Автор: Сухоцкий Е.И.
Теги: конструкции самолетостроение аэродинамика ракетостроение техническая литература цаги ракетоплан
Год: 1961
Текст
БЮРО НАУЧНОЙ информации
Разработка ракетоплана .Дайна Сор* . . 1
Пассажирский самолет Дуглас DC-8 ... 3
МБС Мартин .Титан*.....................б
Управляемый снаряд .Уэгтейл*...........6
Проект атомного ПВРД .Плутон*..........7
Силовые установки сверхзвуковых транс-
портных самолетов...................11
Топливный элемент ..................... 24
Материалы для самолетных конструкций . . 29
Прицельная навигационная система Фер-
ранти .............................32
Новые схемы аэродинамических труб ... 34
Хроника ............................... 37
БЮРО НАУЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ
ЕХНИЧЕСКАЯ1
ширжжгащя
N 13 (939)
Июль 1961 г.
XXII год издания
(ио материал!»! иностранной ияационюй печати)
РАЗРАБОТКА РАКЕТОПЛАНА ,ДАИНА-СОР“
Весь комплекс эксперимента, связанного с
ракетопланом «Дайна-Сор», можно рассматри-
вать состоящим из четырех этапов Первый
этап—это старт ракетоплана «Дайна-Сор» с
земли с помощью ракеты «Титан». Ракета
«Титан» выбрана не потому, что она является
идеальным стартовым двигателем для данной
цели, а потому, что она готова к использова-
нию. Первая ступень ракеты выведет «Дайна-
Сор» к верхней границе атмосферы, а вторая
разгонит ракетоплан до суборбитальной ско-
рости.
Второй этап заключается в отсоединении
планера от второй ступени стартового двига-
теля с использованием двигателя «Дайна-Сор»
для безопасного разделения и сообщения до-
полнительного ускорения. После этого ско-
рость ракетоплана будет около 29000 км/час.
В настоящее время инженеры фирмы Боинг
работают над торможением и посадкой раке-
топлана с обеспечением управления полетом
по всей траектории возвращения в атмосферу.
Вначале ракетоплан летит в верхних слоях
атмосферы, используя, как самолет, аэродина-
мическую подъемную силу, и замедляется под
воздействием сопротивления; в этих условиях
передние кромки и обшивка конструкции ра-
зогреваются до красного и белого каления.
Чтобы погасить огромную энергию, ракето-
план должен находиться в состоянии красного
каления десятки минут. Для обеспечения по-
садки на выбранный летчиком аэродром
нужно решить проблему «распределения энер-
гии».
Существуют и другие нс менее сложные
вопросы, требующие решения Конструкция
должна быть выполнена из материалов, спо-
собных работать при температурах, характер-
ных для доменной печи. В наиболее нагретых
зонах планера следует применять материалы,
сходные с огнеупорным кирпичом или графи-
том, используемым для электродов Относи-
тельно более холодные участки конструкции—
участки красного каления—можно изготовлять
из жаропрочных сплавов. Но, к сожалению,
такие сплавы изготовлены или в недостаточ-
ных количествах, или не выпускаются в виде
полуфабрикатов, нужных для постройки пла-
нера.
Технологи фирмы Боинг должны расши-
рить свои знания по сварке, резке и штампов-
ке твердых и иногда хрупких сплавов.
По мере обтекания планера раскаленным
воздухом вокруг последнего образуется очень
сложная картина обтекания и ударных волн.
Киль, антенна или какой-либо выступ на пла-
нере подвергаются мощному воздействию рас-
каленной плазмы. Задача конструкторов за-
ключается в том, чтобы создать форму кон-
струкции, которая будет летать с такими ог-
ромными скоростями без сгорания ее элемен-
тов. Для обеспечения требуемой управляемо-
сти необходимо предусмотреть поверхности
управления. Форма ракетоплана «ДайнаёСор»
исключительно проста и должна быть такай
для обеспечения полета на различных режи-
мах. Ракетоплан должен летать со скоростью,
соответствующей числу М до 25, т. е. скоро-
стью, при которой сгорает метеор.‘Наконец,
эта простая конфигурация должна удовлетво-
рительно совершать посадку.
Прежде чем можно будет обеспечить без-
опасный полет ракетоплана «Дайна-Сор», не-
обходимо тщательно экспериментально прове-
рить и понять сложные стороны проекта, по-
добные описанным выше К их числу относят-
ся: оборудование для кондиционирования воз-
духа внутри раскаленной конструкции; вспо-
могательный источник энергии для питания
гидравлических и электрических приводов;
радиооборудование, которое должно обеспе-
чивать непрерывную связь с Землей в весьма
неблагоприятных с точки зрения радиосвязи
условиях полета; важной проблемой является
обеспечение надежности работы всех систем
в очень тяжелых условиях эксплуатации.
Совершенно очевидно, что программа обе-
спечения безопасности полета ракетоплана
«Дайна-Сор» должна охватывать многочис-
ленные стороны проекта. На данной стадии
разработки акцент делается на создание сис-
темы, которая гарантировала бы минимальную
вероятность возникновения пожара, взрыва,
утечки ядовитых паров, случайного или ненор-
Сканирование и обработка i
Deathdoor
мального срабатывания. Такие предосторож-
ности предпринимаются на всех пилотируемых
аппаратах. Но па космических кораблях это-
му вопросу уделяется особое внимание.
Покидание орбитального аппарата нс от-
работано до такой степени, которая гаранти-
ровала бы спасение летчика. Поэтому конст-
рукция аппарата должна, может быть даже в
ущерб его летным данным, обеспечивать мак-
симальную надежность.
Аварийная ситуация может вынудить лет-
чика покинуть аппарат и приземлиться в от-
даленном районе земли или на море. Розыск
и спасение летчика являются серьезной проб-
лемой. Интенсивная работа над созданием
высокоэффективных вспомогательных систем
может значительно уменьшить вероятность
возникновения аварийной ситуации.
Чтобы создать необходимые системы, нуж-
но ознакомиться с последними достижениями
науки и техники и использовать их во многих
элементах оборудования Требующиеся сроки
ограничивают эксперимент, который мог быть
проведен перед созданием системы.
В силу того, что обеспечение безопасности
летчика ракетоплана является новой задачей
и претерпевает ежедневные изменения, в на-
стоящее время невозможно дать ее подробное
изложение.
Фирма Боинг организовала бюро противо-
пожарной защиты и безопасности, ответствен-
ное за безопасность системы «Дайна-Сор».
Работа этого бюро дополняется деятельностью
инженеров, ответственных за обеспечение
безопасности основных частей системы.
Работы по обеспечению безопасности сис-
темы «Дайна-Сор» еще не завершены, но уже
создаются программы, призванные повысить
безопасность всей системы в целом.
Программа исследований материалов обес-
печит анализ всех материалов, использован-
ных в планере. Этот анализ включает опреде-
ление характеристик термической стойкости,
токсичности и огнеопасности. При выявлении
потенциальных опасностей, возникающих
вследствие специфических свойств материа-
лов, будет подбираться приемлемая замена.
Такая работа проводилась для проекта
«Меркурий», в результате чего несколько пер-
воначально предложенных материалов для
кабины были заменены другими.
В некоторых зонах планера на критических
режимах полета существует потенциальная
опасность утечки топлива и его воспламене-
ния. Предпринимаются все возможные меры
для уменьшения этой опасности. Но должны
быть найдены средства и для обеспечения
визуального наблюдения за удаленными опас-
ными участками. Недостаточная надежность
датчиков температуры и индикаторов доказа-
на Нежелательно, чтобы наличие аварийной
ситуации и решение летчика сойти с орбиты
определялись полностью только показаниями
индикатора пожара или перегрева.
Недавно были выпущены оптические систе-
мы наблюдения, состоящие из пучка стеклян-
ных волокон диаметром 0,025 мм Каждое
волокно может передавать свет из любой точ-
ки на пульт наблюдения.
С помощью пучка, состоящего из несколь-
ких тысяч таких волокон, из кабины можно
наблюдать за опасным участком планера. Для
простого определения наличия пламени можно
использовать обычную связку волокон. Для
получения качественной картины необходимо
применять систему из большего количества
ориентированных волокон. Еще неясны многие
вопросы работы такой системы в различных
условиях, но очевидно, что она позволит лет-
чику визуально оценить опасность перед тем,
как принять правильное решение.
При использовании связки волокон совме-
стно с обычным датчиком температуры или
индикатором летчик сможет визуально про-
контролировать сигнал о повышении темпера-
туры. Рассматривается возможность примене-
ния этой системы наблюдения для обнаруже-
ния огня, дыма, утечки жидкостей и других-
явлений в таких отдаленных частях системы,
как стартовый двигатель и переходный отсек.
Исследуется система предупреждения
взрыва планера, где, несмотря на все меры
предосторожности, имеется высокая вероят-
ность возникновения огня и взрыва. Система
основана на использовании высокочувстви-
тельных датчиков давления или светового из-
лучения.
По команде от чувствительных элементов
в течение миллисекунд будут срабатывать
химические нейтрализаторы. Это мероприятие
предотвращает разрушение конструкции пла-
нера. Если не принимать таких мер предосто-
рожности, то катастрофа будет неизбежной.
Анализ показывает, что системы преду-
преждения взрывов будут являться частью
конструкции.
Дренаж взрывоопасных утечек в конструк-
ции планера является вопросом, которому
должно быть уделено достаточное внимание.
Поведение жидкости в условиях невесомости
обусловливает необходимость создания специ-
альной системы дренажа, обеспечивающей
надежный слив утечек на всех режимах поле-
та. Сложность таких систем подчеркивает
важность создания систем без утечки жидко-
стей. Однако нужно считаться с возможностью
утечек.
Предотвращение контакта жидкостей с
воспламеняющимися реагентами—задача кон-
структоров. К средствам предотвращения воз-
никновения огня или взрыва относится изоля-
ция огнеопасных участков и защита потен-
циальных источников воспламенения посред-
ством максимального использования предо-
хранителей в электрических цепях для устра-
нения опасности их перегрузки и охлаждение
площадей, температура которых может пре-
высить точку самовоспламенения вытекающей
жидкости.
2
Ведутся исследования по вероятным стар-
товым двигателям «Дайна-Сор». находящимся
в настоящее время в ранней стадии проекти-
рования.
Система определения неисправностей яв-
ляется основным элементом системы защиты
для стартового двигателя. Она предназначена
для наблюдения за выбранными критическими
параметрами. Сигналы датчиков системы по-
даются в логическое устройство, и если созда-
ются аварийные условия, то посылается ко-
манда о спасении на контрольный пункт. Сис-
тема определения неисправностей будет обе-
спечивать наблюдение за критическими пара-
метрами электрических цепей, системы управ-
ления полетом, силовой установки и баков. В
настоящее время составлены требования по
чувствительности Датчиков для каждого из
контролируемых параметров. Для уверенно-
сти в том, что выбрана эффективная система
определения неисправностей, инженер по
технике безопасности должен определить, при
каких условиях может возникнуть опасность
аварии и какое оборудование нужно включить
в систему определения неисправностей.
В результате этой работы будет создана
система определения неисправностей «Дайна-
Сор», предназначенная для предупреждения
летчика о надвигающейся катастрофе и обе-
спечения подачи автоматической или неавто-
матической команды на спасение.
Обеспечение безопасности работы на стар-
товой площадке и полигоне будет оговорено
в директивах по безопасности, охватывающих
каждый этап программы летных испытаний
«Дайна-Сор».
Выше были описаны различные аспекты
программы и рассмотрены предосторожности,
предназначенные для обеспечения максималь-
ной безопасности человека при летных иены
таниях.
Потребуется провести тысячи отдельных
программ обеспечения безопасности. Програм-
ма обеспечения безопасности не может быть
закончена, она должна разрабатываться все
время, пока существует система. По мере про
гресса программы «Дайна-Сор» будут выяв-
ляться все новые слабые места, для устране-
ния которых должны будут составляться но-
вые приемы безопасности.
.Aeronautics, 1, 1961;
Missiles and Rockets, 12/XII 1960.
ПАССАЖИРСКИЙ САМОЛЕТ ДУГЛАС DC-8
Проектирование реактивного транспортного
самолета Дуглас DC-8 (фиг. I, 2* и 3) было
начато в 1951 г. Данные для оценки летных
характеристик и экономичности получены
раньше, поскольку самолет Дуглас DC-8 раз-
рабатывался на год позднее, чем самолет
Боинг 707, и имелась возможность сравнивать
данные обоих самолетов.
После постройки самолета фирма провела
большую работу по его доводке. В основном
ставилась задача улучшить летные характе-
ристики самолета, которые в некоторых отно-
шениях оказались ниже гарантированных.
Одной из первых модификаций, выполнен-
ных на самолете DC-8, было применение ще-
лей у передней кромки крыла. Назначение
этих щелей будет лучше понято после рассмо-
трения компоновки крыла. Конструкторы фир-
мы Дуглас остановились на крыле с углом
стреловидности 30° вместо 35°, что в 1951 г.
считалось необходимым для достижения тре-
буемых характеристик.
Ставилась задача получить возможно боль-
шую подъемную силу, По размаху применены
три различных профиля, разработанных фир
мой. Концевые участки крыла имеют профиль,
обеспечивающий получение очень большой
подъемной силы, компенсирующей уменьшен-
ную подъемную силу корневых участков кры-
ла, что является необходимым для того, чтобы
срыв потока возникал на корневых участках
ранее, чем на концевых. Это исходное крыло
имело большое число М, при котором возни-
кало резкое увеличение сопротивления, хоро-
» Фиг. 2 см. на стр. 20 21.
шие характеристики подъемной силы п харак-
теристики срыва, подобные характеристикам
для прямого крыла. Однако наличие гондол и
пилонов вредно влияет на характеристики
крыла при малых скоростях, и тщательные ис-
следования показали, что применение щелей
будет наиболее эффективно исключать умень-
шение коэффициента подъемной силы, связан-
ное с данным явлением.
В первых полетах щели имели более чем
в два раза большую длину, чем принятые в
настоящее время для серийного самолета, у
которого они имеют длину 2032 мм у край-
него пилона и 813 .«.и у внутреннего. Щели
примыкают к каждому пилону со стороны фю-
зеляжа. В полете щели полностью закрыты
створками на верхней и нижней поверхностях.
Створки открываются автоматически при от-
клонении закрылков.
3
Летные испытания самолета выявили серь-
езное расхождение с результатами испытаний
в аэродинамических трубах в отношении по-
перечного управления. Проблема здесь была
связана с большим эффектом поперечного -V
крыла, чем это проявлялось при испытаниях
в трубах. Несоответствие до сих пор еще не
объяснено, н поскольку угол поперечного V
не мог быть изменен в серин в нужной мере,
зуемых в полете на дальность. Поэтому фир-
ма Дуглас приступила к осуществлению про-
граммы улучшения самолета, стремясь исклю-
чить или уменьшить до минимума причины
увеличения сопротивления. Одним из меро-
приятии было изменение формы и увеличение
концевых участков крыла для улучшения об-
текания. но основная модификация коснулась
формы носка крыла.
Фиг. 3. Детали конструкции самолета Дуглас DC К
было обеспечено дополнительное поперечное
управление. Это было достигнуто применением
для поперечного управления <наземных интер-
цепторов». которые первоначально предназ-
начались исключительно для уменьшения
подъемной силы крыла после контакта с до-
рожкой с тем, чтобы уменьшить длину про-
бега. Интерцепторы отклоняются теперь диф-
ференциально, когда шасси выпущено и когда
элероны отклоняются более, чем на половину
максимального отклонения.
Интересно отметить, что фирма могла из-
бежать применения интерцепторов или элеро-
нов на корневых участках, как основных ор-
ганов поперечного управления, ввиду приме-
нения относительно толстого крыла с умерен-
ной стреловидностью.
Элероны имеют бустерное управление, воз-
можно также управление вручную посредст-
вом серворулсй. Каждый элерон состоит из
двух секций, соединенных между собой пред-
варительно нагруженной трубой таким обра-
зом, что когда аэродинамические силы увели-
чиваются с возрастанием скорости, концевые
секции элеронов не работают.
Одним из основных дефектов самолета
DC-8, обнаруженных во время начальных лет-
ных испытаний, была недостаточная дальность
полета, оказавшаяся на 8—10% меньше га-
рантированной. Это обстоятельство было вы-
звано большим, чем по расчету, увеличением
лобового сопротивления при больших значе-
ниях коэффициента подъемной силы, исполь-
У первоначального профиля при больших
значениях коэффициента подъемной силы и
больших скоростях создавалось слишком
большое давление на носке, и это обстоятель-
ство было причиной увеличения сопротивле-
ния. Изменение формы носка крыла для
уменьшения давления заключалось в неболь-
шом (на 4%) увеличении хорды, щели в нос-
ке крыла были также модифицированы. В ре-
зультате площадь крыла была увеличена с 257
до 266 м1.
Были проведены летные испытания серий-
ного самолета DC-8 с крылом, профиль кото-
рого был модифицирован путем удлинения
носка. Испытания подтвердили эффективность
предложенной модификации крыла. Заплани-
ровано введение такой модификации со 148-го
самолета, поэтому будут улучшены только
последние шесть самолетов из числа заказан-
ных к ноябрю 1960 г.
Уменьшение лобового сопротивления, до-
стигнутое с применением нового носка крыла,
обеспечило улучшение относительной дально-
сти на 8% и уменьшение эксплуатационных
расходов на 2,25%. Крейсерское число М мож-
но увеличить на 0,02 (без увеличения расхода
топлива), рейсовое время—на 2%. Для очень
дальних рейсов, когда платная нагрузка огра-
ничена, допустимая платная нагрузка может
быть увеличена на 3175 кг. Граница бафтинга
и околозвуковое изменение устойчивости так-
же улучшаются путем этой модификации.
4
Характеристика самолета DC-8
Геометрические данные
(для всех модификаций)
Размах крыла..............................43,4 м
Длина самолета.......................... 45,9 .
Высота самолета...........................12,9 .
Угол стреловидности крыла...............30°
Площадь крыла........................... 266
Силовая установка
Серия 10... . четыре ТРД Пратт-Уитни JT3C-6
. с тягой но 6120 кг
Серия 20 . . четыре ТРД Пратт-Уитни JT4A-3
с тягой по 7170 кг
Серии .30... . четыре ТРД Пратт-Уитни JT4A-3
с тягой но 7170 жг, или четыре ТРД
Пратт-Уитни JT4A-9 с тягой по
7620 кг, или четыре ТРД Пратт-
Уитни JT4A-12 с тягой по 7940 кг
Серни 40 . . . . четыре ТРД Роллс-Ройс .Конуэй*
R.Co.12 Mk. 509 с тягой по 8070 кг
или четыре ТРД Роллс-Ройс «Ко-
нуэй* R Со. 15В Мк. 512 с тягой
по 8390 кг
Серии 50. ... четыре ТРД Пратт-Уитни JT3D-3
с тягой по 8165 кг
Взлетный вес
Серия 10 .............................123800 кг
Серия 20 ............................. 125200 .
Серия 30 ................. ... 140600 .
Серии 40 ............................. 140600 .
Серии 50 ............... ............. 140600 .
Aeroplane № 2562.
МБС МАРТИН .ТИТАН*
С базы Канаверал 29 сентября 1960 г. бы-
ла предпринята попытка запустить в Индий-
ский океан на дальность более 16000 км МБС
«Титан». Однако в результате преждевремен-
ного выключения двигателя второй ступени
снаряд пролетел всего 9700 км и упал в юж-
ной части Атлантического океана.
Предполагалось, что в этом запуске будет
достигнута самая большая дальность, которую
когда-либо пролетал баллистический снаряд.
Согласно заявлению представителей ВВС
США на базе Канаверал, МБС «Титан» дол-
жен был весь путь пролететь над водой. Это
заявление трудно увязать с заявлением пред
ставнтеля фирмы Мартин о том, что предпо-
лагаемая зона падения снаряда должна быть
в 1500—1600 км к юго-востоку от о. Мадага-
скар.
Кажется, что носовой конус на пути к зоне
падения должен был бы пройти над самой
южной точкой Африки. Следует заметить, что
вычислитель места падения носового конуса
снаряда, установленный на мысе Канаверал,
может определять его координаты немедлено
после окончания активного участка траекто-
рии снаряда, т. е. после того, как снаряд про-
летит менее 5% общей дальности. При запу-
сках на дальность до 8000 км точность расче-
тов, выполняемых вычислителем места паде-
ния. часто бывает в пределах 400 м.
В упомянутом случае запускался снаряд
«Титан» G8. являющийся двадцать третьим
предназначенным для запуска. На нем была
нагрузка 544 кг (оборудование), что соответ-
ствует весу ядерной боевой головки. Таким
образом, это был запуск, результаты которого
могли бы быть достигнуты и боевым снаря-
дом. В действительности же запущенный сна-
ряд серии G тяжелее снаряда серин J. являю
щегося боевым образцом Успешный запуск
одного из снарядов серии J состоялся 28 сен-
тября 1960 г.
Снаряд «Титан» серии J имеет более легкую
конструкцию и силовую установку с большей
тягой.
Попытка запуска снаряда «Титан» на
дальность более’ 16000 км представляла собой
обычный запуск по программе испытаний эк-
спериментального обгорающего носового ко-
нуса фирмы Авко, который в конце полета,
длящегося около 50 мин., при входе в атмо-
сферу должен был подвергаться воздействию
температуры около 1200ЭС. Предполагалось,
что апогей траектории в этом запуске будет
1200 км. Данные о температурах и характери-
стиках входа в атмосферу записывались на
магнитную ленту. После входа в атмосферу
капсула с записанными данными была выбро-
шена из задней части носового конуса (см.
фигуру). Это делается потому, что нагретый
Капсула Отделяете*
на босоте Jt *
Рл &
Нрнгттраир &
&2ApprfQ
/7рр5лес*р6*,р
-
Флуоррруиру.ющи £
^раррщай
# Hfat* РОСЛО ОтдОЛОНаЯ
• еапсул»/ надувается доллар a
\ Уступает 6 деастдие маян
• Ям тонна ееална^ &»д£аеаена *
। &2тареед,лви радугой S de г. •
• солоней dodoti
Корпус tfancyp*, со&ео-
угащий £rO* dtet 'ПР Dea,
О’РРЛ *.? V-M А?
Схема сохранении каТТсулы с данными,
размещаемой и носовом конусе МБС «Титан»
и ионизированный воздух вокруг носового ко-
нуса препятствует телеметрической передаче
данных на фазе входа в атмосферу.
Снаряд «Титан» 11 будет обладать гло-
бальной дальностью, т. е. его дальность будет
около 20000 км, и при запуске из одной точки
земли он сможет поражать любую другую
5
цель на земле и приближаться к ней с любого
направления. Снаряд «Титан» II по сравнению
со снарядом «Титан» 1 будет иметь большую
длину и диаметр второй ступени. На снаряде
будет применяться длительнохранящееся топ-
ливо, что сократит время подготовки снаряда
к запуску с 15 мин. (для снаряда «Титан» 1)
до одной минуты. Первый снаряд «Титан» 11
предполагается запустить в конце 1961 г.
Первые запуски боевых вариантов снаряда
«Титан» из подземных пусковых шахт в ско-
ром времени будут проводиться на базе ВВС
Ванденберг, где закончено сооружение подзем-
ной стартовой базы, являющейся образцом
ряда боевых баз снарядов «Титан», которые
должны быть созданы в различных районах
США. Каждая такая база будет находиться
под землей и будет защищена от ядерных
взрывов, выдерживая давление взрывной вол-
ны более 7 кг/см*. Для запуска снаряд будет
подниматься из пусковой шахты на поверх-
ность.
Применение долгохранящегося топлива на
снаряде «Титан» II позволит хранить снаряды
на подземных базах в постоянной боевой го-
товности и запускать их из пусковых шахт.
Aeroplane № 2555.
УПРАВЛЯЕМЫЙ СНАРЯД „УЭГТЕЙЛ"
Если решение о вооружении стран НАТО
ядерным оружием будет принято, то это, воз-
можно, снова вызовет интерес к самолетному
баллистическому снаряду «Уэгтейл», который
мог бы применяться с самолетов НАТО как
против наземных, так и против воздушных
целей.
Схема применения снаряда «Уэгтейл»
Снаряд «Уэгтейл», разрабатываемый фир-
мой Мнннеаполис-Ханиуэлл для ВВС США,
явился одной из «жертв» сокращения ассиг-
нований летом 1957 г.
Первоначально снаряд предназначался для
запуска с самолетов против наземных такти-
ческих целей. После прекращения финанси-
рования программы снаряда ВВС США фир-
ма Ханиуэлл в течение нескольких лет про-
должала разработку на собственные средства
и несколько изменила назначение снаряда,
обеспечив его применение как снаряда класса
воздух воздух.
Снаряд «Уэгтейл» спроектирован для запу-
ска с быстролетящих самолетов в направле-
нии, обратном полету самолета. Через несколь-
ко долей секунды после запуска снаряд рез-
ко поднимается вверх и выходит на баллисти-
ческую траекторию для поражения наземных
целей или, продолжая подниматься вверх
вперед, направляется для перехвата бомбар-
дировщика (см. фигуру).
Снаряд длиной 2,4 ж и диаметром 0,46 .«
должен нести небольшой ядернын боевой за-
ряд с дистанционным взрывателем. Снаряд
«Уэгтейл» имеет примерно те же габариты,
что и неуправляемый снаряд класса воздух-
воздух «Джини» МВ-1, и может обслуживать-
ся на земле оборудованием, применяемым для
обслуживания снаряда «Джинн».
В первоначально предполагавшемся назна-
чении снаряда «Уэгтейл» (воздух—земля) он
рассматривалея как заманчивая альтернатива
для решения проблемы бомбометания с малых
высот. Такое бомбометание требует резкого и
точного вывода самолета на петлю и полета
непосредственно вблизи или над целью, кото-
рая может иметь эффективную систему ПВО
При наличии снаряда «Уэгтейл» самолету
нет необходимости маневрировать, а снаряд
может быть запущен против целен, значитель
но удаленных от маршрута полета самолета
Снаряд «Уэгтейл» является баллистиче-
ским. Его стабилизация осуществляется с по-
мощью очень компактной автоматической сис-
темы управления, приводящей в действие га-
зовые рули, отклоняющие струю двигателя.
6
Это позволяет запускать снаряд в любом на-
правлении, не сталкиваясь с проблемами
устойчивости при запуске назад, которые
обычно встречаются на снарядах с аэродина-
мической стабилизацией. После выгорания
топлива или выключения двигателя автомати-
чески раскрываются складывающиеся стаби-
лизаторы, обеспечивая аэродинамическую
устойчивость снаряда на последних минутах
полета.
На первоначальном варианте снаряда
класса воздух—земля предполагалось исполь-
зовать двигатель, работающий на твердом
топливе, однако новый вариант снаряда дол-
жен иметь ЖРД с долгохранящимся топли-
вом.
Снаряд «Уэгтейл» управляется относитель-
но трех осей. Один газовый руль обеспечива-
ет управление по тангажу. Два других руля,
установленные под прямым углом к рулю
тангажа, обеспечивают управление по курсу
при движении в одном направлении и управ-
ление по крену при движении в разных на-
правлениях.
Высокое отношение тяги двигателя к весу
снаряда, вместе с быстродействующей систс-.
мой управления, позволяет снаряду совершать
маневры с перегрузкой 20 g. Снаряд прошел
успешные испытания запуска назад с ракет-
ных тележек. Насколько известно, снаряд ни-
когда не испытывался в полете.
Наведение и управление снарядом в полете
осуществляются инерциальной системой наве-
дения. Применение инерциальной системы на
снаряде, запускаемом с самолета против дви-
жущихся воздушных целей, на первый взгляд
может показаться сомнительным. Однако
установка на снаряде ядерной боевой головки
с дистанционным взрывателем не требует
очень высокой точности наведения, а чрезвы-
чайно большая скорость снаряда не оставляет
времени для совершения бомбардировщиком
маневра.
Инерциальная система снаряда «Уэгтейл»
состоит из дву?с позиционных и трех скоро-
стных гироскопов. Гироскопы установлены на
корпусе снаряда и не имеют стабилизирован-
ной платформы. Блок системы наведения и
управления относительно прост и легок.
При запуске снаряд «Уэгтейл» отделяется
от самолета, который уходит вперед в свобод-
ном падении, двигатель снаряда воспламени
ется с помощью вытяжного шнура или чаро
вого механизма.
В качестве снаряда класса воздух—воздух
«Уэгтейл» быстро поворачивается отноентель
но продольной оси на заданный угол, входя
в «плоскость действия», затем поднимается
носовой частью вверх и, следуя предпусковой
установке гироскопа стабилизации по танга-
жу, движется по заданному курсу перехвата.
В течение менее трех секунд снаряд может
быть направлен вперед—вверх по почти вер-
тикальной траектории к цели.
Углы крена и тангажа могут вычисляться
системой управления огнем самолета-носите-
ля. Если же самолет нс оборудован такой
системой, то для вычисления и ввода в сис-
тему наведения необходимых данных требуют-
ся небольшой оптический прицел и вычисли-
тель.
При использовании снаряда «Уэгтейл» в
качестве снаряда класса воздух — земля он
должен запускаться таким же образом, одна-
ко система управления снаряда по тангажу
и крену должна вывести его на баллистиче-
скую траекторию для поражения наземной
цели. Углы тангажа и курса должны подсчи-
тываться на основе оптического или радио-
локационного измерения дальности и азимута
цели.
Дальность боевого снаряда «Уэгтейл» бу-
дет зависеть от его назначения и боевого за-
ряда. Программа была задумана как семей-
ство самолетных снарядов, использующих
общую технику наведения, в которых комби-
нация двигателя и боевого заряда должна
выбираться в зависимости от назначения сна-
ряда.
Aviation Week, 16/1 1961.
ПРОЕКТ АТОМНОГО ПВРД „ПЛУТОН*
Проведенные в последнее время исследо-
вания, свидетельствующие о гораздо больших
потенциальных возможностях управляемых
снарядов с ПВРД, чем считалось прежде, под-
тверждают целесообразность продолжения ра-
бот по проекту «Плутон», целью которых
является получение данных для создания в
США в 1962 г. атомного ПВРД. Разработка
какой-либо определенной системы оружия с
таким двигателем считается в настоящее вре-
мя преждевременной.
Работы по проекту «Плутон» позволят
определить характеристики атомного ПВРД
с тем, чтобы, исходя из них, можно было вы-
работать ТТТ к новым системам оружия.
Проект «SLAM» (сверхзвуковой, летающий
на малых высотах снаряд), изучавшийся в
последние годы ВВС США и промышленно-
стью, является лишь одной из многих идей,
к которым проявляют в настоящее время ин-
терес все три вила вооруженных сил. По
проекту снаряда «SLAM» не было установлено
твердого графика разработки, и к тому вре-
мени, когда будет создан атомный ПВРД,
пригодный для установки на летательный ап-
парат, проекту «SLAM» придется выдержи-
вать конкуренцию с несколькими другими
системами оружия.
Члены объединенной комиссии по авиаци-
онным ядерным силовым установкам ВВС
США и Комиссии по атомной энергии, ответ-
ственной за проект «Плутон», настроены весь-
ма оптимистически в отношении технического
прогресса в разработке атомного ПВРД. Спе-
7
Фиг. I. Сопло фирмы Марквардт в сочетании
с реактором «Торн» П-А (цилиндрическое тело слева)
циалисты комиссии считают, что испытания
реактора «Тори» П-А, проведенные в январе
1961 г., и испытания реактора «Тори» П-С, на
меченные на 1962 г., дадут ответ на основные
технические вопросы, связанные с постройкой
реактора атомного ПВРД и с системами
управления ядерной реакцией и воздушным
потоком.
Проект «Плутон» является относительно
недорогой программой. Большинство работаю-
щих по проекту специалистов считает, что
поставленная цель, заключающаяся в доказа-
тельстве технической осуществимости проекта
и в получении расчетных данных, стоит по-
траченных сил и нс потеряет значения в связи
с любой переориентацией программы или рас-
ширением целей. Стоимость программы «Плу-
тон» со времени начала работ в 1956 г., вклю-
чая ассигнования на 1960 б. г.,—65 млн. дол-
ларов. Ассигнования на программу до завер-
шения в 1962 г. работ, направленных на
доказательство осуществимости проекта, бу-
дут, по-видимому, выделяться на современ-
ном уровне—15—20 млн. долларов в год. Та-
кие затраты объясняются частично тем, что
в проекте «Плутон» были использованы ре-
зультаты исследований, затраты на которые
были отнесены на программу разработки
атомного самолета.
Ниже приводятся некоторые основные эта-
пы программы «Плутон».
В 1956 г. были начаты работы в области
материалов и расчеты реактора.
В 1958 г. были проведены эксперименты
по достижению критичности реактора в холод-
ном состоянии с целью убедиться, что расче-
ты сердечника реактора и геометрии правиль-
ны и что критическая масса достигнута.
В 1959 г. начались эксперименты по дости-
жению критичности в горячем состоянии в
печи с целью определения изменения критич-
ности при повышении температуры реактора
от нормальной до ~ 1100° С. Вообще при
разогреве требуется гораздо больше топлива,
чем при работе с установившейся температу-
рой
В декабре 1960 г. были начаты экспери-
менты с реактором «Торн» П-А с целью испы-
тания небольшого сердечника реактора в усло-
виях воздушного потока, который будет соз-
даваться в полете со скоростью, соответствую-
Фиг. 2. Реактор «Тори» П-А. Видны состоящий из двух частей графитовый отражатель и створки
управления реактором, расположенные около ядерного сердечника
8
щей числу М=2 у земли и на высоте. Расчет-
ная тепловая мощность реактора ~150 мет,
что обеспечит тягу 2300—4500 кг. Однако на
современном этапе разработки задача дости-
жения такой тяги не ставится. Активная зона
реактора размером 762X1143 мм—с топлив-
ными элементами из обогащенного урана и
окиси бериллия. Всего в активной зоне насчи-
тывается свыше 100 тыс. элементов. Ни одна
из систем, применявшихся в ходе этих испы-
таний. включая системы управления реакто-
ром и водяного охлаждения, нс соответствует
летному варианту. В экспериментах с реакто-
ром «Тори» II-A будут испытаны два сердеч-
ника (фиг. 1—3).
В 1962 г. будет испытан реактор «Тори»
П-С с системами управления летного типа.
Реактор будет заключен в тонкую оболочку
из окиси бериллия, отражающую большую
часть нейтронов обратно в сердечник. От-
ражатель реактора «Тори» I1-A выполнен из
графита толщиной 610 мм.
Разработка реактора нс является един-
ственной задачей, которую необходимо ре-
шить. Поскольку все снаряды с ядерными
ПВРД должны летать с очень большими ско-
ростями как у земли, так и на больших высо-
тах. для них потребуются специальные нави-
гационные системы, обеспечивающие полет в
любую погоду с большой скоростью на неболь-
шой высоте. Потребуется система управления
полетом летательного аппарата на высоте
~150 м со скоростью, соответствующей чис-
лу М > 3. Во избежание разрушения лета-
тельного аппарата от нагрузок, вызываемых
порывами ветра в полете с большой скоростью
на небольшой высоте, при проектировании
придется основательно продумать динамику
полета.
ВВС США выдали фирме Чанс Воут кон-
тракт на проектные исследования системы
навигации, применимой на малых высотах
при скорости полета, соответствующей числу
М=3, а несколько организаций заняты изу-
чением аэродинамических и конструктивных
проблем, связанных с таким полетом
Навигационная часть системы будет инер-
циального типа с программным заданием.
Часть системы, обеспечивающая исключение
столкновений с наземными препятствиями,
будет регулярно определять высоту возвышен-
ностей на пути снаряда и измерять расстояние
до них. Эти данные будут сравниваться каж-
дые 3—4 минуты с информацией, введенной в
систему наведения, с тем, чтобы данные о
местоположении снаряда и информация, за-
данная в систему наведения, могли быть скор-
ректированы. Система этого типа необходима
для обеспечения возможности атак в усло-
виях погоды, не позволяющих использовать
для определения местоположения снаряда не-
бесные светила.
С точки зрения аэродинамики все аппара-
ты, летающие на малых высотах со скоростью,
значительно превышающей скорость звука,
будут характеризоваться отсутствием крыла
в подлинном смысле этого слова. Возможно,
они будут иметь несколько небольших стаби-
лизирующих поверхностей, но не будут иметь
поверхностей, создающих подъемную силу.
Подъемная сила таких аппаратов будет
создаваться в основном фюзеляжем. Теорети-
ческие расчеты и опыты в аэродинамических
трубах, проведенные в последние несколько
лет, показали, что фюзеляжи приближенно
конической конфигурации имеют приемлемые
величины качества и поэтому при скоростях
в диапазоне чисел М=2ч-4 не требуют мощ-
ных силовых установок. Их аэродинамическое
качество при скоростях, соответствующих
числу М 5. равно аэродинамическому каче-
ству лучших крылатых аппаратов. Кроме того,
бескрылая конфигурация значительно облег-
чает проблему нагрузок от порывов ветра и
совершенно снимает проблему нагрева крыла.
В свете обсуждения проблем создания ле-
тательных аппаратов с ядерными ПВДР пред-
ставляется вероятным, что максимальная
достижимая в настоящее время крейсерская
скорость у земли соответствует числу М~3,
когда температура торможения воздуха, вхо-
дящего в двигатель аппарата, приблизительно
Фиг. 3. Схема экспериментального ядерного ПВРД с реактором «Торн» П А
2-.ТИ* № 13
9
равна 540° С. Максимальная крейсерская
скорость обусловливается в основном макси-
мальной температурой стенок реактора, кото-
рая в настоящее время благодаря применению
керамических материалов может быть выше
1150° С. Для получения максимальной тяги
ПВРД с допустимыми размерами, работаю-
щего при такой температуре, его поступатель-
ная скорость должна соответствовать числу
М—3 с тем, чтобы обеспечить соответствую-
щее сжатие воздуха, входящего в двигатель.
Эти двигатели очень чувствительны к темпе-
ратуре, и отношение тяги к весу быстро рас-
тет с повышением температуры стенок реак-
тора. По мере роста температуры стенок мож-
но увеличить полезную нагрузку или при той
же полезной нагрузке уменьшить размеры
аппарата
Вообще считается, что проектируемые ап-
параты с ядерными ПВРД, обладающие ско-
ростью, соответствующей числу М—3, будут
нести очень большие нагрузки по отношению
к полетному весу. Так, полезная нагрузка
снаряда «SLAM* могла бы составить 25%
полетного веса, а тротиловый эквивалент его
боевого заряда ~20 мгт. Целесообразные
размеры аппарата будут находиться, вероятно,
в пределах от 24 до 27 м по длине и от 2,4
до 3 м по диаметру.
Выполненная по проекту «Плутон» работа
позволяет определить тип реактора и мате-
риалы, из которых он будет изготовлен. Из
заявлений официальных лиц, связанных с этим
проектом, следует, что реактор будет гомоген-
ного типа в основном из окиси бериллия.
Существуют два основных типа ядерных
реакторов: тепловые и на быстрых нейтронах,
причем в реакторах обоих типов тепло обра-
зуется в результате деления атомов урана
вследствие бомбардировки их нейтронами.
Деление атомов урана в тепловых реакторах
вызывается в основном нейтронами, замедлен-
ными до уровня тепловой энергии (меньше
300000 эв), в то время как деление в реакто-
рах на быстрых нейтронах вызывается глав-
ным образом нейтронами, обладающими боль-
шей энергией.
Реакторы на быстрых нейтронах могут
быть более компактными и иметь большую
удельную мощность по сравнению с тепловы-
ми реакторами, однако в связи с необходи-
мостью применения большого количества вы-
сококачественного топлива они дороже. Тепло-
вые реакторы могут работать с меньшим ко-
личеством топлива, поскольку тепловые ней-
троны имеют большее сечение захвата, чем
быстрые нейтроны. Более вероятно, что тепло-
вые нейтроны будут вызывать реакцию деле-
ния, а не вылетать из сердечника реактора.
Высокая стоимость топлива для реакторов на
быстрых нейтронах, имеющих размеры, под-
ходящие для ядерных ПВРД, является основ-
ным соображением, по которому по проекту
«Плутон» будет применен реактор с тепло-
выми нейтронами.
Поскольку тип реактора по проекту «Плу-
тон» был выбран, было необходимо решить,
следует ли применить реактор гомогенного
типа или же гетерогенный реактор.
Выбор сердечника гомогенного типа был
обусловлен в основном исключительно высо-
кой температурой, требующейся в ядерном
ПВРД. Применение в сердечнике этого высо-
котемпературного двигателя металлов исклю
чалось, поэтому необходимо было разрабо-
тать керамический материал, который был бы
в то же время хорошим замедлителем. Проект
гетерогенного реактора потребовал бы разра-
ботки новых материалов для изготовления
крупных блоков замедлителя и применения в
качестве покрытия для урановых топливных
элементов, которые при высоких температу-
рах нс должны подвергаться воздействию воз-
духа.
При выборе конструкционного н в то же
время замедляющего материала для сердеч-
ника высокотемпературного гомогенного реак-
тора остановились на окиси бериллия Окиси
лишь немногих других металлов могут кон-
курировать с окисью бериллия, если учиты-
вать способность замедлять нейтроны и хими-
ческие свойства (стойкость к окислению). По
мнению металлургов, выбор материалов для
сердечника реактора ядерного ПВРД будет
весьма ограниченным и в будущем.
Еще пять лет назад о свойствах окиси бе-
риллия знали очень мало, равно как и о мето-
дах се обработки и способе заданного распре-
деления в ней ядерного топлива. В настоящее
время специалисты считают, что окись бе-
риллия может быть обработана любым мето-
дом. Это явилось результатом исследователь-
ской работы. За разработку гомогенных топ-
ливных элементов, состоящих из окиси берил-
лия и урана, отвечает фирма Дженерал Элек-
трик. Эти элементы сердечника были испыта-
ны в реакторе при температурах, на несколь-
ко сот градусов превышающих температуры
любых металлических топливных элементов.
Керамические элементы сердечника обла-
дают двумя основными недостатками. Первый
заключается в значительной утечке продуктов
деления. Два типа таких продуктов выделяют-
ся при реакции деления наряду с выделением
нейтронов и гамма-лучей. Они меньше ядер,
радиоактивны и обладают высокой энергией.
Утечка продуктов деления не представляла
бы особой проблемы для ядерного ПВРД на
беспилотном управляемом снаряде. Она не
причинила бы также вреда людям, находя-
щимся на земле под низко пролетающим сна-
рядом, поскольку благодаря его большой ско-
рости продукты деления рассеивались бы на
большой площади. Однако утечка продуктов
деления представила бы проблему для пило-
тируемых дозвуковых атомных самолетов и
для наземного пространства, над которым они
пролетали бы.
Вторым недостатком керамических элемен-
тов сердечника является их хрупкость. Окись
10
бериллия, будучи очень жесткой и хрупкой,
и отличие от металлов не деформируется иод
нагрузкой. Она не выдерживает ударных на-
грузок и приложения больших усилий при из-
менении температуры.
С другой стороны, все окиси и карбиды,
считающиеся в настоящее время подходящими
материалами для реакторов ПВРД, являются
очень жесткими и хрупкими веществами.
Даже когда этим материалам в процессе про-
изводства специально придается необходимая
прочность для работы при высоких темпера-
турах, обычно они не обладают известными
характеристиками металлов при нагрузках.
Следовательно, работа должна вестись в двух
направлениях: во-первых, в направлении
уменьшении при проектировании до миниму-
ма нагрузок и, во-вторых, в направлении
улучшения свойств материалов. Конечно, при
этом не должны ухудшаться жаропрочность и
другие свойства этих материалов.
Проектирование атомного ПВРД являет-
ся исключительно сложной задачей, посколь-
ку снаряд с атомным ПВРД будет испыты-
вать большие ударные нагрузки в результате
турбулентности воздуха при полете у земли
со скоростью, соответствующей числу М—3.
Проектирование осложняется также темпера-
турным режимом реактора. Быстрый нагрев
сердечника во время разогрева до температу-
ры выше 1100е С может создать тепловой
удар в элементах сердечника, а в результате
неравномерного распределения температуры в
реакторе во время работы с большой мощно-
стью возникнут термические напряжения. Эти
серьезные проблемы являются основными на
настоящей стадии работ по проекту «Плутон».
Aviation Week, 16/1 1961;
Missiles and Rockets, 16/1 1961.
СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ СВЕРХЗВУКОВЫХ ТРАНСПОРТНЫХ САМОЛЕТОВ
Разработка гражданских транспортных са-
молетов обычно проводится после появления
соответствующих военных самолетов, и в
частности, основой для создания сверхзвуко-
вых транспортных самолетов является опыт
разработки ряда военных самолетов, обладаю-
щих скоростью, соответствующей числу М=2
и более. Фирма Дженерал Электрик накопила
значительный опыт в области двигателей для
таких самолетов, в частности по ТРД J79.
Важнейшая проблема помпажа при малых
числах оборотов для ТРД с высокой степенью
сжатия может иметь ряд решений. Компрес-
сор с поворотными лопатками статора был
испытан на стенде и было решено использо-
вать такие лопатки для двигателя J79. На
фиг. 1 показан внешний вид ТРД J79-5, при-
меняемого в качестве силовой установки само-
лета Конвэр В-58 «Хаслер». Самолеты с эти-
ми двигателями налетали более чем три чет-
верти всего времени налета со скоростью, со-
ответствующей числу М-—2 и более.
Компрессор двигателя J79 осевой, однокас-
кадный, 17-ступенчатый со степенью повыше-
ния давления 12,8, с поворотными лопатками
первых шести ступеней статора. Механизм по-
ворота лопаток срабатывает достаточно быст-
ро для обеспечения их должной установки при
данном числе оборотов. Приемистость двига-
теля J79-2, устанавливаемого на самолетах
Мак Доннелл F4H «Фантом» и Норт Амери-
кен A3J «Виджилент», характеризуется разго-
ном от малого газа при 67% номинального
числа оборотов до максимальной тяги без
форсажа за 2,5 сек. При отборе за компрес-
сором 9,5% общего расхода воздуха время
разгона 5—6 сек.
Совместимость двигателя с воздухозабор-
никами различных типов свидетельствует о
работоспособности двигателя в условиях воз-
мущений потока на входе в компрессор. Дви-
гатель устанавливается на шести военных
самолетах, обладающих скоростью полета,
соответствующей числу М=2 и более. Это
Фиг. I ТРД Дженерал Электрик J79-5 с форсажной камерон
И
Фиг. 2. Схема двигателя J79
объясняется малой аэродинамической натрут
кой первых ступеней компрессора. Ухудше-
ние условий на входе при больших сверхзвуко-
вых скоростях и умеренных числах оборотов
двигателя может быть парировано поворотом
лопаток статора ценой умеренного снижения
расхода воздуха и тяги двигателя. Так, напри
мер, проблема помпажа при стрельбе из пу-
шек была решена с помощью поворота лопа-
ток статора. Орудийные газы, накапливающие-
ся с большой скоростью в связи с высоким
темпом стрельбы, засасываются в воздухоза-
борник двигателя. Быстрое изменение темпе-
ратуры и давления входящего в компрессор
воздуха приводит к временному рассогласова-
нию компрессора и к помпажу. Во входном
сечении компрессора были зарегистрированы
поля температур торможения до 40° С. Были
испробованы различные методы отвода газов
из воздухозаборника, но они оказались недей-
ственными. Решение было получено с по-
мощью специального устройства, уменьшаю-
щего при стрельбе углы установки лопаток
статора на 5°.
При полете с числом М=2 и более было
установлено возникновение неустойчивости
течения в воздухозаборнике. Опыт показал,
что если ТРД выдерживает повторный пом-
паж в статических условиях у земли, то он
может работать и в условиях помпажа и не-
устойчивости течения в полете с числом М=2
на высотах полета современных самолетов.
Конструкция двигателя иллюстрируется
фиг. 2. Передача крутящего момента от тур-
бины к шлицевому соединению ротора ком-
прессора осуществляется с помощью тонко-
стенного конического вала. Целью такой кон-
струкции является увеличение поверхности
турбинного колеса, вала и промежуточных Де
талей, охлаждаемых изнутри потоком возду-
ха, с одновременным уменьшением контакта
с горячими газами. Охлаждающий воздух не
загрязняется горячими газами. Это обстоя-
тельство оказывается особенно важным при
больших сверхзвуковых скоростях полета, ког-
да температура охлаждающего воздуха ве-
лика.
Охлаждающий воздух для турбины отво-
дится через отверстия в разделителе между
седьмой и восьмой ступенями компрессора.
Между прилегающими дисками с каждой сто-
роны отверстий для отбора воздуха предус-
мотрен радиальный дефлектор для образова-
ния вихря. После протекания назад через по-
лый вал охлаждающий воздух вытесняется
к ободу турбинного диска с помощью четырех
симметрично расположенных дефлекторов на
металлическом диске между первой и второй
ступенью турбины. После того, как воздух
охлаждает ободы дисков и кольцо, связываю-
щее оба диска, он вновь направляется к осн
радиальными дефлекторами, подавляющими
момент количества движения и создающими
поле потока, соответствующее примерно вы-
нужденному вихрю. Затем воздух течет ме-
жду дисками второй и третьей ступеней тур-
бины.
На фиг. 3 показаны лопатки турбины дви-
гателя, крепящиеся на штифте и «ласточки-
ном хвосте», в одном гнезде. Каждая из лопа-
ток смешена относительно радиального на-
правления так, что создающаяся центробеж-
ная сила прижимает друг к другу прилегаю
щие поверхности обеих лопаток. Лопатки ра-
ботают удовлетворительно под действием из-
гибающих нагрузок, которые в обычных ло-
патках вызывают усталостные поломки. Теоре
тнческнй анализ и эксперименты показали,
12
что демпфирование в результате трения ме-
жду прилегающими поверхностями обеих ло-
паток эффективно уменьшает вибрационные
напряжения. Тензометрические измерения под-
твердили, что для резонансных условий, когда
частота колебаний лопатки кратна числу обо-
ротов двигателя, максимальная величина ви-
брационных напряжений равна приблизитель-
но половине напряжений одиночных лопаток.
Фиг. 3. Сдвоенные лопатки турбины двигателя J7H
Для уменьшения зазоров у концов лопаток
применены кожухи сотовой конструкции. На-
личие трущейся поверхности позволяет умень-
шить минимальный радиальный зазор в ло-
патках до 0,02 мм по сравнению с зазором в
0.1 мм для металлического кожуха без трения.
Одно только использование кожуха сотовой
конструкции привело к увеличению общего
к. п. д. двигателя J79 на 1,2%. Для регулиро-
вания межступенчатых утечек газов в турбине
также были использованы открытые уплотне-
ния сотовой конструкции, зарекомсдовав-
шие себя в длительной эксплуатации. Приме-
нение сотовой конструкции позволило умень-
шить трение приблизительно в 10 раз и умень-
шить радиальный зазор у концов лопаток
настолько, чтобы обеспечить безопасное
100%-ное уплотнение с трением. На фиг. 1
показано сравнение величины утечки воздуха
через обычные лабиринтные уплотнения с
прямоугольными канавками и уплотнения со-
товой конструкции. При зазорах более 0,5 мм
уплотнение последнего типа обеспечивает
меньшую утечку.
У силовой установки сверхзвукового само-
лета существует весьма тесная взаимозависи-
мость между системой всасывания воздуха,
вторичной воздушной системой, соплом и
двигателем. Успех силовой установки самоле-
та В-58 в большой мере определяется со-
трудничеством фирмы Дженерал Электрик с
фирмой Конвэр. Первые полеты самолета для
оценки характеристик в отношении разгона и
сверхзвукового крейсирования показали, что
при числе М полета более 1,5 время разгона
и расход топлива резко возрастают. Измене
ния, предложенные и внедренные комиссией,
созданной обеими фирмами, уменьшили вре-
мя разгона от дозвуковой скорости до соот-
ветствующей числу М=2 примерно наполови-
ну, а также существенно улучшили дальность
в дозвуковом полете. Эти изменения заключа-
лись в перепроектировании носового обтекате-
ля, что позволило увеличить расход воздуха
через двигатель, и переналадке основного ре-
гулятора подачи топлива в двигатель, что
позволило увеличить число оборотов двигателя
до 103,5% при работе на режиме максималь-
ной тяги с форсажом.
Возмущения потока на входе в двигатель
могут быть причиной любого из четырех де-
фектов или их всех: помпажа компрессора,
уменьшения расхода воздуха и к. п. д. ком-
прессора, высоких напряжений в лопатках и
местных перегревов на входе в турбину. Влия-
ние изменений полного давления по окружно-
сти на границе помпажа двигателя представ-
лено на фиг. 5. Ординатой на этом графике
является приведенное число оборотов, соот
ветствующее началу помпажа, абсциссой —
фактор возмущения представляющий со-
бой произведение двух величин, одна из кото-
/—зазор в уплотнении, О—расход воздуха
через уплотнение длиной 50 xib
Фиг. 4 Сравнение утечки для. уплотнения
сотовой конструкции и обычного
13
Л>с — индекс возмущения. л—приведенное число оборотов.
Re-индекс числа Re
Фиг. 5. Влияние неравномерности входящего потока
на границы помпажа двигателя
рых является разницей между максимальным
и минимальным значениями полного давления,
отнесенной к среднему значению давления
перед компрессором, а вторая является функ-
цией поля давлений на входе и равна единице
(максимальное значение) для наихудшего
возможного поля. Этот наихудший случай
имеет место, когда уменьшение полного дав-
ления относится к одной области, занимающей
половину площади входного сечения компрес-
сора. Над кривыми приведены значения ин-
декса числа Re, представляющего собой отно-
шение числа Re на входе в компрессор при
данных условиях полета к числу Re в этом
сечении при том же приведенном числе оборо-
тов и стандартных статических условиях на
уровне моря во входном сечении компрессора.
Нижняя группа кривых фиг. 5 определяет гра
ницу помпажа при малых числах оборотов
при неизменном положении лопаток статора,
верхняя группа кривых — границу помпажа
при больших числах оборотов. Первая грани-
ца относительно мало зависит от изменения
.полного давления на входе в компрессор, если
фактор возмущения не превосходит пример-
но 7%. Это же относится и ко второй границе,
соответствующей большому числу оборотов,
если величина фактора возмущения поля не
превосходит ~10%. Использование аналити-
ческого метода оценки поля входящего пото-
ка позволяет с помощью фактора возмущения
устранить необходимость в ряде дорогостоя-
щих испытаний двигателя, применявшихся ра
нее для исследования влияния полей, связан-
ных с изменениями таких параметров, как
число М полета, угол атаки, относительный
весовой расход воздуха на входе, положение
регулируемых элементов воздухозаборника,
угла рысканья и др.
Влияние возмущения поля потока на входе
на расход воздуха через компрессор было
определено по измерениям полей на входе
в аэродинамической трубе. В результате было
установлено, что для дозвукового крейсерско-
го полета уменьшение расхода воздуха из-за
возмущения входного потока не превышает
1%, а удельный расход топлива при постоян-
ном числе оборотов не изменяется от характе-
ра возмущения поля на входе.
В связи с особой важностью сходящихся—
расходящихся реактивных сопел для сверх-
звуковых самолетов, ниже будет уделено вин
мание описанию последних достижений в этой
области. Во всех сверхзвуковых полетах тяга
увеличивалась с помощью форсажной каме-
ры. Однако поскольку в большинстве случаев
самолет В-58 летает с дозвуковой скоростью,
весьма большое значение имеют тяга и удель-
ный расход топлива без форсажа. В соответ-
ствии с этим к соплу предъявлялось требова-
ние, чтобы оно было относительно мало расхо-
дящимся в дозвуковом крейсерском полете и
превращалось в полностью сходящееся—рас-
ходящееся при больших степенях расширения
в сверхзвуковом полете.
В первом сходящемся — расходящемся
сопле эжекторного типа, разработанном для
сверхзвукового самолета, для регулирования
сверхзвукового расширения первичного газо-
вого потока используется вторичный воздуш-
ный поток. В положении, соответствующем
дозвуковому крейсерскому полету, эжекторное
сопло имеет угол конусности веретенообраз-
ной части 28°. Донное сопротивление реактив-
ных сопел не представляет серьезной пробле-
мы при установке двигателя в фюзеляже, ког-
да максимальная лобовая площадь фюзеляжа
значительно превосходит сечение сопла.
Эллипсоидальные обводы задней части фюзе-
ляжа уменьшают местные внешние скорости
потока и, таким образом, приводят к возра-
станию местного статического давления перед
соплом.
Однако опыты NACA, проведенные на ран
них стадиях доводки самолета В-58, показали,
что эжекторное сопло двигателя J79 в гондо-
ле, подобной имеющейся на самолете В-58, вы-
зывает весьма значительные потери, связан-
ные с данным сопротивлением в дозвуковом
полете. Поэтому фирмы Конвэр и Дженерал
Электрик разработали новое сопло с малым
донным сопротивлением. При этом преследо-
вались две цели: уменьшение лобового сопро-
тивления гондолы с соплом главным образом
путем уменьшения конусности веретенной ча-
сти и улучшение внутренних характеристик
сопла в крейсерском дозвуковом полете без
форсажа путем введения механически раскры-
вающейся стенки на вторичной створке. Но-
вое сопло изготовлено из двух частей — схо-
дящегося и расходящегося сопел, отделенных
друг от друга. Каждое из сопел образовано с
помощью 24 створок, закрепленных у перед-
них кромок. Створки устанавливаются в
должное положение с помощью приводного
кольца. Щели между створками уплотняются
24 скользящими уплотнениями. Створки вто-
ричного сопла могут иметь два положения.
14
На фиг. 6 сверху показано положение, соот-
ветствующее закрытому соплу при работе
двигателя без форсажа. В этом случае угол
конусности веретенной части равен 15 я, и пер-
вичный газовый поток ограничен внутренней
стенкой вторичных створок для уменьшения
потерь от перерасширения. Сопло в раскры-
том положении показано снизу на фиг. 6. Это
Фиг. 6. Сопло с малым донным лобовым сопро-
тивлением в положении для сверхзвукового
крейсерского полета (сверху) и в положении
для сверхзвукового полета с форсажом
положение соответствует всем режимам ра-
боты двигателя с форсажом. Максимальное
сечение первичного сопла соответствует рабо-
те двигателя с форсажом при стехиометриче-
ском составе смеси и может быть изменено
для всех промежуточных режимов в отноше-
нии расхода. Вес сопла 150 кг или 9,2% об-
щего веса двигателя J79-5A.
Испытания в аэродинамической трубе под-
твердили правильность конфигурации сопла и
возможность уменьшения общего лобового со-
противления на 5%. Оба сопла — исходное
эжекторное и новое были подвергнуты срав-
нению в полете. Лобовое сопротивление зад-
ней части гондолы определено путем интегри-
рования статических давлений на эту часть
гондолы. Данные летных испытаний подтвер-
дили результаты испытаний в аэродинамиче-
ской трубе и уменьшение лобового сопротив-
ления с новым соплом на 5%.
Па фиг. 7 показаны характеристики моде
ли при закрытом вторичном сопле. Ордината
на этом графике представляет собой эквива-
лентный коэффициент полной тяги, учитываю-
щий влияние на к. п. д. сопла полного лобо-
вого сопротивления, связанного со входным
импульсом вторичного потока воздуха, равно-
го для данного случая 4%. По оси абсцисс
отложено число М полета. Сплошной кривой
указан основной режим для каждого случая
По сравнению с эжекторным соплом новое соп-
ло характеризуется существенным улучшени-
ем внутренних характеристик. Полномасштаб-
ные испытания на высотных установках дали
коэффициенты тяги при работе без форсажа,
хорошо совпадающие с данными модельных
испытаний. Они были подтверждены и летны-
ср эки эняииялентммм коэффпииент полной тяги
Фиг. 7. Характеристики сопла на дозвуковом
крейсерском режиме
На фиг. 8 показаны результаты дополни
тельных испытаний моделей вплоть до сверх-
звуковых скоростей полета. Одна из кривых
относится к боевому режиму, являющемуся
максимальным режимом без форсажа при за-
крытом вторичном сопле. Вторая кривая пред
ставляет максимальный режим с форсажом
при открытом вторичном сопле. Важнейшие
рабочие режимы отмечены утолщенными
участками кривых. Как видно, и эти кривые
ер эке “ эквивалентный коэффициент полной тяги
Фиг. 8. Характеристики нового сопла
при различных скоростях полета
15
свидетельствуют о существенном улучшении
характеристик установки по сравнению с
эжекторным соплом в околозвуковом и сверх-
звуковом диапазонах скорости полета.
Первичное и вторичное сопло имеют по 24
створки, подвешенные у передних кромок и
приводимые в движение с помощью кузамко-
вых поверхностей на створках и роликов, свя-
занных с передаточными приводящими коль-
цами. Зазоры между створками и между опо-
рами и створками следует уплотнять. Утечки
первичного потока становятся частью вторич
ного потока, входящего в кольцевую щель ме-
жду входным сечением первичных створок и
вторичными створками. Эффективность пер-
вичных уплотнений была определена путем
сравнительных испытании двигателя с неиз-
меняемыми коническими соплами. Испытания
показали, что площадь зазоров, через кото
рую происходят утечки, равна 6,5—14,5 с.и-
Утечка воздуха в атмосферу через зазоры вто-
ричного сопла не создает полезной тяги, пред-
ставляя собой поэтому потерю, примерно
разную входному импульсу вытекшего воздуха.
Путем перереконструнрования уплотнений
эффективная площадь сечения зазоров умень-
шилась до 97 см2, чему соответствуют потерн
тяги ~1.2% при числе М 0,9 без форсажа и
при числе М—2 с максимальным форсажом.
При испытаниях с раскрытым вторичным
соплом и отношениях давлений между 2,5 и
3,8 в расширяющейся части сопла возникали
резкие пульсации. Вибродатчики, установлен-
ные на сопле, зафиксировали частоту вибра-
ций от 9 до 12 гц, наложенную на дополни-
тельные более медленные и случайные вибра-
ции. Максимальная амплитуда вибрации кон-
цов пальцев была около 25 мм. Киносъемка и
визуальные наблюдения показали, что сопло
приобретает эллипсоидную форму с четырьмя
узлами, причем эта форма имела тенденции»
медленно вращаться относительно продольной
осн двигателя. Исследование вибраций было
проведено при допущении, что приводящее
кольцо, обеспечивающее опору и установку
вторичных створок, вибрирует таким же об
разом, как я сами створки. Эти расчеты
подтвердили, что система кольцо—створки ви-
брирует с собственной частотой около II cq,
возбуждаемой аэродина мической неустойчи-
востью.
Вибрации были устранены путем прореза-
ния четырех равномерно расположенных
продольных щелей в расширяющейся части
сопла с целью стабилизации интенсивности и
расположения скачков уплотнения в этой ча-
сти сопла. Через щели сопло сообщалось с
пространством, являющимся продолжением
сборной камеры, питающей сопло вторичным
воздухом. При открытых вторичных створках
осевые вентилирующие щели имели кониче-
скую форму, расширяясь от 22.5 мм на входе
до 51 .«.и на выходе. Общее проходное сече
ине щелей 12,6% площади сечения горловины
первичного сопла на режиме с форсажом,
когда при отсутствии щелей возникали интен-
сивные вибрации. При закрытом вторичном
сопле, что соответствует дозвуковому крейси-
рованию, створки так тесно сдвинуты, что ста
билизирующие щели закрываются Испытания
моделей показали, что при четырех щелях ско-
рость полета снижается не больше, чем па
0.1%, что находится в пределах точности из-
мерений.
Вторичная воздушная система на самолете
В-58 питается воздухом из трех дополнитель-
ных воздухозаборников основной системы
всасывания, а выброс этого воздуха осущест-
вляется через реактивное сопло. При испыта-
ниях моделей описываемого нового сопла бы
ла проверена возможность вредного влияния
на характеристики сопла неравномерности по-
тока воздуха на входе во вторичное сопло.
Результаты испытаний показали, что наруше-
ние равномерности потока до 5% по полному
давлению и 30% по скорости не вызывает за
метны.х изменений коэффициента тяги «ли на-
сосных характеристик сопла.
Новое сопло проработало всего около 9500
часов в полете без каких бы то пн было непо-
ладок.
Фиг. 9 Компоновка ТВРД CJ8O5-2-J
16
До последнего времени ТВРД применялись
лишь на дозвуковых самолетах. Однако при
изучении силовых установок для сверхзвуке)
вых транспортных самолетов должны быть
учтены ТВРД с форсажом в вентиляторном
контуре. Такие качества ТВРД, как малый
шум, большая взлетная тяга, низкий удель-
ный расход топлива на крейсерском режиме и
при ожидании посадки, привлекательны как
для дозвуковых, так и сверхзвуковых самоле-
тов. Так, например, почти половина общего
запаса топлива сверхзвукового транспортного
самолета может быть израсходована на полет
с дозвуковой скоростью при взлете, наборе
высоты, разгоне до сверхзвуковой крейсерской
скорости, снижении, ожидании посадки и др.
Фирма Дженерал Электрик использовала
расположенный сзади вентилятор на граждан
ском варианте ТРД J79. Этот ТВРД получи i
обозначение CJ805-23; его компоновка пока
зана на фиг. 9.
Расположение вентилятора сзади двигате
ля не изменяет характеристик газогенератор
ной части двигателя. Поскольку эта часть от-
делена от вентилятора, могут быть иепользо
ваны различные конструкции вентиляторного
узла. Двигатель опирается на цапфы на кор
нусе вентилятора и на заднем корпусе ком
прессора газогенераторной части. Передняя
опора крепится к двигателю болтами и вос-
принимает тягу и неуравновешенный крутя
тин момент, боковые и вертикальные инер
пионныс нагрузки,
Фиг. 10. Характеристики двигателя с задним
расположением вентилятора в земных статических
условиях
На фиг. 10 приведены последние калибро
вещные характеристики двигателя CJ805-23.
Нйжняя кривая соответствует исходным та-
рировочным испытаниям, верхняя данным
спецификации модели; как видно, удельный
расход топлива при испытаниях всегда мень-
ше гарантированного спецификацией. При
наиболее жестких модельных испытаниях
удельный расход топлива был на 1,5% боль-
ine, чем по исходной калибровке.
Шум, создаваемый ТВРД. всегда меньше,
чём обычного ТРД с такой же тягой, что
прежде всего объясняется меньшей скоростью
истечения. Чем больше коэффициент двух-
кцнтурности, тем меньше скорость истечения
и шум выхлопа двигателя. Другим пренмуще
ством высокого коэффициента двухконтурно-
стн является изменение спектрального состава
шума так, что он легче переносится. На
фиг. 1! приведено сравнение спектрального
состава шума гражданского ТРД CJ805-3
с глушителем и без него и шума ТВРД
CJ805-23. Как видно из этого графика, I ВРД
«—частота, Г—уропеиь шума
Фиг. II Спектр шума ТРД и ТВРД
(микрофон на расстоянии Гй1 и)
характеризуется менее интенсивным высоко-
частотным шумом, а так как человеческое ухо
сильнее реагирует именно на такой шум, то
воспринимаемый уровень шума ТВРД оказы-
вается меньше.
В связи с меньшим шумом реактивной
струи для ТВРД при частичной тяге, напри
мер, в момент захода на посадку, доминирую
щим может оказаться свист компрессора.
Однако уровень такого шума, создаваемого
одноступенчатым вентилятором двигателя
CJ805-23, воспринимается гак. как аналогии
пый шум маломощного ТРД.
Данные о шуме в полете были получены
путем регистрации шума пролегающего само
лета при взлете и посадке с использованием
модифицированного самолета В-66 с двумя
ТВРД CJ805-23. Было установлено, что шум
ТВРД меньше шума ТРД с глушителем, хотя
при взлете тяга ТВРД на 40% больше.
На фиг. 12 показана раскрытая гондол;,
самолета Конвэр CV-600. Можно видеть об
щую систему всасывания, поставляющую воз
дух для двигательного п вентиляторного кон
туров.
Влияние неравномерности потока перед
вентилятором было исследовано на самолет
ной установке с открытыми панелями капота.
Фиг 12 Гондола ТВРД самолета Контр 600
3 ,ТИ- № 13
17
Фиг 13. «Двухэтажные» лопатки вентилятора
и турбины
является большое отношение диаметров лопа-
ток вентилятора. Кроме того, эти нарушения
не приводят к рассогласованию ступеней, как
это имеет место в многоступенчатых турбо-
машинах. Наряду с этим, любое нарушение
потока на входе в вентилятор, установленный
сзади двигателя, не оказывает влияния на ра-
боту газогенераторной части.
Для определения влияния неравномерно-
сти потока на характеристики ТВРД с задним
расположением вентилятора были имитиро
ваны различные виды неравномерностей. Об-
щая схема испытании иллюстрируется фиг. 1 I
Имитированные типы возмущений потока
приводили к созданию толстого пограничного
слоя у корневых частей лопаток вентилятора
и ухудшали распределение по окружности, что
может быть вызвано опорным пилоном гон-
долы или задней коробкой агрегатов. Были
испытаны также сочетания нарушений потока
по окружности и по радиусу. При максималь-
ном общем нарушении потока, близком к 10%,
максимальное ухудшение характеристик дви-
гателя было 2,3% и часто меньше этого. Эти
данные подтвердили заключение о сравни-
тельной нечувствительности вентилятора к ра-
диальным нарушениям потока и к нарушени-
ям по окружности. Ухудшение характеристик
Расположение давлена.*
за а*ра*омл сездаищин левавночео
кости потопа (дид назад)
Фиг I I Схема испытания на влияние
неравномерности потока на входе в вентилятор
При поднятых панелях можно видеть весь
двигатель при работе на земле, тогда как
острые кромки воздухопроводов вызывали
существенное нарушение потока перед венти-
лятором в связи с его сильным сужением. Из-
меренное нарушение потока достигало 20%
и было больше любого, возможного в полете
или при работе на земле с закрытыми пане-
лями. Однако при этом не было зафиксирова-
но помпажа вентилятора или превышения
допустимых напряжений в лопатках.
На фиг. 13 показана конструкция «двух-
этажных» лопаток, являющихся лопатками
вентилятора и приводящей его турбины. На
середине размаха этих лопаток имеются бан-
дажи для разделения газового и воздушного
потоков. Эти бандажи оказались весьма эф-
фективными гасителями вибраций лопаток.
Одной из причин нечувствительности вен
тилятора к неравномерности потока на входе
имело место, когда возникали существенные
нарушения потока перед венти тятором по ра-
диусу у втулки.
Фиг 1.T Реиерсер тяги ТВРД CJ8O5-23
1S
Между ротором газогенераторной части и
вентилятором отсутствует механическая связь,
однако испытания на разгон показали нали-
чие весьма тесной аэродинамической связи.
Полное время переходного режима при рывке
дросселя от малого газа до взлетного числа
оборотов было 5,6 сек,, а от числа оборотов,
соответствующего режиму захода на посадку,
до полного числа оборотов взлетного режи-
ма — 2,6 сек.
Реверсор тяги двигателя CJ805-23 двухпо-
зиционный, ударного типа, предназначен для
использования на земле и включается при
установке дросселя на малый газ. На фиг. 15
показана установка реверсера в положение ре-
версирования тяги. В этом положении створ-
ки реверсора направляют обе струи — газов
из двигателя и воздуха из вентилятора — в
общем направлении вперед. При втягивании
створок реверсера в гондолу они образуют не-
прерывную поверхность. Привод реверсера
осуществляется с помощью гидроцилиндров
через тяги мультипликатора, одновременно
перемещающие и поворачивающие створки
реверсера. В случае отказа привода створки
остаются в выдвинутом положении, чем вы-
полняется требование «безопасного выхода из
строя». Створки снабжены переставными губ-
ками, которые связаны с ними так, что обра-
зуют гладкую поверхность при убранных
створках и острый угол с ними при отклоне-
нии в положение реверсирования.
Испытания реверсера показали, что вели-
чина отрицательной тяги достигает 50% тяги
двигателя при весьма небольших вибрациях
(менее 1,25 .мм). Характеристики переставных
губ створок оказались такими, что увеличение
угла между ними и створками на 1° приводи-
ло к увеличению обратной тяги на ~1%.
Наряду с работами по двигателю J79 и его
турбовентиляторному варианту фирма изучи-
ла термодинамический цикл ТРД с целью
установления влияния конструктивных пара-
метров двигателя на полет с числом М=3.
На фиг. 16 показано влияние температуры на
входе в турбину на удельный расход топлива
и тягу. Пунктирные кривые соответствуют ре-
жимам без форсажа, сплошные кривые — с
на удельную тягу к удельный расход топлива
двигателя при полете с числом М—3
— степень сжлиа и компрессоре
Фиг. 17. Взаимозависимость конструктивных
параметров двигателя в земных статических
условиях
форсажом, причем величина форсажа изме-
няется от нуля до соответствующей макси-
мальной температуре 205О3 абс. Эти кривые
показывают желательность максимально воз-
можных температур перед турбиной.
На фиг. 17 показана взаимозависимость
кк — степень сжегия двигатели
Фиг. 18. Конструктивные параметры двига-
теля на режиме полета с числом М=3 и
максимальным форсажом
19
[| о c n n ,'i я часть фюзеляжа
/-антенну метеорологического радиолокатора и глиссадного
приемника; 2—отсек агрегатов системы кондиционирования воз-
духа; Л—кабинные турбонагнетатели (четыре); / люки подхо-
да к турбинам: 5—передняя герметическая перегородка; 6 -теп-
лообменник; .7—выходкой патрубок от турбины; 8—трубопровод
к рефрижератору (левая сторона ниши носового шасси); й—вы
ходкой патрубок теплообменника: /0—главный канал системы
кондициониронанни воздуха п кабинах; //—антенна наиига-
ционного радиолокатора; 12— место первого летчика—командира
самолета. /3—мести второго летчика; //—место бортинженера.
/5 место штурмана; /б—стол к приборная доска штурмана;
/7—дополнительное запасное силеньс; /Я съемный кислород-
ный баллпн; 19— контейнер с кислородными масками; 20— кисло-
родный баллон, регулятор давлении н манометр; 21—счетнопс
шяющее устройство и системе управлении и стабилизации са-
молета» контейнеры агрегатов радиооборудовании. 22—оборудо-
вание системы кондиционирования воздуха и кабине экипажа;
73 контроллер автопилота; 24 центральный электрощит (пре-
дохран1ггели в цепи электронной системы и аварийные предо-
хранители цепи радиооборудования); 25 пульт бортинженера;
26—передние панели фонаря кабины экипажа; 27 тнння горя-
чего воздуха для обогрева фонаря; 28— ПИД индикатора на
приборной лоске второго летчика; 29—гапдерлб для одежды
экипажа; 30 дверь кабины экипажа; 31—тросовая проводка
к сервоприводу руля направления и к силовому приводу ста-
билизатора
Носовая стойка шасси
32—передние створки, закрывающиеся при выпущенном положе-
нии; 33—тяга от силового привода передней створки; Л—цилиндр
управления носовой стойкой. отклонение по 74°,5 и каждую сто-
рону пои управлении от штурпала и по 10° в каждую cropoiv
при управлении с помощью педалей: 35—валы. Л. задние
створки; 37—тити задних створок; ДО силовой цилиндр убор
ки; 39—верхняя тяга, носттпиннмаимцая лобовую силу; 40—ниж-
няя тяга, ваеппиинмаинцлн лобовую силу.
Зона салона и кабины перво г о к л а с с а
4/—передняя дверь пробкового типа /размер 1.83>a,Hi. м); 42-
салон на восемь мест; 41—педели* й буфет. 44—правая служеб-
ная дверь буфетного помещения (размер |,63 • 0,91 .«); 4.>—гар-
дероб (шкаф для одеждыI; 46—’rva.ieruoe помещение; /7 ба-
чок туалетного помещении. 40—выхлопной патрубок рефрижера-
торной установки; 49 переднее грузовое помещение; 50— 1. об
разная антенна; 5/—«ножевая» антенна УВЧ радио; 52-рамоч-
ная антенна радиокомпаса; 53—задний кабинный нагнетатель:
•^/—диффузор: 55—посадочная фара; 56—.штейна маркерного
радиоприемника: 57— аэронавигационный огонь на крыле; •*—
расположенные по четыре и пяд кресла типа «люкс» /проход
0,56 -w, 40 креселI; 59— проводка кислородной системы; 6#
полки для багажа; 61—аварийный кислородный баллон регуля-
тор давления и манометр; 4?—аварийные выходы размером
п«>лх051 м (по два с каждой стороны); 63— распределительный
воздушный канал; 54—ниша для колес главного шасси; 5.5—
главная килевая балка; 66—направляющая для установки кре
сел; 57—панель пола; 68— усиливающий профиль' тапрового се-
чения; 69-нераздезнал обшивка крыла на участке, расположен*
•юм ппутпи Фюзеляжа: 70-основныс бимсы пота- 71—основной
учел соединения крыла с Фюзеляжем: 72- двойная ебшпвчю
?л чятягме или прессованные стрингеры /.образного сечения'
74—окантовки из титана вокруг окон я рам: 75—стрингеры
_1~/_ .образного сечения; 76—люк заднего грузового помещения
(размером 1.12,• D.M л); 77—заднее rpyioivoe помещение; 78—
лиффх sop системы продзнок воздухом нижних помещений; 79—
«ножевая» антенна УВЧ радио; 80 — антенна опознавагеля:
8/—шесть расположенных в ряд кресел туристского тина (ши
рикл прохода 406 «с-и, 78 кресел); 82—панели обогрева путем
радиации; 03—внутренняя обшивка; 34—сигнальный огонь для
и дед у и рождения столкновения; Я5—служебная дверь заднего бу
фетв на прлпом борту (размер I •»<> 0.94 до; ДО—задний буфет;
S7 —стрингеры только в заднем помещении1 ДО—клапан сбрасы-
вания давления воздуха в кабине; #9—задняя дверь пасс я ж и г>
ской кабины пробкового типа (размер 1.83 0.86 л): 90—си-
денья для обед ужинающего персонала; 91— три туалетных по-
мещения; 92—гардероб; ЛУ— .задняя герметическая перегородка
Оперение
ДО—тросы управления рулем высоты; 95-тросы сервоуправле
пня рулем направления. %—бачки с водой для буфета и зад-
него туалетного помещения /емкость по 76 и; 97—киль грех-
лонжероииой конструкции (составляет одно цело* с фюзеля-
ДО уллы крепления киля к хвостовой части фюзеляжа;
хвостовой части фюзеляжа; 100
ВЧ радио;
иловой привод стабилизатора; 103— усиливающая накладка.
/05 тяги
жем I:
99—наклонные шпангоуты _ ____
стрингеры швеллерного сечения; 101—ввод антенны
- . . .
/04—силовой привод рули направления; /05 тяги к триммеру
руля направления; 106—триммер руля направления, отклонения
по 21°,5 в каждую сторону; /07—руль направления, управляемый
с помощью силового привода, отклонения по 32*5 я каждую
сторону: /00—двухслойная обшивка: 109—изолирующая полоса
из диэлектрического стеклопластика- 110— демпфер руля направ-
ления; ///—задняя кромка из стсклотсксгатитя. 112— антенна
УВЧ радио; ИЗ кнтеннн всенаправленилго радиомаяка; 114—
приклеенная внутренняя обшнвка; 115 лникя п рутич лоб ледени •
тельной системы, 116— узел управления на стабилизаторе
и необратимый червячный механизм: 117—стабилизатор, откло-
нение вверх 2°. вниз 10й; //0—демпфер руля высоты; 119— руль
высоты, отклонение вверх 27й. вниз 16°,о. 120—тяги управленцы
триммером руля высоты; 121—управляемый триммер руля высо-
ты, отклонение овспх 4°,75, вниз 26°,75: 122—сервотрнммер руля
иыспгы, «тгклонгние вверх я°,5. вниз 2в°,5; /23—аварийные оса-
дочные ракеты; 124— обшивка с монолитными усилениями
Припая половина крыла
125—посадочные интерцепторы, отклонение вверх би°. 126—обыч-
ные । ши |ддпшые мптермепторы; /27—сегацш мкрмлка, опоюклю
шаяся вверх па 47° при полном отклонении закрылка, пэглодп-
жениам и зоне coit ia внутреннего двигателя: 128— внешняя сек-
ция закрылка, шюншнющаясн на 52°. 129 щель (показана п
закрытом положению 130 процодка управления створкой щели
(гидравлическое vhp.ipicuhcI: /.1/—дополи inv.ibiiufl топливный
бак № 1 емкостью 5735 л. Ш—топливный часос подкачки и нс
рока чип; /33—топ личный бак № 1 емкостью 11150 л; 134 дипол*
питсльиый бак № 2 емкостью 0984 л 135 -насос, питающий бак
-перекачивающий насос; 137 гкмочной топлиииый бак X» 2
емкостью 9520 л; /ДО—переходники хзя :аправки топливом
Левая половина крыла
/т.9—вспомогательный распределитезьный бак емкостью 522Л л:
по 1к!помоглгелы|ый топливный бак н центроплане крыл я
емкостью 15440 л (общий запас топлива 87415 л); /4/—хшк-
голая часть крыла с сотовым заполнителем; 142 деаюмогатель-
ный лонжерон; ПЗ—стрингеры Y образного сечения, кделящю*
ся к верхним сегментам нервюр с помощью фрезерованных за
я. плиц; 111—станочная нервюра; /45—перехрынной топличный
кран; /М -топливный селекторный кран. /47—крайние нервюры
ТОП.1ИГШЫХ ».1ТчЧ-К11!!; г 1> г и II t . ’.1.,+-; iv корневыми и внешними
секциями ьткрылка: 119—тяги управления закрылками, 150 -кор
новая секция закоылка; 151 силояпй цилиндр управления за-
крылком; 152 вспомогательный лонжерон; 153— привод и тяги
управления отклоняющейся висах секции закрылка; /Я шар-
нирное крепление привода интерцептора. Ш—тяга; 156—интер-
цептор с сотовым заполнителем 47—баллон огнетушителя; 1>8
передний лонжерон, стенка подкреплена вертикальными усилю
вающими профилями, полки кованые; И9 средний лонжерон
(конструкция такого же типа); 160 зплинй лонжерон (конструх
пня такого же типа); 161—внутренняя секции элерона, отклоне-
ние вверх и вниз пп 1к3,75; 162—внешняя секция элерона от-
кломенис вверх и вниз по 18°.75; 163 триммер. 164-пр и иод ио А
механизм триммера; 165 демпфер элерона; 166—пал между сек-
‘UHin1' элерона; 167 -серяотриммер элерона, отклонение ниепх
24 .25. вниз 14в.25; 168—съемные панели 169—дренажная короб
ка н проводка дренажа топливной системы; /70—дренаж носка
крыла; 171- трубопроводы противообледенительной системы. 172—
трубопроводы топличнпй системы
пый радиатор, /*> пычод чоцуха из масляного рчдн.зтора,
181 трубка Вентури расходомера; W2—теплообменник; 183—-узлы
к дел из ей н ж пилона
Главные стойки шасси
Ь/ поворотные задние колеса, обеспечивающие радиус разво-
ротя !7~ м; /05—силовой цилиндр уборки шасси; 1*6 узлы
крепления ШКШНМ1Я моги шасси; 187 -цилиндр тележк»1 шасси
/ДО—боковой цодкос
Фиг. I Компоновочная схема самолета Дуглас ГК 8 с четырьмя 1РД Ролле Ройс «Конуэй»
Фнг. 19. Влияние температуры воздуха
перед компрессором на степень сжатия
при различных нагрузках турбины
оптимальной степени сжатия цикла и темпе-
ратуры перед турбиной; эти расчеты выполне-
ны для статических условий у земли и макси-
мальной тяги с форсажем. На фиг. 18 пред-
ставлены аналогичные зависимости для крей-
серского полета с числом М=3, причем расче-
ты проведены для максимальной тяги с фор-
сажом, хотя в действительности в крейсер-
ском полете тяга будет для улучшения эконо-
мичности несколько меньшей. Как видно из
фиг. 17 и 18, в статических условиях у земли
желательна высокая степень сжатия для до-
стижения максимальной удельной тяги, тогда
как в условиях крейсерского полета с боль-
шими числами М уменьшение степени сжатия
приводит к снижению расхода топлива. В та-
ком полете степень сжатия оказывает относи-
тельно малое влияние на удельную тягу, а
кривые удельного расхода топлива при высо-
ких температурах перед турбиной довольно
пологие.
Как показано на фиг. 19, взлетный и крей-
серский сверхзвуковой режимы могут быть
объединены с помошью параметра, характери-
зующего нагрузку турбины При данной вели-
чине этой нагрузки сохраняются постоянными
условия на выходе из турбины, например, ско-
рость, угол закрутки потока и т. д. Кривые на
фиг. 19 показывают влияние температуры на
Фнг. 20. Удельный расход топлива при макси-
мальной тяге для двигателей различного типа
входе в компрессор на степень сжатия в ком-
прессоре.
ТРД фирмы Дженерал Электрик J93, раз-
работка которого ведется третий год, предна-
значен для полета со скоростью, соответствую-
щей числу М=3. Проект этого двигателя в
основном базируется на конструкции двигате-
ля J79, включая проверенную концепцию ком-
прессора с изменяемым углом установки лона
ток статора, одновальную конструкцию и схо-
дящееся — расходящееся сопло. В двигателе
.193 применены высокотемпературные сплавы
и сотовые конструкции. Рабочий цикл двигате.
ля обеспечивает высокий к. п. д. в крейсер-
ском полете и большую дальность полета на
высоте более 21000 л. Интересным новшест
вом является расположение всех регуляторов
и агрегатов двигателя для защиты от высоких
температур на съемной коробке.
Параллельно с разработкой двигателя
J93 фирма рассматривает другие варианты
использования газогенераторной части этого
двигателя. Для сверхзвуковых транспортных
самолетов имеет перспективы ТВРД с форса-
жом в вентиляторном контуре. В разработан-
ной установке оба потока после смешения вы-
текают через общее сопло. При установке на
гражданском транспортном самолете газоге-
нераторная часть будет работать при меньшей
температуре газов перед турбиной, чем в
военном варианте, с целью увеличения ресур-
са двигателя При скорости полета, соответст-
вующей числу М=3, не предъявляются особые
требования в отношении высокой температу-
ры газов перед турбиной, если только степень
сжатия относительно невысока: даже прямо-
точный двигатель будет иметь ту же величи-
ну удельного расхода топлива, если темпера-
тура сгорания в нем будет равна температуре
газов на выхлопе ТРД. Дросселирование
уменьшает температуру газов перед турбиной
двигателя и степень сжатия в вентиляторе.
Сгорание в потоке воздуха за вентилятором
приводит к той же температуре вытекающих
газов, как у ТРД с высокой степенью сжатия
и высокой температурой газов перед турбиной.
На фиг. 20 приведено сравнение удельных
расходов топлива для двигателей разных ти-
пов, работающих с максимальной тягой, а на
Фиг. 21. Удельный расход топлива при крейсерской
тяге для двигателей различного типа
22
фиг. 21 — с крейсерской тягой. При расчете
этих кривых сделаны следующие допущения:
температура перед турбиной 1360° абс для
ТРД с форсажом и без него и 1250° абс для
ТВРД с форсажом в вентиляторном контуре
Максимальная температура воздуха в венти-
ляторном контуре изменяется от 0 до
1110° абс для обеспечения минимального
удельного расхода топлива на крейсерском
режиме.
ТВРД с форсажом в контуре вентилятора
характеризуется относительно низким уров-
нем шума. При данной взлетной тяге мини-
мальный шум будет при равных скоростях
обоих потоков. Таким образом, величина коэф-
фициента двухконтурности выбирается для
удовлетворения требовании в отношении шу-
ма при работе на земле. Форсаж в главном
газогенераторном контуре двигателя пред-
ставляется ненужным за исключением, воз-
можно, создания факела, поджигающего и
обеспечивающего поддержание сгорания в
контуре за вентилятором. Наличие сгорания
лишь в этом контуре упрощает конструкцию
двигателя.
Важнейшей проблемой для транспортного
самолета, предназначенного для крейсерского
полета с числом М=2—-3, является обеспече-
ние достаточно высокой тяги для взлета и
разгона самолета. ТВРД с задним расположе-
нием вентилятора и форсажом б потоке за
вентилятором обладает большой тягой на ре-
жимах взлета и разгона. На фиг. 22 показа-
но сравнение величины располагаемой тяги
для разгона двигателей разных типов.
При ТВРД упрощается проблема согласо
иания величины расхода воздуха с воздухоза-
борником постоянного сечения. На фиг. 23
иллюстрируется основная проблема согласо-
вания воздухозаборника с расходом воздуха
через двигатель. Кривые на этой фигуре от-
носятся к воздухозаборникам, обеспечиваю-
щим нужный расход воздуха через двигатель
при числе М полета 2, 2,5 и 3. Нижняя кривая
представляет собой производительность ти-
пичного ТРД. Вертикальное расстояние ме-
жду этой кривой и верхними кривыми указы-
вает на количество воздуха, перетекающего
через кромки воздухозаборника, чем создается
дополнительное лобовое сопротивление. Сило-
вая установка должна обеспечивать поглоще
ние (без чрезмерного перетекания) воздуха,
поступающего через воздухозаборник с по-
стоянным сечением входящей воздушной
струи, рассчитанным на расчетное число М по-
лета. У ТВРД с задним расположением вен-
тилятора запас развиваемой тяги обеспечи-
вает гибкость, необходимую для улучшения
согласования расхода воздуха с системой вса-
сывания. В сверхзвуковом крейсерском полете
двигатель дросселируется для обеспечения
меньшей степени сжатия и меньшей темпера-
туры газов перед турбиной, чем в ТРД. Боль-
шой расход воздуха в околозвуковом полете
и при малых сверхзвуковых скоростях обеспе-
чивается работой с максимальным числом
оборотов.
Таким образом, могут быть сделаны сле-
дующие выводы. Разработка военного ТРД
для полета с числами М=2-*-3 является хоро-
шей основой для создания сверхзвукового
транспортного двигателя. Перед выбором оп
тимального типа такого двигателя необходимо
установить крейсерскую скорость полета. Вы-
бор двигателя для сверхзвукового транспорт-
ного самолета должен производиться не толь-
ко по величине удельного расхода топлива, но
и по эксплуатационным характеристикам во
всем рабочем диапазоне. ТРД без форсажа
характеризуется очень хорошим удельным
расходом топлива в сверхзвуковом крейсер-
ском полете, однако это достоинство не сохра-
няется во всем эксплуатационном диапазоне
скоростей полета. ТВРД с форсажом в венти-
ляторном контуре сочетает достоинства ТРД
Фиг. 23. Согласование расходов воздуха
двигателя к фиксированного воздухозаборника
23
и ПВРД, кроме того, обладает малым шумом,
большой взлетной тягой, тягой для разгона и
хорошими характеристиками в отношении
удельного расхода топлива в дозвуковом по-
лете. ТВРД с задним расположением вентиля-
тора отличается меньшим шумом, большей не-
чувствительностью к неравномерности входя-
щего потока и большими возможностями
варьирования конструкции вентилятора без
влияния на работу газогенераторной части.
Необходимо тесное сотрудничество между са-
молето- и двигателестроительными фирмами
для обеспечения должного согласования систе-
мы всасывания, двигателя, вторичной воздуш-
ной системы и сопла. Для полета в атмосфере
нет более подходящих двигателей, чем газо-
турбинные.
Journal of RAS, X, I960.
ТОПЛИВНЫЙ ЭЛЕМЕНТ
Топливные элементы не отличаются в
принципе от аккумуляторов, но для работы
они нуждаются в непрерывной подаче хими-
ческих веществ, называемых в этом случае
топливом.
Аккумуляторы работают на принципе появ-
ления между двумя электродами разности по-
тенциалов, когда на электродах происходит
обратимая химическая реакция. Разность по-
тенциалов пропорциональна энергии, освобож-
даемой в процессе химической реакции, и мо-
жет быть использована для возбуждения тока
во внешнем проводнике. Количество электри-
чества пропорционально весу участвующих в
реакции веществ. Этот принцип можно проил-
люстрировать на примере получения электри-
ческой энергии при окислении (коррозии). Па-
ру металлов, таких, как цинк и медь, можно
представить как короткозамкнутую батарею
(фиг. 1). В этом примере происходит окисле-
ние цинка и каждый металл находится в рас-
творе собственных ионов. Система состоит из
анода (цинк), электролита и катода (медь).
Анод, или отрицательный полюс окислитель-
ного элемента, является восстановителем, или
топливом. Топливо окисляется, превращаясь
в ионы цинка:
Zn-Zn+2 + 2t,
и освобождает электроны, переходящие по
замкнутой цепи на катод. Катод, или положи-
тельный полюс элемента, подает окислитель,
необходимый для сжигания топлива. Катодом
считают либо сам электрод (в данном случае
медь), либо деполяризатор (ионы меди), ко-
торый действительно поддерживает сгорание
топлива. Деполяризующие ионы меди вос-
станавливаются до металлической меди:
Си++ 2 s -2 Си,
Zон елеетроя&б —
Лз/га-нителе/'ый
"ПОЛ
Medrwa
Рарисгггая
мембрана
Фиг. I. Схема простого элемента
получая электроны от катода. Уравнение реак-
ции, протекающей в элементе, таково:
Zn -j-Cu* +-»Zn ++ + Си.
Почти всякую аккумуляторную батарею
можно представить как случай управляемого
окисления. Управление реакцией включает со-
ответствующее разделение анодов от катодов
и подбор электролита.
На фиг. 2 представлена схема водородно-
кислородного топливного элемента, и для
иллюстрации электрохимических принципов,
Реакция па anade Реакция чаиатаЛ
Нб3 -2н~* j О3
Pea нция бллемея те
н2 'Ог *н2О
Фиг. 2. Схема полородно-кислородного
топливного элемента
являющихся общими для аккумуляторных и
окислительных источников, показаны реакции,
протекающие на электродах. В данном слу-
чае кислород поддерживает горение водорода
с образованием воды согласно показанным на
фиг. 2 реакциям.
Некоторые топливные элементы сравнимы
с лучшими аккумуляторами по удельной энер
гни и удельной мощности при сравнительно
продолжительном периоде работы. При крат-
ковременной работе (10 часов и меньше) топ-
ливные элементы уступают некоторым акку-
муляторам, как например, ееребряно-цинко-
вым.
Отношения мощности к весу или мощности
к объему определены без учета веса (объема)
основного топлива, его контейнеров и измерн
24
тельной аппаратуры. Это объясняет, почему
топливные элементы обладают преимущества-
ми при работе в течение длительного времени.
Идеализированным коэффициентом полез-
ного действия топливного элемента называют
отношение полезной энергии к теплоте, выде-
ляемой в процессе реакции, при условии, что
реакция протекает при постоянной темпера-
туре и приведена к постоянному давлению.
Общим к. п. д. батареи топливных элемен-
тов называется часть тепла реакции основно-
го топлива, которая преобразуется в полезную
электрическую энергию на клеммах батареи
при установившемся рабочем режиме.
Для окисления кислородного типа, как в
примере с окислением цинка, уровень осво-
бождаемой энергии, отнесенной к одной
грамм-молекуле цинка, близок к 75200 кало-
риям. Из отношения
SF = — nFS,
где AF — величина изменении освобождае-
мой энергии;
п число участвующих в реакции хи-
мических эквивалентов;
F 23066 кал[в — эквивалент единицы
числа Фарадея;
« — уровень электрического потен-
циала,
потенциал элемента равен 1,636 в при пар-
циальном давлении кислорода 1 аг.
Интересно заметить, что t\F численно рав-
на чистой полезной работе (общая работа ми-
нус AV), произведенной системой. У аккуму-
ляторного или топливного элемента вся про-
изведенная ими полезная работа электриче-
ская. Она будет отличаться от работы, вычис-
ленной по электродвижущей силе, по несколь-
ким причинам. Во-первых, элемент редко ра-
ботает в условиях, соответствующих электро-
химической реакции, вследствие неравномер-
ности концентрации взаимодействующих в ре-
акции веществ и продуктов реакции. Во-вто-
рых , ни один работающий элемент не разря-
жается с бесконечно малой скоростью, как
это требуется по принципу термодинамической
обратимости. В-третьих, реакция на электроде,
принимаемая при расчете электродвижущей
силы, может отличаться от протекающей в
действительности. Наконец, первоначальное
топливо может потерять ряд энергетических
свойств при превращении в форму, пригодную
для использования в реальном элементе.
Даже если топливный элемент изготовлен
идеально, для того, чтобы выполнить всю тео-
ретически возможную полезную работу (&F),
как работу электрическую, все равно, общее
уменьшение запаса тепла (ЛЛ7) не будет со-
ответствовать произведенной полезной работе
Идеальный коэффициент полезного действия
элемента равен:
£имы = &F/&H= - пвобр Fi'SH = — гойр
где Л// - изменение в запасе тепла;
/ — ток;
t— время.
Идеальный к. п. д. достигает довольно вы-
соких значений при обычной температуре, пре-
вышая у элемента на водородном топливе
90%. Кстати, цикл Карно ограничивает к. п. Д.
преобразования топлива, подвергающегося
химической реакции при образовании тепла в
тепловом двюателе:
А//
/ Г, - Г \
V Г, /
В топливном элементе избегаются беспо-
лезные потери, связанные с промежуточными
стадиями преобразования топлива в тепло.
Тепло, теряемое в окружающее прост-
ранство реальным элементом, больше обра-
тимого тепла (TAS) на разность между вы-
ходом обратимого и реального элемента
пР(г„(,р — 8„). Следовательно, работа, вы-
полненная реальным элементом (slHftp/Z),
меньше работы, выполненной идеальным
элементом (е<>вр//). К. и. д. реального эле-
мента может быть выражен как:
Еы = - в,л Д АН < - 6о6р It ЬН.
Тепловые потери элемента можно исполь-
зовать для газификации твердого топлива,
чтобы привести его в состояние, пригодное
для потребления в элементе. В таком случае
в качестве исходного топлива можно исполь-
зовать более дешевое топливо более низкого
качества, чем используемое в элементе. При-
мером может служить использование водяно-
го газа, образующегося из угля в топливном
элементе, работающем при температуре более
высокой, чем необходимо для газификации.
Вообще говоря, идеальный к. п. д. элемента
при более высокой температуре становится
хуже вследствие понижения э. д. с.
Там, где главное значение имеет экономич-
ность (в силовых электростанциях), высоко-
температурный элемент в сочетании с газифи-
кацией кажется особенно перспективным. Это
объясняется сравнительно низкой стоимостью
сырья в сравнении со стоимостью извлекаемо
го из него топлива. Возможность электрохи-
мической активности угольных топливных
систем при комнатной температуре благо-
приятствует использованию преимущества бо-
лее высокого напряжения, получаемого при
низкой температуре.
Для топливного элемента деполяризато-
ром обыкновенно служит кислород воздуха, а
нс сульфат меди, как у батареи, показанной
на фиг. 1. Потенциал, получаемый не «атакуе-
мым» электродом при контакте с кислородом
и электролитом, зависит от ионов, с которы-
ми кислород устанавливает равновесие. Неко-
торые возможные вилы реакций, приводящих
к равновесию, такие:
Ион гидроокиси-]-ион перекиси водорода
кислород -j- вода + электроны;
ОН" + HOF О2+ Н2О 4- 2е.
4-.ТИ* № 13
25
Ионы гидроокиси Ji вода ф- кислород |-
4- электроны;
2ОН ЛН,О4-’/,О.4 2 г.
Вода Ji кислород 4-ионы водорода | элек-
троны;
2Н,О^Ог + 4Н+4-4».
Так называемые стандартные потенциалы
для этих кислородных электродов следующие:
— 0,04, 0,4 и 1,23 в, соответственно. Почти в
течение 20 лет реакция с ионами перекиси во-
дорода считалась сравнительно быстрой и
способной поддерживать токи, необходимые
для измерений электродвижущей силы. Депо-
ляризованные кислородом угольные электро-
ды в щелочных растворах перекиси работали
вблизи обратимых потенциалов при токах до
1600 а/м*.
Катализаторные действия электродных ма-
териалов на разложение перекиси было пов-
торно предложено использовать для работы
кислородных электродов. Экспериментальные
и рыночные кислородные электроды, поддер-
живающие более высокий потенциал, чем
—0,04 в, в щелочных электролитах, описаны как
катализаторы для разложения перекисей. Они
предупреждают аккумуляцию ионов перекиси
водорода и таким образом повышают элек-
тродный потенциал благодаря повышению по-
следнего члена в следующем уравнении для
потенциала кислородного электрода:
. ,о Я 7 />о. RT
"о6₽ 8 ’ 2К П a пано/
‘ “он -'
Предполагаемое разложение перекисей ка-
тализирующими кислородными электродами,
подсчитанное для практического потенциала
кислородных электродов, близко к величине,
подсчитанной по уравнению:
ион гидроксида Ji вода 4' кислород 4-
Г электроны;
2ОН Л Н1О4-1/гО,4-2е.
Об эффективности этих катализаторов сви-
детельствует повышение потенциала катода
па 30 мв при десятикратном изменении кон-
центрации иона перекиси водорода. Полное
использование кислорода объясняется следст-
вием электрохимической и химической реакций:
ОН-4- НО, Ji 0,4- Н2 О 4- 2г,
’/,0,4-ОН-^НО2-
2OH-Jt'/,O,4-H,O+2e’
в которых половина кислорода восстанавли-
вается при электродной реакции и дает ток.
При эффективном электродном катализаторе
(например, серебре) разлагаются почти все
ионы перекиси водорода, образовавшиеся на
катоде, и на каждую молекулу кислорода
полностью освобождаются четыре электрона.
Кинетика химических реакций топлива, на-
пример, водорода (фиг. 2), привлекает боль-
шее внимание исследователей, чем кинетика
кислородного электрода. Химическая вялость
топлива служит препятствием к усовершенст-
вованию топливных элементов. Даже такие
простые газообразные топлива, как водооод
и окись углерода, трудно активизировать до
уровня, практически пригодного для рабочих
условий. Топлива, которые деполяризуют не
«атакуемый» анод, нужно активизировать по-
верхностным катализатором или преобразовы-
вать в сгораемые продукты с помощью соот-
ветствующих химических регенераторов. В
последнем случае более простая и более ак-
тивная окислительно-восстановительная систе-
ма (подобная системе из четырех- и двухва-
лентного олова) отвечает электродным реак-
циям. несмотря на то, что напряжение эле-
мента падает ниже идеального потенциала
вспомогательной окислительно-восстановитель-
ной пары.
Катализаторные электроды можно проил-
люстрировать на хорошо известном механизме
выделения водорода в реакциях со множест-
вом металлов. Водород выделяется без повы-
шения поляризации на очень немногих поверх-
ностях, например, палладий или платиновая
чернь. Скорости выделения водорода на элек-
тродах без поляризации на полированной пла-
тине и на ртути относятся как 109/1. Материал
для электродов нужно выбирать на основании
«водородного перенапряжения», относительно
которого имеются достаточные данные. Водо-
род имеет, например, более высокое «перена-
пряжение» на ртути, чем на платине, а плати-
на — лучший катализаторный электрод, чем
ртуть, для водородного топливного элемента.
14ужно также принимать во внимание стои-
мость, производство и коррозионную стой-
кость.
Подбор катализаторов для водородно-кнс-
лородных систем ясен из значительной работы
перенапряжений (или практически накапли-
вающихся потенциалов) этих газов на метал-
лах. В водных системах используются при
комнатной и повышенной температуре плати-
нированный уголь, или никель, или никеле
вые аноды. Уголь-серебро, уголь и платиниро-
ванный никель используются для кислородных
катодов; уголь—для хлористых катодов и для
окислительно-восстановительных элементов, а
электроды из разных металлов и металла-
окиси этого металла — для расплавлено-со-
левых топливных элементов.
Изготовление электродов включает обеспе-
чение пористости газопроницаемого электрода
для увеличения площади катализирующей по
верхтости. Катализатором может быть мате-
риал самого электрода, поверхность добавоч-
ного покрытия или гетерогенное твердое тело,
включенное в электрод. Он должен поглощать
топливо и диссоциировать его до электрохими-
чески активного состояния, как платина дей-
ствует в реакции с водородом или уголь с кис-
лородом. Поры должны переносить деполяри-
зирующийся топливный газ к геометрической
поверхности электрода, где сконцентрирован
26
катализатор и где имеет место контакт с элек-
тролитом. Не должно быть ни утечки топлива
в электролит, ни заполнения пор. Первое ве-
дет к потере топлива, второе — явление «за-
топления» — изолирует и понижает актив-
ность катализатора и мешает удалению про-
дуктов реакции.
Практические плотности тока нельзя под-
держать медленной диффузией умеренно рас-
творимых газов через заполненные жидкостью
капилляры. Обыкновенно газовые электроды
делаются несмачивающимися (например, с
помощью керосина), чтобы сохранить поры
свободными от раствора. Кроме быстрого по-
ступления газа к месту электрохимической ре-
акции, это избавляет от аккумуляции продук-
тов реакции в порах, что приводило бы к уси-
лению поляризации и потере напряжения ог
местных изменений концентрации топлива и
продуктов горения.
Желательно, чтобы топливные газы были
чистыми, потому что не участвующие в реак-
ции вещества, такие, как азот воздуха, суще-
ственно задерживают форсированный поток.
Давление, при котором течет газ, является ре-
шающим, если газ должен использоваться
продуктивно. Давление, необходимое для то-
го, чтобы капилляры были свободны от элек-
тролита, пропорционально поверхностному на-
тяжению электролита у и косинусу краевого
угла 0 и обратно пропорционально радиусу
капилляра г:
2 т cos 6
/Ъ- —— •
Давление приближается к нулю для нес.ма-
чикаемых электродов, у которых краевые утлы
близки к 90°. Между газовой стороной элек-
трода и чистыми выходными отверстиями тре-
буется дополнительное давление, чтобы до-
ставлять газ со скоростью, необходимой для
поддержания нужной плотности тока. Это
давление пропорционально плотности тока I.
длине капилляра I и вязкости газа ц и обрат-
но пропорционально четвертой степени радиу-
са капилляра г, числу капилляров п и ме-
дианному давлению р. Таким образом:
q// \/ / \
«А У nr* j р I '
Если нужно избежать потерн газа путем
утечки в электролит, давление на газовой
стороне электрода может превышать рг толь-
ко на величину, равную максимальному дав
лению пузырьков. Поэтому требуется подби
рать однородные электроды, с тонкой порис-
той структурой и постоянной непроницае-
мостью («гидрофобностью») для электролита,
чтобы упростить управление давлением и из-
бежать потерь топливного газа и «затопле-
ния» пор электродов.
Накопление продуктов реакции вредно ска-
зывается на химической активности электрода.
Интересное и эффективное решение проблемы
удаления продуктов реакции было получено
для водородно-кислородной системы. Элемен-
ты были сделаны с твердой ионно-обменной
мембраной, выполнявшей роль электролита
(фиг. 3). Растворения твердой мембраны во-
дой, образовывавшейся на кислородном элек-
троде во время работы, не происходило, пото-
му что вода отводилась из насыщенного элек-
тролита. Электролит при этом не терялся.
ионче-ойменна ” w*bpaHa
Ра'Pt-aMVto/a или аятиЬи
ройачча/е ллаг/традь!
Фиг. 3 Схема топливной
батареи с ионно-обменной
мембраной
Замена промежуточных окислительно-вос-
становительных систем катализаторными элек-
тродами для достижения реактивности топли-
ва образует один вид так называемого регене-
ративного топливного элемента. На фиг. 4 да-
но схематическое изображение регенеративно-
го топливного элемента. Здесь топливо посту-
пает в реактор, где оно химически окисляется
оксидированной формой, например Sn+*—Sn1’®.
НапраОАечич АлемтрамоЬ
рррчтррчналг реач-
Рагемеоччия ирочч-
ция пррлгемучгоч- мс'гпаччогч раислителя
лого та пли а а
Фиг. 4. Схема окислительно восстановительного
топливного элемента (пример: Si=Sn+* —So**;
Sj—Вг--Вг2)
Топливо -|-Sn + <-» окислившееся топли-
во + Sn+2.
Восстановленная форма (Sn+2) передается
аноду, где она ведет себя как топливо для
элемента. Будучи восстановленным продуктом
27
топлива, Sn+i окисляется до более низкого по-
тенциала по сравнению с теоретическим окис-
лительным потенциалом топлива:
Sn+2 -» Sn+4 4- 2е;
gtin -топл
идеал*
Когда в регенеративную систему включает
ся катодная реакция (фиг. 4), то исключаются
трудности, связанные с диффузией газов. Анод
и катод деполяризуются растворами электро-
химически активных веществ (например, Sn*2
и Вг2), образованных в регенераторе. Реак-
ции в регенераторах, будучи химическими, не
включают решающую зону газ—электролит.
',7£обр,е 7? _п ?’о5р1 'С
а
Геплайой
регенератор
'^о^оотноя з р <
Злеятроли ти неона я
/ Реаги оу Риг ее
' , 9ещестЗг>
Роиауятл/ I
реакции J
'’еагрругггдее
/Jpody/empt
реонциь
Гоплибнн’й
рормемт
Тр пли вно/й
‘ *оЬратная ер с.
При ^*^9
ее р <
при г- Т
а Гер^гроегенеоатор- 5 Злентролиторегенора •
нь/й элемент торно/й элемен рг
Фиг. 5. Топливные элементы с замкнутыми
циклами
Применение этих восстановительно-окисли-
тельных пар неизбежно понизит обратную
э. д. с. ниже величины прямой электрохимиче-
ской реакции между топливом и кислородом.
Это компенсируется пригодностью окислитель,
но-восстановительного элемента к топливам
разной степени чистоты. Чтобы воспользо-
ваться этим достоинством, требуется значи-
тельное вспомогательное оборудование для
подкачки и передачи тепла. Увеличивается
сложность системы, и это ограничивает ее при.
менение.
Проблема окисления углеродистых топлив
при низкой температуре имеет особую труд-
ность. Представляется перспективным хими-
ческое окисление таких топлив в регенерато-
рах окислительно-восстановительных элемен-
тов. Система (Sn+2—Sn+4, Ti+S—TIO** и
т. д.) позволяет несколько влиять на скорость
химического окисления топлива. Действитель-
но, электролит в целом влияет на скорость
реакций органических топлив. Даже обрати-
мые системы, подобные системе хинон — гид-
рохинон, реагируют медленно, если их двухва
лентное окисление не может быть осуществле-
но двумя последовательными одновалентны
ми окислительными реакциями. В системе хи-
нон—гидрохинон реакции усиливаются подбо-
ром pH электролита.
Описанный выше тип топливного элемента
не регенерирует топлива. Топливный элемент,
регенерирующий топливо, лучше называть кон-
вертером, преобразователем. Например, сол-
нечный свет, ветер, атомная энергия или тепло
иногда преобразуются в электрическую энер-
гию посредством топливного элемента, путем
повторной регенерации относительно малого
количества топлива из продуктов сгорания в
топливном элементе. Топливо является источ-
ником энергии только в очень ограниченном
смысле, независимо от того, как совершается
регенерация. Направит процесс топливного
элемента на регенерацию топлива внешний
источник или будет применено какое-нибудь
иное средство для регенерации топлива, — все
Raeno это будет процесс конвертера энергии.
’. п. д. топливного элемента определяется
электрохимическим механизмом потребления
топлива. Регенерация топлива или потребле
ние топлива изменяют экономику топливного
элемента. В одном случае топливо вовсе не
расходуется, в другом случае при получении
одного топлива из другого ухудшается к. п. д.
Регенеративные конвертеры, использующие
термо, и электролитические источники энер-
гии, отличаются присущими циклу Карно не-
достатками, ограничивающими теоретические
к. п. д. обычных методов получения энергии.
В простой термо-диссоциационной системе
продукты реакции в элементе расщепляются
при высокой температуре и затем возвра-
щаются в батарею (фиг. 5). Максимальный
к. п. д. у элемента термо-диссоциационного
типа:
— леирЛ F 7\ — Т.
Qi Л ’
где Qi—молярное тепло, поглощенное при
температуре диссоциации 1\, а Т2 — темпера-
тура элемента.
Подобным образом для электролитическо-
го регенеративного элемента (фнг. 5) макси-
мальный к. п. д. равен:
n (4-,р - «обр) F Т, — Т..
Q. Г, '
Здесь »<лр—минимальный потенциал, тре-
бующийся для диссоциации веществ элемента
(обратная реакция).
Примером терморегенераторного топливно-
го элемента является элемент из расплавлен-
ной соли LiH.
При температуре 450е С н элементе про-
текают реакции:
анод 2Li -• 2Li+ + 2s;
катод H,-f-2e-»2Н_.
Регенерация при 850° С:
2LIH42L1 + Н2,
где Д относится к теплу.
28
Эти конвертеры энергии могут требовать
аккумулирования больших количеств энергии.
Возможно, что аккумулирования электриче-
ской энергии, получаемой от преобразователей
солнечной энергии, будут избегать, так как
при электролизе воды с помощью солнечной
энергии получают запасы водорода и кислоро-
да. Запасы газа использовались бы букваль-
но в «черный день», чтобы сразу увеличить
мощность элемента. Даже в таком случае сол-
нечный свет, а не топливо, является главным
источником электрической мощности.
Стоимости топливных элементов часто не
придается большого значения. Отсюда боль-
шое разнообразие топливных элементов, из
которых каждый потенциально пригоден для
каких-нибудь особых целей, связанных с ис-
пользованием относительно дорогих топлив.
Можно не считаться даже с низким к. п. д.,
коротким сроком службы или большими за-
тратами, когда от батарей требуются другие
важные свойства, такие, как компактность или
малый вес.
Если же стоимости топлива придается
главное значение, то надо применять наибо-
лее простые виды топлива. Все же электроли
тическим элементам, работающим на прими-
тивных топливах, не достает химической актив-
ности или длительного срока службы. Этим
объясняется, что получение топливных газов
стало предметом большей части исследова-
тельских работ и иоследований. Эти работы
включают исследование водорода и смеси во-
дорода с окисью углерода. Из этих работ вы-
текает, что применение углеродных топлив в
батареях, подлежащих еще усовершенствова-
нию, может дать электроэнергию при стоимо-
сти топлива всего в несколько десятых цента
на киловаттчас. Водород стоил бы больше
цента на выработанный киловаттчас и поэто-
му исключается как топливо для мощных
электрических станций. Поскольку за окисли-
тель принимается кислород, а не воздух, его
стоимость (около 23 долларов за тонну) повы-
шает стоимость электроэнергии сверх одного
цента за киловаттчас. Учитывая расходы на
хранение и обращение, действительная стои-
мость кислорода могла бы быть около 10 цен-
тов на киловаттчас.
Состояние разработки топливных элемен-
тов не позволяет делать точных анализов
стоимости. Однако можно утерждать, что если
нужно вырабатывать большие количества
энергии, то некоторые типы топливных эле-
ментов по экономичности заняли бы видное
место. Топливные элементы на соли обещают
наилучшим образом использовать дешевые ви-
ды топлива, включая СО и уголь. Окислитель-
но-восстановительный топливный элемент по-
зволит использовать сахары, спирты и многие
другие дешевые топлива. Элемент регенератив-
ного типа, в котором используется ядерная
или солнечная энергия, мог бы лучше других
подойти там, где имеются нехимические источ-
ники топлива.
Когда требуются средние и малые мощно-
сти, на первое место выступают другие усло-
вия, а не стоимость. В таком случае водород-
но-кислородные системы представляются за-
служивающими рассмотрения.
SAE Journal, XII, 1960.
МАТЕРИАЛЫ ДЛЯ САМОЛЕТНЫХ КОНСТРУКЦИИ
Алюминиевые сплавы обладают оптималь-
ным сочетанием основных характеристик,
предъявляемых к конструкционным материа-
лам: высокой прочностью, малым удельным
весом, хорошей обрабатываемостью, лег-
костью соединений, большим значением моду-
ля упругости, способностью к упрочнению,
относительно малым искажением формы при
действии напряжений и под воздействием
окружающей среды и др.
В последние годы возросла степень важ-
ности динамических напряжений и повторных
нагрузок (по сравнению с требованиями высо-
кой статической прочности), что связано с
увеличением скорости, полетного веса, а также
высоты полета у современных самолетов. Лег-
кие высоко-прочные сплавы, разработанные в
последнее время, не полностью оправдали воз-
ложенные на них надежды; выяснилось, что,
несмотря на абсолютный рост характеристик
статической прочности, их усталостная проч-
ность относительно низка. С другой стороны,
эти сплавы оказались сравнительно хрупкими,
в частности, серьезные опасения вызывает
присущая им интенсивность распространения
трещин, что может привести к катастрофиче-
ским разрушениям. В результате пришлось в
ряде случаев взамен этих сплавов применять
материалы с меньшей статической прочностью,
что связано с утяжелением конструкции.
Однако неправильно было бы делать выво.
ды, что попытки увеличить статическую проч-
ность алюминиевых сплавов неизбежно связа-
ны с металлургическими факторами, которые
значительно уменьшают их усталостную проч-
ность и стойкость против коррозии. Хотя про-
веденные в настоящее время исследования
дали несколько противоречивые результаты,
представляется, что структурные изменения,
происходящие в сплавах алюминий — цинк—
магний под действием повторных нагрузок, по-
видимому, связаны с явлением старения, и
усталостная прочность этих сплавов снижает-
ся в результате возникновения местных участ-
ков, в которых возможно избыточное старение
материала. Хотя такое объяснение и может
оказаться не совсем правильным, опыт убеди-
тельно показывает, что в этих сплавах возни-
кают некоторые структурные изменения, не
наблюдаемые в других дисперсионнотвердею-
29
щих сплавах, как например, в алюминиево-
медных. В настоящее время не установлено,
можно ли путем соответствующего выбора хи-
мического состава сплавов или применения
специальной термообработки улучшить ука
занные характеристики конструкционных ма-
териалов. Однако с металлургической точки
Фиг. 1. Влияние химического состава раз-
личных сплавов AI—2п—Mg на усталост-
ную прочность. А— 8,3% Zn, 1% Mg; Б—
5,8% Zn, 2% Mg; В— 5.1% Zn, 3% Mg; Г—
4.5% Zn; 4% Mg; Л--4.1% Zn.5% Mg; £
3,7% Zn, 6% Mg. Увеличение усталостной
прочности сопровождается некоторым
уменьшением условного предела текучести
зрения такая возможность вероятна. В частно-
сти, есть основания считать, что усталостная
долговечность может быть значительно увели-
чена путем изменения процентного содержа-
ния цинка и магния в алюминиевых сплавах.
К сожалению, повышение усталостной прочно-
сти сопровождается некоторым снижением
характеристик статической прочности, в част-
ности, предела текучести (фиг. 1). Все же сле-
дует учитывать, что в этом отношении имеются
резервы и поэтому возможности улучшения
алюминиевых сплавов еще не исчерпаны.
Попытки применить алюминиевые сплавы
в конструкциях сверхзвуковых самолетов шли
в несколько другом направлении. Основные
исследования, выполняемые в настоящее вре-
мя, направлены на борьбу со снижением ме-
ханических характеристик этих сплавов в ди-
апазоне температур 100—170° С. Весьма слож-
ной явилась, в частности, задача обеспечения
достаточно высокой прочности при средней ра-
бочей температуре ~130°С, возникающей при
скорости полета, соответствующей М—2—3,
в течение 30000 час., причем речь идет не толь-
ко о сохранении прочности при действии за-
данных нагрузок, но также и о неблагоприят-
ном действии самой температуры (при отсут-
ствии сколько-нибудь значительных напряже-
ний от внешней нагрузки).
Среди лучших сплавов по указанным ха-
рактеристикам можно отметить сплав RR 58
(2,5% Си, 1,5% Mg, 1,0% Fe, 1,2% Ni, 0,25%
Si, 0,1% Ti, остальное Al) и эксперименталь-
ный алюминиевый сплав Х2020 ( 4,5% Си, 0,2%
Fe. 1.0% Li, 0,5% Мп, 0,2% Cd. 0,1 % Si, осталь-
ное Al). Последний отличается наличием в его
составе лития. Сплав RR 58 и материалы, по-
лученные методом порошковой металлургии
(типа SAP), являются менее выгодными при
обычных, более низких температурах кон-
струкции; однако они могут сохранять свои
свойства при температурах выше 100° С
(фиг. 2).
Для расширения температурного диапазо-
на легких сплавов используются совсем иные
физические принципы по сравнению с приме-
няемыми для повышения статической и уста-
лостной прочности при более низких темпера-
турах. Зависящие от времени процессы, огра-
ничивающие предельную температуру приме-
нения того илй иного сплава, становятся бо-
лее интенсивными с ростом температуры. Они
часто называются диффузионными процесса-
ми. Не входя в детали этого явления, можно
отметить, что если интенсивность диффузии
становится конечной и ее время соизмеримо
Фиг. 2. Зависимость предела прочности
при растяжении от температуры при
1000-часовой выдержке для различных
сплавов
с характеристическим временем действия тем-
пературы, то возникает ряд затруднений. Не-
которые из них в основном механического ха-
рактера, например, ползучесть или исчезнове
ние наклепа под действием повышенной темпе-
ратуры; другие же не являются механически
ми, например, старение и дисперсионное
твердение. Эти явления определяют возмож-
ные усовершенствования конструкционных ма-
териалов, в частности, у алюминиевых спла-
вов возникает так называемая «самодиффу-
зня» основного элемента сплава. Поэтому
можно полагать, что усовершенствование со-
временных легких сплавов не может значитель-
но расширить перспективы их применения для
сверхзвуковых самолетов. Однако вполне
30
возможно значительное улучшение аналогии
ных сплавов, рассчитанных на применение в
конструкции дозвуковых самолетов. Заслужи-
вают внимания сплавы, теплостойкость кото-
рых связана с тонкой дисперсией изолирован-
ной нерастворимой фазы. Хорошим примером
в этом отношении является материал SAP,
полученный методом порошковой металлургии;
он лучше других легких сплавов сохраняет
свои механические характеристики при повы-
шенных температурах (фиг. 3). Однако при
нормальной температуре эти характеристики
у него заметно хуже, чем у ряда других спла-
вов, и это обстоятельство в настоящее время
делает его непригодным для применения в ка-
честве конструкционного материала. Однако
принцип дисперсионного твердения бесспорно
представляет значительный интерес для авиа-
ционных конструкций, так как теоретически с
его помощью можно получить теплошрочные
материалы с малым удельным весом.
Фиг. 3. Сравнение кривых твердости
(по Бринеллю) в функции температуры
для различных материалов при 700-часо-
вой выдержке
В настоящее время возможно радикально
влиять на металлургические факторы, связан-
ные с созданием новых сплавов. Возникает
ряд соображений, требующих более детально-
го исследования, связанных, в частности, с яв-
лениями ползучести и усталости. Есть все ос-
нования считать, что в конструкции скорост-
ных самолетов ближайшего будущего эти но-
вые идеи будут реализованы.
Абсолютным температурным пределом, ог-
раничивающим применение того или иного ма-
териала, является точка плавления. Во мно-
гих случаях можно значительно повысить
прочность тугоплавких материалов, если за-
щитить их поверхность (в частности, при тем-
пературе свыше 700° С незащищенная поверх-
ность молибдена начинает быстро окислять-
ся). Рациональным выбором химического со-
става сплавов можно улучшить это положе-
ние, однако при этом возникают другие труд-
ности, в частности, рекристаллизация, которая
по существу сводит на нет благоприятный
эффект наклепа.
Применение защитных покрытий крайне
целесообразно нс только для повышения теп-
лопрочности, но также для повышения стой-
кости против эрозии. Последний вопрос имеет
особенно важное значение для деталей, на по-
верхность которых действует поток с большой
скоростью. Такие покрытия должны быть на-
дежно связаны с защищаемой конструкцией,
в частности, должна быть обеспечена доста-
точная прочность при наличии температурных
напряжений, возникающих вследствие различ
ных значений коэффициента теплового расши-
рения основной конструкции и покрытия, а
также с температурным градиентом.
Решить эту задачу можно путем использо-
вания жаропрочных материалов, образующих
жаростойкие окиси. К сожалению, материалы,
образующие такие окиси (например, алюми-
ний), имеют относительно низкую температу-
ру плавления; напротив, у жаростойких мате-
риалов окисные пленки не являются жаро-
стойкими.
Авиационная техника проявляет очевид-
ный интерес к материалам с малым удельным
весом. Из числа их два материала, представ-
ляющих исключительный интерес, до сих пор
не применялись в сколько-нибудь широких
масштабах. Первый из них—бериллий, имею-
щий весьма малый удельный вес и большое
значение модуля упругости по сравнению с
материалами с приблизительно одинаковой
температурой плавления (фиг. 4). Так, у бе-
риллия, удельный вес которого близок к
удельному весу магния, модуль упругости в
Гпа:Ил/'них
Фиг. 4. Связь между величиной модуля упругости
при растяжении (при комнатной температуре), удель-
ным весом и температурой плавления для некоторых
элементов. Видно, что бериллий и графит обладают
необычными характеристиками (графит, обозначенный
С», не имеет точки плавления при атмосферном
давлении)
31
четыре раза больше, чем у алюминия. По ря-
ду основных показателей бериллий является
наиболее выгодным материалом для самолет-
ных конструкций. В частности, с применением
бериллия можно уменьшать вес конструкции
приблизительно вдвое; при повышенных тем-
пературах уменьшение веса будет еще боль-
шим. Однако цена бериллия весьма высока:
I кг обработанной конструкции из этого мате-
риала стоит НО—155 фунтов стерлингов.
Впрочем, следует иметь в виду, что эксплуата-
ционные расходы самолета, изготовленного из
бериллия, будут ниже, чем у аналогичного са-
молета из алюминиевого сплава, так как бла-
годаря более легкой конструкции первый бу-
дет иметь большую дальность полета.
Другой трудностью, связанной с примене-
нием бериллия, является его токсичность, и
поэтому при его механической обработке еле
дует принимать специальные меры. Для обес-
печения безопасности приходится применять
необычные методы производства, что связано
с дополнительными расходами.
Кроме того, бериллий недостаточно плас-
тичен, что в настоящее время делает его не-
пригодным для применения в качестве кон-
струкционного материала. Основные причины
хрупкости бериллия в настоящее время еще
не установлены, хотя имеется ряд теорий,
объясняющих это явление, которые в даль-
нейшем могут дать практические результаты.
Во всяком случае было бы ошибочным счи-
тать, что хрупкость является непреодолимым
недостатком бериллия.
Другим перспективным материалом для
самолетных конструкций является графит, ко-
торый в обычном состоянии имеет удельный
вес около 2 и очень высокую температуру
плавления. Фактически при нормальном дав-
лении графит вовсе не бывает в жидкой фазе
и непосредственно переходит в газообразное
состояние при температуре 3700° С.
Для деталей, работающих при очень высо-
ких температурах (например, сопел ракетных
двигателей, носков несущих поверхностей и
носовых конусов), графит является, по-види-
мому, наиболее эффективным материалом.
Обычные сорта графита имеют недостаточ
но высокие механические характеристики.
В частности, при относительно невысоких тем-
пературах (до 1500° С) графит совершенно
непластнчен, а его модуль упругости значи-
тельно меньше, чем у металлов с высокой тем-
пературой плавления. Однако при температу-
ре около 3000° С и выше нет ни одного друго-
го материала, который бы обладал таким со-
четанием физических свойств, какими обла-
дает графит.
В последние годы разработан технологи
ческий процесс получения графита путем кон-
денсации его паров — этот сорт графита назы-
вают пиролитическим. Он отличается от так
называемого обычного графита высокоориен-
тированной структурой и большим удельным
весом в сочетании с повышенными механичес-
кими характеристиками.
Важным достоинством графита является
то, что частичный унос поверхностного мате-
риала при высоких температурах (абляция)
осуществляется путем сублимации, благодаря
чему рассеивается большое количество тепло-
вой энергии.
Процесс сублимации более выгоден, чем
процесс оплавления, не только по энергетиче-
ским соображениям: под действием потока
газа жидкая фаза, возникающая при оплавле-
нии, уносится с поверхности конструкции, и
это не позволяет использовать скрытую тепло-
ту иопарения для охлаждения основной кон-
струкции. Однако фактически в реальных уело
виях графит ведет себя несколько иначе, по-
видимому, потому, что происходит эрозия час
тнц поверхности под действием потока газа.
Поэтому фактическая интенсивность рассеива-
ния тепловой энергии благодаря сублимации
графита оказывается меньше, чем при идеаль-
ном процессе сублимации. Несмотря на это,
в большинстве современных проектов скорост-
ных летательных аппаратов в том или ином
виде предусматривается использование графи-
та для элементов конструкции, испытываю-
щих интенсивный нагрев. Так как описанные
выше усовершенствования графита предложе-
ны лишь в самое последнее время, в конструк-
циях они еще не использовались. Успех в этом
направлении будет зависеть, помимо других
факторов, от того, в какой степени будут
эффективны конструкции, изготовленные из
различных материалов с различными физико-
механическими свойствами, каждый из кото-
рых будет выполнять в конструкции те функ-
ции, которые лучше всего соответствуют его
свойствам.
Aeroplane № 2570.
ПРИЦЕЛЬНАЯ НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА ФЕРРАНТИ
Появились новые сведения о радиолока-
ционных прицельных системах, разработан-
ных фирмой Ферранти. Именно здесь впервые
применили выражения «голова поднята» и
«голова опущена» для обозначения соответст-
венно данных, проицнруемых на лобовое стек-
ло кабины, и данных на индикаторах на при-
борной доске
На фиг. 1 показан компактный блок ра-
диолокационного оборудования «Эрпасс» П,
максимальный диаметр которого меньше
610 мм, а длина (с обтекателем) превышает
1220 мм. Система «Эрпасс» II является ком-
бинацией системы «Эрпасс» с радиолокацион-
ной станцией для прицеливания по наземным
объектам с малых высот.
32
Фиг. I. Блок системы Ферранти «Эрпасс» II с обтекателем антенны,
соответствующим носовой части фюзеляжа истребителя типа Лассо «Мираж» III
Блок монтируется в носовой части фюзеля-
жа истребителя. В дополнение к панели пере-
ключателей в кабине летчика предусмотрена
рукоятка, совпадающая по форме с очертанием
руки (на левом пульте вблизи рукоятки
управления двигателем), с помощью которой
летчик выбирает и устанавливает режим рабо-
ты системы. Над приборной доской летчика
расположены поисковый индикатор радиоло-
катора и отражатель стрелкового прицела.
Кроме органов управления, сосредоточенных
на панели переключате зей, на индикаторе по-
иска имеются селекторный переключатель
дальности и рукоятка регулировки четкости
изображения. Как для поискового индикато-
ра радиолокатора, так и для стрелкового при-
цела предусмотрены регуляторы яркости под
света.
Система «Эрпасс» II может решать сле-
дующие тактические задачи.
Перехват воздушной цели. Самолетный
радиолокатор, стабилизированный по тангажу
и крену, просматривает пространство перед
самолетом, перекрывая сектор, ограниченный
большими углами места и азимута в обе сто-
роны от траектории полета и простирающий-
ся на много километров вперед. Как только
цель обнаружена и ее изображение появи-
лось на индикаторе, радиолокатор захваты
вает ее и начинает работать в режиме сопро-
вождения цели. /Хвтомэтическое сопровожде
ние может быть начато и в том случае, если
цель обнаружена визуально. После захвата
цели радиолокатором вычислитель радиолока-
ционной станции начинает автоматически вы-
рабатывать оптимальную траекторию сближе-
ния, следуя которой, летчик выводит самолет
в исходное положение для атаки цели с при-
менением пушечного вооружения или снаря
дов.
Сигналы управления с выхода усилителя
поступают на отражатель стрелкового прице-
ла атаки в виде центральной марки и отметки
цели (фиг. 2). Изображение на отражателе
прицела включает также шкалу дальности,
шкалу скорости, сигнализацию о выходе на.
дальность открытия огня и индикацию поло
жения самолета в пространстве. Прицел авто-
матически обеспечивает точную наводку ору-
жия к моменту завершения сближения, даже
если к этому времени цель будет невидима
для летчика. Если цель стала видимой, атака
может быть легко завершена с использовани-
ем визуального прицеливания, поскольку лет
чик, не отрываясь, продолжает просмотр про-
странства перед самолетом через отражатель
прицела. На прицеле сбоку предусмотрена
лампа автоматической сигнализации о необхо.
димости выхода из атаки; лампа загорается,
если атакующий самолет сблизился с целью
настолько, что возникла опасность столкнове-
ния.
Атака наземной цели. При условии хоро-
шей видимости система позволяет проводить
атаки с применением пушечного, ракетного
или бомбового вооружения против наземных
целей, причем для прицеливания использует-
ся тот же стрелковый прицел, в который авто-
матически вводится от радиолокатора даль-
ность до цели. Некоторые цели, дающие от-
четливое радиолокационное отражение, напри-
мер, корабли, могут быть атакованы по прч
борам. Бомбометание производится на выходе
Фиг. 2. Информация, подаваемая в виде световых
отметок на отражатель прицела
5-.ТИ* № 13
33
из пикирования; если же требуется провести
атаку цели, положение которой на земле из
честно заранее, в систему «Эрпасс» II могут
быть включены навигационный вычислитель и
вычислитель бомбометания, приспособленные
для бомбометания с полупетли с большим от-
носом бомбы.
С другой стороны, при визуальных атаках
летчик может пролететь непосредственно над
целью, а затем выполнить бомбометание мето-
дом «через плечо». При использовании любых
методов бомбометания требуемая траектория
полета самолета определяется вычислителем,
а сигналы управления подаются на стрелко-
вый прицел. Эти сигналы позволяют летчику
выдерживать заданный курс при заходе на
бомбометание с учетом всех необходимых по-
правок на ветер и на скорость самолета. Ука-
занные поправки поступают от допплеровско-
го радиолокатора, если он имеется на самоле-
те; в противном случае данные ветра могут
быть определены приближенно и введены в
систему с помощью специальных рукояток на
панели управления.
Навигация и полеты на малых высотах.
Для обеспечения неуязвимости от средств
ПВО противника, а также для использования
фактора внезапности сближение с наземными
целями будет проводиться преимущественно
на весьма малых высотах, ниже зоны дейст-
вия наземных радиолокационных установок.
Такой способ боевого применения скоростного
одноместного самолета связан с множеством
проблем навигации. Поэтому система «Эр-
пасс» II разработана с учетом максимального
облегчения навигации и полета на малой вы-
соте. В режиме планового обзора местности
сканирующее устройство радиолокатора ста-
билизируется по крену и тангажу, и летчик
видит на экране поискового индикатора ра-
диолокационное изображение местности, над
которой пролетает самолет в данный момент.
Таким образом летчик может сравнивать изо-
бражение местности на экране с имеющейся
у него картой и контролировать правильность
выдерживания маршрута полета даже в от-
сутствии видимости земли Волее того, если
в систему включен навигационный вычисли
тель, последний определяет положение цели и
вырабатывает сигналы управления, подаю
щиеся на отражатель прицела. В результате
летчик может пилотировать самолет по вы-
бранному маршруту, продолжая непрерывно
наблюдать за пространством впереди самоле-
та через лобовое стекло кабины и используя
все доступные визуальные данные о местно-
сти.
В режиме контурного обзора местности
(режим предупреждения о наземных препят-
ствиях) радиолокатор просматривает про-
странство перед самолетом по обе стороны от
вектора скорости полета. На индикаторе ра-
диолокатора при этом дается изображение
всех возвышенностей, встречающихся на пути
радиолокационного луча, что и помогает лет-
чику выбрать наилучший маневр для их об-
хода.
В другом режиме — режиме профильного
полета на заданной высоте относительно зем-
ли — обеспечивается полет по заданному мар-
шруту на очень малой высоте, причем огиба-
ние возвышенностей местности производится
без изменения курса. В этом режиме луч ра-
диолокатора направлен вперед, а специальный
вычислитель вырабатывает требуемую траек-
торию полета в вертикальной плоскости, при-
чем сигналы управления подаются на отража-
тель прицела.
Aircraft, XII, 1960.
НОВЫЕ СХЕМЫ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ТРУБ
В связи с возрастающим интересохг к ис-
следованиям космического пространства, за
последние пять лет аэродинамические инсти-
туты и лаборатории за рубежом проводили
изыскания новых схем экспериментальных
установок для достижения больших скоростей
и высоких температур. При этом наибольшим
вниманием пользовались «ударные трубы» и
баллистические установки.
В результате многих исследований, прове-
денных на баллистических установках, рабо-
тающих на водороде и гелии, появились новые
схемы ударных труб.
Наибольший интерес вызвала схема удар-
ной трубы с легким поршнем. Схема такой
трубы, разработанная в лаборатории Эймса
NASA, позднее была усовершенствована цент-
ром AEDC в Туллахоме (США) и в дальней-
шем получила распространение в Англии
Наряду с этим появилась и другая схема
ударной трубы — «ударная труба с электро-
дуговым подогревателем». По последней схеме
фирма AVCO (США) построила три трубы.
Трубы, выполненные по новым схемам,
предназначаются для исследований баллисти-
ческих снарядов и для изучения проблем,
связанных с входом космических ракет в атмо-
сферу Земли и других планет.
Ниже приводится описание схем оборудо-
вания и некоторых исследований, проведен-
ных в таких трубах.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ТРУБЫ С ЛЕГКИМ
ПОРШНЕМ
Схема ударной трубы с легким поршнем
приведена на фиг. I. Труба состоит из камеры
высокого давления, длинного цилиндрическо-
го канала с легким поршнем внутри, сверх-
звукового сопла, рабочей части и вакуумной
сферы. Перед камерой высокого давления и
перед соплом находятся диафрагмы.
34
Под действием высокого давления, создаю-
щегося при взрыве газовой смеси в камере вы.
сокого давления, первая диафрагма разры-
вается и поршень начинает двигаться с боль
шой скоростью вдоль канала, сжимая перед
собой рабочий газ с образованием ударном
волны.
Ударная волна, отражаясь от второй ди-
афрагмы, перемещает поршень в обратном
направлении. Отраженные перемещения порш-
ня происходят до тех пор, пока не наступит
равновесное состояние.
Воздух впереди поршня сжимается и на-
гревается неизэнтропически. Сжатый воздух
взрывает вторую диафрагму, устремляется че-
рез сопло в рабочую часть и дальше через
диффузор попадает в вакуумный резервуар
Характеристика потока в такой трубе изо-
бражена на схеме (фиг. 1). Преимущество
новой схемы ударной трубы заключается в
возможности разделить процессы ударного
сжатия и расширения, что приводит к увели
чению рабочего времени трубы.
По приведенной схеме построено несколь-
ко труб в США и Англии.
На фиг. 2 приведен общий вид ударной
трубы с легким поршнем, построенной в Саут-
гем итонском университете.
Камера высокого давления и канал для
быстрого демонтажа поршня и диафрагм дви-
жется по рельсам. Рельсы установлены на
бетонном плинтусе, который одновременно
поддерживает и рабочую часть и оборудова-
ние для теневых фотоснимков. Вакуумная ка-
мера вмонтирована в пол. Камера высокого
давления цилиндрической формы. Длина ее
1,5 м, внутренний диаметр 0,094 л. Один ко-
нец камеры закрыт винтовым затвором, на
другой навинчивается переходная муфта, сое-
диняющая камеру со стволом и закрепляющая
диафрагму. Разрывается диафрагма специ-
альным ударником (фиг. 3), представляющим
собой иглу с пружиной. Пружина сжимается
вручную и удерживается в сжатом состоянии
с помощью легкого предохранителя, который
разъединяется посредством соленоида. Толщи-
ну диафрагмы подбирают в соответствии с
давлением.
Канал установки гладкий, длина его 3 м,
диаметр 0,03 .и. Па конце имеется съемная
секция с нишами для размещения измеритель-
ной аппаратуры. Секция посредством нарезной
муфты соединяется с соплом, угол расширения
сопла 7.5°, критическое сечение сопла 1 мм.
выходное отверстие 50 .иль Сопло переходит
в рабочую часть, представляющую собой ка-
меру сварной конструкции с размерами
0,355X0.203X0,215 лг. Рабочая часть посред
ством диффузора соединена с вакуумной ка
мерой объемом 1,98
Воздух в трубу полается из баллонов со
сжатым воздухом, а газ воздушным ком-
прессором с рабочим давлением 246 кг!смг.
Для измерения давлений применяют квар-
цевые манометры с диапазоном измеряемых
Smopau
apappasva
Сказан
Расстояние
пдрщня
Отражение
ударной da/tff»
Фиг I. Схема ударной трубы с легким поршнем
Рабочая
часть
Рабочее tyO**
wiffot
давлений 0,0035—5,9 кг/см1, в том числе и ми-
ниатюрные датчики диаметром ~6,4 дж, дли-
ною ~14 мм, используемые для измерения
давлений в канале.
Температуру в камере высокого давления,
канале и рабочей части измеряют термомет-
рами сопротивления и термопарами, а также
оптическим методом, основанным на смеще-
нии линий натрия, для чего в канале помета
ют кристаллы хлората натрия.
Для наблюдения за ударными волнами
Фнг. 2. Общий нид ударной трубы
с легким поршнем Саутгемптон-
ского университета
Фиг. 3. Камера
и ы со кого давле-
ния с. игольчатым
ударником
35
применяют унифицированный метод Тетчера,
при котором используется обычная установка
с двойным зеркалом; искровой разряд служит
источником света. Однако при малых плотно-
стях потока четкие фотографии не получа-
ются.
Аэродинамические силы измеряют тензо-
метрическими весами, устанавливаемыми внут-
ри модели или на державках.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ТРУБЫ
С ЭЛЕКТРОДУГОВЫМ ПОДОГРЕВАТЕЛЕМ
В 1959 г. фирма AVCO построила аэро-
динамическую трубу с электродуговым подо-
гревателем. После предварительных исследо-
ваний пришли к выводу, что наиболее эффек-
тивной средой для стабилизации струи в плаз-
менной установке является воздух. Кроме то-
го, установлено, что температурное поле по
сечению рабочей части неоднородно — по
центру проходит поток с очень высокой тем-
пературой, образуя центральное «горячее
ядро». Для уменьшения неоднородности пото-
ка в трубе наиболее эффективно применять
двухступенчатое сопло. Новая схема трубы
AVCO с электродуговым подогревателем при-
ведена на фиг. 4. Элекгродуга расположена
перед первой ступенью сопла, стабилизация
ее осуществляется воздухом. Плазменная
струя поступает в форкамеру, служащую для
Спета.на
Мирного •Рорсанная
Фиг. 4. Схема аэродинамической трубы AVCO
с электродуговым подогревателем
уменьшения неоднородности газа (в результа-
те его перемешивания). После предваритель-
ных исследований, проведенных с форкамера-
ми различных форм и размеров, наиболее
эффективной оказалась форкамера диаметром
76 мм. Диаметры критических сечений первой
и второй из ее ступеней ~15 и 7,6 мм соответ-
CIпенно. Газовая среда из сопла поступает
в рабочую часть трубы с диаметром 152 -млг
Наблюдение за моделью осуществляют через
окна, расположенные на стенке рабочей части
Модели крепятся па державке с водяным
охлаждением. Из рабочей части газ поступает
в теплообменник, состоящий из трубок, распо-
ложенных в шахматном порядке поперек по-
тока. В теплообменнике газ охлаждается до
температуры, близкой к температуре окру-
жающей среды.
Общий вид аэродинамической трубы AVCO
с электродуговым подогревателем показан па
фиг. 5. Мощность электродуги установки
~ 150 кет. В экспериментальных исследова-
ниях, проводившихся в трубе с элсктродуго
вым подогревателем, в качестве рабочего газа
применяли воздух, но проводились также ис-
следования с гелием. По сравнению с други
мн легкими газами он имеет наибольший по-
тенциал ионизации и может быть нагрет до
Фиг. 5. Общий вид аэродинамической трубы AVCO
с электродуговым подогревателем
более высокой температуры. При использова-
нии гелия падение катодного напряжения не
большое. Кроме того, он является инертным
газом, что облегчает создание неэродирующих
катодов. Однако низкая температура парооб-
разования гелия осложняет его хранение. Для
уменьшения тепловых потерь при эксперимен-
тах с гелием объем форкамеры аэродинами-
ческой грубы был у меньшей до 1/3 обычного
объема.
Были внесены некоторые изменения и в
конструкцию эжекторов, но обе ступени соп-
ла остались без изменения.
Во время экспериментов проводились изме
рения массового расхода газа, мощности элек-
троду™ и давлений. Основное внимание при
исследованиях обращали на определение
энтальпии торможения газа в рабочей части
трубы. Для этой цели на выходе из сверх ту-
кового сопла измеряли полное давление за
прямым скачком и средний удельный тепловой
поток к тупоносому осесимметричному телу
Полное давление измерялось ПВД. охлаж
даемым водой. Удельный тепловой поток
определяли путем измерения времени до нача-
ла оплавления металлической модели, уста
навливаемой па выходе сопла.
Массовый расход газа в трубе изменялся
от 1.07 до 4,7 г/сек-, мощность дуги от 40 до
210 кет; отношение полного давления за скач-
ком к давлению в электродуговой камере от
0,05 до 133 в зависимости от диаметра сопла.
Дальнейшее усовершенствование трубы с
электродуговым подогревателем шло по ли-
36
или увеличения мощности дуги. I (сследования
показали, что мощность 2000 кет является
предельно максимальной для такой схемы тру-
бы. В связи с этим была разработана новая
схема с несколькими дугами мощностью
2000 кет каждая. Все они разряжаются в ка-
мере повышенного давления одновременно.
В настоящее время в лаборатории AVCO раз-
рабатывается по такой схеме аэродинамиче-
ская труба с электродуговым подогревателем
общей мощностью I000O кет (пять дуг по
2000 кет каждая).
Hypersonic flow, IV, I960;
A RS Journal, IX, 1960.
ХРОНИКА
Федеральное агентство авиации (ЕАА) опублико-
вало доклад, в котором правительству рекомендуется
поддержать планы создания сверхзвукового пассажир-
ского самолета.
Министерство обороны и бюджетная комиссия кон-
гресса ассигновали в 1961 бюджетном году на предва-
рительные исследования 5 млн. долларов.
В докладе говорится, что США в настоящее вре-
мя обладают возможностью создания экономически
выгодного сверхзвуковго транспортного самолета на ос-
нове опыта, накопленного при разработке сверхзвуко-
вых бомбардировщиков В-58 и В-70. В силу финансо-
вых затруднений, испытываемых авиационной промыш-
ленностью, частные фирмы ис смогут решить постав-
ленную задачу в срок. Вся программа оценивается и
500 млн. долларов.
В докладе подчеркивается техническая осуществи-
мость сверхзвукового самолета большой дальности.
Сравниваются экономичность и эксплуатационные рас-
ходы околозвуковых и перспективных самолетов. Ре-
шение поставленной задачи возможно при условии
объединения усилий промышленности и соответствую-
щих правительственных учреждений
Далее приводятся аргументы н пользу осуществле-
ния предложенной программы: США остаются постав-
щиком транспортных самолетов на мировом рынке;
годовой экономический эффект выразится в сумме
500 млн. долларов, что составит 12% стоимости всех
экспортируемых товаров; использование новых тран-
спортных самолетов для переброски войск в дальние
районы земного шара будет способствовать укреплению
безопасности и поддержанию национального престижа:
быстрое осуществление проекта необходимо также вви-
ду вероятной конкуренции со стороны Англии и СССР.
К 1968- 1970 гг. потребуется 200 самолетов подоб-
ного типа. В докладе высказывается отрицательное
мнение об идее международного сотрудничества по со-
зданию такого самолета.
Распределение обязанностей для выполнения про-
граммы должно осуществляться следующим образом.
Федеральное агентство авиации будет вести проект и
оказывать финансовую поддержку, министерство обо
роиы — осуществлять общее руководство, проводить
исследовательские работы и оказывать техническую
поддержку.
В докладе подчеркивается необходимость помощи
промышленности со стороны правительства. Конкурен-
ция между частными фирмами будет способствовать
выполнению программы.
Скорость проектируемого самолета должна быть в
диапазоне чисел М=2 .-3. Необходимо провести иссле-
дования для выяснения условий работы конструкции
при скорости, соответствующей числу М=3. Считается,
что взлетный вес проектируемого самолета должен
быть в пределах 160 180 т. Длина разбега должна
соответствовать современным требованиям Полет при
скорости, соответствующей числу М-=3. будет прохо-
дить на высотах 204-23 к.« Возможна постройка само-
летов с изменяемой геометрией крыла.
В докладе отдается предпочтение ТВРД ввиду низ-
кого уровня шума при взлете и эффективности на не-
расчетных режимах. Это свидетельствует о необходимо
сти дополнительных затрат на разработку ТВРД
Считается, что самой трудной проблемой будет
борьба с шумом, в частности, проблема звукового
удара.
Aeroplane № 2571.
Президент США обратился к конгрессу с просьбой
утвердить ассигнования федеральному агентству авиа-
ции (FAA) на 12 млн. долларов для проведения на-
чальных этапов программы разработки сверхзвукового
гражданского самолета, проводимой совместно прави-
тельством и авиационной промышленностью США.
Президент запрашивает в 1962 б. г. 12 млн дол
ларов на новые обязательства, однако FAA предпо-
лагает израсходовать на разработку сверхзвукового
гражданского самолета в 1962 б. г. только 10 млн
долларов.
Эти средства предназначаются на технические ис-
следования, проводимые фирмами, изготовляющими
планеры и двигатели. На основе исследований будут
разработаны предварительные предложения по проекту,
которые определят объем, стоимость и сроки разра-
ботки самолета, а также возможный рынок сбыта.
Контракты будут выдаваться на основе конкурсов.
Aviation Week, 3,'IV 1961.
♦ *
Согласно имеющимся сведениям, принятие прани
гельством Англии решения о постройке сверхзвукового
гражданского самолета будет вынесено до начала бу-
дущего года. Поскольку правительством США принято
решение отпустить средства на разработку сверхзвуко-
вого гражданского самолета, а во Франции фирмы
Сюд Авиасьон и Дассо уже ведут работы в этой об-
ласти, время будет являться очень существенным фак-
тором.
В Англии считают, что независимо от того, какие
решения, основанные на осторожном подходе к вопросу
о сверхзвуковых гражданских самолетах, будут при-
няты на предстоящей конференции Международной
ассоциации воздушного транспорта, эта проблема будет
решена в целом, если одна компания авиалиний вы-
даст заказ на такой самолет. За такой акцией авто-
матически последуют заказы от других компаний
авиалиний, как это имело место с заказами на боль-
шие дозвуковые реактивные самолеты.
Фирма Бристоль разрабатывает детали проекта
сверхзвукового гражданского самолета 198 с треуголь-
ным крылом малого удлинения, заказ на проектиро-
вание которого стоимостью 350 тыс. фунтов стерлингов
был выдан ВАС в декабре 1960 г. В настоящее время
фирма перешла к разработке топливной системы и сис-
темы управления. Одновременно с этим по мере разра-
ботки проекта тщательно изучаются требования к са-
молету с точки зрения эксплуатации. В качестве сило
вой установки изучаются ТРД усовершенствованный
Бристоль «Олимп» или Роллс-Ройс RB.167. Решающим
фактором будет стоимость разработки двигателя.
Проблема звукового удара и производимых им раз-
рушений на земле и шума еще не решена, а первона-
чальные расчеты оказались слишком оптимистичными.
Становится очевидно, что если действие удара и шум
окажутся непереносимыми, сверхзвуковые гражданские
самолеты первое время будут летать со сверхзвуковой
скоростью только над Атлантическим и Тихим океана-
ми. а нал сушей, в районах пунктов отправления и на-
значения, они будут летать с дозвуковой скоростью.
Inieravia № 4724.
37
На экспериментальном самолете Норт Америкен
Х-15 и полете, состоявшемся 21 апреля 1961 г., была по-
стигнута скорость, соответствующая числу М=4.62
(4947 дж/час). Запустить ЖРД Тиокол Рвэкшн Моторз
XLR-99-M-I сразу после отделения от самолета-носи-
теля на высоте 13700 .и не удалось, вследствие чего са-
молет Х-15 снизился на 3350 .я. Двигатель был запу-
щен со второй попытки и работал, развивая полную
тягу, н течение 67 сек. В полете была достигнута мак-
симальная высота 32034 м. Продолжительность полета
11 мни. Температура обшивки нижнего киля достигала
3481 С.
Interavia № 4724 и
№ 1728.
Согласно сообщению фирмы Дуглас, летные исныта
нпя самолета Дуглас DC-8-50 с четырьмя ТВРД
Пратт Уитни JT3D и крылом с модифицированным нос-
ком показали, что дальность самолета этой моднфнка
ции в крейсерском полете па 30% превышает дальность
самолета ПС-8 с ТРД Пратт-Уитни JT4A-II и откло-
няющимся носком крыла. Эти сведения подтверждают-
ся данными научно-исследовательского отдела компа-
нии авиалиний, эксплуатирующей самолет DC-8.
Interavia № 4721.
* *
*
Опубликован рисунок разрабатываемого фирмой
Де Хэвплленд административного самолета ОН 125 с
двумя ТРД Бристоль Сиддли «Вайнер» 20. развиваю
щнми тягу по 1360 кг. Самотет с герметичной кабиной
сможет перевозить 6 8 пассажиров с крейсерской
скоростью 725-800 км!чис на расстояние около
2400 «л. Экипаж два человека Как сообщают, эксплу-
атационные расходы на километр будут немногим пре
витать эксплуатационные расходы для самолета Де
Хэвплленд «Дав» с ПД и значительно меньшей ско
|м>стью полета.
Interavia № 4721.
Фирма Норд-Авнасьон в течение некоторого време-
ни проводит исследования сверхзвукового гражданско-
го самолета. Единственным пригодным конструкцией
ным материалом для планера самолета является не-
ржавеющая сталь, но для того, чтобы вес самолета
находился в допустимых пределах, необходимо приме-
нять слоистую конструкцию. Для защиты от аэроди-
намического нагрева в полете со сверхзвуковой ско-
ростью необходимо либо поглощать тепло охлаждаю-
щим веществом, либо защищать конструкцию самоле-
та изоляцией.
Фирма Норд, по-видимому, отдает предпочтение
комбинированной силовой установке из ТВРД (для поле-
та с дозвуковой скоростью), встроенных в корпус
ПВРД (для полета со сверхзвуковой скоростью) Лля
предварительных испытаний такой силовой установки
применяется самолет «Гриффон». Сверхзвуковой граж-
данский самолет с комбинированной силовой установкой
сможет перевозить 125 пассажиров на расстояния бо-
лее 4000 к.ч. Взлетный нес самолета будет около 175 т.
Фирма Норд-Авиасьон считает, что такой самолет бу-
дет экономичным, и предполагает, что его разработку
можно завершить за 10 лет.
Interavia № 4730.
» »
Завершено проектирование тяжелого вертолета
Сикорский S-64 типа «летающий край» и может быть
начато изготовление опытного вертолета.
В соответствии с планами будет построено три
опытных вертолета, два из которых предназначены
для вооруженных сил ФРГ. Летные испытания пред-
полагается начать в этом году.
Вертолет будет снабжен двумя ТВД Пратт-Уитни
JI'TD-12 .мощностью по 4050 л. с. Максимальная по
лозная нагрузка около 8000 кг (более 50% взлетного
веса вертолета). При оборудовании различными взаи-
мозаменяемыми контейнерами вертолет можно будет
использовать для перевозки десантников, груза и сна-
рядов. для траления мин. борьбы с подводными лод-
ками и в качестве передвижною полевого госпиталя.
В макете кабины летчиков установлено повернутое
на 180° третье сиденье для члена экипажа, руководя-
щего погрузочно-разгрузочными работами.
Имеются два дополнительных кресла, что позволяет
увеличить число членов экипажа до пяти.
Вертолет будет снабжен автоматической системой
стабилизации.
Interavia № 4727.
* •
•
Опубликована фотография макета конусообразного
РДТТ фирмы Юнайтед Текнолоджн с сегментировав
ным зарядом Максимальный диаметр двигателя 3.05 .м
длина 11.13 л. тяга 113,4 г. Испытания двигателя
начнутся в конце лета 1961 г. Согласно заявлению пре-
зидента фирмы Юнайтед Текнолоджн. испытания подоб-
ного двигателя с тягой 225 г будут проведены до
конца 1961 г.
Inlcravia № 4725.
38
Фирма Каман в соответствии с программой увели-
чения срока службы и снижения себестоимости лопас-
тей проводит летные испытания вертолета Каман
Н-43В с несущим винтом новой конструкции, лопасти
которого изготовлены из стеклотекстолита.
Носок лопасти выполнен н виде D-образного лон-
жерона; к нему присоединены хвостоные секции лопа-
сти. По размерам и аэродинамическим характеристикам
новые лопасти сходны с обычными лопастями деревян-
ной конструкции. Отмечается, что лопасти из стекло-
текстолита обладают значительно более высоким (на
70%) сроком службы и будут дешевле в производстве
по сравнению с обычными лопастями.
Основу стеклотекстолита составляет ткань «Скотч-
плай», состоящая в основном из стекловолокна парал-
лельной структуры; предел прочности ткани при раз
рыве 52,7 кг/мм*.
Лопасть из стеклотекстолита обладает повышенной
прочностью не только в связи с более высокой абсо-
лютной прочностью материала: применение стеклотек-
столита дает возможность повысить относительную
прочность лопасти путем определенной ориентации тка
ни с тем, чтобы на одну часть лопасти действовали
только растягивающие усилия, а на другую часть —
крутящие усилия, причем должно выбираться их опти-
мальное распределение.
Aviation Week 10/IV 1'961.
♦ *
*
ВВС США объявили конкурс проектов орбиталь-
ной системы для обнаружения МБС на этапе разгона
с помощью спутников, снабженных высокочувствитель-
ными ультрафиолетовыми и инфракрасными датчиками.
Система имеет обозначение «Лофтер».
Предполагают, что в ближайшее время после рас-
смотрения представленных предложений будут выданы
контракты пяти фирмам на проведение проектных ис-
следований системы. Первые отчеты по исследованиям
должны быть представлены ВВС США через 2,5 меся-
ца после выдачи контрактов. В дальнейшем из числа
этих пяти фирм будет выбрана одна фирма для разра-
ботки оборудования для системы обнаружения
Программа «Лофтер» разрабатывается под руко-
водством ARPA. На основе этой программы может
быть разработана система спутников или могут быть
получены результаты, которые будут использованы для
разработки системы обороны от .МБС «Bambi».
Проект «Лофтер* сходен с проектом «Мидас», раз-
рабатываемым ARDC, но будет обладать более высо-
кими характеристиками, поскольку он основан на при-
менении как инфракрасного, так и ультрафиолетового
оборудования для повышения чувствительности, что
позволит даже при неблагоприятных условиях обнару-
живать запуски снарядов, двигатели которых разви-
вают тягу около 45 г.
Обладая такими характеристиками, система «Лоф-
тер» сможет обнаруживать снаряды, запускаемые с
подводных лодок, или небольшие МБС, запускаемые с
железнодорожных составов.
В январе 1961 г. в Райтовском научно-исследова-
тельском центре были проведены технические совеща-
ния по программе разработки проекта «Лофтер», по-
священные разработке частей системы и требованиям
к системе в целом. На совещаниях присутствовали
представители более 50 фирм.
Инфракрасное оборудование системы будет разра-
батываться в соответствии с достигнутым уровнем тех-
ники. Общий вес инфракрасного оборудования не дол-
жен превышать 90 кг.
Aviation Week, 3 IV 1961.
• *
*
Завершена постройка экспериментального самолета
Бристоль Т.18Я с двумя ТРД Де Хэвнлленд «Джайрон
Джуниор* DGJ.10 с тягой по 6350 кг. Первый полег
намечается на лето текущего года.
Interavia №. 4730.
• «
»
Опубликована фотография носка корпуса пилоти-
руемого ракетоплана Боинг «Дайна-Сор», изготовлен-
ного из материала типа керамики. В установке для йе-
ны ганий ПВРД фирмы Чанс Воут носок накалялся
при температуре приблизительно 1900’С добела. Отде-
ление Астронотикс этой фирмы разрабатывает по кон-
тракту с фирмой Боинг носок ракетоплана, способный
выдержать высокие температуры при входе в плотные
слои атмосферы при скоростях около 24000 км/час.
Фирма проектирует и будет испытывать также крепеж-
ные металлические кольца, теплозащитные экраны и
другие детали присоединения носка к ракетоплану.
Aviation Week, 17/IV 1961.
» *
ВВС США ведут переговоры с фирмой Чанс Воут
о заключении контракта стоимостью один миллион дол-
ларов па продолжение проектных исследований сна-
ряда класса земля земля «SLAM» с атомным ПВРД,
летающего со сверхзвуковой скоростью на малых вы-
сотах.
Согласно контракту, фирма Чанс Воут должна в
течение года представить Лоуренсовской лаборатории
АЕС и фирме Марквардт, разрабатывающим проект
атомного ПВРД «Плутон», данные по аэротермогидро-
динамике, в том числе параметры проектирования воз-
34
духозаборников и прочих частей, требующихся для лет-
ного двигателя. В объем контракта не входит разработ-
ка планера снаряда. Прежде чем приступить к разра-
ботке планера, необходимо провести дальнейшие ис-
следования и опытные работы для подтверждения воз-
можности реализации проекта «Плутон». Если будет
принято решение приступить к разработке планера сна-
ряда, будет, по-видимому, объявлен конкурс проектов.
Важность контракта, полученного фирмой Чанс Воут,
состоит в том, что она будет в благоприятном положе-
нии на таком конкурсе.
Фирма Чанс Воут получила данный контракт на
проведение проектных исследований в результате кон-
курса, в котором принимали участие также фирмы
Норт Америкен и Конвэр. Предложения этих фирм
были переданы Райтовскому научно-исследовательскому
центру ВВС США в конце февраля 1961 г.
До выдачи настоящего контракта фирма Чанс
Воут вела проектные исследования на собственные
средства с незначительной поддержкой со стороны
ВВС США.
Aviation Week. 3,'1V 1961.
* *
*
Гражданский самолет Дуглас DC-8-50 (с ТВРД
JT3D-1) в соответствии с программой испытаний на
получение удостоверения о годности к эксплуатации
22 апреля 1961 г. совершил беспосадочный перелет из
Лонг Бич (шт. Калифорния) в Рим протяженностью
10919 км. Продолжительность перелета 11 час. 17 мин.;
средняя скорость была 977 км!час. Взлетный вес само-
лета был 142900 кг, из которых на долю топлива
приходилось 68950 кг. После посадки в баках оставал-
ся запас топлива 7700 кг. Этот перелет является ре-
кордным для гражданских самолетов.
Aeroplane № 2585.
* *
•
В соответствии с соглашением о производстве в
Австралии по лицензии 30 истребителей Дассо «Ми-
раж» III первый самолет должен быть поставлен ВВС
Австралии в 1963 г., а первая эскадрилья будет созда-
на 12—18 месяцев спустя. План производства самоле-
тов отражает компромиссное решение австралийского
правительства, учитывающего позиции как сторонни-
ков быстрого перевооружения ВВС Австралии путем
закупок самолетов за’ границей, так и сторонников
максимального использования возможностей австралий-
ской промышленности для оснащения ВВС. Программа
производства по лицензии истребителей «Мираж» 111
сводится почти полностью к сборке самолетов. Из
первой партии в 10 самолетов будет закуплено лишь
несколько, остальные будут собраны из закупленных у
фирмы Дассо узлов и деталей. Участие австралийской
промышленности в производстве будет постепенно рас-
ширяться, однако почти все части планера будут им-
портироваться, и только детали, требующие частой
замены, будут выпускаться в Австралии.
Interavia № 4734.
» » •* 1
А »
»‘.4
Согласно сообщению одной .газеты, фирма Инглиш
Электрик получила заказ на разработку управляемого
снаряда класса воздух—земля, летающего на малых
высотах. Снаряд, получивший обозначение «Пандора»,
предназначен для вооружения самолета TSR-2 и бом-
бардировщиков класса V.
Не исключено, однако, что речь идет о снаряде с
ПВРД, разрабатаваемом Британской авиационной кор-
порацией и имеющем обозначение «Бэт». Об этом сна-
ряде известно, что он обладает сверхзвуковой ско-
ростью на малых высотах, летит к цели по зигзагооб-
разному курсу и имеет дальность 3200 кж.
Aeroplane № 2585.
• *
«
Флот США провел 8 мая 1961 г. испытательный
запуск БССД Локхид «Поларнс» А-2 с наземной уста-
новки. Снаряд был запущен с базы ВВС США Кэйп
Канаверал и пролетел 2560 км. Планируются дальней-
шие запуски снарядов с земли. Снаряд «Поларис» А-2
поступит на вооружение в начале 1962 г.
Interavia Лё 4735.
И. о. отв. редактора Е. И. Сухоцкнй
Подписано в печать 1/IX 1961 г. Объем 5 печ. л., 45000 зн. в печ. л.
Корректор И. И. Паскалов
Учетно-издательских листов 5.6
Типография НАГИ. Заказ № 372