Энциклопедия "Авиация" (1994)
Статьи на букву "Р" (часть 2, "РАН"-"РЕЛ")

Статьи на букву "Р" (часть 2, "РАН"-"РЕЛ")

Ранверсман

Ранверсман - фигура пилотажа, то же, что Поворот на горке.

Ранкина - Гюгоньо формула

Ранкина - Гюгоньо формула - см. в статье Гюгоньо адиабата.

Раскова Марина Михайловна

Раскова Марина Михайловна (1912-1943) - советская лётчица-штурман, майор, Герой Советского Союза (1938). С 1932 работала в аэронавигационной лаборатории Военно-воздушной академии РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (ныне ВВИА). В 1934 получила звание штурмана в Центральном учебном комбинате ГВФ. Окончила школу пилотов Центрального аэроклуба Осоавиахима (1935). Совершила перелёты: Москва - Актюбинск (1937, совместно с В. С. Гризодубовой), Севастополь - Архангельск (1938, совместно с В. Ф. Ломако и П. Д. Осипенко), Москва - поселок Керби (ныне село имени Полины Осипенко Хабаровского края; 1938, совместно с Гризодубовой и Осипенко). С 1938 в Красной Армии. Участница Великой Отечественной войны. Командовала авиагруппой по формированию женских авиаполков; командир женского бомбардировочного авиаполка. Награждена 2 орденами Ленина, орденом Отечеств, войны 1-й степени (посмертно). Погибла в авиационной катастрофе при исполнении служебных обязанностей. Урна с прахом в Кремлёвской стене. Именем Р. названо Тамбовское высшее военное авиационное училище летчиков.

Распознавание цели

Распознавание цели - отнесение обнаруженной цели к определенному классу объектов, обладающих общими свойствами (признаками). Процесс Р. ц. состоит в сравнении текущей информации об объекте, получаемой с помощью визирных устройств или зрительно, с эталонными образами целей, содержащимися в памяти вычислительной системы или человека, и в принятии решения о классификации объекта. Вероятность правильного Р. ц. повышается с увеличением числа признаков и улучшением качества их измерения бортовыми системами и с ростом информативности эталона. Для решения задач Р. ц. наиболее пригодны информационные системы, обеспечивающие высокое разрешение элементов объекта, и специализированные ЭВМ матричного типа с параллельной обработкой больших массивов информации либо оптико-электронные системы голографического типа. Отдельной задачей является опознавание принадлежности государственной принадлежности летательных аппаратов.

Расторгуев Виктор Леонидович

Расторгуев Виктор Леонидович (1910-1945) - советский лётчик-испытатель, планерист, мастер спорта СССР (1937). В 1931 окончил Высшую лётно-планёрную школу Осоавнахима. Провёл испытания летательного аппарата конструкции В. Н. Беляева с крылом пониженной жесткости типа «бабочка», что сыграло существенную роль в создании самолётов с «гибкими» крыльями. Участник Великой Отечественной войны, летчик-испытатель самолётов Як. Первым в СССР провёл специальные испытания на перевернутый штопор самолета ЯК-3. Исследовал его противоштопорные свойства и отработал рекомендации по выводу самолета из штопора. Провёл особо сложные испытания истребителей Як на флаттер и модифицированного Як-3 с жидкостным ракетным ускорителем - Як-3РД. Установил ряд всесоюзных и мировых рекордов по планёрному спорту. Погиб в испытательном полёте. Награждён орденами Красного Знамени, «Знак Почёта», медалями. Именем Р. назван кратер на Луне.

Расход воздуха в авиационном двигателе

Расход воздуха в авиационном двигателе - отношение количества воздуха, поступающего в двигатель из атмосферы, ко времени его поступления. Р. в. достигает в мощных турбореактивных двухконтурных двигателей с большой степенью двухконтурности 600-700 кг/с во взлётных условиях, в малоразмерных газотурбинных двигателях - 1-25 кг/с. С увеличением высоты полёта Р. в. уменьшается из-за падения плотности воздуха. С увеличением скорости полёта Р. в. возрастает вследствие повышения входного давления скоростным напором. Наряду с удельной тягой Р. в. является одним из основных факторов, определяющих габариты двигателя заданной тяги.

Расход рулей

Расход рулей - углы отклонения рулей управления лётчиком посредством рычагов управления и (или) от автоматических устройств. Для нерезервированных систем управления предельные Р. р., реализуемые системами, обычно не превышают 25% их максимального хода (у)max. По мере повышения уровня автоматизации систем управления Р. р. от автоматики увеличивались. Они могут достигать значений ( )max.

Расход топлива

Расход топлива - выражается в абсолютных и относительных величинах. К первым относится расход топлива за всё время полёта от аэродрома отправления до аэродрома назначения или на отдельных этапах полёта. К относительным величинам относятся: 1) удельный Р. т. в кг топлива на 1 кВт в 1 ч - у поршневых двигателей и турбовинтовых двигателей и в кг топлива на 1 Н тяги в 1 ч - у турбореактивных двигателей. Удельный Р. т. - одна из основных характеристик двигателей; 2) часовой Р. т. в кг топлива на 1 ч полёта; 3) километровый Р. т. в кг топлива на 1 км пути. Два последних показателя могут выражаться осреднённым значением, когда принимается полный расход топлива от старта до посадки, или показателем, соответствующим Р. т. только на крейсерском участке полёта; при этом исключается расход топлива на набор высоты и снижение перед посадкой; 4) Р. т., приходящийся на 1 пассажиро-км или 1 тонно-км. См. также статью Удельный расход топлива.

Расцепка

Расцепка - механическое разделение элементов конструкции летательного аппарата в полёте. Применяется при отделении элементов подвески (бомб, ракет, подвесных топливных баков и т. д.) от самолёта, разделении блоков (модулей) или ступеней многоступенчатых космических летательных; в 30-е гг. применялась при отделении самолётов от «авиаматки». Основное требование при Р. - исключение возможности соударения расцепляющихся элементов. Р. производится по узлам механической связи с одновременным или предшествующим Р. разъединением электрических, гидравлических и пневматических коммуникаций, связывающих разделяющиеся элементы системы. Р. реализуется в различных конструкциях с помощью механических замков, пиротехнических устройств (пироболты), вспомогательных ракетных двигателей твердого топлива, пружинных или пневматических толкателей. Р. предшествует запуску двигателя следдующей ступени многоступенчатого космического летательного аппарата или осуществляется после его включения. В ряде конструкций для Р. используют аэродинамические силы. Однако этот способ эффективен лишь в определенном диапазоне высот и скоростей полёта летательного. В разреженных слоях атмосферы и в космосе Р. осуществляется с помощью механических устройств и систем со специальными ракетными двигателями. Сокращение времени Р. уменьшает потери скорости летательного аппарата.

Расчётная нагрузка

Расчётная нагрузка - предельное значение внешней нагрузки, по которому производится расчёт конструкции летательного аппарата на прочность. Конструкция не должна разрушаться при нагрузках, меньших Р. н. Значение Р. н. определяется для каждого расчётного случая как произведение эксплуатационной максимальной нагрузки на коэффициент безопасности.

Расчётный режим работы двигателя

Расчётный режим работы двигателя - задаваемый при проектировочном расчёте авиационного воздушно-реактивного двигателя режим его работы. При проектировании определяются размеры проходных сечений проточной части двигателя и его составных частей - компрессора, турбины, камеры сгорания, реактивного сопла и т. д. Размеры проточной части должны соответствовать установленным в техническом задании требованиям к основным показателям двигателя на расчётном режиме - тяге (мощности), удельному расходу топлива и др. При предварительном проектировании авиационного газотурбинного двигателя иногда в качестве расчётного принимается режим макс, тяги (мощности) на взлёте. У двигателей многорежимных летательных аппаратов выбор размеров проточной части должен удовлетворять требованиям к показателям на всех основных режимах полёта. Например, при проектировании двигателя для сверхзвукового пассажирского самолёта задаются тяга и удельный расход топлива на режимах крейсерского полёта со сверх- и дозвуковой скоростями, тяга и допустимый уровень шума на взлётном режиме, тяга на режиме полёта с околозвуковой скоростью. В подобных случаях согласование размеров проточной части с требованиями к основным показателям двигателя обеспечивается регулированием его элементов (поворотом лопаток направляющих аппаратов компрессора, сопловых аппаратов турбины, створок сопел и др.). Размеры проточной части являются исходной информацией для проектировочного расчёта двигателя на прочность с учётом наиболее напряжённых режимов его работы. При этом конфигурация проточной части и конструктивная схема двигателя уточняются для обеспечения необходимого ресурса и надёжности двигателя.

Расчётный случай

Расчётный случай - случай экстремальных условий эксплуатации летательного аппарата, подлежащий обязательному учёту (расчёту) при проектировании летательного аппарата. Р. с., например, являются посадка на воду дальнего пассажирского самолёта при выборе его аэродинамической схемы, отказ двигателя критического при проектировании органов управления, болтанка при расчётах на прочность и определении ресурса авиационной конструкции.

Рафаэлянц Арам Назарович

Рафаэлянц Арам Назарович (1897-1960) - советский авиаконструктор. После окончания Николаевского городского училища (1915) работал в четвертом Кавказском авиаотряде (1916-1919). Участник Гражданской войны. В 1922 поступил в Академию Воздушного Флота имени профессора Н. Е. Жуковского, где построил авиетку РАФ-1 (1925) и лёгкий самолёт РАФ-2, совершивший перелёты из Москвы в Одессу и Берлин (1927). Работал на авиационном заводе (1927-1933), где занимался вопросами прокатки нержавеющей стали. В 1933-1941 создавал модификации самолёта Р-5 Н. Н. Поликарпова. На пассажирском варианте ПР-5 этого самолёта лётчик В. С. Молоков совершил перелёт Москва - о. Диксон (1935). Р. спроектировал и построил лёгкие пассажирские самолёты РАФ-11 и РАФ-Ибис (1937-1939). В 1946-1960 - в летно-исследовательском институте, где построил (1957) экспериментальный вертикально взлетающий аппарат «Турболёт» с газотурбинным двигателем АЛ-9Г. Награждён орденами Трудового Красного Знамени, «Знак Почёта», медалями.

РБВЗ

РБВЗ - сокращённое название Русско-Балтийского вагонного завода, используемое иногда в обозначениях построенных им самолётов.

Рд

1) распространённое название самолёта АНТ-25 (см. Ту), построенного с целью выполнения рекордных беспосадочных перелётов (РД - рекорд дальности). 2) Обозначение некоторых авиационных двигателей, в их числе: жидкостные ракетные двигатели для экспериментальных самолётов (РД-1 А. М. Исаева для реактивного истребителя БИ-1, ускорители РД-1 и РД-1ХЗ В. П. Глушко и т. д.); автопульсирующий ВРД РД-13 В. Н. Челомея; турбореактивные двигатели, строившиеся в СССР в первые годы после Великой Отечественной войны по зарубежным образцам (РД-10, РД-20, РД-45, РД-500); ряд турбореактивных двигателей отечественной конструкции, например РД-3М, РД-9Б (см. Aм), РД36-51А (см. ВД), РД-33 (см. ВК).

Реактивная сила

Реактивная сила - см. Тяга двигателя.

Реактивное сопло

Статья большая, находится на отдельной странице.

Реактивное топливо

Реактивное топливо - см. в статье Топливо авиационное.

Реактивные снаряды

Реактивные снаряды - калибра 82 и 132 мм (PC-82, PC-132) - первые образцы ракетного вооружения советской авиации. РС-82 принят на вооружение истребителей И-15, И-16, И-153 в декабре 1937, а РС-132 - на вооружение бомбардировщика СБ в июле 1938. Первое боевое применение в качестве оружия «воздух - воздух» состоялось 20 августа 1939 в боях у реки Халхин-Гол, когда группа из пяти И-16 залпом РС-82 уничтожила 2 самолёта противника. В годы Великой Отечественной войны РС-82 и РС-132 широко применялись как ракетное оружие «воздух - поверхность» для поражения живой силы и наземной боевой техники. Сухопутные аналоги Р. с. различных калибров и модификаций (в том числе М-8 и М-13) использовались в ракетной артиллерии («катюши»). Таблица - Реактивные снаряды

Реактивный двигатель

Статья большая, находится на отдельной странице.

Реактивный привод несущего винта

Реактивный привод несущего винта - вид привода несущего винта вертолёта, при котором крутящий момент создается силой реакции газов, вытекающих из установленных на концах лопастей реактивных двигателей или реактивных сопел. При таком приводе отсутствует тяжёлая и сложная механическая трансмиссия вертолета, что повышает его весовое совершенство. При Р. п. реактивный момент на фюзеляже незначителен, поэтому возможно уменьшение размеров рулевого винта (служащего в этом случае только для путевого управления) и длинны хвостовой балки. Для путевого управлении используются также рули направления, располагаемые в потоке от несущего винта (при компрессорном приводе - в струе от турбореактивного двигателя). Недостатки Р. п. - большой расход топлива, высокий уровень шума, сложность конструкции лопастей и втулки. Различают Р. п. с реактивными двигателями на концах лопастей и с реактивным компрессорным приводом. В Р. п. первого типа в качестве двигателей используются прямоточные воздушно-реактивные двигатели, пульсирующие воздушно-реактивные двигатели, жидкостные ракетные двигатели и турбореактивные двигатели. При Р. п. второго типа двигатель, установленный в фюзеляже служит для привода компрессора (как генератора сжатого воздуха) или его турбокомпрессор используется как генератор сжатого газа. Воздух (газ) подаётся через втулку и лопасти винта к реактивным соплам на концах лопастей. Повысить мощность компрессорного привода можно путем сжигания дополнительного топлива в камерах сгорания, расположенных на концах лопастей. Способ с подачей воздуха от компрессора называется «холодным циклом», а с подачей в лопасти выпускных газов газотурбинного двигателя - «горячим циклом». «Тёплым циклом» называется подача газов от газотурбинных двигателей смешанных с воздухом от компрессора. Вертолёт Сюд авиасьон SO 12 «Джин» (1953, Франция) с компрессорным приводом строился серийно. Фирма «Хиллер» (США) построила малую серию вертолетов «Хорнет» (1953) с прямоточным воздушно-реактивным двигателем на концах лопастей. В 40-х гг. в СССР проводились экспериментальные разработки вертолётов с прямоточным воздушно-реактивным двигателем и пульсирующим воздушно-реактивным двигателем на концах лопастей. В 1959 в ОКБ М. Л. Миля был создан экспериментальный вертолет с турбореактивным двигателем на концах лопастей. Вертолёты с Р. п. не строятся из-за низкой топливной экономичности.

Реактивный самолёт

Реакти́вный самолёт - самолёт, оснащённый реактивным двигателем (турбореактивным двигателем, прямоточным воздушно-реактивным двигателем, пульсирующим воздушно-реактивным двигателем, жидкостным реактивным двигателем и т. п.). Первый в СССР полёт на ракетопланёре РП-318-1 конструкции С. П. Королёва осуществил в феврале 1940 В. П. Фёдоров. 15 мая 1942 лётчик Г. Я. Бахчиванджи совершил первый полёт на Р. с. БИ-1 с жидкостным реактивным двигателем. За рубежом первый полёт Р. с. состоялся в июне 1939 в Германии (Хейнкель Не. 176 с жидкостным реактивным двигателем). Р. с. с воздушно-реактивным двигателем составляют основу парка военной и гражданской авиации.

Реального газа эффекты

Реального газа эффекты - изменения при высоких температурах физико-химических свойств газа по сравнению со свойствами совершенного газа. При повышении температуры Т (в воздухе при T > 1000 К) в многоатомных газах возбуждаются колебательные степени свободы, при более высоких температурах (для воздуха при T > 2000 К) молекулы распадаются на атомы (диссоциация) и происходят химические реакции между компонентами, а при ещё больших температурах (в воздухе при T > 6000 К) образуются ионы и электроны (ионизация), возникает излучение и т. д. При этом по сравнению с исходными (при нормальных температурах) меняются теплоёмкости газа, его молярная масса, наряду с вязкостью и теплопроводностью становятся существенными диффузия, электрическая проводимость и пр. Каждый из этих физико-химических процессов имеет своё характерное время релаксации, которое может быть много меньше, сравнимо или много больше характерного газодинамического времени течения. В соответствии с этим реализуются равновесные течения, неравновесные течения и замороженные течения с присущими им особенностями. Р. г. э. приводят к изменениям степени сжатия газа за ударной волной и конфигурации последней, оказывают влияние на тягу прямоточного воздушно-реактивного двигателя, аэродинамические характеристики летательных аппаратов и существенно изменяют аэродинамическое нагревание обтекаемых тел (особенно при гиперзвуковых течениях).

Реверберационная камера

Реверберационная камера - помещение, предназначенное для акустических измерений в условиях диффузного звукового поля (в каждой точке поля звуковое давление одинаково). Диффузность поля в камере оценивается реверберацией (остаточным звучанием после выключения источника звука, вызванным отражением и рассеянием звуковых волн). Стены Р. к. выполняются из железобетона, облицованного изнутри покрытием, например, мраморными плитами, обеспечивающим высокое отражение звука. Для обеспечения диффузности звукового поля Р. к. выполняется неправильной формы, и в ней устанавливаются отражатели в виде пластин, размеры которых сравнимы с длиной исследуемых звуковых волн. Для снижения уровня помех в них Р. к. выполняются в виде коробки, установленной на амортизаторах на отдельном фундаменте, и имеют вторые обычные строительные стенки. Качество Р. к. определяется временем реверберации - временем, за которое после выключения источника звука звуковое давление уменьшается в 103 раз (это время должно быть не менее 15-5 с в области низких и 5-3 с в области высоких частот), и неравномерностью звукового поля, которая в области рабочих частот не должна превышать (±)0,5 дБ. Размеры Р. к. определяются низшей частотой исследуемого звука; для частот (f < ) 100 Гц объём Р. к. должен быть более 200 м3. В Р. к. проводятся измерения звуковой мощности и спектра мощности различного шума источников, а также коэффициент звукопоглощения материалов. Две смежные Р. к. с общим проёмом в одной из стен применяются для определения звукоизоляции конструкций (в том числе авиационных), которые устанавливаются в проём. Исходное звуковое поле создаётся громкоговорителями или сиренами в камере высоких уровней звука, а излучение звука конструкцией определяется в другой камере - камере низких уровней; звукоизоляция определяется как разность уровней звукового давления, измеренных в камерах высоких и низких уровней звука.

Реверс органов управления самолета

Статья большая, находится на отдельной странице.

Реверсивное устройство

Реверсивное устройство - устройство для полного или частичного обращения направления вектора тяги двигателя самолёта; разновидность устройств для управления вектором тяги. Р. у. нашло широкое применение в реактивной авиации и устанавливается на всех современных реактивных двигателях, используемых в гражданской авиации. Реверсирование тяги служит в основном для торможения самолёта при посадке. Может быть использовано в аварийных ситуациях при взлёте и для маневрирования в полёте. Особенно эффективно использование Р. у. для торможения при малых коэффициентах трения колёс шасси, например при влажной или обледенелой взлетно-посадочной полосе. Симметричные и несимметричные Р. у. могут быть неуравновешенными и уравновешенными. Реверсирование тяги реактивного двигателя достигается направлением выпускной струи в обратную сторону с помощью дросселирующих и отклоняющих элементов, перекрывающих и соответствующим образом направляющих поток газов из двигателя. На режиме прямой тяги Р. у. не должно загромождать поток и создавать дополнит, потери и утечки, на режиме обратной тяги Р. у. не должно оказывать влияния на устойчивость работы двигателя. Обратная тяга, создаваемая Р. у., обычно составляет 0,25-0,45 прямой тяги. Общая масса Р. у. с системой управления и приводами достигает 0,1-0,15 массы двигателя.

Реверсирование винта

Реверсирование винта - поворот лопастей воздушного винта изменяемого шага в такое положение, при котором вследствие отрицательных углов атаки элементов сечений лопастей тяга винта имеет направление, противоположное скорости самолёта. Р. в. применяется для торможения самолёта при посадке с целью уменьшения длины пробега.

Регламент технического обслуживания

Регламент технического обслуживания - см. в статье Документация эксплуатационная.

Регламенты международные авиационные

Регламенты международные авиационные - юридические акты, устанавливаемые Международной организацией гражданской авиации (ИКАО) на основании Чикагской конвенции 1944. Унифицируют правила полётов, требования к авиационному персоналу, к нормам годности воздушных судов, аэродромов, систем связи в аэронавигации, к таможенным и иммиграционным процедурам в аэропортах и т. д. По форме Р. м. а. подразделяются на стандарты, правила, рекомендации. По уровню требований регламенты могут быть минимальными (позитивными) и максимальными (негативными). Первые содержат минимально допустимый объём требований, сверх которых государства устанавливают, по возможности, более строгие требования; вторые включают максимальный объём ограничений, предполагаемых при международных воздушных перевозках и касающихся в основном формальностей в аэропортах. По своей юридической силе Р. м. а. могут быть императивными, то есть обязательными для государств - членов ИКАО (например, правила полётов над открытым морем), и рекомендательными. Основные Р. м. а. универсального характера содержатся в приложениях к Чикагской конвенции 1944.

Регулирование двигателя

Статья большая, находится на отдельной странице.

Регулярное отражение ударной волны

Регулярное отражение ударной волны - см. в статье Маховское отражение Ударной волны.

Регулярность полётов

Регулярность полётов - характеристика точности соблюдения установленного расписанием (планом) полётов времени отправления самолёта из аэропорта вылета и прибытия в аэропорт назначения. Отправление считается регулярным, если взлёт самолёта произведен по расписанию или с задержкой, не превышающей допустимую (Регулярность полётов5 мин). Рейс считается регулярным, если самолёт прибыл в аэропорт назначения по расписанию, ранее или с задержкой, не превышающей допустимую (5-15 мин в зависимости от продолжительности рейса). Р. п. - один из важнейших показателей качества функционирования авиатранспортных предприятий. Главная причина нарушения Р. п. (свыше 50%) воздушными судами - ограничение их лётной эксплуатации в сложных погодных условиях (см. Минимум погодный).

Регулятор взмаха

Регулятор взмаха - компенсатор взмаха, - устройство системы управления углом установки лопасти винта вертолёта, позволяющее осуществлять кинематическую связь между углом взмаха и углом установки лопасти. Уменьшение угла установки лопасти при повороте её в сторону действия вектора тяги принято считать соответствующим положительным значению коэффициента Р. в. Р. в. влияет на динамику движения лопасти при её колебаниях относительно оси горизонтального шарнира , добавляя аэродинамический момент к восстанавливающему моменту от действия центробежных сил. Р. в. влияет также на амплитуду и фазу вынужденных колебаний (маховое движение). Для рулевых винтов это используют с целью уменьшения махового движения лопастей и нагрузок от сил Кориолиса. Для лопастей несущих винтов влияние Р. в. учитывается при выборе параметров системы управления, автомата перекоса и перемещений тяг управления. Наличие Р. в. влияет на положение границы классического и хордового флаттера.

Редан

Редан (французское redan) - уступ на днище летающей лодки или поплавка гидросамолёта для срыва водяного потока или струй. Различают поперечный и продольный Р. Поперечные Р. имеют прямую, стреловидную или криволинейную форму в плане. Высота Р. по ширине может быть как постоянной, так и переменной. Лодка обычно имеет два Р., поплавок - один. Первый Р. лодки отделяет поток жидкости от днища, уменьшает смоченную поверхность, устраняет прилипание и подсасывание водяных струй на значит, протяжении межреданной части, а при глиссировании гидросамолёта на первом Р. - на всей межреданной части. Эффективность Р. зависит прежде всего от его высоты. Р. с малой высотой может не обеспечить доступа воздуха к зареданной области и не устранить разрежения в межреданной части, что может вызвать раскачивание самолёта. Продольные Р. на днище носовой части лодки применяют для смягчения ударных перегрузок на лодку при движении по волне.

Редукторы вертолетные

Редукторы вертолетные - см. в статье Трансмиссия вертолёта.

Режим полета летательного аппарата

Термин широко используется для обозначения этапов и участков управляемого движения летательного аппарата, характеризуемых конкретной целью или параметрами движения. Р. п. подразделяются на установившиеся, квазиустановившиеся, неустановившиеся, прямолинейные, криволинейные, плоские, пространственные, основные, переходные, эксплуатационные, предельные и др. Так, для самолётов пользуются такими понятиями, как режимы взлёта и посадки, крейсерский режим полёта, режимы перехвата и барражирования и т. д. При исследовании пилотажных характеристик под Р. п. понимают полёт с каким-либо характерным значением параметра, например на максимальной высоте или с минимальной скоростью, с максимальной перегрузкой, на критических углах атаки и т. п. Часто под Р. п. понимают полёт при заданных режимах работы двигателей, автопилота или других систем: режим форсажа, режим стабилизации скорости и прочее. Для беспилотных и космических летательных аппаратов выделяют режимы выведения, спуска в атмосфере и др. Характерным Р. п. вертолётов (а также самолетов вертикального взлета и посадки) является висение, при котором скорость вертолёта относительно воздуха равна нулю (при наличии ветра висение является горизонт, полётом со скоростью, равной скорости ветра). У вертолётов различают также режимы вертикального подъёма и снижения (в том числе на режиме авторотации несущего винта). См. также статью Критические режимы и Режимы летательных аппаратов.

Режим работы двигателя

Режим работы двигателя - состояние, характеризуемое совокупностью параметров двигателя в конкретных условиях полёта при определенном постоянном положении основного регулирующего двигатель устройства (рычага управления двигателем при ручном управлении или задатчика режимов при автоматическом управлении, например с помощью бортовой ЦВМ). Каждому Р. р. д. соответствует также определенное положение или совокупность положений всех др. устройств, регулирующих элементы двигателя. Р. р. д. классифицируются по различным признакам, например по назначению (рабочие, или эксплуатационные, и нерабочие), близости к расчётному режиму (расчётные, нерасчётные, глубоко нерасчётные), характеру протекания во времени (установившиеся, неустановившиеся, переходные). Переходные режимы подразделяются на медленные и быстрые. При использовании пусковых устройств определенную группу переходных режимов составляют так называемые пусковые режимы. При установке на двигателе средств форсирования его по тяге вводятся нефорсированный, форсированный режимы и в ряде случаев чрезвычайный режим наибольшего кратковременного форсирования двигателя. Аналогичным образом при наличии на двигателе реверсивного устройства используется реверсированный режим (режим обратной тяги). Наибольшее значение имеют, как правило, рабочие Р. р. д. Их название обычно отражает какую-либо функцию, выполняемую двигателем на летательном аппарате, например взлётный, номинальный (режим набора высоты), крейсерский (один из основных полётных режимов) Р. р. д., режим полётного малого газа (снижение и заход летательного аппарата на посадку), режим земного малого газа (рулёжка летательного аппарата по аэродрому). В пределах каждой группы эксплуатационных режимов могут выделяться максимальные (полные), минимальные и промежуточные (частичные) режимы, как, например, режим полного форсирования, режим минимального форсирования, режим частичного форсирования; минимальный, максимальный и промежуточные крейсерские режимы. См. также Переходные режимы работы двигателя, Расчётный режим работы двигателя.

Режимы летательного аппарата

Режимы летательного аппарата - наиболее характерные и стабильные для летательного аппарата формы свободного движения, развивающиеся после воздействия на него внешнего возмущения или отклонения лётчиком органа управления. Р. летательного аппарата подразделяют на две группы. К первой относят все свойственные расчётным (эксплуатационным) условиям полёта формы свободного движения этого летательного аппарата (см. Режим полёта). Ко второй - все опасные для конструкции и экипажа формы свободного движения летательного аппарата (см. Критические режимы).

Резервирование

Статья большая, находится на отдельной странице.

Резина в авиастроении

Статья большая, находится на отдельной странице.

Резонансные испытания

Статья большая, находится на отдельной странице.

Рейнольдс

Рейнолдс (Reynolds), Осборн (1842-1912) - английский учёный и инженер, член Лондонского королевского общества (с 1877). Окончил Кембриджский университет (1867). Профессор Манчестерского университета (с 1868), с 1888 возглавил Витвортовскую инженерную лабораторию. Внёс существенный вклад в развитие гидромеханики: предложил подход к изучению турбулентности и турбулентных течений, получил уравнения, описывающие осреднённое движение жидкости (уравнения Рейнольдса); ввёл понятие турбулентных напряжений (напряжения Рейнольдса); экспериментально исследовал переход ламинарного течения в турбулентное при движении жидкости в цилиндрических трубах и впервые установил критерий перехода (число Рейнольдса); установил связь между коэффициентами сопротивления трения и теплообмена в турбулентном потоке жидкости (коэффициент аналогии Рейнольдса). Кроме того, проводил исследования в области теории смазки, акустики, кавитации на лопастях винтов и т. п. Изобрёл турбонасос.

Рейнольдса уравнение

Рейнольдса уравнение (по имени О. Рейнольдса) - см. в статье Турбулентное течение.

Рейнольдса число

Рейнольдса число (по имени О. Рейнольдса) - безразмерный параметр, характеризующий собой соотношение инерционных сил и сил внутреннего трения в потоке жидкости или газа. Равен произведению плотности (е), характерных значений скорости V и линейного размера L, делённому на динамическую вязкость (,): Re = (()VL/(/). В качестве подобия критерия Р. ч. первоначально было введено Рейнольдсом (1883) при изучении течений жидкости в трубах. Р. ч. играет важную роль в аэро- и гидродинамике. Так, например, при малых скоростях полёта, когда можно пренебречь сжимаемостью воздуха, Р. ч. является, основным параметром подобия, определяющим сопротивление аэродинамическое. В зависимости от значения Р. ч. в области вязкого течения реализуется ламинарный (Re < Re0, переходный (Re R Re0) или турбулентный (Re > Re0) режим движения (Re0 - критическое Р. ч.; для потока воды, например, в трубе круглого сечения Re0 2300). Р. ч. оказывает влияние на математическую постановку задачи в рамках механики сплошной среды. При умеренных Р. ч. (математически Re = O(l) силы вязкости играют существ, роль во всём поле течения и приходится пользоваться Навье - Стокса уравнениями, Re < < 1 соответствует, например, движению сильно вязкой жидкости (так называемое ползущее течение), при анализе которого в уравнениях Навье - Стокса можно пренебречь инерционными силами по сравнению с силами трения и давления. При Re > > 1 силы трения пренебрежимо малы в основной части потока и существенны в тех областях течения, где имеют место большие поперечные градиенты газодинамических переменных. В этом случае решение задачи упрощается и сводится к интегрированию Эйлера уравнений для основной части потока и уравнений пограничного слоя для области течения толщиной ( )Re-1/2. Р. ч., вычисленное по местным параметрам потока и текущему линейному размеру, используется в качестве безразмерной независимой переменной при определении локальных значений коэффициента сопротивления трения и теплопередачи, а также при анализе структуры течения в особых областях потока (окрестность точки отрыва и т. п.).

Рейсовая скорость

Рейсовая скорость - отношение дальности полёта к продолжительности полёта. С середины 80-х гг. термин выходит из употребления. См. Техническая скорость.

Рекорды авиационные

Статья большая, находится на отдельной странице.

Релаксация

Релаксация (от латинского relaxatio - ослабление) в газах - процесс установления термодинамического равновесия (выравнивание физических параметров - давления, температуры, концентрации компонентов и т. п.) между всеми частями газовой системы. Проходит в результате столкновений частиц и для каждого параметра характеризуется своим временем установления равновесия (так называемым временем Р.). При относительно невысоких температурах (обычно менее 1000 К) в газах быстрее всего устанавливается равновесие по поступательным степеням свободы. Равновесие между поступательными и вращательными степенями свободы, связанное с обменом энергии между ними, устанавливается значительно медленнее. При гиперзвуковых скоростях полёта, когда в области возмущающего течения проявляются реального газа эффекты, в многоатомных газах существенную роль играют релаксационные явления, связанные с обменом энергией между поступательными и внутренними степенями свободы, которые оказывают влияние на газо-термодинамические характеристики течения и на аэродинамическое нагревание. Процесс установления термодинамического равновесия по внутренним степеням свободы описывается уравнениями газо- и термодинамики (Навье - Стокса уравнениями, уравнениями теплопроводности, диффузии и др.), дополненными уравнениями химической кинетики и другими релаксационными уравнениями, если времена Р. соответствующих физико-химических процессов сравнимы с характерным газодинамическим временем течения.