Файл: Научный стиль речи (для студентовиностранцев аэрокосмических вузов).doc

Рис. 64. Тактический бомбардировщик F-117 «Найтхоук»
Тактический бомбардировщик F-117 «Найтхоук» - первый в мире серийный самолёт, в конструкции которого реализованы элементы техники «Стелс» - комплекса мероприятий, существенно снижающих радиолокационную, акустическую и визуальную заметность летательного аппарата (рис. 64).

Особенности конструкции. Малозаметный самолёт выполнен по схеме, близкой к «летающему крылу». Стреловидность крыла по передней кромке 67,5°. Поверхность планера имеет так называемую фасеточную (гранёную) форму^⁹⁰, образованную комбинацией отдельных плоскостей, отражающих радиолокационное облучение лишь в отдельных узких секторах. Планер выполнен в основном из алюминиевых сплавов, отдельные его участки имеют радиопоглощающее покрытие. Воздухозаборники закрыты решётками, экранирующими компрессоры^⁹¹ двигателей от радиолокационного^⁹² излучения. Остекление кабины и оптических датчиков имеет золочение^⁹³, препятствующее проникновению внутрь самолёта электромагнитного излучения.

Самолёты F/А-117А и F-117В предполагается выполнить по нормальной аэродинамической схеме с цельноповоротным горизонтальным оперением и V-образным вертикальным оперением. Крыло, снабжённое отклоняемым носком почти по всему размаху, должно быть складывающимся.

ТЕКСТ 25. САМОЛЁТ «БЕЛУГА»

«Белуга» – самолёт, не похожий ни на один из своих предшественников^⁹⁴ (рис. 65).

Расчётная продолжительность эксплуатации «Белуги» - 30 лет при условии, что она будет совершать 1200 полетов в год продолжительностью 1,75 часа при максимальной взлётной массе 153 т.

Объём грузовой кабины позволяет перевозить грузы длиной до 40 м, диаметром 7,4 м, массой до 45 т. Максимальная скорость самолёта - 780 км/ч, что значительно превышает аналогичный показатель самолёта «Супер Гуппи» (450 км/ч).

На самолёте отказались от фюзеляжа «на застежках». Грузовую дверь сделали двухстворчатой^⁹⁵ и на одном уровне с полом. Кабину пилотов и всю носовую часть пришлось несколько опустить вниз, чтобы не мешать погрузке и выгрузке. Полуавтоматическая система позволяет провести все операции с крупногабаритными грузами всего за 45 минут.

Изменилось и хвостовое оперение: оно стало выше, а на стабилизаторе появились дополнительные шайбы^⁹⁶ для улучшения путевой устойчивости - самолёт стал трёхкилевым.

Крыло на «Белуге» оснащено трёхсекционными предкрылками и трёхщелевыми закрылками и является аэродинамически «чистым».

Шасси - трёхопорное, стандартное. Носовая и основные стойки имеют парные колёса. Ширина колеи^⁹⁷ - 9,6 м.

Топливные баки размещены, как обычно, в крыле, а также в горизонтальном оперении. Ёмкость баков в стабилизаторе - 6150 л, а общая ёмкость - 75 470 л. Контроль за расходом топлива осуществляется бортовым компьютером. Полная заправка производится за 45 минут.

Рис. 65. «Белуга» Рис. 66. «Еврофайтер» - EF 2000

ТЕКСТ 26. «ЕВРОФАЙТЕР» - EF 2000

По утверждению представителей фирмы, EF 2000 (рис. 66) по аэродинамическим характеристикам, надёжности и эксплуатационной технологичности превосходит американские F-15 и F-16.

Время набора высоты на скорости М=1,5 до высоты 10000 м меньше чем 2,5 минуты. Разгон на малых высотах от V=370 км/ч до М=1 занимает 30 секунд.

Для обеспечения хорошей манёвренности пришлось пожертвовать другими характеристиками машины: её аэродинамика не сбалансирована, самолёт статически неустойчив. Обращает на себя внимание сравнительно большая площадь крыла: размах 11,1 м, удлинение 1:2,2 и площадь около 50 м² - и, соответственно, малая удельная нагрузка. Стреловидность по передней кромке - 53°.

Крыльевая механизация включает по одной секции элеронов (внешние поверхности) и зависающих элевонов (внутренние поверхности), а также по две секции отклоняемых носков на каждой консоли. Обшивка крыла изготовлена из углепластика.

Фюзеляж - типа полумонокок^⁹⁸. Накладная броня кабины частично защищает лётчика от поражения стрелковым оружием малого и среднего калибра^⁹⁹.

На самолёте применено однокилевое оперение большой площади с рулем направления. В корневой части киля предусмотрен воздухозаборник теплообменника^¹⁰⁰ системы охлаждения БРЭО.

Площадь переднего горизонтального оперения, выполненного в основном из углепластика, - 2,4 м².

Шасси - трёхопорное, с одноколёсными стойками. Управляемая передняя стойка убирается вперёд, основные стойки - в направлении фюзеляжа. Конструкция шасси и пневматиков

^¹⁰¹ оптимизирована для посадки на бетонные ВПП и для посадки без выравнивания. Однако для устранения проблем с нагревом дисков колёс при интенсивном торможении длина ВПП увеличена до 700 м.

Для аварийного торможения на самолёте имеется тормозной парашют.

Из технологических особенностей следует отметить широкое применение композиционных материалов, частичное внедрение технологии «Стелс», что уменьшает радиозаметность.

40% массы планера составляют углепластики, 20% - алюминиево-литиевые сплавы, 18% - сплавы алюминия, 12% - титановые сплавы и 10% - стеклопластики^¹⁰².

Расчётный ресурс планера^¹⁰³ - 6000 часов.

УРОК 6
ТЕКСТ 27. ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВУХКОНТУРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
Турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) - турбореактивный двигатель с внутренним и наружным контурами, в котором часть энергии сгорания топлива, подводимого во внутренний контур, преобразуется в механическую работу для привода вентилятора^¹⁰⁴ наружного контура (рис. 67).

Рис. 67. Схемы ТРДД: а - с раздельным истечением потоков;
б - со смешением потоков; 1- одноступенчатый вентилятор; 2 - компрессор; 3 - камера сгорания; 4 - турбина компрессора; 5 - турбина вентилятора; 6 - наружный контур; 7 - реактивные сóпла; 8 - смеситель.
Внутренний контур содержит компрессор, турбины^¹⁰⁵ компрессора и вентилятора, камеру сгорания. Поток сжатого воздуха наружного контура и поток газа внутреннего контура, вытекающего из турбины вентилятора, смешиваются в соплé. Эта смесь используется для создания реактивной тяги с помощью отдельных реактивных сóпел или одного общего соплá.

Перед реактивными соплами ТРДД могут находиться форсажные камеры сгорания, которые используются для увеличения тяги путем сжигания дополнительного топлива.

ТЕКСТ 28. ТУРБОВИНТОВОЙ ДВИГАТЕЛЬ
Турбовинтовой двигатель (ТВД) - авиационный газотурбинный двигатель, в котором тяга в основном создается воздушным винтом^¹⁰⁶, приводимым во вращение газовой турбиной

, а частично (до 8-12%) - реакцией газов, вытекающих из соплá двигателя. Основными элементами ТВД являются входное устройство, компрессор, камера сгорания, газовая турбина, реактивное сопло, винт и редуктор^¹⁰⁷ (рис. 68).

Рис. 68. Принципиальная схема турбовинтового двигателя:
1 - входное устройство; 2 - компрессор; 3 - камера сгорания;
4 - турбина; 5 - реактивное сопло; 6 - редуктор; 7 - воздушный винт
Атмосферный воздух, поступающий во входное устройство ТВД при полёте, сжимается сначала в воздухозаборнике, а далее – в компрессоре. Затем сжатый воздух поступает в камеру сгорания, в которую подаётся топливо. Образовавшиеся в результате сгорания газы расширяются в газовой турбине. Полезная работа турбины затрачивается на привод компрессора и винта. Окончательное расширение газов происходит в реактивном соплé.

Существуют различные конструктивные схемы ТВД: одновальный; с однокаскадным компрессором и свободной турбиной, расположенной на отдельном валу^¹⁰⁸ и служащей для привода винта; с двухкаскадным компрессором, когда винт и компрессор низкого давления приводятся отдельной турбиной.

ТЕКСТ 29. КОНСТРУКЦИЯ КРЕПЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ

НА САМОЛЁТЕ
Крепление двигателя на самолёте должно обеспечивать передачу всех сил от двигателя на элементы конструкции, возможность регулировки положения двигателя, компенсацию температурных деформаций корпуса двигателя и отсутствие вибраций конструкции планера.

Узлы крепления двигателя в общем случае нагружены: весом самого двигателя, силой тяги, гироскопическим моментом^¹⁰⁹, реактивным моментом от винта (если он есть) и аэродинамическими нагрузками, действующими на гондолу (капот) двигателя, если она крепится к моторной раме (аэродинамические нагрузки невелики).

Поршневые и турбовинтовые двигатели крепятся с помощью стержневых статически неопределимых пространственных рам или специальных рам к фюзеляжу или крылу самолёта.

Турбореактивные двигатели крепятся либо к моторным рамам (если двигатель установлен внутри фюзеляжа), либо к пилонам (если двигатель подвешивается под крылом), либо к специальным балкам, выступающим из фюзеляжа (если двигатель установлен на хвостовой части фюзеляжа).

Двигатели к конструкции крепятся узлами, передающими нагрузки, и узлами, регулирующими его положение. Основные узлы крепления (передающие нагрузки) расположены вблизи центра тяжести двигателя, а регулировочные - на некотором расстоянии от него.

ТЕКСТ 30. КОНСТРУКЦИЯ ВОЗДУХОЗАБОРНИКА

Воздухозаборники бывают лобовые и боковые. Каналы воздухозаборника должны обеспечивать подвод необходимого количества воздуха к двигателю с минимальными гидравлическими^¹¹⁰ потерями. Поэтому канал должен иметь сечения, плавно меняющиеся по длине, и не иметь резких искривлений. Внутри каналы воздухозаборников должны быть гладкими.

Вход в воздухозаборник самолётов, летающих со скоростями
М < 1,5, имеет постоянное проходное сечение. Для дозвуковых самолётов обечайку^¹¹¹ входа делают закруглённой, а для сверхзвуковых - заострённой, чтобы уменьшить потери на входе.

Вход в воздухозаборник самолётов, летающих со скоростями
М > 1,5, имеет переменное проходное сечение (регулируемое) благодаря установке профилированного «центрального тела», создающего систему косых скачков уплотнения.