Аш — марка авиационных двигателей, созданных в опытном конструкторском бюро под руководством А. Д. Швецова (см. Пермское моторостроительное конструкторское бюро). Двигатели, разработанные под руководством его преемника П. А. Соловьёва, имеют другие марки.
Ещё до образования опытного конструкторское бюро Швецовым на заводе «Мотор» был создан ряд звездообразных поршневых двигателей воздушного охлаждения. Среди них М-11 — первый крупносерийный авиационный двигатель отечественной конструкции. В нём впервые и оригинально был решён ряд важных конструкторских задач: литая головка цилиндра из алюминиевого сплава, навёртывавшаяся на стальной цилиндр, разъёмный коленчатый вал, газораспределение с индивидуальными кулачковыми валиками для каждого цилиндра. Двигатель нашёл широкое применение в легкомоторной авиации.
В опытном конструкторском бюро, которое возглавил Швецов, к началу Великой Отечественной войны были созданы поршневые двигатели М-25, М-62 (АШ-62), АШ-62ИР, М-63 (АШ-63), АШ-82, в годы войны — усовершенствованные более мощные АШ-82Ф, АШ-82ФН . Высокие эксплуатационно-технические качества двигателей достигались разработкой и внедрением ряда оригинальных конструктивных решений: на АШ-62 и АШ-62ИР — двухдемпферного коленчатого вала для устранения крутильных колебаний, эластичной шестерни газораспределения, бокового уплотнения главного шатуна; на АШ-82 — металлокерамических дисков двухскоростной передачи. На АШ-82 и АШ-62ИР было применено фланкирование зуба неподвижной шестерни редукторов. На АШ-82ФН вместо карбюратора установлен агрегат непосредственного впрыска топлива, усовершенствована муфта двухскоростной передачи к нагнетателю (в то время это был самый мощный двигатель в своём классе). На двигателях введена расточка главного шатуна по гиперболе, применены плавающие втулки роликов толкателей.
Во время войны в 1941—1945 были созданы двигатели АШ-83 для истребителей Ла-5, Ла-7 и бомбардировщика Ту-2, а также М-71 (АШ-71) для штурмовиков Су-6, Су-8, бомбардировщика ДВБ-102 (В. М. Мясищева), истребителей И-185 и Ла-7, 18-цилиндровый АШ-71 имел два механизма газораспределения, пустотелые, заполненные металлическим натрием выпускные клапаны, дефлекторы цилиндров для улучшения охлаждения, азотированные гильзы цилиндров, регулятор наддува с внутренней маслопроводкой. Двигатели прошли все необходимые испытания, но вследствие сложности перестройки производства в военное время были выпущены малой серией. В 1944 на базе АШ-82ФН создан двигатель АШ-21 для тренировочных самолётов. После 1945 разработаны новые конструкции поршневых двигателей для тяжёлых самолётов военной и гражданской авиации, двигатели и редукторы для вертолётов. Создан АШ-73ТК для самолёта Ту-4. Для увеличения высотности (более 11 тысяч м) осуществлён двухступенчатый наддув двигателя. В качестве первой ступени наддува применён спроектированный в опытном конструкторском бюро турбокомпрессор ТК-19, работавший на энергии выпускных газов двигателя. Картер выполнен из стали (на других двигателях опытного конструкторского бюро устанавливался дуралюминовый). При создании АШ-73ТК впервые в стране освоены новые технологические процессы: прецизионное литье, автоматическая сварка под флюсом, пористое хромирование поршневых колец. Двигатель был установлен также на первом экземпляре самолета Ял-18 (в варианте с поршневым двигателем).
В 1951 на базе АШ-32ФН изготовлен АШ-82Т. Для увеличения ресурса двигателя усилены редуктор, вал винта и вал агрегатов, средний картер выполнен из стали. Для улучшения охлаждения изменена конструкция головок цилиндров. На базе АШ-82Т разработан вертолётный поршневой двигатель АШ-82В. На нём вместо редуктора установлены две муфты: фрикционная с металлокерамическими дисками, включаемая при разгоне ротора вертолёта, и кулачковая, которая включается при равенстве частот вращения ведомых и ведущих дисков и выходе двигателя на эксплуатационный режим (фрикционная муфта при этом выключается). Для охлаждения двигателя разработан специальный вентилятор с приводом от двигателя. Были также созданы редукторы Р-1 — Р-5 для трансмиссий вертолётов.
В опытном конструкторском бюро разрабатывались также опытные двигатели. Один из них — четырёхрядный 28-цилиндровый звездообразный АШ-2К мощностью 3460 кВт имел турбокомпрессор и семь пульсирующих турбин, работающих на кинетической энергии выпускных газов с передачей мощности на коленчатый вал двигателя. Это последний, самый мощный поршневой двигатель, разработанный в опытном конструкторском бюро. В 1949 он прошёл испытания.
В 1953 перед опытным конструкторским бюро поставлена задача, не прекращая работ по увеличению надёжности и ресурса поршневых двигателей, приступить к разработке газотурбинных двигателей. Для вертолёта Ми-6 был создан экономичный турбовальный двигатель Д-25В , который включает девятиступенчатый компрессор, трубчато-кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину привода компрессора, одноступенчатую турбину привода винта. Применена «свободная», кинематически не связанная с турбокомпрессорной частью двигателя турбина привода винта, которая позволяет получать оптимальную частоту вращения вала несущего винта вертолёта независимо от частоты вращения ротора турбокомпрессора. До 80?х гг. силовая установка Ми-6, состоящая из двух Д-25В и редуктора Р-7, была самой мощной в мире. Созданный для неё редуктор Р-7 имел ряд особенностей и оригинальных конструктивных решений: уравнительный механизм, распределяющий поровну мощность между двумя ведущими спиральными коническими шестернями, спиральную коническую пару, работающую с большими нагрузками при окружных скоростях ~70 м/с, узел центральной шестерни, передающий мощность на несущий винт вертолёта как при одном, так и при двух работающих двигателях, замкнутую планетарную передачу с двумя ступенями. Передаваемая мощность редуктора 8300 кВт.
В 1955 при разработке двигателя Д-20 была выбрана схема двухкаскадного двухконтурного турбореактивного двигателя , которая в дальнейшем явилась основой модификации Д-20П для скоростного пассажирского самолёта Ту-124. В декабре 1959 двигатель прошёл государственные испытания. Он имел двухкаскадный осевой компрессор, трубчато-кольцевую камеру сгорания с 12 жаровыми трубами, трёхступенчатую турбину и сопло с раздельным истечением потока газа из наружного и внутреннего контуров. (Внутренний контур послужил основой двигателя Д-25В.)
В 1965 создана силовая установка для вертолёта В-12 (Ми-12), состоявшая из четырёх двигателей Д-25ВФ и двух редукторов Р-12. Д-20П явился прототипом двигателя Д-30, который в 1967 прошел государственные испытания. Д-30 имел двухкаскадный компрессор (первый каскад четырёхступенчатый, второй — 10-ступенчатый), трубчато-кольцевую камеру сгорания, четырёхступенчатую турбину, общее для обоих контуров реактивное сопло с лепестковым смесителем и камерой смешения. Впервые на отечественном серийном двигателе применены охлаждаемые рабочие лопатки первой ступени турбины. В результате массовой эксплуатации на самолётах Ту-134 двигатели Д-30 наработали более 12 миллионов ч. В 1970 на воздушной линии Аэрофлота, в том числе на международной, вышел самолёт Ту-134А с двигателями Д-30 второй серии. Применение реверсивного устройства на двигателе значительно улучшило эксплуатационные характеристики самолёта. В 1971 проведением государственных испытаний завершены опытно-конструкторские работы по созданию мощного высокоэкономичного Д-30КУ . Установка этих двигателей на Ил-62М позволила увеличить дальность его полёта по сравнению с Ил-62 и повысить коммерческую нагрузку. На двигателе впервые в отечественном двигателестроении установлено реверсивное устройство ковшевого типа.
В 1968 начаты работы над Д-30КП, по основным узлам почти полностью унифицированным с Д-30КУ. В начале 1972 он прошёл государственные испытания. Установлен на самолёте Ил-76. В 1974 для самолёта Ту-134А разработан двигатель Д-30 третьей серии с сохранением взлётной тяги до температуры окружающей среды 30{{°}}С.
В феврале 1979 прошёл 300-часовые испытания Д-30КУ-154 (модификация Д-30КУ), предназначенный для серийного самолёта Ту-154. По сравнению с базовым двигателем в конструкции реверсивного устройства, сопла, системы управления, внешней арматуры внесены небольшие изменения, поставлены дополнительные агрегаты. Лётные испытания Ту-154М с этими двигателями показали значительную (до 28%) экономию топлива.
В 1978 разработана следующая модификация — двигатель Д-30КУ второй серии с сохранением взлётной тяги до температуры окружающей среды 30{{°}}С. Аналогично модифицирован Д-30КП. Это позволило увеличить грузоподъёмность самолёта на 5 т. Дальнейшее совершенствование двигателей ведётся с использованием поузловой доводки, позволяющей значительно ускорить сроки создания новых двигателей. Широко применяются системы автоматического регулирования на базе цифровых вычислительных машин. Накопленный опыт и новые решения находят применение в новых высокоэкономичных двигателях, разрабатываемых для средних и дальних магистральных пассажирских самолётов нового поколения.
В конце 1983 изготовлен, собран и испытан первый экземпляр двигателя Д-90А . Унифицированный двухвальный турбореактивный двухконтурный двигатель ПС-90А (со смешением потоков газа наружного и внутреннего контуров, общим реактивным соплом, реверсивным устройством в наружный контуре) является представителем четвёртого поколения турбореактивных двигателей, создаваемых опытным конструкторским бюро. Двигатель предназначен для установки на магистральные пассажирские самолёты Ил-96-300 и Ту-204. Двигатель имеет высокие параметры термодинамического цикла, которые позволяют экономить до 30% топлива в год. По своим внешним характеристикам (шум, эмиссия) он соответствует международным нормам Международной организации гражданской авиации. Двигатель спроектирован сразу на окончательные ресурсы (холодная часть — 25 тысяч ч, горячая часть — 12,5 тысячи ч). Для особых случаев полёта на нём предусмотрен чрезвычайный режим (тяга на 10% больше, чем на взлётном режиме). В двигателе применён ряд новых конструктивных узлов и решений: узел подпорных ступеней (2 ступени); регулирование радиальных зазоров в 9—13 ступенях компрессора высокого давления и в 1—4 ступенях турбины; камера сгорания с укороченными жаровыми трубами, кольцевым газосборником, диффузором ступенчатой конструкции, фронтовым устройством жаровых труб с топливовоздушными насадками; лопатки турбины высокого давления с многокомпонентным жаростойким защитным покрытием. Для обеспечения стабильности характеристик в процессе эксплуатации за счёт уменьшения термической повреждённости деталей горячей части применена электронная система автоматического регулирования. Для получения высоких показателей эксплуатационной технологичности применён принцип модульности (11 модулей) , предусмотрены широкие возможности контроля технического состояния деталей различными средствами контроля.
Aм — марка авиационных двигателей, созданных под руководством А. А. Микулина (см. Московское научно-производственное объединение «Союз»). Двигатели, разработанные по руководством его преемников С. К. Туманского, затем О. Н. Фаворского, имеют другие марки.
Основанию опытного конструкторского бюро Микулина (опытного завода № 300) предшествовали работы по созданию ряда авиационных поршневых двигателей, проведенные под его руководством в ЦИАМ и на заводе имени М. В. Фрунзе. В 1929—1931 был разработан и запущен в серийное производство двигатель М-34 . С августа 1936 М-34 получил обозначение АМ-34 (по первым буквам имени и фамилии конструктора). М-34 — первый поршневой двигатель жидкостного охлаждения отечественной конструкции, послуживший в дальнейшем прототипом серийных двигателей АМ-34Р, АМ-34РН, АМ-35А, АМ-38Ф и АМ-42 мощностью от 603 до 1470 кВт. В 1937 на самолётах АНТ-25 с АМ-34Р экипажи В. П. Чкалова и М. М. Громова совершили дальние беспосадочные перелёты через Северный полюс в США. Кроме того, были созданы двигатели АМ-37, АМ-39, АМ-40 и АМ-43НВ мощностью от 1030 до 1690 кВт, но в связи с военным временем они серийно не выпускались. В 1943—1946 велись также работы по повышению высотности и экономичности поршневых двигателей семейства AM.
С 1946 опытное конструкторское бюро начинает работать в новом направлении, связанном с проектированием и созданием турбореактивных двигателей. Первый из них АМТКРД-01 в 1948 успешно выдержал государственные 25?часовые стендовые испытания. Сразу были начаты работы по его модификации. В 1949 АМРД-02 с тягой, увеличенной до 41,7 кН, успешно прошёл государственные стендовые испытания. Принципиальные схемы двигателей аналогичны. С целью уменьшения массы и длины двигателей трубчато-кольцевая камера сгорания выполнена противоточной.
Восьмиступенчатый осевой компрессор (на АМРД-02— девятиступснчатый) приводился во вращение одноступенчатой турбиной. Была разработана конструкция соединения дисков компрессора с валом посредством шлицов, боковые поверхности которых направлены по радиусу. На АМТКРД-01 установлено регулируемое реактивное сопло с электроприводом, на АМРД-02 — нерегулируемое. Запуск двигателей производился воздушным стартером типа ротационной воздуходувки. В 1948—1949 двигатели проходили лётные испытания на опытном самолёте.
В 1949 было начато проектирование самого мощного в мире для того времени турбореактивного двигателя АМ-3. В 1952 он успешно прошёл государственные стендовые испытания и был запущен в крупносерийное производство. Это был первый отечественный серийный турбореактивный двигатель большой тяги. На двигателе установлены: восьмиступенчатый осевой компрессор, созданию которого предшествовала экспериментальная отработка модельных компрессоров, трубчато-кольцевая камера сгорания, состоящая из 14 прямоточных жаровых труб, заключённых в общий кожух, двухступенчатая турбина и нерегулируемое сопло. Во фронтовом устройстве камеры сгорания поставлены завихрители. Введено охлаждение жаровой трубы с помощью оребрённых стенок. Применены автоматический бортовой запуск от турбостартера мощностью 65—75 кВт с приводом через гидромуфту, управляемая противообледенительная система, топливомасляный радиатор для охлаждения масла топливом двигателя.
Одна из особенностей АМ-3 — компрессор с дозвуковыми высоконапорными ступенями, обеспечивающими степень повышения давления, равную 6,2. Первая ступень имела большую осевую скорость воздуха (до 200—210 м/с), что обеспечивало высокую производительность компрессора. Впервые было введено регулирование компрессора перепуском воздуха за первыми ступенями. Применено штифтовое соединение дисков в роторе барабанного типа, обеспечивающее их центровку. Для уменьшения радиальных зазоров над рабочими лопатками и в лабиринтах нанесён слой талька с графитом. В модификациях АМ-3 (двигатели РД-ЗМ, РД-ЗМ-500) тяга увеличена до 94,6 кН (на чрезвычайном режиме до 104 кН).
Дальнейшее совершенствование проектируемых узлов и двигателей, их оптимизация и повышение надёжности требовали проведения теоретических и экспериментальных исследований. Руководил этими работами в опытном конструкторском бюро Б. С. Стечкин. В 1950 на опытном заводе исследовали влияние размеров турбореактивных двигателей на его массу. Было установлено, что для подобных в газодинамическом и конструктивном отношении турбореактивных двигателей удельная масса существенно снижается при уменьшении (до определенных пределов) размеров двигателя. В 1950 в соответствии с результатами этих исследовании спроектирован турбореативный двигатель АМ-5. Двигатель имел удельную массу 0,0227 кг/Н, что было в полтора раза ниже, чем у существовавших в то время отечественных и зарубежных турбореактивных двигателей. На АМ-5 установлены восьмиступенчатый осевой компрессор, кольцевая камера сгорания, двухступенчатая турбина и нерегулируемое сопло. Система автоматического регулирования обеспечивала управление двигателем только путем перестановки основного рычага управления двигателем. Применена автономная масляная система, состоящая из масляного бака с маятниковым заборником и топливомасляного радиатора, размешенных на двигателе. В системе смазки в один агрегат включены нагнетающий насос, фильтр, предохранительный, обратный и редукционный клапаны, что сократило число трубопроводов, снизило массу и увеличило надёжность масляной системы. Использован стартер-генератор. Для электрического запуска разработана автоматическая двухскоростная передача с двумя обгонными муфтами — роликовой и кулачковой. В 1952 были начаты работы по созданию турбореактивного двигателя с форсажной камерой (ТРДФ) РД-9Б для сверхзвукового истребителя. При его проектировании использован опыт отработки конструкции отдельных узлов АМ-5. Двигатель имел трубчато-кольцевую камеру сгорания (девять прямоточных жаровых труб в общем кожухе), двухступенчатую турбину, форсажную камеру с трёхпозиционным соплом. Особенностью двигателя был высоконапорный девятиступенчатый осевой компрессор со сверхзвук, первой ступенью, применение которой увеличило производительность и напор компрессора. При его доводке проведены исследования с целью согласования сверхзвуковой ступени с дозвуковой частью и обеспечения устойчивой работы компрессора на всех режимах. РД-9Б был первым отечественным двигателем со сверхзвуковой ступенью компрессора, запущенным в крупносерийное производство. На двигателе установлен регулятор управления лентой перепуска воздуха из компрессора по приведённой частоте вращения. Разработана надёжная и простая система дозировки топлива. Установлен топливомасляный агрегат, состоящий из маслоблока и топливомасляного теплообменника, что явилось прогрессивным шагом на пути объединения элементов системы смазки. Применён двухскоростной привод стартера-генератора, что обеспечило повышение крутящего момента примерно в 4 раза в стартерном режиме и получение необходимой частоты вращения в генераторном режиме. Обеспечен карбюраторный розжиг форсажной камеры. В 1956 проведены работы по форсированию РД-9Б. В модификации РД-9Ф тяга увеличена до 37,3 кН. Анализ путей развития и работы двигателей, выполненных по одновальной схеме (с учётом необходимости специального регулирования многоступенчатых высоконапорных компрессоров для обеспечения их гаэодннамической устойчивости), привёл к принципиально новому в то время направлению проектирования двигателей по двухвальной схеме. Опыт создания отдельных сверхзвуковых ступеней компрессора позволил перейти к решению более сложной задачи — обеспечению их совместной работы в многоступенчатом компрессоре, что давало возможность сократить число ступеней, уменьшить массу, габаритные размеры и трудоёмкость изготовления компрессора. В 1953 начато проектирование турбореактивного двигателя с форсажной камерой Р11-300. В 1958 он успешно прошёл государственные стендовые испытания и был запущен в серийное производство. На двигателе применены шестиступекчатый осевой компрессор, трубчато-кольцевая камера сгорания, двухступенчатая турбина, форсажная камера с всережимным реактивным соплом. Компрессор содержит по три высоконапорных сверхзвуковых (околозвуковых) ступени каскадов низкого и высокого давления. С помощью компрессора обеспечена устойчивая работа двигателя на всех режимах (без использования механизации компрессора), расширен диапазон крейсерских режимов и улучшена экономичность на глубоких (при малой тяге) крейсерских режимах. В двигателе отсутствуют выносные опоры. Вместо традиционного переднего корпуса компрессора применено консольное крепление первой ступени к ротору. Этим сделан шаг к внедрению модульной конструкции (в случае повреждения в эксплуатации первая ступень легко заменяется), Рабочие лопатки второй ступени бандажированы с целью исключения резонансных колебаний. Снижена общая масса двигателя, упрощена противообледенительная система.
При создании двигателя теоретически разработаны и применены основные принципы регулирования двухзальных турбореактивных двигателей с форсажной камерой, что обеспечило получение оптимальных высотно-скоростных характеристик, простоту и надёжность эксплуатации двигателя. Применение ограничителя частоты вращения ротора высокого давления позволило ограничить для любых режимов работы и климатических условий максимально допустимую температуру газа перед турбиной. Система охлаждения масла автономная. Для обеспечения работы масляной системы в высотных условиях на центробежный суфлёр поставлен баростатический клапан, с помощью которого поддерживается постоянное давление в масляных полостях двигателя. Надёжный запуск двигателя на всех высотах и режимах полёта обеспечивается подпиткой воспламенителя кислородом.
В крупносерийном производстве выпускалось несколько модификаций двигателя (Р11Ф-300, РПФ2-300 и др.). В ходе модификации его тяга была повышена до 60,5 кН. Благодаря высоким удельным параметрам, малым удельной массе и габаритам в сочетании с относительно малой трудоёмкостью изготовления и хорошими эксплуатационными качествами двигатели типа P11-300 нашли широкое применение.
В 1959—1961 создан малоразмерный турбореактивный двигатель РУ19-300 упрощенной конструктивной схемы для двухместного учебного и одноместного спортивного самолётов Як-30 и Як-32. В 1966—1970 проведена доработка двигателя с целью использования его в качестве вспомогательной силовой установки на самолёте Ан-24. Применены семиступенчатый осевой компрессор, кольцевая камера сгорания, одноступенчатая турбина и нерегулируемое реактивное сопло. Двигатель технологичен в производстве, выпускается с гарантийным ресурсом 1,5 тысяч часов.
В 1967—1974 создан подъёмно-маршевый турбореактивный двигатель Р27В-300 , который устанавливается на самолет вертикального взлета и посадки Як-38. Двигатель спроектирован по двухвальной схеме и состоит из 11-ступенчатого осевого компрессора (пять ступеней ротора низкого давления и шесть ступеней ротора высокого давления) с циркуляционным перепуском воздуха над лопатками первого рабочего колеса, кольцевой камеры сгорания, двухступенчатой турбины с охлаждаемыми лопатками сопловых аппаратов и рабочими лопатками первой ступени, криволинейного реактивного сопла с двумя поворотными сужающимися насадками, приводимыми во вращение двумя гидродвигателями с рессорной синхронизацией, автономной системы смазки с замкнутой циркуляцией, системы топливной автоматики, электрической автоматической системы запуска, бортовой и наземной системы контроля. Двигатель эксплуатируется в широком диапазоне высот и скоростей полёта. Высокая газодинамическая устойчивость позволяет двигателю надёжно работать в экстремальных условиях по уровню неравномерности температур и пульсаций воздуха на входе. Конструкция двигателя обеспечивает устойчивую работу силовой установки при применении бортового оружия.
Одновременно в опытном конструкторском бюро велась разработка двигателя для самолётов, у которых основным режимом является полёт с высокими сверхзвуковыми скоростями. Особенность такого двигателя — умеренная степень повышения давления в компрессоре, позволяющая получить оптимальные тяговые характеристики при больших скоростях полёта. Двигатель был выполнен по одновальной схеме, имел пятиступенчатый компрессор, трубчато-кольцевую камеру сгорания, одноступенчатую турбину, форсажный контур с двухстворчатым регулируемым соплом, снижающим внешние потерн. Автоматическое регулирование режимов работы осуществлялось электронной аппаратурой.
Дальнейшее совершенствование турбореактивных двигателей ведётся в направлении повышения удельных параметров, температуры газа перед турбиной, эффективности узлов, снижения трудоёмкости изготовления. Проводится анализ различных принципиальных схем и поиска новых прогрессивных конструктивных и технологических решений.
Автомат перекоса — механизм в системе управления несущим винтом вертолёта для изменения углов установки лопастей. А. п. является средством (или одним из средств) регулирования тяги винта к изменения её направления, то есть обеспечивает управляемость вертолёта относительно продольной и поперечной осей. Управление А. п. осуществляется ручкой управления и рычагом общего шага из кабины пилота либо от системы автоматического управления.
Различают А. п. кольцевого типа, рычажные, кривошипные, типа «паук». Наиболее распространены А. п. кольцевого типа схема которых была впервые предложена Б. Н. Юрьевым в 1911. В А. п. этой схемы под втулкой несущего винта (соосно с валом) устанавливаются два кольца (вращающееся и невращающееся), которые могут перемещаться вдоль вала и наклоняться относительно его оси. Вращающееся кольцо связано с невращающимся через подшипник таким образом, что оба кольца могут наклоняться и перемещаться в осевом направлении только совместно. Вращающееся кольцо связано с втулкой несущего винта (обычно посредством шлиц-шарнира) и вращается с частотой несущего винта. Кольца в сборе шарнирно установлены на направляющей (стакане), параллельной оси вала несущего винта. К невращающемуся кольцу подсоединены элементы цепи управления циклическим шагом и общим шагом несущего винта (качалки и рычаги либо непосредственно бустеры при так называем трехбустерной схеме привода А. п.), а к вращающемуся — тяги рычагов поворота лопастей. При перемещении колеи по направляющей без изменения их углового положения происходит одновременное изменение углов установки лопастей на одну и ту же величину (управление общим шагом). При наклоне колец А. п. углы установки периодически (в течение одного оборота) меняются. Внешнее расположение А. п. кольцевого типа выгодно с конструктивной и технологической точек зрения, а также облегчает техническое обслуживание (упрощены осмотр, смазка). У А. п. типа «паук» (рис. 2) внутри вала несущего винта шарнирно установлен рычаг, на верхнем конце которого закреплена крестовина, связанная с рычагами поворота лопастей. Шарнир рычага установлен в стакане, который может перемещаться вдоль оси вала несущего винта. К нижней части рычага подсоединена цепь управления циклическим шагом, а к стакану — цепь управления общим шагом. Поворот рычага вызывает наклон крестовины и периодическое изменение углов установки лопастей. Перемещение стакана вместе с рычагом вдоль вала несущего винта вызывает вертикальное перемещение крестовины и изменение углов установки всех лопастей на одну и ту же величину. К достоинствам схемы А. п. типа «паук» относится некоторое снижение «вредного» сопротивления (благодаря размещению части элементов внутри вала несущего винта), к недостаткам — жёсткие габаритные ограничения и проблемы с установкой надвтулочных устройств, соединительные элементы которых проходят внутри вала несущего винта.
Авиетка (французское aviette) — устаревш название маломощного одноместного самолёта (мощность двигателя до 25 кВт), обычно любительской постройки или созданного в общественном конструкторском бюро. Как правило, это простой, недорогой самолёт с мотоциклетным двигателем. В СССР строительство А. получило развитие в 1920-е гг. благодаря массовому увлечению молодёжи авиацией. В 1924—1925 Общество друзей воздушного флота (ОДВФ) проводило конкурс проектов маломощных самолётов и двигателей, в 1934 проходил конкурс Авиавнито, в 1935 — 1?й всесоюзный конкурс лёгких самолётов. В последующие годы к А. стали относить одно- и двухместные самолёты и самолёты с двигателем мощностью до 75 кВт.
Первая в России А. «Касьяненко № 4» была построена в 1913; мощность двигателя «Анзани» 11 кВт. К первым советским А. относятся ВОП-1 (конструктор В. О. Писаренко) и АНТ-1 (конструктор А. Н. Туполев) , построенные в 1923. А. типа- «летающее крыло» были созданы Б. И. Черановским («Парабола» БИЧ-3, 1926; БИЧ-20, 1937). А. НВ-5 В. В. Никитина, получившая первую премию конкурса Авиавнито в 1934, строилась в несколько вариантах. Над созданием А. работали также В. К. Грибовский, В. П. Невдачин, А. Н. Рафаэлянц, А. С. Яковлев и другие А. «Буревестник» С-4 Невдачина, построенная в кружке Общества друзей воздушного флот, совершила рекордный перелёт Москва — Одесса и установила рекорд высоты (5500 м) в 1927. Этот самолёт экспонировался на международной авиационной выставке в Берлине в 1928. А. АИР-1, созданная в Военно-воздушной инженерной академии Яковлевым, установила 2 мировых рекорда (дальности полёта — 1420 км и продолжительности — 15 ч 30 мин) во время перелёта Москва — Симферополь в 1927.
авиация (французское aviation, от латинского avis — птица) — широкое понятие, связанное с полётами в атмосфере аппаратов тяжелее воздуха. А. включает необходимые технические средства и личный состав, функционирует в рамках сложившихся организационных структур и опирается на специальные отрасли знаний. Авиационная техника наряду с летательными аппаратами, реализующими преимущественно динамические принципы создания подъёмной силы (самолётами, планерами, автожирами, вертолётами, винтокрылами и другими), охватывает также различные наземные средства, обеспечивающие подготовку летательных аппаратов к полёту и выполнение полётного задания. Создание авиационной техники сосредоточено в авиационной промышленности, отраслях радиоэлектронного профиля и других, которые проводят научные исследования и осуществляют разработку и изготовление соответствующей продукции. Личный состав А. включает лётный состав, а также широкий круг специалистов, связанных с техническим обслуживанием авиационной техники, управлением воздушным движением и т. д. В соответствии с назначением различают гражданскую и военную А. Гражданская А. может включать как государственные авиапредприятия транспортные, так и частные или смешанные авиакомпании. В ряде государств принято выделять так называемую А. общего назначения, к которой относят личные, служебные, спортивные и некоторые другие летательные аппараты. В СССР применение летательных аппаратов для пассажирских и грузовых перевозок и в других целях было подведомственно Министерству гражданской авиации СССР (см. Гражданская авиация СССР), а руководство развитием авиационного спорта осуществлял ДОСААФ СССР. Парк летательных аппаратов гражданской А. включает магистральные пассажирские самолёты, самолёты местных воздушных линий, самолёты и вертолёты для перевозки грузов, проведения авиационно-химических работ (см. также Сельскохозяйственная авиация), медицинского обслуживания населения (см. Санитарная авиация), аэрофотосъёмки и других работ. Военная А. может выступать в качестве самостоятельного вида вооруженных сил или входить в состав других видов вооруженных сил: военно-воздушных сил (см. Военно-воздушные силы), военно-морской флот (см. Морская авиация), войск ПВО (см. Авиация ПВО), сухопутных войск (армейская А.) и др. Обеспечение эксплуатации авиационной техники требует развития сети аэропортов (аэродромов), центров и пунктов управления воздушным движением, ремонтных предприятий, учебных заведений для подготовки лётного и инженерно-технического состава и других служб. Авиационная наука, формирующая основы создания и применения авиационной техники, базируется на достижениях аэродинамики, газовой динамики, механики полёта, аэронавигации, теории автоматического регулирования, строительной механики, материаловедения, технологии, акустики, радиоэлектроники, эргономики, метеорологии, медицины, экономики, военных наук и т. д.
Метки:Организации, Предприятия, Термины, ТехнологииАвиационный научно-технический комплекс имени А. Н. Туполева. История предприятия восходит к 1922, когда при Центральном аэрогидродинамическом институте была образована Комиссия по постройке металлических самолётов, а председателем комиссии назначен А. Н. Туполев, возглавлявший в Центральном аэрогидродинамическом институте Авиационный отдел, который стал затем по существу самолётостроительным КБ с собственной производственной базой (сначала мастерские, а с 1926 — опытный завод). Это подразделение Центрального аэрогидродинамического института, носившее впоследствии различные названия — отдел авиации, гидроавиации, опытного строительства (АГОС), ЦКБ Центрального аэрогидродинамического института, сектор опытного строительства (СОС), специализировалось главным образом на разработке и постройке опытных образцов цельнометаллических самолётов; выполнялись также работы по аэросаням, глиссерам, торпедным катерам, дирижаблям. В 1936 конструкторский отдел СОС (КОСОС) и завод опытных конструкций (ЗОК) были выделены из Центрального аэрогидродинамического института и образовали авиационный завод № 156 Наркомтяжпрома. В 1938—1941 на его территории располагалось ЦКБ-29 НКВД, в котором работали многие репрессированные в те годы авиационные специалисты, в том числе Туполев и другие сотрудники завода, а производственная база использовалась для постройки опытных образцов самолётов, разрабатывавшихся в ЦКБ. В июле 1941 предприятие было перебазировано в Омск (см. Омское производственное объединение «Полёт»), а в середине 1943 реэвакуировано и продолжило свою деятельность (снова как завод № 156) в Москве. О самолётах, созданных на предприятии под руководством А. Н. Туполева и его преемника А. А. Туполева, см. в статье Ту. Современное название — с 1989, имя А. Н. Туполева присвоено в 1973. В разные годы здесь работали А. А. Архангельский, Н. И. Базенков, В. Н. Беляев, А. П. Голубков, С. М. Егер, Д. С. Марков, В. М. Мясищев, А. В. Надашкевич, И. Ф. Незваль, А. И. Некрасов, В. М. Петляков, А. И. Путилов, Е. К. Стоман, П. О. Сухой, А. М. Черёмухин, В. А. Чижевский и многие другие известные конструкторы и учёные. Предприятие награждено двумя орденами Ленина (1947, 1972), орденом Октябрьской Революции (1971).
Метки:Организации, Предприятия, Технологии, Ученый, ФизикаАвиационные материалы — материалы, применяемые в летательных аппаратах. В отечественной практике А. м. по назначению подразделяются на конструкционные, определяющими характеристиками которых являются механические свойства, и материалы неконструкционного назначения, определяющими параметрами которых являются специфические физико-химические свойства. По своей природе А. м. подразделяются на металлические, неметаллические и композиционные; по условиям эксплуатации — на жаропрочные, для работы при низких температураx, тепло-, износо-, коррозионно-, топливо-, масло-, огнестойкие и т. д. Отдельные классы А. м., в свою очередь, подразделяются на многочисленные группы: металлические А. м. — на металлические сплавы и покрытия металлов; неметаллические А. м. — на пластики конструкционного и радиотехнического назначения, волокнистые материалы, лакокрасочные материалы и эмали, клеи, смазочные материалы, оптические материалы, декоративные материалы, керамические и металлокерамические материалы, эластомерные материалы, рабочие жидкости бортовых систем, радиопрозрачные и радиопоглотающие материалы и др. Композиционные материалы по своей природе подразделяются на волокнистые, слоистые, порошковые и смешанного типа; по виду матрицы — на материалы с металлическими и неметаллическими матрицами и полиматричные материалы.
Уже за три столетия до создания первых летательных аппаратов тяжелее воздуха люди понимали, что необходимые для них материалы должны отвечать определенному требованию — сочетанию лёгкости и прочности. Однако разработкой таких материалов не занимались, и для постройки (1883) первого в России самолёта А. Ф. Можайский использовал обычные материалы: сталь, шёлк, льняной линь и т. п. Но в начале XX в., когда в России появились заводы для строительства самолётов, А. м. были выделены в отдельную группу материалов; начали публиковаться научные работы отечественных учёных в области А. м. Основными А. м. тогда были древесина (сосна, липа, тополь и другие), одной из важных характеристик которой считалась способность надёжно держать гвозди. Для обтяжки крыльев и поверхностей применялись ткани (перкаль, шёлк), прорезиненные или с водонепроницаемым покрытием, например лаками. Алюминий только осваивался промышленностью и применялся в виде отдельных отливок, листов и тянутого материала для капотов двигателей и обшивки гондол. Некоторые детали самолётов изготавливали из магналия (сплав 90—98% алюминия и магния). Но в силу исторически сложившихся традиций и реальных возможностей строительства самолётов основным конструкционным материалом в отечественном авиастроении оставалась древесина, которая широко использовалась вплоть до окончания Великой Отечественной войны.
В начале 20?х гг. в конструкции отечественных самолётов появился алюминий, обладающий по сравнению с другими применяемыми в то время материалами наибольшей удельной прочностью и большей долговечностью. С 1920 в Московском высшем техническом училище, Центральном аэрогидродинамическом институте и на некоторых предприятиях проводились разработки алюминиевых сплавов. Для решения задачи строительства цельнометаллических самолётов и организации в стране производства алюминевых сплавов в 1922 в Центральном аэрогидродинамическом институте была образована Комиссия по постройке металлических самолётов, председателем которой был назначен А. Н. Туполев.
Для обеспечения самолётостроения качественными металлическими и неметаллическими материалами 6 октября 1925 коллегия Центрального аэрогидродинамического института приняла решение о создании Отдела испытаний авиационных материалов и конструкций. В 1928—1929 наряду с алюминием в опытных самолётах начали использовать более прочный материал — сталь. Возникла потребность в высокопрочных сталях без дорогих импортируемых легирующих элементов — молибдена и никеля. Возрастающая роль А. м. в создании передовой авиации потребовала организации научно-исследовательского центра по А. м. В 1932 в составе Главного управления авиационной промышленности был организован Всесоюзный научно-исследовательский институт авиационных материалов (ВИАМ). В 1934—1935 в ВИАМ были проведены исследования среднеуглеродистой стали с марганцем, хромом и кремнием. Дальнейшие изыскания привели к созданию в 1936—1938 первой отечественной самолётной высокопрочной стали, получившей название хромансиль. Хромансиль и сейчас успешно применяется для силовых конструкций самолётов всех типов (в США авиационные стали разработаны и внедрены только после 1952). Прочность современных отечественных конструкционных деформируемых сталей достигает 2000 МПа и более. В начале 30?х гг. были разработаны «электроны» — лёгкие магниевые сплавы для самолётов, дающие экономию массы по сравнению с алюминием на 1/5—1/3.
В годы Великой Отечественной войны одной из важнейших стала задача повышения боевой живучести самолётов. Важную роль в решении этой задачи сыграла разработанная в ВИАМ авиационная броня. Во время войны в ВИАМ были разработаны и другие уникальные для того времени А. м.; жаропрочные стали для клапанов без дефицитного кобальта; прозрачная броня из органического стекла для остекления самолётов; специальная фибра для топливных баков с протектором из резины, затягивающей пробоины; маскирующие покрытия для самолётов, которые не обнаруживались при инфракрасной аэрофотосъёмке, сливаясь с фоном местности.
Послевоенное развитие авиационной техники выдвинуло задачу создания А. м. для реактивной и высотной авиации Для решения этой задачи в конце 40?х — начале 50?х гг. были созданы и освоены деформируемые жаропрочные сплавы. Одновременно ВИАМ по предложению С. Т. Кишкина начал разрабатывать для лопаток турбин высокотемпературных реактивных двигателей литейные жаропрочные сплавы, обладающие рядом преимуществ перед деформируемыми (можно ввести больше легирующих элементов, отливать полые охлаждаемые лопатки, скорость диффузии в литейных сплавах меньше, а стабильность структуры больше). Температурный уровень жаропрочности отечественных жаропрочных сплавов возрос с 800 до 1050 С при напряжении 140 МПа за 100 ч.
В конце 40?х гг. ВИАМ разработал высокопрочные мартенситно-стареющие коррозионно- и жаростойкие стали и стали переходного класса с низким содержанием углерода. В тот же период сотрудниками ВИАМ были разработаны и внедрены в конструкцию самолётов высокопрочные деформируемые алюминиевый сплавы, а в конце 50?х — начале 60?х гг. — литейные алюминиевые сплавы, у которых легированием редкоземельными элементами или оптимизацией химического состава была достигнута высокая прочность при температураx до 400{{°}}С. Прочность современных алюминиевый сплавов достигает 750 МПа для деформируемых и 550 МПа для литейных.
Повышение уровня рабочих напряжений, температур и требований к удельной прочности и весовой отдаче самолётов привели к внедрению в авиацию в 50?х гг. титановых сплавов, характеризующихся удачным сочетанием небольшой плотности, высокой прочности, жаропрочности и коррозионной стойкости и превосходящих по удельной прочности большинство другие сплавов. Прочность современных титановых сплавов достигает 1600 МПа. В 50-х же гг. в авиастроении начали применяться бериллиевые сплавы, которые по прочности и некоторым другим свойствам в ряде случаев превосходят алюминиевые и титановые сплавы. Находят применение в авиации медные сплавы, получают распространение сплавы на основе тугоплавких металлов.
Улучшение характеристик А. м. шло в основном по пути использования для легирования или в качестве основы всё более широкого набора химических элементов. Это в свою очередь требовало совершенствования существовавших и разработки новых технологических процессов и оборудования. Для этих целей в 1961 был создан Всесоюзный институт лёгких сплавов (ВИЛС).
Послевоенное развитие авиации потребовало создания и неметаллических А. м. с различными специфическими свойствами. В конце 40?х — начале 50?х гг. были начаты разработки полимеров как основы широкой гаммы неметаллических материалов для реактивной авиации: конструкционных пластиков и пенопластов (см. Пеноматериалы), эластомеров и резин для уплотнений, герметиков, клеёв, рабочих жидкостей гидросистем, материалов остекления (см. Стекло в авиастроении), теплозащитных материалов, теплоизоляционных материалов, звукопоглощающих материалов, облицовочных материалов. В 50—60?х гг. были созданы полимеры, ставшие основой многие теплостойких неметаллических А. м., нашедших широкое применение в авиации. В 30?х гг. были начаты разработки вибропоглощающих вязкоупругих материалов для снижения виброперегрузок на участках, примыкающих к двигателю, гашения шума, излучаемого обшивкой, повышения усталостной долговечности деталей и т. д. Ужесточение требований к пожаробезопасности самолётов в 50—60?х гг. привело к созданию полимерных А. м. с пониженной горючестью.
В 60?х гг. были начаты работы по созданию и применению конструкционных композиционных материалов, сложно армированных различными упрочнителями, вводимыми извне или образующимися в материале (например, в электрических жаропрочных сплавах направленной кристаллизации и в самоармируемых полимерах), имеющих более высокие удельные прочность и жёсткость, чем классические материалы. Разработаны новые технологические процессы, обеспечивающие высокое качество и чистоту А. м.: выплавка металла в специальных средах, регламентированная и направленная кристаллизация, использование эффекта сверхпластичности, порошковая (гранульная) металлургия (см. Порошковые материалы, Гранулируемые сплавы, Дисперсноупрочнённые материалы) с использованием высокоскоростной кристаллизации, газо- и гидростатическое прессование и другие Большая роль в использовании порошковой (гранульной) металлургии для получения А. м. принадлежит ВИЛС. Для повышения безопасности полётов во всепогодных условиях разработаны материалы и методы защиты от грозовых разрядов и разрядов зарядов статического электричества. Насыщенность современных летательных аппаратов радиоэлектронной аппаратурой обусловила разработку материалов, защищающих электронные системы от интерференции электромагнитного излучения. Стремление повысить боевую живучесть самолётов и вертолётов привело к созданию новых видов А. м., обеспечивающих стойкость к поражающим факторам систем оружия и пониженный уровень демаскирующих сигналов, воспринимаемых радиолокационными, инфракрасными, акустическими, оптическими и другими системами обнаружения. Для защиты кабины пилота, двигателя и важных систем самолёта разработаны новые виды брони — металлическая, керамическая, пластмассовая, комбинированная.
Для обеспечения оптимальных условий обзора и защиты от факторов окружающей среды созданы надёжные теплостойкие материалы остекления самолётов. Разработаны остекление с поляризующими фильтрами и фотохромное стекло для регулирования светопропускания, стекло, защищающее пилота от светового излучения ядерных взрывов и другие С повышением скоростей и усилением интенсивности воздушного движения непрерывно возрастает опасность столкновения самолёта с птицами, поэтому ведётся поиск материалов и конструкций остекления, способных выдерживать такие столкновения.
Появление радиолокационных станций обнаружения привело к созданию радиопоглощающих материалов, обеспечивающих уменьшение эффективной отражающей поверхности летательного аппарата с целью их противорадиолокационной маскировки. Для защиты антенн самолётных радиолокационных станций от воздействия аэродинамических и термомеханических нагрузок разработаны радиопрозрачные материалы с покрытиями, защищающими от пылевой и дождевой эрозии, а для новейших самолётных многомодовых радиолокационных станций с интегральными системами типа «обтекатель — антенна» — радиопрозрачные материалы, включающие элементы раднотехнических систем (волноводные фазовращатели и т. д.). Появление инфракрасных систем обнаружения, пеленгации и автоматического сопровождения привело к разработке как инфракрасных прозрачных материалов, используемых в качестве преломляющих сред, так и к созданию инфракрасных поглощающих материалов для маскировки летательных аппаратов.
Разрабатываются материалы и методы защиты от поражающего фактора ядерных взрывов — электромагнитного импульса, который приводит к появлению на обшивке самолёта поверхностных токов силой 5—10 кА с частотой 1—10 МГц и соответствующих электрических и магнитных полей, выводящих из строя радиоэлектронную аппаратуру. Для защиты летательного аппарата от рентгеновского излучения ядерного взрыва создаются экранирующие материалы.
Дальнейшее развитие А. м. определяется требованиями прогресса науки и техники. Ведущиеся исследования по применению водорода в качестве авиационного топлива охватывают и разработку А. м., способных работать в среде водорода и продуктов его сгорания, открываются перспективы улучшения свойств А. м. за счёт космической технологии, основанной на особенностях протекания в невесомости таких физико-химических явлений, как диффузия, поверхностное натяжение, теплоперенос, кристаллизация и другие. Непрерывный прогресс в области А. м. является одной из основ дальнейшего развития авиации.