АТК; состав технологического оборудования, требования к оборудованию или технические задания на его разработку и изготовление; состав приёмов работы исполнителей; состав и квалификация исполнителей по видам работ; нормы затрат ресурсов (трудовых, материальных, энергетических, временных, стоимостных) на выполнение всех элементов технологического процесса. В задачи САПР-Т входят также согласование конструкции изделия и отдельных её элементов с возможностями технологической системы предприятия, увязка (геометрическая и размерная) элементов конструкции изделия и технологической оснастки, построение конструктивных плазов при плазово-шаблонном методе производства, программирование действий технологического оборудования с числовое программное управление в составе АТК. САПР-Т решает задачи проектирования технологии с различной степенью детализации в зависимости от типа и уровня автоматизации производства. Для мелкосерийного производства, оснащённого универсальным оборудованием, технологическим документом является маршрутная карта, содержащая перечень основных технологических операций. Полный состав задач решается на основе математической модели в САПР-Т для производства, максимально оснащённого технологическим оборудованием с ЧПУ, управляемого от электронных вычислительных машин и объединённого в АТК. При использовании оборудования с числовое программное управление необходима детальная разработка технологических операций, на основе которых производится изменение параметров технологического процесса и разработка программ управления АТК.

В рамках ГАП АТК осуществляются проектирование, изготовление и ввод в действие АТК в целом и отдельных его компонентов: технологического оборудования, автоматизированных транспортно-складских систем, оснастки, стендов, инструмента, программно-технических комплексов и т. д.

П. Н. Белянин, В. Ф. Соколов.

Структура гибкого автоматизированного производства: АСУ ПП — автоматизированная система управления производственными подразделениями; АСУ ТП — автоматизированная система управления технологическими процессами (остальные обозначения приведены в тексте).

автоматизированное рабочее место (АРМ) — комплекс технических средств вычислительной техники, обеспечивающий эффективное взаимодействие пользователя (конструктора, проектировщика, научного работника и т. п.) с системой автоматизированного проектирования (в том числе авиационной техники), системами технологической подготовки эксперимента, управления экспериментом, автоматизации научных исследований и т. п. АРМ может быть терминалом электронно-вычислительных машин или автономным устройством, базирующимся на мини (микро)-ЭВМ. АРМ составляют периферийные устройства электронно-вычислительных машин (алфавитно-цифровой дисплей, графичекий дисплей, графопостроитель, диджитайзер). ориентированные на режим диалога и работу с графической информацией. АРМ имеет своё математическое обеспечение, включающее диалоговую операционную систему и пакет прикладных программ, состав которого зависит от назначения АРМ. В самолётостроительных и других конструкторских бюро АРМ используется как средство оргтехники.

автоматическое регулирование (синтез систем). Практически все этапы и режимы функционирования летательного аппарата сопровождаются (обеспечиваются) автоматическим регулированием. Регулируются как параметры полёта (в том числе координаты), так и параметры режима силовой установки, систем энергоснабжения, многочисленных других бортовых систем и агрегатов, включая систему жизнеобеспечения. Назначение систем автоматического регулирования (САР) заключается в исполнении (отработке) задающих воздействий в условиях помех (возмущающих воздействий). Задающие воздействия поступают от старших уровней системы управления, в том числе экипажа, или программируются заранее на стадии производства (монтажа) системы или её предполётной подготовки. От точности отработки задающих воздействий во многом зависят технико-экономические показатели и безопасность полётов. Поэтому качеству автоматического регулирования уделяется большое внимание. Используются все известные принципы регулирования: по отклонению (с обратной связью), по возмущению (с разомкнутым контуром), комбинированное (сочетание двух предыдущих принципов), адаптивное и др.

Одним из путей обеспечения достаточно высокого качества процессов регулирования является синтез САР на стадии проектирования. Синтез САР заключается в определении структуры и параметров (коэффициентов) системы, обеспечивающих заданные показатели качества регулирования. Синтез САР определенным образом связан с анализом САР и в простейшей форме может базироваться на анализе множества вариантов, задаваемых произвольным образом. Однако таким путём практически невозможно достигнуть оптимальных решений.

На всех этапах развития авиации и ракетно-космической техники для синтеза бортовых САР привлекались наиболее передовые для своего времени методы теории управления. На ранних этапах это были в основном методы теории устойчивости движения. Система «регулятор — регулируемый объект» проектировалась так, чтобы обеспечить устойчивость заданного состояния, на этом предварительный синтез заканчивался. В дальнейшем широкое распространение получили частотные методы синтеза САР — структурные динамические схемы контуров регулирования. САР рассматриваются как совокупность элементарных динамических звеньев однонаправленного действия, образующих взаимосвязанные или автономные контуры. Строгое обоснование частотный синтез имеет для так называем линейных систем. Для каждого элементарного линейного звена известны частотные характеристики, в том числе логарифмические частотные характеристики, правила определения частотных характеристик заданного соединения звеньев, а также критерии устойчивости и качества процессов регулирования, сформулированные в терминах частотных характеристик. На этой основе строятся инженерные методики синтеза контуров, широко применяемые и в 90 х гг. На базе этих методов обычно осуществляется предварительный синтез на начальной стадии проектирования САР. Последующие этапы синтеза выполняются с помощью электронно-вычислительных машин. В ходе математического, а на заключительной стадии и полунатурного (с реальной аппаратурой управления) моделирования уточняются структура и значения параметров синтезируемой системы, Процедуры синтеза посредством электронно-вычислительных машин во многом могут быть формализованы (автоматический поиск оптимальных структур и значений параметров) и являются основным направлением практического синтеза САР.

Начиная с 60 х гг. широкое развитие и применение получила современная теория управления, базирующаяся на описании процессов в так называем пространстве состояний. Качество управления, критерии оптимизации в этой теории задаются в виде функционалов, как и в классическом вариационном исчислении, Эта теория явилась основой решения задач синтеза САР как в детерминированной (аналитическое конструирование регуляторов), так и стохастической (вероятностной) постановке, как при полной, так и при ограниченной информации о математической модели регулируемого процесса (синтез оптимальных адаптивных САР). Современная теория объединяет в единое целое теории фильтрации (оценивания), идентификации и собственно регулирования. Она позволяет синтезировать как непрерывные, так и дискретные алгоритмы, удобные для реализации в цифровых вычислительных машинах.

В связи с совершенствованием и широким применением бортовых цифровых вычислительных управляющих систем, внедрением методов современной теории управления синтез бортовых САР всё больше трансформируется в разработку математического обеспечения. На эту разработку приходится всё большая доля затрат при создании перспективных систем.

Лит.: Системы автоматического управления самолетом, Методы анализа и расчета, М„ 1973; Красовский А. А., Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование, М., 1973; Бюшгенс Г. С., Студнев Р. В., Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения, М, 1979

Л. А. Красовский.

автоматическое управление летательным аппаратом — процесс программного изменения и стабилизации отдельных параметров движения летательного аппарата или целенаправленного управления траекторией полёта, осуществляемый с помощью средств автоматики без воздействия лётчика на органы управления. Для А. у. каким-либо параметром движения летательного аппарата должен быть реализован некоторый контур автоматического регулирования, включающий измерители текущего значения регулируемого параметра и его отклонения от заданного значения и регулирующее устройство (см. рис.). Воздействуя на объект управления, регулирующее устройство обеспечивает поддержание сигнала отклонения в области нулевого значения; устройство состоит из вычислителя, формирующего сигнал, и средств передачи сигнала управляющего воздействия на органы управления.

Для программного изменения и стабилизации отдельных параметров движения самолёта чаще всего используются контуры регулирования его углового положения, в также высоты, приборной скорости и Маха числа полёта. Указанные контуры могут быть реализованы в отдельном устройстве, называемом автопилотом. Выбор состава одновременно регулируемых параметров, установка их заданных значений, необходимых для последующей стабилизации, осуществляются лётчиком с помощью пульта управления.

Для целенаправленного управления траекторией полёта реализуются контуры регулирования положения летательного аппарата на заданной пространственной траектории, параметры которой формируются бортовыми и наземными информационными средствами. В этом случае соответствующее бортовое регулирующее устройство называется автоматической системой траекторного управления.

Для устранения отклонений от заданной траектории необходимо управлять линейными перемещениями летательного аппарата в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Это достигается изменением параметров движения летательного аппарата относительно его центра масс. Вычислителем системы траекторного управления на основании сигналов отклонений, а также скоростей их изменения формируется сигнал управляющего воздействия (командный сигнал) в виде заданных значений угла крена, нормальной перегрузки или угла тангажа. Эти команды могут быть выполнены (отработаны) автопилотом или аналогичным ему устройством. Таким образом, при автоматическом управлении траекторным движением образуются два контура: контур отработки отклонения от заданной траектории (внешний) и контур отработки командного сигнала (внутренний). Если командные сигналы вычислителя траекторного управления (индицируемые на директорном приборе) отрабатываются лётчиком, то процесс регулирования называется директорным управлением, а соответствующее вычислительное устройство и директорный прибор — директорной системой траекторного управления. При решении задачи автоматического управления траекторным движением необходимо точное выдерживание заданной лётчиком приборной скорости посредством изменения тяги двигателей. Для этой цели применяется бортовое регулирующее устройство, называемое автоматом скорости или автоматом тяги. В наиболее сложном случае заданные значения параметров траектории могут формироваться в зависимости от других параметров движения самолёта (например, высоты в функции оставшейся дальности до некоторой точки) или координат самолёта относительно другого подвижного объекта.

Средства измерения параметров траектории, формирования заданной траектории и отклонений от неё обычно объединяются в функционально законченные бортовые (или бортовые и наземные) информационные системы, обеспечивающие выдачу необходимых сигналов на индикаторы пилота и в систему траекторного управления на отдельных этапах полёта. Например, при полёте по маршруту и предпосадочном маневрировании параметры траектории формируются в бортовых навигационных вычислителях, на этапе захода на посадку и приземления используются наземные маяки и бортовые приёмники радиотехнической системы посадки (см. Автоматизация посадки).

Согласование работы бортовых средств, входящих в автоматические контуры формирования заданной траектории, с командами траекторного управления и системами отработки командных сигналов осуществляется в системах пилотажно-навигационного оборудования (ПНО). В зависимости от требований к уровню автоматизации управления летательным аппаратом все необходимые для этой цели регулирующие устройства, обеспечивающие выполнение функций автопилота, автомата скорости, системы автоматического и директорного траекторного управления, могут быть объединены (интегрированы) в бортовую систему автоматического управления (САУ), входящую в состав ПНО самолёта.

Бортовая система автоматического управления в соответствии с выбором лётчика обеспечивает все режимы А. у., предусматриваемые для данного летательного аппарата. САУ обычно включает: функционально-конструктивные модули вычислителей автопилота и команд траекторного управления; сервоприводы; блоки контроля отказов; пульты включения питания и выбора режимов, пульты-задатчики; индикаторы контроля работы САУ — указатели усилий на рулевых машинках, табло переключений режимов работы, табло отказов; органы экстренного вмешательства — кнопки быстрого отключения САУ, устройства пересиливания рулевых машинок; датчики угловых скоростей и перегрузок. В состав САУ могут входить автоматы улучшения характеристик устойчивости и управляемости самолёта. Конструктивно САУ на несколько каналов в соответствии с органами управления продольным, боковым, поперечным движениями летательного аппарата, а также тягой двигателей. Для удобства работы обычно предусматривается возможность раздельного включения и выключения каналов с пульта лётчика. В конструкции САУ для уменьшения влияния отказов используются различные устройства, ограничивающие размер хода и моменты рулевых машинок, значения перегрузок, углов крена и тангажа. Для ответственных режимов А. у. (например, заход на посадку) предусматриваются меры по обеспечению так называемого пассивного проявления отказов (т. е. заход на посадку может быть автоматически прерван без значительного изменения режима полёта самолета). Пассивность САУ при отказах достигается средствами встроенного контроля или резервированием каналов управления с автоматическим сравнением их работы.

По мере повышения уровня аппаратурной интеграции бортовых цифровых систем понятие САУ как самостоятельной аппаратуры исчезает, а её функции распределяются между вычислительными системами самолётовождения, управления полётом и тягой, а также автоматизированной системой штурвального управления.

Лит.: Михалев И. А., Окоемов Б. Н., Чикулаев М. С., Системы автоматического и директорного управлений самолетом, 2 изд., М, 1987; Гуськов Ю. П., Загайнов Г. И., Управление полетом самолетов, М., 1980.

Л. М. Бондаренко.

Схема контура регулирования параметра движения самолёта: 1 — измеритель отклонения; 2 — вычислитель; 3 — сервопривод; 4 — самолёт; 5 — измеритель параметра; Х3 и Хтек — заданное и текущее значения регулируемого параметра; {{}}Х — отклонение регулируемого параметра; {{?}}у — управляющий сигнал; {{?}}р — отклонение рулевого органа.

автомодельное течение (от греческого aut{{у}}s — сам и французского mod{{и}}le — образец) — течение жидкости (газа), которое остаётся механически подобным самому себе при изменении одного или нескольких параметров, определяющих это течение. В механически подобных явлениях наряду с пропорциональностью геометрических размеров соблюдается пропорциональность механических величин — скоростей, давлений и др. При этом оказывается, что в системе дифференциальных уравнений в частных производных, описывающей течение, может быть уменьшено число независимых переменных введением соответствующих зависимых и независимых переменных. Для анализа А. т. широко привлекается теория подобия и размерностей (см. Подобия законы).

А. т. представляют собой вырожденные течения, которые сохраняют существенные особенности рассматриваемого класса течений, и существуют при определенных ограничениях, накладываемых на теплофизические свойства среды, структуру потока и форму обтекаемой поверхности. Они исследуются с целью выяснения физики явления, а также изучения влияния определяющих параметров задачи на характеристики течения, поскольку их численный анализ упрощается из-за уменьшения числа независимых переменных. Некоторые А. т. имеют прикладное значение, так как они описывают течение среды около отдельных элементов летательного аппарата.

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 {{?}}, 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 {{?}} = 0 поверхностно-подобным, а при {{?}} {{?}} 0 линейно-подобным (подобие профилей в меридианальных плоскостях).

В. А. Башкин.

автопилот (от греческого aut{{т}}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.

Лит.: Красовский А. А., Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование, М., 1973; Автоматизированное управление самолетами и вертолетами, под ред. С. М. Федорова, М., 1977.

Е. В. Зорин, С. С. Логунов.

авторотация (от греческого aut{{т}}s — сам и латинского rotatio — вращение). 1) А. винта — режим работы несущего (воздушного) винта, при котором энергия, необходимая для его вращения, отбирается от набегающего на винт потока. Режим А. является рабочим для автожира, а на вертолёте (самолёте) возникает при отказе (выключении) двигателя (силовой установки). Набегающий на винт поток при снижении вертолёта (самолёта) образуется за счёт уменьшения потенциальной энергии летательного аппарата (у двух- или многовинтового самолёта энергия набегающего потока, идущая на вращение винта отказавшего двигателя, создаётся остальными, работающими, двигателями). А. отличается от других режимов работы несущего (воздушного) винта тем, что крутящий момент на валу винта равен нулю (практически очень мал), а тяга винта (сопротивление) весьма значительна (равна, например, весу вертолёта или автожира). Известно, что на режиме А. прикомлевые сечения лопасти несущего винта обтекаются потоком с большими закритическими углами атаки, средние сечения — с большими докритическими углами. В этих сечениях аэродинамические силы и моменты создают тормозящий вращение винта момент. Концевые же сечения, обтекаемые с малыми и средними углами атаки, создают момент, ускоряющий вращение винта. На схеме скоростей набегающего на лопасть потока и сил в некотором сечении лопасти (см. рис.) показан случай, когда момент сил относительно оси вращения винта равен нулю. Режим А. несущего винта (поток набегает снизу) устойчив при малых положительных углах установки лопасти, что позволяет при отказе двигателя перевести вертолёт с режима моторного полёта на достаточно пологое планирование и совершить безопасную посадку с пробегом по-самолётному или без пробега с применением энергичного торможения вертолёта за счёт увеличения угла атаки несущего винта и угла установки лопастей перед моментом посадки (используется кинетическая энергия снижения вертолёта и вращения несущего винта). Посадка на режиме А. со снижением по вертикали не применяется, так как в этом случае установившаяся скорость снижения примерно вдвое больше, чем при планировании с горизонтальной составляющей скорости, и безопасная посадка практически невозможна. Однако в отдельны случаях А. может быть использована для увеличения скорости снижения вертолёта.

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.

Лит.: Братухин И. П., Автожиры. Теория и расчет, М. — Л.. 1934; Гессоу А., Мейерс Г., Аэродинамика вертолета, пер. с английск, М., 1954; Юрьев Б. Н.. Избр. труды, т. 1, M., 1961; Литвинов Ю. А., Боровик В. О., Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей, М., 1979.

Е. С. Вождаев, Ю. А. Литвинов.

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

Агальцов Филипп Александрович (1900—1980) — советский военачальник, маршал авиации (1962), Герой Советского Союза (1978). В Советской Армии с 1919. Окончил Киевскую военно-политическую школу (1925), Военно-политическую академию имени В. И. Ленина (1932), курсы лётчиков при Качинской военной авиационной школе лётчиков имени А. Ф. Мясникова (1934). Участник Гражданской войны, Национально-революционной войны в Испании. В начале Великой Отечественной войны командир бомбардировочного авиаполка, в 1941—1943 начальник военно-авиационной школы лётчиков, в 1943—1945 командир штурмовой авиадивизии и смешанного авиакорпуса. После войны заместитель главнокомандующего военно-воздушными силами (1949—1956, 1958—1962), командующий Авиацией дальнего действия (1962—1969). Награждён четырьмя орденами Ленина, пятью орденами Красного Знамени, орденами Суворова 2 й степени, Кутузова 2 й степени, Отечественной войны 1 й степени, Красной Звезды, «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3 й степени, медалями, а также иностранными орденами.

Ф. А. Агальцов.

АГАРД (AGARD, Advisory Group for Aerospace Research and Development) — совещательный комитет при НАТО по научно-исследовательским и опытно-конструкторским работам в области авиации и космонавтики. Образован в 1952 с целью обмена научно-технической информацией по авиации и космонавтике между странами — членами НАТО. Имеет отделения механики полёта, динамики жидкости, наведения и управления летательн ыми аппаратами, конструкции и конструкционных материалов и др. Регулярно проводит конференции и собрания, материалы которых публикуются в трудах комитета (AGARD conference proceedings), лекционной серии (AGARD lecture series) и других изданиях.

агентство воздушных сообщений — в России самостоятельное производственное предприятие гражданской авиации, осуществляющее коммерческую деятельность для удовлетворения потребностей народного хозяйства и населения обслуживаемого района в авиаперевозках. Через разветвлённую сеть касс и филиалы производит продажу билетов на самолёты, резервирование мест в самолётах транзитным пассажирам; осуществляет бронирование и приём заказов на авиабилеты, доставку их на дом; через печать, радио, телевидение проводит информационную и рекламную работу; заключает с клиентурой договоры на массовые пассажирские и грузовые перевозки; организует обслуживание пассажиров и грузовой клиентуры в кассах, городских аэровокзалах — регистрацию билетов, оформление багажа и доставку пассажиров и их багажа в аэропорт. В зависимости от объёма авиаперевозок, территории обслуживаемого района, наличия филиалов и других факторов А. в. с. подразделяются на центральные, территориальные и городские. Каждое А. в. с. имеет свой район экономического тяготения; эти районы охватывают всю территорию страны.

«Агуста» (Construzione Aeronautiche Giovanni Agusta SpA) — вертолетостроительная фирма Италии. Основана в 1907 Дж. Агустой. Занималась разработкой и постройкой лёгких самолётов, в 1954 начала лицензионное производство вертолётов фирмы «Белл»: Белл 47 (построено свыше 1100), затем моделей Белл 204 (первый полёт в 1961), 205 (1965, построено около 1000), 206 (1967), 412 (1981). По лицензии фирмы «Боинг вертол» выпускала военно-транспортные вертолёты СН-47С «Чинук» и по лицензии фирмы «Сикорский» противолодочные вертолёты SH-3. В первой половин 1960 х гг. фирма разработала первый вертолёт собственной конструкции А101 с тремя газотурбинными двигателями (1964), рассчитанный на перевозку 36 десантников. Первый серийный вертолёт фирмы — лёгкий многоцелевой А109 «Хирундо» (1971, построено более 350 в административном и противотанковом вариантах). На его основе создан противотанковый вертолёт А129 «Мангуста» (1983, см. рис. в табл. XXXVIII). В 1980 совместно с фирмой «Уэстленд» образовала консорциум EHI (European Helicopter Industries) для разработки многоцелевого вертолёта ЕН101 с тремя газотурбинными двигателями (1987). Основные данные некоторых вертолётов фирмы приведены в таблице.

Таблица — Вертолеты фирмы «Агуста»

Основные данные

Многоцелевой А109 Мк.II

Противотанковый А129

Первый полёг, год

1981

1983

Число и тип двигателей

2 ГТД

2 ГТД

Мощность двигателя, кВт

313

615

Диаметр несущего винта, м

11

11,9

Число лопастей

4

4

Размах крыла, м

-

3,2

Длина вертолёта с вращающимися винтами, м

13,05

14,29

Высота вертолёта с вращающимися винтами, м

3,3

3,3

Сметаемая площадь, м2

95,03

111,2

Взлётная масса, т:







нормальная

2,4

-

максимальная

2,59

4,1

Масса пустого вертолёта, т

1,42

2,53

Число пассажиров

7

-

Максимальная перевозимая нагрузка, т

0,9 (на внешней подвеске)

1 (боевая нагрузка)

Крейсерская скорость

285

260

Максимальная дальность полёта, км

650

525

Статический потолок (без учёта влияния земли), м

2880

2390

Экипаж, чел.

1-2

2

Вооружение и спецоборудование

-

НАР, 8 ПТУР, контейнеры с пулеметами и пушками, лазерный, и оптический прицелы


В. В. Беляев.

Адамович-Иодко Николай Владимирович (р. 1915) — советский лётчик-испытатель, заслуженный лётчик-испытатель СССР, кандидат технических наук (1956). После окончания Московского авиационного института (1940) на испытательской работе. Летал на многих типах самолётов. Провёл полные испытания опытного экземпляра самолёта Ла-7. Выполнял сложные испытания на самолётах с турбовинтовыми двигателями с отказом систем флюгирования винта на режимах взлёта и посадки. Провёл исследования в области устойчивости и управляемости летательных аппаратов, авиационной эргономики, автоматических систем управления. Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями.

Н. В. Адамович-Иодко.

адаптация (от средневекового, латинского adaptatio — приспособление) к темноте — приспособление глаз к восприятию слабых яркостей при переходе от сильной освещённости к пониженной. А. характеризуется расширением зрачка, повышением чувствительности сетчатки глаз и смещением зрительного восприятия в фиолетовую область спектра (так называемый феномен Пуркинье). А. имеет важное значение при ночных полётах, когда лётчику приходится переводить взгляд от освещённой приборной доски на затемнённые внекабинные ориентиры. Поэтому при подготовке лётчиков проводятся специальные тренировки по восприятию наземных ориентиров в условиях слабой освещённости с учётом того, что предметы красного и оранжевого цветов при этом кажутся более тёмными, а сине-зелёные — более светлыми. А. в темноте изменяется с возрастом; наилучшие показатели А. отмечают в 20—30 лет, затем эта способность постепенно снижается.

адаптивное крыло — крыло, профиль которого принимает форму, близкую к оптимальной на каждом заданном режиме полёта (в том числе при маневрировании). Элементы А. к. (носовые и хвостовые части) автоматически отклоняются в зависимости от Маха числа полёта М{{?}} и угла атаки, сохраняя плавность обводов внешней поверхности. А. к. является многофункциональным органом и предназначается для многоцелевых и (или) высокоманёвренных самолётов. Управление элементами А. к. осуществляется высокоавтоматизированной электродистанционной системой. Улучшение аэродинамических и летно-технических характеристик самолёта достигается за счёт аэродинамических эффектов и расширяет возможности управления.

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 сy обеспечивается минимум коэффициент сопротивления cx (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 сy, 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 ? > 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.
1   ...   4   5   6   7   8   9   10   11   ...   163


Учебный материал
© bib.convdocs.org
При копировании укажите ссылку.
обратиться к администрации