Энциклопедия "Авиация" (1998)
Статьи на букву "Р" (часть 1, "Р"-"РАК")

Статьи на букву "Р" (часть 1, "Р"-"РАК")

Р

Р — 1) использовавшееся в СССР (в основном в 20—30-х гг.) обозначение самолётов типа «разведчик». Наиболее известные из них Р-1, Р-2, Р-5 Н. Н. Поликарпова (см. Поликарпова самолёты), Р-3, Р-6 А. Н. Туполева (см. Ту), Р-10 И. Г. Немана. Некоторые самолёты этого типа широко использовались и в гражданской (в том числе полярной) авиации. 2) Обозначение некоторых советских реактивных двигателей. Например, Р11-300, созданный под руководством С. К. Туманского (см. АМ).

Рабочее колесо компрессора

Рабо́чее колесо́ компре́ссора — вращающийся лопаточный венец компрессора, предназначенный для преобразования механической энергии вращения колеса в кинетическую и потенциальную энергию потока. Доля совершенной над воздухом работы, преобразуемой в потенциальную энергию потока в Р. к. к., характеризует степень реактивности ступени компрессора.

Рабочее колесо турбины

Рабочие лопатки и рабочее колесо турбины. рабо́чее колесо́ турби́ны — часть ротора турбины, состоящая из диска и расположенных на нём рабочих лопаток, в результате взаимодействия которых с потоком газа происходит преобразование его энергии в механическую работу. Рабочая лопатка (см. рис.) состоит из пера 2, которое обтекается газом, замка 5 для соединения с диском, нижней полки 3 для образования внутренней поверхности проточной части, бандажной полки 1 для уплотнения радиального зазора между лопатками и корпусом турбины и снижения низкочастотных колебаний лопатки и «ножки» 4 для уменьшения теплового потока из пера в замок. Диск состоит из обода 6 с пазами для крепления лопаток. Полотно диска 7 и втулка 8 — несущие элементы, воспринимающие нагрузки от центробежных сил и крутящего момента. На лопатки Р. к. т. непосредственно воздействует газ с высокой температурой, поэтому они изготовляются из более жаропрочных сплавов, чем диск. В высокотемпературных авиационных газотурбинных двигателях Р. к. т. охлаждаются воздухом, отбираемым от компрессора. Лопатки имеют развитую систему внутреннего охлаждения, выполненную в виде каналов и щелей внутри пера, через которые продувается охлаждающий воздух (см. Охлаждение двигателя). Они изготовляются методом точного литья по выплавляемым моделям (неохлаждаемые лопатки могут изготовляться также штамповкой), диски — штамповкой или прессованием из гранул (см. Гранулируемые сплавы) с последующей механической обработкой. Температура рабочей лопатки турбины достигает 1000°C, а окружные скорости 500 м/с, поэтому турбина является самым напряжённым и трудным в доводке элементом двигателя. В. Х. Абианц.

Рабочее тело

Рабо́чее те́ло — вещество, изменение параметров и физико-химического состояния которого, происходящее в элементах двигателя (компрессор, камера сгорания, турбина, входное и выходное устройства и др.) и в процессах, составляющих термодинамический цикл двигателя, обеспечивает преобразование тепловой энергии в полезную механическую работу. В авиационных газотурбинных двигателях и поршневых двигателях Р. т. являются сжатый воздух и продукты сгорания топлива, производящие работу в процессе расширения. В ракетных двигателях Р. т. являются продукты сгорания горючего и окислителя, запасаемых на борту летательного аппарата в жидком или твёрдом состоянии. Иногда Р. т. называется также ракетное топливо.

Равновесная скорость звука

Равнове́сная ско́рость зву́ка — см. в статье Скорость звука.

Равновесное течение

Равнове́сное тече́ние — течение газа, в каждой точке которого поддерживается состояние термодинамического равновесия. В аэродинамике понятие Р. т. становится важным в том случае, когда имеют место реального газа эффекты. При этом Р. т. реализуется, если время релаксации физико-химических процессов намного меньше характерного времени пребывания частицы в рассматриваемой области поля течения. Тогда в каждой точке потока состояние газа (его состав, возбужденные уровни внутренней энергии и т. д.) определяется местными значениями температуры.

Радиальная турбина

Схемы центростремительной и центробежной радиальных турбин. радиа́льная турби́на — турбина с радиальным течением рабочего тела. В зависимости от направления потока существуют Р. т. с направлением потока к центру (центростремительные) и от центра (центробежные) — см. рис. В авиации обычно применяются центростремительные и, как правило, одноступенчатые Р. т. в различного рода вспомогательных силовых установках, системах кондиционирования воздуха и т. п., где расход рабочего тела относительно мал. Ступень Р. т. состоит из соплового аппарата (безлопаточного или лопаточного) и рабочего колеса. Безлопаточный сопловой аппарат существенно упрощает конструкцию Р. т., позволяет использовать рабочее тело с более высокой температурой, уменьшает эрозию лопаток рабочего колеса и снижает уровень шума. В рабочем колесе большая часть теплоперепада (до 70%) срабатывается в результате действия центробежных сил. На выходе из рабочего колеса направление потока либо радиально-осевое, либо радиальное. Рабочие колёса Р. т. имеют малое число лопаток, их конструкция и производство просты. В ступени Р. т. можно срабатывать больший теплоперепад, чем в ступени осевой турбины, так как при одинаковых напряжениях в рабочем колесе окружные скорости в Р. т. могут быть большими, чем в осевой. Обычно отношение давления на входе к давлению на выходе из турбины в Р. т. составляет 1,5—3,5 при окружной скорости на периферии рабочего колеса до 500 м/с, а максимальное значение мощностного КПД достигает 0,9 (см. в статье Коэффициент полезного действия компрессора, турбины). К недостаткам Р. т. следует отнести большой диаметр корпуса турбины, трудности её компоновки в системе двигателя, а также сложность создания многоступенчатых Р. т., в связи с чем они получили ограниченное распространение. Литература: Митрохин В. Т., Выбор параметров и расчет центростремительной турбины на стационарных и переходных режимах, 2 изд., М., 1974. Б. А. Пономарёв.

Радиационный тепловой поток

Радиацио́нный теплово́й пото́к — поток теплоты, уносимый (приносимый) от тела (к телу) электромагнитным излучением. Излучаемый поверхностью тела Р. т. п. равен q1 = εσΤw4 (закон Стефана—Больцмана), где ε — так называемая интегральная степень черноты поверхности, Τw — её абсолютная температура, σ — постоянная Стефана—Больцмана, и при высоких температурах (что реализуется при полётах с гиперзвуковыми скоростями) достигает больших значений. Например, при температуре поверхности 600 К Р. т. п. в окружающее пространство может достигать 75 кВт/м2. Наряду с другими факторами этот Р. т. п. определяет температуру равновесную поверхности летательного аппарата. На отводе теплоты за счёт Р. т. п. основана так называемая радиационная тепловая защита конструкции летательного аппарата. При скоростях входа летательного аппарата в плотные слои атмосферы, больших или приближённо равных второй космической скорости, Р. т. п. от высокотемпературного газа (образующегося в поле возмущающего течения) к поверхности сравним с тепловым потоком за счёт конвективного переноса и может даже превышать его. В отличие от конвективного Р. т. п. возрастает при увеличении радиуса носовой части летательного аппарата. Газодинамическое и радиационное (испускание и поглощение электромагнитного излучения) процессы взаимосвязаны, так как при испускании (поглощении) излучения газ теряет (приобретает) энергию, а интенсивность излучения зависит от состояния газа. Уравнения газовой динамики при учёте излучения газа дополняются уравнением переноса излучения, а в энергии уравнение добавляется дивергенция вектора полного (по всем направлениям и частотам) потока лучистой энергии. Литература: Неравновесные физико-химические процессы в аэродинамике, М., 1972; Полежаев Ю. В., Юревич Ф. Б., Тепловая зашита, М., 1976. В. С. Галкин.

Радиовысотомер

Радиовысотоме́р — прибор на борту летательного аппарата для определения геометрической высоты полёта. Основан на принципе измерения времени прохождения радиоволн между моментами их излучения и приёма после отражения от поверхности Земли. Основные элементы Р.: приёмопередатчик с блоком обработки сигналов, передающая и приёмная антенны, индикаторы высоты. Различают Р. с частотной (рабочая частота 4200—4400 МГц) и импульсной (845 МГц) модуляцией излучаемого сигнала. Р. первого типа служат для измерения высот в диапазоне 0—750 м (иногда до 1500 м) и применяются главным образом для обеспечения посадки. Р. второго типа измеряют высоту в диапазоне 500—25 000 м; используются для навигации и при аэрофотосъёмке.

Радиозонд

Радиозо́нд — см. в статье Метеорологические приборы и оборудование.

Радиокомпас

Радиоко́мпас — автоматический радиопеленгатор, устанавливаемый на борту летательного аппарата и предназначенный для измерения курсового угла радиостанции (КУР) — угла в горизонтальной плоскости между продольной осью летательного аппарата и направлением на пеленгуемую радиостанцию. Использование Р. в сочетании с курсовой системой и радиовысотомером позволяет осуществлять полёт по аэродромным приводным радиостанциям (ПРС). Р. состоит из направленной (рамочной) и ненаправленной антенн, радиоприёмного устройства, пульта управления и индикатора. Принцип действия Р. основан на сравнении амплитуд и фаз сигналов, поступающих с направленной и ненаправленной антенн. Дальность действия зависит от высоты полёта и мощности радиостанции (при работе с ПРС мощностью 500 Вт составляет 200—300 км). Погрешность определения КУР не превышает 3—5°. Р. входит в состав пилотажно-навигационного оборудования летательного аппарата в качестве резервного средства, а на лёгких самолётах местных линий является основным средством, обеспечивающим самолётовождение.

Радиолокатор бортовой

Радиолока́тор бортово́й — см. Бортовая радиолокационная станция.

Радиолокатор метеорологический

Радиолока́тор метеорологи́ческий — см. в статье Метеорологические приборы и оборудование.

Радиомаяк

Радиомая́к — передающая (или приемопередающая) радиостанция, установленная на земной поверхности или на движущемся объекте (например, самолёте-заправщике, судне, ИСЗ и др.), излучающая специальные радиосигналы. По параметрам этих радиосигналов (амплитуде, фазе, частоте, времени или их комбинациям), принимаемых на земле или на борту движущегося объекта, можно определить направление на Р., а в ряде случаев — дальность до Р. Наземные Р. служат, в частности, для определения координат местоположения летательного аппарата (см. Радионавигация).

Радионавигация

Радионавига́ция летательных аппаратов — метод навигации летательных аппаратов с использованием радиотехнических средств. Эти средства могут быть автономными, работающими из радиолокационном принципе (радиовысотомер, доплеровский измеритель скорости и угла сноса, бортовая радиолокационная станция), и неавтономными, представляющими собой совокупность радиомаяков и бортовых радиотехнических устройств или систем (радиотехнические системы дальней и ближней навигации, спутниковая навигационная система, автоматический радиокомпас, система предупреждения столкновений. По способу определения текущего местоположения летательного аппарата различают три группы метода Р.: счисления пути, позиционные и обзорно-сравнительные. Методы счисления пути основаны на измерении составляющих вектора путевой скорости с помощью доплеровского измерителя скорости и угла сноса и интегрировании их по времени с использованием информации о курсе. Позиционные методы заключаются в измерении навигационных параметров, характеризующих положение летательного аппарата относительно известных радиомаяков или ориентиров. Обзорно-сравнительные методы основаны сравнении измеренных радиотехнической системой каких-либо параметров (например, рельефа пролетаемой местности) с аналогичными параметрами, заложенными в память ЭВМ. Литература: Авиационная радионавигация, Справочник под ред. А. А. Сосновского, М., 1990.

Радиопоглощающие материалы

Статья большая, находится на отдельной странице.

Радиопрозрачные материалы

Радиопрозра́чные материа́лы — диэлектрики, не изменяющие существенным образом амплитуду и фазу проходящей сквозь них электромагнитные волны радиочастотного диапазона. В авиации Р. м. применяются главным образом для изготовления антенных обтекателей летательных аппаратов. К Р. м. предъявляются следующие основные требования: обеспечение заданной прочности и устойчивости конструкции в условиях воздействия аэродинамических нагрузок при полёте и импульсных перегрузок при взлёте и посадке самолёта, эрозионная стойкость под воздействием ударов капель дождя, града или снега при полётах через полосу осадков, стойкость к тепловой эрозии, обеспечение заданных радиотехнических характеристик в рабочих секторе углов падения и диапазоне волн. В зависимости от преобладания тех или иных требований стенки обтекателей могут быть однослойными или многослойными (с 2, 3 5, 7 слоями). В качестве однослойных конструкций применяются такие композиционные материалы, как, например, стеклопластики и органопластики. Для многослойных конструкций из чередующихся слоев с различной плотностью в качестве заполнителей используют сотовые материалы (жёсткие и армированные), например, стеклосотопласт. Некоторые свойства Р. м. приведены в таблице. Таблица. Некоторые свойства радиопрозрачных материалов. Материал Предел прочности при сжатии, МПа Относительная диэлектрическая проницаемость (при частоте колебаний 10 ГГц) Тангенс угла диэлектрических потерь Стеклопластик 300—320 3,3—3,7 0,010—0,032 Органопластик 60—80 2,8—3,8 0,014—0,020 Стеклосотопластик 3 1,05—1,15 0,002—0,005 Для теплостойких обтекателей применяют керамику и ситаллы. Эти материалы, характеризующиеся исключительно высокой однородностью структуры и стабильностью диэлектрических свойств в условиях воздействия высоких температур, используются в конструкциях, подвергающихся жёсткому термическому удару. В. С. Грушко.

Радиосвязное оборудование

Статья большая, находится на отдельной странице.

Радиотелеметрическая система

Статья большая, находится на отдельной странице.

Радиотехнические измерения

Радиотехни́ческие измере́ния — см. в статье Внешнетраекторные измерения.

Радиус действия

Ра́диус де́йствия летательного аппарата — наибольшее расстояние, на которое летательный аппарат может удалиться от аэродрома вылета для выполнения задания при условии возвращения на тот же аэродром. Для военной авиации характерным является тактический Р. д. — расстояние, на котором летательный аппарат может решить поставленную боевую задачу при установленном запасе топлива, заданных режиме и профиле полёта и возвратиться на аэродром вылета с неиспользованным аэронавигационным запасом топлива. Тактический Р. д. зависит от лётно-технических характеристик летательного аппарата, числа летательных аппаратов в группе, содержания поставленной задачи, применяемых способов боевых действий, условий боевой и метеорологической обстановки. Для увеличения Р. д. применяются подвесные топливные баки и заправка топливом в полёте. Тактический Р. д. самолёта-ракетоносца включает также радиус действия ракеты.

Раевский Александр Евгеньевич

А. Е. Раевский Рае́вский Александр Евгеньевич (1887—1937) — русский лётчик, прапорщик. Окончил во Франции лётную школу Блерио (1911). Затем работал лётчиком-инструктором в школе пилотов Всероссийского аэроклуба; совершал показательные полёты во многих городах России и занимался фотографией в части её применения в авиационном деле. В период 1–й мировой войны руководил подготовкой лётчиков в Севастопольской военной авиационной школе (Кача); участвовал в боевых действиях, с 1917 командир десятого авиационного отряда, с 1918 заведующий аэростанцией главного аэродрома в Херсоне. С 1919 в Красной Армии; готовил лётчиков в Киевской, а затем Московской авиационной школах. С февраля 1920 на испытательной работе в лётном отделе Главвоздухфлота. С сентября 1922 прекратил лётную деятельность по состоянию здоровья и вернулся к своей второй профессии фотографа. Заведовал учебной фотолабораторией в Академии Воздушного Флота имени профессора Н. Е. Жуковского (1922—1923), работал в редакции журнала «Самолёт» (1924—1930) и в ЦАГИ (до 1932). Необоснованно репрессирован; реабилитирован посмертно.

Разбег

Разбе́г — ускоряющееся движение самолёта по взлетно-посадочной полосе до момента отрыва его опорных устройств от поверхности взлетно-посадочной полосы. Р. самолёта является начальным этапом взлёта, а длина разбега (путь, проходимый самолётом от точки трогания в начале Р. до точки отрыва его опор от взлетно-посадочной полосы в конце Р.) относится к его основам лётно-техническим характеристикам. Р., как правило, осуществляется при максимальной тяге двигателей. Наиболее существенными параметрами, определяющими длину Р., являются взлётная масса самолёта, суммарная тяга двигателей, сопротивление (трение) при движении опорных устройств по поверхности взлетно-посадочной полосы, аэродинамические силы, действующие на самолёт при Р., и скорость отрыва. Уменьшение длины Р. самолёта, расширяющее возможности его использования, достигается увеличением тяговооружённости (энерговооружённости), уменьшением удельной нагрузки на крыло и увеличением подъёмной силы путём применения механизации крыла и (или) энергетической механизации крыла. Для сокращения длины Р. могут применяться специальные стартовые ускорители, которые обычно сбрасывают после взлёта.

Разведывательный летательный аппарат

Разве́дывательный лета́тельный аппара́т — боевой летательный аппарат, предназначенный для воздушной разведки войск, военных и других объектов противника. Разведывательные самолёты в зависимости от назначения и конструкции разделяются на самолёты тактической, оперативной и стратегической разведки. Вертолёты используются для ведения тактической разведки. В зависимости от характера решаемых задач и условий ведения разведки Р. л. а. могут оборудоваться несколькими фотоаппаратами для дневной и ночной съёмки в различных масштабах, радио- и радиолокационными станциями с высокой разрешающей способностью, теплопеленгаторами, звукозаписывающей и телевизионной аппаратурой, магнитометрами. Получают развитие автоматические устройства обработки разведывательной информации непосредственно на борту летательного аппарата. Наряду с пилотируемыми Р. л. а. для ведения тактической и оперативной воздушной разведки применяются беспилотные летательные аппараты. Используются также и автоматические дрейфующие аэростаты. Впервые боевое применение разведывательные самолёты нашли во время Триполитанской (1911—1912) и Балканских (1912—1913) войн. Русские лётчики и конструкторы сыграли большую роль в совершенствовании разведывательных самолётов, конструировании аэрофотоаппаратов и самолётных связных радиостанций. В ходе 1-й мировой войны разведывательные самолёты широко использовались для визуальной и фотографической разведки, а также корректирования огня артиллерии. Во время 2-й мировой войны в качестве разведывательных самолётов применялись истребители, штурмовики и бомбардировщики, оснащённые разведывательным оборудованием (аэрофотографии и радиосвязным).

Разворот

Двойной разворот. разворо́т — движение летательного аппарата по криволинейной траектории с изменением направления (курса) полёта (см. рис.). Р. может быть с набором высоты, в горизонтальной плоскости и со снижением. Р. используется как фигура пилотажа. Два последовательных Р. в разные стороны с набором высоты с полубочкой между ними называется двойным восходящим разворотом; Р. без скольжения называется координированным Р. (см. также Боевой разворот, Вираж). Восходящий разворот.

Разгерметизация кабины

Разгерметиза́ция каби́ны — нарушение герметичности кабины летательного аппарата, сопровождающееся уменьшением давления воздуха в ней ниже установленных норм (см. Система жизнеобеспечения). Р. к. может происходить в результате аварийного разрушения элементов конструкции гермокабины, отказа системы регулирования давления или преднамеренного выключения системы герметизации кабины членами экипажа (например, при аварийном покидании летательного аппарата). Особенно опасна внезапная Р. к. на больших высотах, приводящая к мгновенному (в течение долей секунды) перепаду давлений воздуха (так называемая взрывная декомпрессия). В этих случаях необходимы экстренное использование кислородных масок экипажем и пассажирами, а также снижение самолёта до безопасной высоты.

Разгон

Разго́н летательного аппарата — этап полёта с существенным увеличением скорости. Характеризуется временем Р. — временем, необходимым для достижения определенной, например, максимальной, скорости. В военной авиации малое время Р. создаёт возможность догнать самолёт противника или, при необходимости, выйти из-под атаки, что обеспечивает лётчику инициативу в воздушном бою. Уменьшение времени Р. достигается уменьшением сопротивления аэродинамического и увеличением тяговооружённости (или энерговооружённости) летательного аппарата.

Раздвижная тяга

Раздвижна́я тя́га — см. в статье Сервопривод.

Размах крыла

Размах крыла. разма́х крыла́ — расстояние между плоскостями, параллельными плоскости симметрии крыла, и касающимися его крайних точек. Р. к. является важной геометрической характеристикой летательного аппарат, оказывающей влияние на его аэродинамические и лётно-технические характеристики, а также одним из основных габаритных размеров летательного аппарата. Для самолётов с изменяемой в полёте стреловидностью крыла Р. к. — переменная величина. Для удобства определения аэродинамических коэффициентов при любых стреловидностях крыла принимается условно постоянный размах (например, при максимальной стреловидности крыла.

Разреженных газов динамика

Статья большая, находится на отдельной странице.

Разрушающая нагрузка

Разруша́ющая нагру́зка — предельная нагрузка, при которой происходит разрушение конструкции; практически — нагрузка на конструкцию в момент, непосредственно предшествующий её разрушению. Р. н. определяется испытаниями или расчётным путём. Расчёт Р. н. заключается в вычислении значения нагрузки, при котором напряжения, деформации или усилия в элементах конструкции достигают предельных значений. Значение Р. н. зависит от свойств материалов и типа соединений конструктивных элементов, характера и способа нагружения (динамическое, статическое, повторно-статическое и др.), наличия концентрации напряжений, усталостных трещин и т. п. Нормы прочности летательных аппаратов предусматривают Р. н. не меньше расчётной нагрузки в каждом случае нагружения.

Разрушение конструкции

Разруше́ние констру́кции — заключительная стадия работы нагруженной конструкции, характеризующаяся исчерпанием её прочности и работоспособности вследствие необратимых изменений формы, нарушения целостности силовых элементов или механических связей между ними. Р. к. происходит вследствие достижения в элементах предельных напряжений или деформаций, общей потери устойчивости конструкции, превышения критической длины усталостной трещины, достижения третьей стадии ползучести материала. Процесс Р. к. зависит от характера нагружения (динамическое, статическое, повторно-статическое и др.), рабочей температуры элемента, его напряжённого состояния, типа конструкции, наличия и расположения ослабленных мест, концентраторов напряжений и др. Характер Р. к. может быть местным или общим. Местное Р. к. не выводит конструкцию из строя. Усилия, действовавшие ранее в разрушенных элементах, воспринимаются соседними элементами, и внешняя нагрузка вновь уравновешивается внутренними усилиями. Общее Р. к. характеризуется катастрофическим, лавинообразным разрушением элементов и их соединений. Конструкция, как правило, расчленяется, наблюдается взаимное перемещение её элементов. Нормы прочности летательных аппаратов предусматривают общее Р. к. при нагрузках, превышающих расчётные или равных им, местные — при нагрузках выше эксплуатационных. Для проверки фактической прочности авиационные конструкции подвергаются статическим испытаниям до разрушения, ресурсным испытаниям, а также испытаниям на остаточную прочность. Литература: Кан С. Н., Свердлов И. А., Расчет самолёта на прочность, 6 изд., М., 1966; Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолётов, М., 1974. К. М. Иерусалимский.

Разрывное устройство

Схема управления разрывным устройством на свободном тренировочном аэростате. разрывно́е устро́йство аэростата — устройство для быстрого выпуска подъёмного газа из оболочки привязных и свободных газонаполненных аэростатов и нежёстких дирижаблей. Выпуск газа через Р. у. на дирижаблях и привязных аэростатах производится при аварийных ситуациях либо при их разоружении (разборке с выпуском газа) на площадках или в эллингах. На свободных аэростатах Р. у. используется для быстрого выпуска газа при посадке с целью предохранения аэростата от тренажа (волочения). Чтобы не допустить сильного удара гондолы о землю, обычно Р. у. вскрывают на высоте 3—4 м от земли. Р. у. размещается в верхней части оболочки; представляет собой большую щель (см. рис.) или треугольный вырез, вскрываемые особым приспособлением экипажем или автоматически. Размер вскрытого отверстия должен обеспечить полный выход газа из оболочки дирижабля за время не более 10 мин. Размер и конструкция Р. у. на свободных аэростатах должны обеспечивать выход 2/3 находящегося в оболочке газа в течение не более 1 мин. Р. у. щелевого типа на дирижаблях и привязных аэростатах может состоять из ряда отверстий, закрываемых общей лентой, или представлять собой особые клапаны, открываемые автоматически. На некоторых конструкциях автоматических свободных аэростатов (см. Дрейфующий аэростат) применяют Р. у. щелевого типа, вскрываемые при отцепе подвески от оболочки. Вскрытие Р. у. на привязном аэростате происходит автоматически при обрыве привязного троса.

Разрывы гидродинамические

Разры́вы гидродинами́ческие — скачкообразные изменения газодинамических величин (давления, плотности, скорости, завихренности и т. д.) или их производных, подчинённые так называемым условиям динамической совместности. Эти условия следуют из сохранения законов и связывают скорость распространения поверхности разрыва со значениями газодинамических переменных по обе её стороны. Существуют два резко различающихся типа Р. г.: тангенциальные разрывы и ударные волны. Тангенциальные разрывы движутся вместе со средой, а ударные волны распространяются по частицам среды. При этом слабые ударные волны, в которых изменения газодинамических переменных (например, давления p) малы по сравнению с их значениями в невозмущающем потоке (Δp/p < 1), распространяются со скоростью, близкой к скорости звука. Поэтому поверхности слабого разрыва в первом приближении совпадают с характеристическими поверхностями уравнений газовой динамики. В газе могут образовываться или задаваться начальными условиями разрывы, на которых не выполняются условия динамической совместности. Такие разрывы в дальнейшем самостоятельно существовать не могут и распадаются на несколько Р. г., среди которых могут быть ударные волны и тангенциальные разрывы. Литература: Курант Р., Фридрихс К., Сверхзвуковое течение и ударные волны, пер. с англ., М., 1950; Ландау Л. Д., Лифшиц Е. М., Механика сплошных сред, 2 изд., М., 1954.

"Райан"

Рекордный самолёт Райан NYP. «Ра́йан» (Ryan Aircraft Corporation) — авиастроительная фирма США. Созданная в 1922 Т. К. Райаном авиатранспортная компания «Райан эрлайнс» (Ryan Airlines) с 1925 начала развивать собственное авиационное производство и выпустила одномоторный почтовый самолёт М-1. На его модифицированном варианте (с увеличенным размахом крыла, дополнительным запасом топлива и т. д.) Райан NYP (New York — Paris, Нью-Йорк — Париж), названный «Спирит оф Сент-Луис» (рис.), Ч. Линдберг совершил в 1927 первый беспосадочный перелёт в одиночку через Атлантический океан. Основные характеристики самолёта: двигатель Райт J5-C «Уэрлуинд» мощностью 166 кВт, длина самолёта 8,4 м, площадь крыла 29,2 м2, размах 14,02 м, взлётная масса 2330 кг (в том числе 1180 кг топлива), крейсерская скорость 174 км/ч. Во время экономического кризиса компания прекратила существование, но как авиастроительная фирма была воссоздана в 1933 и начала производить тренировочный самолёт S-T (с 1939 как РТ-16). Во время 2-й мировой войны выпускались новые варианты этого самолёта. Фирмой выполнен ряд экспериментальных разработок. В их числе палубный истребитель XF2R-1 (первый полёт в 1946) с комбинированной силовой установкой (турбовинтовой двигатель + турбореактивный двигатель), который был создан на базе истребителя FR-1 «Файрболл» (1944), выпущенного небольшой серией и оснащённого поршневым двигателем с воздушным винтом и турбореактивным двигателем, а также ряд самолётов вертикального взлета и посадки различных конструктивных схем Х-13 (1955), VZ-3RY (1959), XV-5 (1964), ХС-142 (1964; разрабатывался совместно с фирмами «Воут» и «Хиллер»). В начале 50-х гг. были начаты разработки беспилотных летательных аппаратов, а после присоединения к концерну «Теледайн» (в 1969) фирма под названием «Теледайн Райан аэронотикал» в основном стала выпускать телеуправляемые воздушные мишени и дистанционно-пилотируемые летательные аппараты других назначений.

Райан Тьюбал Клод

Ра́йан Тьюбал Клод (Ryan) (1898—1982) — один из первых американских авиаконструкторов. В 1919—1921 прошёл подготовку на лётчика-истребителя в училище армейской авиации. В 1922 основал авиатранспортную компанию «Райан эрлайнс» (Ryan Airlines), в которой занимался также модификацией самолётов и постройкой новых. В 1926 разработал лёгкий двухместный самолёт (см. «Райан»). В 1929 Р. покинул авиакомпанию и в 1933 основал фирму «Райан аэронотикал компани» (Ryan Aeronautical Company), которая стала специализироваться на разработке и постройке учебно-тренировочных самолётов. В начале 50-х гг. Р. стал заниматься беспилотными летательными аппаратами различного назначения и экспериментальными вертикально взлетающими самолётами. В 1969 Р. продал свою фирму и основал фирму «Райсон» (Ryson) для разработки мотопланёров.

Райт

Статья большая, находится на отдельной странице.

Ракета

Статья большая, находится на отдельной странице.

Ракетное топливо

Раке́тное то́пливо — вещество или совокупность веществ, представляющих собой источник энергии и рабочего тела для ракетного двигателя. Основными показателями Р. т., определяющими его эффективность, являются тяга, развиваемая ракетным двигателем, отнесённая к секундному расходу топлива (удельный импульс тяги), и плотность топлива. Удельный импульс тяги увеличивается с увеличением тепловыделения (теплоты сгорания топлива) с уменьшением молекулярной массы продуктов сгорания. Удельный импульс тяги большинства Р. т. увеличивается с увеличением содержания в них водорода, а их плотность уменьшается. Классификация применяемых Р. т. основана на их физическом состоянии: твёрдое топливо (ТРТ), жидкое и сжиженное (ЖРТ). ТРТ состоит из смеси неорганического окислителя и горючего в чистом виде (пороха) или с добавками полимерного связующего (СТРТ — смесевое твёрдое ракетное топливо). В качестве ТРТ также используются вещества, у которых в состав одной и той же молекулы входят как окислительные, так и горючие элементы (баллиститные ТРТ). В последние, так же как и в СТРТ, добавляются высокоэнергетические горючие и окислители и различные присадки. ТРТ изготовляются в виде блоков и шнуров. ЖРТ разделяются на одно- (унитарное), двухкомпонентное и пусковое. Однокомпонентное топливо представляет собой вещество, в котором горючее и окислитель объединены в одном компоненте в виде химического соединения или устойчивой смеси. Двухкомпонентное ЖРТ предназначено для двигателя с раздельной подачей в камеру сгорания горючего и окислителя. В качестве горючих применяются в основном гидриды (углеводороды, гидразин, его производные) и водород, в качестве окислителей — жидкий кислород, оксиды азота и азотная кислота. Применяются само- и несамовоспламеняющиеся топлива. Пусковое топливо представляет собой вещества, используемые в ЖРД только в период его пуска для обеспечения воспламенении основного несамовоспламеняющегося топлива в камере сгорания (например, смесь триэтилалюминия с триэтилбором). По удельному импульсу ТРТ уступают жидким, так как из-за химической несовместимости не всегда удаётся использовать в составе ТРТ энергетически эффективные компоненты. См. также Твёрдое ракетное топливо. Литература: Зрелов В. Н., Серегин Е. П., Жидкие ракетные топлива, М., 1975; Химмотология ракетных и реактивных топлив, М., 1987. А. Ф. Живан.

Ракетно-прямоточный двигатель

Статья большая, находится на отдельной странице.

Ракетно-турбинный двигатель

Статья большая, находится на отдельной странице.

Ракетный двигатель

Раке́тный дви́гатель (РД) — реактивный двигатель, использующий для работы только вещества и источники энергии, имеющиеся на перемещающемся аппарате (летательном, наземном, подводном). В зависимости от вида энергии, преобразующейся в РД в кинетическую энергию реактивной струи, различают химические ракетные двигатели (ХРД), ядерные ракетные двигатели (ЯРД), электрические ракетные двигатели (ЭРД). В процессах преобразования первичной энергии в кинетическую энергию реактивной струи участвует рабочее тело РД. В ХРД источники энергии и рабочего тела совмещены в химическом ракетном топливе. Для ЯРД и ЭРД характерны раздельные источники энергии и рабочего тела. ХРД по агрегатному состоянию топлива разделяются на жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), ракетные двигатели твёрдого топлива (РДТТ), РД на гибридном, желеобразном (тиксотропном), псевдосжиженном и газообразном топливе. Широкое применение получили ЖРД и РДТТ. Тяга РДТТ достигает 12 МН, удельный импульс тяги — 2,5—3 км/с. Максимальная тяга ЖРД приближается к 10 МН, удельный импульс достигает 4,5—5 км/с. В ЯРД используется теплота, выделяющаяся в реакторе в результате цепной реакции деления, или энергия радиоактивного распада. Удельный импульс тяги ЯРД может значительно превышать удельный импульс тяги, развиваемый ХРД. ЯРД находятся в стадии изучения и создания экспериментальных образцов. Для ЭРД характерен весьма высокий удельный импульс тяги, в десятки и сотни раз превышающий удельный импульс тяги ХРД. Созданы экспериментальные образцы ЭРД: электротермические, электромагнитные, электростатический (ионный). Ю. В. Ильин.

Ракетный двигатель твёрдого топлива

Статья большая, находится на отдельной странице.

Ракетный самолёт

Раке́тный самолёт — реактивный самолёт, на котором в качестве основного двигателя используется ракетный двигатель. Первые Р. с. с жидкостным ракетным двигателем были созданы в Германии (Хейнкель He. 176 в 1939 и Мессершмитт Me 163 в 1941) и в СССР (БИ-1, 1942). Необходимость иметь на борту летательного аппарата и горючее и окислитель существенно ограничивает располагаемую продолжительность полёта Р. с., поэтому их предполагалось использовать главным образом в качестве истребителей-перехватчиков (после взлёта и скоротечного воздушного боя такой самолёт должен был из-за нехватки топлива совершать планирующий полёт и посадку с неработающим двигателем). Во второй половине 40-х и в 50—60-х гг. в США для исследования проблем достижения больших скоростей полёта был построен ряд экспериментальных Р. с. с воздушным стартом с самолёта-носителя (чтобы не расходовать ракетное топливо также и на взлёт и начальный набор высоты). Большая тяга ЖРД при небольших его габаритах, аэродинамические и конструктивные особенности этих самолётов (применение тонких прямых или стреловидных крыльев умеренного и малого удлинения и материалов, способных противостоять аэродинамическому нагреванию) позволили, впервые преодолеть звуковой барьер (Р. с. Белл Х-1, 14 октября 1947), а затем впервые достигнуть скоростей, в 2—3 раза превышающих скорость звука (Белл Х-1 А, Х-2 и др.). Дальнейшее развитие практической реактивной авиации шло по линии совершенствования более экономичных воздушно-ракетных двигателей. См. также Ракетоплан.

Ракетоплан

Экспериментальный самолёт Норт Американ X‑15. ракетопла́н — летательный аппарат, траектория которого включает разгон и набор высоты с помощью ракетного двигателя и последующее планирование (отсюда название) с выключенным двигателями за счёт аэродинамической подъёмной силы крыла или несущего корпуса. Ввиду большого расхода топлива ракетным двигателем фаза активного участка полёта с работающим двигателем сравнительно непродолжительна (несколько минут), но достигаемые при этом скорость и высота могут быть, в зависимости от типа разгонного двигателя, весьма большими, вплоть до орбитальных. Вследствие этого участок планирования имеет большую протяжённость, достигающую межконтинентальной. Для увеличения скорости и высоты в конце активного участка Р. может иметь сбрасываемые элементы (топливные баки, разгонные ракетные блоки); вместо старта с земли возможен запуск Р. с самолёта-носителя. Идеи создания Р. выдвигались в 20—30-х гг. в исследованиях возможного типа космического корабля (К. Э. Циолковский, Ф. А. Цандер и др.). В 1944 Э. Зенгер (Германия) разработал проект дальнего гиперзвукового бомбардировщика-ракетоплана, летающего у границы атмосферы с суборбитальной скоростью. При этом предлагалось увеличить дальность полёта, используя движения в атмосфере по волнообразной траектории, а не планирующий спуск. В 50-х гг. в США фирмой «Норт Американ» был создан экспериментальный гиперзвуковой Р. Х-15 (рис.), запускавшийся с самолёта-носителя В-52. В 1959—1967 три экземпляра этого Р. выполнили 199 пилотируемых полётов. При этом были достигнуты (в различных полётах) скорость 7297 км/ч (Маха число полёта M∞ = 6,72) и высоту 107 960 м. В 1957—1963 фирма «Боинг» и ВВС США проводили работы по проектированию орбитального Р. Х-20, предназначенного для выхода на орбиту и широкого маневрирования с использованием аэродинамических сил при спуске в атмосфере. Ряд проектов орбитальных Р. разрабатывался и в других странах. В. В. Скапенко.

Раков Василий Иванович

В. И. Раков Ра́ков Василий Иванович (р. 1909) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1958), профессор (1969), доктор военно-морских наук (1967), дважды Герой Советского Союза (1940, 1944). В Советской Армии с 1928. Окончил Ленинградскую военно-теоретическую школу лётчиков (1929), Первую Военную школу лётчиков (1931), Военную школу морских лётчиков (1931), Военно-морскую академию (1942), Высшую военную академию (1946; позже Военная академия Генштаба Вооруженных Сил СССР). Участник советско-финляндской и Великой Отечественной войн. В ходе войны был командиром морской авиабригады, заместитель командира третьей особой Севастопольской авиагруппы, помощник командира штурмовой авиадивизии, командир авиаполка. Совершил свыше 170 боевых вылетов, участвовал в потоплении 12 кораблей и судов противника. После войны командир авиасоединения, с 1948 на преподавательской работе в Военно-морской академии, в 1952—1970 заместитель начальника, затем начальник кафедры академии. Награждён 2 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденами Отечественной войны 1-й степени, Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в Санкт-Петербурге. Сочинения: Крылья над морем, Л., 1974; В авиации — моя жизнь, Л., 1988. Литература: Калиниченко А. Ф., Всегда впереди, в его кн.: Герои неба, Калининград, 1982.