Вследствие ограничения по длине фюзеляжа, плоскости вра­ щения несущих винтов перекрывают друг друга, поэтому прихо­ дится располагать НВ на разной высоте. Основным недостатком данной схемы является то, что задний винт находится в потоке пе­ реднего, что ухудшает условия его работы. При неблагоприятных условиях возможен «перехлест» лопастей несущих винтов. Боль­ шие габариты вертолетов продольной схемы также создают опре­ деленные трудности при их эксплуатации.

У вертолетов поперечной

тически отсутствует. Из-за поперечного расположения НВ улуч­ шаются летные характеристики на средних скоростях, допустима значительная перегрузка при взлете с разбегом.

22.4.3. Автожир

Автожир (фр. autogyre < гр. autos - сам, gyros - круг, враще­ ние) - это летательный аппарат тяжелее воздуха (рис. 2.58, 2.59), совершающий полет за счет тяги, создаваемой несущим винтом, вращающимся свободно (без привода от двигателя) под действием набегающего потока воздуха.

У автожира режим установившегося самовращения авторота­ ции, в отличие от вертолета, является основным. На режиме само­ вращения реактивный момент на фюзеляже отсутствует, так как мощность, необходимая для вращения НВ, создается потоком воз­ духа. Поступательное движение, необходимое для создания набе­ гающего на НВ потока воздуха и преодоления силы аэродинами­

Работая над созданием сверхзвуковых самолетов, летающих со скоростями, превышающими скорость звука, конструкторы столкнулись с серьезными трудностями. Сверхзвуковой поток воз­ духа, обтекающий самолет, имеет свойства, качественно отли­ чающиеся от свойств дозвукового потока. Известно, что звуковая волна, являясь волной сжатия-расширения воздуха, возникает при любом движении твердых тел в воздухе. Если самолет летит с доз­ вуковыми скоростями, то звуковая волна его обгоняет, создавая впереди некоторое разрежение воздуха, при этом уменьшается аэ­ родинамическое сопротивление движению самолета. При переходе на сверхзвуковую скорость полета самолет сталкивается с непод­ готовленной окружающей средой, что вызывает скачкообразный рост аэродинамического сопротивления, для преодоления которо­ го необходимо скачкообразно увеличить тягу двигателя, а также интенсивный нагрев конструкции ЛА. Так как сверхзвуковой по­ ток, в отличие от дозвукового, невозможно затормозить плавно, то при его торможении на выступающих частях планера самолета образуются скачки уплотнения, вызывающие рост волнового со­ противления и уменьшающие полную энергию воздуха, посту­ пающего в двигатель самолета.

Для уменьшения влияния перечисленных выше негативных факторов сверхзвуковые самолеты, по сравнению с дозвуковыми, имеют следующие особенности конструкции (рис. 2.68):

1)стреловидное или треугольное крыло малой площади и уд­ линения;

2)обтекаемые формы с минимальной площадью сечения ми­

деля;

3)заостренные передние кромки крыла и оперения, заострен­ ная носовая часть фюзеляжа;

4)тонкие профили крыла и оперения;

5)регулируемый воздухозаборник двигателя;

6)титановую и стальную обшивку (при числах М >2);

7)турбореактивные двигатели с форсажной камерой или очень высокими параметрами рабочего процесса.

При аэродинамическом проектировании гиперзвуковых само­ летов необходимо удовлетворить широкому комплексу требова­ ний не только к его аэродинамическим, но и к тепловым характе­ ристикам. Аэродинамическая схема гиперзвукового самолета должна обеспечивать высокие аэродинамические характеристики прежде всего на гиперзвуковых скоростях полета, т.е. иметь несу­ щий фюзеляж, интегрированный с силовой установкой, крыло ма­ лого удлинения и большой стреловидности (см. рис. 2.69). Силовая установка должна быть комбинированной, т.е. включать в общем

на легких гиперзвуковых самолетах, стартующих с самолетовразгонщиков, достаточно иметь гиперзвуковой прямоточный дви­ гатель (ГПВРД), в то время как тяжелые гиперзвуковые самолеты, осуществляющие взлет с земли, должны иметь турбопрямоточные двигатели для полета в диапазоне скоростей 0 < М < 4 и ГПВРД для полета с числами М > 4. В качестве топлива для ГПВРД, как правило, рассматривается жидкий водород.

В зависимости от сочетания максимальной степени аэродина­ мического нагрева и его продолжительности конструкция гипер­ звукового самолета, выполненная из жаропрочной стали, может быть теплоизолированной (неохлаждаемой или горячей), активно охлаждаемой или их комбинацией. Важно обеспечить приемлемый вес конструкции при высокой надежности и технологичности.

2.Z4.6. Ракеты

Ракета - это ЛА, перемещающийся в пространстве за счет от­ броса части собственной массы (реактивный принцип).

В основе теории полета ракеты лежит уравнение Циолков­ ского, предложенное К.Э. Циолковским 1903 году в статье «Ис­ следование мировых пространств реактивными приборами»:

где то - стартовая масса ракеты, т0= тк+ тТ; /ик - масса конструкции (пассивная масса плюс масса полезной

нагрузки), тк = тотТ; тт- масса топлива (активная масса);

с - скорость истечения (отброса) активной массы; АV - приращение скорости ракеты.

Из уравнения (2.8) следует, что приращение скорости A V уве­ личивается при росте с и mo!mK, т.е. уменьшении относительной массы конструкции mjmo. Для увеличения с, используют ракетные двигатели, преобразующие химическую энергию ракетного топли­ ва, находящегося на борту ракеты в кинетическую энергию исте­ кающей струи газа тс2/2.

Особенностью ракеты является то, что все компоненты топли­ ва находятся на борту ЛА, поэтому работа ракетного двигателя не зависит от наличия или отсутствия атмосферы. Вследствие это­ го ракеты могут использоваться как в атмосфере, так и в космиче­ ском (безвоздушном) пространстве.

По назначению ракеты подразделяются на военные и граж­ данские.

Ракеты военного назначения:

1. Авиационные. Являются оружием боевой авиации, предн значены для поражения воздушных, наземных и морских целей и подразделяются по назначению на два класса: воздух - воздух и воздух - поверхность. Авиационные ракеты могут быть не­ управляемыми, управляемыми. Управляемые ракеты - это лета­ тельные аппараты с дальностью полета от нескольких километров до нескольких тысяч, способные маневрировать за счет подъемной силы крыльев и корпуса при управлении аэродинамическими поверхностями. Возможные аэродинамические схемы управляе­ мых ракет представлены на рис. 2.70. Управляемые ракеты класса воздух - воздух являются самонаводящимися, для пеленгации цели используются радиолокационные, тепловые (инфракрасные) и ла­ зерные головки самонаведения. Управляемые ракеты класса воз­ дух - поверхность отличаются значительным разнообразием по дальности действия, скорости полета (дозвуковые и сверх­ звуковые), принципам пеленгации целей и систем управления.

(дальность несколько десятков километров), оперативные (даль­ ность до 500 км), средней дальности (до 5000 км), стратегические (дальность более 10 000 км). Тактические и оперативные ракеты базируются на самоходных пусковых установках повышен­ ной проходимости. Ракеты средней дальности и стратегические могут быть мобильного (автомобильного или железнодорожного) и шахтного базирования.

Гражданскиеракеты:

1. Геофизические. Предназначены для исследования верхних слоев атмосферы и передачи полученных сведений посредством телеметрической информации или с помощью спускаемых блоков.

2. Противоградовые. Предназначены для доставки и распыле­ ния специальных реагентов внутри потенциально градовых обла­ ков, с целью их конденсации и выпадения в виде дождя.

3.Сигнальные.

4.Космические. Предназначены для вывода космических лета­ тельных аппаратов (КЛА) и боевых блоков в космос и перемеще­ ния их в космическом пространстве.