Авиационного института

Двигатель АЛ-31Ф "требователен" к технологическим процессам изготовления и к допускам на размеры деталей, что, в свою очередь, потребовало значительного технического перевооружения производства, особенно внедрения новых технологий в литейном производстве. Задача освоения технологии изготовления новой конструкции авиационного двигателя АЛ-31Ф потребовала новых конструкций охлаждаемых лопаток. Методом литья на ОАО "УМ-ПО" внедрялись рабочие турбинные лопатки без припуска по перу конструкции "штырковой" (на первом этапе 1980 - 1985 гг.) и с циклонно-вихревой системой охлаждения (на втором этапе 1980 -1990 гг.). Конструкции их показаны на рис. 114. Наиболее сложная последняя конструкция с многочисленными перемычками с тонкими ребрами. Она имеет 19 охлаждаемых каналов, расположенных по углом 30° к оси лопатки, пятнадцатью перемычками и десятью отверстиями диаметром 0,85 - 0,95 мм, а длина отливки 150 мм, что значительно усложнило задачу изготовления керамических стержней по сравнению с отливкой первого варианта (см. рис. 204).

певает отводиться за пределы реагирующей системы (тепловое С., или тепловой взрыв). Характеризуется критич. темп-рой (миним. темп-рой, при к-рой возникает С.). По механизму возникновения к С. очень близко самовозгорание твёрдых материалов, проявляющееся часто в виде тления. Самовозгорание может происходить в углях, торфе. САМОДИФФУЗИЯ - диффузия в химически чистом в-ве (однокомпонент-ной системе) или в р-ре пост, состава, когда диффундируют собств. частицы в-ва и его хим. состав не меняется. Пример С. - самопроизвольное выравнивание изотопного состава по всему объёму в-ва, происходящее вследствие теплового движения частиц в-ва. САМОИНДУКЦИИ КОЭФФИЦИЕНТ - ТО же, что индуктивность. САМОИНДУКЦИЯ - возбуждение эдс индукции в электрич. цепи при изменении проходящего в ней электрич. тока; частный случай электромагнитной индукции. Эдс С. Е пропорциональна скорости изменения силы тока / во времени t: E= - ?динс1//а7, где Ацин - динамическая индуктивность рассматриваемой электрич. цепи. САМОЛЁТ - летат. аппарат тяжелее воздуха для полётов в атмосфере с помощью силовой установки, создающей тягу, и неподвижного крыла, на к-ром при наличии постулат, скорости образуется аэродинамическая подъёмная сила. Осн. конструктивные части С.: крыло, фюзеляж, оперение, шасси, силовая установка, разл. оборудование и (для воен. С.) вооружение. С. различают: по назначению - гражд. (пасс., грузовые, с.-х. и др.) и воен. (истребители, бомбардировщики, разведчики, военно-трансп., противолодочные, заправщики топливом в полёте и др.), в состав гражд. и воен. авиации входят уч., уч.-тренировочные, санитарные, патрульные, поисково-спасат. С.; в соответствии с типом авиационного двигателя - поршневые, турбовинтовые, реактивные (в т.ч. ракетные); по условиям базирования - С. сухопутного базирования, корабельные С., гидросамолёты (летающие лодки и поплавковые), С.-амфибии; по требованиям к длине взлётно-посадочной полосы - С. вертик., короткого и обычного взлёта и посадки; по конструктивному исполнению и аэроди-

авиационного двигателя в кожухе:

Потеря мощности авиационного двигателя может привести к невозможности полета самолета, рост утечек в элементах гидросистемы управления ведет к падению давления, что может вызвать несрабатывание золотника, дающего команду на включение агрегата и т, д.

Например, падение мощности авиационного двигателя ниже установленного предела приведет к незначительным последствиям при малых отклонениях от нормы и к катастрофическим при резком падении мощности.

В составе редуктора ЗК подвергаются двухосному растяжению от динамической нагрузки в результате вращения. Эта ситуация для полотна ЗК полностью аналогична нагружению дисков компрессоров и турбин авиационного двигателя. Существующие вибрации в двигателе, в том числе и от газодинамического потока, могут порождать колебания дисков, что приводит к возникновению многоцикловой усталости и быстрому исчерпанию дисками их долговечности (см. главу 9). Эта же

Советские авиационные заводы вели в этот период постройку самолетов и авиационных двигателей по иностранным образцам. Так, в 1918 г. начался серийный выпуск 120-сильного ротативного 9-цилиндрового авиационного двигателя М-2 с воздушным охлаждением (по образцу французского двигателя «Рон»), устанавливавшегося на учебных самолетах У-1 и истребителях «Ньюпор». В мае 1922 г. были начаты работы по производственному освоению 12-цилиндрового V-образного авиационного двигателя М-5 с жидкостным охлаждением (по образцу англо-американского двигателя «Либерти» мощностью 420 л.с.), изготавливавшегося затем серийно до 1931 г. и ставшего тогда основным типом двигателей для отечественных самолетов-истребителей и самолетов-разведчиков. В эти же годы на заводе в Запорожье осуществлялась серийная постройка 8-цилиндровых V-образных двигателей М-6 с жидкостным охлаждением (по образцу французского двигателя «Испано-Сюиза» мощностью 300 л.с.), устанавливавшихся на импортных истребителях «Фоккер», «Мар-тинсайнд» и других, закупленных для Советских Военно-Воздушных Сил в начале 20-х годов.

Еще студентом он увлекся астрономией и проблемами межпланетных полетов. К концу 1921 г. им была завершена разработка проекта межпланетного корабля-аэроплана, сочетавшего конструктивные особенности самолета и ракеты. Снабженный авиационной винтомоторной установкой высокого давления и реактивной двигательной установкой («ракетным мотором»), этот корабль должен был взлетать с Земли и совершать полет в плотных слоях атмосферы с помощью авиационного двигателя, а затем на высоте около 28 км — по достижении расчетной скорости 350—450 м/сек — переходить на ракетный полет, причем части самолета, изготовленные из сплавов

Все перечисленные факторы обусловливают температурный порог, выше которого материал использован быть не может. Смещение температурного порога позволяет повысить эксплуатационные характеристики, например тягу авиационного двигателя.

Для примера на рис. 1 приведены режим изменения мощности судовой газотурбинной установки [49] и программа ускоренных испытаний транспортного авиационного двигателя [53], Можно видеть, что судовой газотурбинный двигатель имеет сравнительно частую смену нагрузки и длительные стационарные периоды при относительно высоких уровнях нагрузки. В режиме работы транспортного авиационного газотурбинного двигателя, о характере которого дает вполне определенное представление двухчасовая программа ускоренных эквивалентных испытаний (рис. 1,6), нестационарные этапы также часто чередуются со стационарными, причем уровень нагруженности на вторых режимах достигает существенно больших величин, чем в судовой установке, а общая продолжительность их также весьма значительна.

1. Рассчитаем долговечность лопаток соплового аппарата авиационного двигателя, испытанного на специальном стенде [17].

12. Гайнуллина С.Х. Расчет статически неопределимых балок и рам наименьшего веса // Тр. Казанского авиационного института, вып. 33—34,1958. С. 439-459.

Особую благодарность авторы приносят профессору А. П. Бессонову, доценту А. В. Желиговскому и кафедре теории механизмов и машин Московского технологического института пищевой промышленности (заведующий кафедрой профессор В. В. Гортинский), сделавшим ряд ценных замечаний при рецензировании рукописи, а также своим коллегам по кафедре теории механизмов и машин Московского ордена Ленина авиационного института им. С. Орджоникидзе, взявшим на себя труд внимательного просмотра всей рукописи в целом, содержания отдельных задач, ответов к ним и разрешившим воспользоваться рядом примеров, которые были использованы в их преподавательской деятельности.

Автор выражает признательность также ряду коллег, принявших участие в просмотре рукописи. Особую благодарность автор выражает Н. И. Левитскому, В. А. Зиновьеву, Б. В. Эдель-штейну, Н. В. Сперанскому и всем членам кафедры Московского ордена Ленина авиационного института им. С. Орджоникидзе, оказавшим большую помощь автору своими советами.

Рецензенты: кафедра теоретических основ теплотехники Московского авиационного института им. С. Орджоникидзе (зав. кафедрой— д-р техн. наук, проф. В. К. Кошкин); д-р техн. наук, проф. В. П. Мотулевич (Московский энергетический институт)

Автор выражает признательность также ряду коллег, принявших участие в просмотре рукописи. Особую благодарность автор выражает Н. И. Левитскому, В. А. Зиновьеву, Б. В. Эдель-штейну, Н. В. Сперанскому и всем членам кафедры Московского ордена Ленина авиационного института им. С. Орджоникидзе, оказавшим большую помощь автору своими советами.

авиационного института им. акад. С. П. Королева

Особую благодарность авторы приносят профессору А. П. Бессонову, доценту А. В, Желиговскому и кафедре теории механизмов и машин Московского технологического института пищевой промышленности (заведующий кафедрой профессор В. В. Гортинский), сделавшим ряд ценных замечаний при рецензировании рукописи, а также своим коллегам по кафедре теории механизмов и машин Московского ордена Ленина авиационного института им. С. Орджоникидзе, взявшим на себя труд внимательного просмотра всей рукописи в целом, содержания отдельных задач, ответов к ним и разрешившим воспользоваться рядом примеров, которые были использованы в их преподавательской деятельности.

Первые опыты конструирования таких судов в СССР были предприняты в 1927 г. профессором Новочеркасского авиационного института В. И. Лев-новым. В 1933—1935 гг. им был построен и испытан опытный катер, развивавший скорость, намного большую скорости самых быстроходных катеров обычного типа и свободно перемещавшийся над водой и над сушей [2].

Осенью 1933 г. Центральный аэродинамический институт подготовил к испытаниям вертолет ЦАГИ 5-ЭА. Тремя годами позднее в том же институте был построен по проекту И. П. Братухина двухместный самолет ЦАГИ 11-ЭА с двигателем мощностью 630 л. с.— первый в мировой практике винтокрылый аппарат, выполненный по комбинированной схеме вертолета и автожира. При испытаниях в так называемом пропульсивном варианте (в котором поступательное движение сообщалось аппарату под действием составляющей подъемной силы несущего винта при соответствующем наклоне его оси) он показал удовлетворительную устойчивость, хорошую управляемость и достаточно большой запас подъемной силы. Еще позднее, в 1940—1941 гг., вертолетным бюро Московского авиационного института также под руководством И. П. Братухина был спроектирован и построен двухвинтовой вертолет

135. ГутманЭ. М., Дерябин В. И., Макаров А. Д., ШесТопа-ловВ. Е., Шустер Л. Ш.'— «Труды Уфимского авиационного института», 1972, вып. 34, с. 212—217 с ил.

Рецензенты: кафедра Казанского авиационного института